+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Пульсирующий реактивный двигатель: В России создадут пульсирующий реактивный двигатель: Наука и техника: Lenta.ru

0

ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГА­ТЕЛЬ • Большая российская энциклопедия

Авторы: В. Ф. Захарченко, актуализация М. Ю. Куприков (2016)

Схема работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя: 1 – воздух; 2 – диффузор; 3 – впрыск горючего; 4 – стабилизатор пламени; 5 – камера сгорания; 6 – сопло; 7…

ВОЗДУ́ШНО-РЕАКТИ́ВНЫЙ ДВИ́ГА­ТЕЛЬ (ВРД), тепловой реактивный двигатель, в котором в качестве рабочего тела используется газовоздушная смесь забираемого из атмосферы воздуха и продуктов окисления топлива кислородом, который содержится в воздухе. Сила тяги возникает в результате трансформации потенциальной энергии окисления (взрыва) газовоздушной смеси в камере сгорания  в кинетическую энергию истечения рабочих газов из сопла. Термодинамический цикл ВРД в общем случае включает процессы сжатия воздуха, забираемого из атмосферы, подвода теплоты (одно- или многократного) и расширения нагретого газа до атмосферного давления.

Рабочее тело поступает в двигатель со скоростью полёта, а покидает его со скоростью истечения реактивной струи из сопла. Сила тяги равна разнице импульсов. Поэтому ВРД эффективен тогда, когда тяга положительна, т. е. скорость истечения из сопла превышает скорость полёта. Основные типы ВРД (прямоточный, пульсирующий и турбореактивный) различаются, в первую очередь, техническим способом, которым достигается необходимое повышение давления и который предопределяет устройство двигателя данного типа. Важнейшим техническим параметром ВРД любого типа является степень полного повышения давления – отношение давления в камере сгорания двигателя к статическому забортному давлению воздуха. От этого параметра зависит термический кпд воздушно-реактивного двигателя.

ВРД используют на ЛА, летающих в атмосфере (самолёты, вертолёты, экранопланы, конвертопланы и т. д.). Впервые этот термин использован в 1929 Б. С. Стечкиным в статье «Теория воздушного реактивного двигателя», опубликованной в журнале «Техника воздушного флота». В английском языке этому термину наиболее точно соответствует словосочетание airbreathing jet engine.

По способу сжатия воздуха различают компрессорные и бескомпрессорные ВРД. У компрессорных ВРД сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике, а далее механическим компрессором, вращаемым газовой турбиной. Такие ВРД принадлежат к классу газотурбинных двигателей (ГТД). В бескомпрессорном ВРД сжатие воздуха производится только за счёт скоростного напора встречного потока. По характеру процесса сгорания топлива такие ВРД делятся на прямоточный (ПВРД) и пульсирующий (ПуВРД). В ПВРД процесс сгорания протекает при постоянном давлении, а в ПуВРД – при постоянном или полузамкнутом объёме. ПуВРД, в отличие от ПВРД, снабжены специальными клапанами, которые в период сгорания топлива отделяют камеру сгорания от входной части, поэтому процесс сгорания имеет прерывистый (пульсирующий) характер. В отличие от ПВРД, ПуВРД могут развивать тягу в стартовых условиях, однако скорости ЛА с ПуВРД (например Фау-1) сравнительно малы (до 1000 км/ч) из-за меньшего расхода воздуха.

ПВРД может эффективно работать при скоростях не менее 3000 км/ч, т. к. на меньших скоростях степень повышения давления за счёт скоростного напора недостаточна. Особый класс образуют комбинированные двигатели, сочетающие элементы ГТД и ПВРД.

При гиперзвуковых скоростях (М=5–10, M – Маха число) используется гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) со сверхзвуковой скоростью течения воздуха внутри двигателя. ГПВРД считается одним из перспективных типов силовых установок для гиперзвуковой авиации. В РФ (Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова) проведены испытания водородных ГПВРД в составе гиперзвуковой летающей лаборатории «Холод», созданной на базе зенитной ракеты SA-5 (с 2003). Максимальная скорость, достигнутая при полёте, составила 1855 м/с, что соответствует М=6,49. Система охлаждения обеспечила работоспособность ГПВРД в течение 77 сек.

Идеи создания различных схем ВРД высказывались во 2-й пол. 19 – нач. 20 вв. В 1930-е гг. начали создаваться экспериментальные образцы ТРД, ПВРД, мотокомпрессорных ВРД. Первые боевые самолёты с ТРД появились в Великобритании и Германии (Не-178, Ме-162, Ме-262) в 1942, начиная с 1950-х гг. ВРД становятся основным типом двигателей самолётов и вертолётов. (Историческую справку см. в статье Реактивный двигатель.)

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Решетневскуе чтения. 2013

до отказа системы непосредственно по экспериментальным функциям распределения вероятностей отказов элементов, составляющих систему. Математическое ожидание времени до отказа системы может рассматриваться в качестве основной числовой характеристики ее безотказности.

Библиографические ссылки

1. Воробьев В. Г., Константинов В. Д. Надежность и эффективность авиационного оборудования. М. : Транспорт, 1995. 245 с.

2. Гнеденко Б. В. Математические методы в теории надежности. Основные характеристики надежности и их статистический анализ. М. : Наука, 1965. 524 с.

3. Рябинин И. А. Надежность и безопасность структурно-сложных систем. СПб. : Изд-во С.-Петерб. ун-та, 2007. С. 6; 52.

4. Бойко О. Г. Надежность функциональных систем самолетов гражданской авиации // Избр. тр. Рос. шк. по проблемам науки и технологий. М. : РАН, 2009. 119 с.

5. Бойко О. Г., Шаймарданов Л. Г. Проблемы и перспективы методов расчета надежности сложных функциональных систем // Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики // АНТЭ-2011 : материалы VI Междунар. науч.-техн. конф. Т. 1. Казань : КазГТУ-КАИ, 2011. С. 24-30.

6. Венцель Е. С. Теория вероятностей. М. : Физ-матлит, 1962. 563 с.

References

1. Vorobev V. G., Konstantinov V. D. Nadezhnost i effektivnost aviatsionnogo oborudovaniya. M. : Transport, 1995. 245 s.

2. Gnedenko B. V. Matematicheskie metody v teorii nadezhnosti. osnovnye kharakteristiki nadezhnosti i ikh statisticheskij analiz. M. : Nauka, 1965. 524 s.

3. Ryabinin I. A. Nadezhnost i bezopasnost strukturno-slozhnykh sistem. SPb. : Izd-vo s.-peterb. unta, 2007. S. 6; 52.

4. Bojko O. G. Nadezhnost funktsionalnykh sistem samoletov grazhdanskoj aviatsii : monogr. // IZBR. tr. ros. shk. po problemam nauki i tekhnologij. M. : Ran. 2009. 119 s.

5. Bojko O. G., Shajmardanov L. G. Problemy i perspektivy metodov rascheta nadezhnosti slozhnykh funktsionalnykh sistem // Problemy i perspektivy razvitiya aviatsii, nazemnogo transporta i energetiki // ANTE-2011 : Materialy vi mezhdunar. nauch.-tekhn. konf. T. 1. Kazan, kazgtu-kai, 2011. S. 24-30.

6. Ventsel E. S. Teoriya veroyatnostej. M. : Fizmatlit, 1962. 563 s.

© Фурманова Е. А., Демченко Я. И., Герасимова Д. С., Шаймарданов Л. Г., 2013

УДК 629.7.03

ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

А. П. Шевченко, Н. В. Никушкин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Работа посвящена бесклапанным ПуВРД.

Выполнен анализ конструктивных особенностей бесклапанных ПуВРД, предложен вариант ПуВРД с аэродинамическим клапаном и эжекторным наддувом, рассмотрена методика визуализации процессов течения в газодинамическом тракте двигателя.

Ключевые слова: пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.

PULSEJET

A. P. Shevchenko, N. V. Nikushkin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

Valveless pulsejets are considered. The design features of valveless pulsejets are analysed, the variant of the pulsejet with an aerodynamic valve and ejector boost is proposed, the visualization technique of flow process in a gas-dynamic engine channel is presented.

Keyword: pulsejet.

ПуВРД — бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель периодического действия с теплопод-водом к рабочему телу при повышенном давлении газового потока, изобретён русским изобретателем Николаем Телешовым, получившим патент от 19 ок-

тября 1864 года на проект самолёта с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем. Наиболее известным летательным аппаратом c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1.

Эксплуатация и надежность авиационной техники

По конструктивным особенностям различают ПуВРД с одноклапанной камерой сгорания (клапаны на входе), с двухклапанной камерой сгорания (клапаны на входе и выходе из камеры) и с аэродинамическим клапаном, иначе именуемые бесклапанными. Идеальный цикл ПуВРД — цикл со сгоранием при постоянном объеме (V = const) — обеспечивает потенциальные термодинамические преимущества ПуВРД перед воздушно-реактивным двигателем (ВРД), работающим по циклу со сгоранием при постоянном давлении (p = const).

В работе рассмотрен вариант ПуВРД, имеющего аэродинамический клапан с эжекторным наддувом. Конструкция двигателя имеет встроенный в камеру сгорания (КС) эжектор, осуществляющий наддув за счёт энергии обратного тока выхлопных газов в КС для уменьшения потерь в аэродинамическом клапане. На входе двигатель имеет профилированный канал, выполняющий роль аэродинамического клапана, и кольцевой канал эжектора для обратного тока выхлопных газов.

Визуализацию протекающих процессов в проточной части ПуВРД предполагается выполнить на экспериментальной установке методом дымовой визуализации с фиксацией процесса движения газов на видеокамеру.

