Кузовной ремонт автомобиля

 Покраска в камере, полировка

 Автозапчасти на заказ

Как устроен ракетный реактивный двигатель


Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель. Ракетные двигатели

Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель

Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб, воздушных торпед и т. д. Иногда ЖРД применяются и в качестве стартовых двигателей для облегчения взлета самолетов.

Имея в виду основное назначение ЖРД, мы ознакомимся с их устройством и работой на примерах двух двигателей: одного — для дальней или стратосферной ракеты, другого — для ракетного самолета. Эти конкретные двигатели далеко не во всем являются типичными и, конечно, уступают по своим данным новейшим двигателям этого типа, но все же являются во многом характерными и дают довольно ясное представление о современном жидкостно-реактивном двигателе.

ЖРД для дальней или стратосферной ракеты

Ракеты этого типа применялись либо в качестве дальнобойного сверхтяжелого снаряда, либо для исследования стратосферы. Для военных целей они были применены немцами для бомбардировки Лондона в 1944 г. Эти ракеты имели около тонны взрывчатого вещества и дальность полета около 300 км. При исследовании стратосферы головка ракеты вместо взрывчатки несет в себе различную исследовательскую аппаратуру и обычно имеет приспособление для отделения от ракеты и спуска на парашюте. Высота подъема ракеты 150–180 км.

Внешний вид такой ракеты представлен на фиг. 26, а ее разрез на фиг. 27. Фигуры людей, стоящих рядом с ракетой, дают представление о внушительных размерах ракеты: ее общая длина равна 14 м, диаметр около 1,7 м, а по оперению около 3,6 м, вес снаряженной ракеты со взрывчаткой — 12,5 тонны.

Фиг. 26. Подготовка к запуску стратосферной ракеты.

Ракета движется с помощью жидкостно-реактивного двигателя, расположенного в ее задней части. Общий вид двигателя показан на фиг. 28. Двигатель работает на двухкомпонентном топливе — обычном винном (этиловом) спирте 75 %-ной крепости и жидком кислороде, которые хранятся в двух отдельных больших баках, как это показано на фиг. 27. Запас топлива на ракете — около 9 тонн, что составляет почти 3/4 общего веса ракеты, да и по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое огромное количество топлива его хватает всего только на 1 минуту работы двигателя, так как двигатель расходует больше 125 кг топлива в секунду.

Фиг. 27. Разрез ракеты дальнего действия.

Количество обоих компонентов топлива, спирта и кислорода, рассчитывается так, чтобы они выгорали одновременно. Так как для сгорания 1 кг спирта в данном случае расходуется около 1,3 кг кислорода, то бак для горючего вмещает примерно 3,8 тонны спирта, а бак для окислителя — около 5 тонн жидкого кислорода[11]. Таким образом даже в случае применения спирта, который требует для сгорания значительно меньше кислорода, чем бензин или керосин, заполнение обоих баков одним только горючим (спиртом) при использовании атмосферного кислорода увеличило бы продолжительность работы двигателя в два-три раза. Вот к чему приводит необходимость иметь окислитель на борту ракеты.

Фиг. 28. Двигатель ракеты.

Невольно возникает вопрос: как же ракета покрывает расстояние в 300 км, если двигатель работает всего только 1 минуту? Объяснение этому дает фиг. 33, на которой представлена траектория полета ракеты, а также указано изменение скорости вдоль траектории.

Запуск ракеты осуществляется после установки ее в вертикальное положение с помощью легкого пускового устройства, как это видно на фиг. 26. После запуска ракета вначале поднимается почти вертикально, а по истечении 10–12 секунд полета начинает отклоняться от вертикали и под действием рулей, управляемых гироскопами, движется по траектории, близкой к дуге окружности. Такой полет длится все время, пока работает двигатель, т. е. примерно в течение 60 сек.

Когда скорость достигает расчетной величины, приборы управления выключают двигатель; к этому моменту в баках ракеты почти не остается топлива. Высота ракеты к моменту окончания работы двигателя равняется 35–37 км, а ось ракеты составляет с горизонтом угол в 45° (этому положению ракеты соответствует точка А на фиг. 29).

Фиг. 29. Траектория полета дальней ракеты.

Такой угол возвышения обеспечивает максимальную дальность в последующем полете, когда ракета движется по инерции, подобно артиллерийскому снаряду, который вылетел бы из орудия, обрез ствола которого находится на высоте 35–37 км. Траектория дальнейшего полета близка к параболе, а общее время полета равно приблизительно 5 мин. Максимальная высота, которой достигает при этом ракета, составляет 95-100 км, стратосферные же ракеты достигают значительно больших высот, более 150 км. На фотографиях, сделанных с этой высоты аппаратом, установленным на ракете, уже отчетливо видна шарообразность земли.

Интересно проследить, как изменяется скорость полета по траектории. К моменту выключения двигателя, т. е. после 60 секунд полета, скорость полета достигает наибольшего значения и равна примерно 5500 км/час, т. е. 1525 м/сек. Именно в этот момент мощность двигателя становится также наибольшей, достигая для некоторых ракет почти 600.000 л. с.! Дальше под воздействием силы тяжести скорость ракеты уменьшается, а после достижения наивысшей точки траектории по той же причине снова начинает расти до тех пор, пока ракета не войдет в плотные слои атмосферы. В течение всего полета, кроме самого начального участка — разгона, — скорость ракеты значительно превышает скорость звука, средняя скорость по всей траектории составляет примерно 3500 км/час и даже на землю ракета падает со скоростью, в два с половиной раза превышающей скорость звука и равной 3000  км/час. Это значит, что мощный звук от полета ракеты доносится лишь после ее падения. Здесь уже не удастся уловить приближение ракеты с помощью звукоулавливателей, обычно применяющихся в авиации или морском флоте, для этого потребуются совсем другие методы. Такие методы основаны на применении вместо звука радиоволн. Ведь радиоволна распространяется со скоростью света — наибольшей скоростью, возможной на земле. Эта скорость, равная 300 000 км/сек, конечно, более чем достаточна, чтобы отметить приближение самой быстролетящей ракеты.

