CC BY
148
Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»
свою очередь на валу будут закреплены патроны от дрели или подобное удерживающее устройство, в которые вставляется испытуемый образец. Принцип действия прост: шкив под действием приложенного внешнего крутящего момента электродвигателя совершает вращательное движение, которое передается зажиму образца, на который в свою очередь подвешены грузики. Образец жестко защемлен патронами с одной и с другой стороны. Испытания ведутся до разрушения образца, количество циклов считываются датчиками.
Результатом данной работы будет являться разработанная и изготовленная установка для проведения испытаний на малоцикловую усталость. Проведение испытаний на данной установке позволит создать бо-
лее полную картину о возможности применения материала АД-1 для изготовления диафрагм-разделителей.
Библиографические ссылки
1. ГОСТ 25.505-85. Методы механических испытаний металлов. Meтoд иcпытaний ш малoциклoвую уcтaлocть пpи мexaничecкoм нaгpужeнии. М. : Изд-во стандартов, 1994.
2. ГОСТ 25.504-82. Расчеты и испытания на прочность. Методы расчета характеристик сопротивления усталости. М. : Изд-во стандартов, 1994.
© Бакулин Я. Ю., 2013
УДК 621.4
М. В. Белобровина Научный руководитель - Н. С. Сенюшкин Уфимский государственный авиационный технический университет, Уфа
ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ПРЯМОТОЧНЫХ ВРД
Рассматриваются проблемы применения ПВРД, анализируются их достоинства и недостатки, обсуждаются перспективы их развития и применения. Формулируются возможное направление исследований.
ПВРД - реактивный двигатель, в котором для сжигания горючего используется кислород, содержащийся в атмосферном воздухе; относится к классу двигателей прямой реакции, в которых тяга создается за счёт реактивной струи, истекающей из сопла.
Запатентованный ещё в 1913 г французом Рене Лореном, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное - способностью работать на сверхзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. Этот простейший тип ВРД состоит всего из трех элементов: диффузора, камеры сгорания и реактивного сопла.
В диффузоре на сверхзвуковых скоростях полета осуществляется торможение потока, в результате чего происходит интенсивное повышение давления воздуха с малыми потерями.
Рост давления и температуры вследствие динамического напора позволяет осуществить эффективный термодинамический цикл только за счет скоростного напора. Например, уже при скоростях соответствующих числу маха 3,5, без учета потерь, степень повышения давления торможения достигает значительных величин, превосходящие показатели осевого компрессора.
В камере сгорания в результате сжигания топли-вовоздушной смеси образуются продукты сгорания высокой температуры. Так как в газовоздушном тракте ПВРД отсутствуют подвижные элементы, то температура газов на выходе из камеры сгорания может быть повышена до ее предельного значения.
Затем, расширяясь в сопле, рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость
набегающего потока, что и создаёт реактивную тягу.
До настоящего времени все серийные ПВРД были рассчитаны на дозвуковые скорости в камере сгорания. В последние годы была выдвинута идея создания гиперзвуковых ПВРД с горением топлива в сверхзвуковом потоке, с так называемыми сверхзвуковыми камерами сгорания. И как дальнейшее развитие этой идеи - ПВРД вообще без камер сгорания, с горением топлива во внешнем потоке, с наружным горением.
К настоящему времени ТРД отодвинули прямоточные двигатели далеко в область сверхзвуковых скоростей [1; 2].
Недостатком ПВРД является то, что он может работать только после достижения определенной минимальной скорости полета, которой можно достичь только с использованием другого двигателя или ускорителя, Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых ЛА; но для беспилотных, в том числе боевых ЛА (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2...5 М, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Также ПВРД используются на летающих мишенях.
Длительное время принципиальным препятствием для роста скоростей, на которых ПВРД могут создавать силу тяги, большую собственного лобового сопротивления, был располагаемый температурный перепад.
По мере роста скоростей полета возрастает степень сжатия воздуха во входном устройстве ПВРД и растет температура воздуха, поступающего в камеру сгорания, в результате чего уменьшается разница между температурой воздуха, поступающего в камеру
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
сгорания, и температурой продуктов сгорания, выходящих из нее. Все это приводит к тому, что уменьшается энергия, сообщаемая потоку в двигателе, и соответственно работоспособность потока.
