Скачать книгу zip 3Mb

Можно кратко ознакомиться с содержанием книги:

ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ АВИАМОДЕЛЬНОГО ПуВРД

ПуВРД имеет следующие основные элементы: входной участок а — в (рис. 1) (в дальнейшем входную часть будем называть головкой /), заканчивающийся клапанной решеткой, состоящей из диска 6 и клапанов 7; камеру сгорания 2, участок в — г; реактивное сопло 3, участок г — д\ выхлопную трубу 4, участок д — е.
Входной канал головки / имеет конфузорный а — б и диффузорный б — в участки. В начале диффузорного участка устанавливается топливная трубка 8 с регулировочной иглой 5.

Воздух, проходя через конфузорную часть, увеличивает свою скорость, вследствие чего давление на этом участке, согласно закону Бернулли, падает. Под действием пониженного давления из трубки 8 начинает подсасываться топливо, которое затем подхватывается струей воздуха, разбивается ею на более мелкие частички и испаряется. Образовавшаяся карбюрированная смесь, проходя диффузорную часть головки, несколько поджимается за счет уменьшения скорости движения и в окончательно перемешанном виде через входные отверстия клапанной решетки поступает в камеру сгорания.
Первоначально топливно-воздушная смесь, заполнившая объем камеры сгорания, воспламеняется с помощью электрической свечи, в крайнем случае с помощью открытого очага пламени, подводимого к обрезу выхлопной трубы, т. е. к сечению с — е. Когда двигатель выйдет на рабочий режим, вновь поступающая в камеру сгорания топливно-воздушиая смесь воспламеняется не от постороннего источника, а от горячих газов. Таким образом, электрическая свеча или другой источник пламени необходимы лишь в период запуска двигателя.

Образовавшиеся в процессе сгорания топливно-воз-душной смеси газы резко повышают давление в камере сгорания, и пластинчатые клапаны клапанной решетки закрываются, а газы устремляются в открытую часть камеры сгорания в сторону выхлопной трубы. В некоторый момент давление и температура газов достигают своего максимального значения. В этот период скорость истечения газов из реактивного сопла и тяга, развиваемая двигателем, также максимальны.
Под действием повышенного давления в камере сгорания горячие газы движутся в виде газового «поршня», который, проходя через реактивное сопло, приобретает максимальную кинетическую энергию. По мере выхода основной массы газов из камеры сгорания давление в ней
начинает падать. Газовый «поршень», двигаясь по инерции, создает за собой разрежение. Это разрежение начинается от клапанной решетки и по мере движения основной массы газов в сторону выхода распространяется на всю длину рабочей трубы двигателя, т. с. до сечения е — е. В результате этого под действием более высокого давлении в диффузор-нон части головки пластинчатые клапаны открываются и камера сгорания наполняется очередной порцией топ-ливно-воздушной смеси.
С другой стороны, разрежение, распространившееся до обреза выхлопной трубы, приводит к тому, что скорость части газов, двигающихся по выхлопной трубе в сторону выхода, падает до нуля, а затем получает обратное значение,— газы в смеси с подсосанным воздухом начинают двигаться в сторону камеры сгорания. К этому времени камера сгорания наполнилась очередной порцией топлнвпо-воздушной смеси и движущиеся в обратном направлении газы (волна давления) несколько поджимают ее и воспламеняют.

Таким образом, в рабочей трубе двигателя в процессе его работы происходит колебание газового столба: в период повышенного давления в камере сгорания газы движутся в сторону выхода, в период пониженного давления — в сторону камеры сгорания. И чем интенсивнее колебания газового столба в рабочей трубе, тем глубже величина разрежения в камере сгорания, тем больше в нее поступит топливно-воздушной смеси, что, в свою очередь, приведет к повышению давления, а следовательно, и к увеличению тяги, развиваемой двигателем за цикл.
После того как воспламенилась очередная порция топ-лпвно-воздушной смеси, цикл повторяется. На рис. 2 схематично показана последовательность работы двигателя за один цикл:
— заполнение камеры сгорания свежей смесью при открытых клапанах в период запуска а;
— момент воспламенения смеси б (образовавшиеся при сгорании газы расширяются, давление в камере сгорания возрастает, клапаны закрываются и газы устремляются через реактивное сопло в выхлопную трубу);
— продукты сгорания в своей основной массе в виде газового «поршня» движутся к выходу и создают за собой разрежение, клапаны открываются и происходит наполнение камеры сгорания свежей смесью в;
— в камеру сгорания продолжает поступать свежая смесь г (основная масса газов — газовый «поршень» — покинула выхлопную трубу, и разрежение распространилось до обреза выхлопной трубы, через который начинается всасывание части остаточных газов и чистого воздуха из атмосферы);
— заканчивается наполнение камеры сгорания свежей смесью д (клапаны закрываются и со стороны выхлопной трубы по направлению к клапанной решетке движется столб остаточных газов и воздуха, поджимающий смесь);

— в камере сгорания происходит воспламенение и сгорание смеси е (газы устремляются через реактивное сопло в выхлопную трубу и цикл повторяется).
Вследствие того что давление в камере сгорания меняется от какого-то максимального значения, больше атмосферного, до минимального, меньше атмосферного, скорость истечения газа из двигателя тоже непостоянна в течение цикла. В момент наибольшего давления в камере сгорания скорость истечения из реактивного сопла также наибольшая. Затем, по мере выхода основной массы газов из двигателя, скорость истечения падает до нуля и далее направлена уже в сторону клапанной решетки. В зависимости от изменения скорости истечения и массы газов за цикл меняется и тяга двигателя.

На рис. 3 показан характер изменения давления р и скорости истечения газа Се за цикл в ПуВРД с длинной выхлопной трубой. Из рисунка видно, что скорость истечения газа, с некоторым сдвигом по времени, изменяется в соответствии с изменением давления и достигает своего максимума примерно при максимальном значении давления. В период, когда давление в рабочей трубе ниже атмосферного, скорость истечения и тяга — отрицательны (участок ш), так как газы движутся по выхлопной трубе в сторону камеры сгорания.

В результате того что газы, двигаясь по выхлопной трубе, образуют разрежение в камере сгорания, ПуВРД может работать на месте при отсутствии скоростного напора.

ЭЛЕМЕНТАРНАЯ ТЕОРИЯ АВИАМОДЕЛЬНОГО ПуВРД

Тяга, развиваемая двигателем

Тяга, развиваемая реактивным двигателем (в том числе и пульсирующим), определяется вторым и третьим законами механики.
Тяга за один цикл ПуВРД изменяется от максимальной— положительной величины до минимальной — отрицательной. Такое изменение тяги за цикл обусловлено принципом действия двигателя, т. е. тем, что параметры газа—давление, скорость истечения и температура — в течение цикла непостоянны. Поэтому, переходя к определению силы тяги, введем понятие о средней скорости истечения газа из двигателя. Обозначим эту скорость Свср (см. рис. 3).
Определим тягу двигателя как реактивную силу, соответствующую предполагаемой средней скорости истечения. Согласно второму закону механики изменение количества движения любого газового потока, в том числе и в двигателе, равно импульсу силы, т. е. в данном случае силы тяги:
Р* = тг - С,ср — таУ, (1)
где тг— масса продуктов сгорания топлива;
тй — масса воздуха, поступающего в двигатель; С,ср — средняя скорость истечения продуктов сгорания;
V — скорость полета модели; Р — сила тяги; I — время действия силы, Формулу (1) можно записать и в другом виде, разделив правую и левую ее части на I:
т.. гпп
, (2)
где тг. сек и МБ. сек — представляют собой массы продуктов сгорания и воздуха, протекающих через двигатель в секунду, и, следовательно, могут быть выражены через соответствующие секундные весовые расходы Сг. сек
II Ов. сек, Т. С.
_ ^г. сек _ "р. сек
. сек — ~~а " в- сек — ~~~а
Подставляя в формулу (2) секундные массовые расходы, выраженные через секундные весовые расходы, получим:
г-сск в- сск
*-*
г> -. п. сек
Вынося за скобку - , получим выражение
. сек г. сек
. сек
Известно, что для полного сгорания 1 кг углеводородного топлива (например, бензина) необходимо примерно 15 кг воздуха. Если теперь предположить, что мы сожгли 1 кг бензина и на его сгорание потребовалось 15 кг воздуха, то вес продуктов сгорания 6Г будет равен: СГ = 0Т + (гв = 1 кг топлива 4- 15 кг воздуха = 16 кг про- дуктов сгорания, а отношение ~ в весовых единицах
В
будет иметь вид:
вг (?т + (?в ] + 15
—^ .» р
Это же значение будет иметь и отношение^-1
в- сек
п г сек
Принимая отношение т^ — равным единице, получим более простую и достаточно точную формулу для определения силы тяги:
Я = ^ (С,ер - V). (5)
При работе двигателя на месте, когда V = О, получим
Р = ^ С"ср- (6)
Формулы (5 и 6) можно написать в более развернутом виде:
, (Т)
где Св. ц—вес воздуха, протекающего через двигатель
за один цикл;
п — число циклов в секунду.
Анализируя формулы (7 и 8), можно сделать вывод, что тяга ПуВРД зависит:
— от количества воздуха, проходящего через двигатель за цикл;
— от средней скорости истечения газа из двигателя;
— от числа циклов в секунду.
Чем больше число циклов двигателя в секунду и чем больше через него проходит топливно-воздушной смеси, тем больше развиваемая двигателем тяга.
Основные относительные (удельные) параметры
ПуВРД
Летно-эксплуатационные качества пульсирующих воздушно-реактивных двигателей для авиамоделей удобнее всего сравнивать, пользуясь относительными параметрами.
Основными относительными параметрами двигателя являются: удельная тяга, удельный расход топлива, удельный вес и удельная лобовая тяга.
Удельная тяга Руд — это отношение развиваемой двигателем тяги Р [кг] к весовому секундному расходу воздуха через двигатель.

Подставляя в данную формулу значение силы тяги Р из формулы (5), получим
1
При работе двигателя на месте, т. е. при V = 0, выражение для удельной тяги примет очень простой вид:
п *ср
* уд - - .
УД ^
Таким образом, зная среднюю скорость истечения газа из двигателя, можем легко определить удельную тягу двигателя.
Удельный расход топлива С?уд равен отношению часового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем
бт Г *г Ч Г г 1 аУД — ~р~ " |_«/ас-^ [час -г] *
где 6 уд — удельный расход топлива;
^ « г кг г ] 6Т — часовой расход топлива — » — | .
Зная секундный расход топлива Ст. сек. можно определить часовой расход по формуле
6т = 3600 . Сг. сек.
Удельный расход топлива — важная эксплуатационная характеристика двигателя, показывающая его экономичность. Чем меньше 6УЛ, тем больше дальность и продолжительность полета модели при прочих равных условиях.
Удельный вес двигателя -,"дп равен отношению сухого веса двигателя к максимальной тяге, развиваемой двигателем на месте:
„
Тдв
_^ Г«1ГО
— р » [«г] [г ] »
где 7дп — удельный вес двигателя;
6ДП — сухой вес двигателя.
При заданной величине тяги удельный вес двигателя определяет вес двигательной установки, который, как известно, сильно влияет на летные параметры летающей модели и в первую очередь на ее скорость, высоту и грузоподъемность. Чем меньше удельный вес двигателя при заданной тяге, тем совершеннее его конструкция, тем большего веса модель этот двигатель может поднять в воздух.
Удельная лобовая тяга Я.™-, — это отношение тяги, развиваемой двигателем, к площади его наибольшего поперечного сечения
где Рлоб — удельная лобовая тяга;
/""лоо — площадь наибольшего поперечного сечения двигателя.
Удельная лобовая тяга играет важную роль при оценке аэродинамических качеств двигателя, особенно для скоростных летающих моделей. Чем больше РЛоб, тем меньшая доля тяги, развиваемой двигателем в полете, расходуется па преодоление его собственного сопротивления.
ПуВРД, имеющий малую лобовую площадь, удобен для установки на летающие модели.
Относительные (удельные) параметры двигателя меняются с изменением скорости и высоты полета, так как при этом не сохраняют свою величину тяга, развиваемая двигателем, и суммарный расход топлива. Поэтому относительные параметры обычно относятся к работе неподвижного двигателя на режиме максимальной тяги на земле.
Изменение тяги ПуВРД в зависимости от скорости
полета
Тяга ПуВРД в зависимости от скорости полета может изменяться различным образом и зависит от способа регулирования подачи топлива в камеру сгорания. От того, по какому закону осуществляется подача топлива, зависит и изменение скоростной характеристики двигателя.
На известных конструкциях летающих моделей самолетов с ПуВРД, как правило, не применяют специальных автоматических устройств для подачи топлива в камеру сгорания в зависимости от скорости и высоты полета, а регулируют двигатели на земле на максимальную тягу или пл наиболее устойчивый и наложный режим работы.
На больших летательных аппаратах с ПуБРД всегда устанавливают автомат подачи топлива, который в зависимости от скорости н высоты полета поддерживает постоянным качество топливпо-воздушпой смеси, поступающей в камеру сгорания, и тем самым поддерживает устойчивый и наиболее эффективный режим работы двигателя. Ниже рассмотрим скоростные характеристики двигателя в тех случаях, когда установлен автомат подачи топлива и когда он не установлен.
Для полного сгорания топлива требуется строго определенное количество воздуха. Для углеводородных топлив, например бензина и керосина, отношение веса воздуха, необходимого для полного сгорания топлива, к весу этого топлива равно примерно 15. Это отношение обычно обозначают буквой /,. Поэтому, зная вес топлива, можно определить сразу же количество теоретически необходимого воздуха:
6В = /^г. (13)
Секундные расходы находятся точно в такой же зависимости:
^ и. сек == <^^г. сек- (103.)
Но в двигатель не всегда поступает воздуха столько, сколько нужно для полного сгорания топлива: его может быть больше или меньше. Отношение количества воздуха, поступающего о камеру сгорания двигателя, к количеству воздуха, теоретически необходимого для полного сгорания топлива, называется коэффициентом избытка воздуха а.
(14) * = ^- (Н а)

