Avtoargon.ru

АвтоАргон
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Реактивная тяга или как устроен ионный реактивный двигатель

Реактивная тяга или как устроен ионный реактивный двигатель

Экология потребления. Наука и техника: В этой статье, с большим предисловием, я хочу рассказать об ионных реактивных двигателях (далее ИРД). ИРД используют в качестве рабочего тела заряженные частицы — ионы. Ионы имеют массу, и если их разогнать электрическим полем, то можно создать реактивную тягу.

Не секрет, что все реактивные двигатели работают за счёт закона сохранения импульса. Именно из него вытекает, что реактивная тяга — это произведение массового расхода на скорость выхода рабочего тела из сопла.

Эту скорость принято называть удельным импульсом реактивного двигателя. Давайте для примера найдём реактивную тягу при стрельбе из автомата Калашникова, которая является основной составляющей отдачи. Пусть масса пули будет 0,016 кг, начальная скорость пули 700 м/с, а скорострельность 10 выстр./с. Тогда отдача F=700∙0,016∙10=112 Н (или 11 кгс). Большая отдача, но тут приведена техническая скорострельность 600 выстр./мин. В реальности стрельба ведётся очередями или одиночными и составляет ≈50 выстр./мин.

Вернёмся к реальным реактивным двигателям, в которых вместо пуль обычно используются потоки выходящего с гиперзвуковой скоростью газа. Химические реактивные двигатели являются самыми распространёнными, но не единственными.

В этой статье, с большим предисловием, я хочу рассказать об ионных реактивных двигателях (далее ИРД). ИРД используют в качестве рабочего тела заряженные частицы — ионы. Ионы имеют массу, и если их разогнать электрическим полем, то можно создать реактивную тягу. Это всё в теории, а теперь подробнее. ИРД имеет некоторый запас газа, который ионизируют (т.е. нейтрально-заряженные атомы газа разбивают на отрицательные электроны и положительные ионы) с помощью газового разряда. Далее ионы разгоняются электрическим полем с помощью специальной системы сеток, и эта же система сеток блокирует движение электронов. После того, как положительные ионы вылетели из сопла, их нейтрализуют отрицательными электронами (в результате этого происходит рекомбинация и газ начинает светиться), чтобы ионы не притягивались обратно к двигателю, и тем самым не снижали его тяги.

Удельный импульс ионных реактивных двигателей достигает 50 км/с, что в 150 раз превышает скорость звука! Увы, но тяга таких двигателей составляет около 0,2 Н. Почему же так? Ведь удельный импульс очень большой. Дело в том, что масса ионов очень маленькая и массовый расход получается небольшим. Для чего тогда такие двигатели нужны, если они ничего не смогут сдвинуть с места? На Земле может быть не смогут, а вот в космосе, где нет сил сопротивления, они достаточно эффективные. Существует такое понятие как полный импульс — произведение тяги на время или произведение удельного импульса на массу топлива, который у ИРД является достаточно большим.

Решим следующую задачу. Пусть жидкостный ракетный двигатель имеет удельный импульс 5 км/с, а у нашего ИРД он будет 50 км/с. И давайте масса рабочего тела (в ЖРД она равна массе топлива) у обоих двигателей будет 50 кг. Примем массу космического аппарата равной 100 кг.
Найдём по формуле Циолковского конечную скорость аппарата (т.е. когда в нём закончится рабочая масса).

И что получается, если ионный и химический реактивные двигатели будут иметь одинаковую массу топлива, то ИРД сможет разогнать космический аппарат до больших скоростей, нежели химический РД. Правда на ИРД космический аппарат будет разгонятся дольше до конечной скорости, чем на ЖРД. Но в путешествиях к далёким планетам, высокая конечная (разгонная) скорость будет компенсировать этот недостаток.

Схема полёта к Марсу на ИРД

ИРД используются и в наше время. Например, аппарат Deep Space 1 сблизился с астероидом Брайль и кометой Борелли, передал на Землю значительный объём ценных научных данных и изображений.


Deep Space 1

Также космическая антенна LISA, которая сейчас находится на стадии проектирования, будет использовать ИРД для корректировки орбиты.


Laser Interferometer Space Antenna

И напоследок, давайте определим тягу ИРД, зная массу иона М=6,5∙10^-26 кг, ускоряющие напряжение U=50 кВ, ток нейтрализации I=0,5 А, элементарный заряд е=1,6∙10^-16 Кл.

