Курсовая работа: Реактивні двигуни
Курсовая работа: Реактивні двигуни
Курсова
робота з теми:
Реактивні двигуни
ВСТУП
Одним з показників
розвитку людської культури є швидкість, з якою людина може переміщатися сама чи
яку може надати іншому тілу. Збільшення швидкості є не просто кількісним
фактором а приводить до серйозних якісних змін. Наприклад, людина протягом
тисячоріч не могла покинути Землі: усяке тіло, кинуте з Землі, неминуче повинне
було повернутися на неї, не в силах розтиснути гравітаційного поля Землі,
природа якого, до речі сказати, дотепер не відома і на що людина ніякими
сучасними засобами науки впливати не може.
Безпосередні фізичні
можливості людини, що дозволяють їй переміщатися з визначеною швидкістю, дуже
скромні: максимальна швидкість, що людина може розвивати протягом усього тільки
10 сек., дорівнює 36 км/год. Створення спеціальних засобів переміщення з
використанням теплових двигунів (локомотивів, автомобілів) дозволило людині в
кілька разів перевищити цю швидкість, далі таки вона залишалася досить
малої і рівної максимум 100 - 120 км/год. Створення літальних апаратів з
поршневими двигунами, що переміщаються в повітряному середовищі, дозволило
людині мати швидкість порядку 700 км/год.
Як же дале збільшувати
швидкість і є чи така можливість?
У природі відомі дві
характерні швидкості - швидкість поширення акустичних хвиль (швидкість звуку) у
повітрі при температурі 00, рівна 332 м/сек, і майже в
мільйон разів велика швидкість поширення електромагнітних хвиль (швидкість
світла), рівна в вакуумі приблизно 300000 км/сек.
Чи може людина додати
такі швидкості літальним апаратам?
Відповідь на це питання
дала теорія і практика рухові за допомогою реактивних двигунів. Повітряно-реактивні
двигуни (ПРД) допомогли людині вирішити першу, незмірно більш просту задачу -
досягти швидкості звуку й у кілька разів перевищити її. Рідинні ракетні двигуни
(РРД) і ракетні двигуни твердого палива (РДТТ) дозволили додати ракеті першу і
другу космічні швидкості і поставити в порядок денний досягнення таких
швидкостей, що дозволяють закидати тіло в міжзоряний простір.
Таким чином, застосування
реактивних двигунів має принципове значення для людини, тому що інших засобів
досягнення великих швидкостей немає.
1. РЕАКТИВНІ ДВИГУНИ ПРИНЦИП ДІЇ,
ПРИСТРІЙ І КЛАСИФІКАЦІЯ
1.1 Класифікація
реактивних двигунів
Реактивна тяга - результуюча газодинамічних сил тиску
і тертя, прикладених до внутрішньої і зовнішньої поверхонь двигуна без
врахування зовнішнього опору.
Газотурбінний двигун -
теплова машина,
призначена для перетворення енергії згоряння палива в кінетичну енергію
реактивного струменя і (чи) у механічну роботу на валу двигуна, основними
елементами якої є компресор, камера згоряння і газова турбіна.
Турбореактивний двигун
- ГТД, у якому
енергія палива перетворюється в кінетичну енергію струменів газів, що
випливають з реактивного сопла.
1.2 Принцип дії,
пристрій і класифікація
Реактивні двигуни є
основним видом силових установок авіаційних, ракетних і космічних літальних
апаратів, що створюють прикладену до них реактивну тягу.
Реактивна тяга створюється двигуном, що викидає в
навколишнє середовище визначену масу речовини (робочого тіла).
У залежності від способу
одержання сили тяги всі реактивні двигуни поділяються на дві основні групи
повітряно-реактивні і ракетні.
У повітряно-реактивних
двигунах основним компонентом робочого тіла, що здійснює термодинамічний цикл,
є атмосферне повітря, кисень якого використовується як окислювач для
перетворення хімічної енергії палива в теплову.
