Toyota-navi.ru

АвтоКлуб Toyota
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что служит рабочим телом в реактивном двигателе самолета

Прямоточный реактивный двигатель. пврд.

Реактивный двигатель – устройство, создающее требуемую для перемещения силу тяги, преобразовывая внутреннюю энергию горючего в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

Классы реактивных двигателей:

Все реактивные двигатели подразделяют на 2 класса:

  • Воздушно-реактивные – тепловые двигатели, применяющие энергию окисления воздуха, приобретаемого из воздуха. В этих двигателях рабочее тело представлено смесью продуктов горения с остальными элементами отобранного воздуха.
  • Ракетные – двигатели, каковые на борту содержат все нужные компоненты и могут трудиться кроме того в безвоздушном пространстве.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель – самый простой в классе ВРД по конструкции. Требуемое для работы устройства увеличение давления образуется методом торможения встречного воздушного потока.

Рабочий процесс ПВРД возможно коротко обрисовать следующим образом:

  • Во входное устройство двигателя поступает воздушное пространство со скоростью полета, кинетическая его энергия преобразуется во внутреннюю, давление и температура окружающей среды увеличиваются. На входе в камеру сгорания и на всей протяженности проточной части отмечается большое давление.
  • Нагревание сжатого воздуха в камере сгорания происходит методом окисления подаваемого воздуха, наряду с этим внутренняя энергия рабочего тела возрастает.
  • Потом поток сужается в сопле, рабочее тело достигает звуковой скорости, а снова при расширении – сверхзвуковой. Благодаря тому, что рабочее тело движется со скоростью, превышающей скорость встречного потока, в создается реактивная тяга.

pВ конструктивном замысле ПВРД есть предельно несложным устройством. В составе двигателя имеется камера сгорания, вовнутрь которой горючее поступает из топливных форсунок, а воздушное пространство – из диффузора. Камера сгорания заканчивается входом в сопло, которое есть суживающейся-расширяющимся.

Развитие разработки смесевого жёсткого горючего повлекло за собой применение этого горючего в ПВРД. В камере сгорания находится топливная шашка с центральным продольным каналом. Проходя по каналу, рабочее тело неспешно окисляет поверхность горючего и нагревается само.

Использование жёсткого горючего еще более упрощает состоящую конструкцию двигателя: топливная совокупность делается ненужной.

Смесевое горючее по собственному составу в ПВРД отличается от используемого в РДТТ. В случае если в ракетном двигателе солидную часть состава горючего занимает окислитель, то в ПВРД он употребляется в маленьких пропорциях для активирования процесса горения.

Наполнитель смесевого горючего ПВРД в основном складывается из мелкодисперсного порошка бериллия, магния либо алюминия. Их теплота окисления значительно превосходит теплоту сгорания углеводородного горючего. Как пример твердотопливного ПВРД возможно привести маршевый двигатель крылатой противокорабельной ракеты «П-270 Москит».

Тяга ПВРД зависит от скорости полета и определяется исходя из влияния нескольких факторов:

  • Чем больше показатель скорости полета, тем громадным будет расход воздуха, проходящего через тракт двигателя, соответственно, большее количество кислорода будет попадать в камеру сгорания, что увеличивает расход горючего, тепловую и механическую мощность мотора.
  • Чем больше расход воздуха через тракт двигателя, тем выше будет создаваемая мотором тяга. Но существует некоторый предел, расход воздуха через тракт мотора не имеет возможности возрастать неограниченно.
  • При возрастании скорости полета возрастает уровень давления в камере сгорания. Благодаря этого возрастает термический КПД двигателя.
  • Чем больше отличие между скоростью полета прохождения и скоростью аппарата реактивной струи, тем больше тяга двигателя.

Зависимость тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя от скорости полета возможно представить следующим образом: до того момента, пока скорость полета намного ниже скорости прохождения реактивной струи, тяга будет возрастать вместе с ростом скорости полета. В то время, когда скорость полета приближается к скорости реактивной струи, тяга начинает падать, миновав определенный максимум, при котором отмечается оптимальная скорость полета.

В зависимости от скорости полета выделяют такие категории ПВРД:

  • дозвуковые;
  • сверхзвуковые;
  • гиперзвуковые.

Любая из групп имеет собственные отличительные изюминки конструкции.

