✖


Jump to content

Рамджет

Чтобы узнать о других значениях, см. Ramjet (значения) .

Простая работа ПВРД, показаны числа Маха потока.
Часть серии о
Силовая установка самолета
Валовые двигатели :
приводные гребные винты , несущие винты , канальные вентиляторы или винтовые вентиляторы
Реакционные двигатели

ПВРД — это разновидность воздушно-реактивного двигателя , который требует движения двигателя вперед для обеспечения воздуха для сгорания. ПВРД работают наиболее эффективно на сверхзвуковых скоростях около 3 Маха (2300 миль в час; 3700 км/ч) и могут развивать скорость до 6 Маха (4600 миль в час; 7400 км/ч).

ПВРД могут оказаться особенно подходящими для использования в тех случаях, когда требуется небольшой и простой высокоскоростной механизм, например, в ракетах . В 1960-х годах США, Канада и Великобритания приняли на вооружение противоракетную оборону с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, такую ​​как CIM-10 Bomarc и Bloodhound . Конструкторы оружия исследуют технологию ПВРД для использования в артиллерийских снарядах для увеличения дальности; Считается, что 120-мм миномет с прямоточным воздушно-реактивным двигателем может преодолеть расстояние 35 км (22 мили). [1] Их использовали, хотя и неэффективно, в качестве наконечников жиклеров на концах несущих винтов вертолетов . [2]

История [ править ]

Сирано де Бержерак [ править ]

L'Autre Monde: ou les États et Empires de la Lune ( Комическая история государств и империй Луны ) (1657) был первым из трех сатирических романов, написанных Сирано де Бержераком , которые считаются одними из первых научно-фантастических рассказов. Артур Кларк приписал этой книге создание прямоточного воздушно-реактивного двигателя. [3] и как первый вымышленный пример космического полета с ракетным двигателем.

Рене Лорен [ править ]

ПВРД был разработан в 1913 году французским изобретателем Рене Лореном , которому был выдан патент (FR290356) на свое устройство. Попытки построить прототип не увенчались успехом из-за нехватки материалов. [4] В его патенте был изображен поршневой двигатель внутреннего сгорания с дополнительными «трубами» в качестве выхлопных сопел. [5]

Альберт Фоно [ править ]

В 1915 году венгерский изобретатель Альберт Фоно разработал решение для увеличения дальности артиллерийского огня , включающее в себя артиллерийский снаряд, соединенный с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, что обеспечивает большую дальность стрельбы при относительно низких начальных скоростях, позволяя вести огонь тяжелыми снарядами из относительно легких снарядов. пистолеты. Фоно представил свое изобретение австро-венгерской армии , но предложение было отклонено. [6] После Первой мировой войны Фоно вернулся к этой теме. В мае 1928 года в немецкой заявке на патент он описал «воздушно-реактивный двигатель», который, по его словам, подходит для высотных сверхзвуковых самолетов. В дополнительной заявке на патент он адаптировал двигатель для дозвуковой скорости. Патент был выдан в 1932 году (патент Германии № 554906, 1932-11-02). [7]

Советский Союз [ править ]

В Советском Союзе теорию сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей представил в 1928 году Борис Стечкин . начальник 3-й бригады ГИРД Исследование проводил Юрий Победоносцев. Первый двигатель ГИРД-04 был спроектирован И.А. Меркуловым и испытан в апреле 1933 года. Для имитации сверхзвукового полета он питался воздухом, сжатым до 200 бар , и работал на водороде. ПВРД ГИРД-08 на фосфорном топливе испытывался стрельбой из артиллерийской пушки. Эти снаряды, возможно, были первыми реактивными снарядами, преодолевшими скорость звука .

В 1939 году Меркулов провел дальнейшие испытания ПВРД с использованием двухступенчатой ​​ракеты Р-3. Он разработал первый прямоточный воздушно-реактивный двигатель для использования в качестве вспомогательного двигателя самолета ДМ-1. Первый в мире полет самолета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем состоялся в декабре 1940 года с использованием двух двигателей ДМ-2 на модифицированном Поликарпове И-15 . В 1941 году Меркулов спроектировал прямоточный реактивный истребитель «Самолет Д», который так и не был построен. Два его двигателя ДМ-4 устанавливались на истребитель Як-7 ПВРД во время Великой Отечественной войны. В 1940 году был спроектирован экспериментальный самолет Костиков-302, оснащенный жидкотопливной ракетой для взлета и прямоточными двигателями для полета. Этот проект был отменен в 1944 году.

В 1947 году Мстислав Келдыш предложил дальний антиподный бомбардировщик , аналогичный бомбардировщику Зенгер-Бредт , но с прямоточным воздушно-реактивным двигателем вместо ракеты. В 1954 году НПО Лавочкина и Институт Келдыша приступили к разработке крылатой ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, развивающей скорость 3 Маха, «Буря» . Этот проект конкурировал с МБР Р-7 разработки Сергея Королева , но был отменен в 1957 году.