Выполнен статистический анализ соотношения основных геометрических размерений двигателя по отношению к объему КС [2]. По результатам термогазодинамического расчета определены расходные параметры рабочего тела, его характеристики и термический КПД цикла [1; 6-8; 11; 12]. Выполнено профилирование газодинамического тракта двигателя [3-5; 10]. Для эжектора определены рабочие параметры и режимы запирания.

Библиографические ссылки

1. Рыжков С. В. Термодинамический расчет сопла Лаваля / МГТУ им. Баумана. М., 2013.

2. Бородин В. А. Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели летающих моделей самолетов. 1968.

3. Горлин С. М. Экспериментальная аэромеханика. М. : Высш. школа, 1970. 423 с.

4. Бородин В. А. Авиамодельный ПуВРД. М., 1951.

5. Бородин В. А. Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели летающих моделей самолетов. М. : Изд-во ДОСААФ, 1968. 102 с .

6. Мухачев Г. А., Щукин В. Е. Термодинамика и теплопередача. М. : Высш. школа, 1991. 400 с.

7. Кирилин В. А., Сычев В. В., Шейндлин А. Е. Техническая термодинамика. М. : Энергоатомиздат, 1983. 416 с.

8. Сборник задач по технической термодинамике и теплопередаче / под ред. Б. Н. Юдаева. М. : Высш. школа, 1968. 372 с.

9. Требования к оформлению учебных текстовых документов : метод. указания / сост. В. Н. Белозерцев, В. В. Бирюк, А. П. Толстоногов / Куйбышев. авиац. ин-т. Куйбышев, 1988. 29 с.

10. Белозерцев В. Н., Бирюк В. В., Толстоногов А. П. Методические указания по оформлению пояснительной записки к курсовой работе (проекту) / Куйбышев. авиац. ин-т. Куйбышев, 1987. 16 с.

11. Меркулов А. П. Техническая термодинамика : конспект лекций / Куйбышев. авиац. ин-т. Куйбышев,

1990. 235 с.

12. Толстоногов А. П. Техническая термодинамика : конспект лекций / Куйбышев. авиац. ин-т. Куйбышев, 1990. 100 с.

References

1. Ryzhkov S. B. Thermodynamic calculation of the Laval nozzle. MGTU im. Baumarn, 2013.

2. Borodin V. A. Pulsejet flying models of the aircraft. 1968.

3. Gorlin С. М. Experimental Aeromechanics. M. : Higher School, 1970. 423 c.

4. Borodin V. A. Pulsejet modal aircraft PuVRD. 1951.

5. Borodin V. A. Pulsejet flying model airplanes. M. : Izd-vo DOSAAF, 1968. 102 c.

6. Mukhachyov G. A., Shchukin V. E. Thermodynamics and Heat Transfer. M. : Higher School,

1991. 400 р.

7. Kirilin V. A., Sychev V. V., Sheindlin A. E. Technical Thermodynamics. M. : Energoatomizdat, 1983. 416 p.

8. Problems in engineering thermodynamics and heat transfer / edited by B. N. Yudaeva. M. : Higher School, 1968. 372 p.

9. Requirements for registration of training text documents : method. instructions / Comp. : V. N., Beloze-rtcev, V. V. Biryukov, A. P. Tolstonogov ; Kuibyshev. aviation. Inst . Kuibyshev, 1988. 29 р.

10. Belozertcev V. N., Biryukov V. V., Tolstonogov A. P. Guidelines for the design of the explanatory notes to the course work (project) ; Kuibyshev. aviation. Inst. Kuibyshev, 1987. 16 р.

11. Merkulov A. P. Engineering Thermodynamics : lecture notes ; Kuibyshev. aviation. Inst. Kuibyshev, 1990. 235 p.

12. Tolstonogov A. P. Engineering Thermodynamics : lecture notes ; Kuibyshev. aviation. Inst. Kuibyshev, 1990. 100 р.

© Шевченко А. П., Никушкин Н. В., 2013

от Фау до наших дней

Макс Босерман

30 июня 2021, 12:19

ВВС США выдали стартапу Wave Engine Corporation контракт на сумму 1 млн долларов на разработку дешевой авиационной ложной цели Versatile Air-Launched Platform (VALP), которая будет оснащена пульсирующим воздушно-реактивным двигателем (ПуВРД).

ПуВРД  — это идеальный вариант для «одноразовых» целей, когда нет смысла устанавливать более эффективные, мощные и экономичные силовые агрегаты. Именно поэтому Wave Engine Corporation пытается возродить ПуВРД, заявляя, что на новом техническом уровне цифровое управление ПуВРД позволит получить экономичность на уровне ТРДД при очень низкой стоимости самого двигателя.

Ожидается, что использование ПуВРД  снизит затраты при производстве беспилотников и ракет. Уже сейчас число используемых армией США дронов и ракетных вооружений растёт в геометрической прогрессии, и может наступить ситуация, при которой у промышленности попросту не останется ресурсов для обеспечения потребностей Пентагона.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) – это одна из трех основных разновидностей воздушно-реактивных двигателей (ВРД), особенностью которой является пульсирующий режим работы. Пульсация создает характерный и очень громкий звук, по которому легко узнать эти моторы. В отличие от других типов силовых агрегатов ПуВРД имеет максимально упрощенную конструкцию и небольшой вес.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель – это полый канал, открытый с двух сторон. С одной стороны – на входе – установлен воздухозаборник, за ним – тяговый узел с клапанами, дальше расположена одна или несколько камер сгорания и сопло, через которое выходит реактивный поток.

Устройство ПуВРД. Работа двигателя циклична и можно выделить основные такты: 1. такт впуска, во время которого входной клапан открывается, и в камеру сгорания под действием разряжения в ней попадает воздух. В это же время через форсунки впрыскивается топливо, в результате чего образуется топливный заряд; 2. полученный топливный заряд воспламеняется от искры свечи зажигания, в процессе горения образуются газы с высоким давлением, под действием которого закрывается впускной клапан; 3. при закрытом клапане продукты сгорания выходят через сопло, обеспечивая реактивную тягу. Вместе с тем в камере сгорания при выходе отработанных газов образуется разряжение, входной клапан автоматически открывается и впускает во внутрь новую порцию воздуха.

 

Входной клапан двигателя может иметь разные конструкции и внешний вид. Как вариант, он может быть выполнен в виде жалюзи – прямоугольных пластин, закрепленных на раме, которые под действием перепада давления открываются и закрываются. Другая конструкция имеет форму цветка с металлическими «лепестками», расположенными по кругу. Первый вариант более эффективный, зато второй более компактный и может использоваться на небольших по размеру конструкциях, например, при авиамоделизме.

 

 

Подача топлива осуществляется форсунками, которые имеют обратный клапан. Когда давление в камере сгорания снижается, подается порция топлива, когда же давление увеличивается за счет горения и расширения газов, подача топлива прекращается. В некоторых случаях, например на маломощных моторах от авиамоделей, форсунок может и не быть, а система подачи топлива при этом напоминает карбюраторный двигатель.

 

Фау-1. ПуВРД использовались в немецкой крылатой ракете V-1 (Фау-1), однако с с 1950-х гг. практически не находили применения.

Свеча зажигания расположена в камере сгорания. Она создает серию разрядов, и когда концентрация топлива в смеси достигает нужного значения, топливный заряд воспламеняется. Поскольку двигатель имеет небольшие размеры, его стенки, выполненные из стали, в процессе работы быстро нагреваются и могут поджигать топливную смесь не хуже свечи.

 

 

Первые официально зарегистрированные разработки ПуВРД относятся ко второй половине XIX века. Во время Второй мировой войны немцы активно использовали самолет-снаряд ФАУ-1, оснащенный ПуВРД, что объяснялось простотой конструкции этого силового агрегата и его дешевизной, хотя по своим рабочим характеристикам он уступал даже поршневым двигателям. Это был первый и единственный раз в истории, когда этот тип двигателя использовался в массовом производстве самолетов.

 

После окончания войны ПуВРД остались «в военном деле», где нашли применение в качестве силового агрегата для ракет типа «воздух-поверхность» КБ Южное . Но и здесь со временем они утратили свои позиции из-за ограничения по скорости, необходимости первоначального разгона и низкой эффективности.

 

Современный ПуВРД. Для запуска ПуВРД нужен первоначальный «толчок», при котором первая порция воздуха попадет в камеру сгорания, то есть такие двигатели нуждаются в предварительном разгоне.

 

 

Основными преимуществами пульсирующих воздушно-реактивных двигателей можно считать их простую конструкцию, что тянет за собой их невысокую стоимость. Именно эти качества и стали причиной их использования в качестве силовых агрегатов на военных ракетах, беспилотных самолетах, летающих мишенях, где важны не долговечность и сверхскорость, а возможность установки простого, легкого и дешевого мотора, способного развить нужную скорость и доставить объект к цели.

 

Недостатков у ПуВРД немало: повышенный уровень шума при работе, неэкономный расход топлива, неполное его сгорание, ограниченность по скорости, уязвимость некоторых конструктивных элементов, таки как входной клапан.

 

Нашли опечатку? Выделите фрагмент и нажмите Ctrl+Enter.

Новости о науке, технике, вооружении и технологиях.

Подпишитесь и будете получать свежий дайджест лучших статей за неделю!