Напряжение — это работа по переносу заряда, т.е. на выходе из сопла ион будет иметь кинетическую энергию равную произведению напряжения на заряд иона. Из кинетической энергии выражаем скорость (удельный импульс). Найдём массовый расход из определения тока, электрический ток — это проходящий заряд во времени. Получается, что массовый расход — это произведение массы иона и тока, делённое на заряд иона. Перемножая удельный импульс и массовый расход, получаем тягу равную 0,1 Н.

Подводя итог, хочу сказать, что существуют плазменные реактивные двигатели, у которых схожее устройство, но которые имеют намного больший массовый расход рабочего тела. Кто знает, может быть уже завтра на таких двигателях человечество будет летать на Марс и Луну.опубликовано econet.ru

Если у вас возникли вопросы по этой теме, задайте их специалистам и читателям нашего проекта здесь.

Понравилась статья? Напишите свое мнение в комментариях.
Подпишитесь на наш ФБ:

Ядерный ракетный двигатель строят для полетов на Марс. Чем он опасен?

NASA разработает ядерный двигатель для быстрого полета на Марс. Ракеты с ядерными двигателями будут более мощными и вдвое более эффективными, чем с химическими, которые используются сегодня. Рассказываем подробнее о разработке, как быстро она будет передвигаться и чем опасна.

Читайте «Хайтек» в

Что такое ядерный ракетный двигатель?

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги.

Традиционный ЯРД в целом представляет собой конструкцию из нагревательной камеры с ядерным реактором как источником тепла, системы подачи рабочего тела и сопла. Рабочее тело (как правило — водород) подается из бака в активную зону реактора, где, проходя через нагретые реакцией ядерного распада каналы, разогревается до высоких температур и затем выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу.

Существуют различные конструкции ЯРД: твердофазный, жидкофазный и газофазный — соответствующие агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора — твердое, расплав или высокотемпературный газ (либо даже плазма).

Твердофазный ядерный ракетный двигатель

В твердофазных ЯРД (ТфЯРД) делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах, размещено в сборках-стержнях (ТВЭЛах) сложной формы с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать газообразное рабочее тело (обычно — водород, реже — аммиак), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки.

Температура нагрева ограничена температурой плавления элементов конструкции (не более 3000 К). Удельный импульс твердофазного ЯРД, по современным оценкам, составит 850–900 с, что более чем вдвое превышает показатели наиболее совершенных химических ракетных двигателей.

Наземные демонстраторы технологий ТфЯРД в ХХ веке были созданы и успешно испытаны на стендах (программа NERVA в США, РД-0410 в СССР).

Газофазный ядерный ракетный двигатель

Газофазный ядерный реактивный двигатель (ГЯРД) — концептуальный тип реактивного двигателя, в котором реактивная сила создаётся за счёт выброса теплоносителя (рабочего тела) из ядерного реактора, топливо в котором находится в газообразной форме или в виде плазмы. Считается, что в подобных двигателях удельный импульс составит 30–50 тыс. м/с.

Перенос тепла от топлива к теплоносителю достигается в основном за счет излучения, большей частью в ультрафиолетовой области спектра (при температурах топлива около 25 000 °C).

Читать еще:  Шаговый двигатель с 6 проводами как подключить

Ядерный импульсный двигатель

Атомные заряды мощностью примерно в килотонну на этапе взлета должны взрываться со скоростью один заряд в секунду. Ударная волна — расширяющееся плазменное облако — должна была приниматься «толкателем» — мощным металлическим диском с теплозащитным покрытием и потом, отразившись от него, создать реактивную тягу.

Импульс, принятый плитой толкателя, через элементы конструкции должен передаваться кораблю. Затем, когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно будет уменьшить. При взлете корабль должен лететь строго вертикально, чтобы минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы.

В США космические разработки с использованием импульсных ядерных ракетных двигателей осуществлялись с 1958 по 1965 год в рамках проекта «Орион» компанией «Дженерал Атомикс» по заказу ВВС США.

По проекту «Орион» проводились не только расчеты, но и натурные испытания. Летные испытания моделей летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка).

Были получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем. Также для исследования прочности тяговой плиты проведены испытания на атолле Эниветок.

Во время ядерных испытаний на этом атолле покрытые графитом стальные сферы были размещены в 9 м от эпицентра взрыва. Сферы после взрыва найдены неповрежденными, тонкий слой графита испарился (аблировал) с их поверхностей.

