Глава1.История и предпосылки создания
В 1950-е гг. в СССР, в отличие от США, создание атомного бомбардировщика воспринималось не просто как желательная, пусть даже очень, но как жизненно необходимая задача. Это отношение сформировалось среди высшего руководства армии и военно-промышленного комплекса в результате осознания двух обстоятельств. Во-первых, огромного, подавляющего преимущества Штатов с точки зрения самой возможности атомной бомбардировки территории потенциального противника. Действуя с десятков военно-воздушных баз в Европе, на Ближнем и Дальнем Востоке, самолеты США, даже обладая дальностью полета всего 5-10 тыс. км, могли достичь любой точки СССР и вернуться обратно. Советские же бомбардировщики вынуждены были работать с аэродромов на собственной территории, и для аналогичного рейда на США должны были преодолеть 15-20 тыс. км. Самолетов с такой дальностью в СССР не было вообще. Первые советские стратегические бомбардировщики М-4 и Ту-95 могли «накрыть» лишь самый север США и сравнительно небольшие участки обоих побережий. Но даже этих машин в 1957 г. насчитывалось всего 22. А количество американских самолетов, способных наносить удары по СССР, достигло к тому времени 1800! Причем это были первоклассные бомбардировщики-носители атомного оружия В-52, В-36, В-47, а через пару лет к ним присоединились сверхзвуковые В-58.
В результате, 28 марта 1956 г. вышло правительственное постановление о создании летающей лаборатории на базе стратегического бомбардировщика Ту-95 для «исследований влияния излучения авиационного ядерного реактора на самолетное оборудование, а также изучения вопросов, связанных с радиационной защитой экипажа и особенностей эксплуатации самолета с ядерным реактором на борту». Два года спустя были построены наземный стенд и установка для самолета, перевезены на полигон в Семипалатинск, и в первом полугодии 1959 г. агрегаты заработали. С мая по август 1961 г. самолет Ту-95ЛАЛ выполнил 34 полета. По слухам, циркулирующим в «оборонке», одной из главных проблем было облучение летчиков через окружающий воздух, что однозначно подтвердило: допустимая в космосе теневая защита в атмосфере не годится, что сразу утяжеляет ее в шесть раз… Следующим этапом должен был стать Ту-119 – тот же Ту-95, но два средних турбовинтовых НК-12 заменялись на атомные НК-14А, в которых вместо камер сгорания ставились теплообменники, нагреваемые атомным реактором, стоящим в грузовом отсеке. Из других проектов атомолетов что-то определенное можно сказать только о Ту-120 – атомном варианте сверхзвукового бомбардировщика Ту-22. Предполагалось, что 85-тонный самолет длиной 30,7 м и с размахом крыла 24,4 м (площадь крыла 170 м2) будет разгоняться до 1350-1450 км/ч на высоте 8 км. Машина представляла собою высокоплан классической схемы, двигатели и реактор размещались в хвостовой части…
Силовые установки самолетов и вертолетов
... турбовентиляторные двигатели нашли в современных дозвуковых транспортных самолетах Рис. 5 Типы авиационных двигателей. Любая авиационная ... которой летательный аппарат не падает. Самолет поддерживают крылья, которые тоже изменяют количество движения ... двигатель, преобразующий тепловую энергию в механическую. В тепловом двигателе происходит изменение состояния рабочего тела, как правило, в результате ...
3
Глава 2. Строение и принцип работы
Турбореактивный двигатель с атомным реактором (ТРДА) по конструкции очень сильно напоминает обычный турбореактивный двигатель (ТРД).
Только если в ТРД тяга создается расширяющимися при сгорании керосина раскаленными газами, то в ТРДА воздух нагревается, проходя через реактор. Ядерная энергия может быть использована для нагрева рабочего тела не только в воздушно-реактивном, но и в ядерном ракетном двигателе (ЯРД) которые принято делить на реактивные, в которых процесс нагрева рабочего тела (РТ) происходит непрерывно, и импульсные или пульсирующие (тоже в общем то реактивные), в которых ядерная энергия выделяется дискретно, путем серии ядерных (термоядерных) взрывов малой мощности. По агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора ЯРД делят на твёрдофазные, жидкофазные и газофазные (плазма).
Отдельно можно выделить ЯРД в реакторе которого ядерное горючее находится в псевдосжиженом состоянии (в виде вращающегося «облака» пылевидных частиц).
Другой разновидностью реактивного ЯРД является двигатель использующий для нагрева РТ тепловую энергию выделяющаяся при самопроизвольном делении радиоактивных изотопов (радиоактивного распада).
Достоинством такого двигателя является простота конструкции, существенным недостатком – высокая стоимость изотопов (например полония-210).
Кроме того при самопроизвольном распаде изотопа тепло выделяется постоянно, даже при выключенном двигателе, и его надо как-то отводить из двигателя что усложняет и утяжеляет конструкцию. В импульсном ЯРД энергия атомного взрыва испаряет РТ, превращая его в плазму. Расширяющееся плазменное облако оказывает давление на мощное металлическое днище (плиту-толкатель) и создает реактивную тягу. В качестве РТ может быть использовано легко обращаемое в газ твердое вещество, наносимое на плиту-толкатель, жидкий водород или вода, хранящиеся в специальном баке. Это схема так называемого импульсного ЯРД внешнего действия, другой разновидностью является импульсный ЯРД внутреннего действия, в котором подрыв небольших ядерных или термоядерных зарядов производится внутри специальных камер (камер сгорания) снабженных реактивными соплами. Туда же подается и РТ, которое истекая через сопло создает тягу подобно обычным ЖРД. Такая система более эффективна, поскольку всё РТ и продукты взрыва используются для создания тяги. Однако то, что взрывы происходят внутри некоторого объема, налагает ограничения на давление и температуру в камере сгорания. Импульсный ЯРД внешнего действия проще, а огромное количество выделяющийся в ядерных реакциях энергии позволяет даже при меньшем КПД получить хорошие характеристики таких систем.
Активная зона авиационного атомного реактора на тепловых нейтронах набиралась из керамических тепловыделяющих элементов, в которых имелись продольные шестигранные каналы для прохода нагреваемого воздуха. Расчетная тяга разрабатываемого двигателя должна была составить 22,5 т. Рассматривались два варианта компоновки ТРДА — «коромысло», при котором вал компрессора располагался вне реактора, и «соосный», где вал проходил по оси реактора. В первом варианте вал работал в щадящем режиме, во втором требовались специальные высокопрочные материалы. Но соосный вариант обеспечивал меньшие размеры двигателя. Поэтому одновременно прорабатывались варианты с обеими двигательными установками. Инженеры пытались применить и тот, и другой тип двигателя, находя в каждом из них как преимущества, так и недостатки[1].
Реактивный двигатель принцип работы. Реактивные двигатели
... чрезмерно горячей смеси. Поток холодного воздуха не дает манжете сопла расплавиться. В двигателях воздушных судов могут быть установлены различные сопла. Наиболее совершенными считаются подвижные. Подвижное ... длине проточной части наблюдается максимальное давление. Нагревание сжатого воздуха в камере сгорания происходит путем окисления подаваемого воздуха, при этом внутренняя энергия рабочего тела ...
4
Рис1.Атомный ТРД схемы «коромысло».
Рис2.Атомный ТРД «соосной» схемы.
Рис3.Комбинированный турбореактивно-атомный двигатель: 1 – электростартер; 2 – заслонки; 3 – воздуховод прямоточного контура; 4 – компрессор; 5 – камера сгорания; 6 – корпус атомного реактора; 7 – тепловыделяющая сборка
5
В первой активная зона, что называется, «один в один» заменяла камеру сгорания обычного ТРД. Схема давала максимальный энергетический выход, обеспечивала минимальный мидель (в данном случае – площадь поперечного сечения) самолета, но создавала серьёзные проблемы в эксплуатации. Вторая несколько упрощала эксплуатацию, но в полтора раза увеличивала лобовое сопротивление. Наконец, наиболее перспективной на том этапе признали комбинированную схему, в которой атомный реактор ставился в форсажной камере турбореактивного двигателя, и в результате весь агрегат мог работать и как обычный ТРД, и как ТРД с атомным форсажем, и как атомный прямоточный на больших скоростях. Летчик и штурман размещались рядом в защищенной капсуле. Уникальной особенностью самолета было то, что в системе жизнеобеспечения экипажа нельзя – как это обычно делается – использовать окружающий воздух, и кабина снабжалась запасами жидкого кислорода и азота.
Ядерные турбореактивные двигатели для М-60 должны были развивать взлетную тягу порядка 22500 кгс. Главный вывод, который содержался в Заключении к предварительному проекту М-60, звучал так: «…наряду с большими трудностями создания двигателя, оборудования и планера самолета возникают совершенно новые проблемы обеспечения наземной эксплуатации и защиты экипажа, населения и местности в случае вынужденной посадки. Эти задачи… еще не решены. В то же время, именно возможностью решения этих проблем определяется целесообразность создания пилотируемого самолета с атомным двигателем»[3].
Проект самолёта с атомным двигателем.
6
Глава 3.Достоинства и недостатки
Важным параметром двигателя является его удельный импульс тяги, характеризующий его эффективность (чем он больше, тем меньше РТ расходуется на создание килограмма тяги).Удельный импульс для разных типов двигателей изменяется в широких пределах: твердотопливный РД -2650 м/сек, ЖРД-4500 м/сек, электрохимический ЭРД – 3000 м/сек, плазменный ЭРД до 290 тысяч. Как известно, величина удельного импульса прямо пропорциональна квадратному корню из значения температуры РТ перед соплом. Она (температура) в свою очередь определяется теплотворной способностью топлива. Лучший показатель среди химических топлив имеет пара бериллий + кислород – 7200ккал/кг. Теплотворная способность Урана-235 примерно в 2 млн. раз выше. Однако количество энергии, которое может быть полезно использовано только в 1400 раз больше. Ограничения накладываемые конструктивными особенностями уменьшают эту цифру для твердофазного ЯРД до 2-3 (максимально достижимая температура РТ около3000 град.).
7 стр., 3229 словРакетный двигатель твердого топлива (РДТТ)
... частотой. Изобретение позволяет создать ракетный двигатель с высоким удельным импульсом тяги и возможностью изменения тяги в широких пределах. 1 ил. Твердотопливные ракетные двигатели (РДТТ) имеют одно ... так называемого защитно-крепящего слоя. Для регулирования величиной и направлением тяги ракетные двигатели могут содержать рулевые органы, узлы, обеспечивающие изменение геометрии соплового ...
Однако удельный импульс твердофазного ЯРД составляет примерно 9000 м/с, против 3500-4500 у современных ЖРД. У жидкофазных ЯРД удельный импульс может достигать 20000 м/сек, у газофазных, где температура РТ может достигать десятков тысяч градусов, удельный импульс составляет 15-70 тысяч м/сек.
Другим важным параметром характеризующим весовое совершенство ДУ или двигателя является их удельный вес – отношение веса ДУ (с компонентами топлива или без) или двигателя к создаваемой тяге. Применяется и обратная ей величина – удельная тяга. Удельный вес (тяга) определяет достижимое ускорение летательного аппарата, его тяговооруженность. У современных ЖРД удельный вес составляет 7-20 кг. Тяги на тонну собственного веса т.е. отношение тяги к весу достигает 14. У ЯРД также неплохое отношение тяги к собственному весу – до 10. При этом для ЖРД, использующих кислородно-водородное топливо, отношение массы РТ к массе конструкции
находится в пределах 7-8. У твердофазных ЯРД этот параметр снижается до 3-5, что
обеспечивает выигрыш в удельном весе ДУ с учетом веса РТ. У ЭРД развиваемая тяга
ограничивается большим расходом энергии на создание 1кг. Тяги (от 10 кВт до 1МВт).
Максимальная тяга существующих ЭРД – несколько килограмм. При наличии в ЭРДУ дополнительных элементов, связанных с электропитанием ЭРД тяговооружённость аппарата с такой ДУ много меньше единицы. Это делает невозможным их использование для вывода полезных грузов на околоземную орбиту (некоторые ЭРД вообще могут работать лишь в условиях космического вакуума).ЭРД имеет смысл применять только в космических аппаратах как двигатели малой тяги для ориентации, стабилизации и коррекции орбит. Из-за малого расхода рабочего тела (большой удельный импульс) время непрерывной работы ЭРД может измеряться месяцами и годами. Обеспечение ЭРД электроэнергией от ядерного реактора позволит применять их для полетов на «окраины» Солнечной системы, где мощности солнечных батарей будет недостаточно[2].
Таким образом, основным преимуществом ЯРД перед другими видами РД является большой удельный импульс, при высокой тяговооруженности (десятки, сотни и тысячи тонн тяги при значительно меньшем собственном весе).Основным недостатком ЯРД является наличие мощного потока проникающей радиации а также вынос высокорадиоактивных соединений урана с отраборанным РТ. В этой связи ЯРД неприемлем для наземных пусков.
Эти проблемы так и не были решены в процессе проектирования атомных двигателей.
7
Список литературы
1)
2)http://www.popmech.ru/technologies/8841-verkhom-na-reaktore-atomnyy-samolet/
Теория локомотивной тяги
... расчётов. Исходные данные (Вариант 03) Таблица №1 Локомотив Электровоз ВЛ10У Доля вагонов в поезде, % 4-осные ... по формуле (4): локомотивная тяга тормозной вагон Окончательный уклон спрямленного участка рассчитаем по формуле (6): По формулам спрямим элементы №10,11. По формуле ... (ПТР) для поездной работы. В настоящее время тяговые расчёты выполняются преимущественно на ЭВМ по имеющимся программам в ...
3) http://vfk1.narod.ru/JACU2.htm
4) http://rocketpolk44.narod.ru/stran/yrd.htm
8
