Авиация Ракета воздух-поверхность - Двигатели
22 января 2011Оглавление:
1. Ракета воздух-поверхность
2. Классификация
3. Конструкция
4. Системы наведения
5. Двигатели
6. Список ракет по странам
Ракеты «воздух-поверхность» оснащаются реактивными двигателями, т.е. двигателями, создающими необходимую для движения ракеты силу тяги посредством преобразования тепловой энергии сгораемого топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. Различают два основных класса реактивных двигателей - ракетные и воздушно-реактивные. 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 сильно зависит от параметров полета - высоты и скорости. Пока не удалось создать универсальный ВРД, поэтому эти двигатели рассчитываются под определенный диапазон рабочих высот и скоростей. Как правило, разгон ракеты с ВРД до рабочего диапазона скоростей осуществляется самим носителем либо стартовым ускорителем.
| Характеристика | РДТТ | ЖРД | ПуВРД | ТРД | ПВРД | ГПВРД |
|---|---|---|---|---|---|---|
| Рабочий диапазон скоростей, число Маха | не ограничен | 0.3-0.8 | 0-3 | 1.5-5 | >5 | |
| Удельная тяга, м/с | 2000-3000 | 2000-4000 | ~7000 | 15000-30000 | ||
| Удельная тяга по весу | нет | ~100 | ~10 | |||
Ракетные двигатели
- Твердотопливные ракетные двигатели
В ракетном двигателе твёрдого топлива используются твёрдое горючее и окислитель. Благодаря простоте конструкции этими двигателями оснащались первые неуправляемые авиационные ракеты. Первые ракеты «воздух-поверхность» имели большие габариты, поэтому РДТТ проигрывал ЖРД по массо-габаритным характеристикам из-за более низкого удельного импульса. По мере развития данного класса ракет их масса и габариты уменьшались, при условии равенства дальности полета и массы полезной нагрузки, а удельный импульс твердотопливных ракетных двигателей благодаря использованию смесевых топлив возрос до 2800-2900м/с. В этих условиях высокая надежность, возможность долговременного хранения и относительная дешевизна этих двигателей привела к их широкому распространению на ракетах «воздух-поверхность» малой и средней дальности. Применение РДТТ на ракетах большой дальности возможно при применении аэробалистической траектории полета.
Представители ракет
- ПТРК: «Вихрь» AGM-114 «Hellfire»
- ПКР: «Gabriel» Mk3 «Penguin» «Экзосет»
- малой и средней дальности: Х-25 · Х-29 · Х-58 AGM-65 «Maverick»
- противорадиолокационные: AGM-88 HARM
- с аэробаллистической траекторией большой дальности: Х-15 AGM-69 SRAM
- Жидкостные ракетные двигатели
В ЖРД используются жидкие топливо и окислитель. В 1940-1950-х годах благодаря отработанной конструкции и более высокому, по сравнению с РДТТ того времени, удельному импульсу, ЖРД стали применяться на первых ракетах «воздух-поверхность» средней и большой дальности. Жидкостным двигателем была оснащена самая первая управляемая ракета «воздух-поверхность» - немецкая Hs 293. Создание твердотопливных двигателей с высоким удельным импульсом привело к постепенному вытеснению жидкостных двигателей с ракет «воздух-поверхность» малой дальности. Эффективное применение жидкостных двигателей на ракетах большой дальности возможно только при использовании высотной траектории полета. В 1960-1970-е годы появились средства дальней противовоздушной и противоракетной обороны. Поэтому на ракетах воздух-поверхность стала применяться энергозатратная низковысотная траектория полета. И вместо жидкостных ракетных двигателей на ракетах большой дальности стали применять воздушно-реактивные двигатели.
Представители ракет
- Малой и средней дальности: Hs 293 Х-28 AGM-12 Bullpup
- Большой дальности: КСР-2 · КСР-5 · Х-22 · Х-45
Воздушно-реактивные двигатели
- Пульсирующие реактивные двигатели
В пульсирующем воздушно-реактивном двигателя сжигание топливо-воздушной смеси в камере сгорания осуществляется циклами-пульсациями. Этот 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.
Пульсирующий двигатель относительно прост по конструкции и в производстве, поэтому он одним из первых стал применяться на ракетах воздух-поверхность. В 1944 году Германия начала применение ракет «поверхность-поверхность» большой дальности Fi-103 при бомбардировках Великобритании. После захвата союзникам стартовых площадок, немецкие ученые разработали систему воздушного старта данных ракет. 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. Когда появились компактные ядерные заряды, уже была отработана конструкция более эффективных турбореактивных двигателей. Поэтому пульсирующие воздушно-реактивные двигатели не получили широкого распространения.
