Чему равен кпд реактивного двигателя - Авто Журнал
Aklaypart.ru

Авто Журнал
2 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Чему равен кпд реактивного двигателя

Ядерные ракетные двигатели и ядерные ракетные электродвигательные установки

Часто в общеобразовательных публикациях о космонавтике не различают разницу между ядерным ракетным двигателем (ЯРД) и ядерной ракетной электродвигательной установкой (ЯЭДУ). Однако под этими аббревиатурами скрывается не только разница в принципах преобразования ядерной энергии в силу тяги ракеты, но и весьма драматичная история развития космонавтики.

Драматизм истории состоит в том, что если бы остановленные главным образом по экономическим причинам исследования ЯДУ и ЯЭДУ как в СССР, так и в США продолжились, то полёты человека на марс давно бы уже стали обыденным делом.

Всё начиналось с атмосферных летательных аппаратов с прямоточным ядерным двигателем

Конструкторы в США и СССР рассматривали «дышащие» ядерные установки, способные втягивать забортный воздух и разогревать его до колоссальных температур. Вероятно, этот принцип образования тяги был заимствован от прямоточных воздушно-реактивных двигателей, только вместо ракетного топлива использовалась энергия деления атомных ядер диоксида урана 235.

В США такой двигатель разрабатывался в рамках проекта Pluto[1]. Американцы сумели создать два прототипа нового двигателя — Tory-IIA и Tory-IIC, на которых даже производились включения реакторов. Мощность установки должна была составить 600 мегаватт.

Двигатели, разработанные в рамках проекта Pluto, планировалось устанавливать на крылатые ракеты, которые в 1950-х годах создавались под обозначением SLAM (Supersonic Low Altitude Missile, сверхзвуковая маловысотная ракета).

В США планировали построить ракету длинной 26,8 метра, диаметром три метра, и массой в 28 тонн. В корпусе ракеты должен был располагаться ядерный боезаряд, а также ядерная двигательная установка, имеющая длину 1,6 метра и диаметр 1,5 метра. На фоне других размеров установка выглядела весьма компактной, что и объясняет её прямоточный принцип работы.

Разработчики полагали, что, благодаря ядерному двигателю, дальность полета ракеты SLAM составит, по меньшей мере, 182 тысячи километров.

В 1964 году министерство обороны США проект закрыло. Официальной причиной послужило то, что в полете крылатая ракета с ядерным двигателем слишком сильно загрязняет все вокруг. Но на самом деле причина состояла в значительных затратах на обслуживание таких ракет, тем более к тому времени бурно развивалось ракетостроение на основе жидкостных реактивных ракетных двигателей, обслуживание которых было значительно дешевле.

СССР оставалась верной идеи создания ЯРД прямоточной конструкции значительно дольше, чем США, закрыв проект только в 1985 году [2]. Но и результаты получились значительно весомее. Так, первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж. Это РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Ирбит» и «ИР-100»).

В РД-0410 был применён гетерогенный реактор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражатели нейтронов — из бериллия, ядерное топливо — материал на основе карбидов урана и вольфрама, с обогащением по изотопу 235 около 80 %.

Конструкция включала в себя 37 тепловыделяющих сборок, покрытых теплоизоляцией, отделявшей их от замедлителя. Проектом предусматривалось, что поток водорода вначале проходил через отражатель и замедлитель, поддерживая их температуру на уровне комнатной, а затем поступал в активную зону, где охлаждал тепловыделяющие сборки, нагреваясь при этом до 3100 К. На стенде отражатель и замедлитель охлаждались отдельным потоком водорода.

Реактор прошёл значительную серию испытаний, но ни разу не испытывался на полную длительность работы. Однако, вне реакторные узлы были отработаны полностью.

Технические характеристики РД 0410

Тяга в пустоте: 3,59 тс (35,2 кН)
Тепловая мощность реактора: 196 МВт
Удельный импульс тяги в пустоте: 910 кгс·с/кг (8927 м/с)
Число включений: 10
Ресурс работы: 1 час
Компоненты топлива: рабочее тело — жидкий водород, вспомогательное вещество — гептан
Масса с радиационной защитой: 2 тонны
Габариты двигателя: высота 3,5 м, диаметр 1,6 м.

