Синхронный реактивный двигатель

КПД парового двигателя

Для приведения в действие силового агрегата необходимо преобразовать тепловую энергию, появляющуюся при сжигании топливовоздушной смеси, в механическую. Раньше применялись паровые двигатели, в которых сгорало твердое топливо (уголь, дрова), поршни приходили в движение под воздействием расширяющегося пара. Размеры таких силовых установок были в несколько раз больше по габаритам, чем современные двигатели, работающие на топливе другого вида.

В паровых машинах поршневого типа КПД не превышает значения 10%. В настоящее время такие устройства почти не применяются, т. к. считается, что не существует кардинальных способов увеличить их коэффициент полезного действия.

С целью увеличения данного показателя, применяют источники тепла, обладающие наименьшей стоимостью. Например, на больших ТЭЦ используется атомная энергия. Вдобавок, применяются современные технологии, при которых отработанное тепло не уходит бесполезно в атмосферу, а используется для отопительных систем в многоквартирных домах. Потери здесь составляют не больше 10 процентов. Современные паровые турбины обладают коэффициентом КПД, равным 50 – 60%.

Преимущества

Тем не менее, двигатель Стирлинга имеет преимущества, которые вынуждают заниматься его разработкой.

  • «Всеядность» двигателя — как все двигатели внешнего сгорания (вернее — внешнего подвода тепла), двигатель Стирлинга может работать от почти любого перепада температур: например, между разными слоями воды в океане, от солнца, от ядерного или изотопного нагревателя, угольной или дровяной печи и т. д.
  • Простота конструкции — конструкция двигателя очень проста, он не требует дополнительных систем, таких как газораспределительный механизм. Он запускается самостоятельно и не нуждается в стартере. Его характеристики позволяют избавиться от коробки передач.
  • Увеличенный ресурс — простота конструкции, отсутствие многих «нежных» узлов позволяет «стирлингу» обеспечить небывалый для других двигателей запас работоспособности в десятки и сотни тысяч часов непрерывной работы.
  • Экономичность — для утилизации некоторых видов тепловой энергии, особенно при небольшой разнице температур, «стирлинги» часто оказываются самыми эффективными видами двигателей. Например, в случае преобразования в электричество солнечной энергии «стирлинги» иногда дают больший КПД (до 31,25 %), чем тепловые машины на пару.
  • Экологичность — «стирлинг» не имеет выхлопа из цилиндров, а это значит, что уровень его шума гораздо меньше, чем у поршневых двигателей внутреннего сгорания. β-стирлинг с ромбическим механизмом является идеально сбалансированным устройством и, при достаточно высоком качестве изготовления, имеет предельно низкий уровень вибраций (амплитуда вибрации меньше 0,0038 мм). Сам по себе «стирлинг» не имеет каких-то частей или процессов, которые могут способствовать загрязнению окружающей среды. Он не расходует рабочее тело. То есть экологичность двигателя обусловлена прежде всего экологичностью источника тепла. А для него можно отметить, что обеспечить полноту сгорания топлива в двигателе внешнего сгорания проще, чем в двигателе внутреннего сгорания.

Атомный двигатель

В период холодной войны в мире были попытки создания атомного двигателя, за основу был взят турбореактивный двигатель. Главной задумкой ученых было создание двигателя, основанного не на химической реакции радиоактивных веществ, а на вырабатываемом тепле от ядерного реактора. Он должен был находиться на месте камеры сгорания.

В теории воздух должен был проходить через работающую зону реактора, благодаря этому реактор должен был остужаться, а температура воздуха наоборот возрастать. После чело воздух должен был расширяться и выходить через сопла (выхлоп) на этот момент скорость воздуха должна была превышать скорость полета самолета.

В Советском союзе были попытки проведения испытаний подобного двигателя, также ученные в соединенных штатах Америки, вели разработку данного двигателя, и их работа почти подходила к тестам двигателя на настоящем самолете.