В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950–1970-х годах. Устройство содержало дополнительные химические реактивные двигатели, выводящие его на 30–40 км от поверхности Земли. Затем предполагалось включать основной ядерно-импульсный двигатель.

Основной проблемой была прочность экрана-толкателя, который не выдерживал огромных тепловых нагрузок от близких ядерных взрывов. Вместе с тем были предложены несколько технических решений, позволяющих разработать конструкцию плиты-толкателя с достаточным ресурсом. Проект не был завершен. Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.

Ядерная электродвигательная установка

Ядерная электродвигательная установка (ЯЭДУ) используется для выработки электроэнергии, которая, в свою очередь, используется для работы электрического ракетного двигателя.

Подобная программа в США (проект NERVA) была свернута в 1971 году, но в 2020 году американцы вновь вернулись к данной теме, заказав разработку ядерного теплового двигателя (Nuclear Thermal Propulsion, NTP) компании Gryphon Technologies для военных космических рейдеров на атомных двигателях для патрулирования окололунного и околоземного пространства, также с 2015 года идут работы по проекту Kilopower.

С 2010 года в России начались работы над проектом ядерной электродвигательной установки мегаваттного класса для космических транспортных систем (космический буксир «Нуклон»). На 2021 год ведется отработка макета; к 2025 году планируется создать опытные образцы данной ядерной энергоустановки; заявлена плановая дата летных испытаний космического тягача с ЯЭДУ — 2030 год.

Мощность

По оценкам А. В. Багрова, М. А. Смирнова и С. А. Смирнова, ядерный ракетный двигатель может добраться до Плутона за 2 месяца и вернуться обратно за 4 месяца с затратой 75 тонн топлива, до Альфы Центавра за 12 лет, а до Эпсилона Эридана за 24,8 года.

Ядерный двигатель опасен?

Основным недостатком является высокая радиационная опасность двигательной установки:

  • потоки проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны) при ядерных реакциях;
  • вынос высокорадиоактивных соединений урана и его сплавов;
  • истечение радиоактивных газов с рабочим телом.

Использование открытия российских ученых в гражданском секторе тесно связано с безопасностью ядерной силовой установки. Нужно было обеспечить безопасность его выхлопа.

Защита малогабаритного ядерного двигателя меньше, чем у большего по размерам, поэтому нейтроны будут проникать в «камеру сгорания», тем самым с некоторой вероятностью делая радиоактивным все вокруг.

Азот и кислород имеют радиоактивные изотопы с малым временем полураспада и не опасны. Радиоактивный углерод вещь долгоживущая. Но есть и хорошие новости.

Радиоактивный углерод образуется в верхних слоях атмосферы под действием космических лучей. Но главное, концентрация углекислого газа в сухом воздухе составляет всего 0,02÷0,04%.

Учитывая же, что процент углерода, становящийся радиоактивным, величина еще на несколько порядков меньшая, предварительно можно считать, что выхлоп ядерных двигателей не более опасен, чем выхлоп ТЭЦ, работающей на угле.

Собираются ли использовать ядерный двигатель для новейших полетов в космос?

Да, в начале февраля стало известно, что NASA проведет тестирование новейшего ядерного двигателя для полетов на Марс. Ожидается, что с его помощью можно будет добраться до Красной планеты всего лишь за три месяца.

В последние годы ученые и инженеры NASA и других космических агентств мира активно обсуждают планы по постройке постоянных обитаемых баз на поверхности Луны и Марса.

  • В чем его преимущества?

Главным ключом к обеспечению их автономности и удешевлению постройки специалисты NASA считают технологии трехмерной печати, позволяющие использовать воду и местные ресурсы — почву, горные породы и газы из атмосферы — для постройки зданий базы прямо на месте.

Подобные принтеры, как показывают опыты на борту МКС и на Земле, позволяют напечатать почти все необходимое для жизни колонистов на Марсе, за исключением одного, самой главного компонента базы — источника питания, чья мощность была бы достаточной для обеспечения работы самого 3D-принтера, а также питания и обогрева всей базы.

В рамках подготовки NASA к высадке на Марс в 2035 г. американская компания Ultra Safe Nuclear Technologies (USNT) из Сиэтла предложила свое решение — ядерный тепловой двигатель (NTP)

  • Каким будет ядерный двигатель?