Email*

Подписаться

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель — Энциклопедия по машиностроению XXL

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (со сгоранием топлива  [c.570]
Термический КПД цикла пульсирующего воздушно-реактивного двигателя определяется по формуле (1.283), а работа цикла — по формуле (1.284), поэтому с ростом тепловой нагрузки двигателя (увеличение количества подведенной теплоты 1) увеличивается как термический КПД, так и работа цикла.  [c.63]

В бескомпрессорном пульсирующем воздушно-реактивном двигателе, схема которого показана на рис. 119, камера сгорания 6 отделена от диффузора 1 с обтекателем 2 решеткой 3 с клапанами (на схеме сп1>а-  [c.302]

В предлагаемом читателям втором томе избранных трудов Б. С. Стечкина мы впервые публикуем конспект лекций, прочитанных Борисом Сергеевичем для инженеров и руководящих работников ОКБ-300 в 1945 г. Это позволяет проследить динамику развития теории ВРД и впервые представить ряд оригинальных доказательств и выводов в области теории, касающихся целого ряда вопросов и, в первую очередь, впервые изложенных в этом конспекте лекций Основ теории пульсирующих воздушно-реактивных двигателей . Автору этих строк посчастливилось принимать участие в составлении и подготовке к изданиям конспектов лекций Бориса Сергеевича.  [c.7]

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель вследствие значительно большей величины давления в конце процесса сгорания топлива имеет повышенный (по сравнению с прямоточным двигателем) термический к. п. д., что позволяет применять этот двигатель при меньших скоростях полета. В связи с усложнением конструкции и большими давлениями в камере сгорания удельный вес пульсирующих реактивных двигателей несколько выше, чем прямоточный, и составляет 0,15— 0,30 кГ на 1 кГ тяги.  [c.242]

Термический к.п.д. цикла пульсирующих воздушно-реактивных двигателей с изохорным подводом тепла вычисляется по формуле (8. 38), т. е.  [c.195]

В бескомпрессорном пульсирующем воздушно-реактивном двигателе, схема которого показана на рис. 92, камера сгорания 6 отделена от диффузора 1 с обтекателем 2 решеткой с клапанами 3 (на схеме справа пунктиром показаны клапаны в открытом состоянии, обеспечивающем поступление воздуха в камеру сгорания из диффузора по  [c.221]


В идеальном цикле (рис. 93, а и б) пульсирующего воздушно-реактивного двигателя процесс подвода теплоты принимается изохорным (процесс 2-4). Затем газ расширяется в конфузоре и выхлопной трубе адиабатно до давления окружающей среды (процесс 4-5), после чего происходит изобарный процесс охлаждения — отдача теплоты от рабочего тела окружающей среде (процесс 5-1).  [c.223]

Сравнение циклов, показанных на рис. 84 и 93, свидетельствует об их полном совпадении, поэтому термодинамический к. п. д. цикла пульсирующего воздушно-реактивного двигателя определяется по формуле (472), а работа цикла — по формуле (473).  [c.223]

Такие двигатели (пульсирующие воздушно-реактивные двигатели) применялись на самолетах-снарядах Фау-1. Прим. ред.  [c.79]

Практическое значение имеют реактивные двигатели, работающие на твердом топливе, жидкостные реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели.  [c.192]

Цикл пульсирующего воздушно-реактивного двигателя с подводогл теплоты при V = onst не отличается от цикла газотурбинной установки с изо-  [c. 570]

ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (СО СГОРАНИЕМ ТОПЛИВА ПРИ V= onst)  [c.423]

Рис. 5,6. Схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ПуВРД)
ПуВРД. Для повышения эффективности прямоточных ВРД при малых скоростях полета возможно применение так называемых пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД, рис. 5.6), Горючее в камеру сгорания подается периодически в соответствии с характером пульсирующего процесса. При сгорании топлива благодаря наличию клапанов на входе, которые после воспламенения смеси закрываются, давление в камере интенсивно возрастает, а цикл двигателя приближается к циклу со сгоранием при постоянном объеме. Это делает рабочий процесс ПуВРД более экономичным, чем у ПВРД. После камеры сгорания газы устремляются в выходное сопло, выполненное в виде удлинительной трубы. Геометрические размеры двигателя подбираются так, чтобы частота вспышек (пульсаций) в камере сгорания была равна частоте колебаний газового потока, заполняющего двигатель.  [c.224]
Рис. 70. Принципиальная схема, показывающая элементы пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. (С любезного разрешения Flight, London.)
Весьма оригинальной установкой, которая функционирует от нулевой скорости полета, является пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (рис. 70). Как и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, он работает без сжатия и поэтому пет необходимости в турбине для запуска компрессора. В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя процесс в нем является периодическим, а не непрерывным. У этой установки имеются впускные клапаны, которые открываются и закрываются отчасти как в поршневом двигателе, но они управляются автоматически, в основном за счет резонанса с периодическим процессом последовательного сжатия, сжигания и истечения. Идея такого рода двигателей является далеко не новой. Па практике его впервые применили немцы установка была известна под названием Шмидт-Рор (S hmidt-Rohr) и использовалась для приведения в движение так называемого оружия Фау-1, которое также называют самолет-снаряд Фау-1. Пульсирующий воздушно-реактивный двига-  [c.180]

Цикл пульсирующего воздушно-реактивного двигателя с подводом тепла при V= onst не отличается от цикла газотурбинной установки с изохорическим сгоранием топлива и поэто-  [c.242]


Такие же результаты наблюдаются и при сравнении ци кла пульсирующего воздушно-реактивного двигателя с циклом прямоточного воздушно-реактивного двигателя, если яравнивать эти циклы при тех же условиях. Например, при одинаковой степени сжатия е и одинаковом количестве тепла термический к.п.д. цикла с изохорным подводом тепла (пульсирующий двигатель) больше термического к.п.д. цикла с изобарным подводом тепла (прямоточный двигатель), т. е. T]i>Tii.  [c.198]

Одно 113 важнейших достижений советского авиамоделизма — разработка и применение малогабаритных пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД) как силовых установок для летающих моделей самолетов. Наши авиамоделисты имеют достаточно большой опыт по их конструированию, постройке н эксплуатации, что подтверждается успехами, достигнутыми на всесоюзных и международных соревнованиях по реактивным летающим моделям.  [c.3]

В техническом отношении самолет-снаряд Фау-1 конструкции немецкого инженера Фритца Госслау бьш точной копией морской торпеды. После пуска снаряда он летел с помощью автопилота по заданному курсу и на заранее определенной высоте. Фау-1 имел фюзеляж длиной 7,8 метра, в носовой части которого помещалась боеголовка с 1000 килограммами взрывчатого вещества За боеголовкой располагался топливный бак с 80-октановым бензином. Затем шли два оплетенных проволокой сферических стальных баллона сжатого воздуха для обеспечения работы рулей и других механизмов. Хвостовая часть бьша занята упрощенным автопилотом, который удерживал самолет-снаряд на прямом курсе и на заданной высоте. Размах крьшьев составлял 540 сантиметров. Самой интересной новинкой бьш пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, установленный в задней части фюзеляжа и похожий па ствол старомодной пушки.  [c.152]

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели As014 , производившиеся фирмой т гус ( Argus ), представляли собой стальные трубы, открытые с задней части и закрытые спереди пластинчатыми пружинными клапанами, открывав-  [c.152]

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель обязательно требует предварительного разгона до скорости минимум 240 км/ч. Для этого использовалась наклонная пусковая установка с трубой, имеющей продольный паз. Поршень, двигающийся в этой трубе, был снабжен выступом, которым он сцеплялся с самолетом-снарядом при разгоне. Поршень приводился в движение за счет газов, образующихся при распаде перекиси водорода. Как только пульсирующий воз-душно-реактивный двигатель начинал работать, скорость самолета-снаряда возрастала до 580 км/ч. Фау-1 имел часовой механизм, с помощью которого осуществлялось наведение на цель он срабатывал, когда кончался запас топлива, и самолет-снаряд пи1сировал вниз.  [c.153]

Фиг. 5. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель — ПуВРД.
Случай (г) — цикл газотурбинной установки со сгоранием топлива при v = onst (а также пульсирующего воздушно-реактивного двигателя) — соответствует р = 1 и Л = (е/еу. При подстановке этих значений в общую формулу получим  [c.179]

Прямоточные, а еще в большей степени пульсирующие воздушно-реактивные двигатели-ускор1гга1и, работающие на одинаколом с основ-  [c.430]

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) работает со сгоранием топлива при приблизительно постоянном объеме, и термодинамический цикл этого двигателя принимают таким же, как цикл ГТД с подводом теплоты при У=сопз1 (см. рис. 4.18). Термический КПД и удельную работу за цикл определяют соответственно по выражениям (4.42) и (4.43).  [c.177]

СУ с пульсирующими воздушно-реактивными двигателями 1уВРД). Не останавливаясь на принципе работы ПуВРД (см. ]), отметим его достоинства и недостатки.  [c.221]

Основные способы нанесения пламенных покрытий при помощи напыления порошка, распыления прутка и распыления за счет детонации технологически близки, но различаются по скорости расплавленной частицы по течению процесса подачи материала и времени его прохождения через горячую зону. При детонационном напылении частица выбрасывается на подложку со сверхзвуковой скоростью под действием выталкивающей силы пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. При таких условиях скорость расплавленных частиц очень велика, и локальное течение вслед за ударом максимальное. При распылении прутка скорость частицы составляет 120—240 м сек, а не 720 м сек, как при пламенной металлизации . В результате течение на поверхности не столь велико, но, поскольку частицы расплавлены, оно вполне достаточно для хорошего сцепления. При напылении порошка скорость частиц составляет 30—45 м1сек, и некоторые из частиц, прошедших через пламя, могут оказаться не полностью расплавленными. В результате течение после удара частицы меньше и пористость несколько выше. Твердые, нерасплавившиеся частицы обычно отскакивают от поверхности и в покрытие не входят.  [c.110]

Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) в зависимости от процесса подвода теплоты могут быть разделены на прямоточные с горением при р = onst и пульсирующие с горением при о == onst они бывают бескомнрессорные н турбокомпрессорные.  [c.289]

Бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели делятся на прямо- точные (сгорание топлива при р = onst) и пульсирующие (сгорание топлива при V = onst).  [c.568]

