Курсовая: Физика и авиация :: БЕСПЛАТНЫЕ РЕФЕРАТЫ

Самым известным и наиболее простым реактивным двигателем является пороховая ракета, много столетий назад изобретенная в древнем Китае. Естественно, что пороховая ракета оказалась первым реактивным двигателем, который попытались использовать в качестве авиационной силовой установки. В самом начале 30-х годов в СССР развернулись работы, связанные с созданием реактивного двигателя для летательных аппаратов. Советский инженер Ф.А.Цандер еще в 1920 году высказал идею высотного ракетного самолета. Его двигатель “ОР-2”, работавший на бензине и жидком кислороде, предназначался для установки на опытный самолет. В Германии при участии инженеров Валье, Зенгера, Опеля и Штаммера начиная с 1926 года систематически производились эксперименты с пороховыми ракетами, устанавливавшимися на автомобиль, велосипед, дрезину и, наконец, на самолет. В 1928 году были получены первые практические результаты: ракетный автомобиль показал скорость около 100 км/час, а дрезина – до 300 км/час. В июне того же года был осуществлен первый полет самолета с пороховым реактивным двигателем. На высоте 30 м. Этот самолет пролетел 1,5 км., продержавшись в воздухе всего одну минуту. Спустя немногим более года полет был повторен, причем была достигнута скорость полета 150 км/час. К концу 30-х годов нашего века в разных странах велись исследовательские, конструкторские и экспериментальные работы по созданию самолетов с реактивными двигателями. В 1939 году в СССР состоялись летные испытания прямоточных воздушно- реактивных двигателей (ПВРД) на самолете “И-15” конструкции Н.Н.Поликарпова. ПВРД конструкции И.А.Меркулова были установлены на нижних плоскостях самолета в качестве дополнительных моторов. Первые полеты проводил опытный летчик- испытатель П.Е.Логинов. На заданной высоте он разгонял машину до максимальной скорости и включал реактивные двигатели. Тяга дополнительных ПВРД увеличивала максимальную скорость полета. В 1939 году были отработаны надежный запуск двигателя в полете и устойчивость процесса горения. В полете летчик мог неоднократно включать и выключать двигатель и регулировать его тягу. 25 января 1940 года после заводской отработки двигателей и проверки их безопасности во многих полетах состоялось официальное испытание - полет самолета с ПВРД. Стартовав с Центрального аэродрома имени Фрунзе в Москве, летчик Логинов включил на небольшой высоте реактивные двигатели и сделал несколько кругов над районом аэродрома. Эти полеты летчика Логинова в 1939 и 1940 годах были первыми полетами на самолете со вспомогательными ПВРД. Вслед за ним в испытании этого двигателя приняли участие летчики-испытатели Н.А.Сопоцко, А.В.Давыдов и А.И.Жуков. Летом 1940 года эти двигатели были установлены и испытаны на истребителе И- 153 “Чайка” конструкции Н.Н.Поликарпова. Они увеличивали скорость самолета на 40-50 км/час. Однако при скоростях полета, которые могли развивать винтовые самолеты, дополнительные бес компрессорные ВРД расходовали очень много горючего. Есть у ПВРД еще один важный недостаток: такой двигатель не дает тяги на месте и не может, следовательно, обеспечить самостоятельный взлет самолета. Это означает, что самолет с подобным двигателем должен быть обязательно снабжен какой-либо вспомогательной стартовой силовой установкой, например винтомоторной, иначе ему не подняться в воздух. В конце 30-х – начале 40-х годов нашего столетия разрабатывались и испытывались первые самолеты с реактивными двигателями других типов. Один из первых полетов человека на самолете с жидкостным реактивным двигателем (ЖРД) был также совершен в СССР. Советский летчик В.П.Федоров в феврале 1940 года испытал в воздухе ЖРД отечественной конструкции. Летным испытаниям предшествовала большая подготовительная работа. Спроектированный инженером Л.С.Душкиным ЖРД с регулируемой тягой прошел всесторонние заводские испытания на стенде. Затем его установили на планер конструкции С.П.Королева. После того, как двигатель успешно прошел наземные испытания на планере, приступили к летным испытаниям. Реактивный самолет отбуксировали обычным винтовым самолетом на высоту 2 км. На этой высоте летчик Федоров отцепил трос и, отлетев на некоторое расстояние от самолета-буксировщика, включил ЖРД. Двигатель устойчиво работал до полного израсходования топлива. По окончании моторного полета летчик благополучно спланировал и приземлился на аэродроме. Эти летные испытания явились важной ступенью на пути создания скоростного реактивного самолета. Вскоре советский конструктор В.Ф.Болховитинов спроектировал самолет, на котором в качестве силовой установки был использован ЖРД Л.С.Душкина. Несмотря на трудности военного времени, уже в декабре 1941 года двигатель был построен. Параллельно создавался и самолет. Проектирование и постройка этого первого в мире истребителя с ЖРД были завершены в рекордно короткий срок: всего за 40 дней. Одновременно шла подготовка и к летным испытаниям. Проведение первых испытаний в воздухе новой машины, получившей марку “БИ”, было возложено на летчика-испытателя капитана Г.Я.Бахчиванджи. 15 мая 1942 года состоялся первый полет боевого самолета с ЖРД. Это был небольшой остроносый самолет-моноплан с убирающимся в полете шасси и хвостовым колесом. В носовом отсеке фюзеляжа помещались две пушки калибром 20 мм, боезапас к ним и радиоаппаратура. Далее были расположены кабина пилота, закрытая фонарем, и топливные баки. В хвостовой части находился двигатель. Полетные испытания прошли успешно. В годы Великой Отечественной войны советские авиаконструкторы работали и над другими типами истребителей с ЖРД. Конструкторский коллектив, руководимый Н.Н.Поликарповым, создал боевой самолет “Малютка”. Другой коллектив конструкторов во главе с М.К.Тихонравовым разработал реактивный истребитель марки “302”. Работы по созданию боевых реактивных самолетов широко проводились и за рубежом. В июне 1942 года состоялся первый полет немецкого реактивного истребителя- перехватчика “Ме-163” конструкции Мессершмитта. Только девятый вариант этого самолета был запущен в серийное производство в 1944 году. Впервые этот самолет с ЖРД был применен в боевой обстановке в середине 1944 года при вторжении союзнических войск во Францию. Он предназначался для борьбы с бомбардировщиками и истребителями противника над немецкой территорией. Самолет представлял собой моноплан без горизонтального хвостового оперения, что оказалось возможным благодаря большой стреловидности крыла. Фюзеляжу была придана обтекаемая форма. Наружные поверхности самолета были очень гладкие. В носовом отсеке фюзеляжа размещалась ветрянка для привода генератора электросистемы самолета. В хвостовой части фюзеляжа устанавливался двигатель – ЖРД с тягой до 15 кН. Между корпусом двигателя и обшивкой машины имелась огнеупорная прокладка. Баки с горючим были размещены в крыльях, а с окислителями – внутри фюзеляжа. Обычного шасси на самолете не было. Взлет происходил с помощью специальной стартовой тележки и хвостового колеса. Сразу же после взлета эта тележка сбрасывалась, а хвостовое колесо убиралось внутрь фюзеляжа. Управление самолетом производилось посредством руля поворота, установленного, как обычно, за килем, и размещенных в плоскости крыла рулей высоты, которые одновременно являлись и элеронами. Посадка производилась