Эта несколько двигателей предназначена для обеспечения полетов на скоростях, равных от 0,5 до 1,0 числа Маха. торможение и Сжатие воздуха в таких двигателях происходит в диффузоре – расширяющемся канале устройства на входе потока.

Эти двигатели имеют очень низкую эффективность. При полетах на скорости М= 0,5 уровень повышения давления в них равен 1,186, почему совершенный термический КПД для них – всего 4,76%, а вдруг еще и учитывать утраты в настоящем двигателе, эта величина будет приближаться к нулю. Это значит, что при полетах на скоростях M

Но кроме того на предельной скорости для дозвукового диапазона при М=1 уровень повышения давления равен 1,89, а совершенный термический коэффициент – всего 16, 7%. Эти показатели в 1,5 раза меньше, чем у поршневых двигателей внутреннего сгорания, и в 2 раза меньше, нежели у газотурбинных двигателей. Газотурбинные и поршневые двигатели к тому же действенны для применения при работе в стационарном положении.

Исходя из этого прямоточные дозвуковые двигатели в сравнении с другими авиационными двигателями были неконкурентоспособными и на данный момент серийно не выпускаются.

Сверхзвуковые ПВРД вычислены на осуществление полетов в диапазоне скоростей 1 M 5.

Торможение газового сверхзвукового потока постоянно выполняется разрывно, наряду с этим образуется ударная волна, которая именуется скачком уплотнения. На дистанции ударной волны процесс сжатия газа не есть изоэнтропийным. Следовательно, наблюдаются утраты механической энергии, уровень повышения давления в нем меньший, нежели в изоэнтропийном ходе.

Чем замечательнее будет скачок уплотнения, тем больше изменится скорость потока на фронте, соответственно, больше утраты давления, время от времени достигающие 50%.

Чтобы минимизировать утраты давления, организуется сжатие не в одном, а нескольких скачках уплотнения с меньшей интенсивностью. По окончании каждого из таких скачков отмечается понижение скорости потока, которая остается сверхзвуковой. Это достигается, в случае если фронт скачков расположен под углом к направлению скорости потока.

Параметры потока в промежутках между скачками остаются постоянными.

В последнем скачке скорость достигает дозвукового показателя, сжатия воздуха и дальнейшие процессы торможения происходят непрерывно в канале диффузора.

Читать еще:  Центробежное сцепление для двигателя лифан своими руками

В случае если входное устройство мотора находится в области невозмущенного потока (к примеру, впереди летательного аппарата на носовом окончании либо на достаточном отдалении от фюзеляжа на крыльевой консоли), оно выполняется асимметричным и комплектуется центральным телом – острым долгим «конусом», выходящим из обечайки. Центральное тело предназначено для во встречном воздушном потоке косых скачков уплотнения, каковые снабжают торможение и сжатие воздуха до момента его поступления в особый канал входного устройства. Представленные входные устройства стали называться устройств конического течения, воздушное пространство в них циркулирует, образуя коническую форму.

Центральное коническое тело возможно оснащено механическим приводом, что разрешает ему двигаться на протяжении оси двигателя и оптимизировать торможение потока воздуха на различных скоростях полета. Эти входные устройства именуются регулируемыми.

При фиксации двигателя под крылом либо снизу фюзеляжа, другими словами в области аэродинамического влияния элементов конструкции самолета, применяют входные устройства плоской формы двухмерного течения. Они не оснащаются центральным телом и имеют поперечное прямоугольное сечение.

Их еще именуют устройствами смешанного либо внутреннего сжатия, потому, что внешнее сжатие тут имеет место лишь при скачках уплотнения, образующихся у передней кромки крыла либо носового окончания летательного аппарата. Входные регулируемые устройства прямоугольного сечения способны поменять положение клиньев в канала.

В сверхзвуковом скоростном диапазоне ПВРД более действен, нежели в дозвуковом. К примеру, на скорости полета М=3 степень повышения давления образовывает 36,7, что приближается к показателю турбореактивных двигателей, а расчетный совершенный КПД достигает 64,3 %. На практике эти показатели меньшие, но на скоростях в диапазоне М=3-5 СПВРД по эффективности превосходят все существующие типы ВРД.

