Двигатели летательных аппаратов схема

В России испытали демонстратор двигателя для перспективных орбитальных самолетов

МОСКВА, 9 апреля. /ТАСС/. Объединенная двигателестроительная корпорация Ростеха испытала демонстратор пульсирующего детонационного двигателя для перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов и орбитальных самолетов. Об этом сообщили журналистам в пресс-службе госкорпорации «Ростех».

«Первый этап испытаний демонстратора пульсирующего детонационного двигателя успешно завершен. Демонстратор выдал требуемые показатели. На отдельных режимах работы удельная тяга до 50% превысила показатели традиционных силовых установок. В перспективе это позволит в 1,3-1,5 раза увеличить максимальную дальность и массу полезной нагрузки летательных аппаратов», — сказали в авиационном кластере Ростеха.

Пульсирующий детонационный двигатель разработан в ОКБ им. А. Люльки (филиал ПАО «ОДК-УМПО»). В нем реализуется более экономичный, в отличие от используемого в существующих газотурбинных двигателях, термодинамический цикл. Оснащенные таким двигателем летательные аппараты будут иметь лучшую динамику полета и маневренность.

Макет пульсирующего детонационного двигателя впервые был представлен на Международном военно-техническом форуме «Армия-2017».МОСКВА, 9 апреля. /ТАСС/. Объединенная двигателестроительная корпорация Ростеха испытала демонстратор пульсирующего детонационного двигателя для перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов и орбитальных самолетов. Об этом сообщили журналистам в пресс-службе госкорпорации «Ростех».

«Первый этап испытаний демонстратора пульсирующего детонационного двигателя успешно завершен. Демонстратор выдал требуемые показатели. На отдельных режимах работы удельная тяга до 50% превысила показатели традиционных силовых установок. В перспективе это позволит в 1,3-1,5 раза увеличить максимальную дальность и массу полезной нагрузки летательных аппаратов», — сказали в авиационном кластере Ростеха.

Пульсирующий детонационный двигатель разработан в ОКБ им. А. Люльки (филиал ПАО «ОДК-УМПО»). В нем реализуется более экономичный, в отличие от используемого в существующих газотурбинных двигателях, термодинамический цикл. Оснащенные таким двигателем летательные аппараты будут иметь лучшую динамику полета и маневренность.

Макет пульсирующего детонационного двигателя впервые был представлен на Международном военно-техническом форуме «Армия-2017».МОСКВА, 9 апреля. /ТАСС/. Объединенная двигателестроительная корпорация Ростеха испытала демонстратор пульсирующего детонационного двигателя для перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов и орбитальных самолетов. Об этом сообщили журналистам в пресс-службе госкорпорации «Ростех».

«Первый этап испытаний демонстратора пульсирующего детонационного двигателя успешно завершен. Демонстратор выдал требуемые показатели. На отдельных режимах работы удельная тяга до 50% превысила показатели традиционных силовых установок. В перспективе это позволит в 1,3-1,5 раза увеличить максимальную дальность и массу полезной нагрузки летательных аппаратов», — сказали в авиационном кластере Ростеха.

Пульсирующий детонационный двигатель разработан в ОКБ им. А. Люльки (филиал ПАО «ОДК-УМПО»). В нем реализуется более экономичный, в отличие от используемого в существующих газотурбинных двигателях, термодинамический цикл. Оснащенные таким двигателем летательные аппараты будут иметь лучшую динамику полета и маневренность.

Макет пульсирующего детонационного двигателя впервые был представлен на Международном военно-техническом форуме «Армия-2017».

Институт № 2 «Авиационные, ракетные двигатели и энергетические установки»

Учебный процесс

Кафедра 203 «Конструкция и проектирование двигателей»

Область профессиональной деятельности выпускников программ специалитета «Проектирование авиационных и ракетных двигателей» по специализации «Конструкция и прочность авиационных и ракетных двигателей, силовых и энергетических установок» включает методы, средства и способы проектирования, конструирования и производства авиационных, ракетных и других реактивных двигателей, способных перемещать в атмосфере, гидросфере и в космосе различные летательные аппараты (ЛА) и перемещающиеся в пространстве объекты.