Япония [ править ]

Несколько таранных реактивных самолетов были спроектированы, построены и прошли наземные испытания на заводе Kawasaki Aircraft Company в Гифу во время Второй мировой войны. В декабре 1945 года официальные лица компании заявили, что на эти внутренние инициативы не повлияли параллельные события в Германии. В одной из послевоенных оценок американской разведки центробежный распылитель топлива на прямоточном самолете Кавасаки описывался как «самое выдающееся достижение компании… устранившее большое количество обычно используемой системы впрыска топлива». [8] Из-за чрезмерной вибрации двигатель предназначался только для использования в беспилотных самолетах, запускаемых с помощью ракет или катапульт. Подготовка к летным испытаниям завершилась капитуляцией Японии в августе 1945 года.

Германия [ править ]

В 1936 году Хельмут Вальтер сконструировал испытательный двигатель, работающий на природном газе . Теоретические работы проводились в BMW , Junkers и DFL . В 1941 году Ойген Зенгер из DFL предложил прямоточный воздушно-реактивный двигатель с высокой температурой камеры сгорания. Он сконструировал большие трубы ПВРД диаметром 500 миллиметров (20 дюймов) и 1000 миллиметров (39 дюймов) и провел испытания горения на грузовиках и на специальном испытательном стенде Dornier Do 17 Z со скоростью полета до 200 метров в секунду ( 720 км/ч). Позже, когда в Германии стало не хватать бензина, были проведены испытания с блоками прессованной угольной пыли в качестве топлива (см., например, Lippisch P.13a ), которые не увенчались успехом из-за медленного сгорания. [9]

США [ править ]

AQM -60 Kingfisher — первый серийный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, поступивший на вооружение вооруженных сил США.

Stovepipe (летающий/пылающий/сверхзвуковой) было популярным названием ПВРД в 1950-х годах в отраслевых журналах, таких как Aviation Week & Space Technology. [10] и другие публикации, такие как The Cornell Engineer. [11] Простота, подразумеваемая названием, возникла из-за сравнения с турбореактивным двигателем, в котором используется относительно сложная и дорогая вращающаяся турбомашина.

ВМС США разработали серию ракет «воздух-воздух» под названием « Горгона » с использованием различных двигательных механизмов, в том числе прямоточного воздушно-реактивного двигателя на «Горгоне IV». ПВРД Gorgon IV, изготовленные Гленном Мартином , проходили испытания в 1948 и 1949 годах на военно-морской авиабазе Пойнт-Мугу . ПВРД был разработан в Университете Южной Калифорнии и изготовлен компанией Marquardt Aircraft Company . Двигатель имел длину 2,1 метра (7 футов) и диаметр 510 миллиметров (20 дюймов) и располагался под ракетой.

В начале 1950-х годов в США в рамках программы Lockheed X-7 был разработан прямоточный воздушно-реактивный двигатель со скоростью 4+ Маха . Он был разработан в Lockheed AQM-60 Kingfisher . Результатом дальнейшего развития стал шпионский дрон Lockheed D-21 .

В конце 1950-х годов ВМС США представили систему под названием RIM-8 Talos , которая представляла собой ракету класса «земля-воздух» большой дальности, запускаемую с кораблей. Она успешно сбила истребители противника во время войны во Вьетнаме и стала первой ракетой корабельного базирования, уничтожившей вражеский самолет в бою. 23 мая 1968 года «Талос», выпущенный с авианосца « Лонг-Бич», сбил вьетнамский МиГ на расстоянии около 105 километров (65 миль). Он также использовался в качестве оружия класса «земля-земля» и был модифицирован для поражения наземных радаров. [12]

Используя технологию, проверенную AQM-60, в конце 1950-х и начале 1960-х годов США создали широко распространенную систему защиты под названием CIM-10 Bomarc , которая была оснащена сотнями прямоточных ракет с ядерным вооружением и дальностью действия в несколько сотен миль. Он был оснащен теми же двигателями, что и AQM-60, но из улучшенных материалов, позволяющих выдерживать более продолжительный полет. Система была снята с вооружения в 1970-х годах, когда угроза со стороны бомбардировщиков уменьшилась.

ТОР-ЭР [ править ]

В апреле 2020 года министерство обороны США и министерство обороны Норвегии совместно объявили о своем партнерстве в разработке передовых технологий, применимых к высокоскоростному и гиперзвуковому оружию большой дальности. В августе 2022 года в рамках программы Tactical High-speed Offensive Ramjet for Extended Range (THOR-ER) завершились испытания твердотопливного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (SFRJ). [13]

Двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель [ править ]

В 2023 году компания General Electric продемонстрировала прямоточный воздушно-реактивный двигатель с вращающимся детонационным сгоранием. Это турбинный двигатель комбинированного цикла, включающий в себя [14]

  • газовая турбина;
  • вращающийся детонационный двигатель;
  • ПВРД;
  • ГПВРД.

Соединенное Королевство [ править ]

Верхний двигатель — прямоточный воздушно-реактивный двигатель ракеты Bloodhound.