При температуре невозмущенного воздушного потока 273°K и скорости самолета М=5 температура рабочего заторможенного тела равна 1638°К, при скорости М=6 — 2238°К, а в настоящем полете с учетом действия силы и скачков уплотнения трения делается еще выше.

Предстоящее нагревание рабочего тела есть проблематичным из-за термической неустойчивости конструкционных материалов, входящих в состав двигателя. Исходя из этого предельной для СПВРД считается скорость, равная М=5.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

К категории гиперзвуковых ПВРД относится ПВРД, что трудится на скоростях более 5М. По состоянию на начало XXI века существование для того чтобы двигателя было лишь гипотетическим: не собрано ни единого примера, что бы прошел летные опробования и подтвердил актуальность и целесообразность его серийного выпуска.

На входе в устройство ГПВРД торможение воздуха выполняется лишь частично, и в течении остального такта перемещение рабочего тела есть сверхзвуковым. Большинство кинетической исходной энергии потока наряду с этим сохраняется, по окончании сжатия температура довольно низкая, что разрешает высвободить рабочему телу большое количество тепла. По окончании входного устройства проточная часть двигателя по всей собственной длине расширяется.

За счет сгорания горючего в сверхзвуковом потоке происходит нагрев рабочего тела, оно расширяется и ускоряется.

Данный тип двигателя рекомендован с целью проведения полетов в разреженной стратосфере. Теоретически таковой двигатель возможно применять на многоразовых носителях космических аппаратов.

Важной проблемой конструирования ГПВРД есть организация сгорания горючего в сверхзвуковом потоке.

В различных государствах начаты пара программ по созданию ГПВРД, все они находятся на стадии теоретических изысканий и предпроектных лабораторных изучений.

Где используются ПВРД

ПВРД не работает при нулевой скорости и низких скоростях полета. Летательный аппарат с таким двигателем требует установки на нем запасных приводов, в роли которых может выступать твердотопливный ракетный ускоритель либо самолет-носитель, с которого производится запуск аппарата с ПВРД.

По причине неэффективности ПВРД на малых скоростях его фактически неуместно применять на пилотируемых самолетах. Такие двигатели предпочтительно применять для беспилотных, крылатых, боевых ракет одноразового применения благодаря надежности, дешевизне и простоте. ПВРД кроме этого используют в летающих мишенях.

Борьбу по чертям ПВРД образовывает лишь ракетный двигатель.

Во время холодной войны между США и СССР создавались проекты прямоточных воздушных реактивных двигателей с ядерным реактором.

В таких агрегатах в качестве источника энергии выступала не химическая реакция сжигания горючего, а тепло, которое производил ядерный реактор, установленный вместо камеры сгорания. В таком ПВРД воздушное пространство, поступающий через входное устройство, попадает в активную область реактора, охлаждает конструкцию и сам нагревается до 3000 К. Потом происходит его истекание из сопла двигателя со скоростью, приближенной к скорости идеальных ракетных двигателей.

Ядерные ПВРД предназначались для установки в межконтинентальных крылатых ракетах, несущих ядерный заряд. Конструкторы в обеих государствах создали малогабаритные ядерные реакторы, каковые поместились в габариты крылатой ракеты.

В первой половине 60-ых годов двадцатого века в рамках программ изучения ядерных ПВРД Tory и Pluto совершили стационарные огневые опробования ядерного ПВРД Tory-IIC. Программа опробований была закрыта в июле 1964 г., летные опробования двигателя не проводили. Предположительной обстоятельством сворачивания программы имело возможность послужить совершенствование комплектации баллистических ракет ракетными химическими двигателями, каковые разрешали реализовать боевые задачи без привлечения ядерных ПВРД.

Термодинамика потока и воздушно-реактивный двигатель.

Увлекательные записи:

  • Крушение самолета в горах. самолет упал в горах. 1995 год.
  • Самолет сухого кр-860. фото. история. характеристики.
  • Туполев ту-114. фото и видео, история и характеристики ту-114.