В том случае, когда воздуха в камеру сгорания поступает больше, чем теоретически нужно для сгорания 1 кг топлива, а будет больше единицы и смесь называется бедной. Если же воздуха в камеру сгорания поступит меньше, чем необходимо теоретически, то а будет меньше единицы и смесь называется богатой.
На рис. 4 показан характер изменения тяги ПуВРД в зависимости от количества топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания. При этом имеется в виду, что двигатель работает на земле или скорость обдува его постоянна.
Из графика видно, что тяга с увеличением количества топлива, поступающего в камеру сгорания, вначале растет до определенного предела, а затем, достигнув максимума, быстро падает.
Такой характер кривой обусловлен тем, что на очень бедной смеси (левая ветвь), когда о камеру сгорания
поступает мало топлива, интенсивность работы двигателя слабая и тяга двигателя при этом небольшая. С увеличением поступления топлива в камеру сгорания двигатель начинает работать более устойчиво и интенсивно, и тяга начинает расти. При каком-то определенном количестве впрыскиваемого топлива в камеру сгорания, т. е. при каком-то определенном качестве смеси тяга достигает своего наибольшего значения.
При дальнейшем обогащении смеси процесс сгорания нарушается и тяга двигателя вновь падает. Работа двигателя на правой части характеристики (вправо от точки РН) сопровождается ненормальным сгоранием смеси, в результате чего возможно самопроизвольное прекращение работы. Таким образом, ПуВРД имеет определенный диапазон устойчивой работы по качеству смеси и этот диапазон а ~ 0,75—1,05. Поэтому практически ПуВРД — двигатель однорежимный, и его режим выбирают немного левее максимума тяги (точка Рр) с таким расчетом, чтобы гарантировать надежную и устойчивую работу и при увеличении, и при уменьшении расхода топлива.
Если кривая / (см. рис. 4) была снята на скорости, равной нулю на земле, то при каком-то постоянном обдуве или при какой-то постоянной скорости полета также у земли кривая изменения тяги, в зависимости от количества топлива, поступающего в камеру сгорания, сдвинется вправо и вверх, так как с увеличением расхода воздуха увеличивается и расход топлива, а следовательно, возрастет и максимум тяги — кривая //.
На рис. 5 показано изменение тяги ПуВРД с автоматом подачи топлива в зависимости от скорости полета. Такой характер изменения тяги обусловлен тем, что с увеличением скорости полета возрастает весовой расход воздуха через двигатель за счет скоростного напора, при этом автомат подачи топлива начинает увеличивать количество топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания или в диффузориую часть головки, и тем самым поддерживает постоянным качество топливно-воз-душной смеси и нормаль-
Рис. 5. Изменение тяги ПуВРД с автоматом полачи топлива в зависимости от скорости полета
нын процесс сгорания.
В результате с увеличением скорости полета тяга ПуВРД
с автоматом подачи топлива начинает расти и достигает
своего максимума на какой-то определенной скорости
полета.
При дальнейшем увеличении скорости полета тяга двигателя начинает падать вследствие изменения фазы открытия и закрытия входных клапанов из-за воздействия скоростного напора и сильного отсоса газов из выхлопной трубы, в результате которого ослабляется их обратный ток в сторону камеры сгорания. Циклы становятся слабыми по интенсивности, а при скорости полета 700—750 км/час двигатель может перейти на непрерывное горение смеси без выраженной цикличности. По этой же причине происходит уменьшение максимума тяги и на кривой /// (см. рис. 4). Следовательно, с увеличением скорости полета необходимо регулировать подачу топлива в камеру сгорания с таким расчетом» чтобы поддерживать постоянным качество смеси. При этом условии тяга ПуВРД в определенном диапазоне скоростей полета меняется незначительно.

Сравнивая тягооые характеристики авиамодельного ПуВРД и поршневого моторчика с винтом фиксированного шага (см. рис. 5), можно сказать, что тяга ПуВРД в значительном диапазоне скоростей практически остается постоянной; тяга же поршневого моторчика с винтом фиксированного шага с увеличением скорости полета начинает сразу падать. Точки пересечения кривых располагаемых тяг ПуВРД и поршневого моторчика с кривой потребной тяги для соответствующих моделей с равными аэродинамическими качествами определяют максимальные скорости полета, которые эти модели могут развить в горизонтальном полете. Модель с ПуВРД может развивать значительно большую скорость, чем модель с поршневым моторчиком. Это и определяет преимущество ПуВРД.
В действительности на моделях с ПуВРД, полетный вес которых строго ограничен спортивными нормами, как правило, не устанавливают автомат подачи топлива, так как в настоящее время еще нет простых по конструкции автоматов, надежных в эксплуатации и, главное, небольших по габаритам и весу. Поэтому используются простейшие топливные системы, в которых топливо в диф-фузорную часть головки поступает за счет разрежения, создаваемого в ней при прохождении воздуха, или подается под давлением, отбираемым из камеры сгорания и направляемым в топливный бачок, или с помощью качающего устройства. Ни одна из используемых топливных систем не поддерживает постоянным качество топлнвно-воздушной смеси при изменении скорости и высоты полета. В главе 7 при рассмотрении топливных систем указывается па влияние каждой из них на характер изменения тяги ПуВРД в зависимости от скорости полета; там же даны и соответствующие рекомендации.

Определение основных параметров ПуВРД

Сравнивать пульсирующие воздушно-реактивные двигатели для авиамоделей двигатели между собой и выявлять преимущества одного перед другим удобнее всего по удельным параметрам, для определения которых необходимо знать основные данные двигателя: тягу Р, расход топлива Сг и расход воздуха С0. Как правило, основные параметры ПуВРД определяются экспериментальным путем, с использованием несложного оборудования.
Разберем теперь методы и приспособления, с помощью которых можно определить эти параметры.
Определение тяги. На рис. 6 дана принципиальная схема испытательного стенда для определения тяги малогабаритного ПуВРД.
На ящике, изготовленном из 8-м м фанеры, крепятся две металлические стойки, заканчивающиеся в верхней части полукольцами. На этих полукольцах шарнирно подвешены дна хомутика крепления двигателя: один из них расположен в месте перехода камеры сгорания в реактивное сопло, а другой — на выхлопной трубе. Нижние части

стоек жестко приклепаны к стальным осям; острые концы осей входят в соответствующие конические углублении в зажимных винтах. Зажимные винты ввернуты в неподвижные стальные кронштейны, установленные в верхней части ящика. Таким образом, при повороте стоек на своих осях двигатель сохраняет горизонтальное положение. К передней стойке прикреплен один конец спиральной пружины, другой конец которой соединен с петлей на ящике. Задняя стойка имеет стрелку, перемещающуюся по шкале.
Тарировку шкалы можно производить с помощью динамометра, зацепив его за веревочную петлю, привя занную к топливной трубке в диффузоре. Динамометр должен быть расположен вдоль оси двигателя.
Во время запуска двигателя передняя стоика удерживается специальным стопором и только в том случае, когда нужно замерить тягу, стопор снимается.
1
!
Ч
~Р/77 .../77
Рис. 7. Принципиальная электрическая схема запуска
ПуВРД:
В — кнопочный выключатель; Тр — понижающий трансформатор;
К\ и Л"а —клеммы; С — сердечник; II", —первичная обмотка; №г —вторичная обмотка; С\ — конденсатор; П — прерыватель; Пр —
пружина; Р — разрядник (электрическая свеча); т — масса
Внутри ящика размещены воздушный баллон объемом примерно 4 л, пусковая кагушка и трансформатор, используемые для запуска двигателя. Электрический ток подводится от сети к трансформатору, понижающему напряжение до 24 0, а от трансформатора — к пусковой катушке. Проводник высокого напряжения от пусковой катушки через верхнее днище ящика подсоединяется к электрической запальной свече двигателя. Принципиальная электрическая схема зажигания дана на рис. 7. При использовании аккумуляторных батарей напряжением 12-т- 24 в трансформатор отключается и батареи подсоединяются к клеммам ^1 и К%.
Более простая схема станка для замера тяги ПуВРД приведена на рис. 8. Станок состоит из основания (доски с двумя железными или дюралюмиииевым-и уголками), тележки с крепежными хомутиками для двигателя, динамометра и топливного бачка. Стоика с топливным бачком сдвинута от оси двигателя с таким расчетом, чтобы не мешать перемещению двигателя во время его работы. Колеса тележки имеют направляющие пазы глубиной 3 — 3,5 мм и шириной на 1 мм больше ширины ребра уголка.

После запуска двигателя и установления режима его работы стопорная петля снимается с крючка тележки и замеряется тяга по динамометру.
Рис. 8. Схема станка для определения тяги ПуВРД:
1 — двигатель; 2 — топливный бачок; 3 — стойка; 4 — тележка; 5 —динамометр; б —стопорная петля; 7—доска; 6"— уголки
Определение расхода топлива. На рис. 9 дана схема топливного бачка, с помощью которого можно легко определить расход топлива. На этом бачке закреплена стеклянная трубка, имеющая две отметки, между которы-
-2
Рис. 9 Схема бачка для определения расхода топлива:
/ — топливный бачок; 2 —заливная горловина; 3 — стеклянная трубка с контрольными отметками а и б; 4 — резиновые трубки; 5 ** топливная трубка
ми объем бачка точно вымерен. Необходимо, чтобы перед определением расхода топлива, потребляемого двигателем, уровень топлива в бачке был немного выше верхней отметки. Перед запуском двигателя топливный бачок должен быть закреплен на штативе в строго вертикальном положении. Как только уровень топлива в бачке подойдет к верхней отметке, нужно включить секундомер, а затем, когда уровень топлива подойдет к нижней отметке, выключить его. Зная объем бачка между отметками V, удельный вес топлива 7т и время работы двигателя ^, можно легко определить секундный весовой расход топлива:
*т. сек
(15)
Рис. 10. Схема установки для определения расхода воздуха через
двигатель:
/ — авиамодельный ПуВРД; 2 — выходной патрубок; 3 — ресивер; 4— входной патрубок; 5 — трубка для замера полного давления; 6 — трубка для замера статического давления; 7 — микроманометр; 8 — резиновые
трубки
Чтобы более точно определить расход топлива, рекомендуется делать расходный бачок диаметром не более 50 мм, а расстояние между отметками не менее 30— 40 мм.
Определение расхода воздуха. На рис. 10 приведена схема установки для определения расхода воздуха. Она состоит из ресивера (емкости) объемом не менее 0,4 л3, входного патрубка, выходного патрубка и спиртового микроманометра. Ресивер в данной установке необходим для того, чтобы гасить колебания воздушного потока, вызываемые периодичностью всасывания смеси в камеру сгорания, и создавать в цилиндрическом входном патрубке равномерный поток воздуха. Во входном патрубке, диаметр которого 20—25 мм и длина не менее 15 и не более 20 диаметров, примерно посредине установлены дне трубки диаметром 1,5—2,0 мм: одна своей открытой частью направлена строго против потока и предназначена для замера полного давления, другая припаяна заподлицо с внутренней стенкой входного патрубка для замера статического давления. Выходные концы трубок соединены с трубками микроманометра. который при прохождении воздуха по заборному патрубку покажет скоростной напор.
Вследствие малых перепадов давления во входном патрубке спиртовой микроманометр устанавливается не вертикально, а под углом 30 или 45°.
Желательно, чтобы выходной патрубок, подводящий воздух к испытуемому двигателю, имел резиновый наконечник для герметичного соединения головки двигателя с кромкой выходного патрубка.
Чтобы замерить расход воздуха, двигатель запускается, выводится на устойчивый режим работы и постепенно входной частью головки подводится к выходному патрубку ресивера и плотно к нему прижимается. После того, как по микроманометру замерен перепад давления Н[м], двигатель отводится от выходного патрубка ресивера и останавливается. Затем, пользуясь формулой:
".-"/"[=].
где Уп — скорость воздуха в заборном патрубке ^]1 <р = 0,97 ч- 0, 98 — коэффициент микроманометра;
ДР — замеренный динамический напор ||;
С Л! -I
\кг-сек?}
рв — плотность воздуха [ ^4 ];
определим скорость течения воздуха Уа во входном патрубке. Динамический напор АР найдем из следующего выражения:
7с/15ша, (17)
|/сгт
где Чс — удельный вес спирта -, ;
I и» ^
Н — перепад давления по микроманометру [м]\
а — угол наклона микроманометра. Зная скорость течения воздуха Уа [м/сек] во входном патрубке и площадь его сечения Ра [м2], определим секундный весовой расход воздуха .Г, = 0,465 ^ , , (19)
где Р — показание барометра, [мм рг. ст.]; Т — абсолютная температура, °К.
Т = 273° + I °С, где I °С — температура наружного воздуха.