В конце 1950-х, 1960-х и начале 1970-х годов Великобритания разработала несколько ракет с прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Проект «Голубой посланник» должен был оснастить страну системой противовоздушной обороны с прямоточными воздушно-реактивными двигателями большой дальности против бомбардировщиков, но от этой системы отказались. На смену ему пришел ПВРД меньшей дальности под названием Bloodhound . Система была разработана как вторая линия защиты на случай, если злоумышленникам удастся обойти флот обороняющихся английских истребителей Electric Lightning .

В 1960-х годах Королевский флот разработал и внедрил ракету класса «земля-воздух» с прямоточным воздушно-реактивным двигателем для кораблей под названием Sea Dart . Он имел дальность полета 65–130 километров (40–80 миль) и скорость 3 Маха. Он успешно использовался в боях против нескольких типов самолетов во время Фолклендской войны .

Фриц Цвики [ править ]

Выдающийся швейцарский астрофизик Фриц Цвикки был директором по исследованиям в Aerojet и получил множество патентов в области реактивного движения. Патенты США 5121670   и США 4722261   предназначены для ускорителей поршня . ВМС США не позволили Цвикки публично обсуждать свое изобретение. US 2461797   относится к Underwater Jet, прямоточному водомету, работающему в жидкой среде. Журнал Time сообщил о работе Цвики. [15] [16]

Франция [ править ]

Ледюк 010

Во Франции были известны работы Рене Ледюка . Модель Ледука, Leduc 0.10, была одним из первых самолетов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, совершивших полет в 1949 году.

В 1958 году Nord 1500 Griffon достиг скорости 2,19 Маха (745 м/с; 2680 км/ч).

Дизайн [ править ]

Типичный прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Первой частью ПВРД является его диффузор (компрессор), в котором поступательное движение ПВРД используется для повышения давления его рабочего тела (воздуха), необходимого для сгорания. Воздух сжимается, нагревается за счет расширения зоны сгорания в термодинамическом цикле, известном как цикл Брайтона . Затем его пропускают через сопло, чтобы разогнать его до сверхзвуковой скорости. Это ускорение придает ПВРД тягу вперед .

ПВРД намного проще турбореактивного двигателя, поскольку ему нужны только воздухозаборник, камера сгорания и сопло . В отличие от реактивного двигателя , он не имеет движущихся частей, кроме топливного насоса (жидкотопливного). Твердотопливные прямоточные воздушно-реактивные двигатели еще проще и не требуют топливной системы.

Для сравнения, в турбореактивном двигателе используется компрессор, приводимый в движение турбиной . В неподвижном состоянии он создает тягу, поскольку высокоскоростной воздух, необходимый для производства сжатого воздуха (т. е. набегающего воздуха в прямоточном воздушно-реактивном воздушном двигателе), создается вращающимися лопатками ротора в компрессоре.

Строительство [ править ]

Диффузор [ править ]

Диффузор преобразует высокую скорость воздуха, приближающегося к воздухозаборнику, в высокое (статическое) давление, необходимое для сгорания. Высокое давление сгорания минимизирует потери тепловой энергии, которая появляется в выхлопных газах. [17] (за счет уменьшения роста энтропии при подводе тепла). [18]

В дозвуковых и низко-сверхзвуковых ПВРД Пито на входе используется отверстие типа . За этим следует расширение внутреннего канала (дозвуковой диффузор) для достижения более низкой дозвуковой скорости, необходимой в камере сгорания. При малых сверхзвуковых скоростях перед воздухозаборником образуется нормальная (плоская) ударная волна.

Для более высоких сверхзвуковых скоростей потеря давления из-за ударной волны становится непомерно высокой, и для создания косых ударных волн перед финальным нормальным скачком, который возникает на входной кромке впуска, используется выступающий шип или конус. Диффузор в этом случае состоит из двух частей: сверхзвукового диффузора с внешними по отношению к входу ударными волнами, за которым следует внутренний дозвуковой диффузор.

Еще на более высоких скоростях часть сверхзвуковой диффузии должна происходить внутри, что требует внешних и внутренних косых ударных волн. Окончательный нормальный скачок должен произойти вблизи минимальной площади потока, известной как горловина, за которой следует дозвуковой диффузор.

Камера сгорания [ править ]

Как и в других реактивных двигателях, камера сгорания повышает температуру воздуха за счет сжигания топлива. Это происходит при небольшой потере давления. Скорость воздуха, поступающего в камеру сгорания, должна быть достаточно низкой, чтобы можно было осуществлять непрерывное горение в защищенных зонах, обеспечиваемых держателями пламени .

Камера сгорания ПВРД может безопасно работать при стехиометрическом соотношении топливо:воздух. Это подразумевает температуру застоя на выходе камеры сгорания порядка 2400 К (2130 ° C; 3860 ° F) для керосина . Обычно камера сгорания должна быть способна работать в широком диапазоне настроек дроссельной заслонки, согласовывая скорость и высоту полета. Обычно защищенная пилотная зона позволяет продолжать сгорание, когда воздухозаборник транспортного средства подвергается сильному рысканию / тангажу во время поворотов. В других методах стабилизации пламени используются держатели пламени, конструкция которых варьируется от банок для камеры сгорания до плоских пластин, чтобы защитить пламя и улучшить смешивание топлива. Избыточная заправка камеры сгорания может привести к тому, что конечный (нормальный) амортизатор в диффузоре будет выдвинут вперед за впускную кромку, что приведет к существенному падению воздушного потока и тяги.

