Электроракетный двигатель принцип работы и устройство: Реактивный двигатель устройство принцип работы. Реактивные двигатели

принцип действия (кратко). Принцип работы реактивного двигателя самолета

Под реактивным понимают движение, при котором от тела с определенной скоростью отделяется одна из его частей. Возникающая в результате такого процесса сила действует сама по себе. Другими словами, у нее отсутствует даже малейший контакт с внешними телами.

Во время летнего отдыха на юге практически каждый из нас, купаясь в море, встречался с медузами. Но мало кто задумывался о том, что эти животные перемещаются так же, как реактивный двигатель. Принцип работы в природе подобного агрегата можно наблюдать при перемещении некоторых видов морских планктонов и личинок стрекоз. Причем КПД этих беспозвоночных зачастую выше, чем у технических средств.

Кто еще может наглядно продемонстрировать, какой имеет реактивный двигатель принцип работы? Кальмар, осьминог и каракатица. Подобное движение совершают и многие другие морские моллюски. Возьмем, например, каракатицу. Она вбирает воду в свою жаберную полость и энергично выбрасывает ее через воронку, которую направляет назад или вбок. При этом моллюск способен совершать движения в нужную сторону.

Принцип работы реактивного двигателя можно наблюдать и при перемещении сальца. Это морское животное принимает воду в широкую полость. После этого мышцы его тела сокращаются, выталкивая жидкость через отверстие, находящееся сзади. Реакция получаемой при этом струи позволяет сальце совершать движение вперед.

Морские ракеты

Но самого большего совершенства в реактивной навигации достигли все-таки кальмары. Даже сама форма ракеты, кажется, скопирована именно с этого морского обитателя. При перемещении с низкой скоростью кальмар периодически изгибает свой ромбовидный плавник. А вот для быстрого броска ему приходится использовать собственный «реактивный двигатель». Принцип работы всех его мышц и тела при этом стоит рассмотреть подробнее.

У кальмаров есть своеобразная мантия. Это мышечная ткань, которая окружает его тело со всех сторон. Во время движения животное засасывает в эту мантию большой объем воды, резко выбрасывая струю через специальное узкое сопло. Такие действия позволяют кальмарам двигаться толчками назад со скоростью до семидесяти километров в час. Во время перемещения животное собирает в пучок все свои десять щупалец, что придает телу обтекаемую форму. В сопле имеется специальный клапан. Животное поворачивает его при помощи сокращения мышц. Это позволяет морскому обитателю менять направление движения. Роль руля во время перемещений кальмара играют и его щупальца. Их он направляет влево или вправо, вниз или вверх, легко уклоняясь от столкновений с различными препятствиями.

Существует вид кальмаров (стенотевтис), которому принадлежит звание лучшего пилота среди моллюсков. Опишите принцип работы реактивного двигателя — и вы поймете, почему, преследуя рыб, это животное порой выскакивает из воды, попадая даже на палубы судов, идущих по океану. Как же это происходит? Кальмар-пилот, находясь в водной стихии, развивает максимальную для него реактивную тягу. Это и позволяет ему пролететь над волнами на расстояние до пятидесяти метров.

Если рассматривать реактивный двигатель, принцип работы какого животного можно упомянуть еще? Это, на первый взгляд, мешковатые осьминоги. Пловцы из них не такие быстрые, как кальмары, но в случае опасности их скорости могут позавидовать даже лучшие спринтеры. Биологи, изучавшие миграции осьминогов, установили, что перемещаются они наподобие того, какой имеет реактивный двигатель принцип работы.

Животное с каждой струей воды, выброшенной из воронки, делает рывок на два или даже на два с половиной метра. При этом плывет осьминог своеобразно – задом наперед.

Другие примеры реактивного движения

Существуют свои ракеты и в мире растений. Принцип реактивного двигателя можно наблюдать тогда, когда даже при очень легком прикосновении «бешеный огурец» с высокой скоростью отскакивает от плодоножки, одновременно отторгая клейкую жидкость с семенами. При этом сам плод отлетает на значительное расстояние (до 12 м) в противоположном направлении.

Принцип работы реактивного двигателя можно наблюдать также, находясь в лодке. Если из нее в воду в определенном направлении бросать тяжелые камни, то начнется движение в противоположную сторону. Такой же имеет и ракетный реактивный двигатель принцип работы. Только там вместо камней используются газы. Они создают реактивную силу, обеспечивающую движение и в воздухе, и в разряженном пространстве.

Фантастические путешествия

О полетах в космос человечество мечтало давно. Об этом свидетельствуют произведения писателей-фантастов, которые для достижения этой цели предлагали самые разнообразные средства. Например, герой рассказа французского писателя Эркюля Савиньена Сирано де Бержерака достиг Луны на железной повозке, над которой постоянно подбрасывался сильный магнит. До этой же планеты добрался и знаменитый Мюнхгаузен. Совершить путешествие ему помог гигантский стебель боба.

Реактивное движение использовалось в Китае еще в первом тысячелетии до нашей эры. Своеобразными ракетами для забавы при этом служили бамбуковые трубки, которые начинялись порохом. Кстати, проект первого на нашей планете автомобиля, созданный Ньютоном, был также с реактивным двигателем.

История создания РД

Только в 19-м в. мечта человечества о космосе стала приобретать конкретные черты. Ведь именно в этом столетии русским революционером Н. И. Кибальчичем был создан первый в мире проект летательного аппарата с реактивным двигателем. Все бумаги были составлены народовольцем в тюрьме, куда он попал после покушения на Александра. Но, к сожалению, 03.04.1881 г. Кибальчич был казнен, и его идея не нашла практического воплощения.

В начале 20-го в. мысль об использовании ракет для полетов в космос выдвинул русский ученый К. Э. Циолковский. Впервые его работа, содержащая описание движения тела переменной массы в виде математического уравнения, была опубликована в 1903 г. В дальнейшем ученый разработал саму схему реактивного двигателя, приводящегося в движение при помощи жидкого топлива.

Также Циолковским была изобретена многоступенчатая ракета и высказана идея о создании на околоземной орбите настоящих космических городов. Циолковский убедительно доказал, что единственным средством для космических полетов является ракета. То есть аппарат, оборудованный реактивным двигателем, заправляемый горючим и окислителем. Только такая ракета способна преодолеть силу тяжести и совершать полеты за пределами атмосферы Земли.

Освоение космоса

Статья Циолковского, опубликованная в периодическом издании «Научное обозрение», утвердила за ученым репутацию мечтателя. Его доводов никто не принял всерьез.

Идею Циолковского реализовали советские ученые. Возглавляемые Сергеем Павловичем Королевым, они осуществили запуск первого искусственного спутника Земли. 4 октября 1957 г. этот аппарат доставила на орбиту ракета с реактивным двигателем. Работа РД была основана на преобразовании химической энергии, которая передается топливом газовой струе, превращаясь в энергию кинетическую. При этом ракета совершает движение в обратном направлении.

Реактивный двигатель, принцип работы которого используется уже много лет, находит свое применение не только в космонавтике, но и в авиации. Но более всего его используют для запуска ракет. Ведь только РД способен перемещать аппарат в пространстве, в котором отсутствует любая среда.

Жидкостный реактивный двигатель

Тот, кто стрелял из огнестрельного оружия или просто наблюдал этот процесс со стороны, знает, что существует сила, которая непременно оттолкнет ствол назад. Причем при большем количестве заряда отдача непременно увеличивается. Так же работает и реактивный двигатель. Принцип работы его схож с тем, как происходит отталкивание ствола назад под действием струи раскаленных газов.

Что касается ракеты, то в ней процесс, во время которого происходит воспламенение смеси, является постепенным и непрерывным. Это самый простой, твердотопливный двигатель. Он хорошо знаком всем ракетомоделистам.

В жидкостном реактивном двигателе (ЖРД) для создания рабочего тела или толкающей струи применяется смесь, состоящая из топлива и окислителя. Последним, как правило, выступает азотная кислота или жидкий кислород. Топливом в ЖРД служит керосин.

Принцип работы реактивного двигателя, который был в первых образцах, сохранен и до настоящего времени. Только теперь в нем используется жидкий водород. При окислении этого вещества удельный импульс увеличивается по сравнению с первыми ЖРД сразу на 30%. Стоит сказать о том, что идея применения водорода была предложена самим Циолковским. Однако существующие на тот момент трудности работы с этим чрезвычайно взрывоопасным веществом были просто непреодолимы.

Каков принцип работы реактивного двигателя? Топливо и окислитель попадают в рабочую камеру из отдельных баков. Далее происходит превращение компонентов в смесь. Она сгорает, выделяя при этом колоссальное количество тепла под давлением в десятки атмосфер.

Компоненты в рабочую камеру реактивного двигателя попадают по-разному. Окислитель вводится сюда напрямую. А вот топливо проходит более длинный путь между стенками камеры и сопла. Здесь оно разогревается и, уже имея высокую температуру, вбрасывается в зону горения через многочисленные форсунки. Далее струя, сформированная соплом, вырывается наружу и обеспечивает летательному аппарату толкающий момент. Вот так можно рассказать, какой имеет реактивный двигатель принцип работы (кратко). В данном описании не упоминаются многие компоненты, без которых работа ЖРД была бы невозможной. Среди них компрессоры, необходимые для создания нужного для впрыска давления, клапана, питающие турбины и т. д.

Современное использование

Несмотря на то что работа реактивного двигателя требует большого количества топлива, ЖРД продолжают служить людям и сегодня. Их применяют в качестве основных маршевых двигателей в ракетоносителях, а также маневровых для различных космических аппаратов и орбитальных станций. В авиации же используются другие виды РД, которые имеют несколько иные рабочие характеристики и конструкцию.

Развитие авиации

С начала 20-го столетия, вплоть до того периода, когда разразилась Вторая мировая война, люди летали только на винтомоторных самолетах. Эти аппараты были оснащены двигателями внутреннего сгорания. Однако прогресс не стоял на месте. С его развитием появилась потребность в создании более мощных и быстрых самолетов. Однако здесь авиационные конструкторы столкнулись с, казалось бы, неразрешимой проблемой. Дело в том, что даже при незначительном увеличении мощности двигателя значительно возрастала масса самолета. Однако выход из создавшего положения был найден англичанином Френком Уиллом. Он создал принципиально новый двигатель, названный реактивным. Это изобретение дало мощный толчок для развития авиации.

Принцип работы реактивного двигателя самолета схож с действиями пожарного брандспойта. Его шланг имеет зауженный конец. Вытекая через узкое отверстие, вода значительно увеличивает свою скорость. Создающаяся при этом сила обратного давления настолько сильна, что пожарный с трудом удерживает в руках шланг. Таким поведением воды можно объяснить и то, каков принцип работы реактивного двигателя самолета.

Прямоточные РД

Этот тип реактивного двигателя является самым простым. Представить его можно в виде трубы с открытыми концами, которая установлена на движущемся самолете. В передней части ее поперечное сечение расширяется. Благодаря такой конструкции входящий воздух снижает свою скорость, а его давление увеличивается. Самое широкое место такой трубы является камерой сгорания. Здесь происходит впрыскивание топлива и его дальнейшее сгорание. Такой процесс содействует нагреванию образовавшихся газов и их сильному расширению. При этом возникает тяга реактивного двигателя. Ее производят все те же газы, когда с силой вырываются наружу из узкого конца трубы. Именно эта тяга и заставляет самолет лететь.

Проблемы использования

Прямоточные реактивные двигатели имеют некоторые недостатки. Они способны работать только на том самолете, который находится в движении. Летательный аппарат, находящийся в состоянии покоя, прямоточные РД привести в действие не могут. Для того чтобы поднять в воздух такой самолет нужен любой другой стартовый двигатель.

Решение проблемы

Принцип работы реактивного двигателя самолета турбореактивного типа, который лишен недостатков прямоточного РД, позволил авиационным конструкторам создать самый совершенный летательный аппарат. Как действует это изобретение?

Основной элемент, находящийся в турбореактивном двигателе, – газовая турбина. С ее помощью приводится в действие воздушный компрессор, проходя через который, сжатый воздух направляется в специальную камеру. Полученные в результате сгорания топлива (обычно это керосин) продукты попадают на лопасти турбины, чем приводят ее в действие. Далее воздушно-газовый поток переходит в сопло, где разгоняется до больших скоростей и создает огромнейшую реактивную силу тяги.

Увеличение мощности

Реактивная сила тяги может значительно возрасти за короткий промежуток времени. Для этого используется дожигание. Оно представляет собой впрыскивание дополнительного количества топлива в поток газа, вырывающийся из турбины. Неиспользованный в турбине кислород способствует сгоранию керосина, что и увеличивает тягу двигателя. На больших скоростях прирост ее значения достигает 70%, а на малых – 25-30%.

Реактивный двигатель — мотор, подаривший людям небо

Путешествуя на самолетах, вы задумывались когда-нибудь о том, как работает двигатель реактивного самолета? О реактивной тяге, которая приводит его в действие, знали еще в Античные времена. Применить же ее на практике смогли только в начале прошлого века, в результате гонки вооружений между Англией и Германией.

Принцип работы двигателя реактивного самолета довольно прост, но имеет некоторые нюансы, которые строго соблюдаются при их производстве. Чтобы самолет смог надежно держаться в воздухе, они должны работать идеально. Ведь от этого зависят жизни и безопасность всех, кто находится на борту самолета.

Блок: 1/5 | Кол-во символов: 609
Источник: https://nasamoletah.ru/poznavatelno/kak-rabotaet-reaktivnyj-dvigatel.html

Авиационные газотурбинные двигатели.

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Блок: 2/3 | Кол-во символов: 402
Источник: http://avia. pro/blog/gazoturbinnyy-dvigatel-foto-stroenie-harakteristiki

Принцип работы реактивного двигателя

За работу двигателя отвечает реактивная тяга. Для создания реактивной тяги необходима определенная жидкость, которая подается из задней части двигателя и по ходу ее продвижения увеличивается ее скорость движения вперед. Работу тяги отлично объясняет один из законов Ньютона, звучит он так «Любое действия вызывает равное противодействие».

Вместо жидкости в ТРД используется горючая смесь (газы и воздух со сгоревшими частичками топлива). Благодаря этой смеси самолет толкает вперед и позволяет ему лететь дальше.

Разработки таких двигателей начались в тридцатых годах. Первыми кто начал разрабатывать двигатели такого типа стали немцы и англичане. Но в гонке вооружений одержали победу ученные из Германии, так как они выпустили самый первый в мире самолет с ТРД под названием «Ласточка», данный самолет впервые взлетел в небеса над Люфтваффом. Спустя некоторое время появился и Английский самолет «Глостерский метеор»

Также сверхзвуковые двигатели принято считать турбореактивными, но они отличаются более совершенными модификациями, в отличие от ТРД.

Устройство двигателя имеет четыре главные детали, а именно:

• Компрессор.
• Камера горения.
• Турбина.
• Выхлоп.

Компрессор

В компрессоре находиться несколько турбин, с помощью которых происходит засасывание и сжатие воздуха. Во время сжатия воздуха, его давление и температура начинает нагнетаться и расти.

Камера горения

После того как воздух проходит турбину и его сжимает до необходимых размеров. Часть сжатого воздуха поступает в камеру горения, где воздух начинает смешиваться с топливом, после чего его поджигают. Благодаря этому увеличивается тепловая энергия воздуха. После смесь выходит из камеры с большой скорости и расширяется.

Турбина

После выхода эта смесь снова попадает в турбину, с помощью высокой энергии газа лопасти в турбине начинают свое вращение. Турбина тесно связанна с компрессором, который находиться в начале двигателя. Благодаря этому турбина начинает свою работу. Остатки воздуха выходят в выхлоп. В момент выхода смеси температура достигает рекордных размеров. Но она продолжает повышать свою температуру с помощью эффекта Дросселирования. После того как температура воздуха доходит до своего пика, она начинает идти на спад и выходит из турбины.

Блок: 2/4 | Кол-во символов: 2266
Источник: https://VPolete.online/interesnoe/turboreaktivnyiy-dvigatel.html

Особенности конструкции турбореактивного двигателя

ТРД состоит из следующих элементов:

• входного устройства;
• компрессора;
• камеры сгорания;
• турбины;
• сопла.

Во время полета набегающий поток воздуха тормозится во входном устройстве: его скорость превращается в давление. Далее струя воздуха поступает в компрессор, который еще больше увеличивает степень ее сжатия. В камере сгорания происходит нагревание при сжигании топлива. Из нее предельно разогретый и сжатый поток направляется в турбину. Там газы совершают работу, вращая лопатки, которая передается компрессору и другим вспомогательным агрегатам.

