Немецкие конструкторы, ещё накануне Второй мировой войны проводившие широкий поиск альтернатив поршневым авиационным двигателям, не обошли вниманием и это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1 . Главный конструктор Фау-1 Роберт Люссер выбрал для него ПуВРД не ради эффективности (поршневые авиационные двигатели той эпохи обладали лучшими характеристиками), а, главным образом, из-за простоты конструкции и, как следствие, малых трудозатрат на изготовление, что было оправдано при массовом производстве одноразовых снарядов, серийно выпущенных за неполный год (с июня 1944 по март 1945) в количестве свыше 10 000 единиц.

После войны исследования в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжились во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney , General Electric).
Результаты этих разработок заинтересовали США и СССР. Был разработан ряд опытных и экспериментальных образцов. Первоначально основная проблема ракет «воздух-поверхность» заключалась в несовершенстве инерциальной системы наведения, точность которой считалась хорошей, если ракета с дальности в 150 километров попадала в квадрат со сторонами 3 километра. Это привело к тому, что с боезарядом на основе обычного взрывчатого вещества данные ракеты имели низкую эффективность, а ядерные заряды в то же время имели ещё слишком большую массу (несколько тонн). Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель обладает большим удельным импульсом по сравнению с ракетными двигателями , но уступает по этому показателю турбореактивным двигателям . Существенным ограничением является также то, что этот двигатель требует разгона до рабочей скорости 100 м/с и его использование ограничено скоростью порядка 250 м/с. Когда появились компактные ядерные заряды, уже была отработана конструкция более эффективных турбореактивных двигателей. Поэтому пульсирующие воздушно-реактивные двигатели не получили широкого распространения.

Принцип действия и устройство ПуВРД

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД, англоязычный термин Pulse jet), как следует из его названия, работает в режиме пульсации, его тяга развивается не непрерывно, как у ПВРД или ТРД, а в виде серии импульсов, следующих друг за другом с частотой от десятков герц, для крупных двигатателей, до 250 Гц - для малых двигателей, предназначенных для авиамоделей.

Конструктивно, ПуВРД представляет собой цилиндрическую камеру сгорания с длинным цилиндрическим соплом меньшего диаметра . Передняя часть камеры соединена со входным диффузором, через который воздух поступает в камеру.

Между диффузором и камерой сгорания установлен воздушный клапан, работающий под воздействием разницы давлений в камере и на выходе диффузора: когда давление в диффузоре превышает давление в камере клапан открывается и пропускает воздух в камеру; при обратном соотношении давлений он закрывается.

Клапан может иметь различную конструкцию: в двигателе Argus As-014 ракеты Фау-1 он имел форму и действовал наподобие оконных жалюзи и состоял из наклёпанных на раму гибких прямоугольных клапанных пластинкок из пружинной стали; в малых двигателях он выглядит как пластина в форме цветка с радиально расположенными клапанными пластинками в виде нескольких тонких, упругих металлических лепестков, прижатых к основанию клапана в закрытом положении и отгибающихся от основания под действием давления в диффузоре, превышающего давление в камере. Первая конструкция намного совершеннее - оказывает минимальное сопротивление потоку воздуха, но гораздо сложнее в производстве.

В передней части камеры имеются одна или несколько топливных форсунок, которые впрыскивают топливо в камеру, пока давление наддува в топливном баке превышает давление в камере; при превышении давлением в камере давления наддува, обратный клапан в топливном тракте перекрывает подачу топлива. Примитивные маломощные конструкции нередко работают без впрыска топлива, подобно поршневому карбюраторному двигателю. Для пуска двигателя в этом случае обычно используют внешний источник сжатого воздуха.

Для инициирования процесса горения в камере устанавливается свеча зажигания, которая создаёт высокочастотную серию электрических разрядов, и топливная смесь воспламеняется, как только концентрация горючего в ней достигает некоторого, достаточного для возгорания, уровня. Когда оболочка камеры сгорания достаточно прогревается (обычно, через несколько секунд после начала работы большого двигателя, или через доли секунды - малого; без охлаждения потоком воздуха, стальные стенки камеры сгорания быстро нагреваются докрасна), электрозажигание вовсе становится ненужным: топливная смесь воспламеняется от горячих стенок камеры.

При работе, ПуВРД издаёт очень характерный трещащий или жужжащий звук, обусловленный как раз пульсациями в его работе.

Цикл работы ПуВРД иллюстрируется рисунком справа:

• 1. Воздушный клапан открыт, воздух поступает в камеру сгорания, форсунка впрыскивает горючее, и в камере образуется топливная смесь.
• 2. Топливная смесь воспламеняется и сгорает, давление в камере сгорания резко возрастает и закрывает воздушный клапан и обратный клапан в топливном тракте. Продукты сгорания, расширяясь, истекают из сопла, создавая реактивную тягу .
• 3. Давление в камере уравнивается с атмосферным, под напором воздуха в диффузоре воздушный клапан открывается и воздух начинает поступать в камеру, топливный клапан тоже открывается, двигатель переходит к фазе 1.

Кажущееся сходство ПуВРД и ПВРД (возможно, возникающее из-за сходства аббревиатур названий) - ошибочно. В действительности ПуВРД имеет глубокие, принципиальные отличия от ПВРД или ТРД.

• Во-первых, наличие у ПуВРД воздушного клапана, очевидным назначением которого является предотвращение обратного движения рабочего тела вперёд по ходу движения аппарата (что свело бы на нет реактивную тягу). В ПВРД (как и в ТРД) этот клапан не нужен, поскольку обратному движению рабочего тела в тракте двигателя препятствует «барьер» давления на входе в камеру сгорания, созданный в ходе сжатия рабочего тела. В ПуВРД начальное сжатие слишком мало, а необходимое для совершения работы повышение давления в камере сгорания достигается благодаря нагреву рабочего тела (при сжигании горючего) в постоянном объёме , ограниченном стенками камеры, клапаном, и инерцией газового столба в длинном сопле двигателя. Поэтому ПуВРД с точки зрения термодинамики тепловых двигателей относится к иной категории, нежели ПВРД или ТРД - его работа описывается циклом Хамфри (Humphrey) , в то время как работа ПВРД и ТРД описывается циклом Брайтона .

• Во-вторых, пульсирующий, прерывистый характер работы ПуВРД, также вносит существенные различия в механизм его функционирования, в сравнении с ВРД непрерывного действия. Для объяснения работы ПуВРД недостаточно рассматривать только газодинамические и термодинамические процессы, происходящие в нём. Двигатель работает в режиме автоколебаний , которые синхронизируют по времени работу всех его элементов. На частоту этих автоколебаний оказывают влияние инерционные характеристики всех частей ПуВРД, в том числе инерция газового столба в длинном сопле двигателя, и время распространения по нему акустической волны. Увеличение длины сопла приводит к снижению частоты пульсаций и наоборот. При определённой длине сопла достигается резонансная частота, при которой автоколебания становятся устойчивыми, а амплитуда колебаний каждого элемента - максимальной. При разработке двигателя эта длина подбирается экспериментально в ходе испытаний и доводки.

Иногда говорят, что функционирование ПуВРД при нулевой скорости движения аппарата невозможно - это ошибочное представление, во всяком случае, оно не может быть распространено на все двигатели этого типа. Большинство ПуВРД (в отличие от ПВРД) может работать, «стоя на месте» (без набегающего потока воздуха), хотя тяга, развиваемая им в этом режиме, минимальна (и обычно недостаточна для старта приводимого им в движение аппарата без посторонней помощи - поэтому, например, V-1 запускали с паровой катапульты, при этом ПуВРД начинал устойчиво работать ещё до пуска ).

Функционирование двигателя в этом случае объясняется следующим образом. Когда давление в камере после очередного импульса снижается до атмосферного, движение газа в сопле по инерции продолжается, и это приводит к понижению давления в камере до уровня ниже атмосферного. Когда воздушный клапан открывается под воздействием атмосферного давления (на что тоже требуется некоторое время), в камере уже создано достаточное разрежение, чтобы двигатель мог «вдохнуть свежего воздуха» в количестве, необходимом для продолжения следующего цикла. Ракетные двигатели помимо тяги характеризуются удельным импульсом , являющимся показателем степени совершенства или качества двигателя. Этот показатель является также мерой экономичности двигателя. В приведённой ниже диаграмме в графической форме представлены верхние значения этого показателя для разных типов реактивных двигателей, в зависимости от скорости полёта, выраженной в форме числа Маха , что позволяет видеть область применимости каждого типа двигателей.

ПуВРД - Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, ТРД - Турбореактивный двигатель , ПВРД - Прямоточный воздушно-реактивный двигатель , ГПВРД - Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель .

Двигатели характеризуют рядом параметров:

• удельная тяга - отношение создаваемой двигателем тяги к массовому расходу топлива;
• удельная тяга по весу - отношение тяги двигателя к весу двигателя.

В отличие от ракетных двигателей, тяга которых не зависит от скорости движения ракеты, тяга воздушно-реактивных двигателей (ВРД) сильно зависит от параметров полёта - высоты и скорости. Пока не удалось создать универсальный ВРД, поэтому эти двигатели рассчитываются под определенный диапазон рабочих высот и скоростей. Как правило, разгон ВРД до рабочего диапазона скоростей осуществляется самим носителем либо стартовым ускорителем.

Другие пульсирующие ВРД

В литературе встречается описание двигателей, подобных ПуВРД.

• Бесклапанные ПуВРД , иначе - U-образные ПуВРД. В этих двигателях отсутствуют механические воздушные клапаны, а чтобы обратное движение рабочего тела не приводило к уменьшению тяги, тракт двигателя выполняется в форме латинской буквы «U», концы которой обращены назад по ходу движения аппарата, при этом истечение реактивной струи происходит сразу из обоих концов тракта. Поступление свежего воздуха в камеру сгорания осуществляется за счёт волны разрежения, возникающей после импульса и «вентилирующей» камеру, а изощрённая форма тракта служит для наилучшего выполнения этой функции. Отсутствие клапанов позволяет избавиться от характерного недостатка клапанного ПуВРД - их низкой долговечности (на самолёте-снаряде Фау-1 клапаны прогорали приблизительно после получаса полёта, чего вполне хватало для выполнения его боевых задач, но абсолютно неприемлемо для аппарата многоразового использования).

Область применения ПуВРД

ПуВРД характеризуется как шумный и неэкономный , зато простой и дешёвый . Высокий уровень шума и вибрации вытекает из самого пульсирующего режима его работы. О неэкономном характере использования топлива свидетельствует обширный факел, «бьющий» из сопла ПуВРД - следствие неполного сгорания топлива в камере.

Сравнение ПуВРД с другими авиационными двигателями позволяет довольно точно определить область его применимости.

ПуВРД во много раз дешевле в производстве, чем газотурбинный или поршневой ДВС , поэтому при одноразовом применении он выигрывает экономически у них (разумеется, при условии, что он «справляется» с их работой). При длительной эксплуатации аппарата многоразового использования, ПуВРД проигрывает экономически этим же двигателям из-за расточительного расхода топлива.

Скачать книгу zip 3Mb

Можно кратко ознакомиться с содержанием книги:

ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ АВИАМОДЕЛЬНОГО ПуВРД

ПуВРД имеет следующие основные элементы: входной участок а — в (рис. 1) (в дальнейшем входную часть будем называть головкой /), заканчивающийся клапанной решеткой, состоящей из диска 6 и клапанов 7; камеру сгорания 2, участок в — г; реактивное сопло 3, участок г — д\ выхлопную трубу 4, участок д — е.
Входной канал головки / имеет конфузорный а — б и диффузорный б — в участки. В начале диффузорного участка устанавливается топливная трубка 8 с регулировочной иглой 5.

Воздух, проходя через конфузорную часть, увеличивает свою скорость, вследствие чего давление на этом участке, согласно закону Бернулли, падает. Под действием пониженного давления из трубки 8 начинает подсасываться топливо, которое затем подхватывается струей воздуха, разбивается ею на более мелкие частички и испаряется. Образовавшаяся карбюрированная смесь, проходя диффузорную часть головки, несколько поджимается за счет уменьшения скорости движения и в окончательно перемешанном виде через входные отверстия клапанной решетки поступает в камеру сгорания.
Первоначально топливно-воздушная смесь, заполнившая объем камеры сгорания, воспламеняется с помощью электрической свечи, в крайнем случае с помощью открытого очага пламени, подводимого к обрезу выхлопной трубы, т. е. к сечению с — е. Когда двигатель выйдет на рабочий режим, вновь поступающая в камеру сгорания топливно-воздушиая смесь воспламеняется не от постороннего источника, а от горячих газов. Таким образом, электрическая свеча или другой источник пламени необходимы лишь в период запуска двигателя.

Образовавшиеся в процессе сгорания топливно-воз-душной смеси газы резко повышают давление в камере сгорания, и пластинчатые клапаны клапанной решетки закрываются, а газы устремляются в открытую часть камеры сгорания в сторону выхлопной трубы. В некоторый момент давление и температура газов достигают своего максимального значения. В этот период скорость истечения газов из реактивного сопла и тяга, развиваемая двигателем, также максимальны.
Под действием повышенного давления в камере сгорания горячие газы движутся в виде газового «поршня», который, проходя через реактивное сопло, приобретает максимальную кинетическую энергию. По мере выхода основной массы газов из камеры сгорания давление в ней
начинает падать. Газовый «поршень», двигаясь по инерции, создает за собой разрежение. Это разрежение начинается от клапанной решетки и по мере движения основной массы газов в сторону выхода распространяется на всю длину рабочей трубы двигателя, т. с. до сечения е — е. В результате этого под действием более высокого давлении в диффузор-нон части головки пластинчатые клапаны открываются и камера сгорания наполняется очередной порцией топ-ливно-воздушной смеси.
С другой стороны, разрежение, распространившееся до обреза выхлопной трубы, приводит к тому, что скорость части газов, двигающихся по выхлопной трубе в сторону выхода, падает до нуля, а затем получает обратное значение,— газы в смеси с подсосанным воздухом начинают двигаться в сторону камеры сгорания. К этому времени камера сгорания наполнилась очередной порцией топлнвпо-воздушной смеси и движущиеся в обратном направлении газы (волна давления) несколько поджимают ее и воспламеняют.

Таким образом, в рабочей трубе двигателя в процессе его работы происходит колебание газового столба: в период повышенного давления в камере сгорания газы движутся в сторону выхода, в период пониженного давления — в сторону камеры сгорания. И чем интенсивнее колебания газового столба в рабочей трубе, тем глубже величина разрежения в камере сгорания, тем больше в нее поступит топливно-воздушной смеси, что, в свою очередь, приведет к повышению давления, а следовательно, и к увеличению тяги, развиваемой двигателем за цикл.
После того как воспламенилась очередная порция топ-лпвно-воздушной смеси, цикл повторяется. На рис. 2 схематично показана последовательность работы двигателя за один цикл:
— заполнение камеры сгорания свежей смесью при открытых клапанах в период запуска а;
— момент воспламенения смеси б (образовавшиеся при сгорании газы расширяются, давление в камере сгорания возрастает, клапаны закрываются и газы устремляются через реактивное сопло в выхлопную трубу);
— продукты сгорания в своей основной массе в виде газового «поршня» движутся к выходу и создают за собой разрежение, клапаны открываются и происходит наполнение камеры сгорания свежей смесью в;
— в камеру сгорания продолжает поступать свежая смесь г (основная масса газов — газовый «поршень» — покинула выхлопную трубу, и разрежение распространилось до обреза выхлопной трубы, через который начинается всасывание части остаточных газов и чистого воздуха из атмосферы);
— заканчивается наполнение камеры сгорания свежей смесью д (клапаны закрываются и со стороны выхлопной трубы по направлению к клапанной решетке движется столб остаточных газов и воздуха, поджимающий смесь);

— в камере сгорания происходит воспламенение и сгорание смеси е (газы устремляются через реактивное сопло в выхлопную трубу и цикл повторяется).
Вследствие того что давление в камере сгорания меняется от какого-то максимального значения, больше атмосферного, до минимального, меньше атмосферного, скорость истечения газа из двигателя тоже непостоянна в течение цикла. В момент наибольшего давления в камере сгорания скорость истечения из реактивного сопла также наибольшая. Затем, по мере выхода основной массы газов из двигателя, скорость истечения падает до нуля и далее направлена уже в сторону клапанной решетки. В зависимости от изменения скорости истечения и массы газов за цикл меняется и тяга двигателя.

На рис. 3 показан характер изменения давления р и скорости истечения газа Се за цикл в ПуВРД с длинной выхлопной трубой. Из рисунка видно, что скорость истечения газа, с некоторым сдвигом по времени, изменяется в соответствии с изменением давления и достигает своего максимума примерно при максимальном значении давления. В период, когда давление в рабочей трубе ниже атмосферного, скорость истечения и тяга — отрицательны (участок ш), так как газы движутся по выхлопной трубе в сторону камеры сгорания.

В результате того что газы, двигаясь по выхлопной трубе, образуют разрежение в камере сгорания, ПуВРД может работать на месте при отсутствии скоростного напора.

ЭЛЕМЕНТАРНАЯ ТЕОРИЯ АВИАМОДЕЛЬНОГО ПуВРД

Тяга, развиваемая двигателем

Тяга, развиваемая реактивным двигателем (в том числе и пульсирующим), определяется вторым и третьим законами механики.
Тяга за один цикл ПуВРД изменяется от максимальной— положительной величины до минимальной — отрицательной. Такое изменение тяги за цикл обусловлено принципом действия двигателя, т. е. тем, что параметры газа—давление, скорость истечения и температура — в течение цикла непостоянны. Поэтому, переходя к определению силы тяги, введем понятие о средней скорости истечения газа из двигателя. Обозначим эту скорость Свср (см. рис. 3).
Определим тягу двигателя как реактивную силу, соответствующую предполагаемой средней скорости истечения. Согласно второму закону механики изменение количества движения любого газового потока, в том числе и в двигателе, равно импульсу силы, т. е. в данном случае силы тяги:
Р* = тг - С,ср — таУ, (1)
где тг— масса продуктов сгорания топлива;
тй — масса воздуха, поступающего в двигатель; С,ср — средняя скорость истечения продуктов сгорания;
V — скорость полета модели; Р — сила тяги; I — время действия силы, Формулу (1) можно записать и в другом виде, разделив правую и левую ее части на I:
т.. гпп
, (2)
где тг. сек и МБ. сек — представляют собой массы продуктов сгорания и воздуха, протекающих через двигатель в секунду, и, следовательно, могут быть выражены через соответствующие секундные весовые расходы Сг. сек
II Ов. сек, Т. С.
_ ^г. сек _ "р. сек
. сек — ~~а " в- сек — ~~~а
Подставляя в формулу (2) секундные массовые расходы, выраженные через секундные весовые расходы, получим:
г-сск в- сск
*-*
г> -. п. сек
Вынося за скобку - , получим выражение
. сек г. сек
. сек
Известно, что для полного сгорания 1 кг углеводородного топлива (например, бензина) необходимо примерно 15 кг воздуха. Если теперь предположить, что мы сожгли 1 кг бензина и на его сгорание потребовалось 15 кг воздуха, то вес продуктов сгорания 6Г будет равен: СГ = 0Т + (гв = 1 кг топлива 4- 15 кг воздуха = 16 кг про- дуктов сгорания, а отношение ~ в весовых единицах
В
будет иметь вид:
вг (?т + (?в ] + 15
—^ .» р
Это же значение будет иметь и отношение^-1
в- сек
п г сек
Принимая отношение т^ — равным единице, получим более простую и достаточно точную формулу для определения силы тяги:
Я = ^ (С,ер - V). (5)
При работе двигателя на месте, когда V = О, получим
Р = ^ С"ср- (6)
Формулы (5 и 6) можно написать в более развернутом виде:
, (Т)
где Св. ц—вес воздуха, протекающего через двигатель
за один цикл;
п — число циклов в секунду.
Анализируя формулы (7 и 8), можно сделать вывод, что тяга ПуВРД зависит:
— от количества воздуха, проходящего через двигатель за цикл;
— от средней скорости истечения газа из двигателя;
— от числа циклов в секунду.
Чем больше число циклов двигателя в секунду и чем больше через него проходит топливно-воздушной смеси, тем больше развиваемая двигателем тяга.
Основные относительные (удельные) параметры
ПуВРД
Летно-эксплуатационные качества пульсирующих воздушно-реактивных двигателей для авиамоделей удобнее всего сравнивать, пользуясь относительными параметрами.
Основными относительными параметрами двигателя являются: удельная тяга, удельный расход топлива, удельный вес и удельная лобовая тяга.
Удельная тяга Руд — это отношение развиваемой двигателем тяги Р [кг] к весовому секундному расходу воздуха через двигатель.

Подставляя в данную формулу значение силы тяги Р из формулы (5), получим
1
При работе двигателя на месте, т. е. при V = 0, выражение для удельной тяги примет очень простой вид:
п *ср
* уд - - .
УД ^
Таким образом, зная среднюю скорость истечения газа из двигателя, можем легко определить удельную тягу двигателя.
Удельный расход топлива С?уд равен отношению часового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем
бт Г *г Ч Г г 1 аУД — ~р~ " |_«/ас-^ [час -г] *
где 6 уд — удельный расход топлива;
^ « г кг г ] 6Т — часовой расход топлива — » — | .
Зная секундный расход топлива Ст. сек. можно определить часовой расход по формуле
6т = 3600 . Сг. сек.
Удельный расход топлива — важная эксплуатационная характеристика двигателя, показывающая его экономичность. Чем меньше 6УЛ, тем больше дальность и продолжительность полета модели при прочих равных условиях.
Удельный вес двигателя -,"дп равен отношению сухого веса двигателя к максимальной тяге, развиваемой двигателем на месте:
„
Тдв
_^ Г«1ГО
— р » [«г] [г ] »
где 7дп — удельный вес двигателя;
6ДП — сухой вес двигателя.
При заданной величине тяги удельный вес двигателя определяет вес двигательной установки, который, как известно, сильно влияет на летные параметры летающей модели и в первую очередь на ее скорость, высоту и грузоподъемность. Чем меньше удельный вес двигателя при заданной тяге, тем совершеннее его конструкция, тем большего веса модель этот двигатель может поднять в воздух.
Удельная лобовая тяга Я.™-, — это отношение тяги, развиваемой двигателем, к площади его наибольшего поперечного сечения
где Рлоб — удельная лобовая тяга;
/""лоо — площадь наибольшего поперечного сечения двигателя.
Удельная лобовая тяга играет важную роль при оценке аэродинамических качеств двигателя, особенно для скоростных летающих моделей. Чем больше РЛоб, тем меньшая доля тяги, развиваемой двигателем в полете, расходуется па преодоление его собственного сопротивления.
ПуВРД, имеющий малую лобовую площадь, удобен для установки на летающие модели.
Относительные (удельные) параметры двигателя меняются с изменением скорости и высоты полета, так как при этом не сохраняют свою величину тяга, развиваемая двигателем, и суммарный расход топлива. Поэтому относительные параметры обычно относятся к работе неподвижного двигателя на режиме максимальной тяги на земле.
Изменение тяги ПуВРД в зависимости от скорости
полета
Тяга ПуВРД в зависимости от скорости полета может изменяться различным образом и зависит от способа регулирования подачи топлива в камеру сгорания. От того, по какому закону осуществляется подача топлива, зависит и изменение скоростной характеристики двигателя.
На известных конструкциях летающих моделей самолетов с ПуВРД, как правило, не применяют специальных автоматических устройств для подачи топлива в камеру сгорания в зависимости от скорости и высоты полета, а регулируют двигатели на земле на максимальную тягу или пл наиболее устойчивый и наложный режим работы.
На больших летательных аппаратах с ПуБРД всегда устанавливают автомат подачи топлива, который в зависимости от скорости н высоты полета поддерживает постоянным качество топливпо-воздушпой смеси, поступающей в камеру сгорания, и тем самым поддерживает устойчивый и наиболее эффективный режим работы двигателя. Ниже рассмотрим скоростные характеристики двигателя в тех случаях, когда установлен автомат подачи топлива и когда он не установлен.
Для полного сгорания топлива требуется строго определенное количество воздуха. Для углеводородных топлив, например бензина и керосина, отношение веса воздуха, необходимого для полного сгорания топлива, к весу этого топлива равно примерно 15. Это отношение обычно обозначают буквой /,. Поэтому, зная вес топлива, можно определить сразу же количество теоретически необходимого воздуха:
6В = /^г. (13)
Секундные расходы находятся точно в такой же зависимости:
^ и. сек == <^^г. сек- (103.)
Но в двигатель не всегда поступает воздуха столько, сколько нужно для полного сгорания топлива: его может быть больше или меньше. Отношение количества воздуха, поступающего о камеру сгорания двигателя, к количеству воздуха, теоретически необходимого для полного сгорания топлива, называется коэффициентом избытка воздуха а.
(14) * = ^- (Н а)

В том случае, когда воздуха в камеру сгорания поступает больше, чем теоретически нужно для сгорания 1 кг топлива, а будет больше единицы и смесь называется бедной. Если же воздуха в камеру сгорания поступит меньше, чем необходимо теоретически, то а будет меньше единицы и смесь называется богатой.
На рис. 4 показан характер изменения тяги ПуВРД в зависимости от количества топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания. При этом имеется в виду, что двигатель работает на земле или скорость обдува его постоянна.
Из графика видно, что тяга с увеличением количества топлива, поступающего в камеру сгорания, вначале растет до определенного предела, а затем, достигнув максимума, быстро падает.
Такой характер кривой обусловлен тем, что на очень бедной смеси (левая ветвь), когда о камеру сгорания
поступает мало топлива, интенсивность работы двигателя слабая и тяга двигателя при этом небольшая. С увеличением поступления топлива в камеру сгорания двигатель начинает работать более устойчиво и интенсивно, и тяга начинает расти. При каком-то определенном количестве впрыскиваемого топлива в камеру сгорания, т. е. при каком-то определенном качестве смеси тяга достигает своего наибольшего значения.
При дальнейшем обогащении смеси процесс сгорания нарушается и тяга двигателя вновь падает. Работа двигателя на правой части характеристики (вправо от точки РН) сопровождается ненормальным сгоранием смеси, в результате чего возможно самопроизвольное прекращение работы. Таким образом, ПуВРД имеет определенный диапазон устойчивой работы по качеству смеси и этот диапазон а ~ 0,75—1,05. Поэтому практически ПуВРД — двигатель однорежимный, и его режим выбирают немного левее максимума тяги (точка Рр) с таким расчетом, чтобы гарантировать надежную и устойчивую работу и при увеличении, и при уменьшении расхода топлива.
Если кривая / (см. рис. 4) была снята на скорости, равной нулю на земле, то при каком-то постоянном обдуве или при какой-то постоянной скорости полета также у земли кривая изменения тяги, в зависимости от количества топлива, поступающего в камеру сгорания, сдвинется вправо и вверх, так как с увеличением расхода воздуха увеличивается и расход топлива, а следовательно, возрастет и максимум тяги — кривая //.
На рис. 5 показано изменение тяги ПуВРД с автоматом подачи топлива в зависимости от скорости полета. Такой характер изменения тяги обусловлен тем, что с увеличением скорости полета возрастает весовой расход воздуха через двигатель за счет скоростного напора, при этом автомат подачи топлива начинает увеличивать количество топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания или в диффузориую часть головки, и тем самым поддерживает постоянным качество топливно-воз-душной смеси и нормаль-
Рис. 5. Изменение тяги ПуВРД с автоматом полачи топлива в зависимости от скорости полета
нын процесс сгорания.
В результате с увеличением скорости полета тяга ПуВРД
с автоматом подачи топлива начинает расти и достигает
своего максимума на какой-то определенной скорости
полета.
При дальнейшем увеличении скорости полета тяга двигателя начинает падать вследствие изменения фазы открытия и закрытия входных клапанов из-за воздействия скоростного напора и сильного отсоса газов из выхлопной трубы, в результате которого ослабляется их обратный ток в сторону камеры сгорания. Циклы становятся слабыми по интенсивности, а при скорости полета 700—750 км/час двигатель может перейти на непрерывное горение смеси без выраженной цикличности. По этой же причине происходит уменьшение максимума тяги и на кривой /// (см. рис. 4). Следовательно, с увеличением скорости полета необходимо регулировать подачу топлива в камеру сгорания с таким расчетом» чтобы поддерживать постоянным качество смеси. При этом условии тяга ПуВРД в определенном диапазоне скоростей полета меняется незначительно.

Сравнивая тягооые характеристики авиамодельного ПуВРД и поршневого моторчика с винтом фиксированного шага (см. рис. 5), можно сказать, что тяга ПуВРД в значительном диапазоне скоростей практически остается постоянной; тяга же поршневого моторчика с винтом фиксированного шага с увеличением скорости полета начинает сразу падать. Точки пересечения кривых располагаемых тяг ПуВРД и поршневого моторчика с кривой потребной тяги для соответствующих моделей с равными аэродинамическими качествами определяют максимальные скорости полета, которые эти модели могут развить в горизонтальном полете. Модель с ПуВРД может развивать значительно большую скорость, чем модель с поршневым моторчиком. Это и определяет преимущество ПуВРД.
В действительности на моделях с ПуВРД, полетный вес которых строго ограничен спортивными нормами, как правило, не устанавливают автомат подачи топлива, так как в настоящее время еще нет простых по конструкции автоматов, надежных в эксплуатации и, главное, небольших по габаритам и весу. Поэтому используются простейшие топливные системы, в которых топливо в диф-фузорную часть головки поступает за счет разрежения, создаваемого в ней при прохождении воздуха, или подается под давлением, отбираемым из камеры сгорания и направляемым в топливный бачок, или с помощью качающего устройства. Ни одна из используемых топливных систем не поддерживает постоянным качество топлнвно-воздушной смеси при изменении скорости и высоты полета. В главе 7 при рассмотрении топливных систем указывается па влияние каждой из них на характер изменения тяги ПуВРД в зависимости от скорости полета; там же даны и соответствующие рекомендации.

Определение основных параметров ПуВРД

Сравнивать пульсирующие воздушно-реактивные двигатели для авиамоделей двигатели между собой и выявлять преимущества одного перед другим удобнее всего по удельным параметрам, для определения которых необходимо знать основные данные двигателя: тягу Р, расход топлива Сг и расход воздуха С0. Как правило, основные параметры ПуВРД определяются экспериментальным путем, с использованием несложного оборудования.
Разберем теперь методы и приспособления, с помощью которых можно определить эти параметры.
Определение тяги. На рис. 6 дана принципиальная схема испытательного стенда для определения тяги малогабаритного ПуВРД.
На ящике, изготовленном из 8-м м фанеры, крепятся две металлические стойки, заканчивающиеся в верхней части полукольцами. На этих полукольцах шарнирно подвешены дна хомутика крепления двигателя: один из них расположен в месте перехода камеры сгорания в реактивное сопло, а другой — на выхлопной трубе. Нижние части

стоек жестко приклепаны к стальным осям; острые концы осей входят в соответствующие конические углублении в зажимных винтах. Зажимные винты ввернуты в неподвижные стальные кронштейны, установленные в верхней части ящика. Таким образом, при повороте стоек на своих осях двигатель сохраняет горизонтальное положение. К передней стойке прикреплен один конец спиральной пружины, другой конец которой соединен с петлей на ящике. Задняя стойка имеет стрелку, перемещающуюся по шкале.
Тарировку шкалы можно производить с помощью динамометра, зацепив его за веревочную петлю, привя занную к топливной трубке в диффузоре. Динамометр должен быть расположен вдоль оси двигателя.
Во время запуска двигателя передняя стоика удерживается специальным стопором и только в том случае, когда нужно замерить тягу, стопор снимается.
1
!
Ч
~Р/77 .../77
Рис. 7. Принципиальная электрическая схема запуска
ПуВРД:
В — кнопочный выключатель; Тр — понижающий трансформатор;
К\ и Л"а —клеммы; С — сердечник; II", —первичная обмотка; №г —вторичная обмотка; С\ — конденсатор; П — прерыватель; Пр —
пружина; Р — разрядник (электрическая свеча); т — масса
Внутри ящика размещены воздушный баллон объемом примерно 4 л, пусковая кагушка и трансформатор, используемые для запуска двигателя. Электрический ток подводится от сети к трансформатору, понижающему напряжение до 24 0, а от трансформатора — к пусковой катушке. Проводник высокого напряжения от пусковой катушки через верхнее днище ящика подсоединяется к электрической запальной свече двигателя. Принципиальная электрическая схема зажигания дана на рис. 7. При использовании аккумуляторных батарей напряжением 12-т- 24 в трансформатор отключается и батареи подсоединяются к клеммам ^1 и К%.
Более простая схема станка для замера тяги ПуВРД приведена на рис. 8. Станок состоит из основания (доски с двумя железными или дюралюмиииевым-и уголками), тележки с крепежными хомутиками для двигателя, динамометра и топливного бачка. Стоика с топливным бачком сдвинута от оси двигателя с таким расчетом, чтобы не мешать перемещению двигателя во время его работы. Колеса тележки имеют направляющие пазы глубиной 3 — 3,5 мм и шириной на 1 мм больше ширины ребра уголка.

После запуска двигателя и установления режима его работы стопорная петля снимается с крючка тележки и замеряется тяга по динамометру.
Рис. 8. Схема станка для определения тяги ПуВРД:
1 — двигатель; 2 — топливный бачок; 3 — стойка; 4 — тележка; 5 —динамометр; б —стопорная петля; 7—доска; 6"— уголки
Определение расхода топлива. На рис. 9 дана схема топливного бачка, с помощью которого можно легко определить расход топлива. На этом бачке закреплена стеклянная трубка, имеющая две отметки, между которы-
-2
Рис. 9 Схема бачка для определения расхода топлива:
/ — топливный бачок; 2 —заливная горловина; 3 — стеклянная трубка с контрольными отметками а и б; 4 — резиновые трубки; 5 ** топливная трубка
ми объем бачка точно вымерен. Необходимо, чтобы перед определением расхода топлива, потребляемого двигателем, уровень топлива в бачке был немного выше верхней отметки. Перед запуском двигателя топливный бачок должен быть закреплен на штативе в строго вертикальном положении. Как только уровень топлива в бачке подойдет к верхней отметке, нужно включить секундомер, а затем, когда уровень топлива подойдет к нижней отметке, выключить его. Зная объем бачка между отметками V, удельный вес топлива 7т и время работы двигателя ^, можно легко определить секундный весовой расход топлива:
*т. сек
(15)
Рис. 10. Схема установки для определения расхода воздуха через
двигатель:
/ — авиамодельный ПуВРД; 2 — выходной патрубок; 3 — ресивер; 4— входной патрубок; 5 — трубка для замера полного давления; 6 — трубка для замера статического давления; 7 — микроманометр; 8 — резиновые
трубки
Чтобы более точно определить расход топлива, рекомендуется делать расходный бачок диаметром не более 50 мм, а расстояние между отметками не менее 30— 40 мм.
Определение расхода воздуха. На рис. 10 приведена схема установки для определения расхода воздуха. Она состоит из ресивера (емкости) объемом не менее 0,4 л3, входного патрубка, выходного патрубка и спиртового микроманометра. Ресивер в данной установке необходим для того, чтобы гасить колебания воздушного потока, вызываемые периодичностью всасывания смеси в камеру сгорания, и создавать в цилиндрическом входном патрубке равномерный поток воздуха. Во входном патрубке, диаметр которого 20—25 мм и длина не менее 15 и не более 20 диаметров, примерно посредине установлены дне трубки диаметром 1,5—2,0 мм: одна своей открытой частью направлена строго против потока и предназначена для замера полного давления, другая припаяна заподлицо с внутренней стенкой входного патрубка для замера статического давления. Выходные концы трубок соединены с трубками микроманометра. который при прохождении воздуха по заборному патрубку покажет скоростной напор.
Вследствие малых перепадов давления во входном патрубке спиртовой микроманометр устанавливается не вертикально, а под углом 30 или 45°.
Желательно, чтобы выходной патрубок, подводящий воздух к испытуемому двигателю, имел резиновый наконечник для герметичного соединения головки двигателя с кромкой выходного патрубка.
Чтобы замерить расход воздуха, двигатель запускается, выводится на устойчивый режим работы и постепенно входной частью головки подводится к выходному патрубку ресивера и плотно к нему прижимается. После того, как по микроманометру замерен перепад давления Н[м], двигатель отводится от выходного патрубка ресивера и останавливается. Затем, пользуясь формулой:
".-"/"[=].
где Уп — скорость воздуха в заборном патрубке ^]1 <р = 0,97 ч- 0, 98 — коэффициент микроманометра;
ДР — замеренный динамический напор ||;
С Л! -I
\кг-сек?}
рв — плотность воздуха [ ^4 ];
определим скорость течения воздуха Уа во входном патрубке. Динамический напор АР найдем из следующего выражения:
7с/15ша, (17)
|/сгт
где Чс — удельный вес спирта -, ;
I и» ^
Н — перепад давления по микроманометру [м]\
а — угол наклона микроманометра. Зная скорость течения воздуха Уа [м/сек] во входном патрубке и площадь его сечения Ра [м2], определим секундный весовой расход воздуха .Г, = 0,465 ^ , , (19)
где Р — показание барометра, [мм рг. ст.]; Т — абсолютная температура, °К.
Т = 273° + I °С, где I °С — температура наружного воздуха.

Таким образом, мы определили все основные параметры двигателя — тягу, секундный расход топлива, секундный расход воздуха — п знаем его сухой вес и лобовую площадь; теперь можем легко найти основные удельные параметры: Руя, Суд, ^уд. Люб-
Кроме того, зная основные параметры двигателя, можно определить среднюю скорость истечения газов из выхлопной трубы и качество смеси, поступающей а камеру сгорания.
Так, например, при работе двигателя на земле формула для определения тяги имеет вид:
р__ в. сек р. ..
~~~Г~ СР"
Определяя из этой формулы С,ср, получим:
Р Сес — ^------^, [м/сек].
^в. сек
Качество смеси а найдем из формулы 14:

Все величины в выражении для а известны.
Определение давления в камере сгорания и частоты циклов. В процессе экспериментирования для выявления лучших образцов двигателей часто определяют максимальное давление и максимальное разрежение в камере сгорания, а также частоту циклов.

Частота циклов определяется или с помощью резонансного частотомера, или с помощью шлейфового осциллографа с пьезокварцевым датчиком, который устанавливается на стенке камеры сгорания или подставляется к обрезу выхлопной трубы.
Осциллограммы, снятые при замере частоты двух различных двигателей, приведены на рис. 11. Пьезоквар-цевый датчик в данном случае подводился к обрезу выхлопной трубы. Равномерные, одной высоты кривые / представляют собой отсчет времени. Расстояние между соседними пиками соответствует 1/ззо сек. На средних кривых 2 показаны колебания газового потока. Осциллограф зафиксировал не только основные циклы — вспышки в камере сгорания (это кривые с наибольшей амплитудой), но и другие менее активные колебания, имеющие место в процессе сгорания смеси и выбрасывания ее из двигателя.

Максимальное давление и максимальное разрежение в камере сгорания с приближенной точностью можно определять с помощью ртутных пьезометров и двух несложных датчиков (рис. 12), причем датчики имеют одинаковую конструкцию. Разница заключается лишь в их установке на камеру сгорания; один датчик установлен так, чтобы выпускать газ из камеры сгорания, другой, чтобы впускать в нее. Первый датчик подключается к пьезометру, замеряющему максимальное давление, второй — к пьезометру, замеряющему разрежение.
Рис. 12. Схема устройства для определения
максимального и минимального давлений в
камере сгорания двигателя:
/. 2 — датчики да плени я в камере сгорания; 3. 4 — ртутные пьезометры 5 — корпус датчика давления; б1—клапан (стальная пластинка толщиной 0,05—0.00 мм)
По давлению и разрежению в камере сгорания и частоте циклов можно судить об интенсивности циклов, о нагрузках, которые испытывают стенки камеры сгорания и всей трубы, а также пластинчатые клапаны решетки. В настоящее время у лучших образцов ПуВРД максимальное давление в камере сгорания доходит до 1,45— 1,65 кг/см2, минимальное давление (разрежение) до 0,8 -т-0,70 кг]"см2, а частота до 250 и более циклов в секунду.
Зная основные параметры двигателя и умея их определять, авиамоделисты-экспериментаторы смогут сравнивать двигатели, а главное, работать над более лучшими образцами ПуВРД.

КОНСТРУКЦИИ ЭЛЕМЕНТОВ АВИАМОДЕЛЬНЫХ ПуВРД

Исходя из целевого назначения модели подбирается (или конструируется) и соответствующий двигатель.
Так, для моделей свободного полета, у которых полетный вес может достигать 5 кг, двигатели делают со значительным запасом прочности и с относительно низкой частотой циклов, что способствует увеличению срока работы клапанов, а также устанавливают за клапанами пламегасительные сетки, которые хотя и снижают несколько максимально возможную тягу, но предохраняют клапаны от воздействия высоких температур и тем самым еще увеличивают их срок работы.
К двигателям, устанавливаемым на скоростные кордовые модели, полетный вес которых не должен превышать 1 кг, предъявляются другие требования. От них добиваются максимально возможной тяги, минимального веса и гарантированного срока непрерывной работы в течение 3—5 мин., т. е. в течение времени, необходимого для подготовки к полету и прохождения зачетной километровой базы.
Вес двигателя для кордовых моделей не должен превышать 400 г, так как установка двигателей большего веса затрудняет изготовление модели с нужной прочностью и аэродинамическим качеством, а также с необходимым запасом топлива. Двигатели кордовых моделей, как правило, имеют удобообтекаемые внешние обводы, хорошее аэродинамическое качество внутренней проточной части и большое проходное сечение клапанных решеток.
Таким образом, конструкция ПуВРД, развиваемая ими тяга и необходимая продолжительность работы определяются, в основном, типом моделей, на которые они устанавливаются. Общие же требования, предъявляемые к ПуВРД, следующие: простота и малый вес конструкции, надежность в работе и удобство эксплуатации, максимально возможная тяга при заданных габаритах, наибольшая продолжительность непрерывной работы.

Теперь рассмотрим конструкции отдельных элементов пульсирующих воздушно-реактивные двигателей.
Входные устройства (головки)
Входное устройство ПуВРД предназначено для обеспечения правильного подвода воздуха к клапанной решетке, преобразования скоростного напора в статическое давление (скоростное сжатие) и подготовки топливно-воздуш-ной смеси, поступающей в камеру сгорания двигателя. В зависимости от способа подачи топлива во входной канал головки — или за счет разрежения, или под давлением — проточная часть ее будет иметь различный
Рис. 13. Форма проточной части головок с подачей
топлива: а — за счет разрежения; б — под давлением
профиль. В первом случае у внутреннего канала есть конфузорный и диффузорный участки, и вместе с подводящей топливной трубкой и регулировочной иглой он представляет собой простейший карбюратор (рис. 13, а). Во втором случае головка имеет только диффузорный участок и топливную трубку с регулирующим винтом (рис. 13,6).
Подача топлива в диффузорный участок головки осуществляется конструктивно просто и вполне обеспечивает качественную подготовку топливно-воздушной смеси, поступающей в камеру сгорания. Это достигается благодаря тому, что поток во входном канале, не установившийся, а колеблющийся в соответствии с работой клапанов. При закрытых клапанах скорость воздушного потока равна 0, а при полностью открытых клапанах — максимальпая. Колебания скорости способствуют перемешиванию топлива и воздуха. Далее, поступившая в камеру сгорания топлпвно-воздушная смесь воспламеняется от остаточных газов, давление в рабочей трубе возрастает, и клапаны под действием собственных сил упругости и под воздействием повышенного давления в камере сгорания закрываются.
Здесь возможны два случая. Первый, когда в момент закрытия клапанов газы не пробиваются во входной канал и на топливно-воздушную смесь воздействуют только клапаны, которые останавливают ее движение и даже как бы отбрасывают в сторону входа в головку. Второй, когда в момент закрытия клапанов на топливно-воздушную смесь воздействуют не только клапаны, но и пробивающаяся через клапаны вследствие их недостаточной жесткости или чрезмерного отклонения уже поступившая в камеру сгорания, но еще не воспламенившаяся смесь. В этом случае смесь будет отбрасываться к входу в головку на значительно большую величину.
Отбрасывание смеси от диска клапанной решетки в сторону входного отверстия можно легко наблюдать у головок с коротким внутренним каналом (длина канала равна примерно диаметру головки). Перед входным отверстием в головке во время работы двигателя постоянно будет находиться топливно-воздушная «подушка» примерно такая, как показано на рис. 13,6. Явление это можно терпеть, если «подушка» имеет небольшие размеры, а двигатель на земле работает устойчиво, так как в воздухе с увеличением скорости полета возрастает скоростной напор и «подушка» исчезает.

Если же во входную часть головки будет пробиваться из камеры сгорания не топливно-воздушная смесь, а горячие газы, то возможно воспламенение смеси в диффузорном участке и остановка двигателя. Поэтому необходимо прекратить попытки запуска и устранить дефект в клапанной решетке, как будет рассказано в следующем разделе. Для устойчивой и эффективной работы двигателя длина входного канала головки должна быть равна 1,0—1,5 наружным диаметрам клапанов, а отношение длин кон-фузорного и диффузорного участков должно быть примерно 1: 3.
Профиль внутреннего канала и внешний обвод головки должны быть плавными, чтобы не было отрыва струи от стопок при работе двигателя как на месте, так и в полете. На рис. 13, а показана головка, профиль которой вполне удовлетворяет движению потока. Она имеет удо-бообтскаемую форму, и отрыва потока от стенок не будет. Рассмотрим ряд характерных конструкции головок ПуВРД .
На рис. 14 дана головка, имеющая достаточно хорошее аэродинамическое качество. Образующие конфузор*
ного и диффузорного участков, а также передней кромки обтекателя, как видно из рисунка, сопрягаются плавно.
О технологии изготовления отдельных элементов этой головки рассказано в главе 5. К достоинствам конструкции головки относится ее малый вес, возможность быстрой замены клапанной решетки и размещение форсунки в центре входного канала, что способствует симметричному течению воздушного потока.
Качество смеси регулируется подбором диаметра отверстия жиклера. Можно применить жиклер с отверстием, большим номинального, и уменьшать при регулировке его проходное сечение, вставляя отдельные жилки диаметром 0,15—0,25 мм от электропровода. Наружные концы жилок загибают на внешнюю сторону жиклера (рис. 15), после чего на него надевают хлорвиниловую или резиновую трубку. Возможна регулировка подачи топлива с применением небольшого самодельного винтового крана.
Головка одного из отечественных двигателей РАМ-2, выпускавшегося серийно, показана на рис. 16. Корпус этой головки имеет внутренний канал, место крепления форсунки, клапанную решетку, резьбу для крепления к камере сгорания и посадочное место для обтекателя.

Форсунка снабжена игольчатым пиитом для регулировки качества смеси.
К недостаткам относится снижающая тягу двигателя плохая аэродинамика проточной части — резкий переход потока из осевого направления к входным каналам клапанной решетки и наличие самих каналов (участок б — г), увеличивающих сопротивление и ухудшающих качественное однородное перемешивание топлива с воздухом.
У конструкции головки, изображенной на рис. 17, особенное крепление с камерой сгорания двигателя. В отличие от резьбовых креплений здесь используется корытообразный хомутик, выполненный на специальной оправке путем обжатия. На передней кромке камеры сгорания сделан специальный профилированный буртик. Клапанная решетка, вставленная внутрь камеры сгорания, упирается в выступ этого буртика. Затем вставляется корпус входного устройства, имеющего также профилированный буртик, и три узла—корпус головки, клапанная решетка н камера сгорания с помощью хомутика 7 плотно стягиваются между собой винтом 8. Крепление Б целом легкое и надежное в эксплуатации.
Пространство между оболочкой входного канала и обтекателем часто используется как емкость для топливного бачка. В этих случаях, как правило, увеличивают длину входного канала для того, чтобы можно было разместить необходимый запас топлива. На рис. 18 и 19 показаны такие головки. Первая из них хорошо сопрягается с камерой сгорания; топливо в ней надежно изолировано от горячих деталей; она крепится к корпусу диффузора винтами 4. Вторая головка, показанная на рис. 19, отличается оригинальностью крепления к камере сгорания. Как видно из рисунка, головка 4 — профилированный бачок, спаянный из жести или фольги, имеет специальное кольцевое углубление для фиксирования своего положения на буртике клапанной решетки. Сама клапанная решетка 5 ввернута в камеру сгорания.

Головка-бачок соединяется с клапанной решеткой и камерой сгорания с помощью пружин 3, стягивающих ушки 2. Соединение не жесткое, но этого в данном случае и не требуется, так как головка не является силовым органом; также не нужна особая герметичность
Рис. 16. Головка двигателя РАМ-2:
/ — внутренний канал; 2 — обтекатель; 3 —форсунка; 4 — переходник; 5 — игольчатый винт; б — входной канал клапанной решетки; 7 — штуцер для
подсоединения топливной трубки
между голоокой и клапанной решеткой. Поэтому данное крепление в сочетании с конструкцией клапанной решетки и камеры сгорания вполне оправдано. Автор конструкции этой головки — В. Даниленко (Ленинград).
Головка, показанная на рис. 20, предназначена для двигателей с тягой до 3 кг и более. Ее конструктивная особенность — способ крепления к камере сгорания, наличие охлаждающих ребер и система подачи топлива. В отличие от предыдущих способов данная головка крепится к камере сгорания стяжными винтами. На камере сгорания укреплены шесть ушков 7 с внутренней резьбой МЗ, в которые вворачиваются стяжные винты 5,захватывая при этом специальными накладками 4 силовое кольцо диффузора и прижимая его к камере сгорания. Крепление, хотя и трудоемкое в изготовлении, при больших габаритах двигателя (в данном случае диаметр камеры сгорания равен 100 мм) применять целесообразно.
8
1
Рис. 19. Головка, прикрепленная к камере сгорания с помощью
пружин:
/ — камера сгорания; 2 — ушки; 5—пружина; 4— головка; 5 — клапанная решетка; б — буртик клапанной решетки; 7 — заливная горловина; й-дренажная трубка
Во время работы двигатель имеет высокий тепловой режим и для предохранения обтекателя, изготовляемого из бальзы или пенопласта, и топливной системы от воздействия высоких температур на внешней части диффузора предусмотрены четыре охлаждающие ребра.
Подвод топлива осуществляется двумя жиклерами — главным 11 с нерегулирующимся отверстием и вспомогательным 12 с иглой 13 для тонкой регулировки.

Конструкции клапанных решеток

Единственные подвижные детали двигателя — клапаны, перепускающие топливнс-воздушную смесь в одном направлении,-—в камеру сгорания. От подбора толщины и формы клапанов, от качества изготовления и их регулировки зависит тяга двигателя, а также устойчивость и продолжительность его непрерывной работы. Мы уже говорили, что от двигателей, устанавливаемых на кордовые модели, требуется максимальная тяга при малом весе, а от двигателей, устанавливаемых на модели свободного полета, — наибольшая продолжительность непрерывной работы. Поэтому и клапанные решетки, устанавливаемые на эти двигатели, также конструктивно различаются.
Рассмотрим коротко работу клапанной решетки. Для этого возьмем так называемую дисковую клапанную решетку (рис. 21), получившую наибольшее распространение, особенно на двигателях для кордовых моделей. От любой клапанной решетки, в том числе и от дисковой, добиваются максимально возможной площади проходного сечения и хорошей аэродинамической формы. Из рисунка видно, что большая часть площади диска используется для входных окон, разделенных перемычками, на кромки которых ложатся клапаны. Практика показала, что минимально допустимым перекрытием входных отверстий является показанное на рис. 22; уменьшение площади прилегания клапанов ведет к разрушению кромок диска — к вдавливанию и скруглению их клапанами. Диски, как правило, изготовляются из дюралюминия марок Д-16Т или В-95 толщиной 2,5— 3,5 мм, или из стали толщиной 1,0—1,5 мм. Входные кромки закругляются и полируются. Особое внимание уделяется точности н чистоте обработки плоскости прилегания клапанов. Необходимая плотность прилегания клапанов к плоскости диска достигается только после кратковременной приработки на двигателе, когда каждый клапан «вырабатывает» для себя собственное седло.
В момент вспышки смеси н повышения давления в камере сгорания клапаны закрыты. Они плотно прилегают к диску и не пропускают газы в диффузор головки. Когда основная масса газов устремляется в выхлопную трубу и за клапанной решеткой (со стороны камеры сгорания) будет образовываться разрежение, клапаны начнут открываться, оказывая при этом сопротивление поступлению свежей топливно-воздушной смеси и создавая тем самым некоторую глубину разрежения в камере сгорания, которое в последующий момент распространится до обреза выхлопной трубы. Сопротивление, создаваемое клапанами, зависит
главным образом от нх жесткости, которая должна быть такой, чтобы достигалось наибольшее поступление топливно-воздушной смеси и своевременное закрытие входных отверстий в момент вспышки. Подбор жесткости клапанов, которая удовлетворяла бы указанным требованиям,— один из основных и трудоемких процессов конструирования и доводки двигателя.
Предположим, что мы выбрали клапаны из очень тонкой стали и отклонение их ничем не ограничили. Тогда в момент поступления смеси в камеру сгорания они отклонятся на какую-то максимально возможную величину (рис. 23, а), причем можно с полной уверенностью сказать, что отклонение каждого клапана будет иметь различную величину, так как очень трудно сделать их строго одинаковой ширины, да и по толщине они также могут отличаться. Это приведет к неодновременному их закрытию.

Но главное в следующем. По окончании процесса наполнения в камере сгорания наступает мгновение, когда давление в ней становится немного меньше или равным давлению в диффузоре. Именно в это мгновение клапаны должны, главным образом под действием собственных сил упругости,
Капера сгорания
Рис. 23. Отклонение клапанов без ограничительной
шайбы
успеть закрыть входные отверстия, чтобы после воспламенения топливно-воздушной смеси газы не смогли пробиться в диффузор головки. Клапаны с малой жесткостью, отклонившиеся на большую величину, не смогут вовремя закрыть входные отверстия и газы будут пробиваться в диффузор головки (рис. 23,6), что приведет к падению тяги или к вспышке смеси в диффузоре и остановке двигателя. Кроме того, тонкие клапаны, отклоняясь па большую величину, испытывают большие динамические и термические нагрузки и быстро выходят из строя.
Если взять клапаны повышенной жесткости, то явление будет обратное — клапаны будут позже открываться и раньше закрываться, что приведет к уменьшению количества поступающей в камеру сгорания смеси и резкому снижению тяги. Поэтому для того, чтобы добиться возможно быстрого открытия клапанов при наполнении камеры сгорания смесью и своевременного закрытия их при вспышке, прибегают к искусственному изменению линии изгиба клапанов с помощью установки ограничительных шайб или рессор.

Как показала практика, для различной мощности двигателей толщина клапанов берется 0,06—0,25 мм. Стали для клапанов применяются и углеродистые У7, У8, У9, У10 и легированные холоднокатаные ЭИ395, ЭИ415, ЭИ437Б, ЭИ598, ЭЙ 100, ЭИ442,Ограничители отклонения клапанов обычно выполняются или на полную длину клапанов или на меньшую, специально подобранную.
На рис. 24 показана клапанная решетка с ограничительной шайбой /, выполненной на всю длину клапанов. Главное ее назначение: задать клапанам наивыгоднейший профиль изгиба, при котором они пропускают максимально возможное количество топливно-воздушной смеси в камеру сгорания и вовремя закрывают входные отверстия. На практике, из
технологических соображе- Рис" 24- Клапанная решетка. „- г с ограничительной шайбой на
нии, профиль шайбы выпол- нвсю длину клапанов:
НЯЮТ ПО радиусу С ТаКИМ /-ограничительная шайба; 2-, раСЧеТОМ, ЧТОбЫ КОНЦЫ КЛЗ- клапан; 3 — корпус решетки
панов отходили от плоскости прилегания на б—10 мм. Начало радиуса профиля необходимо брать от начала входных окон. Недостатки этой шайбы: она не позволяет использовать полностью упругие свойства клапанов, создает значительное сопротивление и имеет сравнительно большой вес.
Наибольшее распространение получили ограничители отклонения клапанов, выполненные не на полную длину клапанов, а на экспериментально подобранную. Под действием сил давления со стороны диффузора и разрежения со стороны камеры клапан отклоняется на какую-то величину: без ограничителя отклонения — на максимально возможную (рис. 25, а); с ограничителем отклонения, имеющим диаметр А, на другую (рис. 25,6). Вначале клапан отклонится по профилю шайбы до диаметра с?ь а дальше — на какую-то величину бь не ограниченную шайбой. В момент закрытия концевая часть клапана вначале, как бы отталкиваясь от кромки шайбш с упругостью, которую клапан имеет на диаметре Л\% получает определенную скорость движения к седлу, гораздо большую, чем при отсутствии шайбы.

Если теперь увеличить диаметр шайбы до диаметра д.^ а высоту шайбы /11 оставить неизменной, тогда упругость клапана на диаметре с12 будет больше, чем на диаметре й\\ так как площадь его поперечного сечения увеличилась, а площадь конца клапана, на которую действует давление со стороны диффузора, уменьшилась, концевая часть отклонится уже на меньшую величину 62 (рис. 25, в). «Отталкивающая» способность клапана уменьшится, уменьшится и скорость закрытия. Следовательно, требуемый эффект от ограничительной шайбы уменьшается.
Рис. 25. Влияние ограничительной шайбы на отклонение клапанов:
/—диск клапаниоП решетки; 2 — клапан: 3 — ограничительная шайба; 4 —
зажимная шайба
Поэтому можно сделать вывод, что для каждой выбранной толщины клапанов при заданных габаритах двигателя существует оптимальная величина диаметра ограничительной шайбы с!0 (или длины ограничителя) и высоты /11, при которых клапаны имеют максимально допустимое отклонение и своевременно закрываются в момент вспышки. У современных ПуВРД размеры ограничителей отклонения клапанов имеют следующие величины: диаметр окружности ограничительной шайбы (или длина ограничителя) равен 0,6—0,75 наружного диаметра клапанов (или длины его рабочей части): радиус изгиба равен 50—75 мм, а высота кромки шайбы Л| от плоскости прилегания клапанов равна 2—4 мм. Диаметр плоскости прижима должен быть равен диаметру по корневому сечению клапанов. Практически нужно иметь запас ограничительных шайб о отклонением от номинальных размеров в ту и другую сторону, и при замене клапанов, испытывая двигатель, подбирать наиболее подходящую, при которой двигатель работает устойчиво, а тяга наибольшая.
Клапаны рессорного типа (рис. 26) используются с той же целью—для максимально возможного открытия клапанов в процессе наполнения камеры сгорания топлпвно-воздушнои смесью и своевременного их закрытия в момент сгорания смеси. Рессорные клапаны способствуют увеличению глубины разрежения и поступлению большего количества смеси. Для рессорных клапанов толщину листовой стали берут на 0,05— 0,10 мм меньше, чем для клапанов с ограничительной шайбой, а количество листов рессоры, их толщину и диаметр подбирают экспериментально. Форма листов рессоры обычно соответствует форме основного лепестка, прикрывающего входное отверстие, но концы их должны быть срезаны перпендикулярно радиусу, проведенному через середину лепестка. Число рессорных лепестков выбирают в пределах 3—5 штук, а наружные их диаметры (для 5 штук) делают равными 0,8— 0,85 г/к, 0,75—0,80 с1к. Рис. 26. Клапанная решетка с рес-0,70—0,75 <*„, 0,65—0,70 ^и, сорными клапанами
0,60—0,65 с?к, где При использовании клапанов рессорного типа можно обойтись без ограничительной шайбы, так как числом и диаметром рессорных пластин можно получить наивыгоднейшую линию изгиба клапанов. Но иногда ограничительную шайбу все же устанавливают и на рессорные клапаны, главным образом для выравнивания их конечного отклонения.
Клапаны во время работы испытывают большие динамические и термические нагрузки. Действительно, нормально подобранные клапаны, открываясь на какую-то максимально возможную величину (на 6—10 мм от седла), полностью перекрывают входные отверстия тотда, когда смесь уже воспламенилась и давление в камере сгорания начало возрастать.

Поэтому клапаны движутся к седлу не только под действием собственных сил упругости, но и под действием давления газов, и ударяются о седло с большой скоростью и со значительной силой. Количество ударов равно числу циклов двигателя.
Температурное воздействие на клапаны происходит за счет непосредственного соприкосновения с горячими газами и лучистого нагрева и, хотя клапаны омываются сравнительно холодной топливно-воздушной смесью,
средняя температура их остается достаточно высокой. Действие динамических и термических нагрузок приводит к усталостному разрушению клапанов, особенно их концов. Если клапаны выполнены вдоль волокон ленты (вдоль направления ее прокатки), то к концу срока работы волокна отделяются друг от друга; наоборот, при поперечном направлении выкрашиваются концевые кромки. В том и другом случае это приводит к выходу клапанов из строя и остановке двигателя. Поэтому качество обработки клапанов должно быть очень высоким.
Наиболее качественные клапаны изготовляются с помощью электроискровой обработки. Однако чаще всего клапаны нарезают специальными наждачными круглыми камнями толщиной 0,8—1,0 мм. Для этого из клапанной стали вырезают вначале заготовки, закладывают их в специальную оправку, обрабатывают по наружному диаметру, а затем, в оправке же, наждачным камнем прорезают межклапанные пазы. Наконец, при серийном выпуске двигателей клапаны вырубаются штампом. Но каким бы способом они ни были сделаны, шлифовка кромок обязательна. Заусенцы на клапанах не допускаются. Не должны клапаны иметь также погнутостей и короблений.
Иногда для некоторого облегчения условий работы клапанов плоскость прилегания на диске обрабатывают по сфере (рис. 27). Закрывая входные отверстия, клапаны получают небольшой обратный изгиб, благодаря которому несколько смягчается их удар о седла. Неплотное прилегание клапанов к диску в спокойном состоянии облегчает и ускоряет запуск, так как топливно-воз-душная смесь может свободно проходить между клапаном и диском.

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели.

Рис. 28. Клапанные решетки с пламегасительными демпфирующими
сетками
Наиболее эффективный способ предохранения клапанов от воздействия динамических и термических нагрузок —установка пламегасительных демпфирующих сеток. Последние в несколько раз увеличивают срок работы клапанов, но значительно снижают тягу двигателя, так как создают большое сопротивление в проточной части рабочей трубы. Поэтому их устанавливают, как правило, на двигатели, от которых требуется большой срок работы и сравнительно небольшая тяга.
Сетки ставят в камере сгорания (рис. 28) за клапанной, решеткой. Их изготовляют из листовой жаростойкой стали толщиной 0,3—0,8 мм, с отверстиями диаметром 0,8—1,5 мм (чем толще материал сетки, тем больше берется диаметр отверстий).
В момент вспышки смеси в камере сгорания и нарастания давления горячие газы стараются через отверстия сетки проникнуть в полость Л. Сетка разбивает основное пламя на отдельные тонкие струйки и гасит их.

Глава пятая

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

На первый взгляд возможность значительного упрощения двигателя при переходе к большим скоростям полета кажется странной, пожалуй, даже невероятной. Вся история авиации до сих пор говорит о противоположном: борьба за увеличение скорости полета приводила к усложнению двигателя. Так было с поршневыми двигателями: мощные двигатели скоростных самолетов периода второй мировой войны значительно сложнее тех двигателей, которые устанавливались на самолетах в первый период развития авиации. То же происходит сейчас с турбореактивными двигателями: достаточно вспомнить о сложной проблеме увеличения температуры газов перед турбиной.

И вдруг такое принципиальное упрощение двигателя, как полное устранение газовой турбины. Возможно ли это? Как же будет приводиться во вращение компрессор двигателя, необходимый для сжатия воздуха, - ведь без такого сжатия не может работать турбореактивный двигатель?

Но так ли необходим компрессор? Нельзя ли обойтись без компрессора и как-нибудь иначе обеспечить необходимое сжатие воздуха?

Оказывается, такая возможность существует. Мало того: этого можно достичь даже не одним способом. Воздушно-реактивные двигатели, в которых применен один такой метод бескомпрессорного. сжатия воздуха, нашли даже практическое применение в авиации. Это было еще в период второй мировой войны.

В июне 1944 г. жители Лондона впервые познакомились с новым оружием немцев. С противоположной стороны пролива, с берегов Франции, на Лондон неслись небольшие самолеты странной формы с громко тарахтевшим двигателем (рис. 39). Каждый такой самолет представлял собой летящую бомбу - на нем находилось около тонны взрывчатого вещества. Летчиков на этих «самолетах-роботах» не было; они управлялись приборами-автоматами и также автоматически, вслепую пикировали на Лондон, сея смерть и разрушения. Это были реактивные самолеты-снаряды.

Реактивные двигатели самолетов-снарядов не имели компрессора, но тем не менее развивали тягу, необходимую для полета с большой скоростью. Как же работают эти так называемые пульсирующие воздушно-реактивные двигатели?

Следует отметить, что еще в 1906 г. русский инженер-изобретатель В. В. Караводин предложил, а в 1908 г. построил и испытал пульсирующий двигатель, похожий на современные двигатели этого типа.

Рис. 39. Реактивный самолет-снаряд. Свыше 8000 таких «самолетов-роботов» было выпущено гитлеровцами во время второй мировой войны для бомбардировки Лондона

Чтобы познакомиться с устройством пульсирующего двигателя, войдем в помещение испытательной станции завода, изготовляющего такие двигатели. Кстати, один из двигателей уже установлен на испытательном станке, скоро начнутся его испытания.

Снаружи этот двигатель прост - он состоит из двух тонкостенных труб, спереди - короткой, большего диаметра, сзади - длинной, меньшего диаметра. Обе трубы соединены конической переходной частью. И спереди, и сзади торцовые отверстия двигателя открыты. Это понятно - через переднее отверстие в двигатель засасывается воздух, через заднее - вытекают в атмосферу горячие газы. Но как же создается в двигателе повышенное давление, необходимое для его работы?

Заглянем в двигатель через его входное отверстие (рис. 40). Оказывается, внутри, сразу за входным отверстием, находится перегораживающая двигатель решетка. Если мы посмотрим внутрь двигателя через выходное отверстие, то увидим вдалеке ту же решетку. Ничего другого внутри двигателя, оказывается, нет. Следовательно, эта решетка заменяет и компрессор, и турбину турбореактивного двигателя? Что же это за такая «всемогущая» решетка?

Но нам сигнализируют через окно наблюдательной кабины - нужно уходить из бокса (так обычно называют помещение, в котором находится испытательная установка), сейчас начнутся испытания. Займем место у пульта управления рядом с инженером, ведущим испытания. Вот инженер нажимает пусковую кнопку. В камеру сгорания двигателя через форсунки начинает поступать топливо - бензин, который сразу воспламеняется электрической искрой, и из выходного отверстия двигателя вырывается клубок раскаленных газов. Еще клубок, еще один - и вот уже отдельные хлопки превратились в оглушительное тарахтение, слышное даже в кабине, несмотря на хорошую звукоизоляцию.

Войдем снова в бокс. Резкий грохот обрушивается на нас, как только мы открываем дверь. Двигатель сильно вибрирует и, кажется, вот-вот сорвется со станка под действием развиваемой им тяги. Из выходного отверстия вырывается струя раскаленных газов, устремляющаяся в воронку отсасывающего устройства. Двигатель быстро разогрелся. Осторожно, не положите руку на его корпус - обожжете!

Стрелка на большом циферблате прибора для измерения тяги - динамометра, установленного в помещении так, что его показания можно прочесть через окна наблюдательной кабины, колеблется около цифры 250. Значит, двигатель развивает тягу, равную 250 кг. Но понять, как работает двигатель и почему он развивает тягу, нам все же не удается. Компрессора в двигателе нет, а из него с большой скоростью вырываются газы, создавая тягу; значит, давление внутри двигателя повышено. Но как? Чем сжимается воздух?

Рис. 40. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель:

а - принципиальная схема; б - схема установки дефлекторов 1 и входной решетки 2 (на рисунке справа входная решетка снята); в - передняя часть двигателя; г - устройство решетки

На этот раз нам не помог бы даже и зеленый воздушный океан, с помощью которого мы раньше наблюдали за работой винта и турбореактивного двигателя. Если бы мы поместили работающий пульсирующий двигатель с прозрачными стенками в такой океан, то перед нами предстала бы такая картина. Спереди к выходному отверстию двигателя устремляется засасываемый им воздух - перед этим отверстием появляется знакомая нам воронка, которая своим узким и более темным концом обращена к двигателю. Из выходного отверстия вытекает струя, имеющая темнозеленый цвет, свидетельствующий о том, что скорость газов в струе велика. Внутри двигателя цвет воздуха по мере его продвижения к выходному отверстию постепенно темнеет, значит скорость движения воздуха увеличивается. Но почему это происходит, какую роль играет решетка внутри двигателя? Ответить на этот вопрос мы все еще не можем.

Не многим помог бы нам и другой воздушный океан - красный, к помощи которого мы прибегали при изучении работы турбореактивного двигателя. Мы убедились бы только в том, что сразу за решеткой цвет воздуха в двигателе становится темнокрасным, значит в этом месте его температура резко возрастает. Это легко объяснимо, так как здесь, очевидно, происходит сгорание топлива. Темнокрасный цвет имеет и реактивная струя, вытекающая из двигателя, - это раскаленные газы. Но почему эти газы вытекают с такой большой скоростью из двигателя, мы так и не узнали.

Может быть, загадку можно разъяснить, если воспользоваться таким искусственным воздушным океаном, который показывал бы нам, как изменяется давление воздуха? Пусть это будет, например, синий воздушный океан, причем такой, что цвет его становится тем более темносиним, чем больше давление воздуха. Попытаемся при помощи этого океана выяснить, где и как рождается внутри двигателя то повышенное давление, которое заставляет вытекать из него газы с такой большой скоростью. Но увы, и этот синий океан не принес бы нам большой пользы. Поместив в такой воздушный океан двигатель, мы увидим, что за решеткой воздух сразу густо синеет, значит он сжимается и его давление резко повышается. Но как это происходит? Ответа на этот вопрос мы все же не получим. Потом в длинной выходной трубе воздух снова бледнеет, следовательно, в ней он расширяется; благодаря этому расширению скорость истечения газов из двигателя оказывается такой большой.

В чем же все-таки заключается секрет «таинственного» сжатия воздуха в пульсирующем двигателе?

Этот секрет, оказывается, можно разгадать, если применить для изучения явлений в двигателе киносъемку «лупой времени». Если прозрачный работающий двигатель сфотографировать в синем воздушном океане, делая тысячи снимков в секунду, а затем показать получившийся фильм с обычной частотой 24 кадра в секунду, то перед нами на экране медленно развертывались бы процессы, стремительно происходящие в двигателе. Тогда нетрудно было бы понять, почему не удается рассмотреть эти процессы на работающем двигателе, - они так быстро следуют один за другим, что глаз в обычных условиях не успевает следить за ними и фиксирует лишь какие-то усредненные явления. «Лупа времени» позволяет «замедлить» эти процессы и делает возможным их изучение.

Вот в камере сгорания двигателя за решеткой произошла вспышка - впрыснутое топливо воспламенилось и давление резко повысилось (рис. 41). Такого сильного повышения давления не произошло бы, конечно, если бы камера сгорания за решеткой была непосредственно сообщена с атмосферой. Но она соединена с ней длинной, относительно узкой трубой: воздух в этой трубе служит как бы поршнем; пока происходит разгон этого «поршня», давление в камере повышается. Давление повысилось бы еще сильнее, если бы на выходе из камеры имелся какой-нибудь клапан, закрывающийся в момент вспышки. Но этот клапан был бы очень ненадежным - ведь его омывали бы раскаленные газы.

Рис. 41. Так работает пульсирующий воздушно-реактивный двигатель:

а - произошла вспышка топлива, клапана решетки закрыты; б - в камере сгорания создалось разрежение, клапана открылись; в - воздух входит в камеру через решетку и через выхлопную трубу; г - так меняется по времени давление в камере сгорания работающего двигателя

Под действием повышенного давления в камере сгорания продукты горения и еще продолжающие гореть газы устремляются с большой скоростью наружу, в атмосферу. Мы видим, как клубок раскаленных газов мчится по длинной трубе к выходному отверстию. Но что это? В камере сгорания позади этого клубка давление понизилось так же, как это происходит, например, за движущимся в цилиндре поршнем; воздух там стал светлосиним. Вот он все светлеет и, наконец, становится светлее окружающего двигатель синего океана. Это значит, что в камере создалось разрежение. Тотчас же лепестки стальных пластинчатых клапанов решетки, служащих для закрывания отверстий в ней, отгибаются под напором атмосферного воздуха. Отверстия в решетке открываются, и внутрь двигателя врывается свежий воздух. Понятно, что если входное отверстие двигателя закрыть, как это изобразил на шуточном рисунке (рис. 42) художник, то двигатель работать не сможет. Следует отметить, что похожие на тонкое лезвие безопасной бритвы стальные клапаны решетки, являющиеся единственными движущимися частями пульсирующего двигателя, обычно и ограничивают срок его службы - они выходят из строя через несколько десятков минут работы.

Рис. 42. Если прекратить доступ воздуха в пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, то он моментально заглохнет (Можно «бороться» с самолетами-снарядами и так. Шуточный рисунок, помещенный в одном из английских журналов в связи с применением гитлеровцами самолетов-снарядов для бомбардировки Лондона)

Все дальше движется темносиний «поршень» горячих газов по длинной трубе к выходному отверстию, все больше свежего воздуха поступает через решетку в двигатель. Но вот газы вырвались из трубы наружу. Мы с трудом могли разглядеть клубки раскаленных газов в струе, когда находились в испытательном боксе, так быстро они следовали один за другим. Ночью же в полете пульсирующий двигатель оставляет за собой отчетливо видный светящийся пунктир, образованный клубками раскаленных газов (рис. 43).

Рис. 43. Такой светящийся пунктир оставляет за собой летящий ночью самолет-снаряд с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем

Как только газы вырвались из выхлопной трубы двигателя, в нее устремился через выходное отверстие свежий воздух из атмосферы. Теперь в двигателе мчатся навстречу друг другу два урагана, два воздушных потока - один из них вошел через входное отверстие и решетку, другой - через выходное отверстие двигателя. Еще мгновение, и давление внутри двигателя повысилось, цвет воздуха в нем стал таким же синим, как и в окружающей атмосфере. Лепестки клапанов захлопнулись, прекратив этим вход воздуха через решетку.

Но воздух, поступивший через выходное отверстие двигателя, продолжает по инерции двигаться по трубе внутрь двигателя, и в трубу засасываются из атмосферы все новые порции воздуха. Длинный столб воздуха, движущийся по трубе, как поршень, сжимает воздух, находящийся в камере сгорания у решетки; цвет его становится более синим, чем в атмосфере.

Вот что, оказывается, заменяет компрессор в этом двигателе. Но давление воздуха в пульсирующем двигателе значительно ниже, чем в турбореактивном двигателе. Этим, в частности, объясняется то, что пульсирующий двигатель менее экономичен. Он расходует значительно больше топлива на килограмм тяги, чем турбореактивный двигатель. Ведь чем больше повышается давление в воздушно-реактивном двигателе, тем большую полезную работу он совершает при том же расходе топлива.

В сжатый воздух снова впрыскивается бензин, вспышка - и все повторяется сначала с частотой в десятки раз в секунду. В некоторых пульсирующих двигателях частота рабочих циклов достигает ста и более циклов в секунду. Это значит, что весь рабочий процесс двигателя: всасывание свежего воздуха, его сжатие, вспышка, расширение и истечение газов - длится около 1/100 секунды. Поэтому нет ничего удивительного в том, что без «лупы времени» нам не удавалось разобраться в том, как работает пульсирующий двигатель.

Такая периодичность работы двигателя и позволяет обойтись без компрессора. Отсюда возникло и само название двигателя - пульсирующий. Как видно, секрет работы двигателя связан с решеткой на входе в двигатель.

Но, оказывается, пульсирующий двигатель может работать и без решетки. На первый взгляд это кажется невероятным - ведь если входное отверстие не закрыть решеткой, то при вспышке газы потекут в обе стороны, а не только назад, через выходное отверстие. Однако если мы сузим входное отверстие, т. е. уменьшим его сечение, то можно добиться того, что основная масса газов будет вытекать через выходное отверстие. В этом случае двигатель все же будет развивать тягу, правда меньшую по величине, чем двигатель с решеткой. Такие пульсирующие двигатели без решетки (рис. 44, а) не только исследуются в лабораториях, но и устанавливаются на некоторых экспериментальных самолетах, как это изображено на рис. 44, б. Исследуются и другие двигатели этого же типа - в них оба отверстия, и входное и выходное, обращены назад, против направления полета (см. рис. 44, в ); такие двигатели получаются более компактными.

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели значительно проще турбореактивных и поршневых двигателей. В них нет движущихся частей, если не считать пластинчатых клапанов решетки, без которых, как указывалось выше, тоже можно обойтись.

Рис. 44. Пульсирующий двигатель, не имеющий решетки на входе:

а - общий вид (на рисунке показан примерный размер одного из таких двигателей); б - легкий самолет с четырьмя пульсирующими двигателями, подобными двигателю, изображенному выше; в - один из вариантов устройства двигателя без входной решетки

Благодаря простоте конструкции, дешевизне и малому весу пульсирующие двигатели находят применение в таком оружии одноразового действия, как самолеты-снаряды. Они могут сообщить им скорость 700-900 км/час и обеспечить дальность полета в несколько сот километров. Для такого назначения пульсирующие воздушно-реактивные двигатели подходят лучше любых других авиационных двигателей. Если бы, например, на описанном выше самолете-снаряде вместо пульсирующего двигателя решили бы установить обычный поршневой авиационный двигатель, то для получения той же скорости полета (примерно 650 км/час ) понадобился бы двигатель мощностью около 750 л. с. Он расходовал бы примерно в 7 раз меньше топлива, но зато был бы по крайней мере в 10 раз тяжелее и неизмеримо дороже. Следовательно, при увеличении дальности полета пульсирующие двигатели становятся невыгодными, так как увеличение расхода топлива не компенсируется при этом экономией в весе. Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели могут найти применение и в легкомоторной авиации, на вертолетах и т. д.

Простые пульсирующие двигатели представляют большой интерес и для установки их на авиамоделях. Изготовить небольшой пульсирующий воздушно-реактивный двигатель для авиамодели под силу любому авиамодельному кружку. В 1950 году, когда в здании Академии наук в Москве, в Харитоньевском переулке, представители научно-технической общественности столицы собрались на вечер, посвященный памяти основоположника реактивной техники Константина Эдуардовича Циолковского, внимание присутствующих привлек крохотный пульсирующий двигатель. Этот двигатель для авиамодели был укреплен на небольшой деревянной подставке. Когда в перерыве между заседаниями «конструктор» двигателя, державший подставку в руках, запустил его, то громкое резкое тарахтение заполнило все углы старинного здания. Быстро разогревшийся до красного каления двигатель неудержимо рвался с подставки, наглядно демонстрируя силу, лежащую в основе всей современной реактивной техники.

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели так просты, что их можно с полным правом назвать летающими топками. В самом деле, установлена на самолете труба, горит в этой трубе топливо, и развивает она тягу, заставляющую лететь с большой скоростью самолет.

Однако с еще большим правом можно назвать летающими топками двигатели другого типа, так называемые прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Если пульсирующие воздушно-реактивные двигатели могут рассчитывать лишь на сравнительно ограниченное применение, то перед прямоточными воздушно-реактивными двигателями раскрываются широчайшие перспективы; они являются двигателями будущего в авиации. Это объясняется тем, что с увеличением скорости полета выше 900-1000 км/час пульсирующие двигатели становятся все менее выгодными, так как они развивают меньшую тягу и потребляют больше топлива. Прямоточные двигатели, наоборот, наиболее выгодны именно при сверхзвуковых скоростях полета. При скорости полета в 3-4 раза большей, чем скорость звука, прямоточные двигатели превосходят любые другие известные авиационные двигатели, в этих условиях им нет равных.

Прямоточный двигатель внешне похож на пульсирующий. Он также представляет собой бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, но отличается от пульсирующего принципиально тем, что работает не периодически. Через него непрерывно течет установившийся, постоянный поток воздуха, как и через турбореактивный двигатель. Как же в прямоточном воздушно-реактивном двигателе осуществляется сжатие поступающего воздуха, если в нем нет ни компрессора, как в турбореактивном двигателе, ни периодических вспышек, как в двигателе пульсирующем?

Оказывается, секрет такого сжатия связан с тем влиянием на работу двигателя, которое оказывает на нее быстро увеличивающаяся скорость полета. Это влияние играет огромную роль во всей скоростной авиации и будет играть все большую роль по мере дальнейшего увеличения скорости полета.

Из книги Танк, обогнавший время автора Вишняков Василий Алексеевич

Глава пятая. Гвадалахара, Гвадалахара…По дороге на службу майор Сурин старался не думать о предстоящих служебных делах. Он предпочитал поразмышлять о чем-нибудь более приятном - о женщинах, например. Вспоминал частенько тех из них, в которых когда-то влюблялся или мог бы

Из книги Загадка булатного узора автора Гуревич Юрий Григорьевич

ГЛАВА ПЯТАЯ СТАРЫЕ ЗНАКОМЫЕ Пусть человек пользуется прошедшими веками как материалом, на котором возрастает будущее… Жан Гюйо Наследники булата Холодное оружие давно потеряло ценность, а с ним ушли в прошлое и булаты. Еще раз подчеркнем: в сравнении с высокопрочными и

Из книги НЕТ автора Маркуша Анатолий Маркович

Глава пятая В бледно-синей бездонности яркого, солнечного неба белые вензеля инверсии. Пролетел по прямой – и след словно вытянут по линейке, прям и растекается медленно-медленно, неохотно, будто тает. Выписал вираж, и след – кольцо, громадное, курящееся кольцо, тихонько

Из книги Стрелковое оружие России. Новые модели автора Катшоу Чарли

Из книги Линейный корабль автора Перля Зигмунд Наумович

ГЛАВА ПЯТАЯ ГРАНАТОМЕТЫ С самого момента своего появления гранатометы стали важной неотъемлемой частью основного арсенала пехотинца. Их история началась с отдельных установок, таких, как американский гранатомет М-79; со временем появились гранатометы, устанавливаемые

Из книги Новые космические технологии автора Фролов Александр Владимирович

Глава пятая ЛИНКОРЫ В БОЮ Подвиг „Славы" етом 1915 года немцы наступали по побережью Балтики на территории нынешней Советской Латвии, подошли к начальным, южным излучинам Рижского залива и… остановились. До сих пор их Балтийский флот, свободно черпавший крупные силы из

Из книги Ракетные двигатели автора Гильзин Карл Александрович

Глава 1 Реактивный принцип в замкнутой системе Зададимся простым вопросом: на нашей планете постоянно в движении находятся миллиарды людей, машин и т. п. Все они двигаются реактивным методом, отталкиваясь от поверхности планеты. Каждый из нас движется по дороге в нужном

Из книги Джордж и сокровища вселенной автора Хокинг Стивен Уильям

Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб,

Из книги Тайна песчинки автора Курганов Оскар Иеремеевич

Глава пятая Джордж так устал за этот долгий день, что чуть не уснул, пока чистил зубы. Покачиваясь, он вошёл в комнату, которую ему предстояло делить с Эмметом. Тот сидел за компьютером и возился со своим тренажёром, запуская один за другим космические корабли.- Эй,

Из книги Сердца и камни автора Курганов Оскар Иеремеевич

Глава пятая Легко сказать - бежать. Побег надо подготовить, продумать, учесть все мельчайшие детали. В случае провала их ждет неминуемая смерть. Комендант лагеря объявил: каждый, кто попытается бежать из лагеря, будет повешен вниз головой.И каждый день на лагерном плацу

Из книги Мост через время автора Чутко Игорь Эммануилович

Глава двадцать пятая Хинт вернулся из Ленинграда в Таллин молчаливым и грустным. Это случалось с ним редко за последнее время, но теперь он задумался над своей жизнью, окружающими его людьми. В поезде, на вокзале, на берегу моря, где он сидел и молчал, Хинт не переставал

Из книги Как стать гением [Жизненная стратегия творческой личности] автора Альтшуллер Генрих Саулович

Глава пятая В шестидесяти километрах от Таллина, на торфяных болотах, немецкие фашисты создали во время войны «лагерь смерти» - люди здесь умирали от голода, болезней, истощения, от нечеловеческих пыток и страшного произвола. Узники лагеря добывали торф, а брикеты его

Из книги автора

Глава двадцать пятая Лехт вернулся из Ленинграда в Таллин молчаливым и грустным. Это случалось с ним редко за последнее время, но теперь он задумался над своей жизнью, над окружающими его людьми. В поезде, на вокзале, на берегу моря, где он сидел и молчал, Лехт не переставал

Из книги автора

Глава пятая После перерыва с содокладом выступил Петр Петрович Шилин. Высокий, худой, с впалыми щеками и каким-то сероватым цветом кожи, он производил впечатление человека болезненного. Но, пожалуй, единственный недуг, которым страдал Шилин, относился к его научным

Из книги автора

Глава пятая 1И вот – первые после войны известия о Гроховском: в книгах М.Н. Каминского и И.И. Лисова, в нескольких журнальных статьях и очерках. Кроме того, по заданию президиума Федерации парашютного спорта авторитетная комиссия написала доклад о зарождении и развитии

Из книги автора

Глава пятая Подлинная человечность, или авантюра самоотречения Разработка по теме качеств творческой личности впервые была начата летом 1984 года в ходе работы конференции по ТРИЗ в рамках СО АН СССР. В первой разработке по выявлению качеств приняли участие Г.С.

ИМПУЛЬСНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. Предлагаю на суд читателей журнала "САМИЗДАТ" еще один возможный двигатель для космических аппаратов, успешно похороненный ВНИИГПЭ в конце 1980 года. Речь идёт о заявке N 2867253/06 на "СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ИМПУЛЬСНОЙ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ ПРИ ПОМОЩИ УДАРНЫХ ВОЛН". Изобретатели разных стран предлагали целый ряд способов для создания реактивных двигателей с импульсной реактивной тягой. В камерах сгорания и у буферных плит этих двигателей детонационно предлагалось сжигать разные виды топлива, вплоть до взрывов атомных бомб. Моё предложение позволяло создать, своего рода двигатель внутреннего сгорания с максимально возможным использованием кинетической энергии рабочего тела. Конечно, выхлопные газы предлагаемого двигателя мало походили бы на выхлоп автомобильного мотора. Не походили бы они и на мощные струи пламени, бьющие из сопел современных ракет. Чтобы читатель мог получить представление о предложенном мной способе получения импульсной реактивной тяги, и о отчаянной борьбе автора за своё, так и не рождённое детище, ниже приводится почти дословное описание и формула заявки, (но, увы, без чертежей), а также одно из возражений заявителя на очередное отказное решение ВНИИГПЭ. Мною даже это краткое описание, несмотря на то, что прошло уже около 30 лет, воспринимается, как детектив, в котором убийца-ВНИИГПЭ хладнокровно расправляется с еще не рождённым ребёнком.

СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ИМПУЛЬСНОЙ РЕАКИВНОЙ ТЯГИ

ПРИ ПОМОЩИ УДАРНЫХ ВОЛН. Изобретение относится к области реактивного двигателестроения и может быть использовано в космической, ракетной и авиационной технике. Известен способ получения постоянной или пульсирующей реактивной тяги путём преобразование различных видов энергии в кинетическую энергию движения непрерывной или пульсирующей струи рабочего тела, которое выбрасывают в окружающую среду в направлении противоположном направлению получаемой реактивной тяги. Для этого широко применяют химические источники энергии, одновременно являющиеся и рабочим телом. В этом случае преобразование источника энергии в кинетическую энергию движения непрерывной или пульсирующей струи рабочего тела в одной или нескольких камерах сгорания с критическим (уменьшенным) выходным отверстием, переходящим в расширяющееся коническое или профилированное сопло (смотри, например, В.Е. Алемасов: "Теория ракетных двигателей", стр. 32; М.В. Добровольский: "Жидкостные ракетные двигатели", стр. 5; В. Ф. Разумеев, Б. К. Ковалёв: "Основы проектирования ракет на твёрдом топливе", стр. 13). Наиболее распространённой характеристикой, отражающей экономичность получения реактивной тяги, служит удельная тяга, которую получают отношением тяги к секундному расходу топлива (смотри, например, В.Е. Алемасов: "Теория ракетных двигателей", стр. 40). Чем выше удельная тяга, тем меньше требуется топлива для получения одной и той же тяги. В реактивных двигателях, использующих известный способ получения реактивной тяги с применением жидких топлив, данная величина достигает значения более 3000 нхсек/кг, а с применением твёрдых топлив -- не превышает 2800 нхсек/кг (смотри М. В. Добровольский: "Жидкостные ракетные двигатели, стр.257; В. Ф. Разумеев, Б.К. Ковалёв: "Основы проектирования баллистических ракет на твёрдом топливе", стр. 55, таблица 33). Существующий способ получения реактивной тяги неэкономичен. Стартовая масса современных ракет, как космических, так и баллистических на 90% и более состоит из массы топлива. Поэтому любые способы получения реактивной тяги, увеличивающие удельную тягу, заслуживают внимания. Известен способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн путём последовательных взрывов непосредственно в камере сгорания или около специальной буферной плиты. Способ с применением буферной плиты реализован, например, в США в экспериментальном устройстве, которое летало за счёт энергии ударных волн, получаемых при последовательных взрывах зарядов тринитротолуола. Устройство было разработано для экспериментальной проверки проекта "Орион". Указанный выше способ получения импульсной реактивной тяги не получил распространения, так как он оказался не экономичным. Усреднённая удельная тяга, согласно литературному источнику, не превышала 1100 нхсек/кг. Это объясняется тем, что более половина энергии взрывчатого вещества в данном случае сразу уходит вместе с ударными волнами, не участвуя в получении импульсной реактивной тяги. Кроме того, значительная часть энергии ударных волн, бьющих по буферной плите, тратилась на разрушение и на испарение аблирующего покрытия, пары которого предполагалось использовать в качестве дополнительного рабочего тела. К тому же буферная плита значительно уступает камерам сгорания с критическим сечением и с расширяющимся соплом. В случае создания ударных волн непосредственно в таких камерах, образуется пульсирующая тяга, принцип получения которой не отличается от принципа получения известной постоянной реактивной тяги. Кроме того, прямое воздействие ударных волн на стенки камеры сгорания или на буферную плиту требует их чрезмерного усиления и специальной защиты. (Смотри "Знание" N 6, 1976 год, стр. 49, серия космонавтика и астрономия). Целью данного изобретения является устранение указанных недостатков путём более полного использования энергии ударных волн и значительного уменьшения ударных нагрузок на стенки камеры сгорания. Поставленная цель достигается тем, что преобразование источника энергии и рабочего тела в последовательные ударные волны происходит в небольших детонационных камерах. Затем ударные волны продуктов горения тангенциально подаются в вихревую камеру вблизи от торцевой (передней) стенки и закручиваются с большой скоростью внутренней цилиндрической стенкой относительно оси этой камеры. Возникающие при этом колоссальные центробежные силы, усиливают сжатие ударной волны продуктов горения. Суммарное давление этих мощных сил передаётся и на торцевую (переднюю) стенку вихревой камеры. Под воздействием этого суммарного давления ударная волна продуктов горения разворачивается и по винтовой линии, с увеличивающимся шагом, устремляется в сторону сопла. Всё это повторяется при вводе в вихревую камеру каждой очередной ударной волны. Так образуется основная составляющая импульсной тяги. Для еще большего увеличения суммарного давления, образующего основную составляющую импульсной тяги, тангенциальный ввод ударной волны в вихревую камеру вводят под некоторым углом к её торцевой (передней) стенке. С целью получения дополнительной составляющей импульсной тяги в профилированном сопле также используют давление ударной волны продуктов сгорания, усиленное центробежными силами раскрутки. С целью более полного использования кинетической энергии раскрутки ударных волн, а также для устранения крутящего момента вихревой камеры относительно её оси, появляющегося в результате тангенциальной подачи, раскрученные ударные волны продуктов горения перед выходом из сопла подают на профилированные лопатки, которые направляют их по прямой линии вдоль оси вихревой камеры и сопла. Предлагаемый способ получения импульсной реактивной тяги при помощи закрученных ударных волн и центробежных сил раскрутки был проверен в предварительных экспериментах. В качестве рабочего тела в этих экспериментах служили ударные волны пороховых газов, получаемых при детонации 5 -- 6 г дымного промыслового пороха N 3. Порох помещался в трубке, заглушенной с одного конца. Внутренний диаметр трубки был 13 мм. Своим открытым концом она ввёртывалась в тангенциальное резьбовое отверстие в цилиндрической стенке вихревой камеры. Внутренняя полость вихревой камеры имела диаметр 60 мм и высоту 40 мм. На открытый торец вихревой камеры поочерёдно насаживались сменные сопловые насадки: коническая сужающаяся, коническая расширяющаяся и цилиндрическая с внутренним диаметром равным внутреннему диаметру вихревой камеры. Сопловые насадки были без профилированных лопаток на выходе. Вихревая камера, с одной из перечисленных выше сопловых насадок, устанавливалась на специальном динамометре сопловой насадкой вверх. Пределы измерения динамометра от 2 до 200 кг. Так как реактивный импульс был очень краток (около 0,001 сек), то фиксировался не сам реактивный импульс, а сила толчка от получившей движение суммарной массы вихревой камеры, сопловой насадки и подвижной части конструкции самого динамометра. Эта суммарная масса составляла около 5 кг. В зарядную трубку, выполнявшую в нашем эксперименте роль детонационной камеры, набивалось около 27 г пороха. После поджигания пороха с открытого конца трубки (со стороны внутренней полости вихревой камеры) сначала происходил равномерный спокойный процесс горения. Пороховые газы, тангенциально поступая во внутреннюю полость вихревой камеры, закручивались в ней и, вращаясь, со свистом выходили вверх через сопловую насадку. В этот момент динамометр не фиксировал никаких толчков, но пороховые газы, вращаясь с большой скоростью, воздействием центробежных сил давили на внутреннюю цилиндрическую стенку вихревой камеры и перекрывали себе вход в неё. В трубке, где продолжался процесс горения, возникали стоячие волны давления. Когда пороха в трубке оставалось не более 0,2 от первоначального количества, то есть 5 --6 г, происходила его детонация. Возникающая при этом ударная волна, через тангенциальное отверстие, преодолевая центробежное давление первичных пороховых газов, врывалась во внутреннюю полость вихревой камеры, закручивалась в ней, отражалась от передней стенки и, продолжая вращаться, по винтовой траектории с увеличивающимся шагом устремлялась в сопловую насадку, откуда вылетала наружу с резким и сильным звуком, подобным пушечному выстрелу. В момент отражения ударной волны от передней стенки вихревой камеры пружина динамометра фиксировала толчок, наибольшая величина которого (50 --60 кг) была при применении сопловой насадки с расширяющимся конусом. При контрольных сжиганиях 27 г пороха в зарядной трубке без вихревой камеры, а также в вихревой камере без зарядной трубки (тангенциальное отверстие заглушалось) с цилиндрической и с конической расширяющейся сопловой насадкой, ударная волна не возникала, так как в этот момент постоянная реактивная тяга была меньше предела чувствительности динамометра, и он её не фиксировал. При сжигании этого же количества пороха в вихревой камере с конической сужающейся сопловой насадкой (сужение 4: 1) фиксировалась постоянная реактивная тяга 8 --10 кг. Предлагаемый способ получения импульсной реактивной тяги, даже в описанном выше предварительном эксперименте, (с неэффективным промысловым порохом в качестве топлива, без профилированного сопла и без направляющих лопаток на выходе) позволяет получить усреднённую удельную тягу около 3300 нхсек/кг, что превышает значение данного параметра у лучших ракетных двигателей, работающих на жидком топливе. При сравнении же с приведённым прототипом предлагаемый способ позволяет также значительно уменьшить вес камеры сгорания и сопла, а, следовательно, и вес всего реактивного двигателя. Для полного и более точного выявления всех преимуществ предлагаемого способа получения импульсной реактивной тяги необходимо уточнение оптимальных соотношений между размерами камер детонации и вихревой камеры, необходимо уточнение оптимального угла между направлением тангенциальной подачи и передней стенкой вихревой камеры и т. д., то есть, необходимы дальнейшие эксперименты с выделением соответствующих средств и с привлечением разных специалистов. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ. 1. Способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн, включающий применение вихревой камеры с расширяющимся профилированным соплом, преобразование источника энергии в кинетическую энергию движения рабочего тела, тангенциальную подачу рабочего тела в вихревую камеру, выброс рабочего тела в окружающую среду в направлении обратном направлению получаемой реактивной тяги, отличающийся тем, что с целью более полного использования энергии ударных волн, преобразование источника энергии и рабочего тела в последовательные ударные волны производят в одной или нескольких детонационных камерах, затем ударные волны посредством тангенциальной подачи закручивают в вихревой камере относительно её оси, отражают в закрученном виде от передней стенки и образуют тем самым импульсный перепад давления между передней стенкой камеры и соплом, который создаёт основную составляющую импульсной реактивной тяги в предлагаемом способе и направляет ударные волны по винтовой траектории с увеличивающимся шагом в сторону сопла. 2. Способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн по п. 1 отличающийся тем, что с целью увеличения импульсного перепада давления между передней стенкой вихревой камеры и соплом, тангенциальную подачу ударных волн производят под некоторым углом в сторону передней стенки. 3. Способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн по п. 1 отличающийся тем, что для получения дополнительной импульсной реактивной тяги, в вихревой камере и в расширяющемся профилированном сопле используют давление центробежных сил, возникающих от раскрутки ударных волн. 4. Способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн по п. 1 отличающийся тем, что с целью полного использования кинетической энергии раскрутки ударных волн для получения дополнительной импульсной реактивной тяги, а также устранения крутящего момента вихревой камеры относительно её оси, возникающего при тангенциальной подаче, раскрученные ударные волны перед выходом из сопла подают на профилированные лопатки, которые направляют их по прямой линии вдоль общей оси вихревой камеры и сопла. В государственный комитет СССР по делам изобретений и открытий, ВНИИГПЭ. ВОЗРАЖЕНИЕ НА ОТКАЗНОЕ РЕШЕНИЕ ОТ 16.10.80 ПО ЗАЯВКЕ N 2867253/06 НА "СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ИМПУЛЬСНОЙ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ ПРИ ПОМОЩИ УДАРНЫХ ВОЛН". Изучив отказное решение от 16.10.80, заявитель пришёл к выводу, что экспертиза мотивирует свой отказ о выдаче авторского свидетельства на предлагаемый способ получения реактивной тяги отсутствием новизны (противопоставляется патент Великобритании N 296108, кл. F 11,1972), отсутствием расчёта тяги, отсутствием положительного эффекта по сравнению с известным способом получения реактивной тяги из-за возрастание потерь на трение при развороте рабочего тела и из-за снижения энергетических характеристик двигателя в результате применения твёрдого топлива. На вышеизложенное заявитель считает необходимым ответить следующее: 1. На отсутствие новизны экспертиза ссылается впервые и противоречит сама себе, так как в этом же отказном решении отмечается, что предложенный способ отличается от известных тем, что ударные волны закручиваются вдоль оси вихревой камеры.... На абсолютную же новизну заявитель и не претендует, что доказывается приведённым в заявке прототипом. (Смотри второй лист заявки). В противопоставленном британском патенте N 296108, кл. F 11, 1972, судя по приведённым данным самой экспертизы, продукты горения выбрасываются из камеры сгорания через сопло по прямому каналу, то есть закрутка ударных волн отсутствует. Следовательно, в указанном британском патенте способ получения реактивной тяги в принципе ничем не отличается от известного способа получения постоянной тяги и не может противопоставляться предлагаемому способу. 2. Экспертиза утверждает, что величину тяги в предлагаемом способе можно рассчитывать и ссылается при этом на книгу Г. Н. Абрамовича "Прикладная газовая динамика", Москва, Наука, 1969, стр. 109 -- 136. В указанном разделе прикладной газовой динамики даются методы расчёта прямых и косых скачков уплотнения во фронте ударной волны. Прямыми скачки уплотнения называются, если их фронт составляет прямой угол с направлением распространения. Если же фронт скачка уплотнения располагается под некоторым углом "а" к направлению распространения, то такие скачки называются косыми. Пересекая фронт косого скачка уплотнения, газовый поток меняет своё направление на некоторый угол "w". Величины углов "а" и "w" зависят в основном от числа Маха "М" и от формы обтекаемого тела (например, от величины угла клиновидного крыла самолёта), то есть "a" и "w" в каждом конкретном случае являются величинами постоянными. В предлагаемом способе получения реактивной тяги скачки уплотнения во фронте ударной волны, особенно в начальный период её пребывания в вихревой камере, когда воздействием на переднюю стенку создаётся импульс реактивной силы, являются переменными косыми скачками. То есть фронт ударной волны и газовые потоки в момент создания реактивного импульса тяги непрерывно меняют свои углы "a" и "w" по отношению и к цилиндрической, и к передней стенкам вихревой камеры. Кроме того, картина усложняется наличием мощных центробежных сил давления, которые в начальный момент воздействуют и на цилиндрическую, и на переднюю стенки. Следовательно, указанный экспертизой метод расчёта не годится для расчёта сил импульсной реактивной тяги в предлагаемом способе. Не исключено, что метод расчёта скачков уплотнения, приведённый в прикладной газовой динамике Г. Н. Абрамовича, послужит отправной базой для создания теории расчёта импульсных сил в предлагаемом способе, но, согласно положению об изобретениях, в обязанности заявителя разработка подобных теорий пока еще не входит, как не входит в обязанности заявителя и постройка действующего двигателя. 3. Утверждая о сравнительной неэффективности предлагаемого способа получения реактивной тяги, экспертиза игнорирует результаты, полученные заявителем в его предварительных экспериментах, а ведь данные результаты были получены с таким неэффективным топливом, как промысловый порох (смотри пятый лист заявки). Говоря о больших потерях на трение и на разворот рабочего тела экспертиза упускает из виду, что основная составляющая импульсной реактивной тяги в предлагаемом способе возникает почти сразу в тот момент, когда ударная волна врывается в вихревую камеру, потому что входное тангенциальное отверстие расположено около её передней стенки (смотри в заявке фиг. 2), то есть в этот момент время движения и путь скачков уплотнения сравнительно невелики. Следовательно, и потери на трение в предлагаемом способе не могут быть большими. Говоря же о потерях на разворот, экспертиза упускает из виду, что именно при развороте ударной волны, как относительно цилиндрической стенки, так и относительно передней стенки в направлении оси вихревой камеры появляются мощные центробежные силы, которые, суммируясь с давлением в скачках уплотнения, и создают тягу в предлагаемом способе. 4. Необходимо также отметить, что ни в формуле заявки, ни в её описании заявитель не ограничивает получение импульсной реактивной тяги только за счёт твёрдых топлив. Твёрдое топливо (порох) заявитель использовал только при проведении своих предварительных экспериментов. На основании всего вышеизложенного заявитель просит ВНИИГПЭ еще раз пересмотреть своё решение и направить материалы заявки на заключение в соответствующую организацию с предложение провести проверочные эксперименты и только после этого решать, принимать или отклонять предложенный способ получения импульсной реактивной тяги. ВНИМАНИЕ! Автор всем желающим за отдельную плату вышлет по электронной почте фотографии испытаний, описанной выше, экспериментальной установки импульсного реактивного двигателя. Заказ следует сделать по адресу: e-mail: [email protected]. При этом не забудьте сообщить свой электронный адрес. Фотографии будут высланы на ваш электронный адрес сразу, как только вы почтовым переводом вышлите 100 рублей Матвееву Николаю Ивановичу на Рыбинское отделение Сбербанка России N 1576, Сбербанка России АО N 1576/090, на лицевой счёт N 42306810477191417033/34. МАТВЕЕВ, 19.11.80

Объединенная двигателестроительная корпорация (ОДК) намерена в ближайшее время начать создание новых авиационных и ракетных двигателей, в которых будут использоваться детонационные технологии.

Демонстраторы технологий детонационных дозвукового и сверхзвукового двигателей уже созданы. На испытаниях они показали на 30–50% лучшие удельные тягу и расход топлива по сравнению с обычными силовыми установками, сообщило РИА "Новости" со ссылкой на данные корпорации.

В проекте по созданию детонационных двигателей будет участвовать Опытно-конструкторское бюро им. Люльки. Бюро предложило разработать семейство таких силовых установок, которые можно было бы использовать на беспилотных летательных аппаратах, крылатых ракетах, воздушно-космических самолетах и ракетах.

Детонационные двигатели отличаются:

– горением топливной смеси, сопровождающимся прохождением по ней ударной волны, которая формируется за счет сверхзвукового распространения по топливной смеси фронта горения;

– широким диапазоном скоростей – от дозвуковых до гиперзвуковых, что может помочь при создании гиперзвуковых ракет, проектирование которых активно ведется в России в последние годы.

В 2013 году Опытно-конструкторское бюро им. Люльки испытало опытный уменьшенный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием керосиновоздушной смеси. Во время испытаний средняя измеренная тяга силовой установки составила около ста килограммов, а длительность непрерывной работы – более десяти минут. В ходе экспериментов производилось многократное включение и выключение нового двигателя, а также регулирование тяги.

По оценке конструкторского бюро, детонационные двигатели позволят увеличить тяговооруженность самолетов в 1,5–2 раза. Работы по созданию пульсирующих детонационных двигателей ведутся в России с 2011 года.

Помимо России в мире сразу несколько компаний занимаются разработкой детонационных двигателей: французская компания SNECMA и американские General Electric и Pratt & Whitney.

ОСНОВЫ ДЕТОНАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Если бы удельный расход топлива не рос с увеличением скорости полета, то применяя современные решения для улучшения внешней аэродинамики, увеличивая высоту полета, на сверхзвуковых скоростях можно было бы добиться таких же характеристик дальности, что и у дозвукового магистрального самолета. Но вот внутренняя аэродинамика сверхзвуковых самолетов имеет неустранимый недостаток - на сверхзвуковых скоростях удельный расход топлива традиционной силовой установки монотонно растет по мере увеличения скорости на любых высотах полета. Выход видится в применении двигателей, основанных на иных принципах, нежели традиционный термодинамический цикл Брайтона горения топлива при постоянном давлении. К последним относятся пульсирующие воздушно-реактивные и детонационные двигатели. В статье рассмотрены преимущества использования детонационного горения в турбореактивных и ракетных двигателях.

Одним из лучших в термодинамическом плане является детонационный двигатель. Благодаря тому, что в нем сжигание топлива происходит в ударных волнах примерно в 100 раз быстрее, чем при обычном медленном горении (дефлаграции), этот тип двигателя теоретически отличается рекордной мощностью, снимаемой с единицы объема, по сравнению со всеми другими типами тепловых двигателей.

Сравнение литровой мощности современных двигателей.

Вопрос об использовании детонационного горения в энергетике и реактивных двигателях впервые был поставлен Я.Б. Зельдовичем еще в 1940 г. По его оценкам прямоточные воздушно-реактивные двигатели, использующие детонационное сгорание топлива, должны иметь максимально возможную термодинамическую эффективность.

НАПРАВЛЕНИЯ РАБОТ ПО ИМПУЛЬСНЫМ ДЕТОНАЦИОННЫМ ДВИГАТЕЛЯМ

Направление №1 - Классический импульсный детонационный двигатель

Камера сгорания типичного реактивного двигателя состоит из форсунок для смешения топлива с окислителем, устройства поджигания топливной смеси и собственно жаровой трубы, в которой идут окислительно-восстановительные реакции (горение). Жаровая труба заканчивается соплом. Как правило, это сопло Лаваля, имеющее сужающуюся часть, минимальное критическое сечение, в котором скорость продуктов сгорания равна местной скорости звука, расширяющуюся часть, в которой статическое давление продуктов сгорания снижается до давления в окружающей среде, насколько это возможно. Очень грубо, можно оценить тягу двигателя как площадь критического сечения сопла, умноженную на разность давления в камере сгорания и окружающей среде. Поэтому тяга тем выше, чем выше давление в камере сгорания.

Тяга импульсного детонационного двигателя определяется другими факторами - передачей импульса детонационной волной тяговой стенке. Сопло в этом случае вообще не нужно. Импульсные детонационные двигатели имеют свою нишу - дешевые и одноразовые летательные аппараты. В этой нише они успешно развиваются в направлении повышения частоты следования импульсов.

Традиционные импульсные детонационные двигатели представляют собой длинные трубы, по которым с небольшой частотой следуют ударные волны. Система волн сжатия и разрежения автоматически регулирует подачу топлива и окислителя. Из-за низкой частоты следования ударных волн (единицы Гц) время, в течение которого происходит сжигание топлива, по сравнению с характерным временем цикла, мало. В результате, несмотря на высокий КПД собственно детонационного сжигания (на 20-25% больше, чем у двигателей с циклом Брайтона) общий КПД таких конструкций низкий.

Основная задача в этой области на современном этапе - разработка двигателей с высокой частотой следования ударных волн в камере сгорания или создание двигателя с непрерывной детонацией (CDE).

Классический облик ИДД - цилиндрическая камера сгорания, которая имеет плоскую или специально спрофилированную стенку, именуемую "тяговой стенкой". Простота устройства ИДД - неоспоримое его достоинство. Несмотря на многообразие предлагаемых схем ИДД, всем им свойственно использование в качестве резонансных устройств детонационных труб значительной длины и применение клапанов, обеспечивающих периодическую подачу рабочего тела.

Следует отметить, что ИДД, созданным на базе традиционных детонационных труб, несмотря на высокую термодинамическую эффективность в единичной пульсации, присущи недостатки, характерные для классических пульсирующих воздушно-реактивных двигателей, а именно:

– низкая частота (до 10 Гц) пульсаций, что и определяет относительно невысокий уровень средней тяговой эффективности;

– высокие тепловые и вибрационные нагрузки.

Принципиальная схема импульсно-детонационного двигателя (ИДД).

Направление №2 - Многотрубный ИДД

Основной тенденцией при разработках ИДД является переход к многотрубной схеме. В таких двигателях частота работы отдельной трубы остается низкой, но за счет чередования импульсов в разных трубах разработчики надеются получить приемлемые удельные характеристики. Такая схема представляется вполне работоспособной, если решить проблему вибраций и асимметрии тяги, а также проблему донного давления, в частности, возможных низкочастотных колебаний в донной области между трубами.

Импульсно-детонационный двигатель (ИДД) традиционной схемы с пакетом детонационных труб в качестве резонаторов.

Направление №3 - ИДД с высокочастотным резонатором

Схема ИДД с высокочастотным резонатором.

Тяговый Модуль ИДД предлагаемой схемы состоит из реактора и резонатора. Реактор служит для подготовки топливно-воздушной смеси к детонационному сгоранию, разлагая молекулы горючей смеси на химически активные составляющие.

Схема ИДД с высокочастотным резонатором. СЗС-сверхзвуковая струя, УВ - ударная волна, Ф - фокус резонатора, ДВ - детонационная волна, ВР- волна разрежения, ОУВ - отраженная ударная волна.

Взаимодействуя с донной поверхностью резонатора как с препятствием, детонационная волна в процессе соударения передает ей импульс от сил избыточного давления.

ИДД с высокочастотными резонаторами имеют право на успех. В частности, они могут претендовать на модернизацию форсажных камер и доработку простых ТРД, предназначенных опять же для дешевых БПЛА. В качестве примера можно привести попытки в МАИ и ЦИАМ модернизировать таким образом ТРД МД-120 за счет замены камеры сгорания реактором активации топливной смеси и установкой за турбиной тяговых модулей с высокочастотными резонаторами. Пока работоспособную конструкцию создать не удалось, т.к. при профилировании резонаторов авторами используется линейная теория волн сжатия, т.е. расчеты ведутся в акустическом приближении. Динамика же детонационных волн и волн сжатия описывается совсем другим математическим аппаратом.

Использование стандартных численных пакетов для расчета высокочастотных резонаторов имеет ограничение принципиального характера. Все современные модели турбулентности основаны на осреднении уравнений Навье-Стокса (базовые уравнения газовой динамики) по времени. Кроме того, вводится предположение Буссинеска, что тензор напряжения турбулентного трения пропорционален градиенту скорости. Оба предположения не выполняются в турбулентных потоках с ударными волнами, если характерные частоты сопоставимы с частотой турбулентной пульсации. К сожалению, мы имеем дело именно с таким случаем, поэтому тут необходимо либо построение модели более высокого уровня, либо прямое численное моделирование на основе полных уравнений Навье - Стокса без использования моделей турбулентности (задача неподъемная на современном этапе).

Из представленных выше схем видно, что исследуемые сегодня схемы ИДД - это однорежимные двигатели, имеющие весьма ограниченный диапазон регулирования, поэтому прямое их использование в качестве единственной силовой установки на самолете нецелесообразно. Другое дело - ракетный двигатель.