Форсунки [ править ]

Метательное сопло является важной частью конструкции ПВРД, поскольку оно ускоряет поток выхлопных газов для создания тяги.

Дозвуковые ПВРД ускоряют поток выхлопных газов с помощью сопла . Для сверхзвукового полета обычно требуется сужающееся-расширяющееся сопло .

ПВРД Bristol Thor модифицирован для демонстрационных целей. использовались два двигателя Thor. На ракете Bristol Bloodhound

Производительность и контроль [ править ]

Хотя ПВРД двигались со скоростью 45 метров в секунду (160 км/ч; 100 миль в час), [19] ниже примерно 0,5 Маха (170 м/с; 610 км/ч; 380 миль в час) они дают небольшую тягу и крайне неэффективны из-за низкой степени сжатия.

Выше этой скорости, при достаточной начальной скорости полета, ПВРД является самоподдерживающимся. транспортного средства не Если сопротивление является чрезвычайно высоким, комбинация двигатель/планер имеет тенденцию ускоряться до все более высоких скоростей полета, существенно повышая температуру воздуха на впуске. Поскольку это может повредить целостность двигателя и/или планера, система управления подачей топлива должна уменьшить расход топлива, чтобы стабилизировать скорость и, следовательно, температуру воздуха на впуске.

Из-за стехиометрической температуры сгорания эффективность обычно хороша на высоких скоростях (около 2–3 Маха, 680–1000 м/с, 2500–3700 км/ч, 1500–2300 миль в час), тогда как на низких скоростях относительно низкое давление означает, что прямоточные воздушно-реактивные двигатели уступают турбореактивным двигателям и ракетам .

Контроль [ править ]

ПВРД можно классифицировать по типу топлива: жидкое или твердое; и усилитель. [20]

Жидкое топливо [ править ]

В ПВРД на жидком топливе (LFRJ) углеводородное топливо (обычно) впрыскивается в камеру сгорания перед пламедержателем. Пламедержатель стабилизирует пламя с помощью сжатого воздуха из воздухозаборника(ов). Требуется средство создания давления и подачи топлива в камеру сгорания, что может быть сложным и дорогим. Эта двигательная система была впервые усовершенствована Ивонн Брилл во время ее работы в Marquardt Corporation . [21]

Компания Aérospatiale-Celerg разработала LFRJ, в котором топливо подается в форсунки с помощью эластомерной камеры, которая постепенно надувается по длине топливного бака. Первоначально баллон образует плотно прилегающую оболочку вокруг баллона со сжатым воздухом, из которого он надувается и установленного в баллоне вдоль. [22] Это предлагает более дешевый подход, чем регулируемый LFRJ, требующий насосной системы для подачи топлива. [23]

Взлет [ править ]

ПВРД не создает статической тяги и требует усилителя для достижения скорости движения, достаточно высокой для эффективной работы системы впуска. В первых ракетах с прямоточным воздушно-реактивным двигателем использовались внешние ускорители, обычно твердотопливные ракеты, либо в тандеме, когда ускоритель устанавливается сразу за ПВРД, например Sea Dart , либо по кругу, когда несколько ускорителей крепятся вокруг внешней части ПВРД, например 2К11 Круг . Выбор ракеты-носителя обычно зависит от размера стартовой платформы. Тандемный ускоритель увеличивает длину системы, тогда как ускорители с охватывающим расположением увеличивают диаметр. Ускорители с запахом обычно создают более высокое сопротивление, чем тандемные.

Интегрированные ускорители обеспечивают более эффективный вариант компоновки, поскольку топливо ускорителя заливается внутрь пустой камеры сгорания. Такой подход использовался на твердотопливных прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ТПВРД), например 2К12 Куб , жидкостных, например АСМП , и воздуховодных ракетах, например Метеор , конструкциях. Интегрированные конструкции усложняются из-за различных требований к соплам на этапах полета наддува и ПВРД. Из-за более высокого уровня тяги ускорителя для оптимальной тяги требуется сопло другой формы по сравнению с соплом, необходимым для маршевого ПВРД с меньшей тягой. Обычно это достигается за счет отдельного сопла, которое выбрасывается после сгорания бустера. Однако такие конструкции, как Meteor, оснащены безсопловыми ускорителями. Это обеспечивает преимущества исключения опасности запуска самолета из разгонных обломков, простоты, надежности, снижения массы и стоимости. [24] хотя это следует компенсировать снижением производительности специальной бустерной насадки.

Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель/ракета с канальным двигателем [ править ]

Основная статья: Ракета с воздушным усилением

Небольшая вариация прямоточного воздушно-реактивного двигателя использует сверхзвуковой выхлоп в процессе сгорания ракеты для сжатия и реакции с поступающим воздухом в основной камере сгорания. Это имеет то преимущество, что дает тягу даже на нулевой скорости.