Относительно небольшие габаритные размеры и вес, высокая температура ядерного топлива (3100 K) при эффективной системе охлаждения потоком водорода свидетельствует от том, что РД0410 является почти идеальным прототипом ЯРД для современных крылатых ракет. А, учитывая современные технологии получения самоостанавливающегося ядерного топлива, увеличение ресурса с часа до нескольких часов является вполне реальной задачей.

Конструкции ядерных ракетных двигателей

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — реактивный двигатель, в котором энергия, возникающая при ядерной реакции распада или синтеза, нагревает рабочее тело (чаще всего, водород или аммиак)[3].

Существует три типа ЯРД по виду топлива для реактора:

  • твердофазный;
  • жидкофазный;
  • газофазный.

Наиболее законченным является твердофазный вариант двигателя. На рисунке изображена схема простейшего ЯРД с реактором на твердом ядерном горючем. Рабочее тело располагается во внешнем баке. С помощью насоса оно подается в камеру двигателя. В камере рабочее тело распыляется с помощью форсунок и вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным топливом. Нагреваясь, оно расширяется и с огромной скоростью вылетает из камеры через сопло.

В газофазных ЯРД топливо (например, уран) и рабочее тело находится в газообразном состоянии (в виде плазмы) и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. Нагретая до десятков тысяч градусов урановая плазма передает тепло рабочему телу (например, водороду), которое, в свою очередь, будучи нагретым до высоких температур и образует реактивную струю.

По типу ядерной реакции различают радиоизотопный ракетный двигатель, термоядерный ракетный двигатель и собственно ядерный двигатель (используется энергия деления ядер).

Интересным вариантом также является импульсный ЯРД — в качестве источника энергии (горючего) предлагается использовать ядерный заряд. Такие установки могут быть внутреннего и внешнего типов.

Основными преимуществами ЯРД являются:

  • высокий удельный импульс;
  • значительный энергозапас;
  • компактность двигательной установки;
  • возможность получения очень большой тяги — десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме.

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.

Ядерная энергодвигательная установка

Учитывая, что какую-либо достоверную информацию о ЯЭДУ по публикациям, в том числе и из научных статей, получить невозможно, принцип работы таких установок лучше всего рассматривать на примерах открытых патентных материалов, хотя и содержащих ноу-хау.

Так, например, выдающимся российским учёным Коротеевым Анатолием Сазоновичем, автором изобретения по патенту [4], приведено техническое решение по составу оборудования для современной ЯРДУ. Далее привожу часть указанного патентного документа дословно и без комментариев.

Сущность предлагаемого технического решения поясняется схемой, представленной на чертеже. ЯЭДУ, функционирующая в двигательно-энергетическом режиме, содержит электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) (на схеме для примера представлено два электроракетных двигателя 1 и 2 с соответствующими системами подачи 3 и 4), реакторную установку 5, турбину 6, компрессор 7, генератор 8, теплообменник-рекуператор 9, вихревую трубку Ранка-Хильша 10, холодильник-излучатель 11. При этом турбина 6, компрессор 7 и генератор 8 объединены в единый агрегат — турбогенератор-компрессор. ЯЭДУ оснащена трубопроводами 12 рабочего тела и электрическими линиями 13, соединяющими генератор 8 и ЭРДУ. Теплообменник-рекуператор 9 имеет так называемые высокотемпературный 14 и низкотемпературный 15 входы рабочего тела, а также высокотемпературный 16 и низкотемпературный 17 выходы рабочего тела.

Выход реакторной установки 5 соединен со входом турбины 6, выход турбины 6 соединен с высокотемпературным входом 14 теплообменника-рекуператора 9. Низкотемпературный выход 15 теплообменника-рекуператора 9 соединен со входом в вихревую трубку Ранка-Хильша 10. Вихревая трубка Ранка-Хильша 10 имеет два выхода, один из которых (по «горячему» рабочему телу) соединен с холодильником-излучателем 11, а другой (по «холодному» рабочему телу) соединен со входом компрессора 7. Выход холодильника-излучателя 11 также соединен со входом в компрессор 7. Выход компрессора 7 соединен с низкотемпературным 15 входом в теплообменник-рекуператор 9. Высокотемпературный выход 16 теплообменника-рекуператора 9 соединен со входом в реакторную установку 5. Таким образом, основные элементы ЯЭДУ связаны между собой единым контуром рабочего тела.

