0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Давление в камере сгорания реактивного двигателя

Направления деятельности

Первое направление исследований — совершенствование известных и разработка новых физических моделей турбулентного горения в высокоскоростных камерах сгорания, ориентированных на расчеты в рамках подходов RANS и LES, и их высокоэффективная (по быстродействию и затратам оперативной памяти) реализация в компьютерных программах.

Важным направлением развития авиационной техники является создание высокоскоростных ВРД, которые смогли бы обеспечить длительный полет в атмосфере. Ключевым элементом транспортных систем, предназначенных для полета в атмосфере с большими скоростями, является высокоскоростной ПВРД — двигатель, в котором поток на входе в камеру сгорания после торможения в воздухозаборном устройстве остается сверхзвуковым. Из-за высокой скорости потока в высокоскоростном ПВРД, сравнительно низкой температуры потока на входе в камеру сгорания и низкой эффективности турбулентного смешения топлива с воздухом на больших скоростях такие двигатели должны иметь большую длину. Это создает проблемы с охлаждением конструкции, с весом двигателя и пр. Как правило, рассматриваются интегральные компоновки, где в качестве элементов высокоскоростного ПВРД используется вся нижняя поверхность ЛА.

Сейчас наибольшее внимание в качестве ближайшей перспективы привлекает концепция двухрежимного ПВРД (ДПВРД, dual-mode ramjet), который должен работать в диапазоне скоростей полета M=4. 10, причем на более низких скоростях полета (M Е.С.Щетинков Л.А.Вулис

Эти идеи фактически были реализованы в моделях частично перемешанного реактора (Partially Stirred Reactor). В последние годы этот подход был развит В.А.Сабельниковым, и именно это направление моделирования турбулентного горения выбрано в качестве основного на ближайшие годы деятельности Лаборатории. При этом будут приняты во внимание новейшие теоретические разработки, в которых принимает участие В.А.Сабельников. Эти подходы реализуются в компьютерной программе zFlare, которая разработана коллективом Лаборатории в 2017 г. и предназначена для моделирования трехмерных турбулентных течений с неравновесным горением на многопроцессорных компьютерах в рамках подходов RANS и LES. В дальнейшем предполагается настройка используемых моделей турбулентности и горения на течения в высокоскоростных камерах сгорания. При этом будет использован богатый опыт исследования газовой динамики турбулентных течений вязкого газа, накопленный в ЦАГИ.

Второе направление исследований — создание на основе «огневого» аэродинамического эксперимента, специально проведенного в аэродинамической трубе АДТ Т-131 ЦАГИ, отечественной базы экспериментальных данных по течениям в камере сгорания двухрежимного прямоточного ВРД (ДПВРД), предназначенной для валидации физических моделей и программного обеспечения.

Для исследований двигателей высокоскоростных ЛА в ЦАГИ имеется уникальная аэродинамическая труба (АДТ) Т-131. Это комплекс, который на данный момент состоит из двух стендов. Стенд Т-131Б позволяет проводить испытания модулей высокоскоростных ПВРД при свободном обдуве потоком с числом Маха до М = 7. Стенд Т-131В позволяет испытывать модели камер сгорания высокоскоростных ПВРД и их элементов на присоединенном воздуховоде с числом Маха на входе в камеру до М = 3.5. Поток воздуха нагревается огневым подогревателем и обогащается кислородом до состава, близкого к составу воздуха. Это позволяет создавать поток с давлением торможения до 11 МПа и температурой торможения до 2350 К. Благодаря этому обеспечивается максимальное приближение эксперимента к реальным условиям высокоскоростного полета. В настоящий момент ведется строительство и оборудование третьего крупногабаритного стенда с диаметром рабочего сопла 1.2 м.