Повітряно-реактивні двигуни поділяються на двигуни прямої
і непрямої реакції. У перших вся корисна робота затрачається тільки на
прискорення повітря. В інших велику частину корисної роботи (чи вся)
передається рушію (наприклад, гвинту), за допомогою якого створюється тяга.
Газотурбінні двигуни (ГТД) знаходять найбільше
застосування. Основні процеси в них аналогічні тим, що протікають у будь-яких
газотурбінних двигунах. ГТД використовуються в основному при помірних швидкостях
польоту, що відповідають значенням чисел Маха до Мп= 3...35.…35.
Турбореактивний двигун установлюють на літаках з
швидкостями близькими до швидкості звуку, польоту (при високій початковій
температурі газі перед турбіною швидкість польоту може збільшуватися до М„>
2). Параметри робочого тіла (повітря і продуктів згоряння палива в повітрі) -
тиск P*, температура Т* і
швидкість w уздовж газоповітряного тракту ТРД змінюються так, як
показаний у нижній частині. На зльоті повітря з зовнішнього середовища засмоктується
через повітрозабірник. Унаслідок втрат у ньому тиск перед компресором
стає трохи нижче тиску зовнішнього середовища. У польоті з великими
швидкостями повітря піддається динамічному стиску у вільному струмені і
надзвуковому дифузорі, потім стискується в компресорі, швидкість його трохи
зменшується, а температура зростає. За камерою згоряння при визначеному
коефіцієнті надлишку повітря температура Т* продуктів згoрання менше
температури полум'я Тпл і має значення, при якому
забезпечується надійна робота турбіни ГТД. Тиск р* продуктів згоряння в камері
трохи падає, швидкість зростає.
У двоконтурному
турбореактивному двигуні, вхідне у нього повітря, поділяється на два потоки.
Перший контур двигуна є звичайним турбогвинтовим двигуном, однак у ньому частина
потужності турбіни передається не зростає. Отримані продукти згоряння
розширюються в турбіні (перша ступінь розширення) і в реактивному соплі (друга
ступінь розширення). При цьому їхня швидкість постійно зростає, температура і
тиск у турбіні знижуються, а в соплі залишаються майже постійними.
Турбореактивний двигун з форсажною камерою відрізняється від ТРД наявністю
форсаж ний камери, у якій відбувається додаткове спалювання палива за турбіною.
ТРДФ застосовуються, якщо швидкості польоту відповідають числам Мп
= 3....3,5.
При великих швидкостях
польоту динамічний стиск повітря можна здійснити за рахунок швидкісного напору;
двигуни, у яких використовується такий стиск, відносяться до безкомпресорним ПРД.
При швидкостях польоту, що відповідають Мп> 3,5… 4, застосовуються
надзвукові прямоточні повітряно-реактивні двигуни (СППРД); при Мп
> 6-7 - гіперзвукові (ГППРД). Пульсуючі ПРД (ПуПРД) використовують як робоче
тіло кисень повітря, що періодично надходить із зовнішнього середовища і
стислий швидкісним напором. Доцільні межі застосування того чи іншого типу ПРД
у зазначених діапазонах швидкостей польоту визначаються головним чином паливною
економічністю і питомою тягою двигуна. Так, ТВД має добру економічність на
низьких і середніх швидкостях польоту; ТРДД мають високу економічність на
великих дозвукових швидкостях; ТРДДФ відносно мало уступають в
економічності ТРД на надзвукових швидкостях польоту; ТРДФ має істотно гіршу,
чим у ТРД, економічність при малих швидкостях польоту ПуПРД при малих
швидкостях польоту економічніший прямоточного ПРД. Важливі також і інші
критерії: наприклад, ТРДД працюють зі значно меншим рівнем шуму, чим ТРД.
Ракетний двигун - двигун, що використовує для роботи
тільки речовини і джерела енергії, що маються в запасі на апараті.
Ракетні двигуни працюють на паливі й окислювачі, що
транспортуються разом із двигуном, тому його робота не залежить від зовнішнього
середовища. Рідинні ракетні двигуни працюють на хімічному рідкому паливі, що
складається з палива й окислювача. Рідкі компоненти палива безупинно подаються
під тиском з баків у камеру згоряння насосами (при турбонасосній подачі) чи
тиском стиснутого газу (при витискній чи балонній подачі). У камері згоряння в
результаті хімічної взаємодії палива й окислювача утворяться продукти згоряння
з високими параметрами, при витіканні яких через сопло утвориться кінетична
енергія середовища, що минає, у результаті чого створюється реактивна тяга.
Таким чином хімічне паливо служити як джерелом енергії, так і робочим тілом.
Аналогічно працюють ракетні
двигуни; вихідного робочого тіла, що використовують у якості, тверде паливо, що
містить як паливо, так і компоненти, що окисляють - ракетні двигуни твердого
палива (РДТТ). Якщо як паливо застосовується тверде паливо, а як окислювач-
рідка речовина, те такий двигун називається гібридним ракетним двигуном (ГРД).
До нехімічних
ракетних двигунів відносяться ядерні (ЯРД) і електричні (ЕРД). Енергія ЯРД
використовується для газифікації і нагрівання робочого тіла, що не змінює
свого складу, минає з реактивного сопла і створює тягу. Робочі тіла в ЯРД складаються
із заряджених часток, що розганяються за допомогою електростатичних чи
електромагнітних полів.
2. Повітряно-реактивні
двигуни
Повітряно-реактивні
двигуни. Турбореактивний
двигун працює по термодинамічному циклі. На зльоті повітря з атмосфери
засмоктується у повітрозабірник зі швидкістю до 150 - 200 м/с. У польоті на
великих швидкостях повітря піддається динамічному стиску у вільному струмені та
надзвуковому дифузорі до його. Подальший стиск повітря до крапки до відбувається
в компресорі. (У сучасних ТРД основним типом компресора є багатоступінчастий
осьовий.) Загальний ступінь підвищення тиску, у ТРД досягає 100-200.
З компресора повітря
надходить в камеру згоряння, де в нього впорскується паливо. У результаті
спалювання палива температура робочого тіла за камерою згоряння доводитися до Т*г
= 1550….1650 К, у експериментальних двигунах Т*, = 1700 К и
вище. На відміну від ідеального циклу, при сумішоутворенні і спалюванні палива
тиск робочого тіла зменшується на 3 - 5%. Процес розширення в ТРД відбувається
в турбіні до точки т і в реактивному соплі до точки с. У турбіні
частина потенційної енергії газів перетворюється в механічну роботу на валу,
передану компресору. Робота виробляється газами не тільки стиснутими в
компресорі, але і нагрітими в камері згоряння, тому питома робота розширення l,
значно більше питомої роботи стиску lт. Тому, що витрати повітря і
газу відрізняються мало, ступінь зниження тиску в турбіні завжди менше, ніж
ступінь підвищення тиску в компресорі, і перед реактивним соплом надлишковий
тиск завжди більше, ніж тиск у повітрозабірнику, а температура вище температури
гальмування набігаючого потоку. Очевидно, що швидкість витікання газів з
реактивного сопла ТРД більше швидкості польоту, що визначає появу реактивної
тяги двигуна. У форсажну камеру ТРДФ через форсунки подається додаткова
кількість палива.
Основними конструктивними
елементами ТВД є вал повітряного гвинта, редуктор, повітрозабірник,
компресор, камера згоряння, турбіна і реактивне сопло (вихідний
пристрій у турбінних ГТД). Робочий процес у ТВД принципово не відрізняється від
процесу в ТРД, однак у ТВД основна частина вільної енергії турбіни
використовується для одержання тяги гвинта. Перепад тисків у реактивному соплі
значно менше, ніж у ТРД, тому швидкості витікання порівняно невелика і
реактивна тяга складає усього від 10 до 25% загальної.
Турбогвинтові і турбінні
ГТД- єдині типи реактивних двигунів, у яких можливе застосування регенерації
теплоти. Термодинамічний цикл такого ТВД принципово не відрізняється від циклу
ГТУ.
Схеми і параметри
двоконтурних турбореактивних двигунів (ТРДД) відрізняються великою розмаїтістю,
чим схеми ТРД і ТВД. ТРДД для дозвукових пасажирських і транспортних літаків
виконуються без форсажних камер. Для надзвукових пасажирських літаків
застосовуються ТРДД із форсажною камерою (ТРДДФ). Найбільше поширення одержали
ТРДД із переднім розташуванням вентилятора, застосовуються ТРДД із заднім
розташуванням вентилятора, а також з виносним вентилятором.
У ТРДД із переднім
розташуванням вентилятора повітря з атмосфери надходить у повітрозабірник, що
в залежності від призначення двигуна може бути дозвуковим чи надзвуковим. Потім
повітря проходити першу (передню) частину компресора (вентилятор). За
вентилятором повітряний потік розгалужується на два потоки. Повітря
внутрішнього контуру стискується в компресорі, його тиск і температура
істотно зростають, потім, як і в ТРД, надходить в камеру згоряння, куди
через форсунки подається паливо. Газ з високою температурою і тиском проходить
че-рез турбіну, що приводить компресор і вентилятор, а потім
реактивне сопло. Тому, що тиск газу за турбіною вище атмосферного, то в
соплі газовий потік розняється, і його швидкість на виході із сопла перевищує
швидкість повітря, що надходить в двигун через повітрязабірник, у результаті
чого створюється реактивна тяга внутрішнього контуру. Повітря, що проходити по
зовнішньому контурі, розширюється у вихідному пристрої- реактивному соплі.
У ТРДД внутрішній контур
аналогічний тільки що описаному, але за цим контуром гази змішуються з
повітрям, що виходить із зовнішнього контуру, і суміш розширюється в соплі.
ТРДД звичайно створюються на базі вже доведеного і добре зарекомендували собі в
експлуатації ТРД, що використовується як генератор газу. Турбовентиляторна
приставка виконується у виді двохярусного колеса так, що внутрішній ярус
утворять турбінні, а зовнішній - вентиляторні лопатки.
ТРДД із форсажною камерою
(ТРДДФ) мають значно велику тягу, чим ТРДД. Форсажна камера встановлюється або
в зовнішньому контурі, або за змішувачем у ТРДД зі змішанням потоків. У
залежності від параметрів ТРДД і ТРДДФ звичайно виконують, дво- чи
трьохвальними. Робочі процеси, що протікають у внутрішньому контурі ТРДД,
подібні процесам у ТРД, а отже, подібні і їхні термодинамічні циклі.
Відмінність робочих процесів полягає - у тому, що на sТ-диаграммі циклу
ТРД між точками в і к появляється лише одна додаткова точка Кп,
що відповідає кінцю процесу стиску у вентиляторі, потужність турбіни
затрачається не тільки на привід компресора, але і на привід вентилятора.
Дійсний термодинамічний
цикл зовнішнього, контуру ТРДД складається з динамічного стиску повітря у
повітрозабірнику (процес нв), стиску у вентиляторі (процес вкп)
і розширення в реактивному соплі зовнішнього контуру (процес кпсп).
У ТРДДФ при форсуванні тяги спалюванням додаткового палива в зовнішньому
контурі здійснюється термодинамічний цикл нвкпфпспфн
(рис. 3,г), а цикл внутрішнього контуру аналогічний циклу внутрішнього
контуру ТРДД (чи ТРД).
Прямоточні (безкомпресорні)
ПРД застосовуються в основному при таких швидкостях польоту, коли
турбокомпресор є опором, що викликає зменшення тиску за турбіною в порівнянні з
тиском перед компресором.
Робочий процес, схема й
основні параметри ППРД істотно залежать від швидкості польоту. У ППРД для
дозвукових швидкостей параметри потоку (тиск р, швидкість і, температура Т)
змінюються. Повітрозабірник у цьому випадку виконується у вигляді
каналу, що розширюється, реактивне сопло звужується.
При великих, надзвукових
швидкостях польоту процеси стиску і розширення в ППРД супроводжуються переходом
швидкості потоку через швидкість звуку. Для зниження втрат по тракті двигуна, а
також зовнішнього опору вхідні і вихідні пристрої в надзвукових ППРД
виконуються надзвуковими. У них установлюється система косих стрибків з
переходом через швидкість звуку в замикаючому прямому стрибку. Надзвукове сопів
про СППРД виконується у виді сопла Лаваля. За вхідним пристроєм параметри
потоку міняються принципово так саме, як і в дозвуковом ППРД.
При великих швидкостях
польоту зростає температура гальмування потоку. Так, при Мп= 6
температура повітря при виході з повітрозабірника складає 1600 К, а при
Мп = 10 досягає 3600 К. Однак при цьому різко збільшуються
втрати у повітрозабірнику і реактивному соплі, у зв'язку з чим ефективність
СППРД при М>8 помітно погіршується. Утрати можна зменшити, якщо знизити
ступінь гальмування у вхідному пристрої, а швидкість потоку в камері згоряння
довести до надзвукової. У таких гіперзвукових ППРД повітрозабірник переходить в
канал камери згоряння, що представляє собою сполучену камеру
змішання і згоряння, на початковій ділянці якої впорскується паливо. Реактивне
сопло виконується що розширюється, тому що при вході в нього швидкість
потоку надзвукова. Усі процеси ППРД (стиск, підведен-ня теплоти і розширення)
відбуваються з падінням повного тиску.
Рідинні ракетні двигуни поділяються на два типи в
залежності від способу подачі компонентів палива в камеру згоряння. Камера РРД
створює тягу двигуна. Вона складається з камери згоряння, сопла, голівки,
на якій розташовані паливні форсунки і форсунки окислювача. Стінки камери в
основному виготовляють подвій-ними для створення гідравлічного тракту з метою
охолодження внутрішньої стінки камери, що стикається з продуктами
згоряння.
Для подачі палива в
камеру згоряння використовуються витискна і насосна системи подачі. При
витискній системі паливні баки знаходяться під великим тис-ком, чим тиск у
камері згоряння. Під цим перепадом тиску компоненти палива через пускорегулюючі
клапани надходять у камеру згоряння. Тиск у паливних баках створюється
за допомогою повітряного акумулятора тиску, у якому газ знаходиться під високим
тиском, а сталесть тиску в паливних баках підтримується за допомогою газового
редуктора тиску.
Для
створення, тиску в паливних баках використовуються також рідинні акумулятори
тиску (ЖАД), що представляють собою камери згоряння, подібні до камер згоряння
РРД, у яких спалюються рідкі компоненти палива у визначеній кількості і
співвідношенні.
При насосній системі подачі
палива основне підвищення тиску його компонентів створюється не в баках, а
насосами. Привід насосів здійснюється газовою турбіною. У більшості випадків як
джерело газу для приводу турбіни турбонасосного агрегату (ТНА), що включає
насоси і турбіну, використовуються рідинні газогенератори (ЖГГ), що працюють,
як правило, на основних компонентах палива РРД. Продукти генерації в ЖГГ
називаються окисними, якщо вони отримані при надлишку окислювача (коефіцієнт
надлишку окислювача α>1), і відбудовними, якщо мається надлишок палива
α<1).
Робоче тіло, що відробило
в турбіні, може викидатися в зовнішнє чи середовище використовуватися в якому
або розташованому поза камерою згоряння утилізаційному пристрої (наприклад, у
кермових соплах). При такій схемі, що одержала назва РРД без доспалювання,
значна частина палива витрачається неефективно, що погіршує економічні
показники РРД як теплового двигуна. У схемах РРД із доспалювання робочого тіла
турбіни цей недолік відсутній. У РРД із доспалюванням у загальному випадку в
камеру згоряння подаються рідкі окислювач і паливо і газ з турбіни (з надлишком
чи окислювача надлишком палива).
Якщо все паливо проходить через ЖГГ, то в камеру
згоряння вводитися рідкий окислювач і газ з недоліком окислювача. В аналогічній
схемі весь окислювач проходить через ЖГГ, а в камеру згоряння вводяться рідке
паливо і газ з надлишком (рис. 1).
Рис. 1 - Ракета з
рідинним двигуном (v-12)
Страницы: 1, 2, 3
|