Читать еще:  Вибрации на холодном бензиновом двигателе

ЯЭДУ работает следующим образом. Нагретое в реакторной установке 5 рабочее тело направляется на турбину 6, которая обеспечивает работу компрессора 7 и генератора 8 турбогенератора-компрессора. Генератор 8 производит генерацию электрической энергии, которая по электрическим линиям 13 направляется к электроракетным двигателям 1 и 2 и их системам подачи 3 и 4, обеспечивая их работу. После выхода из турбины 6 рабочее тело направляется через высокотемпературный вход 14 в теплообменник-рекуператор 9, где осуществляется частичное охлаждение рабочего тела.

Затем, из низкотемпературного выхода 17 теплообменника-рекуператора 9 рабочее тело направляется в вихревую трубку Ранка-Хильша 10, внутри которой происходит разделение потока рабочего тела на «горячую» и «холодную» составляющие. «Горячая» часть рабочего тела далее следует в холодильник-излучатель 11, где происходит эффективное охлаждение этой части рабочего тела. «Холодная» часть рабочего тела следует на вход в компрессор 7, туда же следует после охлаждения часть рабочего тела, выходящая из холодильника-излучателя 11.

Компрессор 7 производит подачу охлажденного рабочего тела в теплообменник-рекуператор 9 через низкотемпературный вход 15. Это охлажденное рабочее тело в теплообменнике-рекуператоре 9 обеспечивает частичное охлаждение встречного потока рабочего тела, поступающего в теплообменник-рекуператор 9 из турбины 6 через высокотемпературный вход 14. Далее, частично подогретое рабочее тело (за счет теплообмена с встречным потоком рабочего тела из турбины 6) из теплообменника-рекуператора 9 через высокотемпературный выход 16 вновь поступает к реакторной установке 5, цикл вновь повторяется.

Таким образом, находящееся в замкнутом контуре единое рабочее тело обеспечивает непрерывную работу ЯЭДУ, причем использование в составе ЯЭДУ вихревой трубки Ранка-Хильша в соответствии с заявляемым техническим решением обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик ЯЭДУ, повышает надежность ее работы, упрощает ее конструктивную схему и дает возможность повысить эффективность ЯЭДУ в целом.

КПД двигателя – что это такое

КПД двигателя внутреннего сгорания означает значение соотношение двух величин: мощность, подающаяся в процессе функционирования мотора на коленчатый вал к мощности, которая получается поршнем посредством давления газов, образовавшихся при воспламенении топлива. Проще говоря, это преобразование тепловой или термической энергии, которая образуется при сгорании топливной смеси (бензин и воздух) в механическую.

На эффективность КПД двигателя влияют совокупность различных механических потерь, возникающих на разных стадиях функционирования, а также движение отдельных деталей двигателя, вызывающих трение. Эти детали вызывают наибольшие потери, составляющие примерно 70 % от их общего количества. К ним частям относятся поршни, поршневые кольца, подшипники. Помимо этого, потери возникают от функционирования таких механизмов, как магнето, насосы и пр., которые могут достигать до 20%. Наименьшую часть потерь составляют сопротивления, возникающие в процессе впуска/выпуска в топливной системе.

Как устроен тепловой двигатель

С точки зрения термодинамики (раздел физики, изучающий закономерности взаимных превращений внутренней и механической энергий и передачи энергии от одного тела другому) любой тепловой двигатель состоит из нагревателя, холодильника и рабочего тела.

Рис. 1. Структурная схема работы теплового двигателя:.

Первое упоминание о прототипе тепловой машине относится к паровой турбине, которая была изобретена еще в древнем Риме (II век до н.э.). Правда, изобретение не нашло тогда широкого применения из-за отсутствия в то время многих вспомогательных деталей. Например, тогда еще не был придуман такой ключевой элемент для работы любого механизма, как подшипник.

Общая схема работы любой тепловой машины выглядит так:

    Нагреватель имеет температуру T1 достаточно высокую, чтобы передать большое количество теплоты Q1.

