Камеры сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей

Последняя Глава 9.9 передает главные результаты, полученные в 13] при исследовании смешения и горения применительно к камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя с горением в сверхзвуковом потоке. Смешение и горение водорода описывается с помощью дифференциальных моделей турбулентности и уравнений химической кинетики. Обычные схемы струйного смешения приводят к чрезмерной длине камеры сгорания. Поэтому приходится искать различные способы интенсификации смешения, не приводящие к большим потерям полного давления. В этом отношении весьма эффективным оказалось применение для подачи водорода пространственных сопел с круглым минимальным и эллиптическим выходным сечениями, соединенными линейчатой боковой поверхностью. [c.267]

Наиболее совершенный цикл работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя был бы получен в том случае, если бы сжатие воздуха на участке н — к (рис. 1.11) осуществлялось по идеальной адиабате и скорость потока была бы доведена до нуля, подвод тепла в камере сгорания k — w происходил бы при постоянном давлении, после чего выхлопная смесь расширялась бы в сопле ю — а до атмосферного давления также по идеальной адиабате. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, работающий по указанному совершенному циклу, называют идеальным. [c.44]

Интересна одна особенность прямоточного воздушно-реактивного двигателя если сохранять неизменной температуру в камере сгорания, то величина реактивной тяги (см. 5, пример 4) [c.55]

Элементарный прямоточный воздушно-реактивный двигатель представляет собой канал — конфузор, состояш,ий из диффузора, камеры сгорания и выходного корпуса (рис. 28). Рассмотрим воздушно-реактивный двигатель в относительном потоке воздуха. [c.38]

Прямоточный воздушно-реактивны/ двигатель (фнг. 352) работает за счёт скоростного наддува. Во входном участке двигателя происходит преобразование скоростного напора набегающего потока в давление, т. е. динамическое сжатие воздуха. В камере сгорания подводится теп.ло, и образующаяся смесь сжатого [c.671]

Фиг. 352. Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя е—входное сечение, х—начальное сечение камеры сгорания, г—конечное сечение каморы сгорания, а—выходное сечение сопла.

Одним из наиболее простых реактивных двигателей является прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Прямоточный воз-душно-реактивный двигатель (рис. Ш) представляет собой металлическую трубу, передняя часть которой выполнена в виде диффузора (входной канал), а задняя часть — в виде выходного реактивного сопла. Средняя часть трубы выполняет функции камеры сгорания При движении через переднее отверстие в двигатель поступает воздух, происходит его уплотнение и скорость воздуха на входе снижается, а давление повышается. Чем вьппе скорость, тем выше давление воздуха в двигателе. В камеру сгорания через форсунки в распыленном виде подается топливо. Продукты сгорания через сопло выбрасываются в окружающую среду. Воспламенение рабочей смеси осуществляется системой зажигания, которая на схеме не показана. Газы, вытекающие через сопло в атмосферу, имеют более высокую температуру, чем температура поступающего в двигатель воздуха. Скорость истечения газового потока ш больше, чем скорость воздуха и, поэтому возникает реактивная сила, обусловливающая движение двигателя. С повышением скорости через двигатель проходит больше воздуха и сила тяги двигателя возрастает. Прямоточные двигатели силу тяги развивают только в движении, поэтому они нуждаются в специальных стартовых устройствах. [c.190]

В прямоточных воздушно-реактивных двигателях, работаюш их на молекулярном энергоносителе, горючее применяется в жидком состоянии. Начальная скорость потока воздуха на входе в камеру сгорания составляет десятки, а в некоторых камерах сгорания даже превышает 100 м/сек время пребывания горючего в камере не превосходит нескольких миллисекунд. Для того чтобы жидкое горючее успело полностью сгореть за такой малый промежуток времени, воспламенению должна предшествовать тш ательная подготовка смеси горючего с воздухом. [c.195]

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]

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель состоит из следующих основных узлов входного диффузора, камеры сгорания с элементами для подачи горючего и стабилизатором пламени и выходного сопла. [c.6]

Принципиальное устройство ионосферного двигателя весьма просто. Он напоминает собой обычный сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — спереди через воздухозаборное отверстие в двигатель поступает атмосферный воздух с высокой концентрацией атомарных газов, сзади через сопло вытекает раскаленная струя рекомбинировавших молекул кислорода и азота. Место камеры сгорания этого двигателя, работающего без какого бы то ни было топлива, занимает рабочая камера рекомбинации, в которой помещен катализатор. В печати указывается, что одним из наилучших возможных катализаторов является золото—тонким слоем оно может покрывать стенки камеры и перегораживающую ее решетку. Впрочем, катализатор может оказаться и вовсе не нужным, так как в результате сжатия набегающего потока во входном воздухозаборнике двигателя температура и давление в нем повысятся настолько, что рекомбинация пойдет сама по себе. [c.686]

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель вследствие значительно большей величины давления в конце процесса сгорания топлива имеет повышенный (по сравнению с прямоточным двигателем) термический к. п. д., что позволяет применять этот двигатель при меньших скоростях полета. В связи с усложнением конструкции и большими давлениями в камере сгорания удельный вес пульсирующих реактивных двигателей несколько выше, чем прямоточный, и составляет 0,15— 0,30 кГ на 1 кГ тяги. [c.242]

Подобные двигатели, относящиеся к числу бескомпрессорных воздушно-реактивных двигателей, подразделяются на прямоточные и пульсирующие. Схема прямоточного двигателя показана на рис. 90. При большой скорости поступательного движения двигателя воздух, попадая в диффузор /, тормозится обтекателем 2, динамический напор превращается в статическое давление (кривая Ю). Сжатый таким образом воздух проходит через турбулизирующие решетки 8 к 4 п в камере сгорания 6 вместе с топливом, поданным форсунками 5, образует горючую смесь. Газы, образующиеся в результате сгорания этой смеси, через стабилизатор 7 попадают в сопло 8. При движении в сопле газы расширяются и получают большую скорость истечения (график изменения скорости движения воздуха в зависимости от сечения двигателя показан кривой 9). Тяга двигателя, как и в предыдущем случае, создается в виде прямой реакции вытекающей струи. [c.220]

С другой стороны, температура и давление в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, т. е. параметры потока на входе в реактивное сопло ГЛА, сугцественно зависят от того, при какой скорости потока в камере сгорания (дозвуковой или сверхзвуковой) осугцествляется процесс горения топлива (рис. 8.16). Дозвуковое горение в камере сгорания ПВРД приводит при увеличении числа М полета к резкому возрастанию давления в камере сгорания, которое при 7-8 может стать недопустимо высоким. [c.350]

На рис. 18-15 представлена схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя с подводом теплоты при р = onst. Двигатель состоит пз диффузора 1, где сжимается воздух, камеры сгорания 2, в которую через ряд форсугюк вводится топливо. Воспламенение [c.289]

Рис. 1.11. Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя е — входное сечение, к — начальное сечение камеры сгорания, w — конечное сечение калгеры сгорания, а — выходное сечение сопла

Исли дав.чение за турбиной выше, чем перед компрессором, то приведенная скорость истечения при одинаковых условиях полета у турбореактивного двигателя выше, чем у прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Но в последнем возможны более высокие температуры. Поэтому прямоточный воздушно-реактивный двигатель может развивать большие удельные тяги даже при меньших давлениях в реактивном сопле. Однако для увеличения тяги в турбореактивном двигателе можно поместить за турбиной вторую камеру сгорания (так называемую форсажную камеру), в которой газ может дополнительно нагреваться до такой же температуры, как и в прямоточном воздушно-реактивном двигателе. В этом случае тяга турбореактивного двигателя существенно возрастает. [c.57]

В идеальном цикле прямоточного воздущно-реактивного двигателя процесс сжатия воздуха 12 (рис. 1.32, а) является адиабатным. Подвод теплоты дх происходит в камере сгорания при постоянном давлении (процесс 24), после чего в реактивном сопле с су-ществляется адиабатное расширение (процесс 45) до давления внешней среды. Процесс 51 отдачи теплоты от рабочего тела внешней среде — изобарный. Таким образом, диаграмма цикла прямоточного воздушно-реактивного двигателя по форме совпадает с диаграммой цикла турбореактивного двигателя. [c.62]

Рассмотрим простейший с точки зрения общей схемы тип ВРД — прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД). Схема ПВРД изображена на рис. 62. ПВРД с аэродинамической точки зрения представляет собой профилированный канал, состоящий из диффузора, камеры сгорания и выхлопного сопла. Диффузор необходим для организации выгодного режима горения в камере сгорания при малых скоростях потока воздуха. Сопло необходимо для разгона газа за счет перепада давлений в подогретом газе в камере сгорания и во внешнем пространстве. В соответствии с тем, что дает [c.138]

В порядке эксперимента была испытана молибденовая облицовка камеры сгорания реактивных двигателей. Облицовка с распыленным покрытием из сплава А1 — Сг — Si выдерживала испытания при 1315 в течение 14 мин при высокой скорости воздуха, с одной стороны, и высокой скорости продуктов сгорания — с другой. Другое потенциальное применение мслиб-дена — изготовление из него сопел прямоточных воздушно-реактивных двигателей. [c.425]

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]

На примере водородовоздушпого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя описан метод совместного профилирования камеры сгорания и плоского сверхзвукового сопла при заданной их общей длине. Примеры устройств, построенных в рамках развитого метода, демонстрируют возможность заметного увеличения их тяги. [c.87]

В прямоточных воздушно-реактивных двигателях ири увеличении скорости полёта, как было показано, происходит рост давления и температуры торможения в камере сгорания. Тяга при этом (в случае постоянства телтературы горения) сначала растёт, а затем, пройдя через максимум, убывает. [c.689]

В Вене Липпиш все более концентрировался на новых формах крыльев и новых видах силовых установок. Он продолжал свои начавшиеся еще в 20-е годы работы над треугольным крылом, его исследования в области использования прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) отличались прежде всего новой камерой сгорания и использованием твердого топлива. [c.70]

В отечественной и зарубежной литературе в настоящее время, опубликовано много материалов, относящихся к опросам теории и испытаний отдельных элементов прямоточных воздушно-реактивных двигателей диффузоров, камер сгорания, устройспв для оаспыла го- рючего и стабилизации пламени, реактивных сопел однако все перечисленные вопросы не обобщены в достаточной мере ни у нас, ни за рубежом. Предлагаемая книга является, таким образом, первой попыткой обобщенного изложения сведений, необходимых для понимания физических процессов, а также для газодинамического и тягового расчета прямоточных воздушно-реактивных двигателей. [c.3]

Степень использования скоростного наддува в реактивных двигателях играет важную роль в получении тяги. В прямоточном воздушно-реактивном двигателе давление в камере сгорания определяется значением скоростного наддува, так как все сжатие воздуха получается в нем только за счет использования скоростного наддува. В турбокомпрессорном воздушно-реактивном двигателе в обычных условиях компрессор сжимает воздух на 70—75%, а остальная доля сжаи я (25—30%) приходится на скоростной напор. Таким образом, в случае неудачной конструкции всасывающих устройств с большими потерями напора можно получить в полете значительное снижение тяги двигателя. [c.340]

Величины удельного импульса /уд прямоточного воздушно-реактивного двигателя с дозвуковым и сверхзвуковым горением в камере сгорания при различном значении коэффициента импульса сопла в зависимости от отношения плогцади среза сопла [c.350]

Кроме того, часть обтекаюш его аппарат воздушного потока поступает в тракт уникального по своей концепции магнитоплазмохимического прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением. В этом двигателе находятся магнитогазодинамический (МГД) генератор и ускоритель. Первый создает мош ное магнитное поле, в котором тормозится набегаюш ий поток. Заторможенный и предварительно ионизированный поток воздуха поступает в камеру сгорания, куда подается обогаш енное водородом топливо (керосин или метан). Истекаюш ие продукты сгорания попадают в сопло, дополнительно разгоняются МГД-ускорителем и, расширяясь, выходят наружу. Таким образом, летяш ий в атмосфере аппарат сможет преобразовывать кинетическую энергию набегаюш его воздушного потока в широкий спектр различных видов энергии и использовать бортовой энергетический комплекс мош ностью 100 МВт для самых различных задач планетарного характера. [c.512]

ПуВРД. Для повышения эффективности прямоточных ВРД при малых скоростях полета возможно применение так называемых пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД, рис. 5.6), Горючее в камеру сгорания подается периодически в соответствии с характером пульсирующего процесса. При сгорании топлива благодаря наличию клапанов на входе, которые после воспламенения смеси закрываются, давление в камере интенсивно возрастает, а цикл двигателя приближается к циклу со сгоранием при постоянном объеме. Это делает рабочий процесс ПуВРД более экономичным, чем у ПВРД. После камеры сгорания газы устремляются в выходное сопло, выполненное в виде удлинительной трубы. Геометрические размеры двигателя подбираются так, чтобы частота вспышек (пульсаций) в камере сгорания была равна частоте колебаний газового потока, заполняющего двигатель. [c.224]

Циклы воздушно-реактивных двигателей (ВРД). ВРД в зависимости от способе сжатия воздуха, поступаюп его из атмосферы в камеру сгорания, разделяют н< бескомпрессорные (со сжатием воздуха только вследствие скоростного напора воз душного потока) и компрессорные. Бескомпрессорные ВРД бывают прямоточные сгорание топлива при р = onst) и пульсирующие (сгорание топлива при V = = onst). Оба типа двигателей работают лишь в набегаюш ем потоке воздуха, по [c.160]

В воздушно-реактивных двигателях (ВРД) для создания тяги используют атмосферный воздух, который перед поступлением в камеру сгорания двигателя сжимается и смешивается с топливом — керосином, водородом и так далее, в результате сгорания которого образуется высокотемпературная газовая струя, истекающая через сопло двигателя. ВРД подразделяются на турбореактивные с центробежным или осевым компрессором (ТРД), двухконгурные турбореактивные (ДТРД), турбовинтовые (ТВД), прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД). [c.117]

Поперечный вдув струй в сносящий поток представляет практический интерес в связи с разнообразными приложениями, начиная от разбавления продуктов сгорания воздухом в камерах сгорания (КС) газовых турбин и заканчивая аэродинамикой реактивной струи при переходе самолета вертикального или укороченного взлета и посадки с режима подъема на крейсерский режим. При вдуве струи в сносящий поток наблюдается сложная картина течения [1, 87]. Поперечное сечение струи принимает почкообразную форму и состоит из двух вихрей, закрученных в противоположные стороны. Основной поток, обтекая струю, формирует зону обратных токов. Возникающие зоны возвратных течений могут быть использованы для стабилизации фронта пламени в прямоточных КС авиационных двигателей. Генератором стабилизирующей струи служит вихревой воспламенитель [141] (см. п.7.1). Преимущества этих систем — высокая надежность запуска и устойчивая работа в щироком диапазоне изменения физических и климатических условий. В этом случае стабилизация осуществляется на высокотемпературном факеле — закрученном потоке продуктов сгорания, истекающих из сопла-диафрагмы с трансзвуковой скоростью, что может быть использовано для воспламенения сносящего потока топливо-воздушной смеси. При [c.359]

Несколько упомянутых проектов РПД и весьма незначительное число опубликованных исследовательских работ ни в коей мере не исчерпывают всей проблемы развития одного из перспективных типов реактивных двигателей, каким является ракетно-прямоточный двигатель. Поэтому считают, что в области теории и конструкции РПД либо не решены совсем, либо решены частично такие частные проблемы, как влияние количества и размеров твердых частиц в продуктах сгорания ракетного контура на процессы смешения и горения образовавшейся топливо-воздушной смеси в камере дожигания и на рабочие характеристики двигателя разработка физической и математической модели процесса смешения продуктов неполного сгорания ракетного контура с эжектируемым воздухом теоретическая и конструктивная разработка механизма запуска двигателя определение пределов самовоспламенения топливо-воздушной смеси при различных условиях и режимах работы двигателя обоснование выбора топлива, обеспечивающего высокие тягоБо-экономические характеристики и устойчивую работу прямоточного контура в широком диапазоне полетных условий обоснование выбора длины камеры дожигания из условия обеспечения максимальной полноты сгорания. [c.16]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...