Конструкция турбореактивного двигателя

При выходе из турбины ТРД газ имеет давление, значительно превосходящее атмосферное. Благодаря этому достигается высокая скорость его истечения из выходного сопла, что создает реактивную тягу.
В 60-е и 70-е годы прошлого столетия ТРД широко применялись на различных типах гражданских и военных самолетов. Позже им на смену пришли двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД), имеющие лучший КПД, особенно при полетах на дозвуковых скоростях. По существу, сегодня они являются основными моторами современной авиации. Каков же принцип работы ВРД подобного типа?

Внутренний (первый) контур любого ТРДД представляет собой, по сути, обычный турбореактивный двигатель. Воздух, пройдя воздухозаборник, попадает в низконапорный компрессор, называемый еще вентилятором. После этого он разделяется на два потока: один, из которых попадает во внутренний контур, где проходит обычный для ТРД цикл, описанный выше. Второй входит в наружный контур, минуя турбину и камеру сгорания, и попадает в сопло, где смешивается с потоком, выходящим из первого контура. Такой тип двигателя называется ТРДД со смешением потоков.

Благодаря наличию внешнего контура общая скорость истечения газа из сопла уменьшается, что повышает тяговый КПД. Важнейшей характеристикой любого ТРДД является степень его двухконтурности – это отношение расхода воздуха через внутренний и внешний контур. Двигатели с большой степенью двухконтурности (выше 2) называются турбовентиляторными. Главным недостатком моторов этого типа является их значительные размеры и масса, а достоинством – высокая экономичность. Турбовентиляторными двигателями оснащается большинство коммерческих авиалайнеров и транспортных самолетов.

Существует несколько способов повышения эффективности работы ТРД и ТРДД:

• форсажная камера;
• регулируемое сопло;
• управление вектором тяги.

Любой ТРД имеет резерв мощности: избыток кислорода в камере сгорания. Однако использовать его напрямую – через увеличение впрыска топлива – нельзя: более высокую температуру не выдерживают детали двигателя. Конструкторы выбрали другой путь, и он оказался правильным: между турбиной и соплом сжигается дополнительное топливо, что увеличивает температуру рабочего тела и значительно повышает тягу (до 1,5 раза). Форсажные камеры в основном устанавливаются на боевых самолетах.

Конструкция турбовентиляторного двигателя. Именно таким мотором оснащаются современные пассажирские лайнеры

Регулируемое сопло состоит из подвижных продольных элементов, управляя положением которых, можно изменять геометрию самой узкой части выходного отверстия двигателя. Это позволяет оптимизировать работу мотора на разных его режимах.

Управление вектором тяги производится с помощью специальных отклоняемых сопел, которые позволяют изменять поток рабочего тела относительно оси двигателя. Такая конструкция несколько усложняет управление самолетом, но существенно увеличивает его маневренность и взлетно-посадочные характеристики.

Блок: 5/7 | Кол-во символов: 3542
Источник: https://MilitaryArms.ru/novye-texnologii/reaktivnyj-dvigatel/

Как работает турбореактивный двигатель?

Реактивные двигатели применяются повсеместно, а турбореактивные устанавливаются больших пассажирских лайнерах. Отличие их в том, что первый несет с собой запас топлива и окислителя, а конструкция обеспечивает их подачу из баков.

Турбореактивный двигатель самолета несет с собой лишь топливо, а окислитель — воздух — нагнетается турбиной из атмосферы. В остальном принцип его работы совпадает с тем же, что и у реактивного.

Одна из самых важных деталей у них — это лопасть турбины. От нее зависит мощность двигателя.

Схема турбореактивного двигателя.

Именно они вырабатывают тяговые усилия, необходимые для ускорения самолета. Каждый из лопастей производит в 10 раз больше энергии, чем самый обычный, автомобильный двигатель. Они устанавливаются позади камеры сгорания, в той части двигателя, где самое высокое давление, а температура доходит до 1400 градусов по Цельсию.

В процессе производства лопастей они проходят через процесс монокристаллизации, что придает им твердости и прочности.

Перед тем, как установить на самолет, каждый двигатель проверяется на полное тяговое усилие. Он должен пройти сертификацию Европейского совета по безопасности и компанией, которая его произвела. Одной из самых крупных фирм по их производству является Роллс-Ройс.

Блок: 3/5 | Кол-во символов: 1284
Источник: https://nasamoletah.ru/poznavatelno/kak-rabotaet-reaktivnyj-dvigatel.html

Устройство реактивного двигателя

С первого взгляда кажется устройство конструкции реактивной установки достаточно простым, однако характеристики использования топлива и его сгорания требуют применения высокопрочных материалов.

На рисунке 4 изображено устройство реактивного двигателя.

Рисунок 4 — Устройство реактивного двигателя

Из рисунка 4 видно, что на входе в аппарат установлен вентилятор всасывающий воздух в двигатель. Вентилятор состоит из мощных и объемных по размеру лопастей, которые, как правило, изготавливаются из титана. Далее вслед за вентилятором установлен многоступенчатый турбокомпрессор для подачи воздуха непосредственно в камеру, где происходит сгорание рабочего тела.

После воспламенения и сгорания поток реактивных газов направляется на рабочие лопатки турбоагрегата, чем и приводят его во вращение. На валу турбины горячей ступени имеется жесткая связь с компрессором, который вращается от работы турбины.

Отработанный газовый вихрь через сопла набирает реактивную скорость и покидает полость аппарата. Для предотвращения перегрева и расплавки на сопла подводится охлаждающий воздух от турбокомпрессора по специальным каналам в корпусе двигателя.

Блок: 4/5 | Кол-во символов: 1202
Источник: https://principraboty. ru/princip-raboty-reaktivnogo-dvigatelya/

Применение

Сфера применения двухконтурных турбореактивных двигателей очень широкая. Они смогли охватить практически всю авиацию, потеснив собой ТРД и ТВД. Главный недостаток реактивных моторов – их неэкономичность – удалось частично победить, так что сейчас большинство гражданских и практически все военные самолеты оснащены ТРДД. Для военной авиации, где важны компактность, мощность и легкость моторов, используются ТРДД с малой степенью двухконтурности (к<1) и форсажными камерами. На пассажирских и грузовых самолетах устанавливаются ТРДД  со степенью двухконтурности к>2, что позволяет сэкономить немало топлива на дозвуковых скоростях и снизить стоимость перелетов.

Двухконтурные турбореактивные двигатели с малой степенью двухконтурности на военном самолете.

СУ-35 с установленными на нем 2мя двигателями АЛ-41Ф1С

Преимущества и недостатки

Двухконтурные турбореактивные двигатели имеют огромное преимущество в сравнении с ТРД в виде значительного сокращения расхода топлива без потерь мощности. Но при этом их конструкция более сложная, а вес намного больше. Понятно, что чем больше значение степени двухконтурности, тем экономичнее мотор, но это значение можно увеличить только одним способом – за счет увеличения диаметра второго контура, что даст возможность пропустить через него больше воздуха. Это и есть основным недостатком ТРДД. Достаточно посмотреть на некоторые ТВРД, устанавливаемые на крупные гражданские самолеты, чтобы понять, как они утяжеляют общую конструкцию. Диаметр их второго контура может достигать нескольких метров, а в целях экономии материалов и снижения их массы он выполняются более коротким, чем первый контур. Еще один минус крупных конструкций – высокое лобовое сопротивление во время полета, что в некоторой степени снижает скорость полета. Использование ТРДД в целях экономии топлива оправдано на дозвуковых скоростях, при преодолении звукового барьера реактивная тяга второго контура становится малоэффективной.

Различные конструкции и использование дополнительных конструктивных элементов в каждом отдельном случае позволяет получить нужный вариант ТРДД. Если важна экономия, устанавливаются турбовентиляторные двигатели с большим диаметром и высокой степенью двухконтурности. Если нужен компактный и мощный мотор, используются обычные ТРДД с форсажной камерой или без нее. Главное здесь найти компромисс и понять, какие приоритеты должны быть у конкретной модели. Военные истребители и бомбардировщики не могут оснащаться двигателями с трехметровым диаметром, да им это и не нужно, ведь в их случае приоритетны не столько экономия, сколько скорость и маневренность. Здесь же чаще используются и ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) для увеличения тяги на сверхзвуковых скоростях или при запуске. А для гражданской авиации, где сами самолеты имеют большие размеры, вполне приемлемы крупные и тяжелые моторы с высокой степенью двухконтурности.

Блок: 4/4 | Кол-во символов: 2909
Источник: http://zewerok.ru/trdd/

Как производят реактивные двигатели для моделей самолетов?

Их производство для моделей самолетов занимает около 6 часов. Сначала вытачивается базовая пластина из алюминия, к которой крепятся все остальные детали. По размеру она совпадает с хоккейной шайбой.

К ней прикрепляют цилиндр, поэтому получается что-то вроде консервной банки. Это будущий двигатель внутреннего сгорания. Далее устанавливается система подачи топлива. Чтобы его закрепить, в основную пластину вкручиваются шурупы, предварительно опущенные в специальный герметик.

Двигатель для модели самолета.

Каналы стартера крепятся с другой стороны камеры, чтобы перенаправлять выбросы газа в турбинное колесо. В отверстие сбоку от камеры сгорания устанавливается спираль накаливания. Она поджигает топливо внутри двигателя.

Потом ставят турбину и центральную ось цилиндра. На нее ставят колесо компрессора, которое нагнетает воздух в камеру сгорания. Его проверяют с помощью компьютера, прежде чем закрепить пусковую установку.

Готовый двигатель еще раз проверяют на мощность. Его звук немногим отличается от звука двигателя самолета. Он, конечно, меньшей силы, но полностью напоминает его, придавая больше схожести модели.

Блок: 5/5 | Кол-во символов: 1178
Источник: https://nasamoletah.ru/poznavatelno/kak-rabotaet-reaktivnyj-dvigatel.html

Разновидности реактивных двигателей

Существует несколько реактивных двигателей отличающихся по своему принципу работы и подобию. Так, принцип работы ядерного двигателя, в основу которого положена синтезная реакция разложения химического элемента, к примеру — урана.

Данный элемент помещается в реактор. Туда же подводится при помощи турбонасосов рабочее вещество. Распылительными форсунками производится его рассеивание по рабочей камере, в которой происходит контакт с химическим ураном. В результате выделяется энергия большой силы, которая и является движущей.

Не смотря на всю конфиденциальность и секретность информации о ядерном вооружении стран во всем мире, самую большую опасность представляет крылатая ракета, работающая на ядерном топливе.

Системы противовоздушной обороны настолько совершенны, что обмануть простыми полетами и маневрами уже не так-то просто. В этом случае и выступает на передний план ядерный двигатель. Увы, принцип работы ядерного двигателя для крылатой ракеты недоступен и, вряд ли, когда-нибудь будет раскрыт для общественности.

, для нас это очень важно:

Блок: 5/5 | Кол-во символов: 1154
Источник: https://principraboty.ru/princip-raboty-reaktivnogo-dvigatelya/

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели

ПВРД – самый простой тип реактивного двигателя по своему устройству. В нем вообще нет движущихся частей. Повышенное давление, необходимое для работы, достигается за счет торможения встречного потока воздуха. Любой ПВРД состоит из трех компонентов:

• диффузора;
• камеры сгорания;
• сопла.

В диффузоре уменьшается скорость потока воздуха и повышается его давление, затем в камере сгорания он нагревается за счет окисления топлива, после чего происходит расширение рабочего тела в сопле и возникает реактивная тяга. Существуют три вида ПВРД:

• дозвуковые;
• сверхзвуковые;
• гиперзвуковые.

Дозвуковые ПВРД имеют очень низкий термический КПД, поэтому серийно в настоящее время не используются.

На сверхзвуковой скорости прямоточный двигатель весьма эффективен, при скорости в 3 Маха степень повышения давления вполне сравнимо с аналогичным показателем ТРД.

Гиперзвуковой прямоточный реактивный двигатель (ГПВРД) предназначен для полетов на скоростях выше 5 Махов. Сегодня созданием подобных силовых установок занимаются во многих странах мира, но они все еще остаются на уровне единичных прототипов.

Гиперзвуковые летательные аппараты будущего, скорее всего, будут оснащаться ПРВД

Прямоточный реактивный двигатель неработоспособен на земле и малоэффективен на низких скоростях полета. Поэтому его нередко используют с различными разгонными устройствами: пороховыми ускорителями или же запуск ЛА с ПРВД производится с самолетов-носителей. Подобные ограничения определяют область возможного применения летательных аппаратов с ПВРД: обычно это боевые системы одноразового использования. Примером могут служить крылатые ракеты «Оникс» и «Брамос».

Отдельно следует упомянуть о ядерных прямоточных двигателях, разработка которых велась в 60-е и 70-е годы. Воздух в таких силовых установках нагревался за счет тепла работающего ядерного реактора, размещенного в камере сгорания. Американцы даже сумели построить подобное устройство и провели его огневые испытания. Однако дальше этого дело не пошло, и проект был закрыт.

Блок: 6/7 | Кол-во символов: 2026
Источник: https://MilitaryArms.ru/novye-texnologii/reaktivnyj-dvigatel/

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели

ПуВРД – это один из первых типов реактивных моторов, использование которых началось еще во время Второй мировой войны. Гитлеровцы устанавливали их на крылатые ракеты Фау-1, применявшиеся для обстрелов Британии.

У пульсирующего реактивного двигателя тяга образуется не постоянно, а в виде серии импульсов, следующих с определенной частотой. Он состоит из диффузора, камеры сгорания и цилиндрического сопла. Между камерой сгорания и диффузором установлен специальный клапан. Цикл работы ПуВРД выглядит следующим образом:

1. Клапан открыт, и воздух свободно поступает в камеру сгорания. Одновременно происходит впрыск топлива;
2. Топливно-воздушная смесь поджигается – давление резко повышается и закрывает клапан. Рабочее тело истекает из сопла, образуя реактивную тягу;
3. Давление в камере сгорания падает, клапан в диффузоре под напором входящего воздуха открывается. Цикл начинается сначала.

Пульсирующий характер работы ПуВРД делает его менее эффективным по сравнению с двигателями с постоянным процессом горения. Такие моторы шумны и неэкономичны, зато очень просты и дешево стоят. В настоящее время ПуВРД используются мало: их устанавливают на БПЛА, летающие мишени, также они нашли свое применение в авиамоделировании.

Самый известный случай использования ПуВРД — немецкая крылатая ракета Фау-1

Не будет преувеличением сказать, что создание реактивного двигателя подарило человечеству небо. Благодаря этому устройству самолет превратился из орудия войны в массовый вид транспорта, которым ежегодно пользуются сотни миллионов человек. Однако история реактивного двигателя отнюдь не закончена. Техника и технологии не стоят на месте. Возможно, уже в ближайшие годы появятся новые типы реактивных двигателей, которые позволят нам летать с гиперзвуковой скоростью и наконец-то достигнуть других планет.

Блок: 7/7 | Кол-во символов: 1831
Источник: https://MilitaryArms.ru/novye-texnologii/reaktivnyj-dvigatel/

Кол-во блоков: 12 | Общее кол-во символов: 18403
Количество использованных доноров: 6
Информация по каждому донору:

1. https://VPolete.online/interesnoe/turboreaktivnyiy-dvigatel.html: использовано 1 блоков из 4, кол-во символов 2266 (12%)
2. https://nasamoletah.ru/poznavatelno/kak-rabotaet-reaktivnyj-dvigatel.html: использовано 3 блоков из 5, кол-во символов 3071 (17%)
3. http://avia.pro/blog/gazoturbinnyy-dvigatel-foto-stroenie-harakteristiki: использовано 1 блоков из 3, кол-во символов 402 (2%)
4. https://MilitaryArms. ru/novye-texnologii/reaktivnyj-dvigatel/: использовано 3 блоков из 7, кол-во символов 7399 (40%)
5. http://zewerok.ru/trdd/: использовано 1 блоков из 4, кол-во символов 2909 (16%)
6. https://principraboty.ru/princip-raboty-reaktivnogo-dvigatelya/: использовано 2 блоков из 5, кол-во символов 2356 (13%)

Поиск дешевых билетов

Ионная тяга: как человечество использует электрические двигатели для полетов в космос | Электротранспорт

Ионный двигатель является если не самым перспективным электрическим космическим двигателем, то точно одним из самых используемых сегодня в отрасли. «Хайтек» рассказывает, как работают ионные двигатели, зачем их используют и при чем тут Константин Циолковский.

Сейчас на околоземной орбите находятся тысячи искусственных спутников, выведенных туда гигантскими (или не очень) ракетами-носителями с мощными реактивными двигателями на химическом топливе. Пока человечество не смогло придумать альтернативу таким двигателям, поскольку для преодоления гравитации Земли и развития первой космической скорости необходима мощная тяга: ее могут дать только обычные двигатели.