В твердотопливном интегрированном прямоточном воздушно-реактивном воздушно-реактивном двигателе (SFIRR) твердое топливо подается вдоль внешней стенки прямоточной камеры сгорания. В этом случае впрыск топлива осуществляется за счет абляции топлива горячим сжатым воздухом из воздухозаборника(ов). Для повышения эффективности сгорания можно использовать задний смеситель. Для некоторых применений SFIRR предпочтительнее LFRJ из-за простоты подачи топлива, но только тогда, когда требования к дросселированию минимальны, т.е. когда изменения высоты или скорости ограничены.

В канальной ракете твердотопливный газогенератор производит горячий богатый топливом газ, который сжигается в камере сгорания со сжатым воздухом, подаваемым через воздухозаборники. Поток газа улучшает смешивание топлива и воздуха и повышает общую рекуперацию давления. В дроссельной ракете с воздуховодом, также известной как ракета с регулируемым расходом, клапан позволяет дросселировать выхлоп газогенератора, обеспечивая управление тягой. В отличие от LFRJ, твердотопливные прямоточные воздушно-реактивные двигатели не могут загореться . Ракета с воздуховодом находится где-то между простотой SFRJ и неограниченным контролем скорости LFRJ.

Скорость полета [ править ]

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели обычно дают небольшую тягу или вообще не дают тяги ниже примерно половины скорости звука , и они неэффективны ( удельный импульс менее 600 секунд) до тех пор, пока скорость полета не превысит 1000 километров в час (280 м / с; 620 миль в час) из-за низкой степени сжатия. .

Даже выше минимальной скорости широкий диапазон полетных условий (диапазон полетных условий), например, от низких до высоких скоростей и от малых до больших высот, может привести к значительным компромиссам в конструкции, и они, как правило, лучше всего работают, оптимизированные для одной расчетной скорости и высоты (точка конструкции). Однако прямоточные воздушно-реактивные двигатели обычно превосходят конструкции реактивных двигателей на основе газотурбинных двигателей и лучше всего работают на сверхзвуковых скоростях (2–4 Маха). [25] Хотя они неэффективны на более низких скоростях, они более экономичны, чем ракеты, на всем полезном рабочем диапазоне, по крайней мере, до 6 Маха (2000 м / с; 7400 км / ч).

Производительность обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей падает при скорости выше 6 Маха из-за диссоциации и потери давления, вызванной ударной нагрузкой, поскольку входящий воздух замедляется до дозвуковых скоростей для сгорания. Кроме того, температура на входе в камеру сгорания возрастает до очень высоких значений, приближаясь к пределу диссоциации при некотором предельном числе Маха.

Связанные двигатели [ править ]

Воздушный турбо прямоточный воздушно-реактивный двигатель [ править ]

Этот раздел представляет собой отрывок из книги «Воздушная турборакета § Воздушный турбо прямоточный воздушно-реактивный двигатель» . [ редактировать ]
Оригинальная схема конструкции турбо прямоточного двигателя.
Воссозданная схема турбо прямоточного воздушно-реактивного двигателя с изображением; 1. компрессор, 2. редуктор, 3. линии водорода и кислорода, 4. газогенератор, 5. турбина, 6. топливная форсунка прямоточной горелки, 7. основная камера сгорания, 8. сопло.
Воздушный турбореактивный двигатель представляет собой двигатель комбинированного цикла, который объединяет аспекты турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей. Турбореактивный воздушно-реактивный двигатель представляет собой гибридный двигатель, который по существу состоит из турбореактивного двигателя, установленного внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Активная зона турбореактивного двигателя установлена ​​внутри канала, в котором находится камера сгорания после сопла турбореактивного двигателя. Турбореактивный воздушно-реактивный двигатель может работать в режиме турбореактивного двигателя при взлете и во время полета на малых скоростях, но затем переключаться в режим прямоточного воздушно-реактивного двигателя для разгона до высоких чисел Маха.

ПВРД сверхзвукового сгорания (ГПВРД) [ править ]

Основная статья: ГПВРД

Диффузоры ПВРД замедляют поступающий воздух до дозвуковой скорости перед тем, как он попадает в камеру сгорания. ГПВРД аналогичны прямоточным воздушно-реактивным двигателям, но воздух проходит через камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью. Это увеличивает давление, восстанавливаемое из потока воздуха, и улучшает полезную тягу. Термического дросселирования выхлопных газов можно избежать за счет относительно высокой сверхзвуковой скорости воздуха на входе в камеру сгорания. Впрыск топлива часто осуществляется в защищенное место под ступенькой в ​​стенке камеры сгорания. Boeing X-43 представлял собой небольшой экспериментальный прямоточный воздушно-реактивный двигатель. [26] который достиг скорости 5 Маха (1700 м/с; 6100 км/ч) за 200 секунд на X-51A Waverider . [27]

-реактивные двигатели косого детонации (Sodramjets Стоячие прямоточные воздушно )

