ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 10.04.2024
Просмотров: 141
Скачиваний: 1
давления в камере сгорания двигателя и применение топлив с увеличенным удельным весом (уменьшается объем, занимаемый топливом, при сохранении его энер гетики).
Воздушно-реактивные двигатели (несколько типов) нашли применение в ЗУР в виде прямоточных воздуш но-реактивных двигателей (ПВРД), которые могут ра ботать на жидком и твердом горючем.
В этих двигателях в качестве окислителя использует ся атмосферный кислород, что исключает необходимость в специальном окислителе, входящем в бортовой запас топлива. Это обстоятельство в принципе могло бы спо собствовать резкому сокращению стартового веса ЗУР, так как по весу окислитель значительно превосходит го рючее.
Однако потребность в большом количестве окружаю щего воздуха и предопределяет недостатки ПВРД. Основ ным из них является зависимость работы двигателя от
условий |
полета |
и окружающей |
среды. Надежная |
работа |
П В Р Д |
требует |
определенного диапазона скоростей по |
||
лета и |
по высоте ограничена |
пределами атмосферы |
||
(практическая |
максимальная высота применения |
ПВРД |
составляет около 40 км). Кроме того, ПВРД требуют специальных устройств для приема и подачи забортного воздуха в двигатель. Эти устройства, называемые вход ными диффузорами, увеличивают площадь поперечного
сечения |
ракеты (мидель) и приводят к возрастанию ее |
||
лобового |
сопротивления. Д л я |
надежного |
запуска П В Р Д |
необходимо разгонять ракету |
стартовыми |
ускорителями |
до определенной скорости, а в ходе ее полета не допу скать падения скорости ниже определенного значения, характерного для каждой конкретной конструкции ПВРД. Наконец, несмотря на кажущуюся простоту конструкции ПВРД, ее отработка сложна и трудоемка.
Несмотря |
на эти недостатки, |
П В Р Д находят |
приме |
нение в ряде |
зарубежных ЗУР |
для стрельбы на |
боль |
шие дальности, так как обеспечивают преимущество ЗУР в стартовом весе.
Прямоточный |
воздушно-реактивный |
двигатель |
(рис. 28) состоит |
из входного диффузора, |
камеры сгора |
ния, элементов для подачи горючего, стабилизатора пла мени и выходного сопла.
108
Входной диффузор, называемый иногда воздухоза борником, служит для подачи воздуха в камеру сгорания двигателя. Для этого он тормозит набегающий поток воздуха от скорости полета до скорости около 60— 100 м/сек на входе в камеру сгорания. Торможение по тока воздуха сопровождается ростом давления в нем.
t |
- . - |
2 |
_ , 3 |
Рис. 28. |
Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя: |
||
/ — входной |
диффузор; 2— камера сгорания; 3 — выходное сопло; |
4 — форсун |
|
ки для подачи |
горючего; 5 — стабилизатор пламени; / — сжатие; |
/ / — впрыск |
|
горючего |
и |
стабилизация пламени; / / / — сгорание; IV — расширение |
Желаемый закон изменения давления в потоке воздуха обеспечивается за счет формы и размеров диффузора. По месту расположения различают лобовые и боковые входные диффузоры.
Камера сгорания предназначена в основном для обес печения устойчивого процесса сгорания, т. е. безотказ ной работы ПВРД во всех режимах полета ЗУР при максимально возможной полноте сгорания и минималь ных тепловых и гидравлических потерях при движении воздуха и продуктов сгорания в камере.
В некоторых сечениях входного диффузора в поток воздуха через соответствующие элементы (например, форсунки при жидком горючем) подается горючее и та ким образом образуется топливо-воздушная смесь.
В начале камеры сгорания располагается стабилиза тор пламени, который способствует горению смеси. Для запуска П В Р Д топливо-воздушная смесь поджигается за стабилизатором пламени с помощью внешнего источника воспламенения. После этого процесс горения становится непрерывным.
Продукты сгорания (газы), нагретые до высокой тем пературы, поступают к выходному соплу двигателя. При
109
истечении из него поток их расширяется и Тепловая энергия преобразуется в кинетическую энергию направ ленного движения.
Камера |
сгорания П В Р Д |
имеет |
значительную длину |
и диаметр |
и представляет |
собой |
дополнительный вес. |
Для более рационального ее использования, предусмат ривающего сокращение стартового веса ЗУР, в некото рых конструкциях помещают в нее твердое топливо стар тового тандемного ускорителя.
По компоновке на ЗУР бывают встроенные и вынесен ные ПВРД . В первом случае двигатель размещается в корпусе ЗУР, а воздушно-газовый тракт двигателя про ходит внутри корпуса, иногда по всей длине ракеты. Вы несенные ПВР Д (обычно два) располагаются на пило нах под корпусом ЗУР или один сверху, другой снизу корпуса. Баки с горючим и системы его подачи к двига телям при этом размещаются в корпусе ракеты.