Но по ряду причин разработки этого двигателя было решено закрыть. Так как у двигателя было множество недостатков, а именно:

  • Пилоты были подвержены постоянному радиоактивному облучению на протяжении всего полета.
  • Вместе с воздухом через сопла выходили и частички радиоактивного элемента в атмосферу.
  • В том случае если самолет терпел крушение, был очень большой шанс взрыва радиоактивного реактора, что влекло за собой радиоактивное отравление на довольно большой площади.

Жидкотопливные ракеты

Роберт Годдард в 1925 году испытал первый двигатель, работающий на жидком топливе. Его двигатель использовал для работы жидкий кислород и бензин. Также он стремился решить многие фундаментальные проблемы в конструкции двигателя ракеты, включая стратегии охлаждения, механизмы накачки и рулевые механизмы. Такие проблемы делают ракеты с жидким топливом столь сложными. Все это ему успешно удалось.

Главная идея максимально проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях окислитель и топливо (к примеру, жидкий кислород и бензин закачиваются в камеру сгорания). Там они сгорают, создавая поток горячих газов с высоким давлением и скоростью. Эти газы проходят через специальное сопло, которое делают их скорость еще большей (от 8 тыс. до 16 тыс. километров в час), а затем выходят. Ниже приведена простая схема, демонстрирующая этот процесс наглядно.

На схеме видно сложности обычного ракетного двигателя. Например, нормальное топливо – это холодный жидкий газ по типу жидкого кислорода или жидкого водорода. Но одной из серьезных проблем подобного двигателя является охлаждение сопла и камеры сгорания, поэтому сначала холодная жидкость циркулирует вокруг перегретых частей, дабы их охладить. Насосы должны генерировать высокое давление, чтобы преодолеть давление в камере сгорания, сжигаемой топливом. Это охлаждение и подкачка делает ракетный двигатель схожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Теперь рассмотрим все варианты комбинации топлива, которые применяется в жидкотопливных двигателях ракет:

  • жидкий кислород и жидкий водород (главные двигатели космических шаттлов);
  • жидкий кислород и бензин (первые ракеты Годдарда);
  • жидкий кислород и керосин (применялись в программе «Аполлон» в 1 ступени «Сатурна-5»);
  • жидкий кислород и спирт (применялись ракетах V2 немецкого производства);
  • четырехокись азота/монометилгидразин (применялись в двигателях «Кассини»).

Классификация авиационных двигателей

К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты классов «В-В», «В-3», «3-В», «3-3», авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей — от поршневых до ракетных.

Авиационные двигатели (рис.1) делятся на три обширных класса:

  • поршневые (ПД);
  • воздушно-реактивные (ВРД включая ГТД);
  • ракетные (РД или РкД).

Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД.

По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на:

  • компрессорные, т. е. включающие компрессор для механического сжатия воздуха;
  • бескомпрессорные:

    • прямоточные ВРД (СПВРД) со сжатием воздуха только от скоростного напора;
    • пульсирующие ВРД (ПуВРД) с дополнительным сжатием воздуха в специальных газодинамических устройствах периодического действия.

Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.

По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД, ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.

По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на:

  • двигатели прямой реакции;
  • двигатели непрямой реакции.

Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно — это все ракетные двигатели (РкД), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ), турбореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и ГПВРД), пульсирующие (ПуВРД) и многочисленные комбинированные двигатели.

Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, используя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые, турбовинтовентиляторные, турбовальные двигатели — ТВД, ТВВД, ТВГТД). В этом смысле класс ВРД объединяет все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.

На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей, соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы:

  • турбопрямоточных двигателейТРДП (ТРД или ТРДД + СПВРД);
  • ракетно-прямоточныхРПД (ЖРД или РДТТ + СПВРД или ГПВРД);
  • ракетно-турбинныхРТД (ТРД + ЖРД);

и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.