Реактивные двигатели (РД) — это двигатели с газообразным рабочим телом, в которых химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания, расширяющихся в соплах и создающих силу тяги при истечении в сторону, противоположную движению аппарата. Существует классификация РД, в которой эти двигатели подразделяются на две основные группы воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Воздушно-реактивные двигатели подразделяют на компрессорные, или турбореактивные, и бескомп-рессорные — прямоточные и пульсирующие. В воздушно-реактивных двигателях окислителем топлива служит атмосферный воздух. Ракетные двигатели подразделяют на жидкостные и двигатели, работающие на твердом топливе. В ракетных двигателях окислитель топлива (например, жидкий кислород) находится на борту летательного аппарата [21, 24].  [c.154]



Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель. Хорошо забытое старое: от Фау до наших дней

ВВС США выдали стартапу Wave Engine Corporation контракт на сумму 1 млн долларов на разработку дешевой авиационной ложной цели Versatile Air-Launched Platform (VALP), которая будет оснащена пульсирующим воздушно-реактивным двигателем (ПуВРД). ПуВРД — это идеальный вариант для «одноразовых» целей, когда нет смысла устанавливать более эффективные, мощные и экономичные силовые агрегаты. Именно поэтому Wave Engine Corporation пытается возродить ПуВРД, заявляя, что на новом техническом уровне цифровое управление ПуВРД позволит получить экономичность на уровне ТРДД при очень низкой стоимости самого двигателя.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) — это одна из трех основных разновидностей воздушно-реактивных двигателей (ВРД), особенностью которой является пульсирующий режим работы. Пульсация создает характерный и очень громкий звук, по которому легко узнать эти моторы. В отличие от других типов силовых агрегатов ПуВРД имеет максимально упрощенную конструкцию и небольшой вес.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель — это полый канал, открытый с двух сторон. С одной стороны — на входе — установлен воздухозаборник, за ним — тяговый узел с клапанами, дальше расположена одна или несколько камер сгорания и сопло, через которое выходит реактивный поток.

Входной клапан двигателя может иметь разные конструкции и внешний вид. Как вариант, он может быть выполнен в виде жалюзи — прямоугольных пластин, закрепленных на раме, которые под действием перепада давления открываются и закрываются. Другая конструкция имеет форму цветка с металлическими «лепестками», расположенными по кругу. Первый вариант более эффективный, зато второй более компактный и может использоваться на небольших по размеру конструкциях, например, при авиамоделизме.

Подача топлива осуществляется форсунками, которые имеют обратный клапан. Когда давление в камере сгорания снижается, подается порция топлива, когда же давление увеличивается за счет горения и расширения газов, подача топлива прекращается. В некоторых случаях, например на маломощных моторах от авиамоделей, форсунок может и не быть, а система подачи топлива при этом напоминает карбюраторный двигатель.

Свеча зажигания расположена в камере сгорания. Она создает серию разрядов, и когда концентрация топлива в смеси достигает нужного значения, топливный заряд воспламеняется. Поскольку двигатель имеет небольшие размеры, его стенки, выполненные из стали, в процессе работы быстро нагреваются и могут поджигать топливную смесь не хуже свечи.

Первые официально зарегистрированные разработки ПуВРД относятся ко второй половине XIX века. Во время Второй мировой войны немцы активно использовали самолет-снаряд ФАУ-1, оснащенный ПуВРД, что объяснялось простотой конструкции этого силового агрегата и его дешевизной, хотя по своим рабочим характеристикам он уступал даже поршневым двигателям. Это был первый и единственный раз в истории, когда этот тип двигателя использовался в массовом производстве самолетов. После окончания войны ПуВРД остались «в военном деле», где нашли применение в качестве силового агрегата для ракет типа «воздух-поверхность» КБ Южное . Но и здесь со временем они утратили свои позиции из-за ограничения по скорости, необходимости первоначального разгона и низкой эффективности.

Основными преимуществами пульсирующих воздушно-реактивных двигателей можно считать их простую конструкцию, что тянет за собой их невысокую стоимость. Именно эти качества и стали причиной их использования в качестве силовых агрегатов на военных ракетах, беспилотных самолетах, летающих мишенях, где важны не долговечность и сверхскорость, а возможность установки простого, легкого и дешевого мотора, способного развить нужную скорость и доставить объект к цели. Недостатков у ПуВРД немало: повышенный уровень шума при работе, неэкономный расход топлива, неполное его сгорание, ограниченность по скорости, уязвимость некоторых конструктивных элементов, таки как входной клапан.

Авторские права на данный материал принадлежат журналу «Наука и техника». Цель включения данного материала в дайджест — сбор максимального количества публикаций в СМИ и сообщений компаний по авиационной тематике. Агентство «АвиаПорт» не гарантирует достоверность, точность, полноту и качество данного материала.

Способ двухконтурной продувки пульсирующего воздушно-реактивного двигателя и двухконтурный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в двигателях небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как, например, беспилотные разведчики, летающие мишени.

Известен способ продувки пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (далее ПуВРД) немецкой крылатой ракеты времен Второй мировой войны Фау-1 (см. Г.Б. Синярев, М.В. Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. — Оборонгиз, 1957, с. 19, 20). Он реализуется на основе применения одного устройства — клапанной решетки. Она представляет собой конструкцию из несущих элементов — поперечных стержней, подвижных элементов — плоских упругих пластин постоянной толщины, прикрепленных к боковым граням стержней попарно параллельно друг другу на расстоянии, равном толщине стержня, и опорных проставок, размещенных посредине между парами пластин параллельно им. В каждой паре между пластинами имеется глухой зазор, обращенный назад. Пластины и проставки образуют продольные каналы для прохода воздуха.

Набегающий на двигатель поток проходит через воздухозаборник и клапанную решетку в камеру сгорания. Туда же подается легкоиспаряющееся топливо, после чего топливовоздушная смесь воспламеняется искрой электрозапала. Быстро расширяющиеся во все стороны продукты сгорания, попадая в глухой зазор между пластинами, тормозятся, в результате чего давление там возрастает. Это вызывает изгиб пластин в стороны до контакта с опорными проставками или боковыми стенками. Воздушные каналы клапанной решетки оказываются перекрытыми. Продукты сгорания истекают через сопло в атмосферу, а их давление на закрытую клапанную решетку создает импульс тяги двигателя.

После падения давления пластины клапанной решетки под действием своей упругости, а также разрежения, создаваемого в камере инерцией истекающих газов, возвращаются в исходное положение. В камеру поступает очередная порция воздуха, и цикл повторяется.

Главным достоинством способа продувки ПуВРД, основанного на применении механических клапанных решеток, являются высокое гидравлическое сопротивление продуктам сгорания, пытающимся прорваться навстречу набегающему потоку при взрыве в камере сгорания.

Их недостаток — высокое гидравлическое сопротивление при продувке камеры сгорания, особенно на низких скоростях полета, что ведет к невысокому цикловому объемному наполнению и, как следствие, к низкой удельной и лобовой тяге. Но главное — они дают падение тяги при больших скоростях полета из-за механического отгиба динамическим напором воздуха лепестков клапана, что приводит к переходу в режим прямоточного ПуВРД.

Также известен способ продувки ПуВРД с помощью аэродинамических клапанов, в качестве которых часто используют простые трубки (Нестационарное распространение пламени./Под ред. Дж. Г. Маркштейна, М., Мир, 1968, с. 401-407 (ПРОТОТИП)). Кроме того, ПуВРД, в которых осуществлена замена механических клапанов на аэродинамические, описаны в патентах США №2796735, 1957; №2796734, 1957; №2746529, 1956; №2822037, 1958; №2812635, 1957; №3093962, 1963.

К недостаткам такого способа продувки ПуВРД следует отнести низкую амплитуду пульсаций давления в камере сгорания и, соответственно, низкий термодинамический КПД (коэффициент полезного действия) вследствие малого сопротивления аэродинамического клапана выбросу продуктов сгорания, особенно на низких скоростях полета до 100 м/с. При более высоких скоростях полета, в том случае, если аэродинамический клапан повернут навстречу набегающему потоку, гидравлическое сопротивление обратному выбросу с ростом скорости возрастает, и работа существенным образом улучшается.

Этот процесс для наглядности показан на нижеприведенном графике, отображающем характер зависимости гидравлического сопротивления обратному выбросу продуктов сгорания от скорости полета. Можно видеть, что в диапазоне скоростей до 100 метров в секунду механический клапан обладает значительно большим обратным сопротивлением (более чем в 30 раз). Но по мере роста скорости набегающего потока его превосходство снижается и при скоростях около 200 метров в секунду он по этому параметру вплотную приближается к аэродинамическому клапану, повернутому навстречу потоку.

Повысить удельную и лобовую тягу и снизить удельный расход топлива можно путем увеличения амплитуды пульсаций давления, которое достигается путем увеличения объема цикловой продувки камеры сгорания ПуВРД, которая прямым образом зависит от обратного гидравлического сопротивления клапана. Увеличение же амплитуды пульсаций приводит к росту термодинамического КПД и соответственно к снижению удельного расхода топлива. Поэтому естественным техническим решением является комбинация двух способов продувки ПуВРД, когда его продувка производится одновременно через два контура впускных клапанов — аэродинамический и механический. Совместная продувка через два контура клапанов приводит к значительному улучшению скоростной характеристики ПуВРД. ПуВРД приобретает новое качество — прогрессивную скоростную характеристику в широком диапазоне скоростей полета, а при скорости выше 150 м/с по тяге и удельному расходу топлива он в двое превосходит аналогичный ПуВРД с механическими клапанами. Пример такой характеристики приведен ниже на графике. Эти данные получены авторами теоретически и экспериментально.