Тяга ПВР Д определяется по формуле |
|
|
|||
Р = |
— К - ѵ |
_ ) , |
|
|
|
|
S |
|
|
|
|
где 0 в = Ѵн5вхУн —весовое |
количество |
воздуха, посту |
|||
пающее за одну секунду через вход |
|||||
ное |
сечение |
диффузора |
площадью |
||
SBX, |
т. е. секундный |
весовой расход |
|||
воздуха |
на |
входе |
(уи |
— удельный |
|
вес воздуха в набегающем со скоро |
|||||
стью ѵи |
потоке); |
|
|
||
g = 9,81 м/сек2—'ускорение |
силы тяжести; |
||||
wa —скорость истечения продуктов сгора |
|||||
ния на |
срезе |
сопла, |
м/сек. |
||
Единичный импульс (удельная тяга) ПВР Д опреде |
|||||
ляется по формуле |
|
|
|
|
|
О г |
Org |
|
|
|
|
где GT — расход горючего, |
кгс/сек. |
|
|
|
Ранее отмечалось, что повышение единичного импуль са РДТТ можно достигнуть только за счет увеличения скорости истечения из сопла продуктов сгорания, что за висит в основном от повышения температуры горения топлива. Однако это связано с техническими трудностя ми, главным образом — с обеспечением термостойкости
110
конструкции РДТТ. В ПВРД можно получить высокий единичный импульс, не повышая скорости истечения продуктов сгорания, а следовательно, и температуры го рения. Д л я этого нужно лишь увеличить количество от-
G
брасываемой массы, т. е. повысить отношение — . Такой
Gr
путь повышения единичного импульса становится воз можным вследствие того, что эта масса большей своей частью не входит в бортовой запас, а заимствуется из атмосферы. Поэтому для ПВРД могут быть получены значения І\, превышающие в 5—8 раз значение единич ного импульса для РДТТ.
Ракетно-прямоточные двигатели (РПД) являются комбинированными, органически сочетающими ракетные и воздушно-реактивные двигатели. Цель такого сочета ния— компенсация недостатков, присущих этим типам двигателей. Наиболее перспективным для ЗУР считают
ся РПД, построенные |
на сочетании |
ракетного двигателя |
с ПВРД . |
|
|
Принцип действия |
такого Р П Д |
заключается в том, |
что продукты неполного сгорания топлива, образующие ся при его сжигании в камере ракетного двигателя, используются в качестве горючего для работы ПВРД . Горючее сжигается в воздухе, поступающем в камеру дожигания при полете ракеты.
Ракетный двигатель такого РПД, образующий так называемый первый контур, по принципу работы не от личается от обычного ракетного двигателя, но выбра сываемая из него струя (струи) газов содержит продук ты неполного сгорания топлива. Эти продукты дожигают ся в прямоточно-воздушной части РПД, образующей
второй |
контур. |
|
|
|
Из |
множества |
существующих конструктивных |
схем |
|
Р П Д за рубежом |
наиболее |
перспективными считают две: |
||
РПД, |
в котором |
процессы |
смешения двух потоков |
(воз |
душного и продуктов неполного сгорания ракетного топ
лива) |
и дожигания |
топливо-воздушной |
смеси совмеще |
||||
ны, а также Р П Д |
с |
предварительным смешением |
этих |
||||
потоков, в котором процессы смешения и дожигания |
раз |
||||||
делены по месту и времени |
(РПД |
с эжектором). |
|
||||
Р П Д по первой |
схеме (рис. 29, а) |
по рабочим процес |
|||||
сам, |
протекающим |
вдоль |
прямоточного |
тракта, |
очень |
||
близок к ПВРД. |
|
|
|
|
|
|
ш
В |
Р П Д |
с |
предварительным |
смешением |
потоков |
(рис. |
29,6) |
перед входом в камеру дожигания |
имеется |
||
эжектор в |
виде |
кольцевого канала |
постоянного |
сечения |
Рис. 29. Схемы РПД на жидком |
топливе: |
||||||
а — РПД |
без эжектора; б — РПД |
с эжектором; |
/—вход |
||||
ной диффузор; |
2 —камера |
дожигания; |
3 — |
выходное |
|||
сопло; 4 — ракетный |
двигатель; |
5 — сопла ракетного |
|||||
двигателя; 6 —эжектор; 7 — диффузор эжектора; |
8 — ста |
||||||
билизатор |
пламени; |
9 — воспламенитель; |
/ — сжатие; |
||||
/ / — смешение |
и дожигание; |
/ / / — расширение; IV — |
|||||
смешение |
и сжатие; V — дожигание |
|
|
с дозвуковым диффузором на выходе. В эжекторе проис ходит смешение потоков: дозвукового воздушного, по ступающего через входной диффузор, и сверхзвукового высокотемпературного газового, вытекающего из сопел ракетного двигателя. Смесь поступает в камеру дожи
гания, где |
поджигается воспламенителем. |
Полагают, что РПД с эжектором по тяговым и эко |
|
номическим |
характеристикам превосходят Р П Д без |
112