Этот раздел представляет собой отрывок из Shcramjet . [ редактировать ]
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с ударным сгоранием (сокращенно прямоточный воздушно-реактивный двигатель ; также называемый двигателем с косой детонационной волной; также называемый прямоточным воздушно-реактивным двигателем с косой детонацией (sodramjet); [28] или просто ударно-прямотный воздушно-реактивный двигатель) — это концепция воздушно-реактивного прямоточного двигателя, предлагаемая для использования в гиперзвуковых и/или одноступенчатых двигательных установках. [29]

Двигатели с предварительным охлаждением [ править ]

Основная статья: Реактивный двигатель с предварительным охлаждением

Вариантом ПВРД является двигатель «комбинированного цикла», предназначенный для преодоления ограничений ПВРД. Одним из примеров этого является двигатель SABRE , в котором используется предварительный охладитель, за которым расположены прямоточный воздушно-реактивный двигатель и турбина.

Двигатель ATREX, разработанный в Японии, является экспериментальной реализацией этой концепции. Он использует жидкое водородное топливо в схеме с одним вентилятором. Жидкое топливо прокачивается через теплообменник в воздухозаборнике, одновременно нагревая топливо и охлаждая поступающий воздух. Такое охлаждение имеет решающее значение для эффективной работы. Затем водород проходит через вторую позицию теплообменника после секции сгорания, где горячий выхлоп используется для дальнейшего нагрева водорода, превращая его в газ под высоким давлением. Затем этот газ пропускается через кончики вентилятора, обеспечивая приводную мощность вентилятора на дозвуковых скоростях. После смешивания с воздухом он сгорает в камере сгорания.

Reaction Engines Scimitar был предложен для авиалайнера LAPCAT гиперзвукового , а Reaction Engines SABRE — для космического самолета Reaction Engines Skylon .

ПВРД с ядерной установкой [ править ]

США [ править ]

Основная статья: Проект Плутон

Во время Холодной войны Соединенные Штаты разработали и провели наземные испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя с ядерной установкой под названием « Проект Плутон» . Эта система, предназначенная для использования в крылатой ракете , не использовала горение; высокотемпературный неэкранированный ядерный реактор нагревал воздух. Предполагалось, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель сможет летать на сверхзвуковых скоростях в течение нескольких месяцев. Поскольку реактор не был экранирован, он был опасен для всех, кто находился на траектории полета корабля или вокруг него (хотя его выхлопы не были радиоактивными). В конечном итоге проект был отменен, поскольку межконтинентальные баллистические ракеты, казалось, лучше служили этой цели. [30]

Этот тип двигателя можно было бы использовать для исследования атмосфер планет, таких как атмосфера Юпитера. [31]

Россия [ править ]

Основная статья: 9М730 Буревестник

1 марта 2018 года президент Владимир Путин анонсировал создание крылатой ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем с ядерной установкой, способной совершать полеты на большие расстояния. Он получил обозначение 9М730 «Буревестник» (Буревестник) и имеет по отчетности НАТО название SSC-X-9 «Skyfall». [32] зафиксирован взрыв и выброс радиоактивного материала 9 августа 2019 года на Центральном государственном полигоне ВМФ . В настоящее время предпринимаются усилия по восстановлению испытательного объекта, который приземлился в Белом море во время испытаний в 2018 году, когда взорвался ядерный источник энергии ракеты , в результате чего погибли 5 исследователей . [33]

Ионосферный прямоточный воздушно-реактивный двигатель [ править ]

Верхняя атмосфера на высоте около 100 километров (62 миль) содержит одноатомный кислород, вырабатываемый Солнцем в результате фотохимии. НАСА разработала концепцию рекомбинации этого (тонкого) газа обратно в двухатомные молекулы на орбитальных скоростях для питания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. [34]

ПВРД Бассарда [ править ]

Этот раздел представляет собой отрывок из ПВРД Бассарда . [ редактировать ]
Художественная концепция прямоточного воздушно-реактивного двигателя Бассарда. Основной компонент реального прямоточного воздушно-реактивного двигателя – электромагнитное поле шириной в несколько миль – невидим.
ПВРД Бассара в движении.
  1. Межзвездная среда
  2. Собрать и сжать водород
  3. Транспортировка водорода рядом с полезной нагрузкой
  4. Термоядерный синтез
  5. Форсунка двигателя
  6. Струя дымовых газов
— Прямоточный воздушно-реактивный двигатель Бассарда это теоретический метод приведения в движение космического корабля для межзвездных путешествий . Быстро движущийся космический корабль черпает водород из межзвездной среды с помощью огромного воронкообразного магнитного поля (диаметр которого варьируется от нескольких километров до многих тысяч километров); водород сжимается до тех пор, пока не произойдет термоядерный синтез , который обеспечивает тягу для противодействия сопротивлению, создаваемому воронкой, и энергию для питания магнитного поля. Таким образом, ПВРБ Бассарда можно рассматривать как прямоточный вариант термоядерной ракеты . [ нужна ссылка ]

двигателя для форсажного турбореактивного двигателя Режим прямоточного воздушно- реактивного

Основная статья: Пратт и Уитни J58

Турбореактивный или двухконтурный двигатель с форсажным режимом можно охарактеризовать как переходящий из режима турбо в режим прямоточного воздушно-реактивного двигателя, если он может достичь скорости полета, при которой степень сжатия двигателя (EPR) падает до единицы. В этом случае турбофорсаж действует как дожигатель. [35] Давление впускного плунжера присутствует на входе в камеру дожигания, но больше не увеличивается за счет повышения давления турбомашины. Дальнейшее увеличение скорости приводит к потере давления из-за присутствия турбомашины, поскольку эпр падает ниже единицы.