Проблема получения полезных тяг от ПВРД при больших числах М в какой-то мере решается за счет перехода на другое, более эффективное топливо, например путем замены керосина жидким водородом.
Главный же, решающий метод обеспечения нужного теплоперепада и высокой эффективности гиперзвуковых ПВРД - это переход от дозвуковых к сверхзвуковым камерам сгорания.
Организация эффективного процесса сгорания топлива в двигателе является одной из ключевых задач проектировщиков.
Основные тенденции развития ПВРД, направленные на повышение его эффективности:
• регулируемого входного и выходного устройства, с целью снижения сопротивления и потерь полного давления,
• минимизация массы двигателя, корпус которого выдерживает внешние аэро- и гидродинамические нагрузки, определяемые видом носителя, способом старта и условиями полета;
• интегрированием маршевого ПВРД со стартово-разгонной ступенью (СРС) в целях уменьшения габаритов гиперзвуковой КР и максимального заполнения объема пускового контейнера;
• использование энергоемких топлив с большими удельными массами;
• применение регулирующих систем, реагирующих на положение косого скачка уплотнения, образуемого клином или конусом и замыкающего скачка в воздухозаборном устройстве (ВЗУ);
• обеспечение неоднократного запуска в воздухе;
Вопрос относительно целесообразности применения ВРД на разгонных космических аппаратах остается пока открытым. Еще нет оснований считать, что воздушно-реактивные двигатели могут заменить ракетные при необходимости разгонять до чисел М, больших 10-12. Кроме того, ПВРД, единственно пригодные для практического использования на этих скоростях воздушно-реактивные двигатели, неавтономны. Они сами требуют разгона их до сверхзвуковых скоростей с помощью других средств. Устранить этот недостаток можно за счет создания комбинированных ВРД. Именно этим путем пытаются сейчас идти некоторые зарубежные фирмы в стремлении создать высокоэкономичные двигатели для воздушно-космических аппаратов.
В связи с тем, что основная сложность в проектировании ВРД заключается в обеспечении горения и приемлемого теплового состояния конструктивных элементов в горячей зоне двигателя, дальнейшим направлением работы должно стать - исследование теплового состояния стенок и других элементов камер сгорания.
Библиографические ссылки
1. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей : учебник для вузов / В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер и др. ; под ред. С. М. Шляхтенко. 2-е изд., перераб. и доп.. М. : Машиностроение, 1987.
2. Кулагин В. В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. 2-е. изд. М. : Машиностроение, 2003.
© Белобровина М. В., 2013
УДК 621.453.457
Я. В. Бочерикова, А. Е. Савина Научный руководитель - В. П. Назаров Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ПЕРВЫЙ СИБИРСКИЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Рассматривается история создания двигателя РД-216. Представлены особенности конструкции.
В середине ХХ века началась эпоха бурного развития ракетно-космической отрасли, ставшая оплотом безопасности и могущества страны на мировой арене. Над созданием ракет и космических аппаратов трудились лучшие конструкторские организации и промышленные предприятия, оснащенные самым современным оборудованием.
В конце 50-х гг. ХХ века выявилось существенное отставание СССР в носителях ядерного оружия, способных обеспечить поражение военных объектов на территории стран НАТО в Западной Европе, а также стратегических целей в Азии, части Северной Америки и Африки. Для защиты страны нужна была новая ракета, оснащенная мощным и надежным двигателем. Поэтому 2 июня 1958г. вышло правительственное
постановление о разработке баллистической ракеты средней дальности Р-14 с двигателем РД-216 (8Д514), представленной на рисунке.
По предложению М. К. Янгеля разработка двигательной установки была поручена ОКБ-456, которым руководил академик В. П. Глушко. Коллективу этой конструкторской организации удалось создать замечательный двигатель 8Д514, который явился первым отечественным ЖРД, работающим на высококипящих токсичных компонентах НДМГ и АК-27И. Эта топливная пара обеспечивала высокие энергетические показатели силовой установки ракеты.
В конструкции двигателя впервые в ракетном дви-гателестроении использован принцип модульно-блочного построения ДУ. В его основу положен двух-
