Прямоточные воздушно-реактивные двигатели Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М., страница 63

Упрощение конструкции камеры путем перехода от искрового зажигания к воспламенению от сжатия. Конечной целью всех этих усовершенствований является уменьшение веса и длины камеры, снижение гидравлических потерь, повышение полноты сгорания и как следствие увеличение импульса газов в выходном сечении камеры. Уменьшение веса камеры позволяет уве. личнть запас горючего, что приводит к некоторому приросту продолжительности н дальности полета. Существенное сокращение удельного расхода горючего и соответствующее увеличение дальности можно получить путем перехода на топлива с более высокой калорийностью, чем углеводороды. Из термохнмнн известно, что более высокой калорийностью, чем углерод, обладают только три элемента: водород, бериллий и бор.

Водород непригоден в качестве горючего для летательной машины, так как даже в жидком состоянии он обладает очень малым удельным весом: около 0,07 кг~ма. Дальность полета можно увеличить путем перехода от углеводородных горючих к бороводородам. По последним сообщениям, в США разрабатываются дальние бомбардировщики, работающие на бороводородном топливе '. Бороводороды типа диборана и пентаборана самовоспламеняются на воздухе. Камеры для сжигания этих топлив не нуждаются в системе зажигания.

При прочих равных условиях прирост дальности при замене углеводородов бороводородами пропорционален приросту калорийности: Ье ЬНи 16000 — 10500 б2о, Н. 10500 ' О. А. Аиде г1 пи, Ач!ацоп 97ее1с, ч. 65, 12(Х1, 1956, № 20, 51 — 57. Рикы, 1957, № 2531, р. 134. 380 й 4. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РЕАКТИВНЫХ СОПЕЛ Коэффициент давления дозвукового участка реактивного сопла обычно имеет большую величину: в.'=0,98 — 0,99.

Коэффициент давления сверхзвукового участка удачно спрофилированного сопла при М=З имеет порядок 0,9. Существенно увеличить коэффициент давле. ния сопла, приблизив его к единице, нельзя, так как полностью исключить потери на трение н на удары невозможно. Поэтому нет основания ожидать, что тяговые характеристики двигателя с жесткой геометрией могут быть заметно улучшены за счет повышения полного коэффициента давления сопла.

Обычно прн проектировании двигателя с жесткой геометрией для предотвращения перехода на помпажный режим при повышении относительного подогрева критическое сечение сопла выбирают большей величины, чем необходимо для работы в расчетных условиях. Перерасширеиие сопла снижает давление перед истечением, а следовательно, снижает тягу и экономичность двигателя.

Этого «недобора» тяги можно избежать, применяя сверхзвуковые сопла с регули~руемым критическим сечением. Многорежимные двигатели, которые должны обладать высокой экономичностью при различных скоростях полета и различных составах смеси, должны обладать соплами с переменными сечениями. Такие сопла дадут возможность при переменных скоростях полета и прн переменных температурах в камере работать с оптимальной степенью расширенвя отходящих газов. Развитие сверхзвуковых реактивных сопел должно идти по пути работы над регулируемыми системами, й 6. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ПОТЕНЦИАЛЬНОЙ ЭНЕРГИИ ИОНОСФЕРЫ Для сверхзвуковых прямоточных ВРД, помимо энергии молекулярного горючего, принципиально !возможно использовать потенциальную энергию ионосферы.

В верхних слоях атмосферы Земли под действием солнечного и космического излучения кислород и другие газы диссоциируют на ионы. По мнению Я. Б. Зельдовича и некоторых других ученых, концентрация ионов в ионосфере должна иметь большую величину. Экспериментального подтверждения эти представления еще не получили !. Ионизированный газ обладает большим запасом потенциальной энергии, накопившейся при поглощении энергии ионизирующих частиц или квантов. Так, например, 1 моль кислорода, полностью диссоциированного на атомы, содержит 117 ккал энергии или 3650 ккал на 1 кг, т.

е. почти в 6 раз больше, чем содержит 1 кг горючей смеси паров бензина с воздухом стехиометрического состава. Если будет найден катализатор или другой фактор, способный вызвать быструю ассоциацию диссоциированного газа в камере ' Я. В. Зельдович, УФН, т. ЕХ, вмп. 1, сент., !966, !61 — !62. ПВРД, летящего в ионосфере, то полет сможет происходить за счет одной энергии ионизированиых газов, поступающих в диффузор. В особом энергоносителе подобный «ионный» двигатель нуждаться не будет. Однако плотность газов в ионосфере столь мала ', что поперечная тяга одного двигателя будет ничтожной.

й К ПРЯМОТОЧНЫЕ ВРД НА ЯДЕРНЫХ РЕАКТОРАХ Ближайшей задачей прямоточной техники является создание сверхзвуковых ПВРД на ядерных реакторах. Этому вопросу посвящена глава Х1. Основной задачей, подлежащей разрешению, является разработка реакторов, способных выдержать температуру, необходимую для получения тяги, достаточной для полета '. й 7. ПРЯМОТОЧНЫЕ ВРД НА РАДИОАКТИВНЫХ ИЗОТОПАХ В качестве источника энергии для атомных ПВРД, помимо ядерных реакторов, могут быть использованы радиоактивные изотопы с малым периодом полураспада, получаемые в ядерных реакторах а.

Элементарные расчеты показывают, что в ядерном реакторе с тепловой мощностью в десять миллионов киловатт можно получить такое количество радиоактивного изотопа, которое, распадаясь, будет выделять мощность порядка 100 000 квт, достаточную для полета межконтинентальной ракеты со сверхзвуковой скоростью. Регулировать тепловыделение радиоактивного изотопа нельзя.