USNT предлагает классическое решение — ядерный двигатель с использованием сжиженного водорода в качестве рабочего тела: ядерный реактор вырабатывает тепло из уранового топлива, эта энергия нагревает жидкий водород, проходящий по теплоносителям, который расширяется в газ и выбрасывается через сопло двигателя, создавая тягу.

Одна из основных проблем при создании такого типа двигателей — найти урановое топливо, которое может выдерживать резкие колебания температуры внутри двигателя. В USNT утверждают, что решили эту проблему, разработав топливо, которое может работать при температурах до 2 400 градусов Цельсия.

Топливная сборка содержит карбид кремния: этот материал, используемый в слое триструктурально-изотропного покрытия, образует газонепроницаемую преграду, препятствующую утечке радиоактивных продуктов из ядерного реактора, защищая космонавтов.

Кроме того, для защиты экипажа и на случай непредвиденных ситуаций ядерный двигатель не будет использоваться во время старта с Земли — он начнет работу уже на орбите, чтобы минимизировать возможные повреждения в случае аварии или нештатной работы.

Основания для моделирования условий работы камер сгорания жидкостных ракетных двигателей малой тяги

Условия работы и требования к материалам ракетно-космических технологий нового поколения. Виды материалов с улучшенными физико-химическими и механическими свойствами. Верификация расчетов термонапряжений в цилиндре с радиальным перепадом температур.

РубрикаПроизводство и технологии
Виднаучная работа
Языкрусский
Дата добавления07.05.2012
Размер файла1,0 M
  • посмотреть текст работы
  • скачать работу можно здесь
  • полная информация о работе
  • весь список подобных работ

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Научно-исследовательская работа

Основания для моделирования условий работы камер сгорания жидкостных ракетных двигателей малой тяги

Читать еще:  Бортовой компьютер мультитроникс не показывает температуру двигателя

Москва 2010

  • Оглавление
  • Введение 2
  • 1. Условия работы и требования к материалам РКТ нового поколения 4
  • 2. Материалы для РКТ нового поколения 5
  • 3. Условия работы камер сгорания ЖРД МТ 14
  • 4. Верификация расчетов термонапряжений в цилиндре с радиальным перепадом температур 16
    • Постановка задачи 17
    • Выводы 24
  • Заключение 25
  • Литература 26

В условиях современной тенденции к увеличению ресурса работы изделий РКТ и использованию всё более высокоэффективных топлив требования материалам существенно повышаются. В особо ответственных узлах они должны быть устойчивы к воздействию агрессивных сред, высоких температур и градиентов температур, отдельные узлы должны обладать высокой износостойкостью в сложных условиях. Ныне применяемые материалы, в основном металлы и сплавы, не всегда могут удовлетворять повышенным требованиям. Материалы для камер сгорания должны обладать рядом уникальных свойств. Для определения таких свойств необходимо моделирование реальных условий работы ракетных двигателей с помощью программного обеспечения. Получение данного набора характеристик призвано помочь в создании или поиске таких материалов.

Используемые сокращения:

РКТ — ракетно-космическая техника

ЖРД МТ жидкостные ракетные двигатели малой тяги

1. Условия работы и требования к материалам РКТ нового поколения

Таблица 1 Параметры некоторых топлив для ЖРД [2]

Температура в камере сгорания, °К

Сложность проблемы защиты стенок современных камер ЖРД связана с тем, что продукты сгорания имеют высокие температуры до 3500 — 4500 К (см. таблицу 1), давление 150 кг/см 2 и выше и скорости движения 1000 — 1300 м/с. Градиент температур вблизи стенки может достигать огромных величин (на 1 мм нержавейки разность температур 500 — 600 о С). В современных двигателях тепловой поток в области критического сечения может достичь величины (20 — 50)·10 3 кВт/м 2 и более [2]. Внутренняя оболочка камеры сгорания подвергается эрозионному воздействию газообразных продуктов сгорания, воздействию высоких температур и механических нагрузок. Наружная оболочка (рубашка) камеры сгорания воспринимает силовые нагрузки.

2. Материалы для РКТ нового поколения

Сравнение керамик и металлов

Проведём сравнение основных типов материалов — чистых металлов и сплавов и керамик.

Плотности керамик значительно ниже плотности конструкционных металлов. Наибольшее распространение имеют сплава на основе железа и никеля с плотностью около 8*10 3 кг/м 3 . Сравнимыми с керамиками плотностями обладают сплавы алюминия и титана, но эксплуатировать их при повышенных температурах проблематично.