При этом уже в космосе спутники используют другой тип двигателей — электрические. Самым используемым является ионный двигатель — устройство, принцип работы которого основан на создании реактивной тяги на базе ионизированного газа, разогнанного до высоких скоростей в электрическом поле.

Ионный двигатель

Типы электрических и альтернативных двигателей:

• Ионные и плазменные накопители

Тип реактивного двигателя, который использует электрическую энергию для получения тяги от топлива: ионизированного газа. Многие из таких спутников не имеют ракетные сопла.

Электродвигатели для космических кораблей могут быть сгруппированы в три семейства в зависимости от типа силы, используемой для ускорения ионов плазмы: электростатический (собственно, классический ионный двигатель), электротермический (в них электромагнитные поля используются для генерации плазмы, что приводит к повышению температуры топлива, а тепловая энергия, передаваемая газообразному топливу, преобразуется в кинетическую) и электромагнитный (или плазменный, тут ионы ускоряются путем воздействия электромагнитных полей, как правило, земного и искусственного у аппарата).

• Неионные двигатели

Это электрические двигатели, также использующие нехимическую энергию для своей работы, однако работающие по другим принципам, нежели ионные. Например, фотонный двигатель, позволяющий космическому кораблю перемещаться на энергии фотонов. Гипотетически так смогут работать космические аппараты, управляемые лазерными сигналами с Земли или Луны.

К этой же категории относятся эксперименты по созданию так называемого электродинамического троса, когда спутник может выбрасывать вокруг себя длинные металлические нити с разными электрическими зарядами.

Сейчас ученые разрабатывают еще несколько гипотетических видов двигателей, которые в будущем смогут давать энергию для движения космических спутников: вакуумный двигатель, двигатель внутренних радиочастот и устройство, которое будет брать энергию от полей самых маленьких частиц, например, бозонов. Работоспособность всех этих гипотез пока не доказана с точки зрения физики.

Первым человеком, который еще в 1911 году публично предложил идею создания ионного двигателя, стал российский и советский ученый, пионер космонавтики Константин Циолковский. При этом первый документ, в котором упоминается электрическая тяга для движения космических объектов, был за авторством другого пионера космонавтики, американского ученого Роберта Годдарда.

Роберт Годдард

6 сентября 1906 года Годдард писал в своем дневнике, что сможет использовать энергию ионов для работы двигателей. Первые эксперименты с ионными двигателями были проведены Годдардом в Университете Кларка в 1916 году. В итоге ученый заявил, что сможет использовать их в полноценном формате только в условиях, приближенных к вакууму, тогда как в рамках тестирования их показывали при атмосферном давлении Земли.

Первый работающий ионный двигатель был построен инженером НАСА Горальдом Кауфманом только в 1959 году. В качестве топлива, в отличие от современных аналогичных двигателей, которые перерабатывают ионы газа ксенона, он использовал ртуть. Суборбитальные испытания двигателя прошли в 1964 году, когда в космос на ракете-разведчике был запущен научный зонд Sert 1 — первое в истории устройство, использующее конструкцию ионного двигателя в космосе. В 70-х годах США провели ряд повторных испытаний этой технологии.

Космический аппарат Sert 1

Принцип работы ионного двигателя

Ионные двигатели используют пучки ионов — электрически заряженных атомов или молекул — для создания тяги. Основным рабочим телом ионизации является газ, иногда ртуть. В ионизатор подается это топливо, после чего туда же запускают высокоэнергетические электроны. В этой камере образуется смесь из положительных ионов и отрицательных электронов. После этого в камеру вводят специальный фильтр, который притягивает к себе отрицательные электроны, тогда как положительные ионы притягиваются к ряду сеток с большой разницей электростатических потенциалов (+1090 В на внутренней против -225 В на внешней). В результате такой мощной разницы ионы начинают разгоняться по кругу, пока не выбрасываются из устройства, ускоряя движение корабля. За ними выбрасываются и электроны, которые должны обезвредить ионы и не позволить им притягиваться обратно к двигателю.

Обычно источниками питания для ионных двигателей являются электрические солнечные панели. Однако в местах, куда солнечный свет не попадает, например, когда Земля закрывает Солнце, спутники могут использовать ядерную энергию. «Хайтек» подробно рассказывал о такой советской программе, спутники которой — с крошечными ядерными реакторами — до сих пор находятся на орбите захоронения Земли.

На сегодняшний день ионные двигатели необходимы спутникам, чтобы маневрировать в космосе, например, для изменения своего курса или уклонения от космического мусора. Существует также несколько проектов, предполагающих использование ионных двигателей для дальних космических путешествий.

Самый яркий пример использования ионных двигателей для дальних путешествий — автоматическая исследовательская миссия Dawn от НАСА. В сентябре 2007 года она была запущена для исследования астероида Веста и карликовой планеты Церера.

Dawn оборудована тремя ксеноновыми ионными двигателями NSTAR. Они установлены в нижней части аппарата: один вдоль оси, еще два — на передней и задней панелях. Принцип работы этих двигателей состоит в ускорении в электрическом поле ионов ксенонового топлива. Двигатели длиной в 33 см, диаметром сопла в 30 см и массой 8,9 кг разгоняют атомы до скорости в десять раз выше, чем могут это сделать современные химические двигатели. Ускорение и торможение обеспечивается за счет установленных на борту Dawn солнечных батарей и уровня подачи топлива.

Для полета Dawn было необходимо всего 3,25 мг топлива в секунду. Из 425 кг рабочего тела (ксенона), имеющегося на борту, на полет Земля — Веста предполагалось израсходовать 275 кг, на полет Веста — Церера — 110 кг.

Миссия Dawn стала не только одной из самых энергоэффективных в истории космонавтики, но и установила несколько рекордов скорости. 5 июня 2016 года — спустя девять лет после запуска — станция Dawn разогналась до 39 900 км/час (11,1 км/с).

Миссия Dawn

1 ноября 2018 года НАСА официально закончила миссию Dawn, поскольку ионные двигатели полностью выработали топливо. Последние несколько лет инженеры НАСА занимаются разработкой новых двигателей, рассчитанных на увеличенное количество ксенона. В этих разработках пока есть сложность, поскольку увеличение веса станции за счет топлива негативно сказывается как на скорости передвижения аппарата, так и на дальности полета.

Еще одним космическим аппаратом, который использует ионные двигатели для дальних полетов, стала японская исследовательская станция по изучению астероида Рюгу «Хаябуса-2». Зонд, на котором установлены четыре ионных двигателя IES, может менять направление полета за счет этих двигателей. Они могут поворачиваться в разные стороны, но за счет электромеханической системы, питающейся от солнечных батарей. При этом ксенон массой в 73 кг хранится в 51-литровом топливном баке: такую конфигурацию удалось получить за счет того, что этот газ в полтора раза плотнее воды, и, соответственно, занимает меньше места.

Пока космические агентства исследуют возможное применение ионных двигателей в будущем. НАСА запланировало даже установить ионный двигатель нового поколения ISS Vasimr на МКС. Однако в 2015 году отменило этот проект, заявив, что пока «МКС не является идеальной демонстрационной площадкой для работы двигателей такого типа». Дело в том, что Vasimr должен был стать первым полноценным электротермическим ракетным двигателем, который позволил бы создавать тягу, аналогичную химическим двигателям. Это позволило бы в будущем использовать его даже для запусков ракет-носителей с Земли.

НАСА пришло к решению отменить тестирование Vasimr, поскольку ученые до конца не смогли найти источник энергии, на котором бы работал этот двигатель. Самым перспективным источником энергии могла стать термоядерная установка, однако ее использование на МКС могло быть небезопасной.

Из-за этого сейчас ионные двигатели продолжают рассматриваться в основном в качестве дополнительных двигателей на различных спутниках, с помощью которых зонды смогут совершать маневры в космосе. Другим перспективным направлением для использования двигателей такого типа может стать космическая уборка. На орбите Земли с каждым годом появляется все больше космического мусора, а спутники с ионными двигателями могут стать идеальным решением этой проблемы.

Реактивная тяга или как устроен ионный реактивный двигатель / Хабр

Не секрет, что все реактивные двигатели работают за счёт закона сохранения импульса. Именно из него вытекает, что реактивная тяга — это произведение массового расхода на скорость выхода рабочего тела из сопла.

Эту скорость принято называть удельным импульсом реактивного двигателя. Давайте для примера найдём реактивную тягу при стрельбе из автомата Калашникова, которая является основной составляющей отдачи. Пусть масса пули будет 0,016 кг, начальная скорость пули 700 м/с, а скорострельность 10 выстр./с. Тогда отдача F=700∙0,016∙10=112 Н (или 11 кгс). Большая отдача, но тут приведена техническая скорострельность 600 выстр./мин. В реальности стрельба ведётся очередями или одиночными и составляет ≈50 выстр. /мин.

Выстрел из АК

Вернёмся к реальным реактивным двигателям, в которых вместо пуль обычно используются потоки выходящего с гиперзвуковой скоростью газа. Химические реактивные двигатели являются самыми распространёнными, но не единственными.

В этой статье, с большим предисловием, я хочу рассказать об ионных реактивных двигателях (далее ИРД). ИРД используют в качестве рабочего тела заряженные частицы — ионы. Ионы имеют массу, и если их разогнать электрическим полем, то можно создать реактивную тягу. Это всё в теории, а теперь подробнее. ИРД имеет некоторый запас газа, который ионизируют (т.е. нейтрально-заряженные атомы газа разбивают на отрицательные электроны и положительные ионы) с помощью газового разряда. Далее ионы разгоняются электрическим полем с помощью специальной системы сеток, и эта же система сеток блокирует движение электронов. После того, как положительные ионы вылетели из сопла, их нейтрализуют отрицательными электронами (в результате этого происходит рекомбинация и газ начинает светиться), чтобы ионы не притягивались обратно к двигателю, и тем самым не снижали его тяги.

Почему ксенон?

Обычно в ИРД в качестве рабочего тела используется газ ксенон, так как он имеет наименьшую энергию ионизации среди инертных газов.

Удельный импульс ионных реактивных двигателей достигает 50 км/с, что в 150 раз превышает скорость звука! Увы, но тяга таких двигателей составляет около 0,2 Н. Почему же так? Ведь удельный импульс очень большой. Дело в том, что масса ионов очень маленькая и массовый расход получается небольшим. Для чего тогда такие двигатели нужны, если они ничего не смогут сдвинуть с места? На Земле может быть не смогут, а вот в космосе, где нет сил сопротивления, они достаточно эффективные. Существует такое понятие как

полный импульс — произведение тяги на время или произведение удельного импульса на массу топлива

, который у ИРД является достаточно большим.

Решим следующую задачу. Пусть жидкостный ракетный двигатель имеет удельный импульс 5 км/с, а у нашего ИРД он будет 50 км/с. И давайте масса рабочего тела (в ЖРД она равна массе топлива) у обоих двигателей будет 50 кг. Примем массу космического аппарата равной 100 кг.

Найдём по формуле Циолковского конечную скорость аппарата (т.е. когда в нём закончится рабочая масса).

И что получается, если ионный и химический реактивные двигатели будут иметь одинаковую массу топлива, то ИРД сможет разогнать космический аппарат до больших скоростей, нежели химический РД. Правда на ИРД космический аппарат будет разгонятся дольше до конечной скорости, чем на ЖРД. Но в путешествиях к далёким планетам, высокая конечная (разгонная) скорость будет компенсировать этот недостаток.

Схема полёта к Марсу на ИРД

ИРД используются и в наше время. Например, аппарат Deep Space 1 сблизился с астероидом Брайль и кометой Борелли, передал на Землю значительный объём ценных научных данных и изображений.

Deep Space 1

Также космическая антенна LISA, которая сейчас находится на стадии проектирования, будет использовать ИРД для корректировки орбиты.

Laser Interferometer Space Antenna

И напоследок, давайте определим тягу ИРД, зная массу иона М=6,5∙10^-26 кг, ускоряющие напряжение U=50 кВ, ток нейтрализации I=0,5 А, элементарный заряд е=1,6∙10^-16 Кл.

Напряжение — это работа по переносу заряда, т.е. на выходе из сопла ион будет иметь кинетическую энергию равную произведению напряжения на заряд иона. Из кинетической энергии выражаем скорость (удельный импульс). Найдём массовый расход из определения тока, электрический ток — это проходящий заряд во времени. Получается, что массовый расход — это произведение массы иона и тока, делённое на заряд иона. Перемножая удельный импульс и массовый расход, получаем тягу равную 0,1 Н.

Подводя итог, хочу сказать, что существуют плазменные реактивные двигатели, у которых схожее устройство, но которые имеют намного больший массовый расход рабочего тела. Кто знает, может быть уже завтра на таких двигателях человечество будет летать на Марс и Луну.

Как работает реактивный двигатель?

Вращающийся воздушный винт тянет самолет вперед. Но реактивный двигатель с большой скоростью выбрасывает горячие отработавшие газы назад и тем самым создает реактивную силу тяги, направленную вперед.

Типы реактивных двигателей

Существует четыре типа реактивных, или газотурбинных двигателей:

Турбореактивные;

Турбовентиляторные — такие, как используемые на пассажирских лайнерах Боинг-747;

Турбовинтовые, где используют воздушные винты, приводимые в действие турбинами;

и Турбовальные, которые ставят на вертолеты. 

Турбовентиляторный двигатель состоит из трех основных частей: компрессора, камеры сгорания и турбины, дающей энергию. Сначала воздух поступает в двигатель и сжимается при помощи вентилятора. Затем, в камере сгорания, сжатый воздух смешивается с горючим и сгорает, образуя газ при высокой температуре и высоком давлении. Этот газ проходит через турбину, заставляя ее вращаться с огромной скоростью, и выбрасывается назад, создавая таким образом реактивную силу тяги, направленную вперед.

Устройство турбовентиляторного двигателя

Изображение кликабельно

Попав в турбинный двигатель, воздух проходит несколько ступеней сжатия. Особенно сильно вырастают давление и объем газа после прохождения камеры сгорания. Сила тяги, создаваемая выхлопными газами, позволяет реактивным самолетам двигаться на высотах и скоростях, намного превосходящих те, что доступны винтокрылым машинам с поршневыми двигателями.

Попав в турбинный двигатель, воздух проходит несколько ступеней сжатия. Особенно сильно вырастают давление и объем газа после прохождения камеры сгорания. Сила тяги, создаваемая выхлопными газами, позволяет реактивным самолетам двигаться на высотах и скоростях, намного превосходящих те, что доступны винтокрылым машинам с поршневыми двигателями.

Турбореактивный двигатель

В турбореактивном двигателе воздух забирается спереди, сжимается и сгорает вместе с топливом. Образующиеся в результате сгорания выхлопные газы создают реактивную силу тяги.

Турбовинтовой двигатель

Турбовинтовые двигатели соединяют реактивную тягу выхлопных газов с передней тягой, создаваемой при вращении воздушного винта.

Урок 25. тепловые двигатели. кпд тепловых двигателей — Физика — 10 класс

Физика, 10 класс

Урок 25. Тепловые двигатели. КПД тепловых двигателей

Перечень вопросов, рассматриваемых на уроке:

1) Понятие теплового двигателя;

2)Устройство и принцип действия теплового двигателя;

3)КПД теплового двигателя;

4) Цикл Карно.

Глоссарий по теме

Тепловой двигатель – устройство, в котором внутренняя энергия топлива превращается в механическую.

КПД (коэффициент полезного действия) – это отношение полезной работы, совершенной данным двигателем, к количеству теплоты, полученному от нагревателя.

Двигатель внутреннего сгорания – двигатель, в котором топливо сгорает непосредственно в рабочей камере (внутри) двигателя.

Реактивный двигатель – двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования внутренней энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

Цикл Карно – это идеальный круговой процесс, состоящий из двух адиабатных и двух изотермических процессов.

Нагреватель – устройство, от которого рабочее тело получает энергию, часть которой идет на совершение работы.

Холодильник – тело, поглощающее часть энергии рабочего тела (окружающая среда или специальные устройства для охлаждения и конденсации отработанного пара, т.е. конденсаторы).

Рабочее тело — тело, которое расширяясь, совершает работу (им является газ или пар)

Основная и дополнительная литература по теме урока:

1. Мякишев Г.Я., Буховцев Б.Б., Сотский Н.Н. Физика.10 класс. Учебник для общеобразовательных организаций М.: Просвещение, 2017. – С. 269 – 273.

2. Рымкевич А.П. Сборник задач по физике. 10-11 класс. -М.: Дрофа,2014. – С. 87 – 88.

