О прямоточных воздушно-реактивных двигателях для летательных аппаратов

О прямоточных воздушно-реактивных двигателях для летательных аппаратов. — Авиация и космонавтика, 1965, № 1, с. 80-81. [c.424]

О прямоточных воздушно-реактивных двигателях для летательных аппаратов........................................................................1965 [c.427]

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели создают тягу, необходимую для продвижения летательных аппаратов. Пороховые и жидкостные ракеты при той же площади миделевого сечения и при том же весе способны развивать большую тягу, [c.150]

Следует заметить, что такой прямоточный воздушно-реактивный двигатель не может обеспечить старт летательного аппарата, так как в неподвижном состоянии он работать не может. [c.458]

Для полетов со сверхзвуковой скоростью могут применяться прямоточные воздушно-реактивные двигатели несколько иной конструктивной схемы (рис. 15.48). При движении летательного аппарата со сверхзвуковой скоростью с такой же скоростью воздушный поток входит в диффузор, представляющий собой сопло Лаваля . Сверхзвуковой поток сначала будет тормозиться в сужающейся части канала. Скорость потока воздуха в самой узкой части диффузора равна местной скорости звука. При торможении давление воздуха повышается. В расширяющейся части диффузора происходит дальнейшее торможение газового потока, в результате чего его давление продолжает увеличиваться, а скорость становится дозвуковой. После диффузора воздушный поток поступает в камеру сгорания. В камере сгорания происходит смешение топлива с воздухом и его сгорание. Температура и внутренняя энергия газа увеличиваются. Из камеры сгорания газовый поток направляется в комбинированный канал (сопло Лаваля). В сужающейся части сопла газовый поток в результате расширения ускоряется и в минимальном сечении его скорость становится равной местной скорости звука. В дальнейшем расширение газа происходит уже в расширяющейся [c.459]

Казалось, по мере борьбы за скорость полета двигатель летательного аппарата конструктивно должен все время усложняться. А здесь при высоких скоростях полета можно обойтись применением двигателя простейшей конструкции. При сверхзвуковых скоростях полета (3... 4)М прямоточный воздушно-реактивный двигатель не имеет себе равных во [c.460]

В последнее время среди специалистов, занимающихся проектированием беспилотных летательных аппаратов, возрастает интерес к ракетно-прямоточным двигателям (РПД), в которых сочетаются достоинства ракетных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей надежность работы первы,х и высокий единичный импульс вторых. Поэтому при подготовке конструкторов ракетных двигателей необходимо изучение особенностей проектирования и расчета РПД. [c.3]

Определение оптимального контура трехмерного выходного устройства, имеющего прямоугольные поперечные сечения и косой срез. В качестве базового для исследований возьмем выходное устройство гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя [6, 7]. При этом берется несимметричная схема выходного устройства, соответствующая нижнему расположению двигателя в летательном аппарате. У этого выходного устройства поверхности кормы, верхней и нижней стенок сопла, а также боковых стенок образованы плоскостями и, кроме верхней стенки сопла, параллельны продольной оси X. Кромка косого среза имеет прямолинейную форму, донный торец отсутствует. Внутренний и внешний потоки идеального газа имеют постоянное значение показателя адиабаты у= 1.4. Экспериментальные и численные (с помощью осредненных уравнений Навье - Стокса) исследования этого устройства проведены в [6]. Численные исследования в рамках модели идеального газа выполнены в [7]. Расчеты проведены с использованием трехмерных уравнений Эйлера с учетом и без учета влияний пристеночных пограничных слоев и даны соответствующие сравнения с результатами [6]. [c.168]

Заключение. С использованием разработанного ранее прямого метода рассчитаны оптимальные трехмерные контуры сверхзвуковых сопел и выходных устройств, дающие максимальную тягу. Расчеты проводились для сверхзвуковых течений невязкого совершенного газа при отсутствии отрывных зон. Определены оптимальные контуры трехмерного сопла при заданном входном (круг) и выходном (прямоугольник) сечениях для разных длин х . Получено, что коэффициент тяги (скорости) оптимального сопла при х = 10 практически равен единице. С уменьшением х , от 10 до 6 коэффициент тяги снижается от 1 до 0.995. Применительно к гиперзвуковому летательному аппарату с нижним расположением прямоточного воздушно-реактивного двигателя определены оптимальные контуры трехмерного выходного устройства при = 2.9, = 6, [c.176]

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (со сгоранием топлива при р = onst). Для предварительного сжатия воздуха в бескомпрессорном прямоточном двигателе используется скоростной. напор, создаваемый движением летательного аппарата. [c.568]

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) имеет определенную область применения. Считается, что его целесообразно использовать при скоростях, полета с числом М в пределах 1,5 М 7, и есть основание ожидать, что верхний предел может быть значительно увеличен (до М = 10 12). При М < 1,5 термический к. п. д. цикла ПВРД очень мал, в результате чего и удельная тяга, и топливная экономичность двигателя получаются слишком малыми для эффективного практического использования. При больших скоростях (М > 12) и входной диффузор работает неэффективно, и температура в камере сгорания за счет потери кинетической энергии воздухом становится чрезмерно большой. Прогресс ожидается, если удастся вести сгорание при большой скорости движения воздуха так, чтобы набегаюш,ий на летательный аппарат воздух тормозился лишь частично. Также большие надежды возлагаются на применение в ПВРД в качестве топлива жидкого водорода. [c.226]

В ирипципе почти во всех воздушно-реактивных установках можно использовать ядерные реакторы. Мы можем представить, что ядерные реакторы могут заменить камеру сгорания в газотурбинном или прямоточном воздушно-реактивном двигателе или бойлер в паровом двигателе. Задача реактора в этом случае заключается в добавке теплоты в воздух или водяной пар. Основная проблема состоит в том, чтобы найти методы, которые выводят теплоту из реактора и переносят ее в воздух или нар нри достаточно высокой температуре иначе КПД невысокий, и установка становится громоздкой. Это иредиолага-ет технологические проблемы высокой сложности. Для пилотируемых летательных аппаратов вопрос экранирующей оболочки, т. е. вопрос защиты экипажа или пассажиров от влияния радиации, особо важен. Материалы также должны быть защищены от радиоактивной коррозии. Для создания ядерного ракетного двигателя нужно подумать об ис-пользовапии струй продуктов деления непосредственно для тягового усилия. Предлагалась также ракета с фотонным двигателем. В такой установке из ракеты пе вытесняется масса. Давление излучения направлено на получение тяги. В настоящее время представляется более перспективным использование рабочей жидкости, возможно с низким [c.184]

Примечание 2. Понятие внутренней энергии в классической механике неявно фигурирует в стереомеханической теории удара, в частности в теоремах об энергии Карно-Остроградского. В неупругой фазе удара часть кинетической энергии трансформируется во внутреннюю энергию, а фаза восстановления представляет в некотором смысле обратный процесс. Пример с трансформацией внешней энергии во внутреннюю и обратно (но уже с другой целью) в задаче о движении летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем имеется в работе [13], где показано, что энергия, выделяющаяся при внешнем трении и используемая как внутренняя энергия для создания реактивных сил, может обеспечить при некоторых условиях ускоренное движение ракеты, несмотря на наличие сил сопротивления и отсутствие других ускоряющих сил, кроме реактивной. [c.207]

Когда скорость полета становится больше скорости звука, то влияние скоростного напора на работу прямоточного воздушно-реактивного двигателя может стать уже качественно иным. При скорости полета, превышающей скорость звзгка в два раза, теоретически давление воздуха в диффузоре (рис. 15.48) может увеличиться в семь раз. Если скорость летательного аппарата превышает скорость звука в три раза, то давление в диффузоре теоретически может увеличиться уже в 36 раз, а при четырехкратной скорости полета — почти в 150 раз. [c.460]

Исследования велись по трем основным направлениям создание беспилотного крылатого аэрокосмического летательного аппарата Хоуп ( Норе ), выводимого на орбиту с помош ью ракеты-носителя Н-2 разработка и ввод в эксплуатацию в 2006 году универсального одноступенчатого пилотируемого аэрокосмического самолета с горизонтальными взлетом и посадкой типа NASP исследования целого ряда вариантов перспективных маршевых двигательных установок аэрокосмических аппаратов, включая турбопрямоточные, гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели, а также двигатели со сжижением атмосферного воздуха в процессе полета летательного аппарата и использованием полученного жидкого кислорода в качестве окислителя с жидким или переохлажденным водородом. [c.555]

Реактивные двигатели (РД) — это двигатели с газообразным рабочим телом, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания, расширяющихся в соплах и создающих силу тяги при истечении в сторону, противоположную движению аппарата. Существует классификация РД, в которой эти двигатели подразделяются на две основные группы воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Воздушно-реактивные двигатели подразделяют на компрессорные, или турбореактивные, и бескомп-рессорные — прямоточные и пульсирующие. В воздушно-реактивных двигателях окислителем топлива служит атмосферный воздух. Ракетные двигатели подразделяют на жидкостные и двигатели, работающие на твердом топливе. В ракетных двигателях окислитель топлива (например, жидкий кислород) находится на борту летательного аппарата [21, 24]. [c.154]

Леванов И. В. Теория воздушно-реактивных двигателей академика Б. С. Стечкина и развитие прямоточных ВРД. — В кн. Труды объединенных научных чтений по космонавтике, посвяш енных памяти выдаюш ихся советских ученых — пионеров освоения космического пространства Двигатели летательных аппаратов. М., 1980, с. 83-89. — Библиогр. 12 назв. — Ротапр. [c.416]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...