Ramjet motor

Den aktuelle version af siden er endnu ikke blevet gennemgået af erfarne bidragydere og kan afvige væsentligt fra den version , der blev gennemgået den 18. april 2022; verifikation kræver 1 redigering .

En ramjetmotor (ramjet) ( eng. Ramjet ) - en jetmotor , er den simpleste i klassen af luftjetmotorer (ramjetmotorer) med hensyn til enhed. Refererer til typen af direkte reaktions -WFD , hvor tryk skabes udelukkende på grund af strålen , der strømmer ud af dysen . Den trykstigning , der er nødvendig for driften af motoren, opnås ved at bremse den modkørende luftstrøm. En ramjet er ubrugelig ved lave flyvehastigheder, især ved nul hastighed; en eller anden accelerator er nødvendig for at bringe den til driftskraft .

Historie

I 1913 fik franskmanden René Laurin patent på en ramjetmotor.

Ramjet-flyet tiltrak designere med det enkle design, men vigtigst af alt med dets potentielle evne til at operere ved hypersoniske hastigheder og i de højeste, mest sjældne lag af atmosfæren, det vil sige under forhold, hvor andre typer ramjet-motorer er ude af drift. eller ineffektive. I 1930'erne blev eksperimenter med denne type motorer udført i USA (William Avery), i USSR ( F. A. Zander , B. S. Stechkin , Yu. A. Pobedonostsev ).

I 1937 modtog den franske designer René Leduc en ordre fra den franske regering om at udvikle et eksperimentelt ramjetfly. Dette arbejde blev afbrudt af krigen og genoptaget efter dets afslutning. Den 19. november 1946 fandt den første flyvning nogensinde med et bemandet køretøj med en marcherende ramjet, Leduc 0.10 sted . Derefter, i løbet af 10 år , blev flere eksperimentelle køretøjer af denne serie fremstillet og testet, herunder den bemandede Leduc 0.21 og Leduc 0.22 , og i 1957 nægtede den franske regering at fortsætte disse værker - i hastig udvikling på det tidspunkt virkede retningen af turbojetmotorer mere lovende.

Ramjet har en række ulemper til brug på bemandede fly (nul tryk ved stationær, lav effektivitet ved lave flyvehastigheder), ramjet er den foretrukne type ramjet til ubemandede engangsprojektiler og krydsermissiler på grund af dens enkelhed og derfor billighed og pålidelighed . Siden 1950'erne er der i USA skabt en række eksperimentelle fly og masseproducerede krydsermissiler til forskellige formål med denne type motorer.

I USSR, fra 1954 til 1960, på OKB-301 , under ledelse af General Designer S. A. Lavochkin , blev Burya krydsermissilet udviklet , som var beregnet til at levere nukleare ladninger over interkontinentale afstande, og brugte en ramjetmotor udviklet af M. M-gruppe som hovedmotor Bondaryuk og har unikke egenskaber for sin tid: effektiv drift ved hastigheder over M = 3 og i en højde på 17 km . I 1957 gik projektet ind i flyvetestfasen, hvor der blev afsløret en række problemer, især med præcisionen af pegning, som skulle løses, og det krævede en tid, der var svær at afgøre. I mellemtiden, samme år, var R-7 ICBM , som havde samme formål, udviklet under ledelse af S. P. Korolev , allerede taget i brug . Dette satte spørgsmålstegn ved gennemførligheden af yderligere udvikling af "Stormen". S. A. Lavochkins død i 1960 begravede endelig projektet.

Blandt de mere moderne indenlandske udviklinger kan nævnes anti-skib krydsermissiler med marcherende ramjet-motorer: P-800 Onyx , P-270 Moskit .

Sådan virker det

En ramjets arbejdsgang kan kort beskrives som følger. Luft, der kommer ind med flyvehastigheden ind i motorens indløb, sænker farten (i praksis op til hastigheder på 30-60 m/s, hvilket svarer til et Mach-tal på 0,1-0,2), dens kinetiske energi omdannes til indre energi - dens temperatur og tryk stiger.

Forudsat at luft er en ideel gas , og kompressionsprocessen er isentropisk , udtrykkes trykforholdet (forholdet mellem statisk tryk i den stillestående strøm og atmosfærisk tryk) med formlen:

{\frac {p}{p_{o}}}={\bigg (}1+{\frac {k-1}{2}}\cdot M_{n}^{2}{\bigg )}^{ {{\frac {k}{k-1))))

(en)

hvor

s

er trykket i en fuldstændig stillestående strømning;

p_{o}

- Atmosfæretryk;

M_{n}

- flight Mach tal (forholdet mellem flyvehastighed og lydhastigheden i omgivelserne),

k

- adiabatisk indeks for tør luft lig med 1,4.

Ved udgangen fra indløbsanordningen, ved indgangen til forbrændingskammeret, har arbejdsfluidet et maksimalt tryk i hele længden af motorens strømningsvej.

Den komprimerede luft i forbrændingskammeret opvarmes på grund af oxidationen af det tilførte brændstof, mens arbejdsfluidens indre energi øges. Derefter når arbejdsvæsken, der først komprimeres i dysen , sonisk hastighed og derefter, ekspanderende - supersonisk, accelererer og udløber med en hastighed, der er større end hastigheden af den modgående strøm, hvilket skaber jet-tryk.

Ramjet-kraftens afhængighed af flyvehastigheden bestemmes af flere faktorer:

Jo højere flyvehastighed, jo større luftstrøm gennem motorkanalen, og dermed mængden af ilt, der kommer ind i kammeret, hvilket gør det muligt, ved at øge brændstofforbruget, at øge den termiske, og dermed den mekaniske effekt af motoren.
Jo større luftstrømmen er gennem motorvejen, desto højere trækkraft genereres af den, i overensstemmelse med formel (3). Luftstrømmen gennem motorbanen kan dog ikke vokse i det uendelige. Arealet af hver sektion af motoren skal være tilstrækkeligt til at give den nødvendige luftstrøm.
Med en stigning i flyvehastigheden, i overensstemmelse med formel (1), øges graden af trykstigning i forbrændingskammeret, hvilket medfører en stigning i termisk effektivitet , som for en ideel ramjet er udtrykt med formlen [1] : $\beta ={\frac {p_{2}}{p_{1}}}$

\eta _{t}=1-{\frac {1}{\beta ^{\frac {k-1}{k))))

(2)

I overensstemmelse med formel (1), jo mindre forskellen er mellem flyvehastigheden og jetstrømningshastigheden, jo lavere er motorkraften (ceteris paribus).

Generelt kan ramjet-trykkraftens afhængighed af flyvehastigheden repræsenteres som følger: så længe flyvehastigheden er væsentligt lavere end jetudstødningshastigheden, øges drivkraften med stigende flyvehastighed (på grund af et øget luftforbrug, tryk i forbrændingskammeret og motorens termiske virkningsgrad), og som flyvehastighed til jetstrømmens hastighed falder ramjet-kraften efter at have passeret et vist maksimum svarende til den optimale flyvehastighed.

Ramjet thrust

Ramjet-trykkraften bestemmes af udtrykket

P={\frac {dm_{a}}{dt}}\cdot (v_{e}-v)+{\frac {dm_{f}}{dt}}\cdot v_{e}

(3)

Hvor er trykkraften, er flyvehastigheden, er jetstrømmens hastighed i forhold til motoren, er det andet brændstofforbrug. $P$ $v$ $v_{e}$ ${\frac {dm_{f}}{dt}}$

Sekundært luftforbrug:

{\frac {dm_{a}}{dt}}=\rho \cdot {\frac {dV}{dt}}=\rho \cdot S\cdot {\frac {dl}{dt}}=\rho \ cdot S\cdot v

hvor

\rho

- lufttæthed (afhængig af højde),

{\frac {dV}{dt))

- mængden af luft, der kommer ind i ramjet -luftindtaget pr. tidsenhed,

S

- tværsnitsareal af luftindtaget,

v

- flyvehastighed.

Det andet forbrug af massen af arbejdsvæsken for det ideelle tilfælde, når brændstoffet er fuldstændig forbrændt, og ilten i luften er fuldstændig brugt i forbrændingsprocessen, beregnes ved hjælp af den støkiometriske koefficient:

{\frac {dm}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt}}+{\frac {dm_{f}}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt }}+{\frac {1}{L}}\cdot {\frac {dm_{a}}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt}}\cdot (1+{\frac {1}{L}})

hvor

{\frac {dm_{a}}{dt}}

- andet luftforbrug,

{\frac {dm_{f}}{dt}}

- andet brændstofforbrug,

L

er den støkiometriske koefficient for blandingen af brændstof og luft.

Konstruktion

Strukturelt har ramjet en ekstremt simpel enhed. Motoren består af et forbrændingskammer , hvori luft kommer ind fra diffusoren og brændstof fra brændstofinjektorerne . Forbrændingskammeret ender med indgangen til dysen , som regel indsnævring-ekspanderende .

Med udviklingen af blandet fast brændsel- teknologi begyndte det at blive brugt i ramjet-motorer. En brændstofblok med en langsgående central kanal er placeret i forbrændingskammeret. Arbejdsvæsken, der passerer gennem kanalen, oxiderer gradvist brændstoffet fra dets overflade og opvarmer sig selv. Brugen af fast brændstof forenkler yderligere designen af ramjet: Brændstofsystemet bliver unødvendigt. Sammensætningen af det blandede drivmiddel til ramjetmotorer adskiller sig fra det, der anvendes i raketmotorer med fast drivmiddel . Hvis for sidstnævnte udgør oxidationsmidlet hovedparten af brændstoffet, så tilsættes det for ramjet-motorer kun i en lille mængde for at aktivere forbrændingsprocessen. Hoveddelen af det blandede ramjet-brændstoffyldstof er et fint pulver af aluminium , magnesium eller beryllium , hvis oxidationsvarme er meget højere end forbrændingsvarmen af kulbrintebrændstoffer . Et eksempel på en ramjet med fast drivmiddel er fremdriftsmotoren til P-270 Moskit anti-skib krydsermissil .

Afhængigt af flyvehastigheden er ramjet-motorer opdelt i subsoniske , supersoniske og hypersoniske . Denne opdeling skyldes designfunktionerne for hver af disse grupper.

Subsoniske ramjets

Subsoniske ramjet-motorer er designet til at flyve med hastigheder med et Mach-tal på 0,5 til 1. Bremsning og luftkompression i disse motorer sker i den ekspanderende kanal af indløbsanordningen - diffusoren .

Disse motorer er kendetegnet ved ekstrem lav effektivitet. Når du flyver med en hastighed på M = 0,5 , er graden af trykstigning i dem (som følger af formel (1)) 1,186, hvilket resulterer i, at deres ideelle termiske effektivitet (i overensstemmelse med formel (2)) kun er 4,76 %, og med hensyntagen til tab i en reel motor bliver denne værdi næsten lig med 0. Det betyder, at ved flyvehastigheder med M < 0,5 er ramjet-flyet praktisk talt ubrugeligt. Men selv ved den begrænsende hastighed for det subsoniske område, det vil sige ved M → 1 , er graden af trykstigning kun 1,89, og den ideelle termiske virkningsgrad er kun 16,7%, hvilket er 1,5 gange mindre end for reel stempelforbrænding. motorer og halvdelen af gasturbinemotorer. Derudover er både stempel- og gasturbinemotorer effektive, når de arbejder på stedet.

Af disse grunde viste subsoniske ramjetmotorer sig at være ukonkurrencedygtige i sammenligning med andre typer flymotorer og er i øjeblikket ikke masseproducerede.

Supersoniske ramjets

Supersoniske ramjetmotorer (SPVRD) er designet til flyvninger i intervallet Mach-tal 1 < M < 5 .

Decelerationen af en supersonisk gasstrøm sker altid diskontinuerligt (springvis) - med dannelsen af en chokbølge, også kaldet en chokbølge . Processen med gaskompression ved stødbølgefronten er ikke isentropisk, som et resultat af hvilket irreversible tab af mekanisk energi finder sted i den, og graden af trykstigning i den er mindre end i en ideel isentropisk proces. Jo mere intens stødet er, det vil sige, jo større ændringen er i strømningshastigheden ved dens front, jo større tryktab, som kan overstige 50 %.

Tryktab kan minimeres ved at organisere kompression ikke i én, men i flere (normalt ikke mere end 4) på hinanden følgende stødbølger med lavere intensitet, efter hver af dem (undtagen den sidste), strømningshastigheden falder, forbliver supersonisk. Dette er muligt, hvis alle stød (undtagen det sidste) er skrå , hvis front hælder til strømningshastighedsvektoren (en skrå stødbølge dannes, når den supersoniske strøm møder en forhindring, hvis overflade hælder til luftstrømningshastighedsvektoren ). Mellem springene forbliver flowparametrene konstante. I det sidste spring (altid direkte - normalt på luftstrømningshastighedsvektoren) bliver hastigheden subsonisk, og yderligere deceleration og luftkompression sker kontinuerligt i den ekspanderende diffusorkanal.

Hvis motorindtaget er placeret i den uforstyrrede strømningszone, for eksempel ved næseenden af flyet eller på konsollen i tilstrækkelig afstand fra flykroppen, er den aksesymmetrisk og udstyret med en central krop - en lang skarp "kegle " rager ud fra skallen, hvis formål består i at skabe et system af skrå chokbølger i den modgående strøm, som giver bremsning og kompression af luft, selv før den kommer ind i indløbsanordningens kanal - den såkaldte eksterne kompression . Sådanne indløb kaldes også koniske strømningsanordninger , fordi luftstrømmen gennem dem er konisk. Det koniske centrale legeme kan udstyres med et mekanisk drev, der gør det muligt at forskyde det langs motorens akse og derved optimere decelerationen af luftstrømmen ved forskellige flyvehastigheder. Sådanne input-enheder kaldes justerbare.

Ved installation af motoren på den nedre (side) væg af skroget eller under flyets vinge, det vil sige i zonen med aerodynamisk påvirkning af dets elementer, anvendes sædvanligvis flade todimensionelle strømningsindløbsanordninger med en rektangulær tværsnit, uden en central krop. Systemet med stødbølger i dem er tilvejebragt på grund af kanalens indre form. De kaldes også interne eller blandede kompressionsanordninger , da ekstern kompression også delvist finder sted i dette tilfælde - i stødbølgerne dannet ved næseenden og/eller ved forkanten af flyets vinge. Justerbare rektangulære indløbsanordninger har kiler, der ændrer deres position inde i kanalen.

I det supersoniske hastighedsområde er en ramjet meget mere effektiv end i den subsoniske. For eksempel, ved hastighed M = 3 for en ideel ramjet, er graden af trykstigning i henhold til formel (1) 36,7, hvilket kan sammenlignes med ydeevnen af højtrykskompressorer i turbojetmotorer og den teoretiske termiske effektivitet ifølge til formel (2), når 64,3%. For rigtige ramjetfly er disse tal lavere, men selv under hensyntagen til tab, i intervallet af flyvningens Mach-tal fra 3 til 5, er ramjets overlegne i effektivitet i forhold til alle andre typer ramjetfly.

Når den modkørende luftstrøm bremses, komprimeres den ikke kun, men opvarmes også, og dens absolutte temperatur under fuld opbremsning (i en isentropisk proces) udtrykkes med formlen:

T=T_{o}\cdot (1+{\frac {k-1}{2}}\cdot M_{n}^{2})

(fire)

hvor T o er temperaturen af det omgivende uforstyrrede flow. Ved M = 5 og To = 273 K (hvilket svarer til 0 ° C ) når temperaturen af den retarderede arbejdsvæske 1638 K , ved M = 6 - 2238 K , og under hensyntagen til friktion og stød i den virkelige proces, det er endnu højere. Samtidig bliver yderligere opvarmning af arbejdsvæsken på grund af brændstofforbrænding problematisk på grund af de begrænsninger, der pålægges af den termiske stabilitet af de strukturelle materialer, som motoren er lavet af. Derfor betragtes hastigheden svarende til M = 5 som grænsen for SPVRD.

Hypersonisk ramjet

En hypersonisk ramjet ( scramjet , det engelske udtryk er scramjet ) er en ramjet, der opererer ved flyvehastigheder over M = 5 (den øvre grænse er ikke præcist sat).

I begyndelsen af det 21. århundrede er denne type motor eksperimentel: Der er ikke en enkelt model, der har bestået flyveprøver, hvilket bekræfter den praktiske gennemførlighed af dens masseproduktion.

Decelerationen af luftstrømmen i scramjet-strålens indløb sker kun delvist, således at arbejdsvæskens bevægelse gennem resten af banen forbliver supersonisk. I dette tilfælde bibeholdes det meste af den indledende kinetiske energi af strømmen, og temperaturen efter kompression er relativt lav, hvilket tillader, at en betydelig mængde varme overføres til arbejdsfluidet. Strømningsdelen af scramjet-strålen udvider sig langs hele dens længde efter indløbsanordningen. Brændstoffet indføres i den supersoniske strøm fra væggene i motorens strømningsvej. På grund af forbrændingen af brændstof i en supersonisk strømning opvarmes arbejdsvæsken, udvider sig og accelererer, så hastigheden af dens udånding overstiger flyvehastigheden.

Motoren er designet til flyvninger i stratosfæren . Det mulige formål med et fly med en scramjetmotor er det laveste trin i et genanvendeligt rumfartøjsskib.

Organiseringen af brændstofforbrænding i en supersonisk strømning er et af hovedproblemerne ved skabelsen af en scramjet.

Der er adskillige scramjet-udviklingsprogrammer i forskellige lande, alle på stadiet af teoretisk forskning eller præ-design eksperimenter.

Omfang

Ramjet-motoren er ubrugelig ved lave flyvehastigheder, især ved nul hastighed. For at opnå den begyndelseshastighed, hvormed den bliver effektiv, har enheden med denne motor brug for et hjælpedrev, som for eksempel kan leveres af en solid raketforstærker eller et luftfartøj (acceleratorfly), hvorfra enheden med en ramjet er lanceret.

Ineffektiviteten af en ramjet ved lave flyvehastigheder gør den praktisk talt uanvendelig på bemandede fly med et ikke-nukleart fremdriftssystem [2] , men for ubemandede fly, inklusive kampfly (især krydsermissiler ), engangsfly, der flyver i hastighedsområdet 2 < M < 5 , på grund af dets enkelhed, lave omkostninger og pålidelighed er det at foretrække. Ramjet-motorer bruges også på flyvende mål. Ramjets største konkurrent i denne niche er raketmotoren .

Prøver af krydsermissiler med mid -flight ramjet.
Anti-skib krydsermissil "Yakhont" (Rusland).
BrahMos anti-skib krydsermissil (Indien-Rusland)
Launcher 2P24 som en del af Krug luftforsvarssystem , udstyret med to 3M8 missiler (Rusland)
Anti-skib krydsermissil P-270 Moskit (Rusland)
SAM CIM-10 Bomarc (USA)
SAM Bristol Bloodhound (Storbritannien)
Send SAM RIM-8 Talos (USA)
Meteor luft-til-luft missil (EU)

Nuklear ramjet

I anden halvdel af 1950'erne, under den kolde krigs æra , blev ramjetfly med en atomreaktor udviklet i USA og USSR.

Energikilden til disse ramjetmotorer (i modsætning til andre ramjetmotorer) er ikke den kemiske reaktion af brændstofforbrænding, men den varme, der genereres af en atomreaktor i arbejdsvæskevarmekammeret. Luften fra indløbet i en sådan ramjet passerer gennem reaktorkernen, afkøler den, varmer sig selv op til driftstemperaturen (ca. 3000 K ), og strømmer derefter ud af dysen med en hastighed, der kan sammenlignes med udstødningshastighederne for de mest avancerede kemiske raketmotorer [3] . Muligt formål med et fly med en sådan motor:

interkontinentale nukleare krydsermissil;
et-trins rumfartsfly.

I begge lande blev der skabt kompakte ressourcefattige atomreaktorer, der passede ind i dimensionerne af en stor raket. I USA, under Pluto og Tory nukleare ramjet-forskningsprogrammer, blev bænkbrandforsøg af Tory-IIC nukleare ramjetmotor udført i 1964 (fuld effekttilstand 513 MW i fem minutter med et tryk på 156 kN ). Flyveprøver blev ikke udført, programmet blev lukket i juli 1964. En af grundene til at lukke programmet er forbedringen af designet af ballistiske missiler med kemiske raketmotorer, som fuldt ud sikrede løsningen af kampmissioner uden brug af ordninger med relativt dyre nukleare ramjetmotorer.

Ikke desto mindre er en nuklear ramjet lovende som et fremdriftssystem til et-trins rumfartsfly og højhastighedsinterkontinental tungtransportflyvning. Dette lettes af muligheden for at skabe en nuklear ramjet, der er i stand til at operere ved subsoniske og nul flyvehastigheder i raketmotortilstand, ved at bruge indbyggede lagre af arbejdsvæsken. Det vil sige, at et rumfartsfly med en nuklear ramjet starter (inklusive starter), leverer arbejdsvæsken til motorerne fra indbyggede (eller påhængsmotorer) tanke og, efter at have nået hastigheder fra M = 1 , skifter til at bruge atmosfærisk luft .

I Rusland, ifølge en erklæring fra præsident V.V. Putin i begyndelsen af 2018, blev "et krydsermissil med et atomkraftværk med succes affyret ." [fire]

Se også

Litteratur

Arbejde på ramjet og langtrækkende krydsermissiler med ramjet i USSR (1947-1960)
Teori og beregning af jetmotorer: En lærebog for universiteter / V. M. Akimov, V. I. Bakulev, R. I. Kurziner, V. V. Polyakov, V. A. Sosunov, S. M. Shlyakhtenko; Ed. S. M. Shlyakhtenko. - 2. udg., revideret. og yderligere - M .: Mashinostroenie, 1987.
Abramovich G. N. Anvendt gasdynamik. - 4. udg. - M .: Science , Hovedudgave af fysisk og matematisk litteratur, 1976.
ramjet - opgave i morgen

Noter

↑ Yakovlev K.P. Kort fysisk og teknisk opslagsbog. T. 3. - M., Fizmatlit, 1962. - s. 138
↑ Startende fra Leduc 0.21 (Frankrig, 1950), er omkring et dusin eksperimentelle fly med ramjet-motorer (hovedsageligt i USA) blevet skabt indtil nu, men er ikke gået ind i masseproduktion, med undtagelse af Lockheed SR- 71 Blackbird med en hybrid Pratt & Whitney J58 motor , produceret i mængden af 32 stk .
↑ Andrey Suvorov. Nuklear fodaftryk // Populær mekanik . - 2018. - Nr. 5 . - S. 88-92 .
↑ Putin præsenterede de seneste strategiske missiler: ingen missilforsvarssystemer er en hindring for os . VGTRK. Arkiveret 1. marts 2018 på Wayback Machine

Motorer

Forbrændingsmotorer (undtagen turbine )

gensidigt

Antal cyklusser	To takts motor Lenoir motor Firetakts motor Femtakts motor roterende Sekstakts motor
Cylinder arrangement	inline motor U-motor boxer motor H-motor V-motor VR motor W motor stjerne motor roterende X-motor
Stempeltyper	Frit stempel Modstempelmotor deltoid Aksial
Optændingsmetode _	Diesel Kompressionskarburator Opvarmning og kompression Gløde karburator batteri tænding Magneto Lysbue og tændrør

Rotary

Kombineret

hybrid
Hesselmann motor

Luft-jet

Hovedtyper

Ukomprimeret	Direkte flow Pulserende
Turbojet	Turbofan (to-kredsløb) Turboprop Turbopropfan Turboaksel

Modifikationer
og hybridsystemer

Se også: Gasturbinemotorer

raketmotorer

Kemisk

Væske	Lukket cyklus åben sløjfe med faseovergang Walther motor
Andet	Fast brændsel Brændstof hybrid

Atomisk

Elektrisk

Plasma
- elektromagnetisk accelerator VASIMR
Ionisk
Elektrotermisk
Elektrostatisk

Andet

Eksterne forbrændingsmotorer

Turbiner og mekanismer med turbiner i sammensætningen

Efter type arbejdende krop

Gas	Gasturbineanlæg gasturbine kraftværk Gasturbine motorer
Damp	Kombianlæg Kondenserende turbine
hydraulisk	propel turbine

Efter designfunktioner

Elektriske motorer
Jævnstrøm Vekselstrøm Polyfase Tre-faset To-faset enkelt fase Universel
Asynkron	kondensator motor
Synkron	Børsteløs (koblet motor) Samler Ventil reaktiv Stepper
Andet	Lineær Hysterese Unipolær Ultralyd mendocino motor

Biologiske motorer
motoriske proteiner	aktin Spise i Kinesin Myosin Tropomyosin Troponin Flagellin

se også evighedsmaskine Gearmotor gummi motor