Что такое прямоточный реактивный двигатель

Что такое прямоточный реактивный двигатель

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов.

Известен «СПОСОБ РАБОТЫ СВЕРХЗВУКОВОГО ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ И СВЕРХЗВУКОВОЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ» RU 2347098 [1], содержащий воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, устройство периодической подачи топлива, камера сгорания выполнена из последовательно размещенных друг за другом расширяющихся участков с устройствами для импульсно-периодической подачи топлива в места стыка участков и через пилоны, размещенные в потоке каждого участка, при этом участки камеры сгорания выполнены так, что входное сечение последующего участка больше выходного сечения предыдущего участка, причем количество участков и их геометрические параметры задают из условия сохранения сверхзвуковой скорости нестационарного потока по всему каналу камеры сгорания.

Недостатком является низкая эффективность, обусловленная снижением давления в рабочей камере, обусловленное расширяющимися участками камеры сгорания.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является «СВЕРХЗВУКОВОЙ Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом горения (СПВРД С ПРГ) И СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ» RU 2446305 [2], содержащий воздухозаборник, камеру сгорания, состоящую из участков (постоянного и) переменного сечения, сопло, несколько инжекторов (поясов подачи) топлива, размещенных по длине камеры сгорания, устройство инициирования пульсирующего режима горения (и датчики регистрации прохождения волн давления на участке камеры сгорания постоянного сечения), первый инжектор (пояс подачи) топлива расположен в начале участка постоянного сечения, а последующие — на участках переменного сечения камеры сгорания.

Известная конструкция обладает более высокой эффективностью по сравнению с [1] благодаря повышению давления в рабочей камере.

Недостатком известной конструкции является низкая удельная тяга двигателя (отношение силы тяги двигателя к его весу). Недостатком также является сниженная устойчивость двигателя при низких скоростях входящего потока воздуха. Известный двигатель недостаточно энергоэффективен вследствие частичного выхода газов в обратном направлении, навстречу движению.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение стабильности работы, особенно на дозвуковых скоростях, повышение коэффициента тяги двигателя, повышение эффективности (коэффициента полезного действия).

Технический результат достигается тем, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий основной воздухозаборник, основную камеру сгорания, камеру переменного сечения, смесительную камеру, основное сопло, основной инжектор топлива, устройство инициирования пульсирующего режима горения, характеризуется тем, что дополнительно содержит серию мини воздушно-реактивных двигателей (МВРД), каждый из которых снабжен воздухозаборником (МВРД), камерой переменного сечения (МВРД), инжектором топлива (МВРД) и камерой сгорания (МВРД), причем мини-двигатели примыкают к внутренним стенкам камеры переменного сечения.

Мини-двигатели (МВРД) могут быть ориентированы вдоль спирали, ориентированы вдоль этой же спирали и могут быть расположены в три продольных ряда. Указанное расположение и ориентация мини-двигателей позволит дополнительно повысить силу тяги двигателя благодаря повышению направленности потока газов при синхронной работе двигателей, обеспечивающей продольную волну давления и потока газов в воздухозаборнике двигателя.

Передняя (торцевая) кромка воздухозаборника может выполняться острой. Выполнение кромки острой позволит снизить лобовое сопротивление двигателя, что позволит дополнительно повысить его эффективность.

Во внутреннем пространстве воздухозаборника может располагаться обратимая турбина с лопастями. Наличие турбины с лопастями может дополнительно повысить эффективность двигателя при малых скоростях входящего воздуха, облегчить пуск двигателя, а также обратимая турбина с лопастями может служить генератором электроэнергии после набора крейсерской скорости летательным аппаратом, снабженным предлагаемым двигателем.