В большинстве тепловых машин нагревание получается при сгорании топливной смеси (топливо-кислород);

  • Рабочее тело (пар или газ) двигателя совершает полезную работу А, например, перемещают поршень или вращают турбину;
  • Холодильник поглощает часть энергии от рабочего тела. Температура холодильника Т2 Чему равен КПД теплового двигателя

    Для определения эффективности тепловых двигателей французский инженер-механик Сади Карно в 1824г. ввел понятие КПД теплового двигателя. Для обозначения КПД используется греческая буква η. Величина η вычисляется с помощью формулы КПД теплового двигателя:

    Поскольку $ А =Q1 – Q2$, тогда

    Поскольку у всех двигателей часть тепла отдается холодильнику, то всегда η Максимально возможный КПД идеального теплового двигателя

    В качестве идеальной тепловой машины Сади Карно предложил машину с идеальным газом в качестве рабочего тела. Идеальная модель Карно работает по циклу (цикл Карно), состоящему из двух изотерм и двух адиабат.

    Рис. 2. Цикл Карно:.

    • Адиабатический процесс — это термодинамический процесс, происходящий без теплообмена с окружающей средой (Q=0);
    • Изотермический процесс — это термодинамический процесс, происходящий при постоянной температуре. Так как у идеального газа внутренняя энергия зависит только от температуры, то переданное газу количество тепла Q идет полностью на совершение работы A (Q = A).

    Сади Карно доказал, что максимально возможный КПД, который может быть достигнут идеальным тепловым двигателем, определяется с помощью следующей формулы:

    Формула Карно позволяет вычислить максимально возможный КПД теплового двигателя. Чем больше разница между температурами нагревателя и холодильника, тем больше КПД.

    Энергетическая ценность солярки и бензина

    Дизельное топливо состоит из более тяжелых углеводородов, чем бензин. Меньший КПД бензиновой установки сравнительно с дизелем также заключаются в энергетической составляющей бензина и особенности его сгорания. Полное сгорание равного количества солярки и бензина даст больше тепла именно в первом случае. Тепло в дизельном ДВС более полноценно преобразуется в полезную механическую энергию. Получается, при сжигании одинакового количества топлива за единицу времени именно дизель выполнит больше работы.

    Также стоит учитывать особенности впрыска и создание надлежащих условий для полноценного сгорания смеси. В дизель топливо подается отдельно от воздуха, впрыскивается не во впускной коллектор, а напрямую в цилиндр в самом конце такта сжатия. Результатом становится более высокая температура и максимально полноценное сгорание порции рабочей топливно-воздушной смеси.

    КПД бензинового и дизельного двигателя.

    При этом стоит оговориться, что у бензиновых и дизельных машин КПД двигателя внутреннего сгорания различен: 20% против 40% (соответственно). Данный факт имеет место быть потому, что несмотря на то, что потери на обслуживание механики и нагрев планеты в бензиновых моторах и «дизелях» сопоставимы, количество сжигаемого в процессе горения топлива у дизельных двигателей выше.

    Подводя итоги и вспомнив историю появления двигателя внутреннего сгорания, когда КПД составлял немногим более 5%, можно сказать, что инженеры шагнули далеко вперед, а учитывая факт того, что 100% КПД, а по сути идеального двигателя, им вряд ли удастся добиться, можно утверждать, что современные двигатели, скорее всего, достигли своего верха возможного КПД, поэтому неудивительно, что сегодня все чаще автомобилистам предлагаются машины с гибридными двигателями и электромобили, ведь КПД движка у них (электромобилей) – для справки – порядка 90%.

    Принцип работы

    Работа ПВРД, как и практически всех реактивных двигателей (кроме пульсирующих ВРД), нециклична, то есть беспрерывна. Встречный поток воздуха через входное устройство попадает в диффузор, где снижает свою скорость и сжимается, превращая кинетическую энергию движения во внутреннюю. Сжатый и нагретый воздух с пониженной скоростью попадает в камеру сгорания, перемешивается с впрыснутым форсунками топливом и образует топливный заряд. Полученная горючая смесь воспламеняется от искры или при контакте с горячими стенками двигателя, в результате чего образуются продукты сгорания – газы с большим зарядом энергии. Поток расширяющихся газов проходит через сопло и выходит наружу со скоростью большей, чем скорость полета, образуя реактивную тягу.

    В некоторых моделях ПВРД жидкое топливо заменяется твердым, расположенным в камере сгорания, что значительно упрощает его конструкцию. В этом случае система подачи топлива отсутствует, а само топливо представляет собой измельченный порошок бериллия, алюминия или магния, который нагревается и под влиянием температуры и кислорода постепенно окисляется.

    Как легко заметить, ПВРД имеет один недостаток: он не может работать при низких скоростях или в неподвижном состоянии. Для его запуска и стабильной работы необходим достаточно мощный встречный воздушный поток, который может обеспечиваться только дополнительным ускорителем.

    Читать еще:  Бад флаер технические характеристики двигателя

    История создания

    Конструкция и принцип работы ПВРД были разработаны и запатентованы французом Рене Лореном в 1913 году. Многих авиаконструкторов того времени привлекла простота устройства этого двигателя, возможность его использования при полетах со сверхзвуковыми скоростями и в разреженных слоях атмосферы. Первые рабочие модели были получены во Франции, США и СССР уже в 30-х годах. Начало Второй мировой войны остановило многие научные работы, но уже в конце 40-х – начале 50-х годов ученые вновь вернулись к ПВРД. Первой ракетой, оснащенной этим двигателем, стала французская Leduc 010, за которой последовали Leduc 021 и Leduc 022. Со временем эксперименты с ПВРД прекратились, а их признали бесперспективными, потому как появились более удобные в использовании и эффективные ТРД.

    Среди отечественных разработок стоит отметить межконтинентальную ракету «Буря», над созданием которой работали советские конструкторы. В 1957 году она прошла первые испытания, которые выявили ряд ее недостатков, таких как проблемы с точностью поражения целей. Из современных ракет ПВРД оснащаются П-270 «Москит» и П-800 «Оникс».

    Типы ПВРД

    В зависимости от скорости, которую они могут развивать, ПВРД делятся на три типа:

    • дозвуковые;
    • сверхзвуковые;
    • гиперзвуковые.

    Дозвуковые ПВРД используются для полетов со скоростью, не превышающей звуковой. Они имеют наиболее простую конструкцию, описанную выше, и отличаются довольно низким КПД, что объясняется низкой степенью сжатия воздуха в диффузоре. Диапазон их скоростей находится в пределах 0,5-1М (М – число Маха), если скорость ниже, двигатель перестает работать. Низкий КПД, ограничение по скорости, необходимость первоначального разгона – все это делает дозвуковые ПВРД малоэффективными, поэтому они практически не используются.

    Сверхзвуковые ПВРД развивают скорость в пределах от 1 до 5М. Их легко узнать по характерному конусу, который выступает в передней части и предназначен для скачкообразного торможения воздушного потока. Такие конусы называются центральным телом и обеспечивают внешнее сжатие. При движении на сверхзвуковых скоростях поток воздуха попадает на конусную поверхность и тормозится, причем торможение происходит в виде резкого скачка в несколько этапов (обычно не более 4-х скачков). Скорость при этом остается сверхзвуковой. Далее воздушный поток попадает в диффузор, где продолжает сжиматься и тормозиться до дозвуковой скорости.

    Конусы могут заменяться плоскими входными устройствами двухмерного течения без центрального тела. Скачкообразное повышение давления в этом случае обеспечивается сложной формой внутреннего канала. Именно сверхзвуковые ПВРД нашли широкое применение в военной авиации. По своим характеристикам они сравнимы с другими типами ВРД, что в сочетании с простой конструкцией делает их незаменимыми в определенной сфере. Степень сжатия воздуха в таких двигателях сравнима со степенью сжатия в компрессорах ТРД. Правда, диапазон скоростей, на которых они достигают наибольшей эффективности, находится в узких пределах от 3 до 5М.

    Гиперзвуковые ПВРД – это пока только научные разработки авиаконструкторов. На сегодняшний день еще нет ни одного экспериментального рабочего образца этих двигателей, диапазон скоростей которых должен быть выше 5М. Его принципиальное отличие от двух предыдущих типов заключается в том, что поток воздуха проходит через диффузор и камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью. Сечение всего тракта двигателя постоянно расширяется; поток, проходя по нему, тормозится лишь частично, а при сгорании топлива дополнительно ускоряется, так что его скорость на выходе больше, чем на входе. Основной проблемой при разработке таких двигателей является организация сгорания топлива в условиях сверхзвукового воздушного потока.

    Основные отличия ПВРД от других типов двигателей:

    • отсутствие компрессора, как такового. Роль компрессора играет либо диффузор, либо входное устройство;
    • невозможность запуска при нулевой скорости, необходимость внешнего дополнительного ускорителя;
    • эффективная работа только в узких скоростных диапазонах в зависимости от типа ПВРД.