Представители ракет
- Fi-103
- 10Х · 14Х · 16Х
- JB-2
- Турбореактивные двигатели)
Основным отличием турбореактивного двигателя от пульсирующего является наличие компрессора, сжимающего входящий воздух. Компрессор приводится во вращение турбиной, стоящей за камерой сгорания и работающей за счет энергии продуктов сгорания. Такая конструкция позволяет ТРД работать с нулевыми скоростями. При наличии форсажной камеры, эти двигатели применяются на скоростях до 3М. Ограничение связано с тем, что на скоростях в диапазоне 2-3М турбореактивный двигатель не имеет решающих преимуществ по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Начиная со скоростей 2М больший вклад в тягу начинает создавать форсажная камера или специально применяемый второй контур, по конструкции сходный с прямоточным двигателем. Преимущество сверхзвуковго ТРД по сравнению с ПВРД проявляется при необходимости разгона с околонулевых скоростей, что в отличие от ракет «поверхность-поверхность», для ракет «воздух-поверхность» является не столь важным. ТРД достаточно сложны по конструкции и в эксплуатации, имеют большую стоимость, чем РДТТ. Поэтому наибольшее распространение эти двигатели получили на ракетах средней и большой дальности.
Представители
- КС-1 Комета · Х-35· Х-55 · Х-65
- AGM-28 · AGM-84 «Гарпун» · AGM-86 · AGM-129 ACM
- Прямоточные воздушно-реактивные двигатели
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, конструктивно является самым простым ВРД. Существуют ПВРД для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей набегающего потока. Дозвуковые прямоточные двигатели обладают слишком низкими характеристиками по сравнению с ТРД и работоспособны при скоростях набегающего потока больше 0,5М. В силу этого они не получили распространения. В сверхзвуковом ПВРД входное устройство тормозит набегающий поток воздуха до дозвуковой скорости. В камере сгорания происходит смешение воздуха с топливом и его сжигание. Продукты сгорания выходят через сопло. До скоростей порядка 1,5М ПВРД малоэффективен, поэтому на практике на таких скоростях не применяется. Верхний предел скорости 5М связан с понятием теплового барьера для конструкции двигателя. При торможении набегающего потока, попадающего в двигатель, он нагревается. Величину возникающих тепловых нагрузок может дать понятие температуры торможения потока - это температура до которой будет нагрет поток при его торможении до 0 скорости. На высоте 20км и скорости 5М эта величина составит 1730К. Конечно, воздушный поток не тормозится до 0 скоростей и протекающие процессы гораздо сложнее. Но если учесть повышение температуры в камере сгорания двигателя за счет горения топлива, то нагрев получается выше термической устойчивости материалов двигателя. При нагреве материалы теряют свою прочность, поэтому допустимые температуры нагрева для алюминиевых сплавов составляют 400К, для титановых сплавов - 800К, для жаропрочных сталей - 900К. На данный момент даже применение специальных жаропрочных сплавов и покрытий не позволяет создать ПВРД для скоростей набегающего потока выше 5М. Наибольшее распространение получили двигатели для скоростей полета порядка 2-3М. Конструктивно они могут выполняться на жидком топливе или на твердом. Жидкотопливный ПВРД использует топливо и систему его впрыска, сходную с применяемыми на ТРД. В твердотопливном ПВРД используется твердое смесевое топливо из компонентов, сходных с применяемыми для РДТТ. Для ПВРД смесевое топливо изготавливается с недостатком окислителя. При его сгорании получаются продукты сгорания, которые потом, после смешения с поступающим извне воздухом, дожигаются в камере сгорания.
Представители
- Х-31 · Х-41 «Москит» · Х-61
- ASMP
- Гиперзвуковые прямоточные ракетные двигатели
Принцип работы гиперзвукового прямоточного ракетного двигателя, подобен сверхзвуковому прямоточному двигателю. Основным отличием является то, что горение топлива осуществляется не в дозвуковом, а в сверхзвуковом потоке воздуха. Это помогает решить проблему теплового барьера, но влечет за собой значительное удлинение камеры сгорания. Одним из вариантов решения данной проблемы являются ГПВРД с внешним горением, когда камера сгорания отсутствует. В этом случае роль входного устройства, камеры сгорания и сопла играет нижняя поверхность летательного аппарата. Этот тип двигателей является одним из самых сложных в реализации, но сулит громадные перспективы. В СССР этот тип двигателя существовал только на уровне экспериментальных образцов. В США на данный момент ведутся работы по созданию гиперзвуковой ракеты Х-51 в рамках программы Prompt Global Strike.
- Х-51
Просмотров: 19816
|
|