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:

Реактивный двигатель самолета — двигатель, создающий нужную для перемещения силу тяги при помощи преобразования внутренней энергии горючего в…

Известны следующие главные типы реактивных двигателей: ракетные, пороховой, жидкостной ракетный; воздушно-реактивные двигатели, прямоточный…

Реактивный двигатель – силовой агрегат, что формирует требуемое для полета самолета тяговое упрочнение посредством изменения внутренней энергии горючего…

Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF и мало доработан мной. Перевод был выполнен в апреле 2016 года. Желаю выразить громадную…

Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет через воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В…

Читать еще:  Хорошее масло для 2 х тактного двигателя

Самолеты должны быть более действенными — это основополагающая задача, в то время, когда дело доходит до проектирования реактивных двигателей. Но, при…

История развития авиадвигателей

Первый самолет, который запустили братья Райт, имел двигатель с 4-мя цилиндрами. Конечно же, это значительно более простая конструкция, чем те, которые используются сейчас. И, как отмечают эксперты, без эволюции самолетного двигателя было бы невозможно развитие авиаотрасли вообще – примитивные первые моторы просто бы не потянули огромные и мощные машины, летающие сегодня.

Первый авиационный двигатель создал Джон Стрингфеллоу – он считается изобретателем специального двигателя на пару, предназначенный для неуправляемой модели. Но, как показала практика, паровые двигатели не подошли для авиации – они оказались чрезмерно тяжелыми.

C 1903 года началась, как назвали ее эксперты и аналитики, настоящая война моторов. Чарльз Тэйлор поставил на лайнер братьев Райт двигатель, так называемой рядной конструкции – в нем цилиндры находятся один за другим. Есть здесь аналогия с простым автомотором.

Однако практически сразу же был создан другой мотор – звездообразный с радиальным расположением цилиндров. Такие варианты широко применялись до самого появления реактивных двигателей.

Цилиндры в ряд не давали двигателю необходимой мощности, которая требовалась для самолетов. В 1906 году появился двигатель, где цилиндры разместились под прямым углом друг к другу. Также такой вариант мотора имел впрыск. Далее промышленность развивалась, прием достаточно активно. Вследствие этого авиаотрасль имеет современные и мощные моторы.

Другие примеры реактивного движения

Существуют свои ракеты и в мире растений. Принцип реактивного двигателя можно наблюдать тогда, когда даже при очень легком прикосновении «бешеный огурец» с высокой скоростью отскакивает от плодоножки, одновременно отторгая клейкую жидкость с семенами. При этом сам плод отлетает на значительное расстояние (до 12 м) в противоположном направлении.

Принцип работы реактивного двигателя можно наблюдать также, находясь в лодке. Если из нее в воду в определенном направлении бросать тяжелые камни, то начнется движение в противоположную сторону. Такой же имеет и ракетный реактивный двигатель принцип работы. Только там вместо камней используются газы. Они создают реактивную силу, обеспечивающую движение и в воздухе, и в разряженном пространстве.

Принцип работы

Работа ПВРД, как и практически всех реактивных двигателей (кроме пульсирующих ВРД), нециклична, то есть беспрерывна. Встречный поток воздуха через входное устройство попадает в диффузор, где снижает свою скорость и сжимается, превращая кинетическую энергию движения во внутреннюю. Сжатый и нагретый воздух с пониженной скоростью попадает в камеру сгорания, перемешивается с впрыснутым форсунками топливом и образует топливный заряд. Полученная горючая смесь воспламеняется от искры или при контакте с горячими стенками двигателя, в результате чего образуются продукты сгорания – газы с большим зарядом энергии. Поток расширяющихся газов проходит через сопло и выходит наружу со скоростью большей, чем скорость полета, образуя реактивную тягу.

В некоторых моделях ПВРД жидкое топливо заменяется твердым, расположенным в камере сгорания, что значительно упрощает его конструкцию. В этом случае система подачи топлива отсутствует, а само топливо представляет собой измельченный порошок бериллия, алюминия или магния, который нагревается и под влиянием температуры и кислорода постепенно окисляется.

Как легко заметить, ПВРД имеет один недостаток: он не может работать при низких скоростях или в неподвижном состоянии. Для его запуска и стабильной работы необходим достаточно мощный встречный воздушный поток, который может обеспечиваться только дополнительным ускорителем.