В небо — с умом

Эксперты убеждены: электрический самолет будет революционным скачком в самолетостроении. А если говорить о моторах — какой?

Михаил Гордин: Да, электрификация самолетов — это наиболее значительное новшество в авиации после внедрения реактивного двигателя. Мы отказываемся от гидравлики и пневматики и разрабатываем ключевые технологии, которые будут положены в основу создания отечественного самолета с гибридно-электрической силовой установкой.

Например, в электрическом двигателе, входящем в состав гибридно-электрической силовой установки, может применяться эффект высокотемпературной сверхпроводимости. Его основа — проводники, охлаждаемые жидким азотом, который при очень низкой температуре (-196°C) обладает эффектом практически нулевого сопротивления. В результате достигается высокий коэффициент полезного действия и существенно уменьшаются массогабаритные характеристики двигателя.

В теории схема гибридно-электрической силовой установки дает прирост в топливной и экологической эффективности, но это нужно подтвердить на практике.

В России произошло около 900 авиапроисшествий с птицами за 14 лет

Насколько я знаю, в мире почти никто не имеет реальных работ в этом направлении?

Михаил Гордин: Завершенных — нет. Но работы по освоению электрических технологий для авиации ведутся в разных странах. Для самолето- и двигателестроения это совершенно новая история, абсолютно передовая. И здесь Россия в тренде. На первом этапе у нас — создание уникальной гибридно-электрической силовой установки мощностью 500 кВт (679 л.с.) с использованием сверхпроводников. На следующих этапах появится сверхпроводящий генератор. По планам, в 2019-2021 годах мы испытаем электродвигатель, в 2022-м — генератор.

Что потом? Думаю, первый полностью электрический самолет с гибридно-электрической силовой установкой на 180 пассажиров полетит не ранее 2050 года. В среднесрочной перспективе возможно создание серийной электрической силовой установки для самолетов на 2-4 пассажира и гибридной — на 9-19 пассажиров. Сейчас мы спроектировали, изготовили и проводим испытания электродвигателя. При мощности 60 кВт (80 л.с.) он весит немногим более 20 кг.

У вас много перспективных разработок. А что за «умный» двигатель? Действительно ли можно научить мотор выполнять команды по заданной математической модели?

Михаил Гордин: По крайней мере мы пытаемся. В любой технике, в том числе и в двигателе, со временем что-то изнашивается. Это неизбежный процесс. Но имея определенную математическую модель и способы измерения, можно подстраивать алгоритмы управления двигателем под его текущее состояние. Это интеллектуальная система управления.

30-е годы. Испытание на открытом стенде первого советского поршневого двигателя М-34 с водяным охлаждением. Фото: Предоставлено «ЦИАМ им. П.И. Баранова»

Проект по интеллектуализации двигателя очень важный и интересный. Он хорошо ложится в концепцию «более» электрического и полностью электрического летательного аппарата. Пока все на стадии демонстратора. Это именно исследовательская работа, создание научно-технического задела, новых знаний и технологий, которые конструкторы смогут использовать при проектировании перспективных двигателей различных концепций. В планах на ближайшие два года — разработать демонстратор и провести его испытания на стендах.

Запрограммировать и сделать «умным» можно любой двигатель?

Михаил Гордин: Не любой. Но, допустим, на мощном двигателе ПД-35 будет такая система. Уже сейчас наши наработки используются в АО «ОДК-Климов» для вертолетов и в АО «ОДК-Авиадвигатель». Они уже есть на двигателе ПД-14. Кстати, ПД-14 в своем классе конкуренции ничуть не «глупее», чем, к примеру, американский PW 1400 или европейский LEAP. И даже умнее.

Принцип действия

Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом. Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается (на практике, до скоростей 30—60 м/с, что соответствует числу Маха 0,1—0,2), его кинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию — его температура и давление повышаются.

В предположении того, что воздух — идеальный газ, и процесс сжатия является изоэнтропийным, степень повышения давления (отношение статического давления в заторможенном потоке к атмосферному) выражается формулой:

ppo=(1+k−12⋅Mn2)kk−1{\displaystyle {\frac {p}{p_{o}}}={\bigg (}1+{\frac {k-1}{2}}\cdot M_{n}^{2}{\bigg )}^{\frac {k}{k-1}}}(1)

где

p{\displaystyle p} — давление в полностью заторможенном потоке;
po{\displaystyle p_{o}} — атмосферное давление;
Mn{\displaystyle M_{n}} — полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде),
k{\displaystyle k} — показатель адиабаты, для сухого воздуха равный 1,4.

На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление.

Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает. Затем рабочее тело сначала, сжимаясь в сопле, достигает звуковой скорости, а потом, расширяясь — сверхзвуковой, ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

Схема устройства ПВРД на жидком топливе:

  1. встречный поток воздуха;
  2. центральное тело;
  3. входное устройство;
  4. топливная форсунка;
  5. камера сгорания;
  6. сопло;
  7. реактивная струя.

Схема устройства твердотопливного ПВРД

Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:

  • Чем выше скорость полёта, тем больше расход воздуха через тракт двигателя, а значит, и количество кислорода, поступающего в камеру, что позволяет, увеличив расход горючего, повысить тепловую, а вместе с ней и механическую мощность двигателя.
  • Чем больше расход воздуха через тракт двигателя, тем выше создаваемая им тяга, в соответствии с формулой (3). Однако расход воздуха через тракт двигателя не может расти неограниченно. Площадь каждого сечения двигателя должна быть достаточной для обеспечения необходимого расхода воздуха.
  • С увеличением скорости полёта, в соответствии с формулой  (1), возрастает степень повышения давления β=p2p1{\displaystyle \beta ={\frac {p_{2}}{p_{1}}}} в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического КПД, который для идеального ПВРД выражается формулой:
ηt=1−1βk−1k{\displaystyle \eta _{t}=1-{\frac {1}{\beta ^{\frac {k-1}{k}}}}}(2)

Препарированный ПВРД «Тор» ракеты «Бладхаунд». Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания.

В соответствии с формулой (1), чем меньше разница между скоростью полёта и скоростью истечения реактивной струи, тем меньше тяга двигателя (при прочих равных условиях).

В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.

Принцип работы реактивного двигателя

В реактивных двигателях струи воздушных потоков, которые попадают в двигатели, встречаются с обращающимися с колоссальной скоростью турбинами компрессоров, которые засасывают воздух из окружающей среды (при помощи встроенных вентиляторов). Следовательно, происходит решение двух задач:

  • Первичное забирание воздуха;
  • Охлаждение в целом всего двигателя.

Это могут быть, в частности, смеси воздуха и керосина, как в турбореактивных двигателях современных реактивных самолетах, либо смеси жидкого кислорода и спирта, такими обладают кое-какие жидкостные ракетные двигатели, либо еще какое-то твердое топливо в пороховых ракетах. Как только образовалась топливно-воздушная смесь, происходит ее воспламенение с выделением энергии в виде тепла. Таким образом, топливом в реактивных двигателях могут быть только такие вещества, которые в результате химических реакций в двигателях (при возгорании) выделяют тепло, при этом образуя множество газов.

При возгорании совершается существенное разогревание смеси и деталей вокруг с объемным расширением. Собственно говоря, реактивные двигатели пользуются для продвижения управляемыми взрывами. Камеры сгорания в реактивных двигателях — это одни из самых горячих элементов (температурный режим в них может достигать до 2700 °С), и они требуют постоянного интенсивного охлаждения.

Турбореактивные двигатели функционируют несколько иначе. Так, газы, после камер сгорания, вначале проходят турбинами, которым отдают свою тепловую энергию. Это делается для того, чтобы привести в движение компрессоры, которые послужат для сжатия воздуха перед камерой сгорания. В любом случае, сопла остаются последними частями двигателей, через которые протекут газы. Собственно они и формируют непосредственно реактивную струю.

В сопла направляют холодный воздух, который нагнетается при помощи компрессоров, чтобы охлаждать внутренние детали двигателей. Реактивные сопла могут обладать различными конфигурациями и конструкциями исходя из разновидностей двигателей. Так, когда скорость проистекания должна быть выше скорости звука, тогда соплам придаются формы расширяющихся труб или же вначале суживающиеся, а далее расширяющиеся (так называемые сопла Лаваля). Только с трубами такой конфигурации газы разгоняются до сверхзвуковых скоростей, при помощи чего реактивные самолеты перешагивают «звуковые барьеры».

Исходя из того, задействуется ли в процессе работы реактивных двигателей окружающая среда, они подразделяются на основные классы воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и ракетных двигателей (РД). Все ВРД являются тепловыми двигателями, рабочие тела которых образуются тогда, когда происходит реакция окисления горючих веществ с кислородом воздушных масс. Поступающие из атмосферы воздушные потоки составляют основу рабочих тел ВРД. Таким образом, аппараты с ВРД несут на борту источники энергии (топливо), но большая часть рабочих тел черпается из окружающей среды.

К аппаратам ВРД относятся:

  • Турбореактивные двигатели (ТРД);
  • Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД);
  • Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (ПуВРД);
  • Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД).

Сверхзвуковые ПВРД

Сверхзвуковые ПВРД рассчитаны на осуществление полетов в диапазоне скоростей 1 < M < 5.

Торможение газового сверхзвукового потока всегда выполняется разрывно, при этом образуется ударная волна, которая называется скачком уплотнения. На дистанции ударной волны процесс сжатия газа не является изоэнтропийным. Следовательно, наблюдаются потери механической энергии, уровень увеличения давления в нем меньший, нежели в изоэнтропийном процессе. Чем мощнее будет скачок уплотнения, тем больше изменится скорость потока на фронте, соответственно, больше потери давления, иногда достигающие 50%.

Для того чтобы минимизировать потери давления, организуется сжатие не в одном, а нескольких скачках уплотнения с меньшей интенсивностью. После каждого из таких скачков наблюдается снижение скорости потока, которая остается сверхзвуковой. Это достигается, если фронт скачков расположен под углом к направлению скорости потока. Параметры потока в интервалах между скачками остаются постоянными.

В последнем скачке скорость достигает дозвукового показателя, дальнейшие процессы торможения и сжатия воздуха происходят непрерывно в канале диффузора.

Если входное устройство мотора расположено в области невозмущенного потока (например, впереди летательного аппарата на носовом окончании или на достаточном отдалении от фюзеляжа на крыльевой консоли), оно выполняется асимметричным и комплектуется центральным телом – острым длинным «конусом», выходящим из обечайки. Центральное тело предназначено для создания во встречном воздушном потоке косых скачков уплотнения, которые обеспечивают сжатие и торможение воздуха до момента его поступления в специальный канал входного устройства. Представленные входные устройства получили название устройств конического течения, воздух внутри них циркулирует, образуя коническую форму.

Центральное коническое тело может быть оснащено механическим приводом, который позволяет ему двигаться вдоль оси двигателя и оптимизировать торможение потока воздуха на разных скоростях полета. Данные входные устройства называются регулируемыми.

При фиксации двигателя под крылом или снизу фюзеляжа, то есть в области аэродинамического влияния элементов конструкции самолета, используют входные устройства плоской формы двухмерного течения. Они не оснащаются центральным телом и имеют поперечное прямоугольное сечение. Их еще называют устройствами смешанного или внутреннего сжатия, поскольку внешнее сжатие здесь имеет место только при скачках уплотнения, образующихся у передней кромки крыла или носового окончания летательного аппарата. Входные регулируемые устройства прямоугольного сечения способны менять положение клиньев внутри канала.

В сверхзвуковом скоростном диапазоне ПВРД более эффективен, нежели в дозвуковом. К примеру, на скорости полета М=3 степень увеличения давления составляет 36,7, что приближается к показателю турбореактивных двигателей, а расчетный идеальный КПД достигает 64,3 %. На практике эти показатели меньшие, но на скоростях в диапазоне М=3-5 СПВРД по эффективности превосходят все существующие типы ВРД.

При температуре невозмущенного воздушного потока 273°K и скорости самолета М=5 температура рабочего заторможенного тела равна 1638°К, при скорости М=6 — 2238°К, а в реальном полете с учетом скачков уплотнения и действия силы трения становится еще выше.

Дальнейшее нагревание рабочего тела является проблематичным из-за термической неустойчивости конструкционных материалов, входящих в состав двигателя.  Поэтому предельной для СПВРД считается скорость, равная М=5.

Область применения

ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твердотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем (самолетом-разгонщиком), с которого запускается аппарат с ПВРД.

Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых самолётах с неядерной двигательной системой, но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < М < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Также ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.

Ядерный ПВРД

Ядерный ПВРД «Плутон» (США)

Во второй половине 1950-х годов, в эпоху холодной войны, в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.

Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД
. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:

  • межконтинентальная крылатая ракета-носитель ядерного заряда;
  • одноступенчатый воздушно-космический самолёт.

В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 году были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 МВт в течение пяти минут с тягой 156 кН). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 года. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.

Тем не менее, ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. То есть, например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скоростей от М = 1, переходит на использование атмосферного воздуха.

В России, по сделанному президентом В. В. Путиным в начале 2018 года заявлению, «состоялся успешный пуск крылатой ракеты с ядерной энергоустановкой».

Принцип работы реактивного двигателя

Переменный ток, проходящий по обмоткам статора, создает в воздушном зазоре электродвигателя. создается, когда ротор пытается установить свою наиболее магнито проводящую ось (d-ось) с приложенным полем, для того чтобы минимизировать магнитное сопротивление в магнитной цепи. Амплитуда момента прямо пропорциональна разницы между продольной Ld и поперечной Lq индуктивностями. Следовательно, чем больше разница, тем больше создаваемый момент.


Линии магнитного поля синхронного реактивного электродвигателя

Главная идея может быть объяснена с помощью рисунка представленного ниже. Объект «a» состоящий из анизотропного материала имеет разную проводимость по оси d и оси q, в то время как изотропный магнитный материал объекта «b» имеет одинаковую проводимость во всех направлениях. Магнитное поле, которое прикладывается к анизотропному объекту «a», создает вращающий момент если существует угол между осью d и линиями магнитного поля. Очевидно, что если ось d объекта «a» не совпадает с линиями магнитного поля, объект будет вносить искажения в магнитное поле. При этом направление искаженных магнитных линий будут совпадать с осью q объекта.

Объект с анизотропной геометрией (a) и изотропной геометрией (b) в магнитном поле


Силовые линии магнитного поля вокруг объекта с анизотропной геометрией

В синхронном реактивном электродвигателе магнитное поле создается синусоидально распределенной обмоткой статора. Поле вращается с синхронной скоростью и может считаться синусоидальным.

В такой ситуации всегда будет существовать момент направленный на то, чтобы уменьшить полную потенциальную энергию системы, путем уменьшения искажения поля по оси q (). Если угол сохранять постоянным, например путем контроля магнитного поля, тогда электромагнитная энергия будет непрерывно преобразовываться в механическую.

Ток статора отвечает за намагничивание и за создание момента, который пытается уменьшить искаженность поля. Управление моментом осуществляется путем контроля фазы тока, то есть угла между вектором тока обмоток статора и d-осью ротора во вращающейся системе координат.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *

Adblock
detector