Объектами профессиональной деятельности выпускников программ специалитета по направлению подготовки (специальности) «Проектирование авиационных и ракетных двигателей» являются: авиационные, ракетные и электроракетные двигатели и энергетические установки ЛА, методы их расчета, проектирования, изготовления, испытаний и исследований, сопряженные с конструкцией процессы тепломассообмена.

Виды профессиональной деятельности, к которым готовятся выпускники программ специалитета по направлению подготовки (специальности) «Проектирование авиационных и ракетных двигателей»:

• ;
• ;
• ;
• ;
• .

С 2011 г. МАИ по специальности «Двигатели летательных аппаратов» перешел на систему подготовки .

Объектами профессиональной деятельности выпускников программ бакалавриата по направлению подготовки «Двигатели летательных аппаратов», являются авиационные, ракетные и электроракетные двигатели, авиационные двигатели внутреннего сгорания, методы их расчета, проектирования, изготовления, испытаний, исследований и сопряженные с конструкцией процессы тепломассообмена.

Виды профессиональной деятельности, к которым готовятся выпускники программ бакалавриата по направлению подготовки «Двигатели летательных аппаратов»:

• ;
• ;
• .

Область профессиональной деятельности выпускников программ магистратуры по направлению подготовки «Двигатели летательных аппаратов» включает методы, средства и способы проектирования, конструирования, исследования, отработки, производства, маркетинга и эксплуатации двигателей летательных аппаратов, включая их утилизацию, способных перемещать в атмосфере, гидросфере и в космосе различные летательные аппараты (ЛА) и перемещающиеся в пространстве объекты. Объектами профессиональной деятельности выпускников программ магистратуры по направлению подготовки «Двигатели летательных аппаратов» являются авиационные, ракетные и электроракетные двигатели и двигательные установки, а также энергетические установки различных типов, методы их расчета, проектирования, изготовления, исследований, диагностики и отработки, сопряженные с конструкцией процессы тепломассообмена

В качестве обеспечивающей кафедра 203 выпускает:

— инженеров по специальности «Проектирование авиационных и ракетных двигателей»:

— «Проектирование авиационных двигателей и энергетических установок»;

— «Проектирование энергетических установок наземного применения на базе авиационных двигателей»;

— «Проектирование жидкостных ракетных двигателей»;

— «Проектирование электроракетных двигателей»;

— «Проектирование энергетических установок летательных аппаратов».

— бакалавров по направлению подготовки «Двигатели летательных аппаратов»:

— «Авиационные силовые установки»;

В настоящее время, помимо дисциплин гуманитарного, социального, экономического, математического и циклов, на кафедре читаются курсы:

• Динамика и прочность двигателей (ВРД);
• Конструкция и проектирование двигателей и энергоустановок космических летательных аппаратов;
• Конструкция и проектирование двигателей летательных аппаратов (ДЛА);
• Надежность, долговечность и контроль технического состояния ВРД;
• Основы конструирования ДЛА;
• Прочность, надежность, диагностика ДЛА;
• Системы автоматизированного проектирования;
• Схемы и компоновки ВРД;
• работа студента (УИРС).

Двигатели летательных аппаратов

Южно-Уральский Государственный Университет

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов»

Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту

«расчет основных проектных параметров ЖРД»

с оценкой ______

.– Челябинск: ЮУрГУ, АК, 2007,
49 с.,10 ил., приложение 5 л.
Библиография литературы 6 наименований.

В данном курсовом проекте проведен расчет параметров камеры сгорания реактивного двигателя тягой 100000 Н на компонентах H 2 + F 2 , работающего по закрытой схеме газогенерации; определены основные параметры агрегатов двигательной установки: ТНА, газогенератора, баков. Произведен расчет оптимального давления в газогенераторе с помощью ЭВМ.

В специальной части проекта произведена конструктивная разработка камеры сгорания, компоновочный расчет форсуночной головки, расчет пристеночной форсунки и двухкомпонентной газожидкостной форсунки ядра, построен профиль камеры сгорания, построена зависимость параметров рабочего тела по длине камеры сгорания.

Задание на проектирование

1. Характеристика используемой топливной пары

2. Выбор компоновочной схемы двигателя

3. Разработка пневмогидравлической схемы двигателя

3.1 Работа ПГС изделия при запуске

3.2 Работа ПГС изделия в полете

3.3 Останов двигательной установки

4. Тепловой расчет двигательной установки

4.1 Термодинамический расчет КС

4.2 Газодинамический расчет КС

4.2.1 Газодинамический расчет идеального канала

4.2.2 Газодинамический расчет реального канала

5. Определение габаритов топливных баков

6. Определение основных параметров и габаритов насосов

6.1 Определение параметров насосов

6.2 Определение параметров турбины

7. Построение профиля камеры сгорания

7.1 Профилирование докритической части канала

7.2 Профилирование закритической части канала

8. Определение параметров истекающего газового потока

9. Ориентировочный расчет смесительной головки канала

10. Расчет форсунок смесительной головки

10.1 Расчет двухкомпонентной форсунки

10.1.1 Расчет форсунки окислителя

10.1.2 Расчет форсунки горючего

10.2 Расчет форсунки пристеночного слоя

11. Расчёт охлаждения

Задание на проектирование

Произвести расчет жидкостного ракетного двигателя со следующими заданными параметрами:

Давление в камере сгорания P к = 15 МПа;

Давление на срезе сопла P с = 0,06 МПа;

Топливные компоненты H 2 + F 2 ;

Время работы τ = 250 с.

Произвести расчет и конструкторскую разработку камеры сгорания двигателя.

Графическая часть проекта:

Пневмогидравлическая схема ДУ – 1 лист;

Общий вид камеры сгорания – 1 лист;

Общий вид головки – 1 лист;

Деталировка – 1 лист;

Изменение параметров рабочего тела по соплу – 1 плакат.

На деталировке – детали с общего вида форсуночной головки (днища камеры, форсунки).

Двигательная установка является основным элементом ракеты и обуславливает собой ее важнейшие параметры.

Проектирование двигательной установки (ДУ) – важный и наиболее трудоемкий этап в создании ракеты. Целью проектирования ДУ является получение при заданных условиях ДУ с наилучшими показателями.

Основными показателями ДУ являются: удельный импульс, удельная тяга, надежность, стоимость. Главным из них считается удельный импульс ДУ, показывающий тягу, создаваемую единицей массы расходуемого рабочего тела. Получение высокого удельного импульса является первостепенной задачей при проектировании ДУ.

Процесс проектирования ДУ разбивается на проведение серии проектных расчетов различных подсистем, связанных между собой граничными зависимостями. Изменение параметров какой-либо из них зачастую влечет за собой изменение параметров смежных подсистем и ДУ в целом. Также при проведении первоначальных расчетов не все необходимые данные могут быть изначально известны. Их значениями задаются, исходя из опыта проектирования аналогичных ДУ, а затем, после их уточнения, повторяют расчеты.

После проведения проектного расчета производится опытная отработка разработанных элементов ДУ, по результатам которой параметры элементов ДУ также могут быть скорректированы. В результате, проектирование ДУ представляет сложный итерационный процесс, состоящий из множества последовательных приближений.

ДУ, выполненные по закрытой схеме газогенерации (с дожиганием генераторного газа), характеризуется более тесными взаимосвязями между элементами агрегатов и систем, что существенно усложняет процесс проектирования. Необходимость использования закрытой схемы обусловлена стремлением к получению более высоких характеристик ДУ, по сравнению с ДУ, выполненных по открытой схеме газогенерации. Применение закрытой схемы газогенерации позволяет существенно повысить давление в камере сгорания ДУ, увеличить удельный импульс, уменьшить габариты и массу ДУ.

В настоящее время характерной тенденцией является широкое использование ЭВМ на всех стадиях проектирования. Использование ЭВМ позволяет существенно ускорить этот процесс, снизить затраты, увеличить количество прорабатываемых вариантов, повысить точность расчетов.

В ходе выполнения данного проекта производится расчет параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты наземного базирования.

Целью выполнения данного проекта является определение основных параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты.

В первую очередь разрабатывается компоновочная схема изделия. Затем разрабатывается пневмогидравлическая схема изделия. Далее производится тепловой расчет камеры сгорания двигателя, определяются габариты баков компонентов. На последующих этапах производятся расчеты основных параметров турбонасосного агрегата и газогенератора.

В специальной части проекта производится конструктивный расчет камеры сгорания основного блока ДУ. При этом производится построение профиля сопла, определяются параметры рабочего тела по длине сопла, определяются типы и размеры форсунок. Далее производится расчет охлаждения камеры сгорания, прочностной расчет стенок камеры.

Отображение сетевого контента Отображение сетевого контента

+7 (903) 340 27 42

Дирекция ИАНТЭ – учебный корпус №3; ул. Толстого, 15, ауд. 508

Обучение проводится в учебных корпусах №: 1, 2, 7, 8

Программа направлена на подготовку высококвалифицированных специалистов в области авиационного двигателестроения. Программа предоставляет возможность студентам изучать основы высокотемпературного реагирования, прочности конструкции и эксплуатации двигателей, проведение анализа сложных термодинамических циклов, 3Д моделирования газотурбинных двигателей и энергоустановок.

В отраслевой лаборатории созданы уникальные модельные исследовательские установки для изучения процессов горения в двигателях летательных аппаратов. Студентам предоставляется возможность проводить исследования, связанные с процессами в камерах сгорания газотурбинных двигателей, таких как: экспериментальные исследования горения в турбулентном потоке, газодинамической стабилизации пламени, создание расчетных модулей внутри камерных процессов.

• • Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок (АДиЭУ)
• • Основы конструирования АДиЭУ
• • Системы автоматизированного проектирования АДиЭУ
• • Испытание и обеспечение надежности АДиЭУ
• • Автоматика и регулирование АДиЭУ
• • Надежность и техническая диагностика АДиЭУ
• • Теория авиационных поршневых двигателей
• • Конструкция авиационных поршневых двигателей
• • Энергетические установки
• • Камеры сгорания и топочные устройства
• • Процессы горения и токсичность
• • Математическое моделирование физических процессов в камерах сгорания
• • Механика жидкости и газа

• • Мингазов Билал Галявтдинович, д.т.н., профессор
• • Великанова Нина Петровна, д.т.н., профессор
• • Варсегов Вадим Львович, к.т.н., доцент
• • Варсегов Вячеслав Львович, к.т.н., доцент
• • Сыченков Алексей Витальевич, к.т.н., доцент
• • Александров Юрий Борисович, к.х.н., доцент и др.

• • Разработка двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) для гражданской авиации со степенью двухконтурности m=2
• • Газотурбинная установка для газоперекачивающего агрегата (ГПА) с малоэмиссионной камерой сгорания
• • Разработка ТРДД для гражданской авиации с малоэмиссионной камерой сгорания
• • Проектирование ТРДД для аэробуса с анализом влияния атмосферных условий
• • Разработка малоэмиссионной камеры сгорания двухконтурного ТРД для пассажирского самолёта

Практика и стажировки для студентов

• • АО «Казанское моторостроительное производственное объединение» (КМПО), г. Казань
• • АОА «Уфимское моторостроительное производственное объединение» (УМПО), г. Уфа
• • кафедра РДиЭУ КНИТУ-КАИ

Трудоустройство и востребованность профессии

• • АО «Казанское моторостроительное производственное объединение» (КМПО), г. Казань
• • Казанское ОКБ «Союз»
• • АО «Вятское машиностроительное предприятие «Авитек»
• • АО ОДК Авиадвигатель, г. Пермь
• • АОА «Уфимское моторостроительное производственное объединение» (УМПО) г. Уфа и многие другие промышленные и научно-исследовательские предприятия