Открытые электронные ресурсы по теме урока

http://kvant.mccme.ru/1973/12/teplovye_mashiny.htm

Теоретический материал для самостоятельного изучения

Сказки и мифы разных народов свидетельствуют о том, что люди всегда мечтали быстро перемещаться из одного места в другое или быстро совершать ту или иную работу. Для достижения этой цели нужны были устройства, которые могли бы совершать работу или перемещаться в пространстве. Наблюдая за окружающим миром, изобретатели пришли к выводу, что для облегчения труда и быстрого передвижения нужно использовать энергию других тел, к примеру, воды, ветра и т.д. Можно ли использовать внутреннюю энергию пороха или другого вида топлива для своих целей? Если мы возьмём пробирку, нальём туда воду, закроем её пробкой и будем нагревать. При нагревании вода закипит, и образовавшие пары воды вытолкнут пробку. Пар расширяясь совершает работу. На этом примере мы видим, что внутренняя энергия топлива превратилась в механическую энергию движущейся пробки. При замене пробки поршнем способным перемещаться внутри трубки, а саму трубку цилиндром, то мы получим простейший тепловой двигатель.

Тепловой двигатель – тепловым двигателем называется устройство, в котором внутренняя энергия топлива превращается в механическую.

Вспомним строение простейшего двигателя внутреннего сгорания. Двигатель внутреннего сгорания состоит из цилиндра, внутри которого перемещается поршень. Поршень с помощью шатуна соединяется с коленчатым валом. В верхней части каждого цилиндра имеются два клапана. Один из клапанов называют впускным, а другой – выпускным. Для обеспечения плавности хода поршня на коленчатом вале укреплен тяжелый маховик.

Рабочий цикл ДВС состоит из четырех тактов: впуск, сжатие, рабочий ход, выпуск.

Во время первого такта открывается впускной клапан, а выпускной клапан остается закрытым. Движущийся вниз поршень засасывает в цилиндр горючую смесь.

Во втором такте оба клапана закрыты. Движущийся вверх поршень сжимает горючую смесь, которая при сжатии нагревается.

В третьем такте, когда поршень оказывается в верхнем положении, смесь поджигается электрической искрой свечи. Воспламенившаяся смесь образует раскаленные газы, давление которых составляет 3 -6 МПа, а температура достигает 1600 -2200 градусов. Сила давления толкает поршень вниз, движение которого передается коленчатому валу с маховиком. Получив сильный толчок маховик будет дальше вращаться по инерции, обеспечивая движение поршня и при последующих тактах. Во время этого такта оба клапана остаются закрытыми.

В четвертом такте открывается выпускной клапан и отработанные газы движущимся поршнем выталкиваются через глушитель (на рисунке не показан) в атмосферу.

Любой тепловой двигатель включает в себя три основных элемента: нагреватель, рабочее тело, холодильник.

Для определения эффективности работы теплового двигателя вводят понятие КПД.

Коэффициентом полезного действия называют отношение полезной работы, совершенной данным двигателем, к количеству теплоты, полученному от нагревателя.

Q₁ – количество теплоты полученное от нагревания

Q₂ – количество теплоты, отданное холодильнику

– работа, совершаемая двигателем за цикл.

Этот КПД является реальным, т.е. как раз эту формулу и используют для характеристики реальных тепловых двигателей.

Зная мощность N и время работы t двигателя работу, совершаемую за цикл можно найти по формуле

Передача неиспользуемой части энергии холодильнику.

В XIX веке в результате работ по теплотехнике французский инженер Сади Карно предложил другой способ определения КПД (через термодинамическую температуру).

Главное значение этой формулы состоит в том, что любая реальная тепловая машина, работающая с нагревателем, имеющим температуру Т₁, и холодильником с температурой Т₂, не может иметь КПД, превышающий КПД идеальной тепловой машины. Сади Карно, выясняя при каком замкнутом процессе тепловой двигатель будет иметь максимальный КПД, предложил использовать цикл, состоящий из 2 адиабатных и двух изотермических процессов

Цикл Карно — самый эффективный цикл, имеющий максимальный КПД.

Не существует теплового двигателя, у которого КПД = 100% или 1.

Формула дает теоретический предел для максимального значения КПД тепловых двигателей. Она показывает, что тепловой двигатель тем эффективнее, чем выше температура нагревателя и ниже температура холодильника. Лишь при температуре холодильника, равной абсолютному нулю, η = 1.

Но температура холодильника практически не может быть ниже температуры окружающего воздуха. Повышать температуру нагревателя можно. Однако любой материал (твердое тело) обладает ограниченной теплостойкостью, или жаропрочностью. При нагревании он постепенно утрачивает свои упругие свойства, а при достаточно высокой температуре плавится.

Сейчас основные усилия инженеров направлены на повышение КПД двигателей за счет уменьшения трения их частей, потерь топлива вследствие его неполного сгорания и т. д. Реальные возможности для повышения КПД здесь все еще остаются большими.

Повышение КПД тепловых двигателей и приближение его к максимально возможному — важнейшая техническая задача.

Тепловые двигатели – паровые турбины, устанавливают также на всех АЭС для получения пара высокой температуры. На всех основных видах современного транспорта преимущественно используются тепловые двигатели: на автомобильном – поршневые двигатели внутреннего сгорания; на водном – двигатели внутреннего сгорания и паровые турбины; на железнодорожном – тепловозы с дизельными установками; в авиационном – поршневые, турбореактивные и реактивные двигатели.

Сравним эксплуатационные характеристики тепловых двигателей.

КПД:

Паровой двигатель – 8%.

Паровая турбина – 40%.

Газовая турбина – 25-30%.

Двигатель внутреннего сгорания – 18-24%.

Дизельный двигатель – 40– 44%.

Реактивный двигатель – 25%.

Широкое использование тепловых двигателей не проходит бесследно для окружающей среды: постепенно уменьшается количество кислорода и увеличивается количество углекислого газа в атмосфере, воздух загрязняется вредными для здоровья человека химическими соединениями. Возникает угроза изменения климата. Поэтому нахождение путей уменьшения загрязнения окружающей среды является сегодня одной из наиболее актуальных научно-технических проблем.

Примеры и разбор решения заданий

1. Какую среднюю мощность развивает двигатель автомобиля, если при скорости 180 км/ч расход бензина составляет 15 л на 100 км пути, а КПД двигателя 25%?

Дано: v=180км/ч = 50 м/с, V = 15 л = 0,015 м³, s = 100 км = 10⁵ м, ɳ = 25% = 0,25, ρ = 700 кг/м³, q = 46 × 10⁶ Дж/кг.

Найти: N.

Решение:

Запишем формулу для расчёта КПД теплового двигателя:

Работу двигателя, можно найти, зная время работы и среднюю мощность двигателя:

Количество теплоты, выделяющееся при сгорании бензина, находим по формуле:

Учитывая всё это, мы можем записать:

Время работы двигателя можно найти по формуле:

Из формулы КПД выразим среднюю мощность:

.

Подставим числовые значения величин:

После вычислений получаем, что N=60375 Вт.

Ответ: N=60375 Вт.

2. Тепловая машина имеет КПД 25 %. Средняя мощность передачи теплоты холодильнику составляет 4 кВт. Какое количество теплоты рабочее тело получает от нагревателя за 20 с?

Дано: ɳ = 25%, N = 4000 Вт, t = 20 с.

Найти: Q₁.

Решение

  =

– это количество теплоты, отданное холодильнику

Ракетный двигатель на взрывной тяге – Наука – Коммерсантъ

Новая физическая идея — использование детонационного горения вместо обычного, дефлаграционного — позволяет радикально улучшить характеристики реактивного двигателя.

Говоря о космических программах, мы в первую очередь думаем о мощных ракетах, которые выводят на орбиту космические корабли. Сердце ракеты-носителя — ее двигатели, создающие реактивную тягу. Ракетный двигатель — это сложнейшее энергопреобразующее устройство, во многом напоминающее живой организм со своим характером и манерами поведения, которое создается поколениями ученых и инженеров. Поэтому изменить что-то в работающей машине практически невозможно: ракетчики говорят: «Не мешай машине работать…» Такой консерватизм, хотя он многократно оправдан практикой космических пусков, все же тормозит ракетно-космическое двигателестроение — одну из самых наукоемких областей деятельности человека. Необходимость изменений назрела уже давно: для решения целого ряда задач нужны существенно более энергоэффективные двигатели, чем те, которые эксплуатируются сегодня и которые по своему совершенству достигли предела.

Нужны новые идеи, новые физические принципы. Ниже речь пойдет именно о такой идее и о ее воплощении в демонстрационном образце ракетного двигателя нового типа.

Дефлаграция и детонация

В большинстве существующих ракетных двигателей химическая энергия горючего преобразуется в тепло и механическую работу за счет медленного (дозвукового) горения — дефлаграции — при практически постоянном давлении: P=const. Однако, кроме дефлаграции, известен и другой режим горения — детонация. При детонации химическая реакция окисления горючего протекает в режиме самовоспламенения при высоких значениях температуры и давления за сильной ударной волной, бегущей с высокой сверхзвуковой скоростью. Если при дефлаграции углеводородного горючего мощность тепловыделения с единицы площади поверхности фронта реакции составляет ~1 МВт/м2, то мощность тепловыделения в детонационном фронте на три-четыре порядка выше и может достигать 10000 МВт/м2 (выше мощности излучения с поверхности Солнца!). Кроме того, в отличие от продуктов медленного горения, продукты детонации обладают огромной кинетической энергией: скорость продуктов детонации в ~20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения. Возникают вопросы: нельзя ли в ракетном двигателе вместо дефлаграции использовать детонацию и приведет ли замена режима горения к повышению энергоэффективности двигателя?

Приведем простой пример, который иллюстрирует преимущества детонационного горения в ракетном двигателе над дефлаграционным. Рассмотрим три одинаковых камеры сгорания (КС) в виде трубы с одним закрытым и другим открытым концом, которые заполнены одинаковой горючей смесью при одинаковых условиях и поставлены закрытым концом вертикально на тягоизмерительные весы (рис. 1). Энергию зажигания будем считать пренебрежимо малой по сравнению с химической энергией горючего в трубе.

Пусть в первой трубе горючая смесь зажигается одним источником, например, автомобильной свечой, расположенной у закрытого конца. После зажигания вверх по трубе побежит медленное пламя, видимая скорость которого обычно не превышает 10 м/c, то есть много меньше скорости звука (около 340 м/с). Это означает, что давление в трубе P будет очень мало отличаться от атмосферного Pa, и показания весов практически не изменятся. Другими словами, такое (дефлаграционное) сжигание смеси фактически не приводит к появлению избыточного давления на закрытом конце трубы, и, следовательно, дополнительной силы, действующей на весы. В таких случаях говорят, что полезная работа цикла с P=Pa=const равна нулю и, следовательно, равен нулю термодинамический коэффициент полезного действия (КПД). Именно поэтому в существующих силовых установках горение организуется не при атмосферном, а при повышенном давлении P«Pa, получаемом с помощью турбонасосов. В современных ракетных двигателях среднее давление в КС достигает 200-300 атм.

Попытаемся изменить ситуацию, установив во второй трубе множество источников зажигания, которые одновременно зажигают горючую смесь по всему объему. В этом случае давление в трубе P быстро возрастет, как правило, в семь-десять раз, и показания весов изменятся: на закрытый конец трубы в течение некоторого времени — времени истечения продуктов горения в атмосферу — будет действовать достаточно большая сила, которая способна совершить большую работу. Что же изменилось? Изменилась организация процесса горения в КС: вместо горения при постоянном давлении P=const мы организовали горение при постоянном объеме V=const.

Теперь вспомним о возможности организации детонационного горения нашей смеси и в третьей трубе вместо множества распределенных слабых источников зажигания установим, как и в первой трубе, один источник зажигания у закрытого конца трубы, но не слабый, а сильный — такой, который приведет к возникновению не пламени, а детонационной волны. Возникнув, детонационная волна побежит вверх по трубе с высокой сверхзвуковой скоростью (около 2000 м/с), так что вся смесь в трубе сгорит очень быстро, и давление в среднем повысится как при постоянном объеме — в семь-десять раз. При более детальном рассмотрении оказывается, что работа, совершенная в цикле с детонационным горением, будет даже выше, чем в цикле V = const.

Таким образом, при прочих равных условиях детонационное сгорание горючей смеси в КС позволяет получить максимальную полезную работу по сравнению с дефлаграционным горением при P=const и V=const, то есть позволяет получить максимальный термодинамический КПД. Если вместо существующих ракетных двигателей с дефлаграционным горением использовать двигатели с детонационным горением, то такие двигатели могли бы дать чрезвычайно большие выгоды. Этот результат был впервые получен нашим великим соотечественником академиком Яковом Борисовичем Зельдовичем еще в 1940 году, однако до сих пор не нашел практического применения. Основная причина этому — сложность организации управляемого детонационного горения штатных ракетных топлив.

Мощность тепловыделения в детонационном фронте на 3-4 порядка выше, чем во фронте обычного дефлаграционного горения и может превышать мощность излучения с поверхности Солнца. Скорость продуктов детонации в 20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения

Импульсный и непрерывный режимы

До настоящего времени предложено множество схем организации управляемого детонационного горения, включая схемы с импульсно-детонационным и с непрерывно-детонационным рабочим процессом. Импульсно-детонационный рабочий процесс основан на циклическом заполнении КС горючей смесью с последующим зажиганием, распространением детонации и истечением продуктов в окружающее пространство (как в третьей трубе в рассмотренном выше примере). Непрерывно-детонационный рабочий процесс основан на непрерывной подаче горючей смеси в КС и ее непрерывном сгорании в одной или нескольких детонационных волнах, непрерывно циркулирующих в тангенциальном направлении поперек потока.

Концепция КС с непрерывной детонацией предложена в 1959 году академиком Богданом Вячеславовичем Войцеховским и долгое время изучалась в Институте гидродинамики СО РАН. Простейшая непрерывно-детонационная КС представляет собой кольцевой канал, образованный стенками двух коаксиальных цилиндров (рис. 2). Если на днище кольцевого канала поместить смесительную головку, а другой конец канала оборудовать реактивным соплом, то получится проточный кольцевой реактивный двигатель. Детонационное горение в такой КС можно организовать, сжигая горючую смесь, подаваемую через смесительную головку, в детонационной волне, непрерывно циркулирующей над днищем. При этом в детонационной волне будет сгорать горючая смесь, вновь поступившая в КС за время одного оборота волны по окружности кольцевого канала. К другим достоинствам таких КС относят простоту конструкции, однократное зажигание, квазистационарное истечение продуктов детонации, высокую частоту циклов (килогерцы), малый продольный размер, низкий уровень эмиссии вредных веществ, низкий уровень шума и вибраций.

Заданный удельный импульс в детонационном ракетном двигателе достигается при значительно меньшем давлении, чем в традиционном жидкостном ракетном двигателе. Это позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей

Демонстрационный образец

В рамках проекта Минобрнауки создан демонстрационный образец непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД) с КС диаметром 100 мм и шириной кольцевого канала 5 мм, который испытан при работе на топливных парах водород—кислород, сжиженный природный газ—кислород и пропан-бутан—кислород. Огневые испытания ДРД проводились на специально разработанном испытательном стенде. Длительность каждого огневого испытания — не более 2 с. За это время с помощью специальной диагностической аппаратуры регистрировались десятки тысяч оборотов детонационных волн в кольцевом канале КС. При работе ДРД на топливной паре водород—кислород впервые в мире экспериментально доказано, что термодинамический цикл с детонационным горением (цикл Зельдовича) на 7-8% эффективнее, чем термодинамический цикл с обычным горением при прочих равных условиях.

В рамках проекта создана уникальная, не имеющая мировых аналогов вычислительная технология, предназначенная для полномасштабного моделирования рабочего процесса в ДРД. Эта технология фактически позволяет проектировать двигатели нового типа. При сравнении результатов расчетов с измерениями оказалось, что расчет точно прогнозирует количество детонационных волн, циркулирующих в тангенциальном направлении в кольцевой КС ДРД заданной конструкции (четыре, три или одну волну, рис. 3). Расчет с приемлемой точностью предсказывает и рабочую частоту процесса, то есть дает значения скорости детонации, близкие к измеренным, и тягу, фактически развиваемую ДРД. Кроме того, расчет правильно предсказывает тенденции изменения параметров рабочего процесса при повышении расхода горючей смеси в ДРД заданной конструкции — как и в эксперименте, количество детонационных волн, частота вращения детонации и тяга при этом увеличиваются.

ДРД против ЖРД

Основной показатель энергоэффективности ракетного двигателя — удельный импульс тяги, равный отношению тяги, развиваемой двигателем, к весовому секундному расходу горючей смеси. Удельный импульс измеряется в секундах (с). Зависимость удельного импульса тяги ДРД от среднего давления в КС, полученная в ходе огневых испытаний двигателя нового типа, такова, что удельный импульс увеличивается с ростом среднего давления в КС. Основной целевой показатель проекта — удельный импульс тяги 270 с в условиях на уровне моря — достигнут в огневых испытаниях при среднем давлении в КС, равном 32 атм. Измеренная тяга ДРД при этом превысила 3 кН.

При сравнении удельных характеристик ДРД с удельными характеристиками в традиционных жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) оказывается, что заданный удельный импульс в ДРД достигается при значительно меньшем среднем давлении, чем в ЖРД. Так, в ДРД удельный импульс в 260 с достигается при давлении в КС всего 24 атм, тогда как удельный импульс 263,3 с в известном отечественном двигателе РД-107А достигается при давлении в КС 61,2 атм, которое в 2,5 раза выше. Отметим, что двигатель РД-107А работает на топливной паре керосин—кислород и используется в первой ступени ракеты-носителя «Союз-ФГ». Такое значительное снижение среднего давления в ДРД позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей и снизить требования к турбонасосным агрегатам.

Вот и новая идея, и новые физические принципы.

Один из результатов проекта — разработанное техническое задание на проведение опытно-конструкторской работы (ОКР) по созданию опытного образца ДРД. Основная проблема, которую планируется решить в рамках ОКР,— обеспечить непрерывную работу ДРД в течение длительного времени (десятки минут). Для этого потребуется разработать эффективную систему охлаждения стенок двигателя.

Ввиду своего прорывного характера задача создания практического ДРД, несомненно, должна стать одной из приоритетных задач отечественного космического двигателестроения.

Сергей Фролов, доктор физико-математических наук, Институт химической физики им. Н.Н. Семенова РАН, профессор НИЯУ-МИФИ

Газ вместо керосина

В 2014-2016 годах Министерством образования и науки РФ поддержан проект «Разработка технологий использования сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве топлива для ракетно-космической техники нового поколения и создание стендового демонстрационного образца ракетного двигателя». Проект предусматривает создание демонстрационного образца непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД), работающего на топливной паре «сжиженный природный газ (СПГ)—кислород». Исполнитель проекта — Центр импульсно-детонационного горения Института химической физики РАН. Индустриальный партнер проекта — Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз». В заявке на проект целесообразность использования в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) непрерывно-детонационного горения объяснялась более высоким термодинамическим КПД по сравнению с традиционным циклом, использующим медленное горение, а целесообразность использования СПГ объяснялась целым рядом преимуществ по сравнению с керосином: повышенным удельным импульсом тяги, доступностью и дешевизной, существенно меньшим сажеобразованием при горении и более высокими экологическими характеристиками. Теоретически замена керосина на СПГ в традиционном ЖРД сулит повышение удельного импульса на 3-4%, а переход от традиционного ЖРД к ДРД — на 13-15%.

Электрическая двигательная установка – обзор

1.1.2 Существующие технологические основы и потенциальные пути развития

Каждая электрическая силовая установка основана на ключевых компонентах, благодаря которым концепция работает. Наиболее важными компонентами являются устройство накопления энергии (аккумуляторная система), ² электрическая машина , силовая электроника и подходящее зарядное устройство .

Накопитель энергии в целом играет важную роль в определении технических характеристик, таких как производительность и запас хода.Устройства накопления энергии можно различать по типу перезаряжаемой батареи (например, свинцово-кислотная, никель-металлогидридная или литий-ионная [Li-ion] батарея), конденсаторов или использования водорода в качестве источника энергии вместе с топливным элементом. работает как преобразователь энергии. Различные варианты аккумуляторов различаются по весовой плотности энергии (Втч/кг) и плотности мощности (Вт/кг). ³ По сравнению с другими типами источников энергии (например, водород или бензин) вторичные батареи имеют значительно более низкую плотность энергии.Однако этот недостаток в определенной степени компенсируется более высоким КПД электрической трансмиссии по сравнению с обычными двигателями внутреннего сгорания.

Пользователь должен установить в транспортное средство несколько аккумуляторных батарей, чтобы обеспечить определенный уровень дальности действия, хотя при современном уровне технологий это приводит к увеличению общего веса транспортного средства (Spath et al., 2011; Eckstein et al., 2010). Помимо плотности энергии, другие аспекты, которые необходимо учитывать при выборе подходящей системы хранения, включают удельную мощность, срок службы и аспекты безопасности, полезную емкость (глубину разряда) и стоимость системы хранения (Oertel, 2008; Spath et al. , 2011). Чтобы гарантировать производительность, в аккумуляторной системе разрабатывается множество различных подсистем (например, система управления батареями или подходящая система управления температурным режимом).

В нынешних условиях развития не существует единственного подходящего накопителя энергии. Различные доступные типы имеют уникальные преимущества и недостатки, каждый из которых необходимо рассматривать вместе со всей архитектурой трансмиссии и всегда с учетом требований выбранного приложения.

Основной компонент электрической двигательной установки ⁴ может улучшить, расширить или даже заменить двигатель внутреннего сгорания в качестве источника движения. Например, в концепции транспортного средства с увеличенным запасом хода, электромобиля на аккумуляторной батарее (BEV) или транспортного средства на топливных элементах электродвигатель определяется как единственный источник движения.

В отличие от двигателя внутреннего сгорания электрическая машина имеет выдающуюся характеристику крутящего момента (максимальный крутящий момент достигается при 0 оборотов в минуту [об/мин]), что делает электрическую машину отличным выбором для тягового двигателя транспортных средств. Кроме того, электрические машины характеризуются высоким КПД (90% и более), надежностью и длительным сроком службы, низкими затратами на техническое обслуживание и относительно низким уровнем шума (Spath et al., 2011; Franke, 2011).

Электрические машины можно разделить на машины постоянного и переменного тока. Из-за их актуальности для транспортных средств мы рассмотрим функцию машины переменного тока. Эти машины приводятся в действие трехфазным переменным током. Для функциональности привода каждое из трех переменных напряжений смещено на 120 градусов.Они питают обмотки статора для создания вращающегося магнитного поля внутри двигателя, за которым затем следует ротор машины. Тот факт, что постоянный ток от батареи должен быть преобразован в переменный ток для электрической машины, делает существование так называемого инвертора одним из основных компонентов силовой электроники (Freialdenhoven, 2009; Mathoy, 2010; Hofmann, 2010). ).

Помимо аккумуляторной системы и тягового двигателя силовая электроника может считаться одной из ключевых технологий в электромобилях (Strehlitz 2012). Модуль силовой электроники в системе электропривода выполняет несколько задач, которые очень важны для общей экономичности и эффективности гибридных и электрических транспортных средств. Как уже упоминалось, постоянный ток от аккумуляторной системы должен быть преобразован в переменный ток для электрической машины (или наоборот в случае рекуперации). Этот функционал является одной из основных задач. Модуль силовой электроники также должен преобразовывать напряжение в различные уровни (повышая или понижая) для обеспечения бортового питания.Кроме того, силовая электроника имеет решающее значение для процесса зарядки (Spath et al., 2012).

Зарядное устройство используется для внешней зарядки электромобиля через сеть. Устройство должно адаптировать внешний ток к напряжению, необходимому для зарядки аккумулятора. В настоящее время существует два различных варианта зарядных устройств с технической точки зрения. Либо зарядное устройство устанавливается в транспортном средстве (так называемое бортовое зарядное устройство), либо оно устанавливается как внешнее устройство на зарядной колонке (так называемое внешнее зарядное устройство). В современных электромобилях (3,6–22 кВт) широко используются бортовые зарядные устройства. ⁵ Внешнее решение, скорее всего, используется для операций быстрой зарядки, которая может достигать мощности 50 кВт и более. Для процесса зарядки доступны различные варианты, что приводит к обсуждению стандартизации самого процесса зарядки, а также о необходимых компонентах и ​​системах разъемов. На рис. 1.1 показан пример одной из возможных топологий силовой электроники и их взаимодействия с системой накопления энергии и электрической машиной.

Рисунок 1.1. Например, архитектура электрической трансмиссии (Spath et al., 2011, после Hofmann, 2010).

Как работают ракетные двигатели | HowStuffWorks

«Сила» ракетного двигателя называется его тягой . Тяга измеряется в «фунтах тяги» в США и в ньютонах по метрической системе (4,45 ньютона тяги равняется 1 фунту тяги). Фунт тяги — это количество тяги, которое потребуется, чтобы удержать 1-фунтовый объект неподвижным против силы гравитации на Земле. Итак, на Земле ускорение свободного падения составляет 32 фута в секунду в секунду (21 миля в час). Если бы вы парили в космосе с мешком с бейсбольными мячами и бросали бы один бейсбольный мяч в секунду со скоростью 21 миля в час, ваши бейсбольные мячи создавали бы тягу, эквивалентную 1 фунту. Если бы вместо этого вы бросали бейсбольные мячи со скоростью 42 мили в час, то вы бы создавали тягу в 2 фунта. Если вы бросаете их со скоростью 2100 миль в час (возможно, стреляя в них из какого-нибудь бейсбольного ружья), то вы создаете 100 фунтов тяги и так далее.

Одна из забавных проблем ракет состоит в том, что объекты, которые двигатель хочет бросить, на самом деле что-то весят, и ракета должна нести этот вес. Допустим, вы хотите создать 100 фунтов тяги в течение часа, бросая один бейсбольный мяч каждую секунду со скоростью 2100 миль в час. Это означает, что вы должны начать с 3600 однофунтовых мячей (в часе 3600 секунд) или 3600 фунтов бейсбольных мячей. Поскольку вы весите всего 100 фунтов в скафандре, вы можете видеть, что вес вашего «топлива» превосходит вес полезной нагрузки (вас). На самом деле вес топлива в 36 раз превышает вес полезной нагрузки. И это очень распространено. Вот почему вам нужна огромная ракета, чтобы доставить крошечного человека в космос прямо сейчас — вам нужно нести много топлива.

Вы можете очень четко увидеть уравнение веса на космическом шаттле. Если вы когда-нибудь видели запуск космического корабля «Шаттл», то знаете, что он состоит из трех частей:

• Орбитальный аппарат
• Большой внешний бак
• Два твердотопливных ускорителя (SRBs)

весит 165 000 фунтов без груза.Внешний бак весит 78 100 фунтов без груза. Два твердотопливных ракетных ускорителя весят 185 000 фунтов каждый. Но тогда вы должны загрузить в топливо. Каждый SRB вмещает 1,1 миллиона фунтов топлива. Внешний бак вмещает 143 000 галлонов жидкого кислорода (1 359 000 фунтов) и 383 000 галлонов жидкого водорода (226 000 фунтов). Весь корабль — шаттл, внешний бак, твердотопливные ускорители и все топливо — при запуске имеет общий вес 4,4 миллиона фунтов. 4,4 миллиона фунтов, чтобы получить 165 000 фунтов на орбите — довольно большая разница! Справедливости ради, орбитальный аппарат также может нести полезную нагрузку в 65 000 фунтов (размером до 15 x 60 футов), но это все же большая разница.Топливо весит почти в 20 раз больше, чем у орбитального корабля [источник: Руководство оператора космического корабля «Шаттл»].

Все это топливо выбрасывается из задней части космического корабля со скоростью около 6000 миль в час (типичная скорость выхлопа химических ракет составляет от 5000 до 10000 миль в час). SRB горят около двух минут и генерируют около 3,3 миллиона фунтов тяги каждый при запуске (в среднем 2,65 миллиона фунтов за время горения). Три главных двигателя (которые используют топливо во внешнем баке) горят около восьми минут, развивая тягу в 375 000 фунтов каждый во время горения.

В следующем разделе мы рассмотрим особенности топливной смеси в твердотопливных ракетах.

Деятельность по созданию электрических двигателей – Лаборатория плазменной науки и техники

Введение

Electric Propulsion — это область ракетостроения, которая занимается двигателями, использующими электрическую энергию для создания тяги. В отличие от химических ракет, топливо и источник энергии разделены. В этом отношении скорость выхлопа не ограничивается энергией химического сгорания, а частично ограничена эффективной связью электрической энергии с газом и, конечно, специальной теорией относительности.В электрических двигательных установках энергия сообщается ракетному топливу тремя способами: 1) электротермическим, который включает резистивный нагрев топлива за счет прохождения через него тока или взаимодействия газа с горячим элементом; 2) электростатическим, когда газ ионизируется и ускоряется с помощью приложенных электрических полей 3) Электромагнитно, когда взаимодействие между током плазмы и собственными или приложенными магнитными полями ускоряет плазму посредством силы J x B. Электрические движители по своей сути являются двигателями малой тяги.В этом отношении они должны работать в течение более длительных периодов времени, чем их химические аналоги, для достижения того же дельта-v. Действительно, для некоторых предполагаемых миссий в дальний космос, таких как полеты к Юпитеру или Нептуну, двигатели должны будут работать непрерывно в течение многих лет. Сравните это с типичными химическими ракетами, типичное время горения которых измеряется в минутах. В этом отношении подруливающие устройства должны работать эффективно и выдерживать такие длительные периоды «горения».

В центре внимания Лаборатории электродвигатели эффективность и срок службы.Независимо от того, является ли двигатель двигателем Холла, ионным двигателем или даже двигателем MPD, ключевым фактором является срок службы электрода. Катодный электрод, в частности, очень важен. Он обеспечивает электроны, которые ионизируют газ для создания плазмы, которая в конечном итоге ускоряется для создания тяги. В настоящее время лаборатория исследует безэлектродные варианты производства плазмы для замены катодов на основе термоэлектронной эмиссии. Суть этих усилий (простите за каламбур) заключается в использовании электронного циклотронного резонанса для создания плазмы, а не обычного полого катода.Однако мы не полностью отказались от полых катодов. Мы также активно работаем над увеличением срока службы компонентов этого устройства. Мы также активно изучаем сбор плазмы в кольцевых остроконечных разрядных камерах, пытаясь лучше понять, как оптимизировать эффективность. Наконец, мы также изучаем индуктивные разряды с магнитным усилением с конечной целью — проложить путь для реализации очень компактных ионизаторов для приложений ионных двигателей.

Области интересов:

1. Микроволновый плазменный катод
2. Базовая физика разрядной камеры
3. Источник плазмы с индуктивной связью для электрических двигателей
4. Источники плазмы ЭЦР

«Ракетный двигатель на твердом топливе»

«Ракетный двигатель на твердом топливе»

Вернуться на главную страницу Purdue AAE Propulsion.

---

Как работают твердотопливные двигатели
Подробная информация о различных твердотопливных двигателях
Сравнительные таблицы различных двигателей

---

Концептуально твердотопливные двигатели (или РДТ) представляют собой простые устройства с
очень мало движущихся частей. На воспламенитель подается электрический сигнал, который
создает горячие газы, которые воспламеняют основное пороховое зерно (см. изображение ниже).
Топливо содержит как горючее, так и окислитель; поэтому эти устройства
может работать в вакууме космоса. Тяга развита
поскольку высокая тепловая энергия дымовых газов преобразуется в кинетическую
энергии в выхлопе.Простота SRM делает их привлекательным выбором
для многих ракетных двигателей. Потому что мало структурных
компонентов, SRM эффективен тем, что большая часть его веса приходится на
реально используемое топливо. SRM могут быть воспламенены в любой момент и не
требуют заправки жидкостью перед эксплуатацией. С другой стороны, их
КПД (удельный импульс) обычно ниже, чем у жидкостных систем, и
их нельзя легко задушить. После зажигания двигатель сгорит до
исчезновение, если не включены специальные положения для прекращения тяги
посреди обстрела.

