ラムジェットエンジン

ジェットエンジン - 作用物質の燃料噴流の運動エネルギーに内部エネルギーを変換して推力の移動に必要なデバイスを生成します。

クラスのジェットエンジン：

すべてのジェットエンジンは2クラスに分かれています。

• ジェット - 熱機関、大気由来のエネルギーを使用して空気酸化。 これらのエンジンでは、作動流体は、ブリード空気の残りの部分と燃焼生成物の混合物です。
• ロケット - ボード上のエンジン必要なすべてのコンポーネントが含まれており、真空中でも動作することができます。

ラムジェットエンジン - WFDのクラス構造で最も簡単。 デバイスに対向気流をブレーキによって発生する圧力の上昇を動作させるために必要な。

次のようにワークフローラムジェットに要約することができます。

• 空気は、飛行速度から入射エンジン入口に、その運動エネルギーは、内部圧力と温度上昇に変換されます。 燃焼室への入口と流動部の全長に最大圧力があります。

• 燃焼室内で圧縮された空気を加熱して作動流体の内部エネルギーが増加すると、供給空気の酸化反応によって発生します。
• 超音速 - さらに、流れがノズルで絞られ、作動流体は、膨張時に再び音速に達し、。 操作体は、対向流の速度は、ジェット推力内に作成され超える速度で移動しているという事実によります。

建設的ラムジェットでは非常に簡単な装置です。 ディフューザから - エンジンの構成内の燃料は、燃料ノズルと空気から流入する燃焼室を有しています。 燃焼室入口は先細り、拡大しているノズルに終了します。

固体推進剤技術の開発は、ラムジェット、この燃料の使用につながりました。 燃焼器は、中央の長手方向穴を有する燃料ブロックです。 チャネルを通過し、作動流体が徐々に燃料の表面は、それ自体を加熱酸化されます。 固体燃料の使用は、エンジン記載の設計を簡素化：燃料システムが不要となります。

その組成の混合燃料は固体推進剤に使用中のラムジェットとは異なります。 ロケットエンジン用燃料組成物の大部分が酸化剤を取る場合、ラムジェットは、燃焼プロセスを活性化するために少量で使用されています。

フィラー混合燃料ラムジェットは、好ましくは、ベリリウム、マグネシウム、アルミニウムの微粉​​末で構成されています。 酸化のその熱は、炭化水素燃料の燃焼熱よりもはるかに大きいです。 ブースタークルーズ対艦ミサイルを導くことができる固体ラムジェットの例として「P-270蚊を。」

ラムジェットの推力は、飛行速度は、いくつかの要因の影響に基づいて決定されるに依存します。

• 対気速度インジケータ大きく、エンジンのパスを通過する空気の流速が大きいほど、酸素の相応に大きな量は、燃料消費量、温度、モータの動力を増大させる、燃焼室の中に浸透します。
• エンジンの経路を通る空気流より大きな、より高いエンジンの推力によって生成されます。 しかし、一定の限界があり、モータを通る空気流路を無制限に上げることはできません。
• 対気速度の増加に伴って、燃焼室内の圧力のレベルを上昇させます。 これは、エンジンの熱効率を増加させます。
• エンジンの推力も大きく、機械の飛行速度とジェットの通過速度との差も大きいです。

今までのジェットの通過はるかに低いレートの速度は、推力が飛行の成長速度に伴って増加するとき、次のように飛行の推力ラムジェットエンジン速度の依存性があります。 飛行速度は、ジェットの速度に近づくと、推力が飛行の最適速度がである、特定の最大値を通過した後、低下し始めます。

対気速度孤立ラムジェットなどのカテゴリに応じて：

• 亜音速;
• 超音速;
• 極超音速。

各グループは、独自の特徴的なデザイン機能を備えています。

亜音速ラムジェット

エンジンのこのグループは、マッハ数から0,5 1,0に等しい速度でフライトを提供するように設計されています。 流入口でチャネルデバイスの拡大 - などエンジンブレーキに空気を圧縮すると拡散板で発生します。

これらのエンジンは非常に非効率的です。 M = 0,5の速度で飛行する場合、それらの圧力上昇のレベルは1,186です。そのため、それらの理想的な熱効率はわずか4,76％であり、実際のエンジンの損失も考慮すると、この値はゼロに近づきます。 これは、速度M <0,5で飛行している場合、亜音速ラムジェットが機能しないことを意味します。

しかし、たとえ圧力上昇のM = 1レベルで亜音速範囲の最大速度で1,89で、理想的な熱効率 - すべての16、7％です。 これらの指標は、ピストン内燃エンジンに比べて倍少ない1,5、ガスタービンエンジンのより2で倍少ないです。 ガスタービンとピストンエンジン静止位置での作業時の使用にも有効。 そのため、ワンススルー他の航空機エンジンと比較して亜音速エンジン競争力を証明し、現在市販されていません。

超音速ラムジェット

超音速ラムジェットエンジンは、1 <M <5の速度範囲で飛行するように設計されています。

ガス超音速流が常に衝撃波を形成し、不連続的に行われる制動、衝撃波と呼ばれます。 衝撃波プロセスガス圧縮の距離では等エントロピーではありません。 その結果、機械的エネルギーの損失、等エントロピー過程に比べて、その中に低い増加した圧力のレベルがあります。 より強力な衝撃波、それに応じて前面に大きな流量の変化、圧力のより大きな損失が、時々50％に達しました。

圧力損失を最小限に抑えるために、圧縮は、より低い強度の一方と、いくつかの衝撃波に配置されていません。 これらのスパイクの各後に超音速のまま流量を、減少させます。 これは、流量の方向に対してある角度で衝撃波前面場合に達成されます。 ジャンプ間隔における流れパラメータは一定です。

亜音速がインデックスに達した最後のジャンプでは、ブレーキと圧縮空気の更なる方法は、ディフューザで連続的に発生します。

入力モータ装置が乱されない流れ（例えば、前方航空機の先端にまたは翼コンソールに胴体から十分な距離で）の領域に配置されている場合、それが実行され、不斉中心体で完了する - スリーブから出てくる急性長い「コーン」。 中心体は、それが特別なチャンネル入力装置に入るまで空気圧縮及び制動を提供反対斜めショック内の空気の流れを生成するように設計されています。 提示の入力デバイスは、円錐形フローデバイスと呼ばれている空気が円錐形状を形成し、それらの内部を循環します。

中央の円錐形の本体は、異なる飛行速度で空気の流れを最適化するために、エンジンの軸と制動に沿って移動することを可能にする機械的ドライブを備えることができます。 データ入力装置は、規制と呼ばれます。

入力装置を使用して、即ち航空機の構造要素の空力的効果の領域内に、翼又は胴体の底部の下でエンジンを固定する際にフラット二次元の流れを形成します。 彼らは、中央本体を備え、長方形の断面を有していません。 外部圧縮は、本明細書に衝撃波が翼または航空機の鼻閉塞の先端で発生した場合にのみ発生するように、それらは、混合又は内部圧縮装置と呼ばれています。 チャネル内部ウェッジの位置を変更可能な入力調整可能な長方形の装置。

超音速ラムジェット・エンジンの速度範囲は、亜音速よりも効果的です。 例えば、圧力の上昇のM = 3度の飛行速度にターボジェットエンジンのインデックスと計算された効率に近い36,7は、完璧な64,3の％に達しています。 実際には、これらの数字は小さいですが、WFDのすべての既存のタイプよりも優れた範囲M = 3-5 SPVRD性能の速度で。

作業体のKおよび航空機の速度、M = 273温度°邪魔されず、空気流5の温度は、Mの速度でK°1638を妨げているとき= 6 - 2238°Kであり、実際の飛行で、アカウント衝撃や摩擦力を考慮すると、さらに高いです。

エンジンを構成する構造材料の熱的不安定性のため、作動流体のさらなる加熱は問題がある。 したがって、SPVRDの最大速度はM = 5と見なされます。

極超音速ラムジェットエンジン

極超音速ラムジェットエンジンのカテゴリにはより多くの5Mの速度で動作ラムジェット、です。 飛行試験に合格し、その連続生産の実現可能性と妥当性が確認されていた単一のサンプルを、収集されない：21世紀の初めに、このようなエンジンの存在はちょうど仮説的でした。

デバイススクラムジェット空気ブレーキを入力するのみで部分的に実行され、そして身体のストローク運動の残りの部分全体に超音速です。 圧縮温度は、作動流体は、かなりの量の熱を放出することを可能にする、比較的低い後流の初期運動エネルギーの多くが保持されます。 その全長にわたってエンジンを実行しているデバイスの入力の後に拡張されます。 超音速流における燃焼に加熱作動流体である、それは膨張し、加速します。

希薄成層圏での飛行のために設計されたこの種のモータ。 理論的には、そのようなエンジンは、再利用可能なキャリアの宇宙機で使用することができます。

主な問題の1つは、超音速流でスクラムジェット燃焼の構造を整理することです。

さまざまな国は、それらのすべてが理論的研究と前実験室での研究の段階にある、スクラムジェットを作成するためのいくつかのプログラムを開始しました。

該当する場合にはラムジェット

ラムジェットは、ゼロ速度と低速飛行では動作しません。 このエンジンを搭載した航空機は、その補助ドライブをインストールする必要があります、の役割は固体ロケットブースター、またはキャリア航空機することができ、ラムジェットでマシンを起動するために使用されています。

有人航空機を使用することがほとんど不適切な低速でラムジェットエンジンの非効率性のために。 これらのモータは、好ましくは、その信頼性、シンプルさと安っぽさに無人、翼の、単回使用の軍事ミサイルに使用されます。 ラムジェット・エンジンはまた、飛行ターゲットに使用されています。 ラムジェットの特性に競争が唯一のロケットエンジンです。

核ラムジェット

USSRと米国の間の冷戦の間に、原子炉を備えたラムジェットエアジェットエンジンのプロジェクトが作成されました。

エネルギー源のような単位での燃料の燃焼の化学反応、その代わりに燃焼室の設置原子炉で発生した熱を行っていません。 入力装置を介して入力し、このラムジェット空気は、反応器の活性領域に入り、構造自体はまた、それが完璧なロケットエンジンの速度に近い速度でエンジンノズルのprofluviumを発生3000 K.まで加熱される冷却します。 原子力ラムジェットは、大陸間巡航ミサイル、核電荷キャリアに設置されることを想定します。 両国のコンストラクタは、巡航ミサイルのサイズに収まる小型原子炉を作成しました。

1964年、核ラムジェット研究プログラムの一環として、ToryとPlutoはTory-IIC核ラムジェットの定常発射試験を実施しました。 テストプログラムは1964年XNUMX月に終了し、エンジンの飛行テストは実施されませんでした。 プログラムを縮小した理由としては、化学ロケットエンジンを搭載した弾道ミサイルの装備が改善され、核ラムジェットエンジンを使用せずに戦闘任務を遂行できるようになったことが考えられます。