На фиг. 1 изображен поперечный разрез предлагаемого двигателя (ПВРД), изготовленного с применением п. 1, 4 и 5, на фиг. 2 — вид спереди, на фиг. 3 — вид мини-двигателя (МВРД), где:

2 — основной воздухозаборник;

3 — основная камера сгорания;

4 — основное сопло;

5 — камера переменного сечения;

6 — основной инжектор топлива;

7 — основная смесительная камера;

8 — обратимая турбина с лопастями;

9 — мини-двигатель (МВРД);

10 — инжектор мини-двигателя;

11 — воздухозаборник мини-двигателя;

12 — камера сгорания мини-двигателя;

13 — сопло мини-двигателя;

14 — направление ориентации мини-двигателя;

15 — аэродинамические стойки;

16 — смесительная камера мини-двигателя;

17 — направление потока воздуха мини-двигателя;

18 — камера переменного сечения мини-двигателя.

Устройство действует следующим образом. В торцевой части корпуса 1 расположен основной воздухозаборник 2, переходящий в широкую часть камеры переменного сечения 5 (аэродинамический диффузор). Камера переменного сечения монотонно сужается от воздухозаборника к камере сгорания. Камера переменного сечения может быть выполнена, например, в форме фрагмента гиперболоида (фигуры, получаемой вращением гиперболы вокруг оси, совпадающей с осью двигателя). Камера переменного сечения 5 наиболее узкой частью примыкает к основной смесительной камере 7, которая, например, может иметь цилиндрическую форму, которая примыкает в свою очередь к основной камере сгорания 3, например, сферической формы. Выход газов осуществляется через основное сопло 4. Основной инжектор топлива 6 расположен в основной смесительной камере 7. Мини воздушно-реактивные двигатели (МВРД) 9 примыкают к внутренним стенкам камеры переменного сечения 5. Каждый МВРД 9 содержит инжектор мини-двигателя 10, воздухозаборник мини-двигателя 11, переходящий в камеру переменного сечения 18, переходящую в свою очередь, в смесительную камеру мини-двигателя 16, камеру сгорания мини-двигателя 12 и сопло мини-двигателя 13. Мини-двигатели ориентированы под углом наклона, показанным поз. 14, близким к углу наклона спирали в точке крепления мини-двигателя, например, углы между мини-двигателями и осью основного воздухозаборника могут быть в пределах от 40 до 70 градусов. В торцевой части воздухозаборника может располагаться турбина с лопастями 8, закрепленная посредством аэродинамических стоек 15 для облегчения пуска двигателя и получения электроэнергии во время работы двигателя.

Запуск двигателя происходит путем включения обратимой турбины с лопастями (компрессор-генератора) и первоначального нагнетания воздушного потока. Воздушный поток пойдет по трем спиралям под углом 60 градусов к оси двигателя. При включении МВРД в инжекторы МВРД подаются дозы топлива, как минимум первые три МВРД снабжены средствами воспламенения рабочей смеси (например, свечами). Через некоторое время, после достижения пламени от одного ряда МВРД к следующему ряду, в соответствующий ряд МВРД подается очередная доза топлива, образуя цепочку направленных взрывов, образующих волну, которая увлекает за собой воздух в двигатель. Направление потока воздуха одного из МВРД показано поз. 17. В рабочем режиме воздух внутри камеры переменного сечения движется вдоль спирали, по которой расположены МВРД 9 благодаря последовательной работе МВРД. МВРД выполняют роль лопаток турбины, создавая поток воздуха через двигатель. В области минимального сечения камеры переменного сечения, совпадающей с областью максимальной скорости потока газов, расположен основной инжектор топлива, которое смешивается с воздухом и поступает в основную камеру сгорания, затем в основное сопло. Поток воздуха и топлива имеет кроме линейной составляющей, направленной вдоль двигателя, круговую составляющую, которая попадает в основную камеру сгорания с отрицательной кривизной, происходит трансформация кинетической энергии потока в потенциальную благодаря повышению давления в основной камере сгорания, которое приводит к взрыву смеси. Выхлопные газы выходят в основное сопло, а за счет давления газов на переднюю стенку основной камеры сгорания происходит движение вперед двигателя и всего летательного аппарата в целом.

Путь движения потока по спирали увеличивает длину движения рабочего тела, что приводит к повышению эффективности. Закрученный поток увеличивает время сгорания и сгораемость топлива, что позволяет применять горючее с более тяжелыми, длинными молекулами. Силы давления от каждой группы форсунок складываются, что приводит к повышению давления в двигателе.