С большой скоростью полета ракет связана еще одна проблема. Дело в том, что при больших скоростях полета в атмосфере, вследствие торможения и сжатия воздуха, набегающего на ракету, температура ее корпуса сильно повышается. Расчет показывает, что температура стенок описанной выше ракеты должна достигать 1000–1100 °C. Испытания показали, правда, что в действительности эта температура значительно меньше из-за охлаждения стенок путем теплопроводности и излучения, но все же она достигает 600–700 °C, т. е. ракета нагревается до красного каления. С увеличением скорости полета ракеты температура ее стенок будет быстро расти и может стать серьезным препятствием для дальнейшего роста скорости полета. Вспомним, что метеориты (небесные камни), врывающиеся с огромной скоростью, до 100 км/сек, в пределы земной атмосферы, как правило, «сгорают», и то, что мы принимаем за падающий метеорит («падающую звезду») есть в действительности только сгусток раскаленных газов и воздуха, образующийся в результате движения метеорита с большой скоростью в атмосфере[12]. Поэтому полеты с весьма большими скоростями возможны лишь в верхних слоях атмосферы, где воздух разрежен, или за ее пределами. Чем ближе к земле, тем меньше допустимые скорости полета.

Фиг. 30. Схема устройства двигателя ракеты.

Схема двигателя ракеты представлена на фиг. 30. Обращает на себя внимание относительная простота этой схемы по сравнению с обычными поршневыми авиационными двигателями[13]; в особенности характерно для ЖРД почти полное отсутствие в силовой схеме двигателя движущихся частей. Основными элементами двигателя являются камера сгорания, реактивное сопло, парогазогенератор и турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления.

В камере сгорания происходит сгорание топлива, т. е. преобразование химической энергии топлива в тепловую, а в сопле — преобразование тепловой энергии продуктов сгорания в скоростную энергию струи газов, вытекающих из двигателя в атмосферу. Как изменяется состояние газов при течении их в двигателе показано на фиг. 31.

Давление в камере сгорания равно 20–21 ата, а температура достигает 2 700 °C[14]. Характерным для камеры сгорания является огромное количество тепла, которое выделяется в ней при сгорании в единицу времени или, как говорят, теплонапряженность камеры. В этом отношении камера сгорания ЖРД значительно превосходит все другие известные в технике топочные устройства (топки котлов, цилиндры двигателей внутреннего сгорания и другие). В данном случае в камере сгорания двигателя в секунду выделяется такое количество тепла, которое достаточно для того, чтобы вскипятить более 1,5 тонны ледяной воды! Чтобы камера сгорания при таком огромном количестве выделяющегося в ней тепла не вышла из строя, необходимо интенсивно охлаждать ее стенки, как, впрочем, и стенки сопла. Для этой цели, как это видно на фиг. 30, камера сгорания и сопло охлаждаются горючим — спиртом, который сначала омывает их стенки, а уже затем, подогретый, поступает в камеру сгорания. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру (такую систему охлаждения называют поэтому иногда регенеративной). Однако одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие сверления, расположенные в нескольких кольцевых поясах, так что через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 1/10 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, превышает 2500 °C, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1 000 °C.

Камера сгорания Горловина сопла Выходное сечение сопла
Диаметр, мм 950 403 735
Давление, кг/см2 21 11 1,03
Температура, °абс 3000 2700 1650
Скорость, м/сек 0 1000 2150

Фиг. 31. Изменение состояния газов в двигателе.

Топливо подается в камеру сгорания через 18 горелок-форкамер, расположенных на ее торцевой стенке. Кислород поступает внутрь форкамер через центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, — через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой форкамеры. Таким образом обеспечивается достаточно хорошее перемешивание топлива, необходимое для осуществления полного сгорания за то очень короткое время пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).

Реактивное сопло двигателя изготовлено из стали. Его форма, как это хорошо видно на фиг. 30 и 31, представляет собой сначала сужающуюся, а потом расширяющуюся трубу (так называемое сопло Лаваля). Как указывалось ранее, такую же форму имеют сопла и пороховых ракетных двигателей. Чем объясняется такая форма сопла? Как известно, задачей сопла является обеспечение полного расширения газа с целью получения наибольшей скорости истечения. Для увеличения скорости течения газа по трубе ее сечение должно вначале постепенно уменьшаться, что имеет место и при течении жидкостей (например, воды). Скорость движения газа будет увеличиваться, однако, только до тех пор, пока она не станет равной скорости распространения звука в газе. Дальнейшее увеличение скорости в отличие от жидкости станет возможным только при расширении трубы; это отличие течения газа от течения жидкости связано с тем, что жидкость несжимаема, а объем газа при расширении сильно увеличивается. В горловине сопла, т. е. в наиболее узкой его части, скорость течения газа всегда равна скорости звука в газе, в нашем случае около 1000 м/сек. Скорость же истечения, т. е. скорость в выходном сечении сопла, равна 2100–2200 м/сек (таким образом удельная тяга составляет примерно, 220 кг сек/кг).