Таким образом, мы определили все основные параметры двигателя — тягу, секундный расход топлива, секундный расход воздуха — п знаем его сухой вес и лобовую площадь; теперь можем легко найти основные удельные параметры: Руя, Суд, ^уд. Люб-
Кроме того, зная основные параметры двигателя, можно определить среднюю скорость истечения газов из выхлопной трубы и качество смеси, поступающей а камеру сгорания.
Так, например, при работе двигателя на земле формула для определения тяги имеет вид:
р__ в. сек р. ..
~~~Г~ СР"
Определяя из этой формулы С,ср, получим:
Р Сес — ^------^, [м/сек].
^в. сек
Качество смеси а найдем из формулы 14:

Все величины в выражении для а известны.
Определение давления в камере сгорания и частоты циклов. В процессе экспериментирования для выявления лучших образцов двигателей часто определяют максимальное давление и максимальное разрежение в камере сгорания, а также частоту циклов.

Частота циклов определяется или с помощью резонансного частотомера, или с помощью шлейфового осциллографа с пьезокварцевым датчиком, который устанавливается на стенке камеры сгорания или подставляется к обрезу выхлопной трубы.
Осциллограммы, снятые при замере частоты двух различных двигателей, приведены на рис. 11. Пьезоквар-цевый датчик в данном случае подводился к обрезу выхлопной трубы. Равномерные, одной высоты кривые / представляют собой отсчет времени. Расстояние между соседними пиками соответствует 1/ззо сек. На средних кривых 2 показаны колебания газового потока. Осциллограф зафиксировал не только основные циклы — вспышки в камере сгорания (это кривые с наибольшей амплитудой), но и другие менее активные колебания, имеющие место в процессе сгорания смеси и выбрасывания ее из двигателя.

Максимальное давление и максимальное разрежение в камере сгорания с приближенной точностью можно определять с помощью ртутных пьезометров и двух несложных датчиков (рис. 12), причем датчики имеют одинаковую конструкцию. Разница заключается лишь в их установке на камеру сгорания; один датчик установлен так, чтобы выпускать газ из камеры сгорания, другой, чтобы впускать в нее. Первый датчик подключается к пьезометру, замеряющему максимальное давление, второй — к пьезометру, замеряющему разрежение.
Рис. 12. Схема устройства для определения
максимального и минимального давлений в
камере сгорания двигателя:
/. 2 — датчики да плени я в камере сгорания; 3. 4 — ртутные пьезометры 5 — корпус датчика давления; б1—клапан (стальная пластинка толщиной 0,05—0.00 мм)
По давлению и разрежению в камере сгорания и частоте циклов можно судить об интенсивности циклов, о нагрузках, которые испытывают стенки камеры сгорания и всей трубы, а также пластинчатые клапаны решетки. В настоящее время у лучших образцов ПуВРД максимальное давление в камере сгорания доходит до 1,45— 1,65 кг/см2, минимальное давление (разрежение) до 0,8 -т-0,70 кг]"см2, а частота до 250 и более циклов в секунду.
Зная основные параметры двигателя и умея их определять, авиамоделисты-экспериментаторы смогут сравнивать двигатели, а главное, работать над более лучшими образцами ПуВРД.

КОНСТРУКЦИИ ЭЛЕМЕНТОВ АВИАМОДЕЛЬНЫХ ПуВРД

Исходя из целевого назначения модели подбирается (или конструируется) и соответствующий двигатель.
Так, для моделей свободного полета, у которых полетный вес может достигать 5 кг, двигатели делают со значительным запасом прочности и с относительно низкой частотой циклов, что способствует увеличению срока работы клапанов, а также устанавливают за клапанами пламегасительные сетки, которые хотя и снижают несколько максимально возможную тягу, но предохраняют клапаны от воздействия высоких температур и тем самым еще увеличивают их срок работы.
К двигателям, устанавливаемым на скоростные кордовые модели, полетный вес которых не должен превышать 1 кг, предъявляются другие требования. От них добиваются максимально возможной тяги, минимального веса и гарантированного срока непрерывной работы в течение 3—5 мин., т. е. в течение времени, необходимого для подготовки к полету и прохождения зачетной километровой базы.
Вес двигателя для кордовых моделей не должен превышать 400 г, так как установка двигателей большего веса затрудняет изготовление модели с нужной прочностью и аэродинамическим качеством, а также с необходимым запасом топлива. Двигатели кордовых моделей, как правило, имеют удобообтекаемые внешние обводы, хорошее аэродинамическое качество внутренней проточной части и большое проходное сечение клапанных решеток.
Таким образом, конструкция ПуВРД, развиваемая ими тяга и необходимая продолжительность работы определяются, в основном, типом моделей, на которые они устанавливаются. Общие же требования, предъявляемые к ПуВРД, следующие: простота и малый вес конструкции, надежность в работе и удобство эксплуатации, максимально возможная тяга при заданных габаритах, наибольшая продолжительность непрерывной работы.

Теперь рассмотрим конструкции отдельных элементов пульсирующих воздушно-реактивные двигателей.
Входные устройства (головки)
Входное устройство ПуВРД предназначено для обеспечения правильного подвода воздуха к клапанной решетке, преобразования скоростного напора в статическое давление (скоростное сжатие) и подготовки топливно-воздуш-ной смеси, поступающей в камеру сгорания двигателя. В зависимости от способа подачи топлива во входной канал головки — или за счет разрежения, или под давлением — проточная часть ее будет иметь различный
Рис. 13. Форма проточной части головок с подачей
топлива: а — за счет разрежения; б — под давлением
профиль. В первом случае у внутреннего канала есть конфузорный и диффузорный участки, и вместе с подводящей топливной трубкой и регулировочной иглой он представляет собой простейший карбюратор (рис. 13, а). Во втором случае головка имеет только диффузорный участок и топливную трубку с регулирующим винтом (рис. 13,6).
Подача топлива в диффузорный участок головки осуществляется конструктивно просто и вполне обеспечивает качественную подготовку топливно-воздушной смеси, поступающей в камеру сгорания. Это достигается благодаря тому, что поток во входном канале, не установившийся, а колеблющийся в соответствии с работой клапанов. При закрытых клапанах скорость воздушного потока равна 0, а при полностью открытых клапанах — максимальпая. Колебания скорости способствуют перемешиванию топлива и воздуха. Далее, поступившая в камеру сгорания топлпвно-воздушная смесь воспламеняется от остаточных газов, давление в рабочей трубе возрастает, и клапаны под действием собственных сил упругости и под воздействием повышенного давления в камере сгорания закрываются.
Здесь возможны два случая. Первый, когда в момент закрытия клапанов газы не пробиваются во входной канал и на топливно-воздушную смесь воздействуют только клапаны, которые останавливают ее движение и даже как бы отбрасывают в сторону входа в головку. Второй, когда в момент закрытия клапанов на топливно-воздушную смесь воздействуют не только клапаны, но и пробивающаяся через клапаны вследствие их недостаточной жесткости или чрезмерного отклонения уже поступившая в камеру сгорания, но еще не воспламенившаяся смесь. В этом случае смесь будет отбрасываться к входу в головку на значительно большую величину.
Отбрасывание смеси от диска клапанной решетки в сторону входного отверстия можно легко наблюдать у головок с коротким внутренним каналом (длина канала равна примерно диаметру головки). Перед входным отверстием в головке во время работы двигателя постоянно будет находиться топливно-воздушная «подушка» примерно такая, как показано на рис. 13,6. Явление это можно терпеть, если «подушка» имеет небольшие размеры, а двигатель на земле работает устойчиво, так как в воздухе с увеличением скорости полета возрастает скоростной напор и «подушка» исчезает.

Если же во входную часть головки будет пробиваться из камеры сгорания не топливно-воздушная смесь, а горячие газы, то возможно воспламенение смеси в диффузорном участке и остановка двигателя. Поэтому необходимо прекратить попытки запуска и устранить дефект в клапанной решетке, как будет рассказано в следующем разделе. Для устойчивой и эффективной работы двигателя длина входного канала головки должна быть равна 1,0—1,5 наружным диаметрам клапанов, а отношение длин кон-фузорного и диффузорного участков должно быть примерно 1: 3.
Профиль внутреннего канала и внешний обвод головки должны быть плавными, чтобы не было отрыва струи от стопок при работе двигателя как на месте, так и в полете. На рис. 13, а показана головка, профиль которой вполне удовлетворяет движению потока. Она имеет удо-бообтскаемую форму, и отрыва потока от стенок не будет. Рассмотрим ряд характерных конструкции головок ПуВРД .
На рис. 14 дана головка, имеющая достаточно хорошее аэродинамическое качество. Образующие конфузор*
ного и диффузорного участков, а также передней кромки обтекателя, как видно из рисунка, сопрягаются плавно.
О технологии изготовления отдельных элементов этой головки рассказано в главе 5. К достоинствам конструкции головки относится ее малый вес, возможность быстрой замены клапанной решетки и размещение форсунки в центре входного канала, что способствует симметричному течению воздушного потока.
Качество смеси регулируется подбором диаметра отверстия жиклера. Можно применить жиклер с отверстием, большим номинального, и уменьшать при регулировке его проходное сечение, вставляя отдельные жилки диаметром 0,15—0,25 мм от электропровода. Наружные концы жилок загибают на внешнюю сторону жиклера (рис. 15), после чего на него надевают хлорвиниловую или резиновую трубку. Возможна регулировка подачи топлива с применением небольшого самодельного винтового крана.
Головка одного из отечественных двигателей РАМ-2, выпускавшегося серийно, показана на рис. 16. Корпус этой головки имеет внутренний канал, место крепления форсунки, клапанную решетку, резьбу для крепления к камере сгорания и посадочное место для обтекателя.

Форсунка снабжена игольчатым пиитом для регулировки качества смеси.
К недостаткам относится снижающая тягу двигателя плохая аэродинамика проточной части — резкий переход потока из осевого направления к входным каналам клапанной решетки и наличие самих каналов (участок б — г), увеличивающих сопротивление и ухудшающих качественное однородное перемешивание топлива с воздухом.
У конструкции головки, изображенной на рис. 17, особенное крепление с камерой сгорания двигателя. В отличие от резьбовых креплений здесь используется корытообразный хомутик, выполненный на специальной оправке путем обжатия. На передней кромке камеры сгорания сделан специальный профилированный буртик. Клапанная решетка, вставленная внутрь камеры сгорания, упирается в выступ этого буртика. Затем вставляется корпус входного устройства, имеющего также профилированный буртик, и три узла—корпус головки, клапанная решетка н камера сгорания с помощью хомутика 7 плотно стягиваются между собой винтом 8. Крепление Б целом легкое и надежное в эксплуатации.
Пространство между оболочкой входного канала и обтекателем часто используется как емкость для топливного бачка. В этих случаях, как правило, увеличивают длину входного канала для того, чтобы можно было разместить необходимый запас топлива. На рис. 18 и 19 показаны такие головки. Первая из них хорошо сопрягается с камерой сгорания; топливо в ней надежно изолировано от горячих деталей; она крепится к корпусу диффузора винтами 4. Вторая головка, показанная на рис. 19, отличается оригинальностью крепления к камере сгорания. Как видно из рисунка, головка 4 — профилированный бачок, спаянный из жести или фольги, имеет специальное кольцевое углубление для фиксирования своего положения на буртике клапанной решетки. Сама клапанная решетка 5 ввернута в камеру сгорания.

Головка-бачок соединяется с клапанной решеткой и камерой сгорания с помощью пружин 3, стягивающих ушки 2. Соединение не жесткое, но этого в данном случае и не требуется, так как головка не является силовым органом; также не нужна особая герметичность
Рис. 16. Головка двигателя РАМ-2:
/ — внутренний канал; 2 — обтекатель; 3 —форсунка; 4 — переходник; 5 — игольчатый винт; б — входной канал клапанной решетки; 7 — штуцер для
подсоединения топливной трубки
между голоокой и клапанной решеткой. Поэтому данное крепление в сочетании с конструкцией клапанной решетки и камеры сгорания вполне оправдано. Автор конструкции этой головки — В. Даниленко (Ленинград).
Головка, показанная на рис. 20, предназначена для двигателей с тягой до 3 кг и более. Ее конструктивная особенность — способ крепления к камере сгорания, наличие охлаждающих ребер и система подачи топлива. В отличие от предыдущих способов данная головка крепится к камере сгорания стяжными винтами. На камере сгорания укреплены шесть ушков 7 с внутренней резьбой МЗ, в которые вворачиваются стяжные винты 5,захватывая при этом специальными накладками 4 силовое кольцо диффузора и прижимая его к камере сгорания. Крепление, хотя и трудоемкое в изготовлении, при больших габаритах двигателя (в данном случае диаметр камеры сгорания равен 100 мм) применять целесообразно.
8
1
Рис. 19. Головка, прикрепленная к камере сгорания с помощью
пружин:
/ — камера сгорания; 2 — ушки; 5—пружина; 4— головка; 5 — клапанная решетка; б — буртик клапанной решетки; 7 — заливная горловина; й-дренажная трубка
Во время работы двигатель имеет высокий тепловой режим и для предохранения обтекателя, изготовляемого из бальзы или пенопласта, и топливной системы от воздействия высоких температур на внешней части диффузора предусмотрены четыре охлаждающие ребра.
Подвод топлива осуществляется двумя жиклерами — главным 11 с нерегулирующимся отверстием и вспомогательным 12 с иглой 13 для тонкой регулировки.

Конструкции клапанных решеток

Единственные подвижные детали двигателя — клапаны, перепускающие топливнс-воздушную смесь в одном направлении,-—в камеру сгорания. От подбора толщины и формы клапанов, от качества изготовления и их регулировки зависит тяга двигателя, а также устойчивость и продолжительность его непрерывной работы. Мы уже говорили, что от двигателей, устанавливаемых на кордовые модели, требуется максимальная тяга при малом весе, а от двигателей, устанавливаемых на модели свободного полета, — наибольшая продолжительность непрерывной работы. Поэтому и клапанные решетки, устанавливаемые на эти двигатели, также конструктивно различаются.
Рассмотрим коротко работу клапанной решетки. Для этого возьмем так называемую дисковую клапанную решетку (рис. 21), получившую наибольшее распространение, особенно на двигателях для кордовых моделей. От любой клапанной решетки, в том числе и от дисковой, добиваются максимально возможной площади проходного сечения и хорошей аэродинамической формы. Из рисунка видно, что большая часть площади диска используется для входных окон, разделенных перемычками, на кромки которых ложатся клапаны. Практика показала, что минимально допустимым перекрытием входных отверстий является показанное на рис. 22; уменьшение площади прилегания клапанов ведет к разрушению кромок диска — к вдавливанию и скруглению их клапанами. Диски, как правило, изготовляются из дюралюминия марок Д-16Т или В-95 толщиной 2,5— 3,5 мм, или из стали толщиной 1,0—1,5 мм. Входные кромки закругляются и полируются. Особое внимание уделяется точности н чистоте обработки плоскости прилегания клапанов. Необходимая плотность прилегания клапанов к плоскости диска достигается только после кратковременной приработки на двигателе, когда каждый клапан «вырабатывает» для себя собственное седло.
В момент вспышки смеси н повышения давления в камере сгорания клапаны закрыты. Они плотно прилегают к диску и не пропускают газы в диффузор головки. Когда основная масса газов устремляется в выхлопную трубу и за клапанной решеткой (со стороны камеры сгорания) будет образовываться разрежение, клапаны начнут открываться, оказывая при этом сопротивление поступлению свежей топливно-воздушной смеси и создавая тем самым некоторую глубину разрежения в камере сгорания, которое в последующий момент распространится до обреза выхлопной трубы. Сопротивление, создаваемое клапанами, зависит
главным образом от нх жесткости, которая должна быть такой, чтобы достигалось наибольшее поступление топливно-воздушной смеси и своевременное закрытие входных отверстий в момент вспышки. Подбор жесткости клапанов, которая удовлетворяла бы указанным требованиям,— один из основных и трудоемких процессов конструирования и доводки двигателя.
Предположим, что мы выбрали клапаны из очень тонкой стали и отклонение их ничем не ограничили. Тогда в момент поступления смеси в камеру сгорания они отклонятся на какую-то максимально возможную величину (рис. 23, а), причем можно с полной уверенностью сказать, что отклонение каждого клапана будет иметь различную величину, так как очень трудно сделать их строго одинаковой ширины, да и по толщине они также могут отличаться. Это приведет к неодновременному их закрытию.

Но главное в следующем. По окончании процесса наполнения в камере сгорания наступает мгновение, когда давление в ней становится немного меньше или равным давлению в диффузоре. Именно в это мгновение клапаны должны, главным образом под действием собственных сил упругости,
Капера сгорания
Рис. 23. Отклонение клапанов без ограничительной
шайбы
успеть закрыть входные отверстия, чтобы после воспламенения топливно-воздушной смеси газы не смогли пробиться в диффузор головки. Клапаны с малой жесткостью, отклонившиеся на большую величину, не смогут вовремя закрыть входные отверстия и газы будут пробиваться в диффузор головки (рис. 23,6), что приведет к падению тяги или к вспышке смеси в диффузоре и остановке двигателя. Кроме того, тонкие клапаны, отклоняясь па большую величину, испытывают большие динамические и термические нагрузки и быстро выходят из строя.
Если взять клапаны повышенной жесткости, то явление будет обратное — клапаны будут позже открываться и раньше закрываться, что приведет к уменьшению количества поступающей в камеру сгорания смеси и резкому снижению тяги. Поэтому для того, чтобы добиться возможно быстрого открытия клапанов при наполнении камеры сгорания смесью и своевременного закрытия их при вспышке, прибегают к искусственному изменению линии изгиба клапанов с помощью установки ограничительных шайб или рессор.

Как показала практика, для различной мощности двигателей толщина клапанов берется 0,06—0,25 мм. Стали для клапанов применяются и углеродистые У7, У8, У9, У10 и легированные холоднокатаные ЭИ395, ЭИ415, ЭИ437Б, ЭИ598, ЭЙ 100, ЭИ442,Ограничители отклонения клапанов обычно выполняются или на полную длину клапанов или на меньшую, специально подобранную.
На рис. 24 показана клапанная решетка с ограничительной шайбой /, выполненной на всю длину клапанов. Главное ее назначение: задать клапанам наивыгоднейший профиль изгиба, при котором они пропускают максимально возможное количество топливно-воздушной смеси в камеру сгорания и вовремя закрывают входные отверстия. На практике, из
технологических соображе- Рис" 24- Клапанная решетка. „- г с ограничительной шайбой на
нии, профиль шайбы выпол- нвсю длину клапанов:
НЯЮТ ПО радиусу С ТаКИМ /-ограничительная шайба; 2-, раСЧеТОМ, ЧТОбЫ КОНЦЫ КЛЗ- клапан; 3 — корпус решетки
панов отходили от плоскости прилегания на б—10 мм. Начало радиуса профиля необходимо брать от начала входных окон. Недостатки этой шайбы: она не позволяет использовать полностью упругие свойства клапанов, создает значительное сопротивление и имеет сравнительно большой вес.
Наибольшее распространение получили ограничители отклонения клапанов, выполненные не на полную длину клапанов, а на экспериментально подобранную. Под действием сил давления со стороны диффузора и разрежения со стороны камеры клапан отклоняется на какую-то величину: без ограничителя отклонения — на максимально возможную (рис. 25, а); с ограничителем отклонения, имеющим диаметр А, на другую (рис. 25,6). Вначале клапан отклонится по профилю шайбы до диаметра с?ь а дальше — на какую-то величину бь не ограниченную шайбой. В момент закрытия концевая часть клапана вначале, как бы отталкиваясь от кромки шайбш с упругостью, которую клапан имеет на диаметре Л\% получает определенную скорость движения к седлу, гораздо большую, чем при отсутствии шайбы.

Если теперь увеличить диаметр шайбы до диаметра д.^ а высоту шайбы /11 оставить неизменной, тогда упругость клапана на диаметре с12 будет больше, чем на диаметре й\\ так как площадь его поперечного сечения увеличилась, а площадь конца клапана, на которую действует давление со стороны диффузора, уменьшилась, концевая часть отклонится уже на меньшую величину 62 (рис. 25, в). «Отталкивающая» способность клапана уменьшится, уменьшится и скорость закрытия. Следовательно, требуемый эффект от ограничительной шайбы уменьшается.
Рис. 25. Влияние ограничительной шайбы на отклонение клапанов:
/—диск клапаниоП решетки; 2 — клапан: 3 — ограничительная шайба; 4 —
зажимная шайба
Поэтому можно сделать вывод, что для каждой выбранной толщины клапанов при заданных габаритах двигателя существует оптимальная величина диаметра ограничительной шайбы с!0 (или длины ограничителя) и высоты /11, при которых клапаны имеют максимально допустимое отклонение и своевременно закрываются в момент вспышки. У современных ПуВРД размеры ограничителей отклонения клапанов имеют следующие величины: диаметр окружности ограничительной шайбы (или длина ограничителя) равен 0,6—0,75 наружного диаметра клапанов (или длины его рабочей части): радиус изгиба равен 50—75 мм, а высота кромки шайбы Л| от плоскости прилегания клапанов равна 2—4 мм. Диаметр плоскости прижима должен быть равен диаметру по корневому сечению клапанов. Практически нужно иметь запас ограничительных шайб о отклонением от номинальных размеров в ту и другую сторону, и при замене клапанов, испытывая двигатель, подбирать наиболее подходящую, при которой двигатель работает устойчиво, а тяга наибольшая.
Клапаны рессорного типа (рис. 26) используются с той же целью—для максимально возможного открытия клапанов в процессе наполнения камеры сгорания топлпвно-воздушнои смесью и своевременного их закрытия в момент сгорания смеси. Рессорные клапаны способствуют увеличению глубины разрежения и поступлению большего количества смеси. Для рессорных клапанов толщину листовой стали берут на 0,05— 0,10 мм меньше, чем для клапанов с ограничительной шайбой, а количество листов рессоры, их толщину и диаметр подбирают экспериментально. Форма листов рессоры обычно соответствует форме основного лепестка, прикрывающего входное отверстие, но концы их должны быть срезаны перпендикулярно радиусу, проведенному через середину лепестка. Число рессорных лепестков выбирают в пределах 3—5 штук, а наружные их диаметры (для 5 штук) делают равными 0,8— 0,85 г/к, 0,75—0,80 с1к. Рис. 26. Клапанная решетка с рес-0,70—0,75 <*„, 0,65—0,70 ^и, сорными клапанами
0,60—0,65 с?к, где При использовании клапанов рессорного типа можно обойтись без ограничительной шайбы, так как числом и диаметром рессорных пластин можно получить наивыгоднейшую линию изгиба клапанов. Но иногда ограничительную шайбу все же устанавливают и на рессорные клапаны, главным образом для выравнивания их конечного отклонения.
Клапаны во время работы испытывают большие динамические и термические нагрузки. Действительно, нормально подобранные клапаны, открываясь на какую-то максимально возможную величину (на 6—10 мм от седла), полностью перекрывают входные отверстия тотда, когда смесь уже воспламенилась и давление в камере сгорания начало возрастать.

Поэтому клапаны движутся к седлу не только под действием собственных сил упругости, но и под действием давления газов, и ударяются о седло с большой скоростью и со значительной силой. Количество ударов равно числу циклов двигателя.
Температурное воздействие на клапаны происходит за счет непосредственного соприкосновения с горячими газами и лучистого нагрева и, хотя клапаны омываются сравнительно холодной топливно-воздушной смесью,
средняя температура их остается достаточно высокой. Действие динамических и термических нагрузок приводит к усталостному разрушению клапанов, особенно их концов. Если клапаны выполнены вдоль волокон ленты (вдоль направления ее прокатки), то к концу срока работы волокна отделяются друг от друга; наоборот, при поперечном направлении выкрашиваются концевые кромки. В том и другом случае это приводит к выходу клапанов из строя и остановке двигателя. Поэтому качество обработки клапанов должно быть очень высоким.
Наиболее качественные клапаны изготовляются с помощью электроискровой обработки. Однако чаще всего клапаны нарезают специальными наждачными круглыми камнями толщиной 0,8—1,0 мм. Для этого из клапанной стали вырезают вначале заготовки, закладывают их в специальную оправку, обрабатывают по наружному диаметру, а затем, в оправке же, наждачным камнем прорезают межклапанные пазы. Наконец, при серийном выпуске двигателей клапаны вырубаются штампом. Но каким бы способом они ни были сделаны, шлифовка кромок обязательна. Заусенцы на клапанах не допускаются. Не должны клапаны иметь также погнутостей и короблений.
Иногда для некоторого облегчения условий работы клапанов плоскость прилегания на диске обрабатывают по сфере (рис. 27). Закрывая входные отверстия, клапаны получают небольшой обратный изгиб, благодаря которому несколько смягчается их удар о седла. Неплотное прилегание клапанов к диску в спокойном состоянии облегчает и ускоряет запуск, так как топливно-воз-душная смесь может свободно проходить между клапаном и диском.

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели.

Рис. 28. Клапанные решетки с пламегасительными демпфирующими
сетками
Наиболее эффективный способ предохранения клапанов от воздействия динамических и термических нагрузок —установка пламегасительных демпфирующих сеток. Последние в несколько раз увеличивают срок работы клапанов, но значительно снижают тягу двигателя, так как создают большое сопротивление в проточной части рабочей трубы. Поэтому их устанавливают, как правило, на двигатели, от которых требуется большой срок работы и сравнительно небольшая тяга.
Сетки ставят в камере сгорания (рис. 28) за клапанной, решеткой. Их изготовляют из листовой жаростойкой стали толщиной 0,3—0,8 мм, с отверстиями диаметром 0,8—1,5 мм (чем толще материал сетки, тем больше берется диаметр отверстий).
В момент вспышки смеси в камере сгорания и нарастания давления горячие газы стараются через отверстия сетки проникнуть в полость Л. Сетка разбивает основное пламя на отдельные тонкие струйки и гасит их.

1

Рассмотрена проблема разработки импульсных детонационных двигателей. Перечислены основные научные центры, ведущие исследования по двигателям нового поколения. Рассмотрены основные направления и тенденции развития конструкции детонационных двигателей. Представлены основные типы таких двигателей: импульсный, импульсный многотрубный, импульсный с высокочастотным резонатором. Показано отличие в способе создания тяги по сравнению с классическим реактивным двигателем, оснащенным соплом Лаваля. Описано понятие тяговой стенки и тягового модуля. Показано, что импульсные детонационные двигатели совершенствуются в направлении повышения частоты следования импульсов, и это направление имеет свое право на жизнь в области легких и дешевых беспилотных летательных аппаратов, а также при разработке различных эжекторных усилителей тяги. Показаны основные сложности принципиального характера в моделировании детонационного турбулентного течения с использованием вычислительных пакетов, основанных на применении дифференциальных моделей турбулентности и осреднения уравнений Навье–Стокса по времени.

детонационный двигатель

импульсный детонационный двигатель

1. Булат П.В., Засухин О.Н., Продан Н.В. История экспериментальных исследований донного давления // Фундаментальные исследования. – 2011. – № 12 (3). – С. 670–674.

2. Булат П.В., Засухин О.Н., Продан Н.В. Колебания донного давления // Фундаментальные исследования. – 2012. – № 3. – С. 204–207.

3. Булат П.В., Засухин О.Н., Продан Н.В.. Особенности применения моделей турбулентности при расчете течений в сверхзвуковых трактах перспективных воздушно-реактивных двигателей // Двигатель. – 2012. – № 1. – С. 20–23.

4. Булат П.В., Засухин О.Н., Усков В.Н. О классификации режимов течения в канале с внезапным расширением // Теплофизика и Аэромеханика. – 2012. – № 2. – С. 209–222.

5. Булат П.В., Продан Н.В. О низкочастотных расходных колебаниях донного давления // Фундаментальные исследования. – 2013. – № 4 (3). – С. 545–549.

6. Ларионов С.Ю., Нечаев Ю.Н., Мохов А.А. Исследование и анализ «холодных» продувок тягового модуля высокочастотного пульсирующего детонационного двигателя // Вестник МАИ. – Т.14. – № 4 – М.: Изд-во МАИ-Принт, 2007. – С. 36–42.

7. Тарасов А.И., Щипаков В.А. Перспективы использования пульсирующих детонационных технологий в турбореактивных двигателя. ОАО «НПО «Сатурн» НТЦ им. А. Люльки, Москва, Россия. Московский авиационный институт (ГТУ). – Москва, Россия. ISSN 1727-7337. Авиационно-космическая техника и технология, 2011. – № 9 (86).

Проекты по детонационному горению в США включены в программу разработок перспективных двигателей IHPTET. В кооперацию входят практически все исследовательские центры, работающие в области двигателестроения. Только в NASA на эти цели выделяется до 130 млн $ в год. Это доказывает актуальность исследований в данном направлении.

Обзор работ в области детонационных двигателей

Рыночная стратегия ведущих мировых производителей направлена не только на разработку новых реактивных детонационных двигателей, но и на модернизацию существующих путем замены в них традиционной камеры сгорания на детонационную. Кроме того, детонационные двигатели могут стать составным элементом комбинированных установок различных типов, например, использоваться в качестве форсажной камеры ТРДД, в качестве подъемных эжекторных двигателей в СВВП (пример на рис. 1 - проект транспортного СВВП фирмы «Боинг»).

В США разработки детонационных двигателей ведут многие научные центры и университеты: ASI, NPS, NRL, APRI, MURI, Stanford, USAF RL, NASA Glenn, DARPA-GE C&RD, Combustion Dynamics Ltd, Defense Research Establishments, Suffield and Valcartier, Uniyersite de Poitiers, University of Texas at Arlington, Uniyersite de Poitiers, McGill University, Pennsylvania State University, Princeton University.

Ведущие позиции по разработке детонационных двигателей занимает специализированный центр Seattle Aerosciences Center (SAC), выкупленный в 2001 г. компанией Pratt and Whitney у фирмы Adroit Systems. Большая часть работ центра финансируется ВВС и NASA из бюджета межведомственной программы Integrated High Payoff Rocket Propulsion Technology Program (IHPRPTP), направленной на создание новых технологий для реактивных двигателей различных типов.

Рис. 1. Патент US 6,793,174 В2 фирмы «Боинг», 2004 г.

В общей сложности, начиная с 1992 г., специалистами центра SAC осуществлено свыше 500 стендовых испытаний экспериментальных образцов. Работы по пульсирующим детонационным двигателям (PDE) с потреблением атмосферного кислорода Центр SAC ведет по заказу ВМС США. Учитывая сложность программы, специалисты ВМС привлекли к ее реализации практически все организации, занимающиеся детонационными двигателями. Кроме компании Pratt and Whitney, в работах принимают участие Исследовательский центр United Technologies Research Center (UTRC) и фирма Boeing Phantom Works.

В настоящее время в нашей стране над этой актуальной проблемой в теоретическом плане работают следующие университеты и институты Российской академии наук (РАН): Институт химической физики РАН (ИХФ), Институт машиноведения РАН, Институт высоких температур РАН (ИВТАН), Новосибирский институт гидродинамики им. Лаврентьева (ИГиЛ), Институт теоретической и прикладной механики им. Христиановича (ИТМП), Физико-технический институт им. Иоффе, Московский государственный университет (МГУ), Московский государственный авиационный институт (МАИ), Новосибирский государственный университет, Чебоксарский государственный университет, Саратовский государственный университет и др.

Направления работ по импульсным детонационным двигателям

Направление № 1 - Классический импульсный детонационный двигатель (ИДД). Камера сгорания типичного реактивного двигателя состоит из форсунок для смешения топлива с окислителем, устройства поджигания топливной смеси и собственно жаровой трубы, в которой идут окислительно-восстановительные реакции (горение). Жаровая труба заканчивается соплом. Как правило, это сопло Лаваля, имеющее сужающуюся часть, минимальное критическое сечение, в котором скорость продуктов сгорания равна местной скорости звука, расширяющуюся часть, в которой статическое давление продуктов сгорания снижается до давления в окружающей среде, насколько это возможно. Очень грубо можно оценить тягу двигателя как площадь критического сечения сопла, умноженную на разность давления в камере сгорания и окружающей среде. Поэтому тяга тем выше, чем выше давление в камере сгорания.

Тяга импульсного детонационного двигателя определяется другими факторами - передачей импульса детонационной волной тяговой стенке. Сопло в этом случае вообще не нужно. Импульсные детонационные двигатели имеют свою нишу - дешевые и одноразовые летательные аппараты. В этой нише они успешно развиваются в направлении повышения частоты следования импульсов.

Классический облик ИДД - цилиндрическая камера сгорания, которая имеет плоскую или специально спрофилированную стенку, именуемую «тяговой стенкой» (рис. 2). Простота устройства ИДД - неоспоримое его достоинство. Как показывает анализ имеющихся публикаций , несмотря на многообразие предлагаемых схем ИДД, всем им свойственно использование в качестве резонансных устройств детонационных труб значительной длины и применение клапанов, обеспечивающих периодическую подачу рабочего тела.

Следует отметить, что ИДД, созданным на базе традиционных детонационных труб, несмотря на высокую термодинамическую эффективность в единичной пульсации, присущи недостатки, характерные для классических пульсирующих воздушно-реактивных двигателей, а именно:

Низкая частота (до 10 Гц) пульсаций, что и определяет относительно невысокий уровень средней тяговой эффективности;

Высокие тепловые и вибрационные нагрузки.

Рис. 2. Принципиальная схема импульсно-детонационного двигателя (ИДД)

Направление № 2 - Многотрубный ИДД. Основной тенденцией при разработках ИДД является переход к многотрубной схеме (рис. 3). В таких двигателях частота работы отдельной трубы остается низкой, но за счет чередования импульсов в разных трубах разработчики надеются получить приемлемые удельные характеристики. Такая схема представляется вполне работоспособной, если решить проблему вибраций и асимметрии тяги, а также проблему донного давления , в частности, возможных низкочастотных колебаний в донной области между трубами.

Рис. 3. Импульсно-детонационный двигатель (ИДД) традиционной схемы с пакетом детонационных труб в качестве резонаторов

Направление № 3 - ИДД с высокочастотным резонатором. Существует и альтернативное направление - широко разрекламированная в последнее время схема с тяговыми модулями (рис. 4), имеющими специально спрофилированный высокочастотный резонатор. Работы в данном направлении ведутся в НТЦ им. А. Люльки и в МАИ . Схема отличается отсутствием каких-либо механических клапанов и запальных устройств прерывистого действия.

Тяговый модуль ИДД предлагаемой схемы состоит из реактора и резонатора. Реактор служит для подготовки топливно-воздушной смеси к детонационному сгоранию, разлагая молекулы горючей смеси на химически активные составляющие. Принципиальная схема одного цикла работы такого двигателя наглядно представлена на рис. 5.

Взаимодействуя с донной поверхностью резонатора как с препятствием, детонационная волна в процессе соударения передает ей импульс от сил избыточного давления.

ИДД с высокочастотными резонаторами имеют право на успех. В частности, они могут претендовать на модернизацию форсажных камер и доработку простых ТРД, предназначенных опять же для дешевых БПЛА. В качестве примера можно привести попытки МАИ и ЦИАМ модернизировать таким образом ТРД МД-120 за счет замены камеры сгорания реактором активации топливной смеси и установкой за турбиной тяговых модулей с высокочастотными резонаторами. Пока работоспособную конструкцию создать не удалось, т.к. при профилировании резонаторов авторами используется линейная теория волн сжатия, т.е. расчеты ведутся в акустическом приближении. Динамика же детонационных волн и волн сжатия описывается совсем другим математическим аппаратом. Использование стандартных численных пакетов для расчета высокочастотных резонаторов имеет ограничение принципиального характера . Все современные модели турбулентности основаны на осреднении уравнений Навье-Стокса (базовые уравнения газовой динамики) по времени. Кроме того, вводится предположение Буссинеска, что тензор напряжения турбулентного трения пропорционален градиенту скорости. Оба предположения не выполняются в турбулентных потоках с ударными волнами, если характерные частоты сопоставимы с частотой турбулентной пульсации. К сожалению, мы имеем дело именно с таким случаем, поэтому тут необходимо либо построение модели более высокого уровня, либо прямое численное моделирование на основе полных уравнений Навье-Стокса без использования моделей турбулентности (задача, неподъемная на современном этапе).

Рис. 4. Схема ИДД с высокочастотным резонатором

Рис. 5. Схема ИДД с высокочастотным резонатором: СЗС - сверхзвуковая струя; УВ - ударная волна; Ф - фокус резонатора; ДВ - детонационная волна; ВР - волна разрежения; ОУВ - отраженная ударная волна

ИДД совершенствуются в направлении повышения частоты следования импульсов. Это направление имеет свое право на жизнь в области легких и дешевых беспилотных летательных аппаратов, а также при разработке различных эжекторных усилителей тяги.

Рецензенты:

Усков В.Н., д.т.н., профессор кафедры гидроаэромеханики Санкт-Петербургского государственного университета, математико-механический факультет, г. Санкт-Петербург;

Емельянов В.Н., д.т.н., профессор, заведующий кафедрой плазмогазодинамики и теплотехники, БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова, г. Санкт-Петербург.

Работа поступила в редакцию 14.10.2013.

Библиографическая ссылка

Булат П.В., Продан Н.В. ОБЗОР ПРОЕКТОВ ДЕТОНАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ. ИМПУЛЬСНЫЕ ДВИГАТЕЛИ // Фундаментальные исследования. – 2013. – № 10-8. – С. 1667-1671;
URL: http://fundamental-research.ru/ru/article/view?id=32641 (дата обращения: 24.10.2019). Предлагаем вашему вниманию журналы, издающиеся в издательстве «Академия Естествознания»

В России испытали пульсирующий детонационный двигатель

Опытно-конструкторское бюро имени Люльки разработало, изготовило и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием керосиновоздушной смеси. Как сообщает ИТАР-ТАСС , средняя измеренная тяга двигателя составила около ста килограммов, а длительность непрерывной работы ─ более десяти минут. До конца текущего года ОКБ намерено изготовить и испытать полноразмерный пульсирующий детонационный двигатель.

По словам главного конструктора ОКБ имени Люльки Александра Тарасова, в ходе испытаний моделировались режимы работы, характерные для турбореактивного и прямоточного двигателей. Измеренные величины удельной тяги и удельного расхода топлива оказались на 30-50 процентов лучше, чем у обычных воздушно-реактивных двигателей. В ходе экспериментов производилось многократное включение и выключение нового двигателя, а также регулирование тяги.

На основе проведенных исследований, полученных при испытании данных, а также схемно-конструкторского анализа ОКБ имени Люльки намерено предложить разработку целого семейства пульсирующих детонационных авиационных двигателей. В частности, могут быть созданы двигатели с коротким ресурсом работы для беспилотных летательных аппаратов и ракет и самолетные двигатели с крейсерским сверхзвуковым режимом полета.

В перспективе на основе новых технологий могут быть созданы двигатели для ракетно-космических систем и комбинированных силовых установок самолетов, способных выполнять полеты в атмосфере и за ее пределами.

По оценке конструкторского бюро, новые двигатели позволят увеличить тяговооруженность самолетов в 1,5-2 раза. Кроме того, при использовании таких силовых установок дальность полета или масса авиационных средств поражения могут увеличиться на 30-50 процентов. При этом удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2 раза меньше аналогичного показателя обычных реактивных силовых установок.

О том, что в России ведутся работы по созданию пульсирующего детонационного двигателя, сообщалось в марте 2011 года. Об этом заявил тогда Илья Федоров, управляющий директор научно-производственного объединения «Сатурн», в состав которого входит ОКБ имени Люльки. О каком именно типа детонационного двигателя шла речь, Федоров не уточнил.

В настоящее время известны три вида пульсирующих двигателей ─ клапанные, бесклапанные и детонационные. Принцип работы этих силовых установок заключается в периодической подаче в камеру сгорания топлива и окислителя, где происходит воспламенение топливной смеси и истечение продуктов сгорания из сопла с образованием реактивной тяги. Отличие от обычных реактивных двигателей заключается в детонационном горении топливной смеси, при котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель был изобретен еще в конце XIX века шведским инженером Мартином Вибергом. Пульсирующий двигатель считается простым и дешевым в изготовлении, однако из-за особенностей горения топлива ─ малонадежным. Впервые новый тип двигателя был использован серийно во время Второй мировой войны на немецких крылатых ракетах Фау-1. На них устанавливался двигатель Argus As-014 компании Argus-Werken.

В настоящее время несколько крупных оборонных фирм мира занимаются исследованиями в области создания высокоэффективных пульсирующих реактивных двигателей. В частности, работы ведут французская компания SNECMA и американские General Electric и Pratt & Whitney. В 2012 году Научно-исследовательская лаборатория ВМС США объявила о намерении разработать спиновый детонационный двигатель, который должен будет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые установки.

Спиновые детонационные двигатели отличаются от пульсирующих тем, что детонационное горение топливной смеси в них происходит непрерывно ─ фронт горения перемещается в кольцевой камере сгорания, в которой топливная смесь постоянно обновляется.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах. Пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус, средства для подачи горючего и окислителя в реактор, кольцевое сопло и газодинамический резонатор, причем резонатор в виде трубы меньшего диаметра размещен в трубе реактора так, чтобы выход кольцевого сопла Гартмана был направлен во внутреннюю полость резонатора, вогнутое дно резонатора изготовлено из двух частей, разделенных буфером, внутренняя часть выполнена из материала, выдерживающего высокие импульсные механические нагрузки, а наружная - из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных электрически параллельно, являющихся совместно с резонансным контуром пьезогенератором. Изобретение позволяет повысить эффективность преобразования химической энергии топлива в механическую и электрическую энергию двигателя, обеспечить упрощение конструкции, улучшение массогабаритных и эксплуатационных параметров, повышение удельных тяговых характеристик пульсирующего детонационного двигателя. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Рисунки к патенту РФ 2435059

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах.

Создание детонационного двигателя является новым направлением в развитии авиадвигателестроения. По сравнению с существующими авиационными газотурбинными двигателями пульсирующие детонационные двигатели обеспечат существенное улучшение тягово-экономических и массово-габаритных показателей, упрощение конструкции и снижение их стоимости (Вестник воздушного флота, июль-август 2003, стр.72-76). Теоретически и экспериментально доказано, что такие двигатели могут обеспечить повышение термического КПД в 1,3 1,5 раза.

Построение пульсирующих детонационных двигателей осуществляется по следующим схемам (Импульсные детонационные двигатели/ Под ред. С.М.Фролова, М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006):

Классическая «Оружейная»;

Схема для прямоточного воздушно-реактивного двигателя;

Схема сжигания смеси с помощью стационарно вращающейся детонационной волны.

Кроме того, активно развивается «инвертированная» схема (ж. Двигатель, 2003, № 1 (25), стр.14-17; ж. Полет, 2006, № 11, стр.7-15, 2007, № 5, стр.22-30, 2008, № 12, стр.18-26).

Пульсирующий детонационный двигатель, построенный по «оружейной» схеме (патент США № 6484492), представляет собой прямолинейную трубу определенной длины, которая открыта с заднего конца и имеет клапанное устройство на переднем конце. При работе двигателя топливно-воздушная смесь подается в трубу через клапан, который затем закрывается.

Детонация топливно-воздушной смеси инициируется с помощью зажигателя, расположенного в трубе, а ударные волны, возникающие в результате детонации, распространяются «вниз» по трубе, повышая температуру и давление образующихся продуктов сгорания. Эти продукты вытесняются из открытого заднего конца, создавая импульс реактивной силы, направленный вперед. После выхода ударной волны возникает волна разрежения, которая обеспечивает подачу в трубу через клапан новой порции топливно-воздушной смеси, и цикл повторяется.

Способ управления детонацией в таком двигателе описан в патенте США № 6751943. Возникающая при воспламенении ударная волна и фронт детонационного горения будут стремиться распространяться в обоих продольных направлениях. Воспламенение инициируется на переднем конце трубы, так что волны будут распространяться по потоку к открытому выходному концу. Клапан необходим для того, чтобы препятствовать выходу ударной волны из передней стороны трубы и, что более важно, чтобы воспрепятствовать прохождению фронта детонационного горения в систему топливно-воздушного впуска. Для цикла пульсирующей детонации требуется, чтобы клапан работал при чрезвычайно высоких температурах и давлениях, и кроме того, он должен работать при очень больших частотах, чтобы получить сглаженную по величине силу тяги. Эти условия значительно уменьшают надежность механических клапанных систем из-за многоцикловой усталости.

Для пульсирующего детонационного двигателя, построенного по «оружейной» схеме, варианты управления «электрическим» клапаном предложены в патенте РФ № 2287713.

Такой двигатель включает трубу, имеющую открытый передний конец и открытый задний конец; топливно-воздушный вход, выполненный в трубе на переднем конце; зажигатель, расположенный в трубе в месте, находящемся между переднем концом и задним концом, а также систему магнитогидродинамического управления потоком, расположенную между зажигателем и топливно-воздушным входом. Предложено три варианта магнитогидродинамического управления потоком.

Первый вариант системы магнитогидродинамического управления потоком включает обмотку возбуждения электрического поля, намотанную вокруг трубы в месте, находящемся между зажигателем и топливно-воздушным входом, и пару постоянных магнитов, расположенных с противоположных сторон трубы для создания в ней магнитного поля, перпендикулярного продольной оси трубы. Детонация топливно-воздушной смеси в трубе будет приводить к протеканию через магнитное поле электрически проводящих ионизированных продуктов горения, в результате возникает электрический ток в обмотке возбуждения, создающий электрическое поле.

Взаимодействие магнитного и электрического полей приводит к возникновению силы Лоренца, направленной против движения ударной и детонационной волн. На время ее действия прямой фронт горения будет рассеиваться и не пройдет через открытый передний конец трубы. Кроме того, обмотка возбуждения электрического поля подключена к системе управления режимом мощности, обеспечивающей подачу в соответствующие моменты времени импульсов тока на зажигатель.

Второй вариант системы магнитогидродинамического управления потоком включает обмотку возбуждения магнитного поля, намотанную вокруг трубы в месте, находящемся между зажигателем и топливно-воздушным входом. К обмотке через устройство управления подключается источник энергии, обеспечивающий протекание через нее электрического тока и тем самым создание магнитного поля. В районе обмотки находящаяся на входе трубы ионизированная топливно-воздушная смесь под действием магнитного поля разделяется на зону, обогащенную топливом, окруженную обедненной воздушной зоной. При детонации прямая волна давления и прямой фронт горения, распространяясь к входу трубы, сталкиваются с разделенными топливной и воздушной зонами. В результате процесс горения передней зоны детонации нарушается, вызывая рассеивание прямого фронта горения. Как только прямой фронт пламени рассеется, подача электропитания на обмотку прекращается.

Третий вариант системы магнитогидродинамического управления потоком объединяет первый и второй варианты, обеспечивающие отбор энергии и разделения топливно-воздушной смеси. Он содержит расположенные друг за другом обмотку возбуждения магнитного поля и обмотку возбуждения электрического поля, намотанные снаружи трубы на участке между зажигателем и топливно-воздушным входом, пару постоянных магнитов, расположенных с противоположных сторон трубы возле обмотки возбуждения электрического поля, для создания в ней магнитного поля, перпендикулярного продольной оси трубы.

Предложенные варианты магнитогидродинамического управления потоком заменяют механический клапан «электрическим», обеспечивая предотвращение выхода фронта детонационного горения в систему топливно-воздушного впуска. Однако при этом детонационный двигатель существенно усложняется, увеличиваются его массогабаритные характеристики.

Известен способ и устройство получения тяги (патент РФ 2215890). Двигатель на основе данного способа состоит из блока подачи горючего и окислителя, корпуса, размещенной в корпусе с образованием кольцевого канала камеры сгорания, зон резонансной активации горючего и окислителя, в которых помещены средства активации в виде искровых разрядников, соединенных с выходами блока управления. К входу блока управления подключен выход блока питания. На выходе камеры сгорания помещен отражатель и оптически связанный с ним центрально расположенный профильный экран, выполненный с вогнутой поверхностью для фокусировки отраженной детонационной волны. Отражатель и экран изготовлены из материала с высокой магнитной проницаемостью, они могут перемещаться относительно друг друга и предназначены для снятия с их поверхности электрической энергии при ударном взаимодействии по ним ионизированного газового потока.

Однако ионизированный газовый поток при столкновении с экраном теряет часть зарядов за счет их притяжения и растекания по поверхности конусообразного отражателя. В результате уменьшается степень ионизации и скорость отраженного газового потока.

Двойное отражение детонационной волны в противоположных направлениях от экрана и отражателя создает тягу, равную разности сил механических воздействий, что приведет в зависимости от их соотношения или к очень малому значению тяги, или к нулевой тяге или даже изменит направление тяги. Поэтому такое устройство не может использоваться как двигатель.

В кольцевой камере сгорания образовавшаяся детонационная волна распространяется в обоих продольных направлениях. Однако конструкция двигателя не имеет устройств, препятствующих прохождению фронта детонационного горения в зоны активации окислителя и горючего, что может вызвать детонацию в этих зонах.

Кроме того, в таком устройстве электрические импульсы формируются на экране и отражателе и снимаются с их поверхностей при ударном воздействии по ним ионизированного газового потока. Для обеспечения высоких значений ионизации потока необходимо использовать дополнительные мероприятия, например введение в топливо легкоионизированных добавок. Такое устройство менее эффективно, чем преобразователь, построенный на преобразовании ударных воздействий в электрические импульсы с помощью сегнетоэлектриков.

Известна камера пульсирующего двигателя детонационного горения построенная по инвертированной схеме (патент № 2084675), содержащая расположенные в корпусе сверхзвуковое сопло и соосно с ним резонатор Гартмана в виде трубки, замкнутой с одного конца и открытой с другого конца. Они располагаются таким образом, что между внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью сопла образована полость, являющаяся камерой смешения, выходная часть которой представляет критическое сечение с дальнейшим переходом в сверхзвуковое сопло внешнего расширения с усеченным центральным телом.

Такая камера пульсирующего двигателя не имеет предварительной подготовки топлива к детонационному сгоранию, и поэтому КПД ее низкий.

Пульсирующий детонационный двигатель, построенный по инвертированной схеме (патент СССР № 1672933 от 22.04.1991, патент РФ № 2034996 от 10.05.1995, Химическая физика, 2001, том 20, № 6, с.90-98), состоит из реактора и резонатора, соединенных между собой через кольцевое сопло. Сжатый воздух и топливо подаются в реактор, и в нем осуществляется предварительная подготовка топлива к детонационному сгоранию путем разложения компонентов топливно-воздушной смеси на химически активные составляющие, для чего в реакторе осуществляют пиролиз горючего до получения рабочей смеси.

Подготовленная смесь через кольцевое сопло в виде радиальных сверхзвуковых струй подается в резонатор, в результате на основе известного эффекта Гартмана-Шпренгера возникают ударные волны, которые при движении в сторону днища сжимают и нагревают горючую смесь. Отражаясь от донной поверхности резонатора, имеющего вогнутую форму, ударные волны фокусируются в узкой области, где происходит дальнейшее повышение температуры и давления, на основе известного эффекта Гартмана-Шпренгера, способствующих детонации горючей смеси. Возникающая детонационная волна движется по топливно-воздушной смеси со сверхзвуковой скоростью в обоих продольных направлениях, при этом происходит практически мгновенное (взрывное) сгорание топлива, сопровождающееся значительным повышением температуры и давления продуктов сгорания. Детонационная волна, встречаясь со сверхзвуковым потоком рабочей смеси, образует «газовый затвор», который преграждает путь сверхзвуковому потоку рабочей смеси в резонатор. После отражения от донной стенки детонационная волна превращается в отраженную ударную волну, которая по сгоревшей смеси движется в сторону выхода и увлекает за собой продукты сгорания, выбрасывая их в атмосферу со сверхзвуковой скоростью. Воздействие детонационной волны на внутреннюю донную поверхность резонатора создает тягу. За отраженной ударной волной следует волна разрежения, которая, проходя мимо кольцевого сопла и имея за фронтом давление меньше атмосферного, обеспечивает открытие «газового замка» и всасывание новой порции рабочей смеси. Далее процесс повторяется.

Недостатками такого пульсирующего детонационного двигателя являются:

Снижение к.п.д. двигателя за счет расхода части топлива при пиролизе горючего в реакторе для разложения топливно-воздушной смеси на химически активные составляющие;

Газодинамический клапан Гартмана не полностью исключает проникновение фронта детонационного горения через кольцевое сопло в реактор;

Не осуществляется преобразование кинетической энергии отраженных ударных и детонационных волн от донной поверхности резонатора в электрическую импульсную энергию.

По наибольшему количеству сходных признаков данное техническое решение выбрано в качестве прототипа.

Целью создания предлагаемого пульсирующего детонационного двигателя является упрощение конструкции, улучшение массогабаритных и эксплуатационных параметров, повышение удельных тяговых характеристик.

Предлагаемый пульсирующий детонационный двигатель включает два основных узла: реактор и резонатор.

В реакторе для повышения эффективности горения предварительно подготавливают смесь окислителя и горючего. В резонаторе в результате пересечений струй смеси, выходящих из кольцевого сопла со сверхзвуковой скоростью, автоматически возникает процесс горения и формируются ударные и детонационные волны.

Горение как элементарная химическая реакция может произойти только в объеме, где имеет место столкновение молекул топлива и окислителя.

Подготовка такого объема заключается в формировании контактной поверхности потоков окислителя и горючего. Увеличить площадь контактной поверхности можно генерацией вихревых течений в потоках горючего и окислителя. В возмущенном турбулентном потоке площади контактной поверхности двух сред растут во времени по экспоненциальному закону. Увеличение площади контактной поверхности способствует интенсификации процесса смешения горючего и окислителя.

Главным звеном предварительной подготовки смеси окислителя и горючего является активация молекул смеси путем модернизации их электронно-ядерной структуры. Суммарная энергия связей в активированной молекуле существенно меньше, чем в той же молекуле в свободном основном состоянии. В активированной молекуле межъядерные расстояния увеличены, чтобы затем при свершении химической реакции горения полностью покинуть друг друга и стать частями новых конечных молекул. Активация есть снижение энергетического барьера молекул смеси, вызванная воздействием на ее молекулы электромагнитным излучением или другими видами воздействий.

Таким образом, для обеспечения предварительной подготовки смеси в реакторе с целью повышения эффективности горения в резонаторе необходимо:

Создать вихревое смешение окислителя и горючего;

Осуществить активацию молекул смеси путем воздействия на них электромагнитным излучением или потоком различных элементарных частиц.

Вихревое смешение можно осуществить путем тангенциального введения в объем реактора горючего и продольного введения окислителя, при которых их струи взаимно пересекаются. Активацию молекул смеси можно обеспечить при воздействии на них электромагнитным излучением.

В предлагаемой заявке техническая реализация предварительной подготовки смеси окислителя и горючего осуществляется путем установки в реакторе входных топливных патрубков, тангенциально направленных вдоль внутренней полости реактора, и продольно направленного патрубка окислителя. При подаче в них окислителя и горючего в реакторе происходит вихревая закрутка потока, обеспечивающая интенсивное круговое смешение. Для активации смеси в реакторе используется электромагнитное воздействие на молекулы окислителя и горючего с помощью подачи на электроды импульсов тока. При наличии в районе электродов магнитного поля, кроме того, возникают вторичные вихревые течения потока смеси, порожденные взаимодействием тока электрического разряда с магнитным полем (Клементьев И.Б. и др. «Взаимодействие электрического разряда с газовой средой во внешнем магнитном поле и влияние этого взаимодействия на структуру потока и смешение», Теплофизика высоких температур, 2010, № 1).

Так как время жизни активированных состояний молекул мало, активация осуществляется непосредственно перед подачей смеси в резонатор, поэтому постоянный магнит и электроды размещены на критическом сечении кольцевого сопла. Активация осуществляется в течение длительностей подаваемых на электроды импульсов тока. Требуемая мощность таких импульсов небольшая, так как окислитель и горючее уже смешаны, а активации подвергается небольшой объем смеси, находящейся в пространстве критического сечения сопла. При этом мощность импульсов должна быть невысокой еще и для того, чтобы при активации не возникал процесс воспламенения смеси.

Средством импульсной активации смеси окислителя и горючего являются электроды, размещенные в реакторе на выходах кольцевого сопла Гартмана, которые соединены с электрическим выходом пьезогенератора.

Резонатор выполнен из немагнитного материала в виде трубы меньшего диаметра и размещен в трубе реактора так, чтобы выход кольцевого сопла Гартмана был направлен во внутреннюю полость резонатора.

Вогнутое дно резонатора изготовлено из двух частей, разделенных буфером, внутренняя часть выполнена из материала, выдерживающего высокие импульсные механические нагрузки, а наружная - из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных электрически параллельно, являющихся совместно с резонансным контуром пьезогенератором.

Механические ударные воздействия детонационных и ударных волн за счет ударной деполяризации сегнетоэлектрика преобразуются в импульсную электрическую энергию. Пьезогенератор состоит из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных параллельно, и резонансного контура.

В резонаторе при взаимодействии сверхзвуковых струй активированной смеси, выходящих из кольцевого сопла, инициируется химическая реакция воспламенения смеси и ударная волна, которая после отражения от вогнутого дна резонатора фокусируется и, создавая в месте фокусировки высокую температуру и давление, обеспечивает возникновение детонационного горения и распространения детонационной волны в обоих продольных направлениях. После выхода продуктов сгорания со сверхзвуковой скоростью в атмосферу возникает волна разрежения, которая обеспечивает всасывание новой порции активированной смеси, и процесс повторяется.

Первый вариант пульсирующего детонационного двигателя состоит из:

Корпуса;

Средства для подачи горючего и окислителя в реактор;

Реактора в виде трубы, в которую в передней части поступает топливно-воздушная смесь, а ее задний конец загнут вовнутрь и образует кольцевое сопло Гартмана;

Средств импульсной активации топливно-воздушной смеси, размещенных в реакторе на выходах кольцевого сопла Гартмана;

Резонатора из немагнитного материала в виде трубы меньшего диаметра, размещенной в трубе реактора. Передний конец трубы резонатора имеет вогнутое дно, а задний соединен с выходом кольцевого сопла;

На внутренней поверхности резонатора имеется шероховатость в виде нарезки, на внешней поверхности резонатора установлены два постоянных магнита, создающих магнитное поле внутри резонатора, направленное перпендикулярно его продольной оси;

Вогнутое дно резонатора состоит из двух частей, разделенных буфером, обеспечивающим уменьшение силы ударного воздействия. Внутренняя часть выполнена из материала, выдерживающего высокие импульсные механические нагрузки, а наружная - из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных параллельно, обеспечивающих преобразование кинетической энергии ударной волны в электрическую энергию;

Электрический выход пьезогенератора соединен с входами средств импульсной активации топливно-воздушной смеси.

Второй вариант устройства отличается от первого тем, что:

Точка пересечения струй ионизированной топливно-воздушной смеси, вытекающей из сопла Гартмана, совмещена с точкой фокусирования отраженной ударной волны. Такое совмещение улучшает условия возникновения детонационной волны;

Выход резонатора выполнен в виде расширяющегося реактивного сопла, обеспечивающего дополнительный газодинамический разгон рабочего тела (ионизированного газового потока);

На наружной поверхности реактивного сопла размещены два постоянных магнита, создающих магнитное поле внутри сопла, направленное перпендикулярно его продольной оси;

На внутренней поверхности резонатора отсутствует шероховатость в виде нарезки.

Новыми существенными признаками обоих устройств являются:

Размещение резонатора в виде трубы меньшего диаметра в трубе реактора так, чтобы выход кольцевого сопла был направлен во внутреннюю полость резонатора;

Установка на внешней поверхности резонатора или реактивного сопла двух постоянных магнитов, создающих магнитное поле внутри резонатора или сопла, направленное перпендикулярно их продольной оси;

Изготовление вогнутого дна резонатора из двух частей, разделенных буфером, уменьшающим ударные нагрузки. Внутренняя часть дна выполнена из материала, выдерживающего высокие импульсные воздействия детонационных волн, а наружная - из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных параллельно, образующих пьезогенератор;

Выход источника импульсного тока соединен последовательно с входами средств импульсной активации, расположенных в реакторе на выходах кольцевого сопла Гартмана.

Технический результат, который может быть получен при реализации совокупности признаков, заключается в следующем:

Предварительная подготовка смеси за счет ее вихревого смешения и активации, а также конструктивные особенности резонатора и реактора обеспечивают повышение эффективности горения и мощности детонационных волн, увеличивающих силу тяги и удельные тяговые характеристики двигателя;

Кинетическая энергия ударных волн о дно резонатора ранее использовалась только для создания тяги, в предлагаемом устройстве она еще преобразуется в электрическую энергию, которая используется для активации смеси окислителя и горючего. Такое техническое решение приводит к снижению массогабаритных характеристик двигателя и упрощает его конструкцию.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на Фиг.1 представлен первый вариант устройства, на Фиг.3 - второй вариант устройства, а на Фиг.2 - схема импульсного источника тока и его связь со средствами активации.

Устройства содержат корпус 1, реактор 2, заполняемый с помощью блока 11 окислителем и горючим, в которое введены легкоионизированные добавки, импульсное средство активации топливно-воздушной смеси 3, кольцевое сопло 4, постоянные магниты 5, реактивное сопло 7 или шероховатость в виде нарезки 7 на внутренней поверхности резонатора 6 для турбулизации газового потока. Дно резонатора состоит из трех частей. Внутренняя часть дна 8 выполнена из высокопрочного материала, промежуточная часть - буфер 9 для снижения силы ударного воздействия на пьезоэлектрические элементы, наружная - в виде пьезогенератора 10 с резонансным контуром 13. Для усиления конструкции реактор и резонатор соединены кольцевой стойкой 12, через отверстия в которой проходят провода, последовательно соединяющие выход пьезогенератора 10 с электродами средств активации.

Работа пульсирующего детонационного двигателя начинается с заполнения блоком 11 реактора 2 под давлением окислителем и горючим через тангенциально и продольно направленные патрубки. Струи горючего, вращаясь, пересекаются со струей окислителя, образуя вихревое смешение.

От внешнего источника подается запускающая серия импульсов на средства активации топлива 3, которые обеспечивают разложение топливно-воздушной смеси на выходе сопла Гартмана на химически активные составляющие. Ионизированная топливно-воздушная смесь вытекает со сверхзвуковой скоростью из сопла в виде радиальных струй, направленных во внутреннюю полость резонатора 6.

При их столкновении и смешивании инициируется химическая реакция воспламенения топлива и возникает ударная волна, движущаяся в сторону днища резонатора 6.

Шероховатость внутренних стенок 7 резонатора 6 обеспечивает высокую интенсивность турбулентного смешивания в сдвиговых слоях за счет вихревых движений в области за препятствиями и за счет генерации поперечных ударных волн.

Между ускоряющейся зоной турбулентного горения и головной ударной волной возникают «горячие точки» вследствие неоднородности потока на контактных поверхностях, образованных шероховатостью 7. В таких локальных экзотермических центрах зарождается детонация.

Кроме того, головная ударная волна после отражения от вогнутого дна резонатора фокусируется и, создавая в этом месте высокую температуру и давление, обеспечивает возникновение детонационного горения и распространение детонационной волны в обоих продольных направлениях. Во втором варианте устройства при совмещении точки пересечения струй с точкой фокусировки отраженной ударной волны надобность в шероховатости внутренней поверхности резонатора отпадает.

Следующие за детонационными волнами сильно ионизированные газовые потоки, проходя через магнитное поле, вызывают возникновение сил, действующих на них в направлении движения. В результате увеличиваются скорости движения потоков, движущихся как в сторону дна резонатора, так и в противоположную сторону на выход из резонатора.

После отражения от дна детонационная волна становится отраженной ударной волной и вместе с ионизированным газовым потоком, проходя через магнитное поле, увеличивает скорость газового потока в направлении выхода из резонатора. Выход резонатора 6 выполнен в виде расширяющегося реактивного сопла, обеспечивающего дальнейшее увеличение скорости истекающих газов.

В течение механического воздействия детонационной волны на дно резонатора происходит деполяризация элементов сегнетоэлектриков, выполненных в виде блока из нескольких одинаковых пластин, соединенных электрически параллельно и расположенных по отношению друг к другу, как показано на Фиг.2. Такой пьезогенератор создает импульсы тока, амплитуда которых увеличивается при настройке контура 13 на резонанс. Импульсы с частотой следования детонационных процессов подаются на вход устройств активации топлива, обеспечивая разложение топливно-воздушной смеси на химически активные составляющие.

После выхода продуктов сгорания со сверхзвуковой скоростью в атмосферу возникает волна разрежения. Пониженное давление в полости резонатора обеспечивает всасывание новой порции активированной смеси и процесс повторяется.

Реализация заявленного технического решения не вызывает сомнения, так как при его изготовлении будут использоваться известные технологии организации детонационных процессов и преобразования энергии детонационной волны в электрическую энергию (Электрические явления в ударных волнах/ Под редакцией В.А.Борисенка и др. - Саров: РФЯЦ-ВНИИЭФ, 2005).

Было показано, что взрывные пьезогенераторы обладают оптимальными характеристиками как генераторы токовых импульсов, мощность которых достигает нескольких мегаватт, энергия - десятков джоулей, поэтому они обеспечат эффективную работу средств импульсной активации.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Пульсирующий детонационный двигатель, содержащий корпус, средства для подачи горючего и окислителя в реактор, кольцевое сопло и газодинамический резонатор, отличающийся тем, что резонатор в виде трубы меньшего диаметра размещен в трубе реактора так, чтобы выход кольцевого сопла Гартмана был направлен во внутреннюю полость резонатора, причем вогнутое дно резонатора изготовлено из двух частей, разделенных буфером, внутренняя часть выполнена из материала, выдерживающего высокие импульсные механические нагрузки, а наружная - из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных электрически параллельно, являющихся совместно с резонансным контуром пьезогенератором.

2. Пульсирующий детонационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на внешней поверхности резонатора или реактивного сопла установлены два постоянных магнита, создающих магнитное поле внутри резонатора, направленное перпендикулярно их продольной оси.

3. Пульсирующий детонационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выход пьезогенератора соединен с входами средств импульсной активации.

4. Пульсирующий детонационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что конструктивно резонатор выполнен так, что совмещены точка пересечения струй топливно-воздушной смеси, вытекающей из кольцевого сопла, и точка фокусировки отраженной ударной волны.

5. Пульсирующий детонационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что средства импульсной активации размещены на выходах кольцевого сопла Гартмана.

Причиной написания статьи стало огромное внимание к маленькому двигателю, который появился совсем недавно в ассортименте Паркфлаера. Но мало, кто задумывался, что у этого двигателя более чем 150-и летняя история:

Многие полагают, что пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) пявился в Германии в период Второй мировой войны, и применялся на самолетах-снарядах V-1 (Фау-1), но это не совсем так. Конечно, немецкая крылатая ракета стала единственным серийным летательным аппаратом с ПуВРД, но сам двигатель был изобретен на 80 (!) лет раньше и совсем не в Германии.
Патенты на пульсирующий воздушно-реактивный двигатель были получены (независимо друг от друга) в 60-х годах XIX века Шарлем де Луврье (Франция) и Николаем Афанасьевичем Телешовым (Россия).

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (англ. Pulse jet), как следует из его названия, работает в режиме пульсации, его тяга развивается не непрерывно, как у ПВРД (прямоточный воздушно реактивный двигатель) или ТРД (турбореактивный двигатель), а в виде серии импульсов.

Воздух, проходя через конфузорную часть, увеличивает свою скорость, вследствие чего давление на этом участке падает. Под действием пониженного давления из трубки 8 начинает подсасываться топливо, которое затем подхватывается струей воздуха, рассеивается ею на более мелкие частички. Образовавшаяся смесь, проходя диффузорную часть головки, несколько поджимается за счет уменьшения скорости движения и в окончательно перемешанном виде через входные отверстия клапанной решетки поступает в камеру сгорания.
Первоначально топливно-воздушная смесь, заполнившая объем камеры сгорания, воспламеняется с помощью свечи, в крайнем случае, с помощью открытого пламени, подводимого к обрезу выхлопной трубы. Когда двигатель выйдет на рабочий режим, вновь поступающая в камеру сгорания топливно-воздушиая смесь воспламеняется не от постороннего источника, а от горячих газов. Таким образом, свеча необходима лишь на этапе запуска двигателя, в качестве катализатора.
Образовавшиеся в процессе сгорания топливно-воздушной смеси газы резко повышают, и пластинчатые клапаны решетки закрываются, а газы устремляются в открытую часть камеры сгорания в сторону выхлопной трубы. Таким образом, в трубе двигателя, в процессе его работы происходит колебание газового столба: в период повышенного давления в камере сгорания газы движутся в сторону выхода, в период пониженного давления — в сторону камеры сгорания. И чем интенсивнее колебания газового столба в рабочей трубе, тем большую тягу развивает двигатель за один цикл.

ПуВРД имеет следующие основные элементы : входной участок а — в , заканчивающийся клапанной решеткой, состоящей из диска 6 и клапанов 7 ; камеру сгорания 2 , участок в — г ; реактивное сопло 3 , участок г — д , выхлопную трубу 4 , участок д — е .
Входной канал головки имеет конфузорный а — б и диффузорный б — в участки. В начале диффузорного участка устанавливается топливная трубка 8 с регулировочной иглой 5 .

И снова вернемся к истории. Немецкие конструкторы, ещё накануне Второй мировой войны проводившие широкий поиск альтернатив поршневым двигателям, не обошли вниманием и это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом как я уже говорил, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1.

Главный конструктор Фау-1 Роберт Люссер выбрал для него ПуВРД главным образом, из-за простоты конструкции и, как следствие, малых трудозатрат на изготовление, что было оправдано при массовом производстве одноразовых снарядов, серийно выпущенных за неполный год (с июня 1944 по март 1945) в количестве свыше 10 000 единиц.

Кроме беспилотных крылатых ракет, в Германии, так же разрабатывалась пилотируемая версия самолета-снаряда- Фау-4 (V-4). По задумке инженеров, пилот должен был навести на цель свой одноразовый пепелац, покинуть кабину и спастись, используя парашют.

Правда, о том, способен ли человек покинуть кабину пилота на скорости 800км/час, да еще имея у себя за головой воздухозаборник двигателя- скромно умалчивалось.

Изучением и созданием ПуВРД занимались не только в фашисткой Германии. В 1944 году для ознакомления, в СССР Англия поставила покореженые куски Фау-1. Мы, в свою очередь "слепили из того, что было", создав при этом, практически новый двигатель ПуВРД Д-3, ииии.....
.....и водрузили его на Пе-2:

Но не с целью создания первого отечественного реактивного бомбардировщика, а для испытаний самого двигателя, который потом применялся для производства советских крылатых ракет 10-Х:

Но на этом не ограничивается применение пульсирующих двигателей в советской авиации. В 1946 году была реализована идея оборудовать истрибитель ПуВРД-шками:

Да. Всё просто. На истрибитель Ла-9, под крыло установили два пульсирующих движка. Конечно на практике все оказалось несколько сложнее: на самолете изменили систему питания топливом, сняли бронеспинку, и две пушки НС-23, усилив конструкцию планера. Прирост скорости составил 70 км/ч. Летчик-испытатель И.М.Дзюба отмечал сильные вибрации и шум при включении ПуВРД. Подвеска ПуВРД ухудшала маневренные и взлетно-посадочные характеристики самолета. Запуск двигателей был ненадежным, резко снижалась продолжительность полета, усложнялась эксплуатация. Проведенные работы принесли пользу лишь при отработке прямоточных двигателей, предназначавшихся для установки на крылатые ракеты.
Конечно, в боях эти самолеты участия не принимали, но они достаточно активно использовались на воздушных парадах, где неизменно своим грохотом производили сильное впечатление на публику. По свидетельству очевидцев в разных парадах участвовало от трех до девяти машин с ПуВРД.
Кульминацией испытаний ПуВРД стал пролет девяти Ла-9РД летом 1947 г. на воздушном параде в Тушино. Пилотировали самолеты летчики-испытатели ГК НИИ ВВС В.И.Алексеенко. А.Г.Кубышкин. Л.М.Кувшинов, А.П.Манучаров. В.Г.Масич. Г.А.Седов, П.М.Стефановский, А.Г.Терентьев и В.П.Трофимов.

Надо сказать о том, что американцы, тоже, не отставали в этом направлении. Они прекрасно понимали, что реактивная авиация, даже находясь на стадии младеньчества, уже превосходит свои поршневые аналоги. Но поршевых самолетов- очень много. Куда их девать?!.... И в 1946 году под крылья одного из самых совершенных истребителей своего времени, Мустанг P-51D, подвесили два двигателя Ford PJ-31-1.

Однако, результат оказался, прямо скажем,- не очень. С включенными ПуВРД скорость самолета заметно увеличивалась, но топливо они поглащали- о-го-го, так что долго летать с хорошей скоростью не получалось, и в выключенном состоянии реактивные моторы превращали истребитель небеный тихоход. Промучившись целый год американцы, все-таки, пришли к выводу, что получить задешево истребитель, способный хотя бы как-то конкурировать с новомодными реактивными не получится.

В итоге про ПуВРД забыли.....
Но не на долго! Этот тип двигателей хорошо проявил себя в качестве авиамодельного! А почему бы нет?! Дешевый в производстве и обслуживании, имеет простое устройство и минимум настроек, не требует дорогостоящего горючего, да и вообще- его и покупать не обязательно- можно и самостоятельно построить, имея минимум ресурсов.

Это самый маленький ПуВРД в мире. Создан в 1952 г.
Ну согласитесь, кто не мечтал о реактвном самолете с хомячком пилотом и ракетами?!))))
Теперь ваша мечта стала реальостью! Да и не обязательно покупать двигаль- его можно построить:

P.S. данная статья основана на материалах, опубликованных в сети Интернет...
The end.