Ярким примером была двигательная установка Lockheed SR-71 Blackbird с эпр=0,9 на скорости 3,2 Маха. [36] Требуемая тяга, расход воздуха и температура выхлопных газов для достижения этой скорости были получены благодаря стандартному методу увеличения расхода воздуха через компрессор, работающий на низких скорректированных скоростях, отбору воздуха из компрессора и возможности увеличения температуры форсажной камеры в результате охлаждения воздуховода и сопла. использование воздуха, взятого из компрессора, а не обычных, гораздо более горячих выхлопных газов турбины. [37]

Самолеты, использующие прямоточные воздушно-реактивные двигатели [ править ]

Ракеты с использованием ПВРД [ править ]

См. также [ править ]

Ссылки [ править ]

  1. ^ Макнаб, Крис; Китер, Хантер (2008). «Смерть от дальней артиллерии». Инструменты насилия: оружие, танки и грязные бомбы . Оксфорд, Великобритания : Osprey Publishing . п. 145 . ISBN  978-1846032257 . Проверено 12 февраля 2016 г.
  2. ^ «А вот и летающая дымоход» . ВРЕМЯ . Time Inc. , 26 ноября 1965 года. Архивировано из оригинала 8 апреля 2008 года . Проверено 5 марта 2024 г.
  3. ^ Люкконен, Петри. «Савьен Сирано де Бержерак» . Книги и писатели (kirjasto.sci.fi) . Финляндия: Куусанкоски Публичная библиотека . Архивировано из оригинала 14 февраля 2015 года.
  4. ^ Цукер, Роберт Д.; Оскар Библарц (2002). Основы газовой динамики . Джон Уайли и сыновья. ISBN  0-471-05967-6 .
  5. ^ «Лорин Рамджет» . сайт enginehistory.org .
  6. ^ Дьёрдь, Надь Иштван (1977). «Альберт Фоно: пионер реактивного движения» (PDF ) Международный астронавтический конгресс . ИАФ / ИАА
  7. ^ Даггер, Гордон Л. (1969). Рамджетс . Американский институт аэронавтики и астронавтики . п. 15.
  8. ^ Капитан Дж. Х. Гилмор, Исследования в Kawasaki Aircraft Co., Гифу, Япония, включая двигатели прямоточного типа , Союзная группа технической разведки, отчет № 258, 10 декабря 1945 г., катушка № A7341, Агентство исторических исследований ВВС США.
  9. ^ Хиршель, Эрнст-Генрих; Хорст Прем; Геро Маделунг (2004). Авиационные исследования в Германии . Спрингер. стр. 242–243. ISBN  3-540-40645-Х .
  10. ^ Неделя авиации (6 февраля 1950 г.). Авиационная неделя 1950-02-06 . п. 22.
  11. ^ «Движительная эффективность с точки зрения использования энергии» . Инженер из Корнелла . 16 (6). Корнельский университет: 163. Март 1951 г.
  12. ^ «РИМ-8 Талос» . Сайт Weaponsystems.net . Проверено 20 апреля 2024 г.
  13. ^ «Команда тактического высокоскоростного наступательного прямоточного воздушно-реактивного двигателя увеличенной дальности (THOR-ER) завершает испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя» .
  14. ^ Ван, Брайан (14 декабря 2023 г.). «Революционный гиперзвуковой двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с вращающимся детонационным сгоранием | NextBigFuture.com» . Проверено 16 декабря 2023 г.
  15. ^ «Скучаю по Швейцарии» . Time Inc., 11 июля 1955 года . Проверено 27 августа 2017 г.
  16. ^ «Подводный реактивный самолет» . Time Inc., 14 марта 1949 года . Проверено 27 августа 2017 г.
  17. ^ «Движительная эффективность с точки зрения использования энергии» . Журнал самолетов . 13 (4). Американский институт аэронавтики и астронавтики. Апрель 1976 г. - из Интернет-архива.
  18. ^ Строитель, К. (29 июня 1964 г.). «О термодинамическом спектре воздушно-реактивных двигателей» . 1-е ежегодное собрание . Американский институт аэронавтики и астронавтики. п. 2. дои : 10.2514/6.1964-243 .
  19. ^ Рамджет Праймер .
  20. ^ «Век развития технологий прямоточного воздушно-реактивного двигателя», Журнал AIAA по движению и энергетике , Vol. 20, № 1, январь – февраль 2004 г.
  21. ^ Дэвид Берри (4 марта 2024 г.). «Ивонн Брилл» . Канадская энциклопедия .
  22. ^ «Aérospatiale изучает недорогой прямоточный воздушно-реактивный двигатель», Flight International, 13–19 декабря 1995 г.
  23. ^ «Хьюз подписывает договор о ракетах», Flight International, 11–17 сентября 1996 г.
  24. ^ Прочинский, И.М., Макхейл, Калифорния, «Бессопловые ускорители для интегрально-ракетно-прямоточных ракетных систем», документ 80-1277, 16-я совместная конференция AIAA/SAE/ASME по двигательным установкам, 30 июня — 2 июля 1980 г.
  25. ^ 11.6 Характеристики реактивных двигателей .
  26. ^ «Boeing: История – Хронология 2002–2004 гг.». Архивировано 14 ноября 2011 г. в Wayback Machine .
  27. ^ «Автомобиль ВВС США побивает рекорд гиперзвукового полета». Архивировано 10 апреля 2016 года в Wayback Machine .
  28. ^ Цзян, Цзунлинь; ЧЖАН, Цзыцзянь; ЛЮ, Юньфэн; ВАН, Чун; ЛУО, Чангтун (1 марта 2021 г.). «Критерии гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя и его экспериментальная проверка» . Китайский журнал аэронавтики . 34 (3): 94–104. Бибкод : 2021ЧЯН..34c..94J . дои : 10.1016/j.cja.2020.11.001 . ISSN   1000-9361 .
  29. ^ «Группа двигательных систем высокоскоростных транспортных средств» . Дж. П. Сислиан. Архивировано из оригинала 21 марта 2012 года.
  30. ^ «Проект Плутон» (PDF) . Архивировано (PDF) из оригинала 3 марта 2012 года . Проверено 5 марта 2024 г.
  31. ^ IAC-03-Q.4.09 Применение ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя MITEE для полетов сверхдальних летательных аппаратов в атмосферах Юпитера и других планет-гигантов - IAC 2003 Бремен
  32. ^ Анкит Панда [@nktpnd] (20 ноября 2018 г.). «Обновление от источника: российская крылатая ракета с ядерной установкой «Буревестник» имеет обозначение НАТО — SSC-X-9 SKYFALL. (USIC также называет эту ракету KY30.)» ( Твиттер ) . Проверено 24 января 2023 г. - через Twitter .
  33. ^ «Российские атомщики похоронены после ядерного взрыва «Скайфолла»» . aljazeera.com . Проверено 24 января 2023 г.
  34. ^ Предварительный обзор движения с использованием химической энергии, запасенной в верхних слоях атмосферы, проведенный Лайонелом В. Болдуином и Перри Л. Блэкширом.
  35. ^ Название статьи стр. 18-1
  36. ^ Закон, Питер (2013). Силовая установка SR-71 Двигатель P&W J58 (JT11D-20) . Проверено 18 января 2020 г.
  37. ^ США 3344606 , Роберт Б. Абернети, «Восстановление отвода воздуха турбореактивного двигателя», опубликовано 3 октября 1967 г.  