    Если сравнивать рабочие характеристики ПВРД и других типов реактивных двигателей, можно сделать вывод, что дозвуковые ПВРД полностью проигрывают своим ближайшим «родственникам» по мощности и КПД. А вот сверхзвуковые модели вполне конкурентоспособные: их термический КПД выше, чем у других реактивных моторов.

    Достоинства и недостатки ПВРД

    К достоинствам прямоточного ВРД несомненно стоит отнести простоту конструкции и минимальное количество составляющих элементов, а значит, и сравнительно низкую себестоимость. Кроме этого:

    • возможность использования двигателя при полетах на большой высоте в разреженных слоях атмосферы;
    • возможность использования твердого топлива, что упрощает конструкцию;
    • высокий показатель термического КПД у сверхзвуковых ПВРД, достигающий значения порядка 60%, что выше, чем у других реактивных двигателей.

    Недостатки:

    • двигатель не может работать при нулевой и при низкой скорости; для его работы необходимо наличие встречного воздушного потока;
    • наиболее перспективные сверхзвуковые ПВРД эффективно работают только в узких скоростных диапазонах (3-5М).

    Чему равен кпд реактивного двигателя

    Ракетные двигатели на жидком топливе дали человеку возможность выйти в космос — на околоземные орбиты. Однако подобные ракеты сжигают 99% топлива за первые несколько минут полёта. Остатка топлива может не хватить для путешествия на другие планеты, да и скорость будет настолько малой, что вояж займёт десятки или сотни лет. Решить проблему могут ядерные двигатели. Как? Будем разбираться вместе.

    Эта статья была опубликована в журнале OYLA №4(20). Оформить подписку на печатную и онлайн-версию можно здесь.

    Принцип работы реактивного двигателя очень прост: он переводит топливо в кинетическую энергию струи (закон сохранения энергии), за счёт направления этой струи ракета движется в пространстве (закон сохранения импульса). Важно понимать, что мы не можем разогнать ракету или самолёт до скорости большей, чем скорость истечения топлива — раскалённого газа, выбрасываемого назад.

    Космический аппарат New Horizons

    Что же отличает эффективный двигатель от неудачного или устаревшего аналога? Прежде всего то, сколько топлива потребуется двигателю, чтобы разогнать ракету до нужной скорости. Этот важнейший параметр ракетного двигателя называется удельный импульс, который определяется как отношение общего импульса к расходу топлива: чем больше этот показатель, тем эффективнее ракетный двигатель. Если ракета практически целиком состоит из топлива (это означает, что в ней нет места для полезного груза, предельный случай), удельный импульс можно считать равным скорости истечения топлива (рабочего тела) из ракетного сопла. Запуск ракеты — крайне дорогостоящее мероприятие, учитывается каждый грамм не только полезного груза, но и топлива, которое тоже весит и занимает место. Поэтому инженеры подбирают всё более и более активное горючее, единица которой давала бы максимальную отдачу, увеличивая удельный импульс.

    Подавляющее большинство ракет в истории и современности было оборудовано двигателями, использующими химическую реакцию горения (окисления) топлива.

    Они позволили достичь Луны, Венеры, Марса и даже планет дальнего пояса — Юпитера, Сатурна и Нептуна. Правда, космические экспедиции заняли месяцы и годы (автоматические станции Pioneer, Voyager, New Horizons и др.). Необходимо отметить, что все подобные ракеты расходуют значительную часть топлива для отрыва от Земли, и далее продолжают полёт по инерции с редкими моментами включения двигателя.

    Космический аппарат Pioneer

    Подобные двигатели подходят для вывода ракет на околоземную орбиту, но, чтобы её разогнать хотя бы до четверти скорости света, понадобится невероятное количество топлива (расчёты показывают, что нужно 103200 грамм топлива, при том, что масса нашей Галактики не более 1056 грамма). Очевидно, что для достижения ближайших планет, а тем более звёзд, нам необходимы достаточно большие скорости, обеспечить которые жидкотопливные ракеты не в состоянии.

    Дальний космос — дело совсем другое. Взять хотя бы Марс, «обжитый» фантастами вдоль и поперёк: он хорошо изучен и научно перспективен, а самое главное — близок как никто другой. Дело — за «космическим автобусом», который сможет доставить туда экипаж за разумное время, то есть, как можно быстрее. Но с межпланетным транспортом есть проблемы. Его сложно разогнать до нужной скорости, сохранив при этом приемлемые размеры и потратив разумное количество топлива.

    Читать еще:  Шестицилиндровые двигатели на каких машинах
    RS-25 (Rocket System 25) — жидкостный ракетный двигатель компании Рокетдайн, США. Применялся на планере космической транспортной системы «Space Shuttle», на каждом из которых было установлено три таких двигателя. Более известен как двигатель SSME (англ. Space Shuttle Main Engine — главный двигатель космического челнока). Основными компонентами топлива являются жидкий кислород (окислитель) и водород (горючее). RS-25 использует схему закрытого цикла (с дожиганием генераторного газа).

    Решением может быть «мирный атом», толкающий космические корабли. О создании лёгкого и компактного устройства, способного вывести на орбиту хотя бы самого себя, инженеры задумались ещё в конце 50‑х годов прошлого века. Главное отличие ядерных двигателей от ракет с двигателями внутреннего сгорания в том, что кинетическая энергия получается не за счёт сгорания топлива, а за счёт тепловой энергии распада радио­активных элементов. Давайте сравним эти подходы.

    Из жидкостных двигателей выходит раскалённый «коктейль» выхлопных газов (закон сохранения импульса), образующихся при реакции топлива и окислителя (закон сохранения энергии). В большинстве случаев это комбинация кислорода и водорода (результат горения водорода — обычная вода). H2O обладает гораздо большей молярной массой, чем водород или гелий, поэтому её труднее разогнать, удельный импульс для подобного двигателя 4 500 м/с.

    Наземные испытания NASA новой системы запуска космических ракет, 2016 год (штат Юта, США). Эти двигатели будут установлены на космический корабль Orion, на котором планируется миссия на Марс.

    В ядерных двигателях предлагается использовать только водород и разгонять (разогревать) его за счёт энергии ядерного распада. Тем самым идёт экономия на окислителе (кислороде), что уже замечательно, но не всё. Так как у водорода относительно малая удельная масса, нам проще его разогнать до более высоких скоростей. Конечно, можно использовать и другие тепловосприимчивые газы (гелий, аргон, аммиак и метан), но все они не менее чем в два раза проигрывают водороду в самом главном — достижимом удельном импульсе (более 8 км/c).

    Так стоит ли его терять? Выигрыш настолько велик, что инженеров не останавливает ни сложность конструкции и управления реактором, ни его большой вес, ни даже радиационная опасность. Тем более никто и не собирается стартовать с поверхности Земли — сборка таких кораблей будет вестись на орбите.

    Как работает ядерный двигатель? Реак­тор в космическом двигателе намного меньше и компактнее своих наземных аналогов, но все основные компоненты и механизмы управления принципиально те же. Реактор выступает в роли нагревателя, в который подаётся жидкий водород. Температуры в активной зоне достигают (и могут превышать) 3000 градусов. Затем разогретый газ выпускают через сопло.

    Однако такие реакторы испускают вредные радиационные излучения. Для защиты экипажа и многочисленного электронного оборудования от радиации нужны основательные меры. Поэтому проекты межпланетных кораблей с атомным движком часто напоминают зонтик: двигатель располагается в экранированном отдельном блоке, соединённом с основным модулем длинной фермой или трубой.

    «Камерой сгорания» ядерного двигателя служит активная зона реактора, в которой подаваемый под большим давлением водород нагревается до 3000 и более градусов. Этот предел определяется только жаропрочностью материалов реактора и свойствами топлива, хотя повышение температуры увеличивает удельный импульс.

    Тепловыделяющие элементы — это жаропрочные ребристые (для повышения площади теплоотдачи) цилиндры-«стаканы», заполненные урановыми таблетками. Они «омываются» потоком газа, играющего роль и рабочего тела, и охладителя реактора. Вся конструкция изолирована бериллиевыми экранами-отражателями, не выпускающими опасное радиационное излучение наружу. Для управления выделением тепла рядом с экранами расположены специальные поворотные барабаны

    Существует ряд перспективных конструкций ядерных ракетных двигателей, реализация которых ждёт своего часа. Ведь в основном они будут применяться в межпланетных путешествиях, которые, судя по всему, уже не за горами.

    Эти проекты были заморожены по разным причинам — недостаток денег, сложность конструкции или даже необходимость сборки и установки в открытом космосе.

    «ОРИОН» (США, 1950–1960)

    Проект пилотируемого ядерно-импульсного космического корабля («взрыволёт») для исследования межпланетного и межзвёздного ­пространства.

    Принцип работы. Из двигателя корабля, в направлении противоположном полёту, выбрасывается ядерный заряд небольшого эквивалента и подрывается на сравнительно малой дистанции от корабля (до 100 м). Ударная сила отражается от массивной отражающей плиты в хвосте корабля, «толкая» его вперёд.

    «ПРОМЕТЕЙ» (США, 2002–2005)

    Проект космического агентства NASA по разработке ядерного двигателя для космических аппаратов.

    Принцип работы. Двигатель космического корабля должен был состоять из ионизированных частиц, создающих тягу, и компактного ядерного реактора, обеспечивающего установку энергией. Ионный двигатель создаёт тягу порядка 60 грамм, но сможет работать постоянно. В конечном счёте, корабль постепенно сможет набрать огромную скорость — 50 км/сек, затратив минимальное количество энергии.

    «ПЛУТОН» (США, 1957–1964)

    Проект по разработке ядерного прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

    Принцип работы. Воздух через переднюю часть транспортного средства попадает в ядерный реактор, в котором нагревается. Горячий воздух расширяется, приобретает большую скорость и высвобождается через сопло, обеспечивая необходимую тягу.

    NERVA (США, 1952–1972)

    (англ. Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) — совместная программа Комиссии по атомной энергии США и NASA по созданию ядерного ракетного двигателя.

    Принцип работы. Жидкий гидрогель подаётся в специальный отсек, в котором происходит его нагревание ядерным реактором. Горячий газ расширяется и высвобождается в сопле, создавая тягу.

    КПД промышленных насосов

    В данной статье косвенно рассмотрим коэффициент полезного действия насосов различных видов: центробежных, винтовых, импеллерных, мембаранно-пневматических.

    Центробежный насос

    КПД самых распространенных центробежных насосов во многом зависит от режима их работы и конструктивных особенностей. Максимальным КПД обладают центробежные насосы с приводом большой мощности и высокими рабочими характеристиками. Их эффективность может достигать 92-95 %. Значение мощности двигателя таких центробежных насосов обычно начинается от 10кВт, а насосная часть имеет высокое качество изготовления.

    Насос с магнитной муфтой

    Насосы с магнитной муфтой имеют схожий КПД. Для данного типа насоса очень важно, чтобы герметичная задняя крышка насоса, располагающаяся между ведущим и ведомым магнитом, была изготовлено из токонепроводящих материалов. Иначе, будут возникать вихревые токи, которые вызывают потерю мощности и снижают общий КПД насоса.

    Винтовой насос

    Винтовые насосы имеют высокие механические потери. Они в первую очереди связаны с трениями, которые возникают в подшипниковом узле, а также между ротором и статором, но благодаря высоким рабочим характеристикам (расход, напор) данный тип насосов может иметь КПД колеблющийся от 40 до 80 %.

    Импеллерный насос

    Мембранно-пневматический насос

    Мембранно-пневматические насосы не имеют двигателя и работают от поданного на него сжатого воздуха. Так как требуется дополнительное превращение электрической энергии в энергию сжатого воздуха, то КПД мембранно-пневматического насоса во многом зависит от КПД воздушного компрессора. Обычно КПД поршневых компрессоров составляет 80-92%, лопастных 90-96%. Кроме этого, в самом насосе, в той или иной мере, присутствуют все виды потерь. Гидравлические потери возникают, когда жидкость через небольшое всасывающее отверстие поступает в рабочую камеру насоса и выходит через отверстие подачи под определенным углом. Здесь поток жидкости сталкивается с внезапным расширением сечения при последующем резком повороте. Механические потери связаны с тем, что основная втулка насоса является парой трения скольжения. Кроме этого имеет место трение жидкости с деталями насоса: клапана, коллектора, мембрана, стенки боковой крышки. Объемные потери определяются отношением количества жидкости поступившего в насос и количеством жидкости вышедшего из него за два такта (всасывание – нагнетание).

    голоса
    Рейтинг статьи
  • Ссылка на основную публикацию
    ВсеИнструменты
    Adblock
    detector