До сих пор на АДТ Т-131 ЦАГИ проводились преимущественно промышленные эксперименты, ограниченные измерениями распределений статического давления по стенкам камер сгорания, высокоскоростной видеорегистрацией реактивной струи, истекающей из экспериментальных модулей, тепловизионными исследованиями экспериментальных моделей. Этого недостаточно для валидации физических моделей и программного обеспечения. Поэтому в течение 2017 г. была спроектирована новая экспериментальная модель двухрежимной камеры сгорания (камеры со сверхзвуковым течением на входе, в которой в зависимости от параметров втекающего потока реализуется дозвуковой или сверхзвуковой режим горения). Новая модельная камера не предназначена для создания высокой тяги, она специально ориентирована на валидацию расчетно-теоретических исследований. Для чистоты эксперимента, для устранения взаимодействия многих посторонних эффектов, а также для удобства измерений выбраны предельно простая геометрия (симметричный канал постоянной боковой ширины с расширяющимся участком) и вдув топлива со стенок камеры, без дополнительных стабилизирующих устройств, усложняющих структуру течения. В качестве топлива предполагается использовать пропан с добавлением водорода. В камере будут сделаны оптические окна, которые обеспечат возможность шлирен-видеосъемки картины течения, а также других оптических измерений (планируются измерения хемилюминесценции возбужденных радикалов OH для визуализации зоны тепловыделения). Предусмотрена возможность широкого спектра измерений (датчики давления, термопары и пр.). Будут сопоставлены эксперименты с использованием термохимической конверсии топлива и без нее. В 2017 г. были выполнены предварительные расчетные исследования, которые показали возможность стабилизации горения как в дозвуковом, так и в сверхзвуковом режиме. Произведены закупки комплектующих и материалов для проведения экспериментальных исследований. Изготовление камеры запланировано на 1‑ю половину 2018 г., а эксперименты — на период со половины 2018 г. до конца 2019 г.

Третье направление исследований — разработка и детальное расчетно-теоретическое исследование модели двигательного устройства с резонаторной полостью, в котором сгорание топлива происходит во вращающейся волне детонации.

Важной проблемой, на решение которой сосредоточены усилия специалистов многих стран, является использование детонации для высокоскоростного сжигания топлива в энергоустановках различного назначения, в частности, в двигателях перспективных летательных аппаратов и ракет. Для ее решения предлагаются различные схемы, которые позволяют инициировать детонацию и локализировать ее в ограниченном объеме камеры сгорания. Этими вопросами в теоретическом и прикладном плане более сорока лет занимаются академик В.А.Левин и его ученики. В.А.Левин и В.В.Марков за исследования детонации удостоены Государственной премии РФ в области науки и техники за 2002 год. В.А.Левин является одним из авторов концепции импульсного детонационного двигателя с кольцевым соплом и внутренним резонатором —т.н двигателя Левина-Тарасова (ДЛТ).

В последние годы наиболее перспективной с точки зрения практики представляется вращающаяся детонация. В этой связи она привлекает особое внимание как экспериментаторов, так и теоретиков. В настоящем проекте предполагается разработать трехмерную модель реактивного двигателя с резонаторной полостью, в которой сгорание горючей смеси происходит в непрерывной вращающейся волне детонации (ДРВД — двигатель с резонатором и вращающейся детонацией), провести ее детальное численное исследование на суперкомпьютере МГУ «Ломоносов» и запатентовать изобретение двигательного устройства. В 2017 г. были сделаны первые успешные шаги в этом направлении. В частности, была разработана «виртуальная экспериментальная установка» для моделирования ДРВД и с ее помощью была показана возможность реализации вращающейся детонации в кольцевом зазоре.

Комбинированный двигатель летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и может быть использовано для создания авиационно-космической системы горизонтального старта или же для создания самолета, который будет иметь возможность осуществлять кратковременный полет с гиперзвуковой скоростью. Комбинированный двигатель летательного аппарата содержит сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, который оканчивается дозвуковым расширяющимся диффузором, компрессор, окислительный газогенератор для повышения температуры газа, вращающую компрессор турбину и камеру сгорания с авторегулируемым соплом, выполненными охлаждаемыми. Турбина выполнена с возможностью регулирования расхода. Между воздухозаборником и компрессором установлен смеситель, выполненный с возможностью подмешивать к потоку воздуха жидкий азотный тетраоксид при скорости полета, соответствующей числу Маха 3