Технический результат, достигаемый в результате реализации группы предлагаемых изобретений, заключается в повышении термодинамического КПД путем увеличения амплитуды пульсаций давления, происходящем при увеличении объема цикловой продувки камеры сгорания.

Техническая задача решается путем организации двухконтурной продувки на цикле всасывания через лепестковый механический клапан и аэродинамический и последующей организации интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува зоны горения через профилированные отверстия дефлектора механического клапана, приводящего к образованию кольцевых вихрей. Это увеличивает скорость горения и тепловыделения в камере сгорания. Дополнительно на увеличение скорости горения оказывает влияние вдув навстречу основному потоку струи газа из форкамеры, расположенной на торцевой стенке камеры сгорания.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном способе двухконтурной продувки пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ПуВРД), заключающемся в подаче воздуха через клапан, последующем его перемешивании с топливом и поджиге, продувку ПуВРД на цикле всасывания осуществляют одновременно через два контура разнотипных впускных клапанов — аэродинамического и механического, с последующей организацией интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува зоны горения с образованием кольцевых вихрей. Кроме того, дополнительно осуществляют вдув навстречу основному потоку струи газа из эжекторной форкамеры, расположенной на торцевой стенке камеры сгорания.

В известном двухконтурном пульсирующем воздушно-реактивном двигателе (ПуВРД), содержащем, в частности, камеру сгорания, резонаторную трубу, впускные трубы, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу, передняя торцевая стенка камеры сгорания выполнена с механическим лепестковым клапаном, а задняя торцевая стенка камеры сгорания выполнена с эжекторной форкамерой. Механический лепестковый клапан выполнен с дефлектором, содержащим профилированные отверстия.

Сравнение научно-технической и патентной документации на дату приоритета в основной и смежной рубриках МКИ показывает, что совокупность существенных признаков заявленного решения ранее не была известна, следовательно, оно соответствует условию патентоспособности “новизна”.

Анализ известных технических решений в данной области техники показал, что предложенное устройство имеет признаки, которые отсутствуют в известных технических решениях, а использование их в заявленной совокупности признаков дает возможность получить новый технический результат, следовательно, предложенное техническое решение имеет изобретательский уровень по сравнению с существующим уровнем техники.

Предложенное техническое решение промышленно применимо, т.к. может быть изготовлено промышленным способом, работоспособно, осуществимо и воспроизводимо, следовательно, соответствует условию патентоспособности “промышленная применимость”.

Другие особенности и преимущества заявляемого изобретения станут понятны из следующего детального описания, приведенного исключительно в форме не ограничивающего примера и со ссылкой на прилагаемый чертеж, иллюстрирующий предпочтительный вариант реализации, на котором показана схема предлагаемого ПуВРД, реализующего способ двухконтурной продувки.

На фиг. 1 показан заявляемый двухконтурный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД),

На фиг. 2 показана смонтированная на задней торцевой стенке камеры сгорания эжекторная форкамера,

На фиг. 3 показан смонтированный на передней торцевой стенке камеры сгорания механический лепестковый клапан,

На фиг. 4 показаны группы кольцевых вихрей, сформированных элементами механического лепесткового клапана.

Позициями на чертеже показаны:

1 — сопло подачи газа,

2 — первая впускная труба-смеситель,

3 — вторая впускная труба,

4 — камера сгорания,

5 — козырек,

6 — задняя торцевая стенка камеры сгорания,

7 — резонаторная труба,

8 — запальная свеча,

9 — змеевик нагрева газа,

10 — дроссель,

11 — топливный бак (с жидким пропаном),

12 — газовая магистраль,

13 — механический лепестковый клапан,

14 — упругий лепесток,

15 — отбойник,

16 — дефлектор,

17 — профилированные отверстия,

18 — эжекторная форкамера,

19 — внутренний смеситель,

20 — отверстия,

21 — газопроводная трубка,

22 — зона соударения струйных течений,

23 — группа кольцевых вихрей, сформированных элементами механического лепесткового клапана,

24 — контур фюзеляжа самолета.

Двухконтурный пульсирующий ПуВРД, представленный на чертежах, содержит сопло 1 подачи газа с соосно закрепленными первой впускной трубой — смесителем 2, второй впускной трубой 3, на торце которой закреплена камера сгорания 4 с козырьком 5 и задней торцевой стенкой 6. К задней торцевой стенке 6 камеры сгорания 4 закреплена резонаторная труба 7 с запальной свечой 8. Змеевик нагрева газа 9 через дроссель 10 соединяется с топливным баком 11, в котором находится жидкий пропан, и через газовую магистраль 12 — с соплом подачи газа 1. На передней стенке камеры сгорания 4 закреплен механический лепестковый клапан 13 с упругими лепестками 14 и отбойниками 15. За механическим лепестковым клапаном 13 закреплен дефлектор 16 с профилированными отверстиями 17. Задняя торцевая стенка камеры сгорания 6 содержит жестко закрепленную эжекторную форкамеру 18 с трубкой внутреннего смесителя 19, перфорированной в передней части отверстиями 20 и соединенной через газопроводную трубку 21 с газовой магистралью 12.

При частичном открытии дросселя 10 и подачи искры на запальную свечу 8 происходят воспламенение газа и горение внутри камеры сгорания 4. Через некоторое время змеевик нагрева газа 9 и стенки камеры сгорания 4 разогреваются и дальнейшее открытие дросселя 10 приводит к осуществлению рабочего цикла двухконтурного пульсирующего ПуВРД. Он осуществляется следующим образом.

Подаваемый газ через сопло подачи газа 1 эжектирует воздух в первый контур воздухозабора — в первую впускную трубу-смеситель 2 и вторую впускную трубу 3, выполняющие в заявляемом двухконтурном пульсирующем ПуВРД еще и функцию аэродинамического клапана. Далее струйное течение воздушно-газовой смеси, не доходя до задней торцевой стенки 6 камеры сгорания 4, соударяется с встречным струйным течением 22 высокотемпературного газа, выбрасываемого эжекторной форкамерой 18. В зоне соударения группы кольцевых вихрей 23, сформированных элементами механического лепесткового клапана 13, происходит инициализация горения, и горящая смесь далее движется по камере сгорания 4 в резонаторную трубу 7. Ниже по течению она встречается с группой кольцевых вихрей 23, сформированных профилированными отверстиями 17 дефлектора 16 механического лепесткового клапана 13, являющимся вторым контуром подачи воздуха. Эти кольцевые вихри 23 образуются на цикле всасывания при продувке камеры сгорания 4 через открытые упругие лепестки 14 механического лепесткового клапана 13. Встреча группы воздушных кольцевых вихрей 23 с высокотемпературными продуктами сгорания происходит в условиях интенсивного массопереноса, что вызывает резкое повышение давления за счет интенсификации горения. Дальнейшее горение идет на витках змеевика нагрева газа 9, дополнительно выполняющего функцию «Спирали Щелкина», турбулизирующей и ускоряющей горение.

Описанный процесс соответствует одной фазе рабочего цикла, а именно фазе продувки с последующим воспламенением и горением. Далее происходит фаза выброса продуктов сгорания через резонаторную трубу и частично через клапаны, и цикл повторяется. Цикличность же работы традиционно реализуется настройкой на резонанс за счет изменения длины впускной трубы-смесителя 2, длины резонаторной трубы 7 и геометрии камеры сгорания 4 со второй впускной трубой 3.

При установке двухконтурного пульсирующего ПуВРД на летательный аппарат необходимо, чтобы второй контур подачи воздуха — механический лепестковый клапан 13 находился в аэродинамический тени за фюзеляжем самолета 24, что обеспечивает его работоспособность в широком диапазоне скоростей полета. Подача дополнительного воздуха через второй контур в значительной степени компенсирует недостаток аэродинамического клапана первого контура — его низкое гидравлическое сопротивление выбросу продуктов сгорания навстречу потоку при совершении рабочего цикла. Прирост реактивной тяги на скоростях полета до 100 м/сек может достигать 100%.

Разумеется, изобретение не ограничивается описанным примером его осуществления, показанным на прилагаемом чертеже. Остаются возможными изменения различных элементов либо замена их технически эквивалентами, не выходящими за пределы объема настоящего изобретения.



«В России испытали пульсирующий детонационный двигатель» в блоге «Авиация»

В России испытали пульсирующий детонационный двигатель

Су-35СФото: КнААЗ

Опытно-конструкторское бюро имени Люльки разработало, изготовило и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием керосиновоздушной смеси. Как сообщает ИТАР-ТАСС, средняя измеренная тяга двигателя составила около ста килограммов, а длительность непрерывной работы ─ более десяти минут. До конца текущего года ОКБ намерено изготовить и испытать полноразмерный пульсирующий детонационный двигатель.

  По словам главного конструктора ОКБ имени Люльки Александра Тарасова, в ходе испытаний моделировались режимы работы, характерные для турбореактивного и прямоточного двигателей. Измеренные величины удельной тяги и удельного расхода топлива оказались на 30-50 процентов лучше, чем у обычных воздушно-реактивных двигателей. В ходе экспериментов производилось многократное включение и выключение нового двигателя, а также регулирование тяги.

На основе проведенных исследований, полученных при испытании данных, а также схемно-конструкторского анализа ОКБ имени Люльки намерено предложить разработку целого семейства пульсирующих детонационных авиационных двигателей. В частности, могут быть созданы двигатели с коротким ресурсом работы для беспилотных летательных аппаратов и ракет и самолетные двигатели с крейсерским сверхзвуковым режимом полета.

В перспективе на основе новых технологий могут быть созданы двигатели для ракетно-космических систем и комбинированных силовых установок самолетов, способных выполнять полеты в атмосфере и за ее пределами.

