Ramjetmotor

Den aktuella versionen av sidan har ännu inte granskats av erfarna bidragsgivare och kan skilja sig väsentligt från versionen som granskades den 18 april 2022; verifiering kräver 1 redigering .

En ramjetmotor (ramjet) ( eng.  Ramjet ) - en jetmotor , är den enklaste i klassen av luftjetmotorer (ramjetmotorer) sett till anordning. Avser typen av direkt reaktion WFD , där dragkraft skapas enbart på grund av strålen som strömmar ut ur munstycket . Den tryckökning som krävs för att motorn ska fungera uppnås genom att bromsa det mötande luftflödet. En ramjet är inoperabel vid låga flyghastigheter, särskilt vid nollhastighet; en eller annan gaspedalen behövs för att få den till driftseffekt .

Historik

1913 fick fransmannen René Laurin patent på en ramjetmotor.

Ramjet:n lockade designers med sin enkelhet i sin design, men viktigast av allt, med sin potentiella förmåga att arbeta i hypersoniska hastigheter och i de högsta, mest sällsynta lagren av atmosfären, det vill säga under förhållanden där andra typer av ramjetmotorer inte fungerar eller ineffektivt. På 1930-talet utfördes experiment med denna typ av motorer i USA (William Avery), i Sovjetunionen ( F. A. Zander , B. S. Stechkin , Yu. A. Pobedonostsev ).

1937 fick den franske designern René Leduc en order från den franska regeringen att utveckla ett experimentellt ramjetflygplan. Detta arbete avbröts av kriget och återupptogs efter att det avslutats. Den 19 november 1946 ägde den första flygningen någonsin av ett bemannat fordon med en marscherande ramjet, Leduc 0.10 rum . Sedan, under loppet av 10 år , tillverkades och testades flera experimentfordon av denna serie, inklusive de bemannade Leduc 0.21 och Leduc 0.22 , och 1957 vägrade den franska regeringen att fortsätta dessa arbeten - i snabb utveckling på den tiden verkade riktningen för turbojetmotorer mer lovande.

Med ett antal nackdelar för användning på bemannade flygplan (noll dragkraft vid stillastående, låg effektivitet vid låga flyghastigheter), är ramjet den föredragna typen av ramjet för obemannade engångsprojektiler och kryssningsmissiler , på grund av dess enkelhet och därför billighet och tillförlitlighet . Sedan 1950-talet har ett antal experimentflygplan och masstillverkade kryssningsmissiler för olika ändamål med denna typ av motor skapats i USA.

I Sovjetunionen, från 1954 till 1960, vid OKB-301 , under ledning av generaldesignern S. A. Lavochkin , utvecklades kryssningsmissilen Burya , som var avsedd att leverera kärnladdningar över interkontinentala avstånd, och använde en ramjetmotor utvecklad av M. M-gruppen som en huvudmotor Bondaryuk och har unika egenskaper för sin tid: effektiv drift vid hastigheter över M = 3 och på en höjd av 17 km . 1957 gick projektet in i flygtestfasen, då ett antal problem, i synnerhet med pekningsnoggrannheten, avslöjades, som måste lösas och detta krävde en tid som var svår att avgöra. Samtidigt, samma år, hade R-7 ICBM , som hade samma syfte, utvecklad under ledning av S. P. Korolev , redan tagits i bruk . Detta ifrågasatte möjligheten att vidareutveckla "Stormen". S. A. Lavochkins död 1960 begravde slutligen projektet.

Bland de mer moderna inhemska utvecklingarna kan kryssningsmissiler med marscherande ramjetmotorer nämnas: P-800 Onyx , P-270 Moskit .

Hur det fungerar

Arbetsflödet för en ramjet kan kort beskrivas enligt följande. Luft, som kommer in med flyghastigheten in i motorns inlopp, saktar ner (i praktiken upp till hastigheter på 30-60 m/s, vilket motsvarar ett Mach-tal på 0,1-0,2), dess kinetiska energi omvandlas till intern energi  - dess temperatur och tryckstegring.