Библиография [ править ]

  • Халлион, Ричард П. «Советские дымоходы». Air Enthusiast , № 9, февраль – май 1979 г., стр. 55–60. ISSN   0143-5450 .

Внешние ссылки [ править ]

Викискладе есть медиафайлы по теме Ramjets .
Retrieved from "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Ramjet&oldid=1230225961"
Arc.Ask3.Ru: конец переведенного документа.
Arc.Ask3.Ru
Номер скриншота №: 8db146239f08b2d73babb76f79c3d38b__1718965920
URL1:https://arc.ask3.ru/arc/aa/8d/8b/8db146239f08b2d73babb76f79c3d38b.html
Заголовок, (Title) документа по адресу, URL1:
Ramjet - Wikipedia
Данный printscreen веб страницы (снимок веб страницы, скриншот веб страницы), визуально-программная копия документа расположенного по адресу URL1 и сохраненная в файл, имеет: квалифицированную, усовершенствованную (подтверждены: метки времени, валидность сертификата), открепленную ЭЦП (приложена к данному файлу), что может быть использовано для подтверждения содержания и факта существования документа в этот момент времени. Права на данный скриншот принадлежат администрации Ask3.ru, использование в качестве доказательства только с письменного разрешения правообладателя скриншота. Администрация Ask3.ru не несет ответственности за информацию размещенную на данном скриншоте. Права на прочие зарегистрированные элементы любого права, изображенные на снимках принадлежат их владельцам. Качество перевода предоставляется как есть. Любые претензии, иски не могут быть предъявлены. Если вы не согласны с любым пунктом перечисленным выше, вы не можете использовать данный сайт и информация размещенную на нем (сайте/странице), немедленно покиньте данный сайт. В случае нарушения любого пункта перечисленного выше, штраф 55! (Пятьдесят пять факториал, Денежную единицу (имеющую самостоятельную стоимость) можете выбрать самостоятельно, выплаичвается товарами в течение 7 дней с момента нарушения.)