По оценке конструкторского бюро, новые двигатели позволят увеличить тяговооруженность самолетов в 1,5-2 раза. Кроме того, при использовании таких силовых установок дальность полета или масса авиационных средств поражения могут увеличиться на 30-50 процентов. При этом удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2 раза меньше аналогичного показателя обычных реактивных силовых установок.

О том, что в России ведутся работы по созданию пульсирующего детонационного двигателя, сообщалось в марте 2011 года. Об этом заявил тогда Илья Федоров, управляющий директор научно-производственного объединения «Сатурн», в состав которого входит ОКБ имени Люльки. О каком именно типа детонационного двигателя шла речь, Федоров не уточнил.

В настоящее время известны три вида пульсирующих двигателей ─ клапанные, бесклапанные и детонационные. Принцип работы этих силовых установок заключается в периодической подаче в камеру сгорания топлива и окислителя, где происходит воспламенение топливной смеси и истечение продуктов сгорания из сопла с образованием реактивной тяги. Отличие от обычных реактивных двигателей заключается в детонационном горении топливной смеси, при котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель был изобретен еще в конце XIX века шведским инженером Мартином Вибергом. Пульсирующий двигатель считается простым и дешевым в изготовлении, однако из-за особенностей горения топлива ─ малонадежным. Впервые новый тип двигателя был использован серийно во время Второй мировой войны на немецких крылатых ракетах Фау-1. На них устанавливался двигатель Argus As-014 компании Argus-Werken.

В настоящее время несколько крупных оборонных фирм мира занимаются исследованиями в области создания высокоэффективных пульсирующих реактивных двигателей. В частности, работы ведут французская компания SNECMA и американские General Electric и Pratt & Whitney. В 2012 году Научно-исследовательская лаборатория ВМС США объявила о намерении разработать спиновый детонационный двигатель, который должен будет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые установки.

Спиновые детонационные двигатели отличаются от пульсирующих тем, что детонационное горение топливной смеси в них происходит непрерывно ─ фронт горения перемещается в кольцевой камере сгорания, в которой топливная смесь постоянно обновляется.

Прошлое и будущее Pulse Jet • Disciples of Flight

Что это за раздражающий жужжащий звук? Это импульсная струя.

Что, если бы у реактивного двигателя не было движущихся частей? Энтузиасты истории авиации с любовью вспоминают импульсный реактивный двигатель (или импульсный реактивный двигатель) как ответ на этот вопрос. Исторические корни самолета уходят в еще до полетов с двигателями, поэтому характеристики импульсной струи остались неизменными. Импульсные реактивные двигатели, широко использовавшиеся в составе летающей бомбы Фау-1, терроризировавшей Лондон в последние годы Второй мировой войны, в пилотируемых самолетах практически не применялись.

Импульсный для тяги

Вкратце, импульсные струи работают так же, как двигатель внутреннего сгорания, который мы находим в автомобилях: дискретные взрывы, вызванные искрением конденсированного топлива, смешанного с кислородом, выталкивают горячий газ наружу, создавая тягу. После того, как взрыв вытеснит горячий газ наружу, кислород должен быть возвращен в камеру сгорания, прежде чем процесс может начаться снова.

Вместо использования вентилятора, обращенного вперед, для всасывания свежего кислорода, импульсные форсунки полагаются на градиенты давления и пассивный поток воздуха.В результате взрыва и последующего выброса горячего газа из задней части двигателя остается зона низкого давления по сравнению с внешней средой внутри камеры сгорания. Таким образом, свежий воздух снаружи будет устремляться в камеру сгорания через впускное отверстие, подготавливая двигатель к новому взрыву. Выходящий горячий газ, оставшийся в камере сгорания после предыдущего взрыва, воспламеняет следующую порцию воздуха и газа. Каждое событие взрыва считается одним «импульсом». Чтобы импульсная струя обеспечивала достаточную тягу для отрыва, пульсация должна быть постоянной.

Форсунки

Pulse привлекательны тем, что теоретически они могут быть изготовлены без каких-либо движущихся частей, хотя на практике большинство из них имеют клапан, обеспечивающий выход всего горячего газа из выхлопной трубы, а не где-либо еще. Простота конструкции в конечном итоге будет очень важным фактором при выборе импульсных реактивных двигателей как способа создания тяги.

Изготовление «Жужжащей бомбы»

Реактивные двигатели

Pulse были исследованы множеством европейских инженеров, начиная с начала 1900-х годов.Ни один импульсный реактивный двигатель не покинул стадию прототипа, пока немец Пауль Шмидт не получил правительственный грант на разработку летающей бомбы Фау-1 в 1930-х годах. Предполагалось, что летающая бомба станет дешевым способом бомбардировки удаленных целей, не подвергая опасности экипажи бомбардировщиков. Требования были просты: доставить большую бомбу в дальний район. Для того времени выполнить эти требования было чрезвычайно сложно.

Ранние прототипы 1930-х годов работали плохо, и в конечном итоге Шмидт потерял контроль над проектом, хотя продолжал участвовать.После начала войны проект получил больше финансирования, и к началу 1940-х в рамках проекта V-1 был создан очень простой одноразовый импульсный реактивный двигатель. Хотя импульсные реактивные двигатели просты по своей природе, двигатель, произведенный по программе V-1, был прекрасным примером экономии и эффективности военного времени.

Фото: любезно предоставлено Bundesarchiv, Bild 146-1973-029A-24A / Lysiak / CC-BY-SA 3.0

Как хорошо понимали немецкие инженеры, для импульсных форсунок необходимо, чтобы содержимое камеры сгорания зажигалось только один раз. чтобы гарантировать достаточное количество тепла для воспламенения последующих топливовоздушных смесей.В результате в импульсной форсунке для V-1 использовалась одноразовая свеча зажигания для экономии ресурсов.
V-1 в конечном итоге превратился в беспилотную систему доставки бомб, управляемую импульсной струей. Его эффективно использовали для бомбардировки Лондона в последние годы войны, и многие опасались его гудения. Однако интерес Германии к импульсным реактивным двигателям на этом не закончился.

Импульсные форсунки для реактивных ранцев

«Летный ранец Химмельштурмера» был еще одной экспериментальной программой военного времени, в которой стремились использовать импульсные реактивные двигатели в качестве средств передвижения пехоты.Да, нацисты экспериментировали, давая своим солдатам реактивные ранцы. «Химмельштурмер» состоял из рюкзака с баллончиком с горючим, баллоном с кислородом и импульсным жиклером. Кислород был необходим для пополнения всасываемого воздуха из-за перепада давления, вызываемого каждым импульсом.
Предназначенный для войск для передвижения через реки и пропасти, Himmelsturmer имел очень короткое время полета из-за нехватки топлива. Таким образом, движение вперед с любой заметной скоростью было чрезвычайно опасным, поскольку операторам приходилось расходовать топливо, чтобы замедлиться перед посадкой.Himmelsturmer был испытан на заключительных этапах войны, но никогда не использовался в бою.

После войны

После войны армия США будет экспериментировать с импульсными реактивными системами, но в конечном итоге отказалась от реализации каких-либо испытанных прототипов. Опытный образец одноместного разведывательного вертолета XH-26 «Реактивный джип» стал кульминацией американских экспериментов. XH-26 был легким вертолетом с крошечными импульсными струями на концах его несущего винта. Таким образом, импульсные форсунки будут вращать лопасти ротора и обеспечивать подъемную силу.К сожалению, дополнительный вес импульсных реактивных двигателей сделал невозможным авторотацию, и поэтому армия отказалась продолжать проект.

Конец импульсных струй?

С тех пор, как послевоенный интерес к импульсным реактивным двигателям угас, импульсные реактивные двигатели практически не нашли применения и мало исследовались в авиации. За пределами авиации импульсные реактивные двигатели нашли применение в промышленных системах обогрева. В настоящее время вполне вероятно, что импульсные реактивные двигатели по-прежнему будут отсутствовать в авиации, хотя есть несколько проектов, которые могут ожидать их возвращения в будущем.

В частности, Boeing имеет ряд патентов на основные конструкции импульсных реактивных двигателей , а также несколько новых патентов, сочетающих технологию импульсных струй с миниатюризацией для использования в дронах. Boeing также рассматривал возможность использования импульсных реактивных двигателей в контексте обеспечения недорогих возможностей вертикального взлета и посадки самолетов. Учитывая, что раньше импульсные форсунки сбрасывались для более сложных вариантов, вполне возможно, что импульсные форсунки останутся пережитками прошлого.

Показанное изображение: Heinkel He 111 H-22 загружается V1, любезно предоставлено USAF


Бойцы-паразиты: 40 лет потрачено на то, чтобы заставить их работать

На заре военной авиации эффективная дальность действия большинства самолетов была довольно ограниченной, что означало, что самолеты, выполнявшие задачи по наземной атаке или бомбардировке, часто оставались без сопровождения истребителей и, таким образом, были уязвимы для воздушных атак.В то же время аэростаты широко использовались в военных целях и считались особенно уязвимыми для истребителей противника. Из этой угрозы возникла концепция истребителей паразитов , малых истребителей [Нажмите, чтобы узнать больше…]


Импульсный реактивный бензиновый двигатель HobbyKing «Red Head» с системой зажигания

Вы слышали гудок? Импульсные форсунки — это пчелы-колени.

Импульсные реактивные двигатели не новость, они существовали до начала века.Однако они стали известными, когда немцы использовали их для приведения в действие летающей бомбы Фау-1. Их назвали «жужжащей бомбой» из-за характерного звука, издаваемого импульсным циклом заслонок и сгорания с такой высокой скоростью.

Прыгнув на несколько лет вперед, благодаря своей простой конструкции они вошли в первые дни моделирования. Хардкорные моделисты использовали импульсные двигатели, бившие рекорды, и прикрепляли их ко всему, что двигалось! Тот, кто хоть раз видел или слышал один забег, никогда его не забудет.

HobbyKing Red Head Pulse Jet — это ретро-вспышка времен моделирования, когда почти все было экспериментом, а возможности безграничны. У любого, кто когда-либо видел старые импульсные двигатели, сразу возникали идеи (некоторые умные, некоторые не очень) привязать их к чему-то или другому. Теперь твоя возможность!

Клапан-форсунка Red Head Hobbyking имеет классический дизайн и современное качество. Он работает на обычном старом бензине (масло не требуется), начинается с велосипедного насоса и поставляется практически со всем необходимым для его запуска, включая систему зажигания, монтажное оборудование, запасные части и язычки.

Импульсный реактивный двигатель Red Head

Hobbyking идеально подходит для тех, кто хочет испытать ностальгию, привязать его к модели, поставить на каминную полку или взять в гараж и расстроить своих соседей.

Технические характеристики:
длина: 550 мм
Диаметр: 64 мм
Порты / язычки: 10
Вес: 460 грамм
Тяга: 1,6 кг (3,52 фунта )
Топливо: (без бензина ) требуется масло)
Зажигание: Внешний блок воспламенителя 20кВ (требуется только для запуска)

В комплекте:
Импульсный реактивный двигатель с красной головкой
Запасные части (включая язычки и свечу зажигания CM6)
Монтажные зажимы
Воспламенитель 20 кВ

Требуется:
2 ~ 3-элементный липо с разъемом XT60 (для воспламенителя)
Безопасный для бензина топливный бак и топливопровод
Насос для велосипедных шин или другой источник воздуха с давлением 40 фунтов на квадратный дюйм (для запуска)
Защита органов слуха

** Примечание: это не игрушка, и бензин опасен.Надлежащее использование и безопасность должны быть рассмотрены и соблюдены до, во время и после использования.

Загрузить видео

Только зарегистрированные пользователи могут загружать видео. Пожалуйста, авторизуйтесь или зарегистрируйтесь

(PDF) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РЕАЛИЗАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ БЕСКЛАПАННОГО ИМПУЛЬСНОГО РЕЖИМА ДЛЯ ДЕМОНСТРАЦИИ ИМПУЛЬСНОГО РЕЖИМА ГОРЕНИЯ

Рахул Ананд 1, Накул Кукар, Викаш Кумар, доктор Нандакумар

Аудиоданные были получены при записи с помощью микрофона

, звук, излучаемый импульсным двигателем

(рисунок 7).Данные были получены с использованием имеющегося в продаже микрофона

. Эти данные были дополнительно проанализированы

и построен график БПФ (рисунок 8).

Рис. 8. График БПФ выборочных данных

Частота оказывается около 230 Гц, что соответствует

в соответствии с литературой [8], в которой указано

, что частота камеры сгорания с воздушным клапаном больше

, чем 200 Гц, а также очень близко к частоте

, полученной в предположении резонатора Гельмгольца, которая составляет

194 Гц.Эти данные помогли нам определить рабочую частоту

нашей установки. Рабочая частота

импульсной струи является важным параметром общей производительности

импульсной струи. Его предварительный расчет

может быть выполнен, рассматривая впускной канал и камеру сгорания

как резонатор Гельмгольца, а

рассматривая выхлоп как трубу, настроенную на частоту резонатора

[9].

БУДУЩАЯ РАБОТА

Импульсные камеры сгорания сегодня используются в беспилотных самолетах-мишенях

, моделях самолетов с управляемой линией управления (а также в радиоуправляемых самолетах

), генераторах тумана и промышленном сушильном и обогревательном оборудовании

.

Поскольку импульсные форсунки — это эффективный и простой способ преобразования топлива

в тепло, экспериментаторы используют их

для новых промышленных применений, таких как преобразование топлива из биомассы

, системы котлов и нагревателей и других приложений

. Кроме того, он может применяться для высокоскоростных двигателей с воздушным дыханием

в RLV. В процессе

возникнет несколько проблем, которые необходимо решить для

, чтобы реализовать его в надежном двигательном устройстве

.К таким задачам относятся:

1. Анализ зависимости условий окружающей среды

от производительности импульсной струи.

2. Конструкция системы управления двигателем

интеграция с автомобилем

3. Контур впуска и выпуска для оптимизации сжатия и тяги

4. Синхронный впрыск для оптимизации SFC [10].

5. Разработка численной модели для прогнозирования производительности

с учетом изменяющейся геометрии

и граничных условий.

БЛАГОДАРНОСТЬ

Авторы очень благодарны Шри.

Субхаш П. Б., технический ассистент, CRD / PRSG и

г-н Сибин, ученик-стажер за постоянную помощь

во время настройки экспериментальной установки и

за постоянное участие во время экспериментов.

ССЫЛКИ

[1] Ogorelec, B 2005, Бесклапанные импульсные двигатели

1.5 — исторический обзор бесклапанных конструкций импульсных двигателей

, Terna Information Services, Загреб

Хорватия.

[2] Гвинн, Дж., История Pulse Jet, 2005.

[3] Плавник Г., Технология импульсного сжигания,

14-я Североамериканская конференция по переработке отходов

Conference, NAWTEC14-3195, Тампа, Флорида ,

USA, 2006.

[4] Heerbeek, PA, Математическое моделирование

импульсной камеры сгорания типа Гельмгольца, MS

Thesis, 2008

[5] SNB Murthy, ET Curran, Developments in

двигательные установки высокоскоростных транспортных средств, Progress in

Astronautics and Aeronautics Series, V-165

Опубликовано AIAA, © 1996, 697 страниц, ISBN-

10: 1-56347-176-0.

[6] Кейтлин Р. Торн, внепроектный анализ ТРДД с большим байпасом

с использованием импульсной детонационной камеры сгорания

, доктор философии. Thesis, Captain, USAF,

afit / gae / eny / 10-m26

[7] http://www.pulse-jets.com.

[8] Кентфилд, Дж., Потенциал бесклапанных

импульсных реактивных двигателей для маломощных двигателей БПЛА,

AIAA Journal 1998, № 3879

[9] Ричардсон Дж. С., Артт Д. У., Блэр Г.P.,

Наблюдения за работой и конструкцией импульсных реактивных двигателей

, полученные из экспериментальных

и теоретических исследований, SAE Technical Paper

Series, Volume 84 No. 422, 1984.

[10] Dudley, S ., Зажигание с синхронным впрыском

Бесклапанный импульсный реактивный двигатель, к.т.н. Thesis, 1987.

Численное моделирование бесклапанного импульсного двигателя, работающего на углеводородном топливе турбореактивные и турбореактивные двигатели.В последнее время наблюдается возобновление интереса к технологии импульсной струи, и она снова привлекла внимание академических кругов. Особые характеристики импульсного двигателя, такие как простота масштабирования, отсутствие движущихся частей, пониженная температура сгорания; более низкое образование NO

X и тому подобное делают его обладающим разнообразными возможностями для использования в области реактивного движения и наиболее жизнеспособным вариантом для маломасштабных реактивных двигателей.

В текущей работе была предпринята попытка численного анализа, охватывающего технико-экономическое обоснование и валидацию бесклапанного импульсного двигателя с использованием пакета CD-adapco STAR-CCM + CFD.Из-за отсутствия исчерпывающих установленных математических законов, регулирующих работу импульсного двигателя, большая часть экспериментальных работ выполняется методом проб и ошибок. Это требует углубленных вычислительных исследований, чтобы пролить больше света на понимание бесклапанных импульсных струй. Результаты были обнадеживающими и согласуются с наблюдаемыми экспериментальными выводами, такими как: 1) изменение размеров влияет на работу импульсной струи, 2) наличие вспышки улучшает работу струйной струи и близкое соответствие частоты работы.Посредством непрерывного исследования было достигнуто оптимальное начальное состояние, которое позволило импульсной струе начать работу даже раньше, чем 0,05 с, что значительно снизило вычислительные затраты при использовании более высокого временного масштаба.

Ключевые слова

Pulsejet

Импульсное сгорание

Реактивные двигатели

Вычислительная гидродинамика

Модель вихревого разрыва

Моделирование горения

Привод

STAR-CCM000

Рекомендуемые статьи © 2014 Национальная лаборатория аэронавтики и космонавтики.Производство и хостинг — Elsevier B.V.

Рекомендуемые статьи

Цитирующие статьи

Музей военной авиации управляет импульсным реактивным двигателем от V-1 Doodlebug

Музей военной авиации испытывает импульсный реактивный двигатель V-1 Doodlebug. (Кадр из видео МАМ)

Музей военной авиации испытывает импульсный реактивный двигатель V-1 Doodlebug. (Кадр из видео MAM)

WarbirdsNews только что получил увлекательное видео, которым, как мы думали, мы поделимся с вами.Музей военной авиации в Пунго, штат Вирджиния, только что провел испытание современной копии импульсного реактивного двигателя Argus As 014, используемого на управляемой ракете Fiesler Fi-103 времен Второй мировой войны, возможно, более известной как V-1 «Doodlebug» или Buzz Bomb ». Фау-1, как многие из вас знают, был одним из «Орудий мести» Гитлера, с помощью которого Третий Рейх пытался отомстить мирным жителям союзников. Характерный звук двигателя действительно вызывал серьезную тревогу у всех, кто слышал его во время войны, но именно внезапная тишина, последовавшая за выключением двигателя, была достойна истинного ужаса, поскольку означала, что оружие с его 850-килограммовым весом Фугасная боеголовка Amatol собиралась нанести удар в непосредственной близости.Ему было все равно, кто или что будет на его пути. Это была заря дронов….