---

Твердотопливные ракетные двигатели

Кордант Тиокол ​​

Многоразовый твердотопливный ракетный двигатель шаттла

Семейство STAR

Семейство КАСТОРОВ

Пратт и Уитни CSD

Семья Орбус

Альянт Техсистемс

Страпон GEM

Ракета-носитель Орион

Двигатель ракеты с тепловым наведением Sidewinder

Двигатель радиолокационной ракеты AMRAAM

Аэротех

Композитный ракетный двигатель большой мощности модельного ракетного двигателя

Эстес

Ракетные двигатели модели Black Powder

---

Бустеры со страпоном

Марка	Модель	Тяга	Вес	Пропеллент	Общий импульс	Время горения	приложений
Тиокол ​​	СРСМ	3 300 000 фунтов	1 300 000 фунтов	перхлорат аммония/алюминий		75 с	Шаттл SRB
	Кастор IVA						Delta I, страпон Atlas
Альянс	ГЕМ	112 241 фунт	28 592 фунта	88% HTPB	7 090 000 фунтов-с	55 с	Ремешок Delta II

Автономные твердотопливные ускорители

Марка	Модель	Тяга	Вес	Пропеллент	Суммарный импульс	Время горения	Заявка
Тиокол ​​	Ролик 120	435 000 фунтов	116 275 фунтов	ХТПБ	29 900 000 фунтов-с	81 с	Афина I, II первая ступень, Афина II вторая ступень
Альянс	Орион 50S АЛ	130 500 фунтов	29 581 фунт	ХТПБ	7 893 000 фунтов-с	72. 4 с	Ракета-носитель «Пегас»

Двигатели верхней ступени

Марка	Модель	Тяга	Вес	Пропеллент	общий импульс	Время горения	приложений
Тиокол ​​	ЗВЕЗДА 48А	17 300 фунтов	5674 фунта	Ар/Ал	1 528 409 фунтов-с	88 с	Вспомогательный модуль полезной нагрузки STS
Пратт	Орбус 6	23 800 фунтов	6515 фунтов		1 738 000 фунтов-с	101 с	Инерционная верхняя ступень STS
	Орбус 21S	59 460 фунтов	22 703 фунта		6 190 000 фунтов-с	138 с	Удар перигея INTELSAT-VI

Двигатели тактических ракет

Марка	Модель	Вес	Пропеллент	Рабочая температура
Альянс	Сайдвиндер	99 фунтов	РС ХТПБ	-65F до 160F
	АМРААМ		156 фунтов	-65F до 145F

Модели ракетных двигателей

Марка	Модель	Пропеллент	Тяга	Импульс	Вес	Вес метательного заряда	Время горения
Аэротек	F50-4T одноразовый	Композит Blue Thunder	50 Н	80 Н-с	83 г	38. 3 г	1,6 с
	h280 Вт перезаряжаемый	Белая молния из композита	180 Н	230 Н-с	263,6 г	123 г	1,27 с
Эстес	1/2А6-2	Черный порох	6 Н	1,25 Н-с		2,6 г	.21 с
	Д12-7		12 Н	17 Н-с		10.8 г	1,42 с

---

Эта страница Copright 1998 Purdue University

Все тонкости испытаний двигателей

8 марта 2019 г.

Термин «движение» происходит от латинских слов «pro», что означает «вперед», и «pellere», что означает «двигать». Движение, таким образом, означает движение чего-то вперед. Движущая сила — это сила, которая заставляет воздушный шар лететь вперед, когда внутри него высвобождается гелий. Это также сила, которая заставляет ракету запускаться в космос.

Всеобъемлющим принципом, объясняющим движение, является третий закон движения Ньютона, который гласит, что на каждое действие в природе существует равное и противоположное противодействие. С тех пор как Ньютон разработал свои три закона движения в 17 веке, мы стали лучше понимать тягу и то, как она имеет множество практических применений, не последним из которых является ракетостроение.Спустя почти три века после того, как сэр Исаак Ньютон поделился своими теориями о мире природы, люди стали одержимы идеей запуска ракеты в космос, особенно своевременно, чтобы опередить другие страны в достижении цели.

Космическая гонка, как ее теперь называют, привела к быстрым инновациям в ракетостроении. Спустя много десятилетий Национальное управление по воздуху и исследованию космического пространства (НАСА), ВВС и частные организации продолжают совместную работу по продвижению ракетной техники и, в частности, двигательных установок, дальше, чем когда-либо прежде. Космические миссии, к которым мы стремимся сегодня, требуют большего от космических кораблей, и новаторы по всей стране и во всем мире принимают вызов.

Силовые установки — это сердце ракеты, поэтому они заслуживают особого внимания. Поскольку мы внедряем инновации и полагаемся на существующие системы, тестирование является важным шагом. Хотя мы всегда можем полагаться на принцип работы третьего закона движения Ньютона, компоненты ракетного двигателя, создающие тягу, могут испытывать проблемы. Тестирование имеет решающее значение для того, чтобы убедиться, что двигательная установка работает правильно и готова к запуску ракеты или космического корабля в космос.

В этой статье мы сосредоточимся на тестировании двигателей. Мы более подробно рассмотрим, что такое двигательная установка, почему необходимы испытания двигательной установки, что такое испытательная установка ракеты и как проводятся испытания двигательной установки.

Что такое двигательная установка?

Ракеты

состоят из четырех основных систем — конструктивной, полезной нагрузки, наведения и двигательной установки. Двигательная установка создает тягу, которая двигает ракету вперед. Какими бы эффективными ни были другие аспекты космического корабля, без двигательной установки он никогда не оторвется от земли.Точный способ создания тяги зависит от двигательной установки, поскольку существуют разные виды. Однако все системы функционируют на основе третьего закона движения Ньютона, создавая сгорание, создающее тягу.

Двигательная установка не просто так называется системой — она состоит из всех частей, из которых состоит двигатель ракеты. Сюда входят такие компоненты, как топливо, форсунки, камера сгорания и сопло. Давайте подробнее рассмотрим каждый из этих компонентов и то, как они влияют на общую двигательную установку:

.

1.Пропелленты

Топливо состоит из топлива и окислителя. При смешивании топлива и окислителя происходит сгорание с образованием горячих выхлопных газов. В жидкостных ракетах топливо хранится отдельно в виде жидкости и смешивается в камере сгорания. В твердотопливных ракетах это топливо предварительно смешивают и хранят в твердом цилиндре. Топливо сгорает только тогда, когда подвергается сильному нагреву воспламенителя. В гибридных двигателях одно топливо, обычно топливо, твердое, а другое жидкое.Жидкое топливо впрыскивается в бак твердого тела, вызывая возгорание.

2. Форсунки

Форсунки

являются важным компонентом жидкостных и гибридных ракетных двигателей. Они впрыскивают топливо в камеру сгорания. Чтобы контролировать процесс, они впрыскивают топливо только в определенных пропорциях и в нужное время. Форсунка также имеет задачу закрывать верхнюю часть камеры сгорания, чтобы сдерживать сгорание. Это возможно, так как он расположен на верхнем конце камеры сгорания.Инжектор играет наиболее важную роль среди компонентов ракетного двигателя.

3. Камера сгорания

В камере сгорания топливо смешивается и вызывает возгорание. В случае гибридных ракетных двигателей бак, содержащий твердое топливо, также служит камерой сгорания, но в жидкостных ракетах это отдельный объект. Камера сгорания должна быть прочной, чтобы выдерживать высокую температуру и давление, возникающие при сгорании. Камера также должна быть достаточно длинной, чтобы обеспечить полное сгорание до того, как образующиеся газы попадут в сопло.

4. Форсунка

После сгорания газы поступают в сопло. Однако происходит сгорание, образующийся горячий выхлоп проходит через сопло ракеты и ускоряется к задней части ракеты. Работа сопла заключается в преобразовании медленно движущейся химико-термической энергии сгорания в высокоскоростную кинетическую энергию. Горловина сопла соединяет сужающуюся и расширяющуюся части сопла. Газ выходит из сопла в конце расширяющейся части.Это действие вызывает обратную реакцию силы тяги, толкающей космический корабль вперед.

Почему важны испытания двигателей?

Ракета без двигателя ничто. Двигательная установка, содержащая дефект, может превратиться в трагический взрыв, который немедленно приведет к бесчисленным часам работы, дорогим материалам и, возможно, человеческим жизням.

Испытания силовой установки включают в себя проверку всех различных компонентов двигательной установки космического корабля и проведение испытаний системы, чтобы убедиться, что она находится в надлежащем рабочем состоянии.Проблема для аэрокосмических инженеров заключается в том, что они не могут просто взять ракету на тест-драйв, чтобы увидеть, как она работает. Запуск ракеты чрезвычайно дорог, и это если все пойдет как надо. Если один компонент двигательной установки не работает должным образом, вся ракета может быть уничтожена.

В 2015 году SpaceX потеряла десятки миллионов долларов, а НАСА потеряло груз на сумму более миллиона долларов, когда взорвалась ракета Falcon 9. К счастью, ракета была беспилотной, но финансовые потери сами по себе стали трагедией.

Исследования и теоретические модели необходимы и полезны для предотвращения возникновения проблем, но сами по себе они недостаточны. Вот тут-то и вступает в игру тестирование. Тесты могут взять верх там, где заканчивается теория, либо выявляя непредвиденные проблемы, либо подтверждая гипотезы и эффективность проектных моделей и материалов.

Прежде чем двигатель может быть сертифицирован для полета, он должен успешно пройти наземные испытания. Испытание ракеты на земле может быть дорогостоящим, но оно того стоит, чтобы убедиться, что ракета готова к реальному запуску.Проверка двигательной установки ракеты до того, как полагаться на нее в реальном запуске, защищает ценный актив самой ракеты, а также любых членов экипажа, которые могут находиться на борту.

Испытание двигательной установки ракеты отвечает всем интересам, но это не просто хорошая идея — это требование. Военные США и различные общие и отраслевые органы по стандартизации предъявляют требования к тому, какие испытания должен пройти продукт, чтобы считаться готовым и безопасным для использования. Эти органы, устанавливающие стандарты, устанавливают стандарты не только для результатов испытаний, но и для того, как проводятся испытания.Вот несколько соответствующих примеров:

• MIL-STD-810:  Этот стандарт требует воспроизведения жестких условий предполагаемой среды продукта при тестировании. Стандарт 28 MIL-STD-810 определяет различные методы тестирования, каждый из которых предназначен для воспроизведения различных условий окружающей среды. Подробные данные собираются, чтобы продемонстрировать, насколько надежен продукт в таких суровых условиях.
• MIL-STD-202:  Этот стандарт включает испытания на воздействие окружающей среды, испытания электрических характеристик и испытания физических характеристик.Это относится к любым электрическим частям оборудования весом менее 300 фунтов, а также к печатным платам.
• RTCA DO-160:  Этот стандарт разработан Радиотехнической комиссией по аэронавтике. Он охватывает широкий спектр требований к испытаниям оборудования авионики в условиях окружающей среды, включая испытания на воздействие таких факторов окружающей среды, как температура, влажность, вибрация и т. д.

Когда ракета прошла все необходимые испытания, включая каждый этап испытаний двигателя, и больше не вызывает никаких проблем, она готова к запуску. Тестирование никогда не является абсолютной гарантией того, что с ракетой не возникнет никаких проблем. В конце концов, могут произойти странные инциденты и неожиданные экологические проблемы. Однако в целом испытания могут дать разумный уровень уверенности в том, что ракета готова к успешному запуску.

Что такое испытательные ракетные комплексы?

С самого начала разработки ракет программы испытаний двигателей были важным средством обнаружения и исправления проблем или подтверждения того, что ракета готова к запуску.Эти испытания должны проводиться на объектах, специально предназначенных для облегчения испытаний ракет. В 1957 году Национальный консультативный комитет по аэронавтике (NACA) в Исследовательском центре Льюиса в Кливленде, штат Огайо, завершил строительство испытательного центра ракетных двигателей (RETF).

На участке площадью 10 акров было два здания и различные вспомогательные конструкции, предназначенные для обеспечения полномасштабной ракетной тяги. В первом испытании в августе 1957 года был успешно запущен ракетный двигатель с тягой 20 000 фунтов.На этом объекте исследователи также смогли протестировать альтернативные формы топлива.

В начале 1960-х годов в Миссисипи был создан Комплекс испытаний ракетных двигателей, или Национальная лаборатория космических технологий. Этот объект должен был стать национальным полигоном для испытаний больших ракетных двигателей. Исследователи разработали новые и более совершенные конструкции ракетных двигательных установок. Ракеты, такие как ракета «Сатурн-5», которая имела решающее значение для высадки человека на Луну, были испытаны на этом объекте, чтобы убедиться, что двигатель готов, прежде чем он продолжит свой путь к запуску.

В середине 1960-х годов НАСА создало испытательный полигон Уайт-Сэндс в Нью-Мексико, который также стал центром испытаний ракет. Этот объект все еще работает сегодня как компонент Космического центра Джонсона в Хьюстоне, штат Техас.

Бесчисленное количество мужчин и женщин, работавших над двигателями космических кораблей десятилетия назад, как и те, кто работает сегодня, понимали важность испытаний двигателей. После взлета больше не будет возможности работать над двигателем или устранять неполадки. С самого начала они должны были сделать все возможное, чтобы ракета была готова к запуску и выходу в открытый космос.

Сегодня ракетные испытательные установки продолжают выполнять те же функции, что и несколько десятилетий назад, но сегодня более сложные технологии позволяют проводить еще более сложные испытания и более точное моделирование космоса. Эти объекты продвинулись технологически, и они выросли физически. Например, участок NTS Santa Clarita в Калифорнии занимает площадь более 150 акров. Этот объект оборудован для ряда климатических испытаний, испытаний с моделированием условий окружающей среды, испытаний с моделированием космического пространства, а также испытаний на опасную вибрацию и ускорение.

Как проводятся испытания силовой установки?

Испытания двигателя включают серию испытаний. Испытания двигательных установок космического корабля начинаются на ранних стадиях разработки и продолжаются до тех пор, пока ракета не будет полностью готова к реальному запуску. Сначала инженеры осматривают ракетный двигатель, чтобы убедиться, что основные компоненты и сборка подсистемы выглядят правильно. Они могут использовать статическое тестирование для выявления дефектов в космическом корабле без его фактического движения.

В дополнение к статическим испытаниям двигательные установки должны пройти космическое моделирование, чтобы подтвердить, что они будут работать в суровых условиях космоса.Другие типы испытаний также выполняются с помощью систем измерения тяги, сосудов под давлением, клапанов, вакуумных камер и других испытательных компонентов. Эти тесты могут помочь выявить любые оставшиеся проблемы, которые могут вызвать проблемы при запуске ракеты, или могут продемонстрировать, что ракета готова.

Давайте рассмотрим несколько различных типов испытаний, которым подвергаются двигательные установки.

1. Испытание реактивного стенда и выхлопной трубы

Одним из основных этапов статических испытаний является оценка способности ракетного двигателя создавать тягу. Ведь в этом весь смысл двигательной установки. Обычным средством проверки тяги является система измерения тяги (TMS), в которой используются тензодатчики для определения величины восходящего движения, создаваемого тягой.

В NTS наша система измерения тяги может измерять тягу до 50 000 фунтов силы (фунт-сила). Мы запускаем тестовые образцы в воздуховод с водяным охлаждением, способный выдержать ракетный двигатель с тягой 50 000 фунтов силы. Электродвигатели могут контролировать калибровку тензодатчиков из удаленного места до проведения испытаний на возгорание.

Поскольку тяга является жизненно важным аспектом двигательной установки, ее проверка имеет решающее значение. TMS позволяет проверять тягу без фактического запуска ракеты, что делает его ценным инструментом для испытаний двигателей.

2. Термический вакуум и космическое моделирование

Чтобы подтвердить, что ракета готова к запуску, программа испытаний двигателя должна эффективно воссоздать условия, в которых будет находиться ракета при ее запуске и после того, как она покинет атмосферу Земли. Если двигательная установка работает правильно в лаборатории, которая не похожа на условия реального запуска или в космосе, это не гарантия того, что она будет хорошо работать в других условиях. Хотя космос — это совсем другая среда, сложные ракетные испытательные установки могут эффективно имитировать условия запуска и космоса.

Термовакуумная камера может манипулировать как давлением, так и температурой, имитируя среду верхних слоев атмосферы и космического пространства. Термовакуумные камеры служили средством испытаний самолетов с начала существования США.С. космической программы и продолжают оставаться эффективным инструментом. Эти камеры должны быть огромными, чтобы вместить космический корабль, и должны быть защищены, чтобы обеспечить безопасность инженеров.

Космическое моделирование может показать, как двигательная установка будет работать в экстремальных условиях, таких как высокий вакуум, холодный космос и инфракрасное солнечное излучение. Компания NTS может разработать специальные камеры и приспособления, которые будут эффективно имитировать широкий спектр экстремальных космических условий. Например, когда дело доходит до температуры, наши камеры моделирования космоса могут быть холодными до -320°F и горячими до 1000°F.

3. Акустика стартового уровня

Акустические испытания уровня запуска проверяют шум двигательной установки. Большие ракетные двигатели могут создавать уровень звукового давления более 200 децибел. Звуковые волны такой интенсивности могут повредить ракету во время ее подъема. Низкочастотные волны наносят ущерб всему автомобилю и любому члену экипажа, а высокочастотные волны могут повредить более хрупкие компоненты.

Системы подавления

могут помочь смягчить эту проблему. Выхлоп ракеты безопасно направляется в траншею или пламенный ковш.Дренчерная система снижает шум, а также охлаждает выхлопные газы.

Акустические испытания на уровне запуска могут помочь убедиться, что системы подавления работают должным образом. Испытательный стенд, окруженный микрофонами, является идеальным средством сбора акустических данных. Эти данные могут информировать об улучшениях в системе подавления на стартовой площадке.

4. Хранение криогенного топлива

Хранение криогенного топлива — еще один аспект силовой установки, который можно протестировать.Любой газ, хранящийся при отрицательных температурах и сконденсированный с образованием легковоспламеняющейся жидкости, является криогенным. Некоторые распространенные примеры включают жидкий водород (LH ₂ ) в качестве топлива и жидкий кислород (LO ₂ или LO _X ) в качестве окислителя. Эти топлива должны храниться при температуре в сотни градусов ниже 0°F, что затрудняет их хранение в течение более длительного периода времени.

Из-за этой проблемы материал и конструкция резервуаров для хранения топлива, предназначенных для хранения криогенного топлива, имеют решающее значение.В прошлом эти резервуары были сделаны из металла, но сегодня некоторые из них изготавливаются из композитных материалов, которые лучше приспособлены для хранения криогенного топлива в течение длительного времени.

Как и все другие компоненты ракетного двигателя, криогенные топливные баки должны быть проверены и испытаны, чтобы убедиться, что они способны надлежащим образом хранить криогенное топливо в течение необходимого периода времени для данной миссии.

Сотрудничество с NTS для передовых испытаний силовых установок

На протяжении почти 60 лет компания NTS зарекомендовала себя как надежный партнер в области проектирования, инспекции, испытаний и сертификации.Мы предоставляем услуги по тестированию двигателей, включая все тесты, которые мы обсуждали в этой статье. NTS — исключительно компетентный партнер для космических и спутниковых испытаний, моделирования космического пространства и многого другого.

NTS сотрудничает как с Министерством обороны, так и с коммерческими предприятиями и приложил руку к каждому крупному космическому проекту с самых первых дней пилотируемых космических исследований. Важные космические платформы, над которыми мы работали, включают систему космического запуска (SLS), Delta IV, Falcon 9, Space Shuttle, Titan IV и многие другие.

В 2014 году NTS приобрела предприятие Wyle Laboratories в Сан-Бернардино, что значительно расширило наши возможности по тестированию двигателей. Наши новые услуги по испытаниям космонавтики и двигателей в этом месте включают некоторые из испытаний, которые мы обсуждали в этой статье, а также большие резервуары и сосуды под давлением, топливные баки и проточные системы, бесшумную испытательную технологическую установку и многое другое.

Наши опытные аэрокосмические инженеры, техники и руководители проектов будут тесно сотрудничать с вашими собственными командами, чтобы убедиться, что мы понимаем ваши цели и параметры, включая любые бюджетные ограничения.Мы разработаем идеальное решение для тестирования вашего оборудования и получения желаемых результатов. Наша обширная физическая инфраструктура, расположенная в нескольких местах, а также наш богатый опыт позволяют нам решать любые задачи.

Чтобы узнать больше, свяжитесь с нами сегодня или запросите расценки.

Ракетный двигатель — основные принципы

Батареи и энергетические технологии
	Ракетный двигатель Насос, камера сгорания и сопло Принципы ракетного движения Топливный насос (насосы) Важным компонентом жидкостных ракетных двигателей являются средства доставки компонентов топлива (горючего и окислителя) в камеру сгорания. Самый простой метод, используемый в ракетах с малой тягой, — это создание давления в баках с топливом и окислителем сжатым воздухом или газом, таким как азот, но для большинства ракет на жидком топливе требуемый высокий расход топлива обеспечивается бортовыми турбонасосами. Пластина инжектора Пластина инъектора представляет собой пассивное устройство, имеющее три назначения. Он разбивает жидкое топливо на мельчайшие капельки, чтобы помочь и ускорить сгорание, обеспечивает однородное смешивание топлива с окислителем и обеспечивает стабильное контролируемое горение топлива, предотвращая взрывное сгорание топлива. Форсунка Форсунка предназначена для обеспечения изоэнтропического (постоянная энтропия ) расширения выхлопных газов. Когда газ расширяется, его давление падает, но поскольку полная энергия не меняется, его скорость (кинетическая энергия) увеличивается, чтобы компенсировать уменьшение энергии давления. Таким образом, на тягу двигателя влияют два фактора, а именно: кинетическая энергия частиц газа, выбрасываемых с большой скоростью из выхлопных газов, и разность давлений между давлением выхлопных газов и окружающим давлением атмосферы, действующая на площадь выхлопа. выход форсунки.Связь показана в следующем уравнении. Тяга двигателя F = dm/dt. V e + A e (P e — P a ) Где dm/dt = массовый расход пороха в секунду V e = скорость газа (выхлопа) на выходе из сопла A e = Площадь выхода сопла P e = Давление газа на выходе из сопла P a = Окружающее давление атмосферы   Первый термин известен как тяга импульса , а второй термин тяга давления . Учитывая только тягу давления, поскольку давление окружающей среды уменьшается с высотой, в вакууме свободного пространства, где давление равно нулю, тяга ракеты увеличится максимум на 15–20 % по сравнению с тягой на уровне моря. (Напротив, тяга реактивного двигателя уменьшается с высотой до нуля в свободном пространстве, поскольку его тяга зависит от воздуха как окислителя для топлива. С другой стороны, ракета несет с собой свой окислитель.) Однако импульс выхлопных газов гораздо более эффективен для создания тяги, чем перепад давления на выходе из выхлопных газов, поэтому чем больше энергия давления преобразуется в кинетическую энергию в сопле, тем более эффективным будет сопло. Таким образом, как это ни парадоксально, максимальная тяга возникает, когда давление выхлопных газов равно атмосферному давлению. Эффективная скорость выхлопа V e зависит от геометрии сопла, например от коэффициента расширения сопла A e / A t Где A t = площадь горловины сопла   См. также Форсунки паровых турбин Действие ракет зависит от Третьего закона движения Ньютона , который гласит: «Каждому действию есть равное и противоположное противодействие.»   В ракетном двигателе горючее и окислитель, вместе называемые ракетным топливом, объединяются в камере сгорания, где они вступают в химическую реакцию с образованием горячих газов, которые быстро расширяются, а затем ускоряются и выбрасываются с высокой скоростью через сопло, тем самым сообщая импульс ракете. двигатель в обратном направлении.           Ракету можно рассматривать как большое тело, несущее на себе небольшие части топлива и движущееся со скоростью V . Реакция выброса топлива из выхлопа ракеты приводит к увеличению скорости ракеты . Если предположить, что давление окружающей среды не изменилось, Сохранение импульса для ракеты и выброшенного топлива дает: (М+dm)V = M(V+dv) + dm(V — V e ) Где M = Суммарная остаточная масса ракеты и ее топлива дм = Масса, выбрасываемая назад через выхлопное сопло, или изменение массы за определенный период. V = Начальная абсолютная поступательная скорость ракеты непосредственно перед выбросом топлива dv = Увеличение поступательной скорости ракеты за счет выброса выхлопных газов V e = Скорость истечения относительно ракеты топлива, покидающего ракетный двигатель.   Упрощая, мы можем получить следующее: дм.V e = М.дв   Деление на dt для получения мгновенных скоростей и подстановка законов Ньютона a = дв/дт Ускорение ракеты F = M.a Сила или тяга, действующая на ракету Это дает дм/дт.V e = M.dv/dt = M.a = F = Сила или Толчок Где dm/dt = Массовый расход выбрасываемой массы горящего топлива. Таким образом, мгновенная тяга ракеты прямо пропорциональна массовому расходу топлива или скорости горения.   Для изменения скорости за более длительный период необходимо учесть уменьшение dM общей массы ракеты по мере расходования топлива и проинтегрировать скорость по времени на протяжении периода. Из вышеперечисленного: Выброшенная масса = уменьшение массы ракеты и ее топливного заряда или дм = — дм и ∫dv = В e ∫dm / М так что ∫dv = — В e ∫dM / M Так В ф — В и = — В и (длина М) и ф                    = — V e (lnM f — lnM i )               = V e ln (M i / M f ) Где V i = Начальная скорость ракеты V f = Конечная скорость ракеты ln = функция натурального логарифма M i = Начальная масса ракеты, включая полезную нагрузку и все топливо M f = Конечная масса ракеты и ее полезной нагрузки, включая оставшееся топливо M i / M f известен как отношение масс ракеты   Это известно как Уравнение Циолковского Обратите внимание, что, хотя большая начальная масса (топлива), которая увеличивает отношение масс, создаст большее увеличение скорости, зависимость не является линейной, и увеличение скорости из-за увеличения доступного топлива становится пропорционально меньше по мере того, как начальная масса M i увеличивается.Это связано с тем, что часть дополнительного топлива необходимо использовать для ускорения массы самого дополнительного топлива.     См. также Ракетная баллистика, орбиты и аэродинамика       Многоступенчатые ракеты , еще одна идея Циолковского, разделяют двигательную установку на более чем одну ступень, каждая ступень со своим независимым ракетным двигателем, топливными баками и насосами или системами наддува.Ступени могут быть «сложены друг на друга», как в космическом корабле «Аполлон», который доставил астронавтов на Луну, или «совмещены», как в космическом челноке. По мере того, как топливо на первой ступени израсходовано, ступень сбрасывается, а тяга передается следующей ступени, так что более поздние ступени не должны тратить энергию на ускорение бесполезной массы сбрасываемых ступеней. Таким образом, можно достичь более высокой скорости и дальности полета при том же начальном весе транспортного средства, весе полезной нагрузки и запасе топлива или, в качестве альтернативы, большую полезную нагрузку можно нести при меньшем начальном весе.   Импульс, тяга и топливная производительность Ракетная мощность и эффективность динамического преобразования Импульс   Для постоянной Тяги F Импульс I , обеспечиваемый двигателем или топливом в течение определенного Периода t , определяется как; Я = Ф.т   Удельный импульс I s представляет собой отношение создаваемой тяги к весовому расходу топлива (топливо плюс окислитель). Это мера потенциальной эффективности конкретной комбинации топлива и окислителя в преобразовании его химической энергии в полезную работу и, таким образом, удобный способ сравнения эффективности использования топлива. Определяется (в имперских единицах) как:                Усилие (фунты)                       Расход топлива (фунт/с) Удельный импульс =   или I с = F / (dw/dt) Где I с = Удельный импульс выражается в единицах времени (секундах) F = Тяга w = Общий вес топлива и окислителя dw/dt = Расход топлива в секунду   В международных единицах СИ или МКС это соотношение выглядит следующим образом: I с = F / (dm/dt).г 0   Перестановка, получается: F = I s (dm/dt).g 0 Где F = Тяга в Ньютонах м = Масса топлива в кг г 0 = Стандартное ускорение свободного падения на уровне моря (32.2 фут/с/с) Таким образом, увеличение тяги может быть достигнуто за счет использования топлива с более высоким удельным импульсом, а также за счет увеличения скорости сгорания топлива.   Из уравнений движения напротив скорость истечения V e определяется как В и = F / дм/дт Так В е = I с .г 0 Таким образом, скорость выхлопа относительно двигателя прямо пропорциональна удельному импульсу. Это простой способ определения скорости выхлопа по удельному импульсу комбинации топливо/окислитель.   Примечание: Из-за влияния давления окружающего воздуха удельный импульс может быть на 15-20% ниже на уровне моря, чем в космическом вакууме.(См. уравнение тяги на диаграмме выше)   Плотность пороха Эффективность топлива также зависит от его плотности, а также от плотности связанного с ним окислителя. Топливо высокой плотности может быть размещено в баках меньшего размера, и они могут использовать насосы меньшего размера для подачи топлива в двигатель. Это позволяет создавать более легкие конструкции транспортных средств меньшего размера с меньшим аэродинамическим сопротивлением. С учетом плотности эффективный удельный импульс определяется по формуле: I d = ρ av I s Где: I d = Удельный импульс плотности (кг.сек/литр) ρ av = Средняя плотность топлива и рабочей смеси (кг/литр)             Мощность   Мощность ракетного двигателя P = Максимально доступная кинетическая энергия, передаваемая потоку выхлопных газов в секунду. P = 1/2 дм/dt V e 2 Движущая сила транспортного средства P м = Мощность, передаваемая транспортному средству для движения вперед П м = ФВ Это означает, что мощность ракеты в любой момент времени зависит от ее скорости и равна нулю, когда поступательная скорость равна нулю, как это было бы при старте. Как только ракета начинает движение, доступная кинетическая энергия и мощность распределяются между потоком выхлопных газов и ракетой-носителем. Таким образом, P = P м + P e Так что P e = 1/2 дм/dt (V e — V) 2 Где P e — остаточная мощность в выхлопном потоке   Эффективность Игнорируя паразитные потери эффективности, такие как мощность прокачки топлива, потери на трение и эффективность конструкции сопла, эффективность преобразования энергии потока выхлопных газов в поступательное движение ракеты определяется выражением . η = Р м / Р Где η = КПД преобразования Так η = FV / ( FV + dm/dt (V-V e ) 2 /2) Обратите внимание, что эффективность зависит от скорости ракеты и максимальна, когда V = V e , то есть когда поступательная скорость ракеты равна скорости истечения ракеты. Подставляя F / V e вместо dm/dt , приведенное выше уравнение упрощается до: η = 2 (V/V e )/(1+(V/V e ) 2 ) Это обеспечивает меру эффективности ракеты только с точки зрения скорости.   Двигатели Ullage — это ракетные двигатели, используемые для создания искусственной гравитации в многоступенчатых ракетах на жидком топливе путем мгновенного ускорения второй ступени вперед после выгорания первой ступени.Этот момент поступательной тяги необходим в условиях невесомости космического пространства, чтобы убедиться, что жидкое топливо второй ступени находится в правильном положении для всасывания в насосы и что газообразная зона над жидкостью в баке не находится рядом с мощность насоса перед запуском двигателей второй ступени. Дополнительная тяга также помогает четко разделять ступени. «Незаполненный объем» — это старый термин пивоваров, обозначающий воздушное пространство над пивом в чане.   Ракетное топливо и окислители Жидкое топливо и окислители Жидкие ракетные топлива, впервые разработанные в 1926 году Робертом Годдардом , относительно безопасны и просты в управлении, а также легко запускаются и останавливаются. Однако им нужна сложная насосная система, регуляторы давления, клапаны и система подачи для подачи топлива в камеру сгорания, что снижает соотношение масс и, следовательно, эффективность системы.   Криогенное топливо и окислители Некоторые из самых высокоэнергетических жидких топлив имеют очень низкую температуру кипения. Например, топливо с жидким водородом (LH 2 ) имеет температуру кипения -252,9°C, а окислитель, такой как жидкий кислород (LOX), кипит при -183°C. Использование этих топлив с высокой плотностью энергии в газообразной форме нецелесообразно, поскольку огромные бортовые резервуары для хранения и насосные системы, которые им потребуются, были бы слишком большими и тяжелыми.Даже в жидкой форме существуют трудности с использованием этих пропеллентов, поскольку резервуары для хранения могут нуждаться в изоляции, а насосы должны работать при очень низких температурах с очень высоким температурным градиентом поперек корпуса насоса. Безопасность, обращение и хранение также вызывают озабоченность. Тем не менее, криогенное топливо используется, когда управляемо, максимальная тяга является приоритетом.   Твердое топливо и окислители Двигатели на твердом топливе содержат как топливо, так и окислитель в заряде, называемом зерном, которое хранится в камере сгорания.Придуманные китайцами в 1150 году, моторы компактны и легки и не нуждаются в насосах, клапанах или системах подачи поэтому у них очень высокая удельная масса и тяга на единицу объема, но по той же причине ими сложно управлять . Как только горение началось, его трудно, если вообще возможно, остановить, пока не будет израсходовано все топливо.   Гиперголические пропелленты Гиперголические пропелленты представляют собой комбинации топлива и окислителя, жидкие при комнатной температуре, которые самовозгораются при контакте друг с другом.Их легко контролировать, запускать, останавливать и перезапускать. Некоторые комбинации чрезвычайно токсичны и вызывают коррозию. Подходит для двигателей, которые необходимо запускать в космосе или запускать многократно. Устранение воспламенителя устраняет значительный источник ненадежности. Пример — Характеристики двигателя Saturn V S-1C Пример — варианты топлива Saturn V   Двигатель Rocketdyne F-1, используемый в Saturn V S-1C   Размеры двигателя Сухая масса: 18 500 фунтов Длина: 19 футов Максимальный диаметр: 12 футов 4 дюйма   Топливо: Керосин (RP-1), доставляемый со скоростью 1754 фунта/с (dm f /dt) Окислитель: Жидкий кислород (LOX), подаваемый со скоростью 3982 фунта/с (dm o /dt) Суммарный расход топлива (дм/сут): 5736 фунтов/с Массовое соотношение смеси (r) : 2.27:1 окислитель к топливу Соотношение масс смеси – это соотношение окислителя и топлива для оптимального сгорания. Это не то же самое, что отношение масс ракеты, которое представляет собой эффективность механической конструкции ракеты по сравнению с ее топливной загрузкой.   Турбонасос: 5 550 об/мин, одиночная турбина мощностью 41 000 кВт, приводящаяся в действие газогенератором, потребляющим 1 694 фунта/с топлива, приводящим в движение насосы топлива и окислителя на одном валу с общим расходом 2 542 л/с (1 565 л/с LOX и 976 л/с РП-1)   Тяга (F): 1 522 000 фунтов на уровне моря Удельный импульс (I s ): F /(dm/dt) = 265.3 секунды на уровне моря, 305 секунд в вакууме. Скорость выхлопа (V e ): (I s *g 0 ) = 8543 фут/с (5825 миль/ч)   Коэффициент расширения: 16:1 с удлинителем сопла, 10:1 без Давление в камере сгорания: 70 бар Температура камеры сгорания: 3,300 o C Время записи: рассчитано на 165 секунд   Топливо для главных двигателей Saturn V — водород (LH 2 ) по сравнению с керосином (RP-1) Тяга, обеспечиваемая ракетным топливом, пропорциональна плотности энергии топлива и его топлива, а также скорости сгорания топлива.Хотя жидкий водород (LH 2 ) имеет самую высокую плотность энергии (энергия на единицу массы) среди всех видов топлива, более чем на 30% больше, чем у керосина, он также имеет самую низкую физическую плотность (масса на единицу объема), всего одну двенадцатую плотности. РП-1. Таким образом, RP-1 имеет большее содержание энергии на единицу объема, чем LH 2 , а LH 2 имеет большую энергию на единицу массы. Это означает, что для обеспечения такой же энергоемкости, как у RP-1, топливные баки, трубы и насосы, а также конструкции, необходимые для размещения и транспортировки менее физически плотного LH 2 , будут непропорционально большими по сравнению с теми, которые необходимы для керосина. поставка.Это увеличивает конечную (нетопливную) массу ракеты, тем самым уменьшая ее отношение масс и, следовательно, эффективность ее преобразования. Минимизация этой нетопливной массы при старте особенно важна, когда требуется максимальная тяга, поэтому РП-1 рассматривается как альтернатива. Однако для более низких уровней тяги относительно большая масса системы подачи топлива, необходимая для подачи жидкого водорода, менее значительна по сравнению с преимуществами, полученными за счет использования более плотного водородного топлива, и существует точка пересечения, которая возникает по мере уменьшения требуемой тяги. когда более высокая энергия, хотя и менее плотная, водород становится более энергоэффективным вариантом.Это связано с тем, что объем топливной системы, необходимый для содержания менее плотного водорода, увеличивается пропорционально кубу линейных размеров, а вес ее топливных баков и труб, который примерно зависит от площади их поверхности, увеличивается только пропорционально квадрату линейные размеры.   Для очень высоких и длительных тяг, таких как те, которые требуются от первой ступени S-1C ракеты-носителя «Сатурн-5» для отрыва тяжелого космического корабля «Аполлон» от земли, использование более легкого водорода в качестве топлива потребует непрактично большого и тяжелого бортовая система подачи топлива.По этой причине керосин с его более легкими и компактными компонентами системы подачи топлива использовался для питания ракетных двигателей F-1, используемых в S-1C. После того, как тяжелая ступень 1 отброшена и ракета работает в условиях значительного понижения гравитации, требуемая тяга снижается, и водород становится наиболее эффективным вариантом для заправки двигателей J-2, питающих более легкую ступень 2 (S-11) и ступень 3 (С-1ВБ) корабля Сатурн В.   Детали специализированного топлива, выбранного для различных других двигателей, используемых на Сатурне V, и ракетных двигателей, используемых на космическом корабле Аполлон-11, приведены в таблице о ракетных двигателях Аполлона-11 ниже.   Некоторые характеристики жидкого и твердого топлива Тип топлива Топливо Топливо Плотность р ф (г/см 3 ) Топливо Кипячение Точка (град. С) Топливо Специальный Импульс (сек) Окислитель Окислитель Плотность (г/см 3 ) Окислитель Кипячение Точка (град. С) Окислитель / Топливо Смесь Отношение (r) Плотность Удельный импульс Микс кг.сек/л Плотность Микс (г/см 3 ) *** Комментарии о топливе Жидкость Двухтопливный Нефть Керосин Парафин (РП-1) 0.820 216,3 265 (уровень моря) 305 (вакуум) Жидкость Кислород (локальный) 1.14 -183,0 2,29 264 1,03 Недорогой, практичный. Как и большинство жидких видов топлива, относительно легко контролировать, запускать и останавливать. Стабилен при комнатной температуре. Сложный процесс воспламенения. Низкая взрывоопасность. Меньше энергии на единицу массы, чем у водорода. Больше энергии на единицу объема, чем у водорода Более низкий удельный импульс, чем у криогенного топлива, но больше, чем у гиперголического топлива. Низкотемпературный окислитель нуждается в изоляции. Жидкость Двухтопливный Криогенный Жидкость Водород (левый 2 ) 0.071 -252,9 425 (вакуум) Жидкость Кислород (LOX) 1,14 -183,0 5.0 294 0,29 Очень высокий удельный импульс На 30-40% выше, чем у большинства других видов топлива Низкая температура затрудняет хранение и обращение. Нужны изолированные баки. Для топлива с очень низкой плотностью требуются большие резервуары для хранения и насосы. Гиперголический Гидразин 1,004 113,5 286 Азот тетраоксид 1.45 21.15 1,08 342   Топливо и окислители самовозгораются при контакте друг с другом. Простой запуск, остановка и повторный запуск Очень токсичен, с ним нужно обращаться очень осторожно. Оставаться жидким при комнатной температуре. Относительно прост в управлении. УДМХ (Несимметричный диметил гидразин) 0,791 63.9 277 Азот тетраоксид 1,45 21.15 2.10 316   Аэрозин 50 (50/50% смесь гидразина с НДМГ)     280 Азот тетраоксид 1.45 21.15 1,59 326   ММЧ (Монометил гидразин) 0.866 87,5 280 Азот тетраоксид 1,45 21.15 1,73 325   Сплошной Алюминий с ХТПБ (Гидрокси- концевой полибутадиен)     277 Аммоний перхлорат     2..12 474   Топливо, содержащееся в камере сгорания. Не требуется резервуаров или насосов.   Компактная, легкая конструкция двигателя с очень высоким коэффициентом массы. Безопасность, простота хранения, быстрый запуск Трудно контролировать. Требуется система зажигания. Низкий удельный импульс, но высокая тяга на единицу объема. Позволяет создавать более легкие, простые и надежные конструкции корпуса/камеры сгорания. Алюминий с ПБАН (полибутадиенакрилонитрил)     277 Аммоний перхлорат     2.33 476   *** Средняя плотность ρ av определяется как: ρ av = ρ o ρ fv (1+r) / (ρ f r+ρ o ) Где ρ o = Плотность окислителя ρ f = Плотность топлива r = Отношение массы окислителя к массе топлива Ракетные двигатели Аполлона-11 и их топливо Применение Двигатель Номер Используется Топливо Тип Топливо Окислитель Пропеллент Подача Специальный Импульс (сек) Упор (фунты) Валовой Вес (фунты) Масса метательного взрывчатого вещества фунтов/(%) Сжечь Время (сек) Комментарии Сатурн V Ракета-носитель Этап 1 (С-ИК) (обновленная версия) Ф-1 Движение 5 Нефть Керосин РП 1 (парафин) Жидкий кислород LOX Турбокомпрессор 289 1 530 000 4 792 000 (Этап 1) 4 492 000 (93.7%) (Этап 1) 150 5 двигателей F-1, обеспечивающих суммарную тягу S-1C 7 650 000 фунтов Ретро-ракеты 8 Твердый Композит полисульфидов Аммоний перхлорат нет данных 277 87 913 504 278 0.633 Разделение 1-2 ступеней Сатурн V Ракета-носитель Этап 2 (S-II) Дж-2 Движение 5 Криогенный Жидкий водород левый 2 Жидкость Кислород LOX Турбокомпрессор 381 225 000 1 037 000 942 000 (90.8%) (Этап 2) 359 5 неперезапускаемых двигателей J-2, обеспечивающих суммарную тягу S-11 1 125 000 фунтов Ретро-ракеты 4 Твердый Композит полисульфидов Аммоний перхлорат нет данных 277 34 810 шт. 377.по 5 штук 268,2 1,52 Разделение ступеней 2-3 Незаполненные ракеты 4 Твердый Флексадин Полибутадиен (CTPB) Аммоний перхлорат нет данных 277 22 700 шт. 504 шт. 336 3.7 Незаполненный объем 2-й ступени Сатурн V Ракета-носитель Этап 3 (С-ИВБ) Дж-2 Движение 1 Криогенный Жидкий водород левый 2 Жидкость Кислород LOX Турбокомпрессор 381 225 000 262 000 228 000 (87%) (без резервов) 480 1 перезапускаемый двигатель J-2 2 прожига Незаполненный объем ракеты 2 Твердый Композит полисульфидов Аммоний перхлорат нет данных 277 3390   58.8 3,8 Свободный объем главной третьей ступени Сатурн V Ракета-носитель Этап 3 (С-ИВБ) Вспомогательная силовая установка (АПС) Незаполненный объем 2 Гиперголический ММЧ Тетроксид азота Баллоны с гелием под давлением 280 70   303 50 2 APS на этапе 3 1 двигатель незаполненного объема в каждом APS Используется во время перезапуска третьей ступени Отношение Управление 6 Гиперголический ММЧ Тетроксид азота Баллоны с гелием под давлением 280 150   303 0.07 2 APS в 3-й ступени 3 двигателя управления ориентацией в каждом APS Аполлон Командный модуль Система управления реакцией (RCS) 12 Гиперголический УДМХ Тетроксид азота Баллоны с гелием под давлением 280 92   270 Переменная   Аполлон Сервисный модуль Сервисный модуль Движение 1 Гиперголический Аэрозин 50 Тетроксид азота Баллоны с гелием под давлением 311 20 500 55 000 40 974   Переменная Без дросселя Но можно включать и выключать Система управления реакцией (RCS) 16 Гиперголический ММЧ Тетроксид азота Баллоны с гелием под давлением 280 100   1 362 Переменная 16 используются группами по 4 шт. Аполлон Спуск LM ЛМ Спуск Двигатель Движение 1 Гиперголический Аэрозин 50 Тетроксид азота Баллоны с гелием под давлением 311 10 125макс. Переменная от 1020 до 6 800 25 600* 19 500   Дроссельная тяга *Полная масса без экипажа Аполлон Подъем LM ЛМ Восхождение Двигатель Движение 1 Гиперголический Аэрозин 50 Тетроксид азота Баллоны с гелием под давлением 311 3 500 9900* 5 200   *Полный вес без экипажа Система управления реакцией (RCS) 16 Гиперголический ММЧ Тетроксид азота Баллоны с гелием под давлением 290 100   605 Переменная 16 используются группами по 4 шт. Аполлон Система эвакуации Побег Двигатель 1 Твердый Композит полисульфидов Аммоний перхлорат нет данных 277 147 000   Всего 8 910       4 Выбрасывает командный модуль при опасном запуске Башня Джеттисон 1 Твердый Композит полисульфидов Аммоний перхлорат нет данных 277 31 500     Вышка Jettisons после безопасного запуска или когда она больше не требуется Запуск Автомобиль Шаг управление 1 Твердый Композит полисульфидов Аммоний перхлорат нет данных 277 2400     Обеспечивает начальный маневр по тангажу от стартовой площадки в сторону Атлантического океана в случае прерывания полета Total Apollo Rockets 87   Более ранний пример — немецкая ракета Фау-2 времен Второй мировой войны В2 Ракета Двигатель 1 Биоэтанол или Нефть Этил Алкоголь (Этанол) Жидкий кислород LOX Турбокомпрессор 269 56 000 27 500 В том числе полезная нагрузка 19 301 (70.0%) 65 Артикул (немецкая ракета Фау-2) См. также: Баллистика и аэродинамика Аэродинамика и теория полета Гироскопы и навигация Спутники и орбиты           Напечатать эту страницу || Главная || Часто задаваемые вопросы || Карта сайта || Юридический || Обещание конфиденциальности || Контакты
	Woodbank Communications Ltd, South Crescent Road, Chester, Ch5 7AU, (Великобритания) Авторское право © Woodbank Communications Ltd, 2005 г.

Об электродвигателе | Лаборатория космических двигателей

Что нового в космических двигателях?

Наша работа заключается в разработке теоретической основы и экспериментальных требований для двигательных установок, работающих в открытом космосе.Традиционные ракеты, основанные на химических реакциях, имеют относительно низкий удельный импульс. Цель состоит в том, чтобы спроектировать и разработать новые двигатели с более высокими характеристиками, чем у химических ракет.

Хорошо, но что такое «удельный импульс»?

Это определение инженеры используют для количественной оценки эффективности использования топлива в двигательной установке. В физическом выражении это количество импульса, производимого двигателем, деленное на вес топлива, необходимого для создания этого импульса.После выполнения математических расчетов удельный импульс становится равным тяге двигателя, деленной на массовый расход топлива (или массовый расход). Чем выше тяга, тем лучше для ракет класса «земля-орбита», однако это связано с соответствующим увеличением расхода топлива (требуется больше топлива, чтобы ракета двигалась против силы тяжести), в большинстве случаев это устанавливает ограничение на удельный расход топлива. импульс. Удельный импульс находится в прямой зависимости от кинетической энергии, содержащейся в выхлопе ракеты, или, другими словами, со скоростью выхода этого выхлопа из двигателя.2) и преобразовать единицы удельного импульса (или Isp, как его любят называть ракетостроители) в м/с или скорость. Химическая ракета (между прочим, очень хорошая) с Isp 500 с производит выхлоп, который движется со скоростью примерно 5000 м/с.

Насколько высок Isp для новейших нехимических двигательных установок?

Столько энергии, сколько можно вложить в выхлоп, и это почти однозначно зависит от уровня технологии.

Это надуманное видение?

Это было некоторое время назад.Уже нет. Новые двигательные установки постоянно тестируются, и многие из них стреляют в этот самый момент в космосе. Электрическая двигательная установка, по-видимому, является основой для будущих разработок двигателей для космических кораблей.

Электрический двигатель?

Выхлоп ракеты состоит из заряженных частиц, которые могут ощущать и реагировать на электрические и магнитные поля. В электрических двигателях мы хотим использовать эти поля для ускорения заряженного материала до очень высоких скоростей. В принципе можно заставить эти частицы разгоняться до релятивистских скоростей, получая Isp в сотни тысяч секунд!!

Отлично! Так почему бы нам не построить ракету и не отправиться прямо на Марс за один день?

Потому что нам нужна энергия, МНОГО энергии, чтобы ускорить частицы и создать их в первую очередь.В некоторых случаях мы могли бы получить эту энергию от ядерных реакторов, к сожалению, хотя ядерная энергетика в космосе, пожалуй, лучшее применение этой технологии, вопрос о ее применимости носит скорее политический характер. На данный момент мы застряли с солнечными батареями, которые ограничивают количество энергии несколькими десятками киловатт, что позволяет нам получить тягу порядка 0,01-1 ньютон, но с преимуществом очень низких массовых расходов, таким образом выдающие удельные импульсы в диапазоне 1500 — 20000 сек.Абсолютно выше, чем химический Isp!

Какие миссии можно выполнить?

С современными электрическими двигательными установками мы можем получить значительную экономию топлива для большинства миссий, которые мы уже выполняем, таких как орбитальное обслуживание и пересадки. Такая экономия снижает затраты и повышает производительность. Единственный недостаток, пожалуй, это время прохождения миссии. Электродвигатели малой мощности эффективны, но медленны: химическая ракета может вывести заданную полезную нагрузку на геосинхронную орбиту после того, как один двигатель сработает на низкой орбите, чтобы перейти на высокоэллиптическую орбиту, а затем второй сработает, чтобы сделать орбиту круговой.Время выполнения этой миссии можно измерять в часах. Для маломощного электрического двигателя та же самая миссия может занять недели с траекторией, которая по спирали поднимается от низкой орбиты к высокой орбите. Хорошо то, что вместо одной тонны топлива вам нужна часть этого. Экономия веса связана с экономией при запуске. Такое изменение двигательных установок может сэкономить спутниковому оператору миллионы долларов. Однако в этом случае спутник получит сильные дозы радиации, так как проводит значительное время, пересекая радиационные пояса Земли.Возможна оптимизация траектории, и это время может быть сведено к минимуму для миссий с малой тягой.

Существуют миссии (исследование планет в дальнем космосе), которые просто невозможно осуществить с помощью химических ракет, учитывая необходимость очень больших изменений скорости (например, ΔV = 30 км/с для JIMO, орбитального аппарата Jupiter Icy Moon Orbiter). Можно сказать, что одним из крупнейших рынков передовых концепций двигателей является рынок исследований и открытий.

 

Испытательный запуск двигателя

DCF в Astrovac

Массачусетского технологического института
.