При повышении скорости входящего воздуха МВРД и основной двигатель можно перевести из пульсирующего режима горения в режим постоянного горения.

Технический результат — повышение стабильности работы, особенно на дозвуковых скоростях достигается последовательным режимом горения топлива, обеспечивающим поток воздуха даже при стоящем двигателе.

Технический результат — повышение удельного коэффициента тяги двигателя (отношение силы тяги двигателя к его весу) достигается наличием сил, вызываемых работой мини-двигателей, дополнительно движущих потоки воздуха в воздухозаборнике.

Технический результат — повышение эффективности (коэффициента полезного действия) достигается более аэродинамически несимметричной конструкцией, предотвращающей движение газов в обратном направлении, позволяющей повысить эффективность реактивной отдачи от двигателя.

Промышленное применение. Изобретение может с успехом применяться при производстве реактивных двигателей с универсальным режимом горения для летательных аппаратов.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англоязычный термин — Ramjet) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.

Содержание

История

В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ПВРД привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на гиперзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).

В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД, Leduc 010. Далее в течение 10 лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые Leduc 021 и Leduc 022, а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.

Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД является предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 50-х годов XX века в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.

В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина, разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД, разработанный группой М. М. Бондарюка, и имевший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше 3М, и на высоте 17 км. В 1957 году проект вступил в стадию лётных испытаний, в ходе которых выявился ряд проблем, в частности, с точностью наведения, которые предстояло разрешить, и на это требовалось время, которое трудно было определить. Между тем, в том же году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С. П. Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Смерть генерального конструктора С. А. Лавочкина в 1960 г окончательно похоронила проект. Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 Оникс, П-270 Москит.

Принцип действия

Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:

• Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается (на практике, до скоростей 30–60 м/сек, что соответствует числу Маха 0,1–0,2), его кинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию — его температура и давление повышаются.

В предположении того, что воздух — идеальный газ, и процесс сжатия является изоэнтропийным, степень повышения давления (отношение статического давления в заторможенном потоке к атмосферному) выражается уравнением: (5) где — давление в полностью заторможенном потоке; — атмосферное давление; — полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде), — показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4. На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление.

• Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает.
• Затем сначала сужаясь в сопле достигает звуковой скорости, а потом расширяясь — сверхзвуковой, рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:

• Чем выше скорость полёта, тем больше расход воздуха через тракт двигателя, а значит, и количество кислорода, поступающего в камеру, что позволяет, увеличив расход горючего, повысить тепловую, а вместе с ней и механическую мощность двигателя.
• Чем больше расход воздуха через тракт двигателя, тем выше создаваемая им тяга, в соответствии с формулой (1). Однако расход воздуха через тракт двигателя не может расти неограниченно. Площадь каждого сечения двигателя должна быть достаточной для обеспечения необходимого расхода воздуха.
• С увеличением скорости полёта, в соответствии с формулой (6), возрастает степень повышения давления в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического коэффициента полезного действия двигателя, который для идеального ПВРД выражается формулой:

(3)

• В соответствии с формулой (1), чем меньше разница между скоростью полёта и скоростью истечения реактивной струи, тем меньше тяга двигателя (при прочих равных условиях).

В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта, может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи, тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.

Тяга ПВРД

Сила тяги ПВРД определяется выражением

Где — сила тяги, — скорость полёта, — скорость реактивной струи относительно двигателя, — секундный расход горючего.

Секундный расход воздуха:

Где — плотность воздуха(зависит от высоты), -объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, — площадь сечения входа воздухозаборника, — скорость полёта.

Можем определить секундный расход массы рабочего тела для идеального случая. когда горючее полностью згорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения:

Где — секундный расход воздуха, — секундный расход горючего, — стехиометричнеский коэффициент смеси горючего и воздуха.

Конструкция

Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.

С развитием технологии смесевого твёрдого топлива, оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Рабочее тело, проходя по каналу, постепенно окисляет топливо с его поверхности, и нагревается само. Использование твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого топлива для ПВРД отличается от используемого в РДТТ. Если для ракетного двигателя большую часть топлива составляет окислитель, то для ПВРД он добавляется лишь в небольшом количестве для активизации процесса горения. Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия, теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих. Примером твёрдотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит.

В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.

Дозвуковые ПВРД

Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.

Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. При полёте на скорости М=0,5 степень повышения давления в них (как следует из формулы 2) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в соответствии с формулой (3)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M Сверхзвуковые ПВРД

Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД) предназначены для полётов в диапазоне 1 где — температура невозмущённого потока.

При М=5 и Т_o=273K (что соответствует 0 °C) температура заторможенного рабочего тела достигает 1638К, при М=6 — 2238К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе — ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД

Исследование интенсивности взаимодействия частиц конденсированной фазы с элементами проточного тракта малоразмерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Рассмотрены вопросы математического моделирования двухфазного течения в камерах дожигания малоразмерных прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Приведена математическая модель для численного расчета траекторий движения частиц конденсированной фазы в проточном тракте малоразмерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя и определения интенсивности воздействия частиц различной дисперсности на стенки камеры дожигания. Приведены результаты параметрического расчетного исследования интенсивности воздействия частиц (эрозии) на стенки проточного тракта камеры дожигания в зависимости от режимов инжекции продуктов газификации высокоэнергетичных конденсированных составов в воздушный поток и от конфигурации выходных отверстий системы инжекции. Разработаны рекомендации по минимизации воздействия частиц конденсированной фазы на элементы проточного тракта камеры дожигания малоразмерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Литература

[1] Haddad A., Natan B., Arieli R. The performance of a boron-loaded gel-fuel ramjet // Progress in Propulsion Physics. 2011. No. 2. P. 499–518.

[2] Основные направления разработки твердых пиротехнических топлив для воздушно-реактивных двигателей с повышенными энергобаллистическими характеристиками / Н.М. Вареных, А.И. Шабунин, В.И. Сарабьев, М.В. Хрисантов, С.В. Шибанов, С.В. Калинин // Боеприпасы и спецхимия. 2013. № 1. С. 44–50.

[3] Энергоемкие горючие для авиационных и ракетных двигателей / В.Н. Бакулин, Н.Ф. Дубовкин, В.Н. Котова, В.А. Сорокин, В.П. Францкевич, Л.С. Яновский. М.: Физматлит, 2009. 320 с.

[4] Яновский Л.С., ред. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. М.: Академкнига, 2006. 343 с.

[5] Kurth G., Bauer C., Hopfe N. Performance assessment for a throttleable ducted rocket powered lower tier interceptor // 51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conf. AIAA 2015-4234. DOI: 10.2514/6.2015-4234

[6] Макаровец Н.А., Белобрагин Б.А., Устинкин А.И. и др. Активно-реактивный снаряд. Патент РФ RU 2 546 355 C1. Заявл. 13.05.2014, опубл. 10.04.2015.

[7] Макаровец Н.А., Иванов И.В., Долганов М.Е. и др. Ракета с воздушно-реактивным двигателем. Патент РФ RU 2 585 211 C1. Заявл. 2015.05.13, опубл. 27.05.2016.

[8] Воронецкий А.В. Метод сравнительной оценки эффективности горения мелкодисперсного конденсированного горючего в камерах РПД произвольной геометрии // Машиностроение и компьютерные технологии. 2016. № 1. URL: http://technomagelpub.elpub.ru/jour/article/view/71

[9] Menter F.R., Kuntz M., Bender R. A scale-adaptive simulation model for turbulent flow predictions // AIAA Paper 2003-0767. DOI: 10.2514/6.2003-767

[10] Адаптация CAE-системы ANSYS для моделирования горения частиц конденсированного горючего в камерах дожигания РПД / А.В. Воронецкий, П.Д. Токталиев, С.А. Сучков, К.Ю. Арефьев, А.А. Гусев // Материалы Всероссийской научно-технической конференции «Ракетно-космические двигательные установки». М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015. С. 95–96.

[11] Трусов Б.Г. Программная система TERRA для моделирования фазовых и химических равновесий при высоких температурах // III Международный симпозиум «Горение и плазмохимия». Алма-Ата, Казахстан, 2005. С. 52–57.

[12] Morsi S.A., Alexander A.J. An investigation of particle trajectories in two-phase flow systems // J. Fluid Mech. 1972. Vol. 55. No. 2. P. 193–208.

[13] Арефьев К.Ю. Моделирование упругопластических деформаций конденсированных частиц при взаимодействии сверхзвукового двухфазного потока с преградой // Машиностроение и компьютерные технологии. 2011. № 8. URL: http://engineering-science.ru/doc/216784.html

[14] Алхимов А.П., Клинков С.В., Косарев В.Ф., Фомин В.М. Холодное газодинамическое напыление. М.: Физматлит, 2010. 536 с.

[15] Ильченко М.А. Устойчивость рабочего процесса в двигателях летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1995. 320 с.

[16] Averkov I.S., Aleksandrov V.Yu., Arefev K.Yu., Voronetskii A.V., et al. The influence of combustion efficiency on the characteristics of ramjets // High Temperature. 2016. Vol. 54. No. 6. Р. 882–891. DOI: 10.1134/S0018151X16050047 URL: https://link.springer.com/article/10.1134%2FS0018151X16050047

[17] Van Wie D., DAlessio S., White M. Hypersonic airbreathing propulsion // Johns Hopkins APL Technical Digest. 2005. Vol. 26. No. 4. P. 430–437.

[18] Гремячкин В.М., Михальчук М.В. К теории горения частицы бора в воздухе // Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2014. Т. 15. № 5. URL: http://chemphys.edu.ru/issues/2014-15-5/articles/250

[19] Ягодников Д.А. Воспламенение и горение порошкообразных металлов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009. 432 с.

Китайцы тестируют реактивный двигатель для полетов «в любую точку мира за 2 часа» (2 фото)

Китайские ученые, доказали, что могут осваивать не только Луну и спускаться на дно Марианской впадины, но и решать задачи коммерческого плана, способные изменить будущее гражданской и военной авиации. Разработчики из Института механики при Китайской Академии наук сообщили о первом успешном тестировании «прямоточного воздушно-реактивного двигателя с наклонной детонацией», или сокращенно Sodramjet двигателя.

Теоретически двигатели класса Sodramjet позволят самолетам после горизонтального старта развивать скорость до 16 Мах и после выхода в верхние слои стратосферы достичь любой точки Земли всего за два часа. Первое испытание прототипа двигателя в аэродинамической трубе показало уникальный результат в 9 Мах, что немногим больше половины от теоретической скорости будущего двигателя.

Футуристический двигатель имеет относительно простую конструкцию. Он состоит из трех основных компонентов без каких-либо движущихся частей: одноступенчатого воздухозаборника, инжектора водородного топлива и камеры сгорания. Горловина камеры открывается к верхнему концу воздухозаборника.

Главным преимуществом Sodramjet перед традиционными двигателями класса ГПВРД (гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель), является отсутствие необходимости брать на борт самолета баки с кислородом, который поступает из окружающей атмосферы.
В 1960-х и 1970-х годах НАСА столкнулось с серией неудач в своих экспериментах с ГПВРД, который не имел движущихся частей и, по прогнозам, работал лучше, чем обычные реактивные двигатели на гиперзвуковых скоростях, но во время работы он часто давал сбои. Одна из причин заключалась в том, что ударные волны, создаваемые высокоскоростным воздухом, могли мгновенно потушить пламя. Китайцы решили эту проблему, заставив ударные волны работать совместно с камерой сгорания, поставляя в нее кислород на гиперзвуковой скорости.

Во время китайского эксперимента, установку можно было бы разогнать до еще большей скорости, но тогда бы не выдержала нагрузки сама аэродинамическая труба. Первая в мире аэродинамическая труба, способная имитировать скорость в 16 Мах, еще только строится в Пекине.
На видеозаписи, предоставленной исследовательской группой, можно наблюдать, что когда двигатель заработал, горловина камеры сгорания засветилась, как космический корабль из «Звездных войн».

Внедрение технологии Sodramjet позволит снизить габариты и массу ГПВРД, что сделает реальностью путешествие на другой конец Земного шара за два часа. Однако реальное использование ГПВРД Sodramjet пока является делом далекого будущего и проведенный эксперимент лишь доказывает работоспособность технологии необходимой для проведения в будущем гиперзвуковых перелетов.

Большая Энциклопедия Нефти и Газа

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Для больших сверхзвуковых скоростей полета применяют прямоточные воздушно-реактивные двигатели и их комбинации с компрес -, сорными воздушно-реактивными двигателями. В камеры сгорания через форсунки подается топливо, которое распыливается, испаряется, смешивается с воздухом, воспламеняется и сгорает. Продукты сгорания вытекают из сопла, создавая реактивную тягу. Таким образом, прямоточные двигатели предназначены только для больших сверхзвуковых скоростей. [46]

Кривые зависимости тяги п удельного импульса прямоточного воздушно-реактивного двигателя от числа М полета при различных схемах входного диффузора приведены на фиг. Двигатели сравниваются здесь при одинаковых поперечных сечениях струи воздуха, набегающего на диффузор ( FH0 5 Л12) со скоростью псвозмущенного потока, так как в случае сверхзвукового дпф-фузора такое сопоставление является более характерным. Прочие условия приняты такими же, как при расчете кривых на фиг. В расчете сверхзвуковых диффузоров предполагалось, что при всех значениях скорости полета осуществляется оптимальная система скачков. [47]

Двигатели, в к-рых осуществляются циклы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и ЖРД наз. ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ( ВРД) — реактивный двигатель, в к-ром при сжигании жидкого или тв. [48]

Одним из наиболее простых реактивных двигателей является прямоточный воздушно-реактивный двигатель . Прямоточный воздушно-реактивный двигатель ( рис. 138) представляет собой металлическую трубу, передняя часть которой выполнена в виде диффузора ( входной канал), а задняя часть — в виде выходного реактивного сопла. Средняя часть трубы выполняет функции камеры сгорания При движении через переднее отверстие в двигатель поступает воздух, происходит его уплотнение и скорость воздуха на входе снижается, а давление повышается. [50]

И получается уже знакомый нам ПВРД — прямоточный воздушно-реактивный двигатель — газовая турбина без ротора, двигатель сверхскоростного самолета будущего. [51]

На рис. 18 — 15 представлена схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя с подводом теплоты при р const. Двигатель состоит из диффузора 1, где сжимается воздух, камеры сгорания 2, в которую через ряд форсунок вводится топливо. [52]

Это соединение может оказаться ценным горючим для турбореактивных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей . Характерной особенностью пентаборана является высокая скорость сгорания в камере двигателя — в несколько раз большая, чем у обычных углеводородных горючих. Это свойство пентаборана позволяет конструировать двигатели с короткими камерами сгорания. Уменьшение длины двигателя одновременно дает возможность существенно уменьшить и размеры самого летательного аппарата. [53]

Речь идет о бессопловых твердотопливных ускорителях, используемых в прямоточных воздушно-реактивных двигателях ( ПВРД) современных летательных аппаратов. [54]

Теоретический цикл турбореактивного двигателя ( рис. 17.44) аналогичен циклу прямоточного воздушно-реактивного двигателя и состоит из тех же самых процессов; различие заключается в том, что в турбореактивном двигателе необходимое сжатие воздуха обеспечивается компрессором, тогда как в прямоточном воздушно-реактивном двигателе сжатие достигается только за счет одного скоростного напора. [56]

В 1936 г. И. А. Меркулов спроектировал первую в мире ракету с прямоточным воздушно-реактивным двигателем ( ПВРД), установленным в качестве второй ступени на ракете, испытанной в 1939 г. Коллектив РНИИ в 1934 — 1938 гг. создал семейство высокоэффективных двигателей, получивших обозначение от ОРМ-53 до ОРМ-102. Часть из них успешно прошла не только стендовые, но и летные испытания. [57]