Хотя в коллекции Музея военной авиации есть оригинальный отреставрированный V-1, этот двигатель является современной копией, построенной Алексом Кунцем в Германии. Джерри Яген, основатель музея, купил двигатель у Кунца с целью время от времени запускать его, чтобы продемонстрировать, как двигатель будет звучать и выглядеть во время работы. Это оказалось не так просто, как первоначально предполагалось.Как рассказал генеральный директор музея Том Курц в недавнем разговоре с WarbirdsNews , : «Схема двигателя была разработана Алексом, но только на немецком языке. Поэтому было проведено много исследований, чтобы выяснить, что к чему ».

На этом современном чертеже Фау-1 в разрезе времен Второй мировой войны показано, как топливо подавалось из баков под давлением, что аналогичным образом воспроизведено на фотографии примера Музея военной авиации на начальном изображении. (фото из Википедии)

Курц провел много исследований в Интернете.Схема могла иметь смысл еще в 1940 году, но не сегодня, согласно Курцу. Он звонил многим людям, пытаясь выяснить схемы, но безуспешно, пока не познакомился с Бобом Мэддоксом из Мэддокс Джет в Орегоне. Made — гений с импульсной технологией, построивший множество реактивных транспортных средств, от автомобилей до мотоциклов … и даже скейтборд, если вы можете в это поверить. Он также работал с Джеем Лено над одним из его реактивных автомобилей. Мэддокс построил новую систему для двигателя Argus, которая состоит из шести электрических топливных насосов, встроенных в бак.Оригинальная система 1940-х годов впрыскивала воздух в топливный бак для повышения давления газа. Курц очень благодарен Мэддоксу и Кунцу за их работу.

Как сообщил вчера WarbirdsNews директор Музея военной авиации Майк Поттер, потребовалось «месяцев фоновой работы и исследований…, чтобы найти правильную смесь топлива и газа, которая обеспечит непрерывную работу. Для такой элегантно простой концепции и практически не имеющей движущихся частей решение было труднодостижимым.Много первых впечатляющих «взрывов», но устойчивых операций до этой недели не было. Было впечатляюще наблюдать, как краска отслаивается от двигателя и уносится, когда агрегат нагревается при первом успешном запуске ».

Оригинальный V-1 Музея военной авиации на колыбели. Обратите внимание, что использовался двигатель, так как краска отслаивалась от поверхности, обнажая сталь под ней. С тех пор был перекрашен. (фото предоставлено Fighter Factory)

В музее военной авиации в главном здании музея выставлен полный и оригинальный V-1.Этот образец был обнаружен на заводе по производству боеприпасов в Нордхаузене, спрятанном глубоко в горах Гарц на юго-востоке Германии. Довольно ужасно то, что рабы из близлежащего концлагеря Бухенвальд построили это оружие для нацистов в 1944 году. К счастью, оно никогда не покидало фабрику, оставаясь там спрятанным более полувека, пока не было обнаружено вскоре после воссоединения двух Германий в 1990. Небольшая фирма в Мюнхене восстановила V-1 до его нынешнего состояния. Интересно, что этот конкретный V-1 имеет треугольную скобу в верхней части фюзеляжа для подвешивания оружия под крыло бомбардировщика Heinkel He-111 при запуске с воздуха.Запуск Фау-1 с воздуха был более эффективным, так как он давал оружию большую дальность и большую точность. Это также устранило необходимость в дорогих и уязвимых пандусах для стрельбы с земли. Единственное известное устройство радионаведения, которое существует сегодня, — это именно этот V-1. Двигатель полностью исправен и был протестирован на специально изготовленном стальном стенде, хотя это слишком редкий артефакт, чтобы запускать его на регулярной основе. Теперь, когда в Музее военной авиации есть точная копия двигателя Argus As 014, которая успешно работает, вполне возможно, что вскоре будут публичные демонстрации его работы.

Хотя может показаться немного странным желание запустить двигатель V-1, учитывая все, что он представляет, мы должны понимать, что в наши дни осталось так мало людей, которые могут вспомнить этот звук или истинное значение, которое он нес. Многие из оружия были изготовлены в ужасных условиях рабами, многие, многие из которых погибли в процессе, и это тоже никогда не следует забывать. История оживает с чувствами, и это напомнит нам всем, что пришлось пережить нашим предкам за нашу свободу, будь то на поле битвы или в тылу.Это напомнит нам о благодарности за мир и, надеюсь, сохранит его. Это то, что стоит вспомнить…

Не забывайте, что в выходные с 15 по 17 мая в Музее военной авиации будет проводиться ежегодное авиашоу Warbirds Over the Beach. Нажмите ЗДЕСЬ, чтобы увидеть подробности! WarbirdsNews выражает огромную благодарность Джерри Ягену, Тому Курцу, Майку Поттеру и Джону Браунеру из Музея военной авиации за их помощь в подготовке этой статьи.

ВСД США доказали, что импульсный двигатель может использоваться в самолетах | News

Исследователи надеются, что первый полет самолета с импульсным детонационным двигателем (PDE) ускорит разработку концепции силовой установки, которая обещает большую простоту, меньший вес и более широкий рабочий диапазон, чем у турбомашин.

В конце января экспериментальный двигатель, разработанный в Исследовательской лаборатории ВВС США (AFRL), привел в действие модифицированный Scaled Composites Long-EZ во время короткого полета вдоль взлетно-посадочной полосы в Мохаве, Калифорния, что ознаменовало собой первый полет самолета с двигателем PDE. .

Главный исследователь AFRL Фред Шауэр говорит, что одиночный полет, длившийся «десятки секунд», доказал, что самолет и его пилот могут выдержать шум и вибрацию PDE — проблемы, вызванные двигателем, который передает свою тягу импульсами, создаваемыми сверхзвуковыми. детонация топлива и воздуха в трубке.


Маленькая газовая турбина JATO помогла Long-EZ сдвинуться с мертвой точки © Алан Радецки

Экспериментальный PDE, построенный подрядчиком AFRL ISSI, имел четыре трубки, каждая из которых работала с частотой 20 Гц.Обеспечивая пиковую тягу около 200 фунтов (0,9 кН), двигатель развивал Long-EZ до чуть более 100 узлов (190 км / ч) на высоте 60–100 футов (20–30 м) над взлетно-посадочной полосой Мохаве.

Шауэр говорит, что полет доказал, что конструкция может выдерживать импульсы со скоростью 5 Маха, и что шум в кабине был «приемлемым». По его словам, при работе PDE на частоте 80 Гц шум был низкочастотным, похожим на «моторный тормоз на стероидах».

Летчик-испытатель Пит Сибольд носил специально разработанные беруши. По словам Шауэра, вибрацию удалось снизить за счет настройки опор двигателя на рабочую частоту.


Крейсерский полет с двигателем PDE длился около 10 секунд © AFRL

Январский полет сопровождался модификациями самолета и двигателя после неудачной попытки полета в 2004 году. В частности, Scaled разработала обтекатель для двигателя, чтобы уменьшить лобовое сопротивление, а топливо был переведен с бензина на пропан, чтобы расширить рабочие пределы PDE и увеличить его тягу.

Экспериментальный PDE, построенный с использованием готовых деталей, «был всего лишь подтверждением концепции», — говорит Шауэр.Головка блока цилиндров автомобильного двигателя снабжена клапанами для впуска сначала продувочного воздуха, а затем топливно-воздушной смеси в каждую трубку, причем сдвоенные нагнетатели преодолевают перепад давления на клапанах. Свеча зажигания зажгла дозвуковое горение в трубке, которое переросло в сверхзвуковую детонационную волну.


© AFRL

«Двигатель — это старая технология. Теперь у нас есть лучшие методы запуска, улучшенные клапаны, лучшие схемы впрыска», — говорит Шауэр.Исследования продолжаются в AFRL, но он ожидает, что производители двигателей будут следующими, кто запустит PDE. «Мы показали, что технические препятствия можно преодолеть», — говорит он.

Источник: FlightGlobal.com

H & TECH

% PDF-1.4 % 1 0 объект > эндобдж 9 0 объект / Создатель /Режиссер / CreationDate (D: 20210318040100Z ‘) / ModDate (D: 20161101144508 + 08’00 ‘) / Название (H & TECH) >> эндобдж 2 0 obj > эндобдж 3 0 obj > эндобдж 4 0 obj > эндобдж 5 0 obj > транслировать application / pdf

  • Laboratorio Termofluidodinamica
  • H & TECH
  • 2016-11-01T14: 24: 32 + 08: 00Microsoft® Word 20132016-11-01T14: 45: 08 + 08: 002016-11-01T14: 45: 08 + 08: 00Microsoft® Word 2013uuid: eddb42c6-b49d-4061- a098-5cd32a8f1a21uuid: 0c063d50-85a2-4181-874c-7bf2066c1d6e конечный поток эндобдж 6 0 obj > эндобдж 7 0 объект > эндобдж 8 0 объект > эндобдж 10 0 obj > эндобдж 11 0 объект > эндобдж 12 0 объект > эндобдж 13 0 объект > эндобдж 14 0 объект > эндобдж 15 0 объект > эндобдж 16 0 объект > эндобдж 17 0 объект > / ProcSet [/ PDF / Text / ImageC / ImageI / ImageB] >> эндобдж 18 0 объект > эндобдж 19 0 объект > эндобдж 20 0 объект > эндобдж 21 0 объект > транслировать xXnF + I @ @R ܜ! i2KsOmh & MR * = o7 睧 4 = 1 ~ t_? ~ = 77 & 8 ~ onO? FE d ~; cy |} i) ۱1)]} TO ^ 訢 J $ 05 pzsg6 {KR + VC 4 櫾 lmHP`b? & ȵ @ B9 # sX`U U;

    .

    Добавить комментарий

    Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *

    2019 © Все права защищены. Карта сайта