Читать еще:  Что является рабочим телом реактивного двигателя

Комбинированный двигатель летательного аппарата, содержащий сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, который оканчивается дозвуковым расширяющимся диффузором, компрессор, окислительный газогенератор для повышения температуры газа, вращающую компрессор турбину и камеру сгорания с авторегулируемым соплом, отличающийся тем, что камера сгорания с авторегулируемым соплом выполнены охлаждаемыми, турбина выполнена с возможностью регулирования по расходу, а между регулируемым воздухозаборником и компрессором установлен смеситель, выполненный с возможностью подмешивать к потоку воздуха жидкий азотный тетраоксид при скорости полета, соответствующей числу Маха 3

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и может быть использовано для создания авиационно-космической системы (АКС) горизонтального старта или же для создания иных летательных аппаратов, которые будут иметь возможность осуществлять кратковременный полет с гиперзвуковой скоростью.

В качестве основного применения изобретения рассматривается его использование для создания маршевых двигателей самолетной ступени многоступенчатой АКС, позволяющих разогнать авиационно-космическую систему от нулевой начальной скорости и до скорости в конце работы самолетной ступени

1.8 км/с, что соответствует числу Маха полета Мн≈6.

Основным параметром, определяющим эффективность использования двигателя в составе летательного аппарата (ЛА), является удельный импульс тяги Iуд — сила тяги, отнесенная к секундному массовому расходу запасенного на борту топлива. Чем больше удельный импульс тяги, тем меньший бортовой запас топлива (при прочих равных условиях) необходим для достижения требуемой дальности полета или конечной скорости ЛА. Поэтому при разработке двигателя для ЛА необходимо стремиться к тому, чтобы этот двигатель имел максимально высокий удельный импульс тяги на всей траектории полета.

Из определения Iуд очевидно, что для его увеличения необходимо сокращать массовый расход топлива и увеличивать силу тяги.

Рассмотрим, насколько эффективно решается эта задача на имеющемся техническом уровне в керосиновом воздушно-реактивном двигателе (ВРД) в варианте ТРДФ (с форсажной камерой) и кислородно-керосиновом жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа.

В части расхода топлива ВРД имеет очевидное преимущество перед ЖРД, так как в процессе работы использует атмосферный воздух вместо запасаемого на борту окислителя, который для ЛА с кислородно-керосиновым ЖРД, составляет примерно % массы топлива в баках.

Далее сопоставим ВРД и ЖРД в части эффективности обеспечения высокого уровня тяги при одном и том же суммарном массовом расходе через двигатель.

Как в ВРД, так и в ЖРД при одном и том же суммарном массовом расходе через двигатель и при прочих равных условиях тяга двигателя возрастает при увеличении скорости истечения газов (Wa) из выхлопного сопла, которая, в свою очередь, возрастает при увеличении давления торможения и температуры торможения продуктов сгорания перед выходным соплом (при Rг, Ра = const).

В кислородно-керосиновых ЖРД температура торможения в камере сгорания, т.е. перед выхлопным соплом, достигает

360К, а давление в камере сгорания достигает 26 МПа. За счет таких высоких значений этих параметров в ЖРД реализуется высокая скорость истечения из выхлопного сопла Wa и, соответственно, высокий уровень тяги. Так как ЖРД использует только запасенное на борту топливо, его тяга не зависит от скорости полета (с точностью до статической составляющей).

В керосиновых ВРД (ТРДФ) температура торможения перед выходным соплом ограничена тепловым эффектом реакций горения топлива керосин + воздух и не может превышать

2300К. Давление торможения перед выхлопным соплом ВРД имеет величину порядка нескольких атмосфер — столь невысокий уровень давления связан, в первую очередь, с очень большой величиной потребной работы воздушного компрессора при ограниченной величине располагаемой работы турбины, приводящей этот компрессор во вращение. Вследствие таких относительно низких по сравнению с ЖРД значений параметров перед выхлопным соплом скорость истечения Wa в ВРД существенно меньше, чем в ЖРД.

Тяга ВРД существенно зависит от скорости полета. В условиях работы двигателя на земле или же полета с малой скоростью (Wн→0), тяга ВРД прямо пропорциональна скорости истечения Wa — поэтому, при одном и том же расходе продуктов сгорания тяга ВРД в таких условиях всегда будет меньше, чем у ЖРД, так как Wa(ВРД)

Топливо взрывается — полет нормальный

Детонация — это взрыв. Можно ли ее сделать управляемой? Можно ли на базе таких двигателей создать гиперзвуковое оружие? Какие ракетные двигатели будут выводить необитаемые и пилотируемые аппараты в ближний космос? Об этом наш разговор с заместителем гендиректора — главным конструктором «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко» Петром Левочкиным.

Петр Сергеевич, какие возможности открывают новые двигатели?

Петр Левочкин: Если говорить о ближайшей перспективе, то сегодня мы работаем над двигателями для таких ракет, как «Ангара А5В» и «Союз-5», а также другими, которые находятся на предпроектной стадии и неизвестны широкой публике. Вообще наши двигатели предназначены для отрыва ракеты от поверхности небесного тела. И она может быть любой — земной, лунной, марсианской. Так что, если будут реализовываться лунная или марсианская программы, мы обязательно примем в них участие.

Какова эффективность современных ракетных двигателей и есть ли пути их совершенствования?

Петр Левочкин: Если говорить об энергетических и термодинамических параметрах двигателей, то можно сказать, что наши, как, впрочем, и лучшие зарубежные химические ракетные двигатели на сегодняшний день достигли определенного совершенства. Например, полнота сгорания топлива достигает 98,5 процента. То есть практически вся химическая энергия топлива в двигателе преобразуется в тепловую энергию истекающей струи газа из сопла.

Совершенствовать двигатели можно по разным направлениям. Это и применение более энергоемких компонентов топлива, введение новых схемных решений, увеличение давления в камере сгорания. Другим направлением является применение новых, в том числе аддитивных, технологий с целью снижения трудоемкости и, как следствие, снижение стоимости ракетного двигателя. Все это ведет к снижению стоимости выводимой полезной нагрузки.

Однако при более детальном рассмотрении становится ясно, что повышение энергетических характеристик двигателей традиционным способом малоэффективно.

Петр Левочкин: Увеличение давления и расхода топлива в камере сгорания, естественно, увеличит тягу двигателя. Но это потребует увеличение толщины стенок камеры и насосов. В результате сложность конструкции и ее масса возрастают, энергетический выигрыш оказывается не таким уж и большим. Овчинка выделки стоить не будет.

Читать еще:  Вращение 1 оборот в минуту двигатель

То есть ракетные двигатели исчерпали ресурс своего развития?

Петр Левочкин: Не совсем так. Выражаясь техническим языком, их можно совершенствовать через повышение эффективности внутридвигательных процессов. Существуют циклы термодинамического преобразования химической энергии в энергию истекающей струи, которые гораздо эффективнее классического горения ракетного топлива. Это цикл детонационного горения и близкий к нему цикл Хамфри.

Сам эффект топливной детонации открыл наш соотечественник — впоследствии академик Яков Борисович Зельдович еще в 1940 году. Реализация этого эффекта на практике сулила очень большие перспективы в ракетостроении. Неудивительно, что немцы в те же годы активно исследовали детонационный процесс горения. Но дальше не совсем удачных экспериментов дело у них не продвинулось.

Теоретические расчеты показали, что детонационное горение на 25 процентов эффективней, чем изобарический цикл, соответстветствующий сгоранию топлива при постоянном давлении, который реализован в камерах современных жидкостно-рактивных двигателей.

А чем обеспечиваются преимущества детонационного горения по сравнению с классическим?

Петр Левочкин: Классический процесс горения — дозвуковой. Детонационный — сверхзвуковой. Быстрота протекания реакции в малом объеме приводит к огромному тепловыделению — оно в несколько тысяч раз выше, чем при дозвуковом горении, реализованному в классических ракетных двигателях при одной и той же массе горящего топлива. А для нас, двигателистов, это означает, что при значительно меньших габаритах детонационного двигателя и при малой массе топлива можно получить ту же тягу, что и в огромных современных жидкостных ракетных двигателях.

Не секрет, что двигатели с детонационным горением топлива разрабатывают и за рубежом. Каковы наши позиции? Уступаем, идем на их уровне или лидируем?

Петр Левочкин: Не уступаем — это точно. Но и сказать, что лидируем, не могу. Тема достаточно закрыта. Один из главных технологических секретов состоит в том, как добиться того, чтобы горючее и окислитель ракетного двигателя не горели, а взрывались, при этом не разрушая камеру сгорания. То есть фактически сделать настоящий взрыв контролируемым и управляемым. Для справки: детонационным называют горение топлива во фронте сверхзвуковой ударной волны. Различают импульсную детонацию, когда ударная волна движется вдоль оси камеры и одна сменяет другую, а также непрерывную (спиновую) детонацию, когда ударные волны в камере движутся по кругу.

Насколько известно, с участием ваших специалистов проведены экспериментальные исследования детонационного горения. Какие результаты были получены?

Петр Левочкин: Были выполнены работы по созданию модельной камеры жидкостного детонационного ракетного двигателя. Над проектом под патронажем Фонда перспективных исследований работала большая кооперация ведущих научных центров России. В их числе Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева, МАИ, «Центр Келдыша», Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, Механико-математический факультет МГУ. В качестве горючего мы предложили использовать керосин, а окислителя — газообразный кислород. В процессе теоретических и экспериментальных исследований была подтверждена возможность создания детонационного ракетного двигателя на таких компонентах. На основе полученных данных мы разработали, изготовили и успешно испытали детонационную модельную камеру с тягой в 2 тонны и давлением в камере сгорания около 40 атм.

Данная задача решалась впервые не только в России, но и мире. Поэтому, конечно, проблемы были. Во-первых, связанные с обеспечением устойчивой детонации кислорода с керосином, во-вторых, с обеспечением надежного охлаждения огневой стенки камеры без завесного охлаждения и массой других проблем, суть которых понятна лишь специалистам.

Можно ли использовать детонационный двигатель в гиперзвуковых ракетах?

Петр Левочкин: И можно, и нужно. Хотя бы потому, что горение топлива в нем сверхзвуковое. А в тех двигателях, на которых сейчас пытаются создать управляемые гиперзвуковые летательные аппараты, горение дозвуковое. И это создает массу проблем. Ведь если горение в двигателе дозвуковое, а двигатель летит, допустим, со скоростью пять махов (один мах равен скорости звука), надо встречный поток воздуха затормозить до звукового режима. Соответственно, вся энергия этого торможения переходит в тепло, которое ведет к дополнительному перегреву конструкции.

А в детонационном двигателе процесс горения идет при скорости как минимум в два с половиной раза выше звуковой. И, соответственно, на эту величину мы можем увеличить скорость летательного аппарата. То есть уже речь идет не о пяти, а о восьми махах. Это реально достижимая на сегодняшний день скорость летательных аппаратов с гиперзвуковыми двигателями, в которых будет использоваться принцип детонационного горения.

Что будет дальше?

Петр Левочкин: Это сложный вопрос. Мы только приоткрыли дверь в область детонационного горения. Еще очень много неизученного осталось за скобками нашего исследования. Сегодня совместно с РКК «Энергия» мы пытаемся определить, как может в перспективе выглядеть двигатель в целом с детонационной камерой применительно к разгонным блокам.

На каких двигателях человек полетит к дальним планетам?

Петр Левочкин: По-моему мнению, еще долго мы будем летать на традиционных ЖРД занимаясь их совершенствованием. Хотя безусловно развиваются и другие типы ракетных двигателей, например, электроракетные (они значительно эффективнее ЖРД — удельный импульс у них в 10 раз выше). Увы, сегодняшние двигатели и средства выведения не позволяют говорить о реальности массовых межпланетных, а уж тем более межгалактических перелетов. Здесь пока все на уровне фантастики: фотонные двигатели, телепортация, левитация, гравитационные волны. Хотя, с другой стороны, всего сто с небольшим лет назад сочинения Жюля Верна воспринимались как чистая фантастика. Возможно, революционного прорыва в той сфере, где мы работаем, ждать осталось совсем недолго. В том числе и в области практического создания ракет, использующих энергию взрыва.

«Научно-производственное объединение Энергомаш» основано Валентином Петровичем Глушко в 1929 году. Сейчас носит его имя. Здесь разрабатывают и выпускают жидкостные ракетные двигатели для I, в отдельных случаях II ступеней ракет-носителей. В НПО разработано более 60 различных жидкостных реактивных двигателей. На двигателях «Энергомаша» был запущен первый спутник, состоялся полет первого человека в космос, запущен первый самоходный аппарат «Луноход-1». Сегодня на двигателях, разработанных и произведенных в НПО «Энергомаш», взлетает более девяноста процентов ракет-носителей в России.

Как поддерживается постоянное давление в горелке реактивного двигателя? [Дубликат]

Доминикас Круопис

На этот вопрос уже есть ответ здесь:

Как инженеры следят за тем, чтобы давление не повышалось, а скорость повышалась. Я понятия не имею, как это может работать, пожалуйста, помогите!

Читать еще:  Электронные системы управления двигателем из чего состоят

Авиация 24by7

У меня есть ощущение, что термин «постоянное давление» для газотурбинного двигателя и термин «горелка», использованный в вашем вопросе, немного сбивают с толку, чтобы иметь возможность четко понять ваш запрос. Не могли бы вы уточнить, хотите ли вы спросить о камере сгорания, где топливо и воздух смешиваются и воспламеняются, или о выпускной форсунке двигателя, в которой предусмотрено положение «After Burners» в более старых реактивных двигателях. Знайте, что реактивный двигатель называется машиной с «постоянным давлением» по сравнению с двигателем сгорания с поршневым двигателем, в котором давление изменяется с каждым тактом, что приводит к такту сгорания после сгорания, где создается фактическая сила. По сравнению с реактивным двигателем, давление в секции сгорания реактивного двигателя почти постоянно, но до достижения секции сгорания (через подачу воздуха через компрессор) давление повышается с каждой ступенью компрессора, и причина этого заключается в получении высокоэнергетическое дожигание для создания достаточного усилия для перемещения турбин и для обеспечения возможности увеличения скорости струи, оставляя двигатель настолько высоким, насколько это возможно, для создания достаточной тяги (Третий закон Ньютона), и это достигается путем создания выпускного канала двигателя в Конвергентно-расходящаяся форма. Причину лучше всего объяснить следующим абзацем из заметок, взятых из одной из лучших книг, которые я когда-либо читал. Ниже приводится текст учебника, все благодарности модераторам.

«В сходящемся выхлопном канале форма канала ускоряет газ. В турбореактивном газе газ течет с дозвуковой скоростью только при низких уровнях тяги, почти на всех уровнях выше холостого хода скорость выхлопа достигает скорости звук в связи с температурой отработавших газов, в этот момент говорят, что сопло «задушено». Это означает, что дальнейшее увеличение скорости не может быть достигнуто, если температура не повышается. Когда газ поступает в сходящуюся секцию сходящегося газа. в расходящемся сопле его скорость увеличивается с соответствующим падением статического давления. Скорость газа в этой точке теперь достигает локальной скорости звука (Маха 1). Когда газ поступает в расширяющуюся секцию, он постепенно ускоряется к открытому выходу, реакция на это увеличение импульса является силой давления, действующей на внутреннюю стенку сопла. Компонент этой силы, который действует параллельно продольной оси сопла, вызывает дальнейшее увеличение тяги ».

Давление поддерживается постоянным В камере сгорания, не позволяя газам выходить откуда-либо, но позволяя им двигаться только вперед, помните, что при этом происходит небольшое снижение давления, но тогда падение считается незначительным, и оно также удостоверился, что давление на выходе компрессора постоянно высокое, что облегчает поток высокого и низкого давления.

Бывают моменты, когда масса воздуха и давление, которые должны находиться в камере сгорания, возвращаются в компрессор, что приводит к вероятному выбросу или остановке. Но это происходит только тогда, когда у компрессора возникают проблемы с лопастями, вращением или загрязнением.

