Comments 18
Это сильно сокращает объемы потребляемого топлива
Сильно — это на сколько? Учитывая, что это тоже химический двигатель, а, если я не ошибаюсь, КПД современных химических ракетных двигателей уже достаточно большой, хотелось бы видеть сравнение с существующими ракетными двигателями и хотя бы теоретически возможный выигрыш от нового. Стоит ли овчинка выделки?
Если при дефлаграции углеводородного горючего мощность тепловыделения с единицы площади поверхности фронта реакции составляет ~1 МВт/м2, то мощность тепловыделения в детонационном фронте на три-четыре порядка выше и может достигать 10000 МВт/м2. Кроме того, в отличие от продуктов медленного горения, продукты детонации обладают огромной кинетической энергией: скорость продуктов детонации в ~20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения.отсюда
3-4 порядка, 20-25 раз — это все конечно впечатляющие цифры. Только к реальной эффективности это все имеет весьма опосредованное отношение. При сгорании ракетного топлива выделяется сколько-то тепловой энергии. Эту энергию можно пробразовать в кинетическую. Всю тепловую энергию нельзя преобразовать в кинетическую — нас ограничивают сверху законы термодинамики. Если считать эффективность относительно идеального термодинамическиго цикла, современные ракетные двигатели достигают эффективности 65-70%. Тут на порядки уже ничего не увеличишь.
Не помню чья фраза и точный ее вид (если кто помнит, с благодарностью услышу), но примерно так — любой может снять с одного кубического дециметра объема движка ххх мощности — вы попробуйте получить в три раза больше.
Тут смысл (как правильно сказано ниже) нужную мощность можно получить при меньших объемах камеры, меньшей мощности насоса.
Ну и мне лично забавно как все развивается. В свое время боролись с неравномерностью горения. Сейчас передовой фронт — использование неравномерности горения
Тут смысл (как правильно сказано ниже) нужную мощность можно получить при меньших объемах камеры, меньшей мощности насоса.
Ну и мне лично забавно как все развивается. В свое время боролись с неравномерностью горения. Сейчас передовой фронт — использование неравномерности горения
Тут ещё вопрос в том, насколько дороже будет такой двигатель и насколько хватит его ресурса? Потому что если поднять УИ на 10%, уменьшить массу движка пусть даже вдвое, но стоить он при этом будет в 10 раз дороже и в конце полёта выглядеть как щербатая прогоревшая жестянка, то выиграет тот, у кого дешёвый двигатель возвращается и используется повторно, несмотря на больший расход топлива, которое относительно стоимости всей ракеты довольно дешёвое.
Разве что сделать его водородным и использовать в верхних ступенях для дальних миссий, которые обратно всё равно вернуть не вышло бы.
Тут нужно некоторое пояснение, почему собственно детонация предпочтительнее горения.
Термодинамический цикл при дефлаграции и детонации отличается:
В чём основное отличия? В дефлаграционном двигателе топливный насос должен обеспечивать давление, равное давлению в камере, а детонационном нет — там максимальное давление возникает не во всей камере, а только во фронте детонации (сложность только в том, как полезно использовать это давление). В результате теоретически при равной мощности подающего насоса и объёме камеры сгорания детонационный двигатель будет развивать бОльшую мощность и иметь более высокий КПД, чем дефлаграционный. Превышение мощности будет сильно зависеть от конкретных технических решений — насколько высокое давление детонации будет достигнуто и насколько хорошо конструкция двигателя сможет его утилизировать. Ну, или в обратную сторону — мощность современного реактивного двигателя сможет обеспечивать агрегат меньшего размера и сложности.
Кстати, на таком принципе может работать и газовая турбина, так что если детонационное горение всё же укротят, это, возможно, не так космической технике будет полезно, как самолетам и электростанциям.
Термодинамический цикл при дефлаграции и детонации отличается:
термодинамические циклы дефлаграции и детонации
В чём основное отличия? В дефлаграционном двигателе топливный насос должен обеспечивать давление, равное давлению в камере, а детонационном нет — там максимальное давление возникает не во всей камере, а только во фронте детонации (сложность только в том, как полезно использовать это давление). В результате теоретически при равной мощности подающего насоса и объёме камеры сгорания детонационный двигатель будет развивать бОльшую мощность и иметь более высокий КПД, чем дефлаграционный. Превышение мощности будет сильно зависеть от конкретных технических решений — насколько высокое давление детонации будет достигнуто и насколько хорошо конструкция двигателя сможет его утилизировать. Ну, или в обратную сторону — мощность современного реактивного двигателя сможет обеспечивать агрегат меньшего размера и сложности.
Кстати, на таком принципе может работать и газовая турбина, так что если детонационное горение всё же укротят, это, возможно, не так космической технике будет полезно, как самолетам и электростанциям.
Если кому интересно, то на в числе прочих видюшек есть и схема для упомянутой газовой турбины
двигатель можно избавить от дозвуковой части. Которая стоит и весит.
У наших вроде получилось собрать с улучшением КПД на 10%. В перспективе 20-30%
Новость от 16-го года: masterok.livejournal.com/3267037.html
Новость от 16-го года: masterok.livejournal.com/3267037.html
Нереально. Там просто нет таких резервов. Детонационный двигатель может быть меньше и легче, но уи даже на 10% относительно хороших уже существующих двигателей он не поднимет, насколько я могу прикинуть по расчетам. Разве что сравнение идет с каким-нибудь простым двигателем по принципу «наш детонационный такой же простой, но дает уи как у сложного». 20-30% — это заведомо невозможно. Такой громадный рост уи дает колоссальные преимущества, этими двигателями весь мир бы давно занимался, позабросив все альтернативы.
Не обнаружил в статье фраз "удельный импульс", "скорость истечения", "сопло".
Зато обнаружил "ракетоносителя" (падеж сохранён).
Сегодня на Хабре день негодных статей?
Беда только в том, что весь потенциал химической «пружины» мы не используем. Новые типы двигателей должны помочь более полно использовать энергию сгорания топлива.
Возьмите к примеру водород-кислородную пару. Сжигание водорода в двигателе дает 120 МДж на 1 кг топлива и 8 кг окислителя. Полная конвертация этой энергии в кинетическую энергию истекающего газа дает 5.164 км/с. Существующий двигатель RL-10 дает 4.565 км/с. Это 88% от предельно возможного у.и., более 78% тепловой энергии конвертируется в работу. При этом идеальный термодинамический КПД — 86% что соответствует у.и. 4.78 км/с, т.е. в потери уходит всего 9% энергии и 4.5% уи.
(прим: в расчетах «идеала» принято что газ охлаждается до 150C)
(прим: в расчетах «идеала» принято что газ охлаждается до 150C)
Я верно понимаю, что вопроса регулировки тяги даже не касаются, предполагая ее фиксированной вроде РДТТ? Ведь при попытки регулировки сразу срывается фронт детонации.
Занятно, что в статье описываются двигатели для космоса, а наиболее перспективными эти двигатели пока кажутся для самолетов.
КПД у них теоретически выше чем у турбореактивных и они продолжают эффективно и довольно экономично работать на сверхзвуковых скоростях.
И в принципе гиперзвук им по плечу.
Осталось только дождаться пока ученые придумают теорию, позволяющую этими двигателями хоть как-то управлять. И решить ворох инженерных проблем.
Sign up to leave a comment.
Математика в космонавтике: ротационный детонационный двигатель