Om man antar att luft är en idealisk gas och att kompressionsprocessen är isentropisk , uttrycks tryckförhållandet (förhållandet mellan statiskt tryck i det stillastående flödet och atmosfäriskt tryck) med formeln:

(ett)

var

 är trycket i ett helt stillastående flöde;  - Atmosfärstryck;  - flight Mach-tal (förhållandet mellan flyghastighet och ljudets hastighet i omgivningen),  - adiabatiskt index , för torr luft lika med 1,4.

Vid utgången från inloppsanordningen, vid ingången till förbränningskammaren, har arbetsvätskan ett maximalt tryck över hela motorns flödesväg.

Den komprimerade luften i förbränningskammaren värms upp på grund av oxidationen av bränslet som tillförs den, medan den inre energin hos arbetsvätskan ökar. Sedan når arbetsvätskan, först, som komprimeras i munstycket , ljudhastighet, och sedan expanderar - överljud, accelererar och expirerar med en hastighet som är högre än hastigheten för det mötande flödet, vilket skapar jettryck.

Ramjet - kraftens beroende av flyghastigheten bestäms av flera faktorer:

(2)

Generellt sett kan ramjetdragkraftens beroende av flyghastigheten representeras enligt följande: så länge flyghastigheten är betydligt lägre än jetavgashastigheten, ökar dragkraften med ökande flyghastighet (på grund av en ökning av luftförbrukningen, tryck i förbränningskammaren och motorns termiska verkningsgrad), och som flyghastighet till jetströmmens hastighet sjunker ramjetkraften, efter att ha passerat ett visst maximum som motsvarar den optimala flyghastigheten.

Ramjet thrust

Ramjettryckkraften bestäms av uttrycket

(3)

Var  är dragkraften,  är flyghastigheten,  är jetströmmens hastighet i förhållande till motorn,  är den andra bränsleförbrukningen.

Sekundär luftförbrukning:

,

var

 - luftdensitet (beroende på höjd),  - volymen luft som kommer in i ramjetluftintaget per tidsenhet,  - luftintagets tvärsnittsarea,  - flyghastighet.

Den andra förbrukningen av arbetsvätskans massa för det ideala fallet, när bränslet är helt förbränt och syret i luften helt används i förbränningsprocessen, beräknas med hjälp av den stökiometriska koefficienten:

,

var

 - andra luftförbrukningen,  - andra bränsleförbrukning,  är den stökiometriska koefficienten för blandningen av bränsle och luft.

Konstruktion

Strukturellt har ramjet en extremt enkel anordning. Motorn består av en förbränningskammare i vilken luft kommer in från diffusorn och bränsle  från bränsleinsprutarna . Förbränningskammaren slutar med ingången till munstycket , som regel avsmalnande-expanderande .

Med utvecklingen av blandad fastbränsleteknologi började den användas i ramjetmotorer. Ett bränsleblock med en längsgående central kanal placeras i förbränningskammaren. Arbetsvätskan, som passerar genom kanalen, oxiderar gradvis bränslet från dess yta och värmer upp sig själv. Användningen av fast bränsle förenklar konstruktionen av ramjet ytterligare: bränslesystemet blir onödigt. Sammansättningen av det blandade drivmedlet för ramjetmotorer skiljer sig från det som används i raketmotorer med fasta drivmedel . Om för det senare utgör oxidationsmedlet huvuddelen av bränslet, tillsätts det för ramjetmotorer endast i en liten mängd för att aktivera förbränningsprocessen. Huvuddelen av ramjet-blandningsbränslepåfyllningen är ett fint pulver av aluminium , magnesium eller beryllium , vars oxidationsvärme är mycket högre än förbränningsvärmen för kolvätebränslen . Ett exempel på en ramjet med fast drivmedel är framdrivningsmotorn för kryssningsmissilen P-270 Moskit .

Beroende på flyghastigheten delas ramjetmotorer in i subsonic , supersonic och hypersonic . Denna uppdelning beror på designegenskaperna för var och en av dessa grupper.

Subsonic ramjets

Subsonic ramjetmotorer är designade för att flyga i hastigheter med ett Mach-tal på 0,5 till 1. Bromsning och luftkompression i dessa motorer sker i den expanderande kanalen hos inloppsanordningen - diffusorn .

Dessa motorer kännetecknas av extremt låg verkningsgrad. När man flyger med en hastighet av M  = 0,5 är graden av tryckökning i dem (enligt formel (1)) 1,186, vilket resulterar i att deras ideala termiska effektivitet (i enlighet med formel (2)) bara är 4,76 %, och med hänsyn tagen till förluster i en verklig motor, blir detta värde nästan lika med 0. Detta betyder att vid flyghastigheter med M  < 0,5 är ramjeten praktiskt taget inoperabel. Men även vid den begränsande hastigheten för det subsoniska området, det vill säga vid M  → 1 , är graden av tryckökning endast 1,89, och den ideala termiska verkningsgraden är endast 16,7%, vilket är 1,5 gånger mindre än den för verklig kolvförbränning. motorer och hälften av gasturbinmotorer. Dessutom är både kolv- och gasturbinmotorer effektiva vid arbete på plats.

Av dessa skäl visade sig subsoniska ramjetmotorer inte vara konkurrenskraftiga i jämförelse med andra typer av flygplansmotorer och är för närvarande inte masstillverkade.

Supersonic ramjets

Supersonic ramjetmotorer (SPVRD) är designade för flygningar i intervallet Mach-tal 1 < M < 5 .

Inbromsningen av ett överljudsgasflöde sker alltid diskontinuerligt (hoppvis) - med bildandet av en stötvåg, även kallad en stötvåg . Processen med gaskompression vid stötvågsfronten är inte isentropisk, vilket resulterar i att irreversibla förluster av mekanisk energi äger rum i den, och graden av tryckökning i den är mindre än i en ideal isentropisk process. Ju mer intensiv stöten är, det vill säga ju större förändringen är i flödeshastigheten vid dess front, desto större tryckförlust, som kan överstiga 50 %.

Tryckförluster kan minimeras genom att organisera kompression inte i en, utan i flera (vanligtvis inte mer än 4) successiva stötvågor med lägre intensitet, efter var och en (förutom den sista) minskar flödeshastigheten, förblir överljud. Detta är möjligt om alla stötar (utom den sista) är sneda , vars front lutar mot flödeshastighetsvektorn (en sned stötvåg bildas när det överljudsflöde möter ett hinder vars yta lutar mot luftflödeshastighetsvektorn ). Mellan hoppen förblir flödesparametrarna konstanta. I det sista hoppet (alltid direkt - normalt mot luftflödeshastighetsvektorn) blir hastigheten subsonisk, och ytterligare retardation och luftkompression sker kontinuerligt i den expanderande diffusorkanalen.

Om motorinloppet är placerat i den ostörda flödeszonen, till exempel vid nosänden av flygplanet, eller på konsolen på tillräckligt avstånd från flygkroppen, är den axelsymmetrisk och utrustad med en central kropp  - en lång vass "kon". " som sticker ut från skalet, vars syfte består i att skapa ett system av sneda stötvågor i det mötande flödet, vilket ger bromsning och kompression av luft redan innan den kommer in i inloppsanordningens kanal - den så kallade externa kompressionen . Sådana inlopp kallas också koniska flödesanordningar , eftersom luftflödet genom dem är koniskt. Den koniska centrala kroppen kan utrustas med en mekanisk drivning som gör att den kan förskjutas längs motoraxeln och därigenom optimera retardationen av luftflödet vid olika flyghastigheter. Sådana inmatningsenheter kallas justerbara.

Vid installation av motorn på flygkroppens nedre (sido)vägg, eller under flygplanets vinge, det vill säga i zonen med aerodynamisk påverkan av dess element, används vanligtvis platta tvådimensionella flödesinloppsanordningar med en rektangulär tvärsnitt, utan en central kropp. Systemet med stötvågor i dem tillhandahålls på grund av kanalens inre form. De kallas också interna eller blandade kompressionsanordningar , eftersom extern kompression också delvis sker i detta fall - i de stötvågor som bildas vid nosänden och/eller vid framkanten av flygplanets vinge. Justerbara rektangulära inloppsanordningar har kilar som ändrar sin position inuti kanalen.

I överljudshastighetsområdet är en ramjet mycket effektivare än i den subsoniska. Till exempel, vid hastighet M  = 3 för en ideal ramjet, är graden av tryckökning enligt formel (1) 36,7, vilket är jämförbart med prestanda för högtryckskompressorer i turbojetmotorer, och den teoretiska termiska verkningsgraden, enligt till formel (2), når 64,3%. För riktiga ramjets är dessa siffror lägre, men även om man tar hänsyn till förluster, i intervallet för flight Mach-nummer från 3 till 5, är ramjets överlägsna i effektivitet jämfört med alla andra typer av ramjets.

När det mötande luftflödet bromsas komprimeras det inte bara utan värms också upp, och dess absoluta temperatur under full inbromsning (i en isentropisk process) uttrycks med formeln:

(fyra)

där T o  är temperaturen på det omgivande ostörda flödet. Vid M  = 5 och To  = 273 K (vilket motsvarar 0 °C) når temperaturen hos den retarderade arbetsvätskan 1638 K , vid M  = 6  - 2238 K , och med hänsyn till friktion och stötar i den verkliga processen, det är ännu högre. Samtidigt blir ytterligare uppvärmning av arbetsvätskan på grund av bränsleförbränning problematisk på grund av de begränsningar som den termiska stabiliteten hos de strukturella materialen som motorn är gjord av. Därför anses hastigheten som motsvarar M  = 5 som gränsen för SPVRD.

Hypersonic ramjet

En hypersonisk ramjet ( scramjet , den engelska termen är scramjet ) är en ramjet som arbetar med flyghastigheter över M  = 5 (den övre gränsen är inte exakt inställd).

I början av 2000-talet är denna typ av motor experimentell: det finns inte en enda modell som har klarat flygtester, vilket bekräftar den praktiska genomförbarheten av dess massproduktion.

Inbromsningen av luftflödet i scramjetens inlopp sker endast delvis, så att under resten av banan förblir arbetsfluidens rörelse överljud. I detta fall bibehålls det mesta av den initiala kinetiska energin hos flödet, och temperaturen efter kompression är relativt låg, vilket gör att en betydande mängd värme kan överföras till arbetsfluiden. Flödesdelen av scramjeten expanderar längs hela sin längd efter inloppsanordningen. Bränslet införs i överljudsflödet från väggarna i motorns flödesväg. På grund av förbränning av bränsle i ett överljudsflöde värms arbetsvätskan upp, expanderar och accelererar, så att hastigheten på dess utandning överstiger flyghastigheten.

Motorn är designad för flygningar i stratosfären . Det möjliga syftet med ett flygplan med en scramjetmotor är det lägsta steget i ett återanvändbart rymdfarkostfartyg.

Organiseringen av bränsleförbränning i ett överljudsflöde är ett av huvudproblemen vid skapandet av en scramjet.

Det finns flera scramjet-utvecklingsprogram i olika länder, alla på stadium av teoretisk forskning eller pre-design experiment.

Omfattning

Ramjetmotorn fungerar inte vid låga flyghastigheter, speciellt vid nollhastighet. För att uppnå den initiala hastigheten med vilken den blir effektiv behöver enheten med denna motor en hjälpdrivning, som till exempel kan tillhandahållas av en solid raketbooster , eller ett bärarflygplan (acceleratorflygplan) från vilket enheten med en ramjet lanseras.

Ineffektiviteten hos en ramjet vid låga flyghastigheter gör den praktiskt taget otillämpbar på bemannade flygplan med ett icke-nukleärt framdrivningssystem [2] , men för obemannade flygplan, inklusive stridsflygplan (i synnerhet kryssningsmissiler ), engångsflygplan, som flyger i hastighetsintervallet 2 < M  < 5 , på grund av dess enkelhet, låga kostnad och tillförlitlighet är det att föredra. Ramjetmotorer används också på flygande mål. Ramjets främsta konkurrent i denna nisch är raketmotorn .

Nukleär ramjet

Under andra hälften av 1950-talet, under det kalla kriget , utvecklades ramjets med en kärnreaktor i USA och Sovjetunionen.

Energikällan för dessa ramjetmotorer (till skillnad från andra ramjetmotorer) är inte den kemiska reaktionen av bränsleförbränning, utan värmen som genereras av en kärnreaktor i arbetsvätskeuppvärmningskammaren. Luften från inloppet i en sådan ramjet passerar genom reaktorhärden, kyler den, värmer sig själv till driftstemperaturen (cirka 3000 K ), och strömmar sedan ut ur munstycket med en hastighet som är jämförbar med avgashastigheterna för de mest avancerade kemiska raketmotorer [3] . Möjligt syfte med ett flygplan med en sådan motor:

I båda länderna skapades kompakta kärnkraftsreaktorer med låg resurser som passade in i dimensionerna av en stor raket. I USA, inom ramen för Pluto- och Tory-ramjetforskningsprogrammen, utfördes bänktester av Tory-IIC-kärnkraftsmotorn 1964 (full effektläge 513 MW under fem minuter med en dragkraft på 156 kN ). Flygtester genomfördes inte, programmet stängdes i juli 1964. En av anledningarna till att stänga programmet är förbättringen av designen av ballistiska missiler med kemiska raketmotorer, vilket helt säkerställde lösningen av stridsuppdrag utan användning av system med relativt dyra kärnkraftsramjetmotorer.

Ändå är en nukleär ramjet lovande som ett framdrivningssystem för enstegsflygplan och höghastighetsinterkontinentalt tungtransportflyg. Detta underlättas av möjligheten att skapa en nukleär ramjet som kan arbeta vid subsoniska och noll flyghastigheter i raketmotorläget, med användning av ombord lager av arbetsvätska. Det vill säga, till exempel, ett flygplan med en nukleär ramjet startar (inklusive start), levererar arbetsvätskan till motorerna från ombord (eller utombordare) tankar och, efter att ha nått hastigheter från M = 1 , går över till att använda atmosfärisk luft .

I Ryssland, enligt ett uttalande från president V.V. Putin i början av 2018, "skickades en kryssningsmissil med ett kärnkraftverk framgångsrikt upp ." [fyra]

Se även

Litteratur

Anteckningar

  1. ↑ Yakovlev K.P. Kort fysisk och teknisk referensbok. T. 3. - M., Fizmatlit, 1962. - sid. 138
  2. ↑ Med utgångspunkt från Leduc 0.21 (Frankrike, 1950), har ett dussintal experimentflygplan med ramjetmotorer (främst i USA) skapats fram till idag, men har inte kommit in i massproduktion, med undantag för Lockheed SR- 71 Blackbird med en hybrid Pratt & Whitney J58 , tillverkad i mängden 32 artiklar .
  3. ↑ Andrey Suvorov. Kärnkraftsavtryck // Populär mekanik . - 2018. - Nr 5 . - S. 88-92 .
  4. ↑ Putin presenterade de senaste strategiska missilerna: inga missilförsvarssystem är ett hinder för oss . VGTRK. Arkiverad 1 mars 2018 på Wayback Machine
 Motorer
Air-jet
Huvudsorter
Okomprimerad
Turbojet
Modifieringar
och hybridsystem
Se även: Gasturbinmotorer
se även evighetsmaskin Kuggväxelmotor gummimotor