Подача топлива из баков в камеру сгорания двигателя осуществляется под давлением с помощью насосов, имеющих привод от турбины и скомпонованных вместе с нею в единый турбонасосный агрегат, как это видно на фиг. 30. В некоторых двигателях подача топлива осуществляется под давлением, которое создается в герметических топливных баках с помощью какого-либо инертного газа — например, азота, хранящегося под большим давлением в специальных баллонах. Такая система подачи проще насосной, но, при достаточно большой мощности двигателя, получается более тяжелой. Однако и при насосной подаче топлива в описываемом нами двигателе баки, как кислородный, так и спиртовой, находятся под некоторым избыточным давлением изнутри для облегчения работы насосов и предохранения баков от смятия. Это давление (1,2–1,5 ата) создается в спиртовом баке воздухом или азотом, в кислородном — парами испаряющегося кислорода.

Оба насоса — центробежного типа. Турбина, приводящая насосы, работает на парогазовой смеси, получающейся в результате разложения перекиси водорода в специальном парогазогенераторе. В этот парогазогенератор из особого бачка подается перманганат натрия, который является катализатором, ускоряющим разложение перекиси водорода. При запуске ракеты перекись водорода под давлением азота поступает в парогазогенератор, в котором начинается бурная реакция разложения перекиси с выделением паров воды и газообразного кислорода (это так называемая «холодная реакция», применяющаяся иногда и для создания тяги, в частности, в стартовых ЖРД). Парогазовая смесь, имеющая температуру около 400 °C и давление свыше 20 ата, поступает на колесо турбины и затем выбрасывается в атмосферу. Мощность турбины затрачивается полностью на привод обоих топливных насосов. Эта мощность не так уже мала — при 4000 об/мин колеса турбины она достигает почти 500 л. с.

Так как смесь кислорода со спиртом не является самореагирующим топливом, то для начала горения необходимо предусмотреть какую-либо систему зажигания. В двигателе воспламенение осуществляется с помощью специального запала, образующего факел пламени. Для этой цели применялся обычно пиротехнический запал (твердый воспламенитель типа пороха), реже использовался жидкий воспламенитель.

Запуск ракеты осуществляется следующим образом. Когда запальный факел поджигается, то открывают главные клапаны, через которые в камеру сгорания поступают самотеком из баков спирт и кислород. Управление всеми клапанами в двигателе осуществляется с помощью сжатого азота, хранящегося на ракете в батарее баллонов высокого давления. Когда начинается горение топлива, то находящийся на расстоянии наблюдатель с помощью электрического контакта включает подачу перекиси водорода в парогазогенератор. Начинает работать турбина, которая приводит насосы, подающие спирт и кислород в камеру сгорания. Тяга растет и когда она становится больше веса ракеты (12–13 тонн), то ракета взлетает. От момента зажигания запального факела до того, как двигатель разовьет полную тягу, проходит всего 7-10 секунд.

При запуске очень важно обеспечить строгий порядок поступления в камеру сгорания обоих компонентов топлива[15]. В этом заключается одна из важных задач системы управления и регулирования двигателя. Если в камере сгорания накапливается один из компонентов (поскольку задерживается поступление другого), то обычно вслед за этим происходит взрыв, при котором двигатель часто выходит из строя. Это, наряду со случайными перерывами в горении, является одной из наиболее частых причин катастроф при испытаниях ЖРД.

Обращает на себя внимание ничтожный вес двигателя по сравнению с развиваемой им тягой. При весе двигателя меньше 1000 кг тяга составляет 25 тонн, так что удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу тяги, равен всего только

Для сравнения укажем, что обычный поршневой авиационный двигатель, работающий на винт, имеет удельный вес 1–2 кг/кг, т. е. в несколько десятков раз больше. Важно также то, что удельный вес ЖРД не изменяется при изменении скорости полета, тогда как удельный вес поршневого двигателя быстро растет с ростом скорости.

ЖРД для ракетного самолета

Фиг. 32. Проект ЖРД с регулируемой тягой.

1 — передвижная игла; 2 — механизм передвижения иглы; 3 — подача горючего; 4 — подача окислителя.

Основное требование, предъявляемое к авиационному жидкостно-реактивному двигателю — возможность изменять развиваемую им тягу в соответствии с режимами полета самолета, вплоть до остановки и повторного запуска двигателя в полете. Наиболее простой и распространенный способ изменения тяги двигателя заключается в регулировании подачи топлива в камеру сгорания, вследствие чего изменяется давление в камере и тяга. Однако этот способ невыгоден, так как при уменьшении давления в камере сгорания, понижаемого в целях уменьшения тяги, уменьшается доля тепловой энергии топлива, переходящая в скоростную энергию струи. Это приводит к увеличению расхода топлива на 1 кг тяги, а следовательно, и на 1 л. с. мощности, т. е. двигатель при этом начинает работать менее экономично. Для уменьшения этого недостатка авиационные ЖРД часто имеют вместо одной от двух до четырех камер сгорания, что позволяет при работе на пониженной мощности выключать одну или несколько камер. Регулирование тяги изменением давления в камере, т. е. подачей топлива, сохраняется и в этом случае, но используется лишь в небольшом диапазоне до половины тяги отключаемой камеры. Наиболее выгодным способом регулирования тяги ЖРД было бы изменение проходного сечения его сопла при одновременном уменьшении подачи топлива, так как при этом уменьшение секундного количества вытекающих газов достигалось бы при сохранении неизменным давления в камере сгорания, а, значит, и скорости истечения. Такое регулирование проходного сечения сопла можно было бы осуществить, например, с помощью передвижной иглы специального профиля, как это показано на фиг. 32, изображающей проект ЖРД с регулируемой таким способом тягой.

На фиг. 33 представлен однокамерный авиационный ЖРД, а на фиг. 34 — такой же ЖРД, но с добавочной небольшой камерой, которая используется на крейсерском режиме полета, когда требуется небольшая тяга; основная камера при этом отключается совсем. На максимальном режиме работают обе камеры, причем большая развивает тягу в 1700 кг, а малая — 300 кг, так что общая тяга составляет 2000 кг. В остальном двигатели по конструкции аналогичны.

Двигатели, изображенные на фиг. 33 и 34, работают на самовоспламеняющемся топливе. Это топливо состоит из перекиси водорода в качестве окислителя и гидразин-гидрата[16] в качестве горючего, в весовом соотношении 3:1. Точнее, горючее представляет собой сложный состав, состоящий из гидразин-гидрата, метилового спирта и солей меди в качестве катализатора, обеспечивающего быстрое протекание реакции (применяются и другие катализаторы). Недостатком этого топлива является то, что оно вызывает коррозию частей двигателя.

Вес однокамерного двигателя составляет 160 кг, удельный вес равен

 на килограмм тяги. Длина двигателя — 2,2 м. Давление в камере сгорания — около 20 ата. При работе на минимальной подаче топлива для получения наименьшей тяги, которая равна 100 кг, давление в камере сгорания уменьшается до 3 ата. Температура в камере сгорания достигает 2500 °C, скорость истечения газов около 2100 м/сек. Расход топлива равен 8 кг/сек, а удельный расход топлива составляет 15,3 кг топлива на 1 кг тяги в час.

Фиг. 33. Однокамерный ЖРД для ракетного самолета

Фиг. 34. Двухкамерный авиационный ЖРД.

Фиг. 35. Схема подачи топлива в авиационном ЖРД.

Схема подачи топлива в двигатель представлена на фиг. 35. Как и в двигателе ракеты, подача горючего и окислителя, хранящихся в отдельных баках, производится под давлением около 40 ата насосами, имеющими привод от турбинки. Общий вид турбонасосного агрегата показан на фиг. 36. Турбинка работает на паро-газовой смеси, которая, как и раньше, получается в результате разложения перекиси водорода в парогазогенераторе, который в этом случае наполнен твердым катализатором. Горючее до поступления в камеру сгорания охлаждает стенки сопла и камеры сгорания, циркулируя, в специальной охлаждающей рубашке. Изменение подачи топлива, необходимое для регулирования тяги двигателя в процессе полета, достигается изменением подачи перекиси водорода в парогазогенератор, что вызывает изменение оборотов турбинки. Максимальное число оборотов турбинки равно 17 200 об/мин. Запуск двигателя осуществляется с помощью электромотора, приводящего во вращение турбонасосный агрегат.

Фиг. 36. Турбонасосный агрегат авиационного ЖРД.

1 — шестерня привода от пускового электромотора; 2 — насос для окислителя; 3 — турбина; 4 — насос для горючего; 5 — выхлопной патрубок турбины.

На фиг. 37 показана схема установки однокамерного ЖРД в хвостовой части фюзеляжа одного из опытных ракетных самолетов.

Назначение самолетов с жидкостно-реактивными двигателями определяется свойствами ЖРД — большой тягой и, соответственно, большой мощностью на больших скоростях полета и больших высотах и малой экономичностью, т. е. большим расходом топлива. Поэтому ЖРД обычно устанавливаются на военных самолетах — истребителях-перехватчиках. Задача такого самолета — при получении сигнала о приближении самолетов противника быстро взлететь и набрать большую высоту, на которой обычно летят эти самолеты, а затем, используя свое преимущество в скорости полета, навязать противнику воздушный бой. Общая продолжительность полета самолета с жидкостно-реактивным двигателем определяется запасом топлива на самолете и составляет 10–15 минут[17], поэтому эти самолеты обычно могут совершать боевые операции лишь в районе своего аэродрома.

Фиг. 37. Схема установки ЖРД на самолете.

Фиг. 38. Ракетный истребитель (вид в трех проекциях)

На фиг. 38 показан истребитель-перехватчик с описанным выше ЖРД. Размеры этого самолета, как и других самолетов этого типа, обычно невелики. Полный вес самолета с топливом составляет 5100 кг; запаса топлива (свыше 2,5 тонны) хватает только на 4,5 минуты работы двигателя на полной мощности. Максимальная скорость полета — свыше 950 км/час; потолок самолета, т. е. максимальная высота, которой он может достигнуть, — 16 000 м. Скороподъемность самолета характеризуется тем, что за 1 минуту он может подняться с 6 до 12 км.

Фиг. 39. Устройство ракетного самолета.

На фиг. 39 показано устройство другого самолета с ЖРД; это — опытный самолет, построенный для достижения скорости полета, превышающей скорость звука (т. е. 1200 км/час у земли). На самолете, в задней части фюзеляжа, установлен ЖРД, имеющий четыре одинаковых камеры с общей тягой 2720 кг. Длина двигателя 1400 мм, максимальный диаметр 480 мм, вес 100 кг. Запас топлива на самолете, в качестве которого используются спирт и жидкий кислород, составляет 2360 л.

Фиг. 40. Четырехкамерный авиационный ЖРД.

Внешний вид этого двигателя показан на фиг. 40.

Другие области применения ЖРД

Наряду с основным применением ЖРД в качестве двигателей для дальних ракет и ракетных самолетов они применяются в настоящее время и в ряде других случаев.

Довольно широкое применение получили ЖРД в качестве двигателей тяжелых ракетных снарядов[18], подобных представленному на фиг. 41. Двигатель этого снаряда может служить примером простейшего ЖРД. Подача топлива (бензин и жидкий кислород) в камеру сгорания этого двигателя производится под давлением нейтрального газа (азота). На фиг. 42 показана схема тяжелой ракеты, применявшейся в качестве мощного зенитного снаряда; на схеме приведены габаритные размеры ракеты.

Применяются ЖРД и в качестве стартовых авиационных двигателей. В этом случае иногда используется низкотемпературная реакция разложения перекиси водорода, отчего такие двигатели называют «холодными».

Имеются случаи применения ЖРД в качестве ускорителей для самолетов, в частности, самолетов с турбореактивными двигателями. Насосы подачи топлива з этом случае приводятся иногда от вала турбореактивного двигателя.

ЖРД применяются наряду с пороховыми двигателями также для старта и разгона летающих аппаратов (или их моделей) с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Как известно, эти двигатели развивают очень большую тягу при высоких скоростях полета, больших скорости звука, но вовсе не развивают тяги при взлете.

Наконец, следует упомянуть еще об одном применении ЖРД, имеющем место в последнее время. Для изучения поведения самолета при большой скорости полета, приближающейся к скорости звука и превышающей ее, требуется проведение серьезной и дорогостоящей исследовательской работы. В частности, требуется определение сопротивления крыльев самолета (профилей), которое обычно производится в специальных аэродинамических трубах. Для создания в таких трубах условий, соответствующих полету самолета на большой скорости, приходится иметь силовые установки очень большой мощности для привода вентиляторов, создающих поток в трубе. Вследствие этого сооружение и эксплоатация труб для проведения испытания при сверхзвуковых скоростях требуют огромных затрат.

В последнее время, наряду со строительством сверхзвуковых труб, задача исследования различных профилей крыльев скоростных самолетов, как, кстати сказать, и испытания прямоточных ВРД, решается также с помощью жидкостно-реактивных

Фиг. 41. Ракетный снаряд с ЖРД.

двигателей. По одному из этих способов исследуемый профиль устанавливается на дальней ракете с ЖРД, подобной описанной выше, и все показания приборов, измеряющих сопротивление профиля в полете, передаются на землю с помощью радио-телеметрических устройств.

Фиг. 42. Схема устройства мощного зенитного снаряда с ЖРД.

7 — боевая головка; 2 — баллон со сжатым азотом; 3 — бак с окислителем; 4 — бак с горючим; 5 — жидкостно-реактивный двигатель.

По другому способу сооружается специальная ракетная тележка, передвигающаяся по рельсам с помощью ЖРД. Результаты испытания профиля, установленного на такой тележке в особом весовом механизме, записываются специальными автоматическими приборами, расположенными также на тележке. Такая ракетная тележка показана на фиг. 43. Длина рельсового пути может достигать 2–3 км.

Фиг. 43. Ракетная тележка для испытания профилей крыльев самолета.

Поделитесь на страничке

Следующая глава >

Как работает реактивный двигатель

Возможно, вы задавались вопросом, как работает реактивный двигатель, но отказались от мысли, что вы сможете понять ракетостроение. Но на самом деле это простая концепция, которая поразит человека рядом с вами на вашем следующем рейсе. Итак, мы собираемся объяснить вовлеченные процессы, чтобы каждый мог получить хорошее представление о принципах, лежащих в основе реактивных двигателей.

Реактивные двигатели, чаще используемые для самолетов, представляют собой тип газотурбинного двигателя.Теперь вы можете знать паровые турбины, где топливо сжигается для производства высокотемпературного протекающего пара, который приводит в движение турбину, а затем вращает вал, прежде чем будет выпущен из системы. Поворот этого вала является выходной мощностью, и именно это вращение приводит в движение вращающийся объект. Газовая турбина напоминает те же основные принципы, однако за работу турбины отвечает газ под давлением. В реактивных двигателях высокотемпературный газ под давлением обеспечивает вращение компрессора спереди, но, что более важно, то, что выпускается из системы, вылетает сзади на высоких скоростях, создавая то, что известно как тяга.

Проще говоря, у реактивных двигателей есть ядро, которое разделено на три основные части:

  • Компрессор - в передней части двигателя расположены лопасти вентилятора, некоторые вращающиеся (роторы) и некоторые статические (статоры), которые всасывают воздух в двигатель. Существует множество рядов лопастей, и, когда воздух проходит мимо каждого ряда, он становится все более герметичным и температура повышается.
  • Камера сгорания - этот сжатый воздух затем распыляется с топливом (чаще всего Jet A или Jet A-1, которые имеют керосинового типа), а затем электрическая искра зажигает смесь топлива и воздуха в камере.Это приводит к тому, что смесь воздуха и топлива сгорает, что значительно увеличивает давление и температуру.
  • Турбины - горячий сжатый газ вытягивается из двигателя задней турбиной, которая забирает энергию из газа и вызывает падение давления и температуры. Когда давление снижается, газ течет быстрее (подумайте о том, чтобы отпустить надувной баллон). Энергия от газа, который приводит в движение заднюю турбину, обеспечивает вращение компрессора, который всасывает воздух спереди.

Высокоскоростные газы, выпускаемые через заднее сопло, вызывают тягу. Чтобы понять это, мы ссылаемся на третий закон движения Ньютона: для каждого действия существует равная и противоположная реакция. Когда газ вырывается из спины, вперед направляется равная и противоположная сила. Подумайте о том, когда вы толкаете стену бассейна, чтобы скользить в противоположном направлении; даже если сила вашего толчка направлена ​​к стене, равная и противоположная сила реакции заставляет вас двигаться в противоположном направлении.

При скорости около 400 миль в час один фунт тяги равен одной лошадиной силе, но на более высоких скоростях это соотношение увеличивается, а фунт тяги превышает одну лошадиную силу. На скорости менее 400 миль в час это соотношение уменьшается. Эта сила позволяет большим самолетам, таким как 747, летать со скоростью до 600 миль в час.

Существуют также различные типы реактивного двигателя, такие как турбовинтовой двигатель. Вы узнаете, является ли это турбовинтовым двигателем с помощью больших выталкивающих винтов в передней части, который отвечает за тягу, так как большая часть энергии от газа передается в компрессор задними турбинами, поэтому воздействующий газ не отвечает за тяга.

Turboshaft - это тип вертолетов, вертолетов, силовых установок и даже танка M1. Процесс аналогичен турбовинтовому двигателю, однако вместо привода гребных винтов вращающийся вал может питать различные устройства, такие как насосы, генераторы, колеса и вообще все, что вращается.

Современные большие самолеты используют турбовентилятор High-Bypass Turbofan, который похож на стандартный турбореактивный двигатель, за исключением того, что большой вентилятор спереди всасывает больше воздуха в двигатель.Однако не весь воздух проходит через компрессор и турбины, при этом большая часть воздуха фактически проходит через сердечник и проходит через каналы снаружи от сердечника (в среднем в 5 раз больше воздуха обходится, чем фактически проходит через сердечник). Они более эффективны, особенно на дозвуковых скоростях (т. Е. Ниже скорости звука, 768 миль в час), а также намного тише, при этом все еще имея способность разгоняться с более тяжелой скоростью, чем локомотив, от 0 до 200 миль в час менее чем за 60 секунд.

,

Двигатели

Что такое аэронавтика? | динамика полета | Самолеты | Двигатели | История полета | какой такое UEET?
Словарь | Весело и игры | Образовательные ссылки | Урок Ланс | Индекс сайта | Дом

Двигатели

Как работает реактивный двигатель?


NEW!
Видео "Как работает реактивный двигатель".

Мы считаем само собой разумеющимся, насколько легко самолет весом более половины миллион фунтов поднимается с земли с такой легкостью. Как это случилось? Ответ прост. Это двигатели.

Пусть Тереза ​​Беньо из Исследовательского центра Гленна НАСА объяснит больше ...

Как показано на НАСА Направление завтра.


Реактивные двигатели с огромной силой двигают самолет вперед, создаваемый огромная тяга и заставляет самолет лететь очень быстро.

Все реактивные двигатели, которые также называются газовые турбины, работать по тому же принципу. Двигатель всасывает воздух спереди с помощью вентилятора. Компрессор поднимает давление воздуха. Компрессор сделан со многими лезвиями, прикрепленными к валу. Лопасти вращаются с высокой скоростью и сжимают или сжимают воздух. Сжатый воздух тогда распыляется с топливом, и электрическая искра зажигает смесь. горючие газы расширяются и выдуваются через сопло в задней части двигателя.Когда струи газа стреляют назад, двигатель и самолет смещаются вперед. Когда горячий воздух идет к соплу, он проходит через другую группу лопастей. называется турбиной. Турбина прикреплена к тому же валу, что и компрессор. Вращение турбины приводит к вращению компрессора.

На рисунке ниже показано, как воздух проходит через двигатель. Воздух проходит через ядро двигателя, а также вокруг ядра.Это вызывает некоторое количество воздуха быть очень горячим, а некоторые - круче. Кулер воздух затем смешивается с горячим воздух на выходе из двигателя.

Это картина того, как воздух проходит через двигатель

Что такое тяга?

Тяга это передняя сила, которая толкает двигатель и, следовательно, самолет вперед. сэр Исаак Ньютон обнаружил, что для «каждого действия существует равное и противоположная реакция. "Двигатель использует этот принцип. Двигатель принимает в большом объеме воздуха. Воздух нагревается, сжимается и замедляется. Воздух проходит через множество вращающихся лопастей. Смешивая этот воздух со струей топливо, температура воздуха может достигать трех тысяч градусов. Мощность воздуха используется для вращения турбины. Наконец, когда воздух уходит, это выталкивает назад из двигателя.Это заставляет самолет двигаться вперед.

Части реактивного двигателя

Поклонник - Вентилятор является первым компонентом в ТРДД. Большой вращающийся вентилятор всасывает большое количество воздуха. Большинство лезвий вентилятора сделаны из титана. Затем он ускоряет этот воздух и разбивает его на две части. Одна часть проходит через «ядро» или центр двигателя, где на него воздействуют другие компоненты двигателя.

Вторая часть «обходит» сердечник двигателя. Проходит через воздуховод который окружает ядро ​​в задней части двигателя, где он производит большую часть сила, которая продвигает самолет вперед. Этот более прохладный воздух помогает успокоить двигатель, а также добавление тяги к двигателю.

Компрессор - Компрессор первый компонент в ядре двигателя. Компрессор состоит из вентиляторов с множеством лопастей. и прикреплен к валу.Компрессор сжимает воздух, который поступает в него Постепенно меньшие площади, что приводит к увеличению давления воздуха. это приводит к увеличению энергетического потенциала воздуха. Раздавленный воздух нагнетается в камеру сгорания.

Combustor - В камере сгорания воздух смешан с топливом, а затем загорелся. Есть 20 форсунок для распыления топлива. воздушный поток. Смесь воздуха и топлива загорается.Это обеспечивает высокую температура, высокоэнергетический воздушный поток. Горючее с кислородом в сжатом топливе воздух, производящий горячие расширяющиеся газы. Внутренняя часть камеры сгорания часто производится из керамических материалов для обеспечения термостойкой камеры. Жара может достигать 2700 °.

Турбина - Высокоэнергетический поток воздуха из камеры сгорания уходит в турбину, вызывая вращение лопастей турбины. Турбины связаны валом, чтобы вращать лопасти в компрессоре и раскрутить впускной вентилятор спереди.Это вращение отнимает энергию у поток высокой энергии, который используется для привода вентилятора и компрессора. Газы Произведенные в камере сгорания движутся через турбину и вращают ее лопасти. Турбины реактивного двигателя вращаются вокруг тысячи раз. Они закреплены на валах которые имеют несколько наборов шарикоподшипников между ними.

Насадка - Сопло является вытяжным каналом двигатель. Это часть двигателя, которая на самом деле производит тягу для самолет.Истощенный энергией воздушный поток, который прошел турбину, в дополнение к более холодный воздух, который обошел ядро ​​двигателя, создает силу при выходе из форсунка, которая движет вперед двигатель и, следовательно, самолет. Сочетание горячего воздуха и холодного воздуха выталкивается и производит выхлоп, который вызывает прямую тягу. Соплу может предшествовать смеситель , который сочетает в себе высокотемпературный воздух, поступающий из активной зоны двигателя с воздух с более низкой температурой, который был обойден в поклоннике.Смеситель помогает сделать двигатель тише.

Первый реактивный двигатель - А Краткая история ранних двигателей

Сэр Исаак Ньютон в 18 веке был сначала предположить, что взрыв, направленный назад, может привести в движение машину вперед с большой скоростью. Эта теория была основана на его третьем законе движение. Когда горячий воздух проходит через сопло в обратном направлении, самолет движется вперед.

Анри Жиффар построил дирижабль, который был приведен в действие первым двигателем самолета - паровой двигатель с тремя лошадьми. Это было очень тяжелый, слишком тяжелый, чтобы летать.

В 1874 году Феликс де Храм года построил моноплан который пролетел короткий прыжок вниз по склону с помощью угольного парового двигателя.

Отто Даймлер , в конце 1800-х изобрел первый бензиновый двигатель.

В 1894 году американец Хирам Максим пытался привести в действие свой трехместный биплан с двумя угольными паровыми двигателями.Это только пролетели за несколько секунд.

Ранние паровые двигатели работали на подогреве угля и, как правило, слишком тяжелый для полета.

американец Сэмюэль Лэнгли сделал модель самолета которые были приведены в действие паровыми двигателями. В 1896 году он успешно управлял Беспилотный самолет с паровым двигателем, названный Aerodrome . Он пролетел около 1 мили, прежде чем испарился. Затем он попытался построить полный размер самолета, Aerodrome A, с бензиновым двигателем.В 1903 году это разбился сразу же после спуска с домашнего катера.

В 1903 году братьев Райт полетел, Flyer , с 12-сильным газом двигатель.

С 1903 года, года первого полета братьев Райт, до конца 1930-х годов бензиновый поршневой двигатель внутреннего сгорания с пропеллером единственное средство, используемое для приведения в движение самолета.

Это был Фрэнк Уиттл , британский пилот, который разработал и запатентовал первый турбореактивный двигатель в 1930 году.Двигатель Уиттл впервые полетел успешно в мае 1941 года. Этот двигатель имел многоступенчатый компрессор и систему сгорания. камера, одноступенчатая турбина и сопло.

В то же время, когда Уиттл работал в Англии, Ганс фон Охайн работал над аналогичным дизайном в Германии. Первый самолет успешно Использовать газотурбинный двигатель был немецкий Heinkel He 178, август 1939 года. Это был первый в мире турбореактивный двигатель рейс.

General Electric построила первый американский реактивный двигатель для ВВС США Реактивный самолет . Это был экспериментальный самолет XP-59A, который впервые полетел в октябре 1942 года.

Типы реактивных двигателей

Турбореактивные двигатели

Основная идея турбореактивный двигатель просто.Воздух забирается из отверстия в передней части двигателя сжимается в 3-12 раз от исходного давления в компрессоре. Топливо добавляется в воздух и сжигается в камере сгорания для поднять температуру жидкой смеси примерно до 1100 ° F до 1300 ° F. Полученный горячий воздух проходит через турбину, которая приводит в движение компрессор. Если турбина и компрессор работают, давление на выходе турбины будет почти вдвое больше атмосферного давления, и это избыточное давление отправляется к соплу, чтобы произвести высокоскоростной поток газа, который создает тягу.Значительное увеличение тяги может быть достигнуто с помощью форсаже. Это вторая камера сгорания, расположенная после турбины и перед сопло. Дожигатель повышает температуру газа перед соплом. Результатом этого повышения температуры является увеличение примерно на 40 процентов в тяге при взлете и гораздо больший процент на высоких скоростях, как только самолет в воздухе.

Турбореактивный двигатель - реактивный двигатель.В реакторе, расширяющемся газе давить сильно на переднюю часть двигателя. Турбореактивный двигатель всасывает воздух и сжимает или сжимает это. Газы протекают через турбину и заставляют ее вращаться. Эти газы отскочить назад и выстрелить из задней части выхлопа, толкая самолет вперед.

Изображение турбореактивного двигателя

Турбовинты

А турбовинтовой двигатель реактивный двигатель, прикрепленный к винтуТурбина в задняя часть поворачивается горячими газами, и это поворачивает вал, который приводит в движение пропеллер. Некоторые небольшие авиалайнеры и транспортные самолеты приводятся в действие турбовинтовыми двигателями.

Как турбореактивный, турбовинтовой двигатель состоит из компрессора, сгорания камеры и турбины, давление воздуха и газа используется для запуска турбины, которая затем создает мощность для привода компрессора. По сравнению с турбореактивным двигателем, турбовинтовой двигатель обладает большей эффективностью при скорости полета ниже примерно 500 миль в час.Современные турбовинтовые двигатели оснащены винтами, которые имеют меньший диаметр, но большее количество лопастей для эффективной работы на гораздо более высоких скоростях полета. Чтобы приспособить более высокие скорости полета, лопасти имеют форму ятагана с опущенными передними кромками на концах лезвия. Двигатели с такими винтами называются пропфанов .

Изображение турбовинтового двигателя

Турбовентиляторы

А турбовентиляторный двигатель имеет большой вентилятор спереди, который всасывает воздух.Большая часть воздуха проходит вокруг двигателя, что делает его тише и дает больше тяги на низких скоростях. Большинство современных авиалайнеров имеют питание турбовентиляторы. В турбореактивном двигателе весь воздух, поступающий на впуск, проходит через газогенератор, который состоит из компрессора, камеры сгорания и турбины. В турбовентиляторном двигателе только часть поступающего воздуха поступает в камера сгорания. Остальная часть проходит через вентилятор или компрессор низкого давления, и выбрасывается непосредственно как «холодная» струя или смешивается с выхлопом газогенератора производить "горячую" струю.Целью этого типа обходной системы является увеличение тяга без увеличения расхода топлива. Это достигается путем увеличения общий воздушно-массовый поток и снижение скорости в пределах того же общего источника энергии.

Изображение турбовентиляторный двигатель

Турбовальные валы

Это еще одна форма газотурбинного двигателя, которая работает во многом как турбовинтовой двигатель система.Это не водить винт. Вместо этого он обеспечивает мощность для вертолета ротор. Турбовальный двигатель сконструирован таким образом, чтобы скорость вращения вертолета ротор не зависит от скорости вращения газогенератора. Это разрешает частота вращения ротора должна быть постоянной, даже если скорость генератора варьируется для модуляции количества производимой энергии.

Изображение турбовального двигателя

Ramjets

ПВРД является Самый простой реактивный двигатель и не имеет движущихся частей.Скорость струи "баранов" или нагнетает воздух в двигатель. По сути это турбореактивный двигатель, в котором вращается машины были опущены. Его применение ограничено тем, что его Степень сжатия полностью зависит от скорости движения. ПВРД не развивает статичность тяга и очень малая тяга вообще ниже скорости звука. Как следствие, Для ПВРД необходим некоторый вспомогательный взлет, такой как другой самолет. Он использовался в основном в ракетных системах.Космические аппараты используют это тип струи.

Изображение Ramjet Engine

Вернуться к началу

Что такое аэронавтика? | Динамика полета | самолеты | Двигатели | история полета | Что такое UEET?
Словарь | Весело и игры | Образовательные ссылки | Урок Планы Индекс сайта | Дом

,

Как работают ракетные двигатели | HowStuffWorks

"Сила" ракетного двигателя называется его тяги . Тяга измеряется в «фунтах тяги» в США и в ньютонах в метрической системе (4.45 ньютона тяги равняется 1 фунту тяги). Фунт тяги - это величина тяги, которая потребуется, чтобы удержать 1-фунтовый объект неподвижным против силы тяжести на Земле. Так на Земле ускорение силы тяжести составляет 32 фута в секунду в секунду (21 миля в час в секунду).Если вы летите в космосе с мешком бейсбольных мячей и отбрасываете один бейсбольный мяч в секунду от вас со скоростью 21 миль в час, ваши бейсбольные мячи будут генерировать эквивалент 1 фунта тяги. Если бы вы вместо этого бросали бейсбольные мячи со скоростью 42 мили в час, вы бы получали 2 фунта тяги. Если вы выбрасываете их со скоростью 2100 миль в час (возможно, стреляя из какого-то бейсбольного ружья), то вы генерируете 100 фунтов тяги и так далее.

Одна из забавных проблем, с которыми сталкиваются ракеты, заключается в том, что объекты, которые двигатель хочет выбросить, на самом деле что-то весят, и ракета должна нести этот вес.Допустим, вы хотите создать 100 фунтов тяги за час, бросая один бейсбольный мяч каждую секунду со скоростью 2100 миль в час. Это означает, что вы должны начать с 3600 бейсбольных мячей весом в 1 фунт (в часе 3600 секунд) или 3600 фунтов бейсбольных мячей. Поскольку в скафандре вы весите всего 100 фунтов, вы можете видеть, что вес вашего «топлива» превосходит вес полезной нагрузки (вас). Фактически, топливо весит в 36 раз больше, чем полезная нагрузка. И это очень распространено. Вот почему у вас должна быть огромная ракета, чтобы доставить крошечного человека в космос прямо сейчас - вы должны нести много топлива.

Вы можете очень ясно увидеть уравнение веса на космическом челноке. Если вы когда-либо видели запуск космического челнока, вы знаете, что есть три части:

  • Orbiter
  • Большой внешний танк
  • Два твердотопливных ракетных ускорителя (SRBs)

Орбитер весит 165000 фунтов пустыми. Внешний бак весит 78 100 фунтов пустыми. Два твердых ракетных ускорителя весят по 185 000 фунтов каждый.Но тогда вы должны загрузить топливо. Каждый SRB содержит 1,1 миллиона фунтов топлива. Внешний резервуар вмещает 143 000 галлонов жидкого кислорода (1 359 000 фунтов) и 383 000 галлонов жидкого водорода (226 000 фунтов). Весь автомобиль - челнок, внешний бак, цельные кожухи ракетного ускорителя и все топливо - имеет общий вес при запуске 4,4 миллиона фунтов. 4,4 миллиона фунтов, чтобы получить 165 000 фунтов на орбите - это довольно большая разница! Справедливости ради, орбитальный аппарат может также нести полезную нагрузку весом в 65 000 фунтов (размером до 15 x 60 футов), но это все еще большая разница.Топливо весит почти в 20 раз больше, чем орбитальный аппарат [источник: руководство по эксплуатации космического челнока].

Все это топливо выбрасывается в заднюю часть космического челнока со скоростью, возможно, 6000 миль в час (типичные скорости выпуска ракет для химических ракет находятся в диапазоне от 5000 до 10000 миль в час). SRB сгорают в течение примерно двух минут и генерируют около 3,3 миллиона фунтов тяги при запуске (в среднем 2,65 миллиона фунтов за горение). Три главных двигателя (которые используют топливо во внешнем баке) сгорают в течение приблизительно восьми минут, генерируя 375 000 фунтов тяги каждый во время горения.

В следующем разделе мы рассмотрим конкретную топливную смесь в твердотопливных ракетах.

,

Смотрите также


avtovalik.ru © 2013-2020
Карта сайта, XML.