История создания

Конструкция и принцип работы ПВРД были разработаны и запатентованы французом Рене Лореном в 1913 году. Многих авиаконструкторов того времени привлекла простота устройства этого двигателя, возможность его использования при полетах со сверхзвуковыми скоростями и в разреженных слоях атмосферы. Первые рабочие модели были получены во Франции, США и СССР уже в 30-х годах. Начало Второй мировой войны остановило многие научные работы, но уже в конце 40-х – начале 50-х годов ученые вновь вернулись к ПВРД. Первой ракетой, оснащенной этим двигателем, стала французская Leduc 010, за которой последовали Leduc 021 и Leduc 022. Со временем эксперименты с ПВРД прекратились, а их признали бесперспективными, потому как появились более удобные в использовании и эффективные ТРД.

Среди отечественных разработок стоит отметить межконтинентальную ракету «Буря», над созданием которой работали советские конструкторы. В 1957 году она прошла первые испытания, которые выявили ряд ее недостатков, таких как проблемы с точностью поражения целей. Из современных ракет ПВРД оснащаются П-270 «Москит» и П-800 «Оникс».

Типы ПВРД

В зависимости от скорости, которую они могут развивать, ПВРД делятся на три типа:

  • дозвуковые;
  • сверхзвуковые;
  • гиперзвуковые.

Дозвуковые ПВРД используются для полетов со скоростью, не превышающей звуковой. Они имеют наиболее простую конструкцию, описанную выше, и отличаются довольно низким КПД, что объясняется низкой степенью сжатия воздуха в диффузоре. Диапазон их скоростей находится в пределах 0,5-1М (М – число Маха), если скорость ниже, двигатель перестает работать. Низкий КПД, ограничение по скорости, необходимость первоначального разгона – все это делает дозвуковые ПВРД малоэффективными, поэтому они практически не используются.

Сверхзвуковые ПВРД развивают скорость в пределах от 1 до 5М. Их легко узнать по характерному конусу, который выступает в передней части и предназначен для скачкообразного торможения воздушного потока. Такие конусы называются центральным телом и обеспечивают внешнее сжатие. При движении на сверхзвуковых скоростях поток воздуха попадает на конусную поверхность и тормозится, причем торможение происходит в виде резкого скачка в несколько этапов (обычно не более 4-х скачков). Скорость при этом остается сверхзвуковой. Далее воздушный поток попадает в диффузор, где продолжает сжиматься и тормозиться до дозвуковой скорости.

Читать еще:  Что будет если завести стартер при включенном двигателе

Конусы могут заменяться плоскими входными устройствами двухмерного течения без центрального тела. Скачкообразное повышение давления в этом случае обеспечивается сложной формой внутреннего канала. Именно сверхзвуковые ПВРД нашли широкое применение в военной авиации. По своим характеристикам они сравнимы с другими типами ВРД, что в сочетании с простой конструкцией делает их незаменимыми в определенной сфере. Степень сжатия воздуха в таких двигателях сравнима со степенью сжатия в компрессорах ТРД. Правда, диапазон скоростей, на которых они достигают наибольшей эффективности, находится в узких пределах от 3 до 5М.

Гиперзвуковые ПВРД – это пока только научные разработки авиаконструкторов. На сегодняшний день еще нет ни одного экспериментального рабочего образца этих двигателей, диапазон скоростей которых должен быть выше 5М. Его принципиальное отличие от двух предыдущих типов заключается в том, что поток воздуха проходит через диффузор и камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью. Сечение всего тракта двигателя постоянно расширяется; поток, проходя по нему, тормозится лишь частично, а при сгорании топлива дополнительно ускоряется, так что его скорость на выходе больше, чем на входе. Основной проблемой при разработке таких двигателей является организация сгорания топлива в условиях сверхзвукового воздушного потока.

Основные отличия ПВРД от других типов двигателей:

  • отсутствие компрессора, как такового. Роль компрессора играет либо диффузор, либо входное устройство;
  • невозможность запуска при нулевой скорости, необходимость внешнего дополнительного ускорителя;
  • эффективная работа только в узких скоростных диапазонах в зависимости от типа ПВРД.

Если сравнивать рабочие характеристики ПВРД и других типов реактивных двигателей, можно сделать вывод, что дозвуковые ПВРД полностью проигрывают своим ближайшим «родственникам» по мощности и КПД. А вот сверхзвуковые модели вполне конкурентоспособные: их термический КПД выше, чем у других реактивных моторов.

Достоинства и недостатки ПВРД

К достоинствам прямоточного ВРД несомненно стоит отнести простоту конструкции и минимальное количество составляющих элементов, а значит, и сравнительно низкую себестоимость. Кроме этого:

  • возможность использования двигателя при полетах на большой высоте в разреженных слоях атмосферы;
  • возможность использования твердого топлива, что упрощает конструкцию;
  • высокий показатель термического КПД у сверхзвуковых ПВРД, достигающий значения порядка 60%, что выше, чем у других реактивных двигателей.

Недостатки:

  • двигатель не может работать при нулевой и при низкой скорости; для его работы необходимо наличие встречного воздушного потока;
  • наиболее перспективные сверхзвуковые ПВРД эффективно работают только в узких скоростных диапазонах (3-5М).

Общие сведения

Но в конце второй мировой войны к авиационным двигателям стали предъявляться совсем другие требования. Существенно возросла роль авиации, как в вооружённых силах, так и в народном хозяйстве.

Для того чтобы авиация могла выполнять все возложенные на неё задачи, требовались новые авиационные двигатели. Началось бурное развитие различных типов авиационных двигателей. Тем не менее, поршневые авиационные двигатели до сих пор успешно эксплуатируются на многих типах летательных аппаратов.

Но на подавляющей части авиационного парка сегодня используются газотурбинные типы силовой установки. Давайте их рассмотрим.

Содержание

  • 1 Ключевые характеристики
    • 1.1 Форсажная камера
    • 1.2 Гибридный ТРД / ПВРД
    • 1.3 Регулируемые сопла
    • 1.4 Область применения
    • 1.5 Двухконтурный турбореактивный двигатель
    • 1.6 Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)
    • 1.7 ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель
    • 1.8 Область применения
  • 2 Винтовентиляторный двигатель
  • 3 Турбовинтовой двигатель (ТВД)
    • 3.1 Примечания

Реальные достижения и обоснованные сомнения

С точки зрения эффективности, движущая сила при 400 Вт и 1,45 кубических метров воздуха в час составила 11 Ньютонов, что представляет собой преобразование мощности в тягу 27,5 Н / кВт. Предполагая линейную экстраполяцию, команда предположила, что она может взять батарею Tesla Model S, способную выдавать мощность 310 кВт, и превратить ее в нечто вроде силы тяги в 8500 Н.

Для сравнения, в электрическом самолете Airbus E-Fan используется пара вентиляторов с электроприводом мощностью 30 кВт, которые в совокупности производят 1500 Н тяги. Это подразумевало бы высокие показатели – около 25 Н / кВт, что не так хорошо, как у первого прототипа, собранного в этой лаборатории. Исследователи утверждают, что эффективность тяги уже сравнима с эффективностью реактивных двигателей коммерческих самолетов.

Исследователи уже работают над отказом от метода испытаний стальных шариков для чего-то более надежного и точного, а также пытаются повысить эффективность конструкции. Но уже полученные результаты, безусловно, выглядят многообещающими для этой новой идеи плазменного двигателя в двигателе электрического самолета, с несколькими важными оговорками.

Во-первых, в eVTOL не будет большой замены в качестве замены оборудования или канального вентилятора, независимо от того, насколько тише он может работать, если эта плазма выходит при температурах в тысячи градусов. И, во-вторых, как было отмечено в анализе Ars Technica , «воздушные потоки примерно в 15 000 раз ниже, чем у полноразмерного двигателя. Тяга также должна масштабироваться примерно на четыре порядка (то есть мощность тоже.) Экстраполяция линейных трендов на четыре порядка — хороший способ разочароваться в жизни».

Кроме того, по какой-то причине точки данных не показывают самые высокие уровни микроволновой мощности при самых высоких воздушных скоростях, которые, как кажется, позволяет испытательный стенд, сигнализируя о том, что в лаборатории уже могут начаться странные вещи.

И, наконец, даже если он является настолько же эффективным или более эффективным, чем обычный старый двигатель Airbus для данного количества потребляемой энергии, факт остается фактом: авиационное топливо несет гораздо больше энергии для данного веса, чем батареи. Тем не менее, это интересная и новая конструкция плазменного двигателя, и интересно посмотреть, что из этого выйдет. Если он окажется масштабируемым и эффективным до уровня, благоприятного для воздушных судов, он может внести реальный вклад в развивающуюся область электрической авиации с нулевыми локальными выбросами.

Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector