Эжекторы на РД.

Татарин>> Вот казалось бы, пристроил относительно легкую фиговину на выходе сопла первой ступени, и можно пользоваться на халяву атмосферой...
Татарин>> А почему не делают?
А.С.> Чтобы эжектор работал эффективно, давление на срезе сопла должно заметно превышать атмосферное, а оно, как правило, несколько меньше [»]

Скорее это проблемы связанные с компоновкой.

Татарин>>> Вот казалось бы, пристроил относительно легкую фиговину на выходе сопла первой ступени, и можно пользоваться на халяву атмосферой...
Vyacheslav> Татарин>> А почему не делают?
А.С.>> Чтобы эжектор работал эффективно, давление на срезе сопла должно заметно превышать атмосферное, а оно, как правило, несколько меньше [»]
Vyacheslav> Скорее это проблемы связанные с компоновкой. [»]


Объяснение :
Предположим у вас расчетное сопло со статическим давлением на срезе Рс
Пусть скорость истечения газов из сопла равна Vг. Расход газа Gг.

Тяга составит R=Gг*Vг= Х1
Пусть теперь струи газа и введенного воздуха смешиваются и обмениваются импульсом. Gв и Vв - начальные параметры воздуха.
Суммарная скорость газа и воздуха после смешения будет ( по закону сохранения импульса)
Vср=Vг*Gг/(Gв+Gг)
Суммарная тяга будет R=(Gг+Gв)*Vср То есть R по прежнему равна X1.

А собственно как работает эжектор ?
Предположим , что давление за срезом сопла не равно статическому давлению в атмосфере , а равно Рс>>Рн , а температура торможения = Т*c
Даже если на срезе сопла статическое давление равно атмосферному , полное давление струи газов Р"с будет существенно выше . То есть
P"с=Пи(л)*Pc где Пи от лямбда - газодинамическая функция от приведенной скорости потока . л=Vс/Wкр Где Wкр= корень((2к/к+1)*R*T)
Например , если скорость газа 2400м/с полная температура 3400 К
Тогда Р"c = 1666 атмосфер . Однако это чисто теоретическое давление , потому , что , во первых, надо иметь в камере сгорания ЖРД давление не меньше указанного, а это сложно, во вторых, при ударном торможении газа о неподвижный воздух , появляется прямой скачек уплотнения , и на скорости лямбда=2.3 , коэф сохранения полного давления будет =0.0175 .
От полного давления останется 0.0175*1666= 29 атмосфер.
Это в случае , если после смешения газ и воздух приобретают суммарную скорость , равную скорости звука. Если поток остановить полностью , то потери еще больше.
Значит мы имеем давление эжектирующего газа 29 атм. , давление эжектируемого воздуха 1 атм. Температуру смеси Тсм=Т"гGг+ТвGв/(Gг+Gв)
Если расходы газа и воздуха одинаковы то Тсм=1850 К.
Какое давление будет в смеси воздуха и газа ? Т.к. потери на скачке мы учли , а потерями на смешение и т.п. пренебрежём , то очевидно давление при равных расходах поделится поровну, то есть составит 14.5 атмосфер.
Определим , теперь скорость истечения смеси из сопла эжектора.
Приведенная скорость звука , составит Wкр=770м/с . Считая , что давление за срезом сопла лаваля эжектора равно атмосферному , по функции Пи(л) пи от лямбда определим приведенную скорость истечения, то есть саму лямбду.
Лямбда=1.8 . Значит скорость истечения смеси из сопла эжектора составит
Vсм=л*Wкр=1.8*770=1386 м/с
Определим тягу ЛА с эжектором , не забыв , что расход у нас удвоился.
R2=1386*2*Gг=2772*Gг
Вспомним , что без эжектора тяга была бы R=2400*Gг
Соответственно УИ на старте , за счет эжектора у нас вырос в 1,155 раза или 115 процентов тяги , вместо 100 .
Теперь добавим к весу ракеты вес самого эжектора , учитывая , что площадь воздухозаборника 0.5 кв.м приблизительно соответствует расходу воздуха 100кг/с , а длина приблизительно в 10 раз больше диаметра.
То есть если расход топлива ракеты 1000 кг/с то труба эжектора будет
2,6 м диаметром и 26 метров длиной.
Стоит ли овчинка выделки ???

Mathieus> Все это уже подробнейшим образом обсуждалось :
Mathieus> Форумы Авиабазы [»]

Однако вышеизложенный приблизительный расчет , совершенно не ставит крест на идее эжекторного усилителя тяги , потому , что существует до фига разных схем эжекторов , среди которых встречаются очень эффективные вплоть до скорости М=6
Заодно стоит вспомнить отечественную зенитную ракету , летавшую с комбинированным РДТТ+ПВРД со скоростью 1800 м/с

Предлагаю так же обсудить здесь возможность установки ОГРОМНОГО пульсирующего ВРД , на разгонный блок непилотируемой ракеты.
У ПуВРД есть огромный недостаток - разброс между средней тягой и тягой в импульсе составляет 300% Но если наша ракета крепкая и везёт на орбиту прочную полезную нагрузку , то пульсационные перегрузки с частотой 1 раз в три-четыре секунды для неё не страшны. Зато ПуВРД с большим объемом камеры детонации , обладает значительной степенью сжатия газа при удовлетворительных простоте и экономичности. Значит тягу можно получить на уровне 300-500 тонн. При диаметре трубы около 5 метров.

Mathieus>> Все это уже подробнейшим образом обсуждалось :
Mathieus>> Форумы Авиабазы [»]
RSR13> Однако вышеизложенный приблизительный расчет , совершенно не ставит крест на идее эжекторного усилителя тяги , потому , что существует до фига разных схем эжекторов , среди которых встречаются очень эффективные вплоть до скорости М=6
RSR13> Заодно стоит вспомнить отечественную зенитную ракету , летавшую с комбинированным РДТТ+ПВРД со скоростью 1800 м/с
RSR13> Предлагаю так же обсудить здесь возможность установки ОГРОМНОГО пульсирующего ВРД , на разгонный блок непилотируемой ракеты.
RSR13> У ПуВРД есть огромный недостаток - разброс между средней тягой и тягой в импульсе составляет 300% Но если наша ракета крепкая и везёт на орбиту прочную полезную нагрузку , то пульсационные перегрузки с частотой 1 раз в три-четыре секунды для неё не страшны. Зато ПуВРД с большим объемом камеры детонации , обладает значительной степенью сжатия газа при удовлетворительных простоте и экономичности. Значит тягу можно получить на уровне 300-500 тонн. При диаметре трубы около 5 метров. [»]

Прошу прощения, а что это за ракета с РДТТ+ПВРД и скоростью 1800 м/с?

Что касается ПуВРД вообще обычно рассматривались "револьверные схемы".

Потом мне казалось, что эта пульсация гораздо бОльшей частоты, допустим, если продукты сгорания вылетают из двигателя со скоростью звука, то какой длины должна быть труба, чтобы они не успели вылететь за 1 секунду?

И зачем сразу такой большой двигатель? Хотя... Может и "сразу большой".

avmich> Значит ли это, что в пульсирующем двигателе камера закрыта при сгорании?
avmich> Кудрин в МАИ довольно известен, на него ссылка в небезызвестном учебнике по ЖРД под ред. Кудрявцева есть. И как раз специалист в пульсирующем горении...надо спросить Дмитрия-из-336?
avmich> Ну и по теме. Если использовать эжектор на ступени с ЖРД в полёте от высоты 2 км до высоты, скажем, 30 км - будет ли он давать существенную прибавку к тяге? Пока вроде так кажется... А что потом с ним делать - так это ведь потом . [»]


В ПуВРД камера может быть как закрытого типа , так и открытого. Закрытые типы не прижились из за сложности управления клапанами в горячем потоке.
ПуВРД может быть с резонансной трубой и без трубы. Резонансная труба обязательна при нулевой и малой скорости полёта. При скорости М=1.5 резонансная труба вредна. И двигатель превращается в детонационный. Напор для хорошей работы ПуДД необходим на уровне Пк=5 .

2. Эжектор , действительно будет давать существенную прибавку к тяге от высоты 2 км до 30 км если у него будет правильно расчитанный регулируемый воздухозаборник. Двигатель тогда будет называться комбинированым , потому , что выгодно применять эжектор с впрыском топлива , то есть ПВРД+ЖРД. Их совместная работа гораздо выгоднее , чем работа каждого по отдельности.
Если , Саш , тебе интересен оценочный расчет , то я могу его подготовить к следующей встрече по миниморуму .
Эжектор с твёрдым горючим слоем на внутренних стенках , не только прост в изготовлении , но и выдержит нагрев от сгорания топлива внутри себя в течении долгого времени , а потом может быть просто сброшен с ракеты , в виде пустой композитной оболочки.

Бродяга> Прошу прощения, а что это за ракета с РДТТ+ПВРД и скоростью 1800 м/с?
Бродяга> Что касается ПуВРД вообще обычно рассматривались "револьверные схемы".
Бродяга> Потом мне казалось, что эта пульсация гораздо бОльшей частоты, допустим, если продукты сгорания вылетают из двигателя со скоростью звука, то какой длины должна быть труба, чтобы они не успели вылететь за 1 секунду?
Бродяга> И зачем сразу такой большой двигатель? Хотя... Может и "сразу большой". [»]

Сразу прошу извинения ! Т.к. оговорился . Не 3-5 секунды на одну пульсацию , а 3-5 пульсации за одну секунду. Это к ПуВРД классической схемы размером с водонапорную башню
Вообще то большой не обязательно. Можно взять много маленьких , однако у большого лучшие характеристики по степени детонационного сжатия, именно из за большого объема топливовоздушной смеси.
Если диаметр трубы 5м , а длина 20м , то масса топливовоздушной смеси в объеме составит около 200 кг. При частоте 5 пульсаций в секунду расход рабочего тела составит 1000 кг/с . Если скорость истечения 1500 м/с то тяга будет 150 тонн. Пульсационная тяга - 450 тонн. Естественно, ускоряемая ракета должна быть расчитана на перегрузки такого рода.
Если поставить четыре таких двигателя по окружности ракеты то тяга будет уже 600 тонн. Работу двигателей надо согласовать и закрепить их на хороших скользящих по стволу ракеты амортизаторах.
ПуВРД способен разогнать ракету до 4М потом становится менее эффективен.


Ракета со скоростью 1800 м/с стояла на вооружении комплекса С-75 кажется , но точно не помню. Зарекомендовала себя превосходно , потому , что была легче и манёвреннее аналогичной ракеты с РДТТ. На эту тему можно поискать в интернете , там должно быть описание. Искать можно по названию ракетнопрямоточный двигатель.

avmich> Для начала бы неплохо ликбез по эжекторам пройти... Видимо, к Абрамовичу надо идти. [»]

А Абрамович , знает все эжекторные схемы ???
Он же глубокий теоретик, кажется .
Я думаю надо экспериментальный задел по эжекторам открывать . Делаем чего-нибудь несложное и замеряем. Потому , что рассчетный путь - это плюс минус километр.
Я вот как потеплее будет , до дачи доберусь и сделаю несколько многоразовых газогенераторов на твердом топливе. А к ним уже можно любой тип эжекторов прикручивать и испытывать. Я этим всем лет 17 назад занимался , очень интересно между прочим получалось. А сейчас знаний больше