В России испытали детонационные ракетные двигатели

Испытания детонационного двигателя

Специализированная лаборатория «Детонационные ЖРД» научно-производственного объединения «Энергомаш» провела испытания первых в мире полноразмерных демонстраторов технологий детонационного жидкостного ракетного двигателя. Как сообщает ТАСС, новые силовые установки работают на топливной паре кислород-керосин.

Новый двигатель, в отличие от других силовых установок, работающих по принципу внутреннего сгорания, функционирует за счет детонации топлива. Детонацией называется сверхзвуковое горение какого-либо вещества, в данном случае топливной смеси. При этом по смеси распространяется ударная волна, за которой следует химическая реакция с выделением большого количества тепла.

Изучение принципов работы и разработка детонационных двигателей ведется в некоторых странах мира уже больше 70 лет. Первые такие работы начались еще в Германии в 1940-х годах. Правда тогда работающего прототипа детонационного двигателя исследователям создать не удалось, но были разработаны и серийно выпускались пульсирующие воздушно-реактивные двигатели. Они ставились на ракеты «Фау-1».

В пульсирующих воздушно-реактивных двигателях топливо сгорало с дозвуковой скоростью. Такое горение называется дефлаграцией. Пульсирующим двигатель называется потому, что в его камеру сгорания топливо и окислитель подавались небольшими порциями через равные промежутки времени.

Карта давления в камере сгорания ротационного детонационного двигателя. A — детонационная волна; B — задний фронт ударной волны; C — зона смешения свежих и старых продуктов горения; D — область заполнения топливной смесью; E — область несдетонировавшей сгоревшей топливной смеси; F — зона расширения со сдетонировавшей сгоревшей топливной смесью

В ротационных детонационных двигателях используется кольцевая камера сгорания, в которой топливная смесь подается последовательно через радиально расположенные клапаны. В таких силовых установках детонация не затухает — детонационная волна «обегает» кольцевую камеру сгорания, топливная смесь за ней успевает обновиться. Ротационный двигатель впервые начали изучать в СССР в 1950-х годах.

Детонационные двигатели способны работать в широком пределе скоростей полета — от нуля до пяти чисел Маха (0-6,2 тысячи километров в час). Считается, что такие силовые установки могут выдавать большую мощность, потребляя топлива меньше, чем обычные реактивные двигатели. При этом конструкция детонационных двигателей относительно проста: в них отсутствует компрессор и многие движущиеся части.

Все детонационные двигатели, испытывавшиеся до сих пор, разрабатывались для экспериментальных самолетов. Испытанная в России такая силовая установка является первой, предназначенной для установки на ракету. Какой именно тип детонационного двигателя прошел испытания, не уточняется.

Судя по видеозаписи, опубликованной Фондом перспективных исследований России, речь идет о ротационном, или спиновом, детонационном двигателе. Об этом свидетельствует отсутствие обычных пульсаций, стабильность пламени на выходе из сопла и закручивание топливно-воздушной смеси, выходящей из двигателя в момент зажигания и после выключения. Испытания состоялись в июле-августе 2016 года.

Практические работы по созданию ротационного детонационного двигателя ведутся и в США Научно-исследовательской лабораторией ВМС с 2008 года. Американские военные намерены использовать такие силовые установки на надводных кораблях вместо традиционных газотурбинных двигателей. Их преимуществом является высокая выдаваемая мощность при компактных размерах.

Благодаря установке новых двигателей на корабли ВМС США рассчитывают высвободить больше места на них, а также повысить эффективность энергетических систем. Сегодня в состав американский флот использует 430 газотурбинных двигателей на 129 кораблях. Ежегодно эти силовые установки потребляют топлива почти на три миллиарда долларов.

В американском ротационном детонационном двигателе используется стехиометрическая смесь водорода и воздуха. Стехиометрической называется такая топливная смесь, в которой окислителя содержится ровно столько, сколько необходимо для полного сгорания горючего. Смесь водорода и кислорода считается наиболее удобной для изучения спиновой, незатухающей, детонации.

Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector