Сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели

Фиг. 7.30. Принципиальная схема сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

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]

Рис. 17.39. Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя для сверхзвуковых скоростей полета

Наибольшая сила тяги развивается прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который пригоден для полетов с большими сверхзвуковыми скоростями (более чем в 2—3 раза превышающими скорость звука). [c.570]

При скоростях 600—800 км]ч термический к. п. д. прямоточного двигателя не превышает 2—4% при сверхзвуковых скоростях к. п. д. и экономичность двигателя существенно возрастают. При больших скоростях полета, превышающих скорость звука в 2 и более раз, прямоточный воздушный реактивный двигатель является наиболее экономичным. Термический к. п. д. можно записать иным способом [c.423]

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели применяются, как правило, на сверхзвуковых самолетах наряду с двигателями других типов, необходимых для создания первоначальной скорости. [c.129]

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]

Фиг. 353. Принципиальная схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя для сверхзвуковой скорости.

Рассмотренные выше бескомпрессорные ВРД не получили широкого распространения в авиации. Из них большой интерес представляют лишь прямоточные воздушно-реактивные двигатели сверхзвуковых скоростей полета. Но и они требуют применения специального пускового двигателя, сообщающего самолету сверхзвуковую скорость, после чего самолет переключается на прямоточный двигатель. Это и вызывает трудности на пути осуществления прямоточных ВРД в авиации, так как получается усложнение конструкции и увеличение веса двигателя. [c.268]

Таким образом, в прямоточных воздушно-реактивных двигателях сжатие воздуха происходит либо полностью в диффузоре / (в двигателях с дозвуковой скоростью входа воздуха, см. рис. 90), либо последовательно во входном конфузоре и диффузоре (в двигателях со сверхзвуковой скоростью воздуха, см. рис. 91). [c.221]

Рис 91. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для сверхзвуковых [c.221]

Проекты пилотируемых самолетов-перехватчиков, приводимых в движение прямоточными воздушно-реактивными двигателями с расширяющимися сверхзвуковыми диффузорами, были разработаны в [c.347]

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]

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]

На ведущих кромках корпуса сверхзвуковых реактивных самолетов при скоростях полета около 4 Ма температура может достигать 1000—1500° С, а в головной части ракет при входе в плотные слои атмосферы— 1100—1300° С. В еще более тяжелых температурных условиях работают многие детали прямоточных— воздушно-реактивных и ракетных двигателей, а также некоторые узлы газовой турбины и форсажной камеры газотурбинных двигателей. Понятно, что для работы при таких температурах пригодны лишь тугоплавкие металлы и их сплавы, особенно N5 и Мо, как наиболее легкие и технологичные. [c.174]

Папример, предлагается устанавливать на первых ступенях ракет-носителей воздушно-реактивные двигатели — турбореактивные и прямоточные. Наиболее пригодны для подобного использования прямоточные двигатели с так называемым сверхзвуковым сгоранием (в этих двигателях топливо сгорает в воздушном потоке, движущемся со [c.683]

Сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (СПВРД) предназначаются для полетов со скоростями, большими скорости распространения звука, т. е. с числом М>1. Верхний предел скоростей, до которых могут применяться СПВРД, определяется температурой газов перед истечением Гоз чем выше подогрев Гоз— Го2, тем больше предельная скорость полета. При работе на высококалорийных горючих или на атомной энергии скорость длительного полета лимитируется жаростойкостью материалов, так как температура торможения при М>6 становится выше температуры плавления сталей. [c.306]

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИ и РАСЧЕТ ЯДЕРНОГО СВЕРХЗВУКОВОГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.373]

Вторая (маршевая) ступень представляла собой крылатую ракету со среднерасположенным тонким треугольным крылом малого удлинения и симметричного профиля. Крыло имело стреловидность 70 по передней и прямую заднюю кромку. Крестообразное оперение было размещено в хвостовой части. Корпус ракеты имел цилиндрическую форму, немного суженную спереди и сзади внутри его по всей длине проходил канал воздухозаборника маршевого сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя РД-012У конструкции ОКБ-670 Михаила Бондарюка. Двигатель обеспечивал тягу 7,75 тонны. Полость между стенками канала и наружной обшивкой фюзеляжа служила емкостью для топлива (за исключением центральной части, где располагался приборный отсек). Передняя часть корпуса представляла со- [c.84]

Лично я уверен в будугцем реактивных самолетов в гражданской авиации, хотя более высокий расход горючего и определенные практические недостатки, например излишний шум, — это те трудности, которые еш,е надо преодолеть. Возникают некоторые сомнения относнтельно будущего реактивных самолетов в военной авиации и одип из важнейших вопросов как далеко прямоточные воздушно-реактивные двигатели и ракетные двигатели будут использоваться либо в качестве вспомогательных, либо основных средств силовых установок. Предпринимаются попытки, нанример во Франции, создать прямоточные воздушно-реактивные двигатели в качестве основного двигателя для пилотируемых сверхзвуковых самолетов, используя вспомогательные турбореактивные или ракетные установки для запуска самолета па достаточно высокую скорость, чтобы прямоточный воздушно-ракетный двигатель взял управление на себя. Однако в настоящее время большинство конструкторов самолетов склоняются к тому, что, по-видимо-му, подходящая область применения прямоточных воздушно-ракетных двигателей — автоматическая ракетная система. [c.186]

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]

Победоносцев Юрий Александрович (1907—1973) — доктор технических наук, заслуженный деятель науки и техники РСФСР, лауреат Государственной премии, член-корреспондент Международной Академии Астронавтики. Один из организаторов ГИРДа. Создал первую сверхзвуковую аэродинамическую трубу в СССР и первые прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердом горючем. [c.238]

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]

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]

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) могут быть дозвуковыми и сверхзвуковыми. На ЛА применяют только последние схемы, центральное тело в таких диффузорах профилируется из нескольких конусов с малыми углами раствора. Обычно применяют двух- или трехскачковые воздухозаборники, так как дальнейшее увеличение скачков не дает положительного эффекта из-за усложнения конструкции и технологии производства. ПВРД с постоянной геометрией диффузора и-сопла имеет оптимальные характеристики только при каком-то одном режиме полета. Поэтому при изменении скорости полета и давления потока обычно регулируются проходные сечения диффузора и сопла двигателя. [c.158]

НИЯ скорости в давление, особенно для сверхзвуковых течений (ср. параграф о скачках уплотнения). Поэтому значения к. п. д., приведенные в таблице, являются наибольшими теоретическими значениями, недостижимыми в реальных конструкциях. Из таблицы видно, что для малых и средних скоростей прямоточный реактивный двигатель применять нецелесообразно, так как его внутренний к. п. д. оказывается слишком малым. Преимущества этого двигателя возрастают по мере приближения к скорости звука, где, кстати, к. п. д. воздушного винта резко ухудшается, и сгановятся особенно существенными при сверхзвуковых скоростях, если в этом случае удается преодолеть специфические трудности, связанные с преобразованием скорости в давление. [c.289]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...