11ри прекращении протока нагреваемого воздуха радиоактивный изотоп высокой активности немедленно расплавится за счет выделяемой им энергии, Регулирование тяги ПВРД на радиоактивных изотопах можно производить, например, путем изменения критического сечения выходного сопла. Обращение с изотопами высокой активности является делом чрезвычайно трудным.

й 8. ПРЯМОТОЧНЫЕ ВРД НА бЕТА-БАТАРЕЯХ Искусственные радиоактивные изотопы могут быть использованы для создания так называемых бета-батарей, вырабатывающих электроэнергию непосредственно за счет энергии радиоактивного распада. Электрический ток от бета-батареи может быть использован для получения мощной электрической дуги' или искрового разряда, который будет подогревать воздух, поступающий из диффузора, в разРядную камеру, до любой заданной температуры.

Стенки камеры могут охлаждаться воздухом, как охлаждаются камеры сгорания двигателей на молекулярном горючема. Выделение энергии в бета-батарее, по-видимому, является неуправляемым. На стоянке избыточную энергию можно отводить в ' Е. К. М мт р а, Веряняя атмосфера, ГТТИ, 1955. а «Атомная энергия», 1966, № 5, 157. а М, Н а м и а с, Ядерная энергия, Иэд, иностр.

литературы, 1955, Ю2 †2. 4 Аегооаопсэ, т, 35, !956, № 1, 156, № 2, 51. 382 обшую электросеть. Тягу двигателя в полете можно регулировать изменением критического сечения сопла. Прямоточный ВРД на бета-батареях пригоден для полета с очень большими скоростями, так как температуру воздуха в разрядной камере можно доводить до весьма высокой величины. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут работать как на молекулярной, так и на атомной энергии. Для управляемого моторного полета со скоростями от М,=3,5 —:4,0 и выше прямоточные ВРД не имеют соперников. ЛИТЕРАТУРА 1. 3 е л ь д о в в ч Я. Б., УФН, т. ЕХ, вып, 1, сент., 1956, 161 — 162. 2.

Н ам и ас М., Ядерная знергия, Издательство иностранной литературы, 1955, 202 — 206, 3, Т!гпе, 3011, 1956, 37 — 40. 4 Ач!а14оп Аае, т. 25, 11, 1956, № 2, 29 — 31. 5. Ач1аиоп Аяе, т. 23, № б, 1955, 68 — 73. 6. А п бе г1 оп В А., Ач!а1!оп %ееи, ч 65, 12гХН, 1956, № 20. 51 — 57. 7. Аегор!апе, Х1, № 2359, 1956, 710. 8. Аегопаи!1сс, т. 35, !956, № 1, !56. 9. Аегопаш!сз, т. 35, 1956, № 2, 51, 10. Р о г ! е г %. Н Е., 1Чис!еаг Рочгег 1ог А1гсган. Агою!сз апб 1Чис!еаг Еиегяу ч.

8, 1957, № 1, Лап., 7 — 14. 1!. А й 4 е г1 о п О. А., Ач!а1!оп %ее!г, ч 64, 1956, № 23, 50 — 55, 12. Агг Р1с1опа!, 1956, № 3, 85 — 86, 5 Бк. 13. Р1!К1г1, 1956, № 2464, 415. 14. 3. Сг если е11, Н1яп-Епегде1 Гие1з, Р1!КЫ, № 2512, 1957, 332 — 334. 15. М и т р а С. К., Верхняя атмосфера. ГТТИ, 1955. г(Ц гр) о,п п,е 07 0.5 0,5 о,г О,1 о 1 о 01 ог оз о,а 05 о,ы 0,7 о,в о,п 1о г Фиг. 204.

График газодинамической функции ч(Л) =1 — Ла. 1+1 у л О Х ло ц 12 1у 1» у у 1у )я .я 2о 21 г,г гз г.» гк М 25 316 Фиг. 205. График газодинамической функции и (1) = [ч(Л)) ° 1 за ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. 3 5 Предисловие Условные обозначения 9 10 18 21 24 31 применения днигателей Глана !!. Основы газовой динамики 32 32 33 35 37 39 44 53 58 60 63 70 72 76 Литература 389 Глава !. Классификация реактивных двигателей и области их 6 1. Класоифнкация Реактивных двигателей 6 2. Параметры реактивных двигателей . 6 3.

Продолжительность действия и дальность полета $4. Области применения разлачных видов реактивных Литература $1. Заков неразрывности течения . $ 2. Закон сохранения энергии для потока газа . $ 3. Течение несжимаемой жидкости, Уравнение Бернулли 6 4. Закон сохранения импульса. Уравнение Эйлера 6 5. Течение с ускорением $ 6. Критическое течение, Приведенная скорость . 6 7. Адиабатическое течение с замедлением, Числа Маха.

Газодинамичесвие функции . 6 8. Реакция потока на стенки трубопровода, Реакпнвнгя тяга н дополнительное сопротивление $ '9. Скачки уплотнения Ударные волны 6 10. Прямой скачок уплотнения 6 11. Косые скачки уплотнения 6 12. Обтекание конуса сверхзвуковым потоком 6 13. Лобовое сопротивление Глава !!!. Идеальные прямоточиые воздушно-реактивные двигатели 6 1 Основные определения н допущения $2.

Газовая динамика идеального ПВРД . 6 3. Тяговые параметры идеального ПВРД . 6 4. Термический коэффициент полезного действия идеального ПВРД $5. Тяговый коэффициент полезного действия идеального ПВРД 6 6 Общий ила полный к. п. д. идеального ПВРД 6 7. Характеристики идеального ПВРД . Литература 78 78 80 86 88 90 91 92 98 Стр. 99 102 106 109 112 114 119 Литература 130 Глава У.