на стальную посадочную лыжу длиной около 1,8 метра с полозом шириной 16 сантиметров. Обычно самолет взлетал, используя тягу установленного на нем двигателя. Однако по замыслу конструктора была предусмотрена возможность использования подвесных стартовых ракет, которые сбрасывались после взлета, а также возможность буксировки другим самолетом до нужной высоты. При работе ЖРД в режиме полной тяги самолет мог набирать высоту почти по вертикали. Размах крыльев самолета составлял 9,3 метра, его длина – около 6 метров. Полетный вес при взлете был равен 4,1 тонны, при посадке – 2,1 тонны; следовательно, за все время моторного полета самолет становился почти вдвое легче – расходовал примерно 2 тонны топлива. Длина разбега была более 900 метров, скороподъемность – до 150 метров в секунду. Высоту в 6 километров самолет достигал через 2,5 минуты после взлета. Потолок машины был 13,2 километра. При непрерывной работе ЖРД полет продолжался до 8 минут. Обычно по достижении боевой высоты двигатель работал не непрерывно, а периодически, причем самолет то планировал, то разгонялся. В результате общая продолжительность полета могла быть доведена до 25 минут и даже более. Для такого режима работы характерны значительные ускорения: при включении ЖРД на скорости 240 километров в час самолет достигал скорости 800 километров в час спустя 20 секунд (за это время он пролетал 5,6 километров со средним ускорением 8 метров в секунду квадрат). У земли этот самолет развивал максимальную скорость 825 километров в час, а в интервале высот 4-12 километров его максимальная скорость возрастала до 900 километров в час. В тот же период в ряде стран велись интенсивные работы по созданию воздушно- реактивных двигателей (ВРД) различных типов и конструкций. В Советском Союзе, как уже говорилось, испытывался прямоточный ВРД, установленный на самолете- истребителе. В Италии в августе 1940 года был совершен первый 10-минутный полет реактивного самолета-моноплана “Кампини-Капрони СС-2”. На этом самолете был установлен так называемый мотокомпрессорный ВРД (этот тип ВРД не рассматривался в обзоре реактивных двигателей, так как он оказался невыгодным и распространения не получил). Воздух входил через специальное отверстие в передней части фюзеляжа в трубу переменного сечения, где поджимался компрессором, который получал вращение от расположенного позади звездообразного поршневого авиамотора мощностью 440 лошадиных сил. Затем поток сжатого воздуха омывал этот поршневой мотор воздушного охлаждения и несколько нагревался. Перед поступлением в камеру сгорания воздух смешивался с выхлопными газами от этого мотора. В камере сгорания, куда впрыскивалось топливо, в результате его сжигания температура воздуха повышалась еще больше. Газо-воздушная смесь, вытекавшая из сопла в хвостовой части фюзеляжа, создавала реактивную тягу этой силовой установки. Площадь выходного сечения реактивного сопла регулировалась посредством конуса, могущего перемещаться вдоль оси сопла. Кабина пилота располагалась вверху фюзеляжа над трубой для потока воздуха, проходящей через весь фюзеляж. В ноябре 1941 года на этом самолете был совершен перелет из Милана в Рим (с промежуточной посадкой в Пизе для заправки горючим), длившийся 2,5 часа, причем средняя скорость полета составила 210 километров в час. Как видим, реактивный самолет с двигателем, выполненным по такой схеме, оказался неудачным: он был лишен главного качества реактивного самолета – способности развивать большие скорости. К тому же расход горючего у него был весьма велик. В мае 1941 года в Англии состоялся первый испытательный полет экспериментального самолета Глостер “Е-28/39” с ТРД с центробежным компрессором конструкции Уиттла. При 17 тысячах оборотов в минуту этот двигатель развивал тягу около 3800 ньютонов. Экспериментальный самолет представлял собой одноместный истребитель с одним ТРД, расположенным в фюзеляже позади кабины пилота. Самолет имел убирающееся в полете трехколесное шасси. Полтора года спустя, в октябре 1942 года, было проведено первое летное испытание американского реактивного самолета-истребителя “Эркомет” Р-59А с двумя ТРД конструкции Уиттла. Это был моноплан со среднерасположенным крылом и с высоко установленным хвостовым оперением. Носовая часть фюзеляжа была сильно вынесена вперед. Самолет был оснащен трехколесным шасси; полетный вес машины составлял почти 5 тонн, потолок – 12 километров. При летных испытаниях была достигнута скорость 800 километров в час. Среди других самолетов с ТРД этого периода следует отметить истребитель Глостер “Метеор”, первый полет которого состоялся в 1943 году. Этот одноместный цельнометаллический моноплан оказался одним из наиболее удачных реактивных самолетов-истребителей того периода. Два ТРД были установлены на низко расположенном свободнонесущем крыле. Серийный боевой самолет развивал скорость 810 километров в час. Продолжительность полета составляла около 1,5 часов, потолок – 12 километров. Самолет имел 4 автоматические пушки калибра 20 миллиметров. Машина обладала хорошей маневренностью и управляемостью на всех скоростях. Этот самолет был первым реактивным истребителем, применявшемся в боевых воздушных операциях союзной авиации в борьбе против немецких самолетов- снарядов “V-1” в 1944 году. В ноябре 1941 года на специальном рекордном варианте этой машины был установлен мировой рекорд скорости полета – 975 километров в час. Это был первый официально зарегистрированный рекорд, установленный на реактивном самолете. Во время этого рекордного полета ТРД развивали тягу примерно по 16 килоньютонов каждый, а потребление горючего соответствовало расходу приблизительно 4,5 тысячи литров в час. В годы второй мировой войны несколько типов боевых самолетов с ТРД было разработано и испытано в Германии. Укажем на двухмоторный истребитель “Ме- 262”, развивавший максимальную скорость 850-900 километров в час (в зависимости от высоты полета) и четырех моторный бомбардировщик “Арадо-234”. Истребитель “Ме-262” был наиболее отработанной и доведенной конструкцией среди многочисленных типов немецких реактивных машин периода второй мировой войны. Боевая машина была вооружена четырьмя автоматическими пушками калибром 30 миллиметров. На заключительном этапе Великой Отечественной войны в феврале 1945 года трижды Герой Советского Союза И.Кожедуб в одном из воздушных боев над территорией Германии впервые сбил реактивный самолет врага – “Ме-262”. В этом воздушном поединке решающим оказалось преимущество в маневренности, а не в скорости (максимальная скорость винтового истребителя “Ла-5” на высоте 5 километров была равна 622 километра в час, а реактивного истребителя “Ме-262” на той же высоте – около 850 километров в час). Интересно отметить, что первые немецкие реактивные самолеты оснащались ТРД с осевым компрессором, причем максимальная тяга двигателя была менее 10 килоньютонов. В то же время английские реактивные истребители были оборудованы ТРД с центробежным компрессором, развивающим примерно вдвое большую тягу. Уже в начальный период развития реактивных машин прежние знакомые формы самолетов претерпевали более или менее значительные изменения. Весьма необычно выглядел, например, английский реактивный истребитель “Вампир” двух балочной конструкции. Еще более непривычным для глаза был экспериментальный английский реактивный самолет “Летающее крыло”. Этот бес фюзеляжный и бесхвостый самолет был выполнен в виде крыла, в котором размещались экипаж, горючее и т.д. Органы стабилизации и управления также были установлены на самом крыле. Достоинством этой схемы является минимальное лобовое сопротивление. Известные трудности представляет решение проблемы устойчивости и управляемости “Летающего крыла”. При разработке этого самолета ожидалось, что стреловидность крыла позволит добиться большой устойчивости в полете при одновременном существенном уменьшении сопротивления. Английская авиационная фирма “Де-Хевиленд”, построившая самолет, предполагала использовать его для изучения явлений сжимаемости воздуха и устойчивости полета при больших скоростях. Стреловидность крыла этого цельнометаллического самолета составляла 40 градусов. Силовая установка состояла из одного ТРД. На концах крыльев в специальных обтекателях находились противоштопорные парашюты. В мае 1946 года самолет “Летающее крыло” был впервые испытан в пробном полете. А в сентябре того же года во время очередного испытательного полета он потерпел аварию и разбился. Пилотировавший его летчик трагически погиб. В нашей стране в годы Великой Отечественной войны начались обширные исследовательские работы по созданию боевых самолетов с ТРД. Война ставила задачу – создать самолет-истребитель, обладающий не только большой скоростью, но и значительной продолжительностью полета: ведь разработанные реактивные истребители с ЖРД имели весьма малую продолжительность полета – всего 8-15 минут. Были разработаны боевые самолеты с комбинированной силовой установкой – винтомоторной и реактивной. Так, например, истребители “Ла-7” и “Ла-9” были снабжены реактивными ускорителями. Работа над одним из первых советских реактивных самолетов началась еще в 1943-1944 годах. Эта боевая машина создавалась конструкторским коллективом, возглавляемым генералом инженерно-авиационной службы Артемом Ивановичем Микояном. То был истребитель “И-250” с комбинированной силовой установкой, которая состояла из поршневого авиадвигателя жидкостного охлаждения типа “ВК-107 А” с воздушным винтом и ВРД, компрессор которого получал вращение от поршневого мотора. Воздух поступал в воздухозаборник под валом винта, проходил по каналу под кабиной летчика и поступал в компрессор ВРД. За компрессором были установлены форсунки для подачи топлива и запальная аппаратура. Реактивная струя выходила через сопло в хвостовой части фюзеляжа. Свой первый полет “И-250” совершил еще в марте 1945 года. Во время летных испытаний была достигнута скорость, значительно превышающая 800 километров в час. Вскоре этот же коллектив конструкторов создал реактивный истребитель “МИГ-9”. На нем устанавливались два ТРД типа “РД-20”. Каждый двигатель развивал тягу до 8800 ньютонов при 9,8 тысячах оборотов в минуту. Двигатель типа “РД-20” с осевым компрессором и регулируемым соплом имел кольцевую камеру сгорания с шестнадцатью горелками вокруг форсунок для впрыска топлива. 24 апреля 1946 года летчик-испытатель А.Н.Гринчик совершил на самолете “МИГ-9” первый полет. Как и самолет “БИ”, эта машина мало отличалась по своей конструктивной схеме от поршневых самолетов. И все же замена поршневого мотора реактивным двигателем повысила скорость примерно на 250 километров в час. Максимальная скорость “МИГ-9” превышала 900 километров в час. В конце 1946 года эта машина была запущена в серийное производство. В апреле 1946 года был совершен первый полет на реактивном истребителе конструкции А.С.Яковлева. Для облегчения перехода к производству этих самолетов с ТРД был использован серийный винтовой истребитель “Як-3”, у которого передняя часть фюзеляжа и средняя часть крыла были переделаны под установку реактивного двигателя. Этот истребитель применялся как реактивный тренировочный самолет наших ВВС. В 1947-1948 годах прошел летные испытания советский реактивный истребитель конструкции А.С.Яковлева “Як-23”, который обладал более высокой скоростью. Это было достигнуто благодаря установке на нем турбореактивного двигателя типа “РД-500”, который развивал тягу до 16 килоньютонов при 14,6 тысячах оборотов в минуту. “Як-23” представлял собой одноместный цельнометаллический моноплан со среднерасположенным крылом. При создании и испытании первых реактивных самолетов наши конструкторы столкнулись с новыми проблемами. Оказалось, что одного увеличения тяги двигателя еще недостаточно для осуществления полета со скоростью, близкой к скорости распространения звука. Исследования сжимаемости воздуха и условий возникновения скачков уплотнения проводились советскими учеными начиная с 30- х годов. Особенно большой размах они приобрели в 1942-1946 годах после летных испытаний реактивного истребителя “БИ” и других наших реактивных машин. В результате этих исследований уже к 1946 году был поставлен вопрос о коренном изменении аэродинамической схемы высокоскоростных реактивных самолетов. Встала задача создания реактивных самолетов со стреловидным крылом и оперением. Наряду с этим возникли и смежные задачи – потребовалась новая механизация крыла, иная система управления и т.д. Настойчивая творческая работа научно-исследовательских, конструкторских и производственных коллективов увенчалась успехом: новые отечественные реактивные самолеты ни в чем не уступали мировой авиационной технике того периода. Среди скоростных реактивных машин, созданных в СССР в 1946-1947 годах, выделяется своими высокими летно-тактическими и эксплуатационными характеристиками реактивный истребитель конструкции А.И.Микояна и М.И.Гуревича “МИГ-15”, со стреловидным крылом и оперением. Применение стреловидного крыла и оперения повысило скорость горизонтального полета без существенных изменений его устойчивости и управляемости. Увеличению скорости самолета во многом способствовало также повышение его энерговооруженности: на нем был установлен новый ТРД с центробежным компрессором “РД-45” с тягой около 19,5 килоньютонов при 12 тысячах оборотов в минуту. Горизонтальная и вертикальная скорости этой машины превосходили все достигнутое ранее на реактивных самолетах. В испытаниях и доводке самолета принимали участие летчики-испытатели Герои Советского Союза И.Т.Иващенко и С.Н.Анохин. Самолет имел хорошие летно- тактические данные и был прост в эксплуатации. За исключительную выносливость, простоту в техническом обслуживании и легкость в управлении он получил прозвище “самолет-солдат”. Конструкторское бюро, работающее под руководством С.А.Лавочкина, одновременно с выпуском “МИГ-15” создало новый реактивный истребитель “Ла-15”. Он имел стреловидное крыло, расположенное над фюзеляжем. На нем было мощное бортовое вооружение. Из всех существовавших тогда истребителей со стреловидным крылом “Ла-15” имел наименьший полетный вес. Благодаря этому самолет “Ла-15” с двигателем “РД-500”, имевшим меньшую тягу, чем двигатель “РД-45”, установленный на “МИГ-15”, обладал примерно такими же летно-тактическими данными, как и “МИГ-15”. Стреловидность и специальный профиль крыльев и оперения реактивных самолетов резко уменьшили сопротивление воздуха при полетах со скоростью распространения звука. Теперь на волновом кризисе сопротивление возрастало уже не в 8-12 раз, а всего в 2-3 раза. Это подтвердили и первые сверхзвуковые полеты советских реактивных самолетов.

Вскоре реактивные двигатели стали устанавливаться и на самолетах гражданской авиации. В 1955 году за рубежом начал эксплуатироваться многоместный пассажирский реактивный самолет “Комета-1”. Эта пассажирская машина с четырьмя ТРД обладала скоростью около 800 километров в час на высоте 12 километров. Самолет мог перевозить 48 пассажиров. Дальность полета составляла около 4 тысяч километров. Вес с пассажирами и полным запасом горючего составлял 48 тонн. Размах крыльев, имеющих небольшую стреловидность и относительно тонкий профиль, - 35 метров. Площадь крыльев – 187 квадратных метров, длина самолета – 28 метров. Однако после крупной аварии этого самолета в Средиземном море его эксплуатация была прекращена. Вскоре стал использоваться конструктивный вариант этого самолета – “Комета- 3”. Представляют интерес данные об американском пассажирском самолете с четырьмя турбовинтовыми двигателями Локхид “Электра”, рассчитанном на 69 человек (включая экипаж из двух пилотов и бортинженера). Число пассажирских мест могло быть доведено до 91. Кабина герметизирована, входная дверь двойная. Крейсерская скорость этой машины – 660 километров в час. Вес пустого самолета – 24,5 тонн, полетный вес – 50 тонн, в том числе 12,8 тонн горючего для рейса и 3,2 тонны запасного горючего. Заправка и обслуживание самолета на промежуточных аэродромах занимали 12 минут. Выпуск самолета был начат в 1957 году. Американская фирма “Боинг” с 1954 года проводила испытания самолета “Боинг- 707” с четырьмя ТРД. Скорость самолета – 800 километров в час, высота полета – 12 километров, дальность – 4800 километров. Этот самолет был предназначен для использования в военной авиации в качестве “воздушного танкера” – для заправки боевых самолетов горючим в воздухе, но мог быть переоборудованным и для применения в гражданской транспортной авиации. В последнем случае на машине могло быть установлено 100 пассажирских мест. В 1959 году началась эксплуатация французского пассажирского самолета “Каравелла”. У самолета был круглый фюзеляж диаметром 3,2 метра, в котором был оборудован герметизированный отсек длиной 25,4 метра. В этом отсеке размещалась пассажирская кабина на 70 мест. Самолет имел стреловидное крыло, скошенное назад под углом 20 градусов. Взлетный вес самолета – 40 тонн. Силовая установка состояла из двух ТРД с тягой по 40 килоньютонов каждый. Скорость самолета была около 800 километров в час. В СССР уже в 1954 году на одной из воздушных авиалиний доставка срочных грузов и почты производилась скоростными реактивными самолетами “Ил-20. С весны 1955 года реактивные почтово-грузовые самолеты “Ил-20” начали курсировать на воздушной трассе Москва-Новосибирск. На борту самолетов – матрицы столичных газет. Благодаря использованию этих самолетов жители Новосибирска получали московские газеты в один день с москвичами. На авиационном празднике 3 июля 1955 года на Тушинском аэродроме под Москвой впервые был показан новый реактивный пассажирский самолет конструкции А.Н.Туполева “ТУ-104. Этот самолет с двумя ТРД тягой по 80 килоньютонов каждый имел отличные аэродинамические формы. Он мог перевозить 50 пассажиров, а в туристическом варианте – 70. Высота полета превышала 10 километров, полетный вес – 70 тонн. Самолет имел прекрасную звуко- и теплоизоляцию. Машина была герметична, воздух в салон отбирался от компрессоров ТРД. В случае отказа одного ТРД самолет мог продолжать полет на другом. Дальность беспосадочного перелета составляла 3000-3200 километров. Скорость полета могла достигать 1000 километров в час. 15 сентября 1956 года самолет Ту-104 совершил первый регулярный рейс с пассажирами по трассе Москва-Иркутск. Через 7 часов 10 минут летного времени, преодолев с посадкой в Омске 4570 километров, самолет приземлился в Иркутске. Время в пути по сравнению с полетом на поршневых самолетах сократилось почти втрое. 13 февраля 1958 года самолет Ту-104 стартовал в первый (технический) рейс по авиалинии Москва-Владивосток - одной из самых протяженных в нашей стране. “ТУ-104” получил высокую оценку и в нашей стране и за рубежом. Иностранные специалисты, выступив в печати, заявили, что начав регулярную перевозку пассажиров на реактивных самолетах “ТУ-104”, Советский Союз на два года опередил США, Англию и другие западные страны по массовой эксплуатации пассажирских турбореактивных самолетов : американский реактивный самолет «Боинг-707» и английская «Комета-IV» вышли на воздушные линии только в конце 1958 года, а французский «Каравелла» - в 1959 году. В гражданской авиации также использовались самолеты с турбовинтовыми двигателями (ТВД). Эта силовая установка по устройству похожа на ТРД, но в ней на одном валу с турбиной и компрессором с передней стороны двигателя установлен воздушный винт. Турбина здесь устроена таким образом, что раскаленные газы, поступающие из камер сгорания в турбину, отдают ей большую часть своей энергии. Компрессор потребляет мощность значительно меньше той, которую развивает газовая турбина, а избыточная мощность турбины передается на вал винта. ТВД – промежуточный тип авиационной силовой установки. Хотя газы, выходящие из турбины, и выпускаются через сопло и их реакция порождает некоторую тягу, основная тяга создается работающим винтом, как у обычного винтомоторного самолета. ТВД не получил распространения в боевой авиации, так как он не может обеспечить такую скорость движения, как чисто реактивные двигатели. Также он непригоден на экспрессных линиях гражданской авиации, где решающим фактором является скорость, а вопросы экономичности и стоимости полета отходят на второй план. Но турбовинтовые самолеты целесообразно использовать на трассах различной протяженности, рейсы по которым совершаются со скоростями порядка 600-800 километров в час. При этом нужно учитывать, что, как показал опыт, перевозка на них пассажиров на расстояние 1000 километров обходится на 30% дешевле, чем на винтовых самолетах с поршневыми авиадвигателями. В 1956-1960 годах в СССР появилось много новых самолетов с ТВД. Среди них “ТУ-114”(220 пассажиров), “Ан-10”(100 пассажиров), “Ан-24”(48 пассажиров), “Ил-18”(89 пассажиров).

Изобретение реактивного авиационного двигателя предопределило резкий скачок в развитии авиации. Новые самолеты с реактивными силовыми установками были значительно быстрее и мощнее свих аналогов, оснащенных поршневыми авиамоторами. Реактивный двигатель позволил самолетам преодолеть звуковой барьер, что было практически неосуществимо при использовании поршневых авиамоторов. Современные реактивные самолеты способны двигаться со скоростями, в несколько раз превышающими скорость звука. Активное развитие реактивной авиации предзнаменовало наступление космической эры. Ведь первые ракетные реактивные двигатели были по конструкции похожи на авиационные жидкостные реактивные двигатели. Изобретение турбовинтового двигателя позволило снизить стоимость пассажирских авиаперевозок, а внедрение турбореактивного двигателя в гражданскую авиацию – повысить их скорость. Все это способствовало популяризации гражданских авиаперевозок среди населения и ускорило общий научно-технический прогресс. Перечень условных обозначений, символов, единиц, сокращений и терминов

Обозначения	Индексы
а – скорость звука, м/с;	* - равновесный параметр;
В – индукция магнитного поля, Тл;	а – выходное сечение параметра;
F – сила, Н;	кр – критическое сечение сопла;
Iс – ток катушки, А;	к – сечение камеры сгорания
Ib – ток ионного пучка, А;	реактивного двигателя;
k – показатель адиабаты;	max – максимальный;
m – масса, кг;	min – минимальный;
- массовый расход, кг/с;	opt – оптимальный;
N –мощность, Вт;	б – бак;
n –концентрация частиц, м-1;	к – камера;
P – давление, Па;	0 – начальный;
T – температура, К;
U – напряжение, В;
W – скорость, м/с;
r - плотность, кг/м3;
P, R – тяга ракетного двигателя, Н;
h - тяговый КПД;
t - приращение по времени, с;
f - потенциал ионизации, эВ;
s - сечение ионизации, см2;
w - частота, 1/с;

Сокращения АЭД – автоэмиссионный двигатель; ВЧ – высокочастотный; ИПД – импульсный плазменный двигатель; КА – космический аппарат; КПД – коэффициент полезного действия; ПИД – плазменный ионный двигатель; РД – ракетный двигатель; РИД – радиочастотный ионный двигатель; РМД - радиочастотный ионный двигатель с магнитным полем; СПД – стационарный плазменный двигатель; СПУ – стационарный плазменный ускоритель; СХПРТ – система хранения и подачи рабочего тела; ЭДС – электродвижущая сила; ЭРД – электроракетный двигатель; ЭТД – электротермический двигатель.

Как было показано последними исследованиями, энергетика (энергообеспечение) космических аппаратов с ресурсом 1-20 лет всегда будет первостепенной проблемой. Двигатели малых тяг, которые осуществляют коррекцию и стабилизацию таких космических аппаратов, обладают некоторыми особенностями, например, длительным ресурсом, высокой надежностью, оптимальной «ценой» тяги (отношение энергетических затрат к единице тяги). Для обеспечения долгосрочного ресурса необходимо уменьшить температуру конструктивных элементов плазменных движителей, плазма не должна взаимодействовать с элементами конструкции. В основном скорость истекающей плазмы (характеристическая скорость) определяет удельный импульс движителя. Чем больше значение характеристической скорости, тем больше и удельный импульс. Для осуществления длительных работ (программ) в космосе необходимо иметь надежные, высокоэффективные электроракетные двигатели со скоростями истечения плазмы 103-105 м/с и более. Мы получили следующие результаты: при скоростях истечения рабочего тела 1000- 9000 м/с термоэлектрические движители работают надежно, а в настоящее время создаются движители со скоростями истечения рабочего тела 2000-20000 м/с. Использование электродуговых плазменных движителей для этих целей продемонстрировало, что в данном диапазоне скоростей негативные явления наблюдаются лишь вследствие эксплуатации движителя больше заданного времени ресурса. Повышение температуры плазмы в движителях такого типа приводят к повышению удельного импульса. Но почти 50% электрической энергии подводимой к электродам, превращается в тепло и не участвует в повышении скорости плазменного пучка, а электроды испаряются (уменьшаются), что уменьшает ресурс движителя. В нашем университете многие годы ведется детальная разработка таких движителей. Сравнение современных достижений по типовым движителям приведено в таблице 1. Одним из современных направлений развития плазменных ускорителей является разработка двигателей малых тяг, работающих на принципе безэлектродного создания электромагнитной силы в форме ВЧ- и СВЧ-полей в плазменном объеме, удержании плазмы и ее ускорении в магнитном поле заданной формы. В этом случае предлагается концепция термоэлектрического движителя с высокочастотным нагревом рабочего тела, такого как водород. Это позволяет существенно уменьшить взаимодействие плазмы на элементы плазменного ускорителя, исключить потери энергии на электродах и использование магнитного сопла значительно повысят КПД движителя. Таким образом, преимущества этого типа движителей очевидны. Они заключаются в следующем: - высокий КПД (0,4 – 0,5); - длительный ресурс работы на борту (до 2-х лет); - высокая надежность и безопасность; - использование экологически чистого топлива; - такие движители обеспечивают характеристическую скорость в требуемом диапазоне скоростей истечения, которую движители других типов не могут обеспечить; - массовые характеристики, «цена» тяги и стоимость сборки не превышают существующих. Это может стать возможным, если мы будем использовать некоторые достижения современной технологии и учтем некоторые нюансы: 1) Из всех рабочих тел водород обладает минимальной атомной массой, то есть скорость истечения водородной плазмы из ВЧ-ускорителя будет максимальной. 2) Водород – экологически чистое рабочее вещество и необходимость его использования несомненна. 3) Сейчас у нас есть технология безопасного хранения связанного водорода в виде гибридов металлов на борту космического летательного аппарата. Это увеличивает КПД движителя и повышает эффективность работы системы в целом. 4) Известно, что при ионизации водорода в любом типе электрического разряда потери при передачи энергии от электронной компоненты к ионной минимальны из- за минимальных массовых различий и потому, что для атомов водорода возможна лишь однократная ионизация. В таблице 1 приведены основные характеристики ионных двигателей разрабатываемых и применяемых в Европе в настоящее время. Таблица 1

№ п.п	Характеристики движителя
№ п.п	Тип движителя	Рабочее тело	Характеристическая тяга, г	Характеристическая скорость, м/с	Цена тяги, Вт/г	КПД, %	Особенности, ограничивающие ресурс	Примечание
1	Стационарный плазменный движитель (СПД)	Ксенон (газ)	1.5	18000. 25000	³150	30.50	Ресурс катода компенсатора и керамических изоляторов
2	Движитель с анодным слоем (ДАС)	Газ, жидкий металл	1.3	25000. 35000	³200	30.45	Ресурс катода компенсатора, ресурс электродов
3	Плазменный ионный движитель (ПИД)	Газ, жидкий металл	1.10 и более	30000. 100000	³300	30.45	Ресурс катода компенсатора и ионно-оптической системы	Увеличение тяги приводит к увеличению размеров
4	Торцевой холовский движитель (ТХД)	Газ, жидкий металл	1.3	25000. 35000	³300	25.40	Электроды и катодный узел	Увеличение тяги пропорционально уменьшению ресурса
5	Электро-нагревный движитель (ЭНД)	Газ	1.5	1000. 4000	50.150	20.30	Нагреватель
6	ВЧ-движитель	Газ	1.10	3000. 15000	30.100	40.50	Отсутствуют

Подпись: 1. Сравнительный анализ ЭРДУ

Применение ионных плазменных двигателей малой тяги на геостационарных спутниках имеет следующие преимущества: уменьшение стартовой массы, увеличение массы полезного груза и ресурса спутника. Сравнение ЭНД, СПД и РИД, используемых в системе стабилизации Север – Юг, проведено на рисунке 1 и рисунке 2. Курсовая: Физика и авиация

Рисунок 1,2. Стартовая масса спутника и зависимость сухой массы спутника от применяемой на нем двигательной установки. Как показано на рисунке 1, стартовая масса спутника, включающая в себя сухую массу спутника (без массы ЭРДУ), составит: 4050 кг при использовании ЭНД; 3900 кг – СПД; 3670 кг – РИД. Это означает, что стартовая масса спутника при использовании РИД вместо электродугового двигателя или СПД уменьшается на 380 и 230 кг соответственно. Уменьшение массы приводит к снижению стоимости запуска. На рис. 2 показана зависимость сухой массы спутника от массы применяемой на нем двигательной установки (стартовая масса – 4050 кг): 2090 кг при использовании ЭНД; 2170 кг – СПД; 2310 кг – РИД. Масса полезного груза может быть увеличена при использовании РИД: на 220 кг по сравнению с ЭНД; на 140 кг – с СПД. Оба преимущества: уменьшение стартовой массы и увеличение массы полезного груза, - приводят к уменьшению стоимости спутника. РИД с диаметром ионизатора 10 см и тягой 10 мН был запущен на EURECA. Сейчас такой же двигатель, но с тягой 15 мН проходит квалификационные испытания для использования его на экспериментальном спутнике связи ESA Artemis. Его вывод на орбиту планируется в 2000 году японским ракетоносителем Н-2. Коммерческая версия этого двигателя сможет создавать тягу на уровне 25 мН. РИД с диаметром ионизатора 15 см и тягой 50 мН сейчас исследуется в Гессенском университете. РИД 26 с тягой до 200 мН разрабатывают в Dasa/ESA Technology. Планируется его использование в качестве основного движителя.

Основные задачи, выполняемые с помощью РД, на геостационарных спутниках: - переход на более высокую орбиту 1500 м/с за маневр; - системы стабилизации Север – Юг 47 м/с в год; - системы стабилизации Запад – Восток <5 м/с в год; - ориентирование ЛА <5 м/с в год; - сход с орбиты 5 м/с. Рассмотрим задачи для ЭРД, характеризующиеся большими приращениями скорости: Переход на более высокую орбиту. При использовании химических двигателей 40% стартовой массы спутника составляет топливо. Для перевода спутника с промежуточной орбиты на гео-орбиту требуется 10 дней. Если для этого маневра использовать ЭРД, то потребуется около трех месяцев. В этом случае тяга должна быть на уровне 400 мН и более. Такая тяга может быть получена одним двигателем или связкой. Уровень тяг ограничен мощность солнечных батарей (10 – 15 кВт). Вывод КЛА на орбиты выше геосинхронных приведет к уменьшению изменения скорости. Системы стабилизации Север – Юг. Среднее приращение скорости на 47 м/с в год приводит к общему Dv=750 м/с. Уровень тяги должен обеспечивать выполнение этой задачи, по крайней мере, за 3 часа в день. Это требование обусловливает необходимую тягу 25 мН и более. Учитывая современный уровень развития ионных двигателей, ввод ЭРД в эксплуатацию на коммерческих геостационарных спутниках может проводиться по следующей схеме: 1) Использовать плазменные ионные двигатели с тягой 25 мН для систем стабилизации Север – Юг. Остальные задачи, как и ранее, осуществлять с помощью химических двигателей. 2) Системы спутника используются в том виде, в каком они существуют сейчас, т.е. дополнительные разработки приостанавливаются. Использование ЭРД для вывода спутников на орбиты потребует двигателей с большими тягами, что повлечет за собой необходимость в изменении конструкции систем спутника. Несмотря на это, применение ЭРД для этих целей рассматривается как второй шаг в программе ввода в эксплуатацию двигателей этого типа, который потребует полного изменения систем спутника и дополнительных доработок ионных движителей. Конечная цель программы – выполнение всех космических задач с помощью ЭРД в сочетании с маховиками и карданными механизмами, «все спутники на ЭРД». Это сильно повлияет на конструкцию систем спутников, как и во втором случае.

Уже многие годы РИД разрабатываются во многих странах . Были исследованы ГРК диаметрами от 10 до 35 см. Наиболее изучен РИД 10, позволяющий получить тягу до 25 мН. Для применения этих двигателей в космических целях уровень тяг должен быть поднят до 25 мН. Конструкция в дальнейшем может быть усовершенствована для серийного производства, т.е. необходимо уменьшить себестоимость производства до цены, удовлетворяющей требованиям рынка. Большие тяги могут быть получены путем увеличения диаметра ГРК, что позволяет увеличить диаметр ионного пучка. В нашем университете исследуется РИД 15, который может создавать тягу 50 мН. Используя ГРК диаметром 20 см можно получить тягу 80 мН. Действующая модель РИД 26 с тягой 200 мН готова к испытаниям. В этом двигателе используется принцип ВЧ ионизации и ИОС, изготовленная из молибдена.

По сравнению с другими двигателями РИДУ обладают следующими преимуществами: 1) Не требуется эмиттер электронов. Для ВЧ ионизации рабочее тело ионизируется в ГРК ВЧ полем с частотой 10 МГц. Электроны, рождающиеся в ГРК или поступающие из нейтрализатора, используются для организации столкновений с нейтральными атомами газа. 2) Высокая надежность нейтрализатора. Полые катоды хорошо изучены и продемонстрировали высокую надежность эксплуатации и большой ресурс. 3) Используется трехсеточная ИОС. При ускорении ионов в трехсеточной ИОС получаем: - постоянную скорость истечения ионов; - точное направление вектора тяги; - малое рассеивание пучка. 4) Простота регулирования тяги. Ток ионного пучка устанавливается регулированием ВЧ мощности двигателя. 5) Ускоряющий электрод изготовлен из углерода, что значительно увеличивает ресурс. 6) Простая система контроля расхода рабочего тела. 7) Уменьшение массы системы.

Радиочастотный ионный движитель исследуется в нашем университете в течение последних 2 лет. Это двигатель РИД-10, который был разработан для разрядной камеры диаметром 10 см. (рисунок 1). Своим названием двигатель РИД обязан используемому в нем принципу ионизации. Нейтральное рабочее тело Xe поступает в разрядную камеру через изоляторы и анод. Для инициации разряда анод находится под большим положительным потенциалом, чтобы притягивать электроны нейтрализатора. При прохождении через разрядную камеру эти электроны накапливают энергию от высокочастотного поля (10 МГц подается на катушку вне камеры). Возбужденные таким образом электроны неупруго сталкиваются с нейтральными атомами топлива, ионизируя их. Потенциал анода уменьшают, а в камере устанавливается самоподдерживающийся разряд, использующий электроны, рождающиеся в неупругих столкновениях. Положительные ионы мигрируют к электроду, поддерживающему разряд, на выходе из камеры и ускоряются парой ускоряюще-замедляющих электродов. В РИД 10 используется полый катод-нейтрализатор. Номинальная тяга РИД-10 –15 мН, во время испытательных запусков была получена тяга порядка 0,3 – 18 мН. Максимальная тяга – около 24 мН. Номинальный удельный импульс 3150 с ; он составляет примерно Iуд =1120 с при P=1 мН и при максимальной тяге – Iуд=3324 с. Двигатель включает радиочастотный генератор, блок регулирования мощности, блок топливного контроля. Энергопотребление такой установки 70 Вт, при P=15 мН – 510 Вт. Контроль тяги проводится с помощью контрольных параметров: первичных (входная мощность), вторичных (расход топлива).

Этот двигатель интегрирует в себе весь опыт, накопленный в этой области. Радиочастотный безэлектродный разряд и ионно-оптическая система, разработанная для ПИД 10, и нейтрализатор образуют ядро этого двигателя. Потребляя 6 кВт энергии, этот двигатель может развить тягу до 200 мН.

Подпись: 1.6 Радиочастотный двигатель с магнитным полем (РМД)

В последние годы был разработан новый подход к радиочастотным ионным двигателям. Он основан на использовании высокочастотного поля и осесимметричного магнитного поля в разрядной камере для ионизации топлива (рисунок 3). В установке магнитные поля располагаются следующим образом: есть две коллинеарных магнитных катушки, одна из них расположена в задней части разрядной камеры, а другая – на наружной стенке камеры. Рабочее тело поступает в камеры через входное отверстие и газораспределитель, затем с помощью катода-нейтрализатора инициируется разряд. После установления устойчивого разряда в плазме в месте расположения оптимального значения напряженности магнитного поля возникает стоячая волна. В этом случае ток пучка максимален. Двигатель развивает тягу на уровне 1 –10 мН и удельный импульс Iуд=3000 с. Данные, полученные в результате эксперимента, показывают цену тяги около 35 Вт/мН; таким образом этот двигатель относится к той же категории, что и два других ионных двигателя, концепция которых представлена выше. Контроль тяги возможно производить по той же схеме, что и в РИД, а именно посредством измерения ВЧ мощности и расхода рабочего тела. Дополнительно для повышения КПД возможно использовать круговые токи. Эта особенность действительно даст возможность двигателю работать с максимальным КПД даже при очень низких уровнях тяги, что является усовершенствованием по сравнению с предыдущими концепциями.

Подпись: 2.1 Математический аппарат численной модели термогазодинамических процессов, имеющих место в камере и сопловом аппарате ракетного двигателя

Физическая модель процессов, протекающих в электронагревном реактивном двигателе, описывается общей системой уравнений гидрогазовой динамики. Однако на практике наиболее часто используется не она, а набор полуэмпирических формул, полученных на основании обработки большого количества экспериментальных данных, а также некоторые уравнения из общей системы, приведенные к более простому виду благодаря введению ниже перечисленных допущений: - считается, что скорость рабочего тела, поступающего в камеру РД, равна нулю (wк=0); - рабочее тело полагается подчиняющимся законам идеального газа, т.е. для него справедливы уравнения состояния идеального газа; - принимают, что в процессе движения рабочего тела вдоль сопла не происходит теплообмена между рабочим телом и стенками сопла, т.е. процесс истечения адиабатный (Q=0); - пренебрегают действием внешних сил на поток рабочего тела (Fвн=0); - пренебрегают вязкостью рабочего тела (ν=0); - процесс подвода энергии к рабочему телу в камере в высокочастотном разряде считают происходящим в эффективном объеме камеры, составляющем 20% от общего объема камеры. Приведем основные зависимости параметров рабочего тела в камере РД с учетом вышеизложенных допущений. Скорость истечения газа из реактивного сопла: Курсовая: Физика и авиация

(2.1) где k – показатель адиабаты рабочего тела; Rμ=8314 Дж/(кмоль К), универсальная газовая постоянная; μ – молекулярная масса рабочего тела, кмоль; Тк - температура в камере сгорания, К; ра - давление на срезе сопла, Па; ра – давление в камере,Па. Площадь среза сопла определяется выражением: Курсовая: Физика и авиация

или

(2.2) где fкр – удельная площадь критического сечения сопла, м2с/кг; fа – удельная площадь среза сопла, м2с/кг;

- степень расширения рабочего тела в сопле. Удельный импульс двигателя:

, (2.3) где рн – давление окружающей среды, Па;

- удельная площадь среза сопла, м2с/кг. Тяга двигателя определяется по формуле:

, (2.4) где

- расход рабочего тела через камеру, кг/с; Fa –площадь среза сопла, м. Удельная площадь произвольного сечения камеры сгорания и сопла определяется по формуле: Курсовая: Физика и авиация

, (2.5) где

- число Маха в данном сечении сопла; w – скорость течения рабочего тела в данном сечении сопла, м/с;

- cкорость звука в данном сечении, м/с. Зависимость между степенью расширения рабочего тела в сопле ε и числом Маха на срезе сопла

выражается следующей формулой: Курсовая: Физика и авиация

. (2.6) Зависимость между поперечными размерами сопла на срезе fa и степенью расширения газа в сопле ε определяется так: Курсовая: Физика и авиация

, (2.7) Нерасчетный режим работы сопла, когда ра<рн, называется режимом перерасширения и сопровождается проникновением скачков уплотнения внутрь сопла. Начало этого проникновения совпадает с моментом появления скачков уплотнения на срезе сопла, при ра<(0,2 – 0,4)рн. В ходе экспериментов было установлено, что число Маха в сечении, где располагается граница скачков уплотнения при их проникновении внутрь сопла, может быть найдено из уравнения: Курсовая: Физика и авиация

, (2.8) где Мх – число Маха в сечении границы скачков уплотнения; ξ – поправочный коэффициент. После нахождения из этого уравнения числа Мх можем определить: - местоположение сечения Х: Курсовая: Физика и авиация

, (2.9) - удельный импульс двигателя: Курсовая: Физика и авиация

, (2.10) - скорость потока рабочего тела в сечение Х: Курсовая: Физика и авиация

, (2.11) - температуру рабочего тела в сечении Х: Курсовая: Физика и авиация

(2.12)

Подпись: 2.2 Термодинамические процессы, протекающие в камере электронагревного движителя

Обобщенно можно представить ТД процессы, протекающие в ЭРД с ВЧ нагревом рабочего тела, следующим образом (см. рисунок 17): Рисунок 3. Схема электронагревного ракетного движителя Запишем уравнение баланса энергии в интегральной форме для промежутка времени

в предположении установившегося процесса работы двигателя:

, (2.13) где Qрас –потери энергии в двигателе, связанные с рассеянием ее в стенки камеры и сопла и др.; Ср0, Сра – изобарные теплоемкости рабочего тела соответственно при температурах рабочего тела на входе в камеру и на выходе из сопла, Дж/(кг*К); Т0, Та - температуры рабочего тела соответственно на входе в камеру и на выходе из сопла, К; w0, wа – скорости потока рабочего тела соответственно на входе в камеру и на выходе из сопла, м/с. Разделим все члены записанного уравнения на (

), т.е. приведем его к удельной форме:

, (2.14) Его можно записать иначе:

, (2.15) где

. Связь параметров рабочего тела на срезе сопла с параметрами в камере определяется следующей зависимостью:

или

. (2.16) С учетом допущения об идеальности рабочего тела:

. (2.17) Исходя из предположения адиабатности течения, получим: Курсовая: Физика и авиация

, (2.18) хотя на самом деле течение является изоэнтропным, в данной формуле, так же как и в последующих, следует вместо k писать nиз, причем nиз <k. Исходя из вышеприведенных формул, имеем: Курсовая: Физика и авиация

. (2.19) Связь параметров рабочего тела в критическом сечении сопла с параметрами в камере:

или

, (2.20) Курсовая: Физика и авиация

. Определим связь параметров рабочего тела в камере с площадью критического сечения сопла. Из уравнения: Курсовая: Физика и авиация

, (2.21) получим: Курсовая: Физика и авиация

. (2.22) Моделирование основных газодинамических процессов в ЭНД с ВЧ нагревом рабочего тела, в качестве которого использовались различные водород содержащие и водород не содержащие газы, осуществлялось с использованием вышеприведенных формул.

Подпись: Заключение

С использованием приведенных выше формул были проведены численные расчеты рабочих характеристик реактивного двигателя для рабочих тел (как водород содержащих Н2, NН3, Н2О, так и водород не содержащих СО2, N2, Не2, Аr). Все расчеты производились для одинаковых термодинамических параметров в камере двигателя, для одних и тех же геометрических размеров камеры и сопла, и баллонов системы хранения и подачи рабочего тела. Полеченные результаты расчета сведены в таблицу 2 и графически представлены на рисунке 4. На рисунке 4 представлены зависимости удельного импульса ракетного двигателя, массы необходимого рабочего тела, массы СХП этого рабочего тела, и суммарной массы СХП, и рабочего тела от рода рабочего тела (проще говоря, от М и к рабочего тела). Из этой зависимости вытекает вывод о преимущественном использовании в качестве рабочих тел веществ с низкой молекулярной массой. Одним из наиболее доступных и широко распространенных веществ с низкой молекулярной массой является молекулярный водород. Здесь же представлена зависимость массы потребного рабочего тела и массы необходимой для его хранения СХП баллонного типа от рода рабочего тела. Таблица 2

Параметр	Газ
Параметр	Водо- род	Гелий	Ам- миак	Азот	Воз- дух	Аргон	Ксе- нон
Хим. формула	Н2	Не2	NН3	N2		Ar	Xe
Молекулярная масса, кг/моль	2	4	17	28	29	40	131
Газовая постоянная, Дж/(кг К)	4157	2078,5	489,06	296,93	286,69	207,85	63,466
Показатель адиабаты	1,4	1,66	1,29	1,4	1,4	1,66	1,66
Удельный импульс, с	5197,4	3191,5	1949	1388,8	1365,9	1010,6	567,06
Масса РТ, кг	9,6203	15,66	25,65	36	36,607	48,05	80,76
Масса СХП, кг	212,64	181,02	89,512	90,623	90,339	101,75	115,86
Масса всей системы, кг	222,26	196,68	115,16	126,62	126,94	149,8	196,62

Из анализа этого графика следует, что по критерию минимальной массы системы хранения и рабочего тела наилучшим рабочим телом является аммиак. Однако следует принять во внимание тот факт, что в случае применения в качестве СХП водорода такой системы хранения как, например, хранение водорода в металлогидридах или в связанном состоянии, суммарная масса такой СХП рабочего тела водорода может быть снижена и станет ниже массы газобаллонной СХП других рабочих тел. Необходимо учитывать тот факт, что в отличие от аммиака, который является химически активным и, соответственно, требует для своих СХП использования дорогих конструкционных материалов и систем предотвращения утечки, и имеет достаточно низкий удельный импульс, не токсичный и не химически активный водород позволяет упростить структуру СХП.

Курсовая: Физика и авиация

Рисунок 4. Зависимости удельного импульса РД, массы необходимого рабочего тела, массы СХП этого рабочего тела, и суммарной массы СХП и рабочего тела от рода рабочего тела. При использовании водорода в качестве рабочего тела мы можем достичь больших значений скоростей истечения (т.е. большего удельного импульса) и получить более безопасную систему с точки зрения хранения рабочего тела и эксплуатации двигательной установки. Кроме того при рассмотрении в качестве варианта нагрева рабочего тела в камере РД способа ВЧ нагрева следует учитывать тот факт, что для достижения наибольшего КПД процесса передачи энергии от ВЧ разряда к рабочему телу необходима полная или частичная ионизация, или активация последнего, что в случае аммиака представляет собой достаточно серьезную проблему.

1. Арлазаров М.С. “Гражданская реактивная техника создавалась так.”. Москва, 1976. 2. Баев Л.К. “Реактивные самолеты”. Москва, 1958. 3. Новиков А.А. “Реактивная техника в транспортной авиации”. Ленинград, 1963. 4. Безэлектродный разряд высокого давления. ЖТФ, №36, т.5, 1966г., с.913-919 5. Особенности развития импульсных СВЧ разрядов в различных газах. ЖТФ, №4, т.68, 1998г, с.33-36 6. Получение атомарного водорода в высокочастотном газовом разряде и масс-спектрометрическая диагностика процесса. ЖТФ, №5, т.67, 1997г., с.140- 142 7. K.H. Groh, H.J. Letter. RIT 15 – a medium range radio-frequency ion thruster. 8. А.Н.Пономарев "Советские авиационные конструкторы" МОСКВА . Воениздат . 1990 г. 9. А.Н.Пономарев "Авиация на пороге в космос" МОСКВА . Воениздат . 1971 г. 10. И.К.Костенко " Летающие крылья " МОСКВА . Машиностроение . 1988 г 11. Г.Ф.Байдуков " Первые перелеты через Ледовитый океан . Из воспоминаний летчика ". МОСКВА . 1977 г.

Страницы: 1, 2