Таблица 2 Свойства соединений, использующихся для машиностроительной керамики

Модуль Юнга, ГПа

Твёрдость по Виккерсу, ГПа

Особенности свойств керамик определяются высокой долей ковалентности и прочности связей данного класса соединений. Это проявляется, в частности, в рекордно высоких температурах плавления керамических соединений. На рис. 1 проведено сравнение температур плавления наиболее тугоплавких, а также широко использующихся, представителей двух классов соединений. Преимущество керамик по данному показателю очевидно. Отметим к тому же, что наиболее тугоплавкие металлы имеют высокий удельный вес (от 8,57 г/см 3 для Nb до 22,57 г/см 3 для Os), что является препятствием их применения в космической технике, а Re и Os к тому же исключительно дороги.

Рис. 1 Сравнение температур плавления металлов и керамик

Природа межатомной связи определяет и различие прочностных характеристик металлов и керамик. Типичный вид диаграмм растяжения этих двух видов материалов показан на рис. 2. В первую очередь отметим большую величину упругих модулей (первичный наклон кривых нагружения) керамик, что коррелирует с большей прочностью межатомных связей.

Рис. 2 Типичные диаграммы растяжения

Теоретическая прочность керамик выше, чем у металлов [4]. Однако пределы прочности реальных материалов определяются дефектностью структуры материалов и значительно ниже теоретических. В таблице 3 представлены типичные значения пределов прочности некоторых материалов. Видно, что этот показатель имеет сравнимое значение с некоторым преимуществом металлов.

Таблица 3 Типичные пределы прочности материалов

Пределы прочности, ГПа

Наиболее ярким и практически важным является различие в пластичности металлов и керамик. За исключением низкотемпературного охрупчивания ОЦК-металлов, металлы и сплавы обладают относительно высокой пластичностью. При растяжении металлических образцов за областью упругих деформаций (см. рис. 2) следуют области пластического течения и деформационного упрочнения. При этом происходит изменение формы образцов — удлинение и утонение, образование шейки, по которой и происходит разрушение образца. Пластичность металлов при невысоких температурах (ниже 0,50,7 от температуры плавления) связана с подвижностью дефектов кристаллической решётки — дислокаций. Движение дислокаций в областях пластического течения и деформационного упрочнения приводит к релаксации вблизи концентраторов напряжений и препятствует зарождению и развитию трещин. В керамических соединениях энергия активации движения дислокаций существенно выше, соответственно подвижность дислокаций ниже и релаксации вблизи концентраторов напряжений практически не происходит. В результате дефекты структуры (микротрещины, поры, границы зёрен) являются очагами зарождения и роста трещин. Происходит хрупкое разрушение образца без сколько-нибудь значительного пластического удлинения.

Есть и иные отличия прочностных свойств металлов и керамик.

Керамика — хрупкий материал, а одной из особенностей хрупких материалов является высокая чувствительность их прочности к различным концентраторам напряжений, присутствующим в структуре, таких, как микротрещины по границам зёрен, поры, инородные включения. Причиной такой чувствительности является неспособность керамики к релаксации высоких напряжений, возникающих у концентраторов напряжений, что обусловлено природой межатомной связи в химических соединениях, из которых получают керамику. Вследствие этого для керамики, в отличие от металлов, характерны широкие статистические распределения прочности.

Если сопоставить прочность больших серий образцов керамики и металла, измеренную в идентичных условиях, то можно обнаружить, что, например, даже при одинаковой средней прочности разброс её значений для керамики всегда существенно больше, чем для металла. Если для металлов при приложении некоторого напряжения, меньше порогового, разрушение происходить не может, то для керамики существует значительная вероятность разрушения при значительно меньших напряжениях. Это существенно ограничивает возможности применения керамики как конструкционного материала.

Кроме статистической природы, для керамики характерна слабая зависимость прочности от температуры в широком интервале температур до некоторой критической температуры, соответствующей изменению физико-химического состояния зернограничных фаз. Начиная с этой температуры, как правило, происходит резкое снижение прочности, обусловленное вязким течением по границам зёрен. Поэтому одним из основных факторов, влияющим на температурную зависимость прочности керамических материалов, является состав и количество остаточных зернограничных фаз.

Другим фактором, оказывающим существенное влияние на прочность, является размер зерна в микроструктуре керамики. Прочность повышается с уменьшением размера зерна. Обычно при этом повышается и значение модуля функции статистического распределения прочности.

Важной прочностной характеристикой материала, не зависящей от распределения дефектов и инвариантной относительно геометрических размеров образца, является трещиностойкость. Постулируется, что трещина будет распространяться в том случае, когда величина коэффициента интенсивности напряжений (определяет величину напряжений у вершины трещины) достигает критического значения Кс. В случае разрушения нормальным отрывом эту величину обозначают К, определяют по результатам испытаний образцов с предварительно введёнными трещинами и рассчитывают как . Здесь с — критическое напряжение, l — длина трещины, Y — некоторая корректирующая функция. Типичные значения трещиностойкости некоторых материалов приведены в таблице 4. Видно, что по этому показателю керамики заметно уступают металлам.

Таблица 4 Типичные значения трещиностойкости

Волокна карбида кремния в карбиде кремния

Особое значение имеет температурная зависимость прочности. Для жаропрочных металлических сплавов характерно резкое снижение предела прочности при температурах 500 о С700 о С. Для керамик же в широком температурном интервале до 0,50,7 температуры плавления прочность меняется слабо и часто наблюдается высокотемпературный пик прочности [5]. Появление пиков прочности связывают обычно с перераспределением напряжений в образцах керамик, снижением роли концентраторов напряжений. Наличие примесей в виде отдельных фазовых составляющих, остаточные напряжения, возникающие во время технологических процессов изготовления, присутствие пор, анизотропия коэффициентов термического расширения и анизотропия упругих свойств — всё это может обусловить повышение показателей прочности при увеличении температуры испытаний.

Читать еще:  Шум при работе двигателя шевроле лачетти

Рис. 3 Типичные зависимости прочности металлов и керамик от температуры

Вообще технология изготовления существенно влияет на механические свойства.

Подробное исследование прочности на сжатие карбидов было сделано в работе [6]. При температурах 0,20,4 температуры плавления прочность либо не изменяется, либо слегка повышается с ростом температуры испытаний. Разрушение в этом температурном интервале носит транскристаллитный характер (в основном по плоскостям спайности) и обязано наличию трещин, зарождающихся на границах зёрен или на поверхности пор. При более высоких температурах разрушению начинает предшествовать заметная микропластическая деформация отдельных зёрен. При температурах 0,450,5 температуры плавления для индивидуальных карбидов наблюдается микропластическая деформация (0,2%). Полностью пластичное поведение наблюдается при температурах выше 0,580,7 температуры плавления; при этом травлением микроскопически выявляются пачки скольжения, постепенно скольжение становится множественным. Для легированных карбидов хрупкое разрушение наблюдается при более высоких температурах, причём ответственным за разрушение оказывается проскальзывание по границам зёрен, образование межзёренных полостей и трещин.

Таким образом, при температурах порядка половины температуры плавления в керамиках происходит переход от хрупкого к пластичному поведению. Температура перехода сильно зависит от дефектности структуры материала и изменяется в широких пределах (см. таблицу 5).

Таблица 5 Температура хрупко-пластичного перехода ряда керамических соединений

Температура перехода, оС

Одной из важнейших характеристик, используемых для обоснования работоспособности материалов в различного рода высокотемпературных конструкциях, является термопрочность [5]. Она определяет способность тела выдерживать без разрушения термические напряжения, возникающие при неравномерном нагреве или охлаждении вследствие несвободного расширения отдельных зон тела. Термопрочность не представляет собой константу, а является сложной характеристикой, зависящей по крайней мере от трёх групп факторов:

1. природы материала (его структуры, состава и т.п.);

2. размеров и формы испытуемого тела;

3. условий внешнего воздействия (температуры, нагрузки, среды).

Для количественной оценки термопрочности разработаны различные критерии. Наиболее известным является первый критерий R = [в (1-)] /tЕ, где в — прочность на растяжение, Е — модуль Юнга, — коэффициент Пуассона, t — коэффициент термического расширения. Данный критерий отражает способность материала выдерживать перепады температур. Устойчивость к стационарным и нестационарным тепловым потокам показывает критерий R’ = R, где — коэффициент теплопроводности материала.

Проведём комплексное сравнение свойств типичных металлических и керамических материалов с точки зрения применения в изделиях РКТ нового поколения (см. таблицу 6).

Таблица 6 Сравнение свойств типичных металлов и керамик

Глава 2 тяга, мощность и удельные парамеры авиационных двигателей

2.1. Двигатель и силовая установка

Следует различать понятия двигатель и силовая установка.

Двигателем принято называть устройство, участвующее в создании тяги (или мощности), необходимой для движения летательного аппарата. Двигатель является составной частью силовой установки, той ее частью, которая изготавливается и поставляется двигательным заводом.

Авиационной силовой установкой называют конструктивно объединенную совокупность двигателя с входным и выходным устройствами (с теми их элементами, которые изготавливаются на самолетостроительном заводе), встроенную в конструкцию планера (фюзеляжа или крыла) или скомпонованную в отдельных двигательных гондолах.

Силовая установка, помимо двигателя, входного и выходного устройств, включает в себя еще системы топливопитания, автоматического управления, обеспечивающие ее надежное функционирование, а также узлы крепления, необходимые для передачи усилий от двигателя к планеру. В теории авиационных двигателей эти системы и узлы не рассматриваются.

2.2. Тяга реактивного двигателя

Под тягой двигателя Р понимают тягу, которую развивала бы силовая установка, если бы её внешнее обтекание было идеальным (т.е. без трения, отрывов потока и скачков уплотнения). Б.С. Стечкин еще в 1929 г. показал, что в этом случае тяга реактивного двигателя равна

, (2.1)

где Gв и Gг  расходы воздуха на входе в двигатель и газа на выходе из сопла, V и сс – скорость полёта и скорость истечения газа в выходном сечении сопла (направленная параллельно вектору скорости V), а Fс и рс – площадь выходного сечения сопла и давление газа в этом сечении.

Эта формула получила наименование формулы Стечкина.

В формуле Стечкина в ряде случаев могут быть сделаны упрощения. Так, если пренебречь тем, что расходы воздуха на входе в двигатель и газа на выходе из негонесколько различны, получим.

. (2.2)

отличается от из-за подвода топлива и отборов воздуха на нужды летательного аппарата.

При полном расширении газа в сопле до атмосферного давления

(рс=рН) эта формула тяги приобретает еще более простой вид

. (2.3)

2.3. Эффективная тяга силовой установки

Под эффективной тягой силовой установки Рэф понимают тягу двигателя Р за вычетом всех внешних сопротивлений, создаваемых самой силовой установкой.

По физическому смыслу Рэф является равнодействующей всех сил давления и трения, действующих на элементы проточной части со стороны газового потока, протекающего через силовую установку изнутри, и внешнего потока воздуха, обтекающего силовую установку снаружи. Задача определения эффективной тяги сводится к нахождению векторной суммы всех указанных сил. Эти силы принято разделять на внутренние (Rвн) и наружные (Rнар).

Внутренние силы представляют собой сумму сил давления и трения, действующих на рабочие поверхности силовой установки, со стороны воздуха и газа, протекающих через силовую установку. Величина равнодействующей внутренних сил практически не зависит от способа установки двигателя на летательном аппарате.

Наружные силы представляют собой совокупность сил давления и трения, действующих на силовую установку со стороны обтекающего ее внешнего потока. Эти силы существенно зависят от способа размещения силовой установки на летательном аппарате.

Рассмотрим наиболее простой с точки зрения учета условий внешнего обтекания случай, когда силовая установка расположена в отдельной мотогондоле. Рассмотрим ее обтекание в полёте (рис. 2.1). При этом предположим, что векторы скорости полёта и скорости истечения газа из соплапараллельны оси двигателя.

Рис. 2.1. Схема обтекания двигательной гондолы

Сечения в невозмущенном потоке перед силовой установкой, на входе в воздухозаборник и на выходе из сопла двигателя обозначим Н-Н, вх-вх и с-с. Соответственно, площади этих нормальных сечений будут FН, Fвх и Fс. Наружную поверхность силовой установки здесь условно разделим на три части: лобовую часть вхМ, центральную часть Ми кормовую частьc.

Набегающий поток воздуха разделяется поверхностью тока Н-вх на внутренний, проходящий через двигатель, и внешний, обтекающий силовую установку снаружи.

Главной причиной возникновения внешнего сопротивления силовой установки является повышение давления на головном участке гондолы вх-М (р>pH) и наличие разрежения на ее кормовом участке -c (p 6 / 93 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 > Следующая > >>

Тут вы можете оставить комментарий к выбранному абзацу или сообщить об ошибке.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector