Курсовая работа: Реактивні двигуни

N = Rv / 75

де v - швидкість польоту в м/сек. Виходить, при швидкості польоту, рівної, припустимо, подвійної швидкості звуку, потужність двигуна з тягою 15 т виявиться рівної приблизно 130 тис. л. с. Якщо чотири таких двигуни поставити на надзвуковий важкий літак, то потужність силової установки літака перевищить півмільойона кінських сил! Така енергооснащеність сучасних важких літаків.

Величезна тяга авіаційних двигунів, як це було зазначено вище, витрачається на подолання лобового опору літака. Для простоти розглянемо літак з нескінченно довгими крилами, чи, як кажуть, із крилами нескінченного розмаху. Опір польоту з дозвуковими швидкостями крила нескінченного розмаху визначається так називаним профільним опором, що складається з опору тертя й опору тиску. Будь-яку тверде тіло, що рухається в грузлому середовищу, «обростає» тонким шаром часток цього середовища, що гальмуються на поверхні обтічного тіла. Ця ”панчоха”, надягнута на поверхню тіла, називається прикордонним шаром. Тертя між частками прикордонного шару і поверхнею тіла, а також тертя часток між собою є тією шкідливою силою, на подолання якої приходитися затрачати частина тяги двигуна. Прикордонний шар звичайно складається з двох частин - ламінарного прикордонного шару на передній частині крила, у якому частки рухаються більш-менш впорядкованого в одному напрямку, і турбулентного прикордонного шару, у якому частки рухаються хаотично. За задньою кромкою крила обидва прикордонних шари з верхньої і нижньої сторін крила сходять з нього у вигляді вихрової завіси.

Підгальмовування частинок на поверхні тіла приводити до його нагрівання, причому у більшому ступені, чим більше була швидкість часток. Якщо позначити через t температуру потоку, а через v - швидкість потоку в м/сек, те температура загальмованого потоку (прикордонного шару) буде дорівнювати

t*= t + (v2/2000)

Звідси видно, що температура t* дуже швидко зростає зі збільшенням швидкості потоку. Так, наприклад, якщо в прикордонному шарі потоку, що тече зі звуковою швидкістю, температура зростає на 550, то при десятикратній швидкість звуку це збільшення температури складі 55000. Правда, через теплове випромінювання від гарячого тіла у відносно холодне навколишнє середовище температура тіла буде істотно менше, проте проблема так званого аеродинамічного нагрівання літального апарату є однією із самих гострих проблем польоту з великими надзвуковими швидкостями.

Забігаючи трохи вперед, зазначимо, що оскільки найбільше нагрівання відбувається в передній частині тіла, що летить, то ракети часто забезпечують наконечником з термостійкого матеріалу. На щастя для космічних ракет, при зльоті смороді залишають самі щільні шари атмосфери з малими швидкостями, що охороняє їх від згоряння; однак при поверненні ракети влітають в атмосферу з величезними швидкостями і згоряють, на зразок комет і метеоритів, що здаються нам «падаючими зірками».

Опір тиску визначається тим, що при русі тіла в середовищі тиск на його поверхні неоднаково, наприклад, на передній частині тіла воно завжди більше, ніж на кормовій частині, де спостерігається навіть розрідження (так називаний донний ефект). Рівнодіюча всіх сил тиску, що впливають на поверхню тіла, виявляється спрямованої проти рухові, тому на її подолання також приходитися затрачати частина тяги двигуна. Чим більш зручно обтікаючу форму має літальний апарат, тим менше опір тиску.

При надзвуковому польоті додатково виникає так називаний хвильовий опір. Суть його полягає в наступному. Тіло, що рухається в середовищі, стискає це середовище в області, що безпосередньо прилягає до поверхні тіла. При польоті з дозвуковими швидкостями такого стиску не відбувається, тому що частки встигають «розбігтися» (слабкі збурення в середовищі поширюються зі швидкістю звуку, яка у даному випадку перевищує швидкість польоту). При надзвуковій швидкості польоту частки не встигають «втекти» і перед крилом літака виникає вузька криволінійна область стиснутого газу, що називається ударною хвилею.

Найбільшій інтенсивності та швидкості переміщення, рівної надзвукової швидкості літака, ударна хвиля досягає в середній своїй частині напроти крайки крила, де вона являє собою так називаний прямий стрибок ущільнення; далі ударна хвиля слабшає, переходячи в так називані косі стрибки ущільнення, і, нарешті, на краях переходить в слабкі хвилі збурення, що поширюються зі швидкістю звуку. Цим визначається та обставина, що мі «чуємо» надзвуковий літак після того, як побачимо його. При польоті надзвукового літака на малій висоті інтенсивна частина ударної хвилі може дійти до Землі - тоді вона створює враження гарматного пострілу і здатна причинити серйозних руйнувань. Тому польоти надзвукових літаків на малих висотах не дозволяються.

Незважаючи на ряд мір, що застосовуються для ослаблення ударних хвиль, наприклад використання тонких стріловидних крил, на переміщення цих хвиль потрібно затрачати значну енергію. Крім того, при наявності ударних хвиль погіршується обтікання крила. Усе це разом дає хвильовий опір, для подолання якого потрібна додаткова тяга двигуна. Тому надзвукові і тім більше гіперзвукові літаки вимагають дуже потужних двигунів. При гіперзвукових швидкостях польоту гальмування потоку, що набігає, уже настільки велике, що компресор стає непотрібним.

Двигун, у якому здійснюється гальмування потоку, що набігає, спалювання палива в камері і розширення газу в соплі, називається прямоточним повітряно-реактивним двигуном. Він значно простіший газотурбінного двигуна, оскільки в ньому відсутні обертові частини (турбокомпресор). Однак великим недоліком літака з прямоточним двигуном є відсутність автономного старту. При зльоті, коли ще немає потоку, що набігає, тяга прямоточного двигуна дорівнює нулю, тому такий літак повинний бути обов'язково оснащений спеціальним стартовим двигуном, що розганяє літак до такої швидкості, при якій робота прямоточного двигуна стає вже ефективною.

Великі витрати палива в сучасних потужних авіаційних двигунах змушують брати на борт надзвукового важкого літака десятки і навіть сотні тонн палива.

Шлях подальшого збільшення дальності полоту без збільшення запасу палива полягає в тому, щоб застосовувати нові палива з великою хімічною енергією, чи, як кажуть, з великою теплотворною здатністю.

У даний час вважаються перспективними висококалорійні хімічні палива на основі бороводневих з'єднань (боранів). Найбільш розповсюдженим видом такого палива є пентаборан, що представляє собою летку токсичну рідина з теплотворною здатністю порядку 16000 ккал/кг, тобто перевищує теплотворну здатність гасу більш ніж у півтора рази. Це дозволяє збільшити дальність польоту літака на 30-40%. Однак при застосуванні боранів зустрічаються великі труднощі, які полягають в тому, що в продуктах його згоряння є окис бору, що в гарячому виді являє собою густу грузлу рідину, що забруднює і роз'їдає проточну частину двигуна, зокрема турбінні лопатки. Тому в першу чергу застосування боранів варто очікувати в прямоточних двигунах і у форсажних камерах газотурбінних двигунів.

Крім цього недоліку, борани токсичні, дорогі і виробляються поки в малих кількостях. Тому вчені та конструктори шукають нові джерела енергії на літаку.

Необмеженого збільшення дальності польоту можна досягти, використовуючи атомну (внутрішньоядерну) енергію шляхом заміни камери згоряння атомним реактором. Атомний реактор працює в такий спосіб. У кожнім реакторі звичайно мається деяка кількість вільних, чи так званих блукаючих, нейтронів (нейтрон - позбавлена електричного заряду елементарна частка матерії, що входити до складу атомних ядер). Вільний нейтрон, завдяки відсутності електричного заряду, легко проникає в атомне ядро урану, з якого складається тепловиділяючий елемент реактора, і руйнує його з утворенням осколків ядра і декількох, так званих вторинних, нейтронів. Осколки, що розлітаються з великими швидкостями, зіштовхуються з навколишніми ядрами, збільшують швидкість їхнього хаотичного теплового рухові і розігрівають середовище, у якій відбувається процес розподілу ядер. Утворене тепло приділяється стисненим повітрям, що проходить через реактор.

Але як же підтримувати реакцію розщеплення, що почалася в матеріалі, що поділяється? Цю місію виконують вторинні нейтрони. Проникаючи з великою швидкістю в шари сповільнювача (у якості якого можуть служити різні легкі речовини, наприклад важка вода, графіт, берилій, захоплення якими нейтронів мало ймовірний), швидкі нейтрони втрачають у ньому свою кінетичну енергію і виходять звідти у виді повільних нейтронів. Потім вони попадають у сусідні уранові блоки, де знову захоплюються атомами урану, викликаючи їхній розподіл, і т.д. Якщо число вторинних нейтронів, що утворяться при розпаді, дорівнює числу нейтронів, загублених і захоплених ядрами матеріалу, що розщеплюється, то процес розподілу буде підтримуватися автоматично. Такий стан реактора називається критичним, а маса атомного пального, при якій досягається критичний стан. - критичною масою. Режим роботи звичайного двигуна змінюється шляхом зміни подачі пального в камеру згоряння. У реакторі маса атомного пального постійна. Як викликати зміну режиму його роботи? Це досягається шляхом використання спеціальних регулюючих стрижнів, виготовлених з матеріалів, що добре поглинають нейтрони. Всуваючи чи висуваючи регулюючі стрижні, можна збільшувати чи зменшувати кількість нейтронів, що поглинаються, і в такий спосіб регулювати теплову потужність реактора (рис. 4).

Рис. 4 - Схема атомного реактора: 1 - утримуюча плита; 2 - сповільнювач; 3 - відбивач; 4 - регулюючий стрижень; 5 - зовнішній кожух; б - тепловиділяючий елемент

Здавалося б, ядерні двигуни, що вимагають незначного запасу атомного пального, можуть претендувати на швидкий і широкий розвиток. Однак цього поки не сталося через великі ускладнення, що виникають у зв'язку з необхідністю надійно захищати екіпаж літака від шкідливого впливу радіоактивного випромінювання. Необхідні захисні засоби настільки обважнюють рухову установку, що вона стає непридатної для постановки на літак.

3.1 Цикли реактивних двигунів

Реактивні двигуни поділяють на повітряно-реактивні, у яких як окислювач використовується кисень атмосферного повітря, і ракетні, що не використовують атмосферне повітря. Термодинамічні процеси, що складають цикл повітряно-реактивного двигуна, здійснюються в декількох елементах.

У двигунах з дозвуковими швидкостями польоту адіабатний стиск повітря відбувається спочатку в дифузорі під впливом потоку повітря, що набігає, потім у компресорі. Стиснутий до тиску р повітря подається в камери згоряння, де при постійному тиску до нього підводиться питома кількість теплоти q. З камер згоряння газ - робоче тіло - подається на лопатки газової турбіни, де частково розширюється без теплообміну з зовнішнім середовищем. При цьому турбіна робить позитивну роботу, чисельно рівну площі у vp-діаграмі, що витрачається компресором на стиск повітря. Подальше адіабатне розширення газів відбувається в реактивному соплі до тиску зовнішнього середовища. Гарячі випускні гази після двигуна прохолоджуються при тиску зовнішнього середовища, віддаючи їй питома кількість теплоти q2. Порівняння термодинамічних циклів показує, що вони цілком збігаються.

Повітряно-реактивні двигуни, що відносяться до безкомпресорних, поділяють на прямоточні і пульсуючі. При великій швидкості поступального рухові двигуна повітря, потрапляючи в дифузор, гальмується, динамічний напір перетвориться в статичний тиск. Стиснутий у такий спосіб повітря в камері згоряння разом з паливом утворить гарячу суміш, продукти згоряння якої подаються в сопло. Тяга двигуна створюється прямою реакцією струменя, що випливає.

При надзвукових швидкостях польоту повітря попадає у вхідний канал двигуна з надзвуковою швидкістю. Для можливо більш повного перетворення швидкісного напору в тиск у надзвукових двигунах використовують дифузори складної форми з конічною голкою. Форма каналу, утворена дифузором і голкою, дозволяє знизити швидкість повітря і підвищити його тиск до рівня, необхідного для спалювання палива в камері згоряння.

В ідеальному циклі прямоточного повітряно-реактивного двигуна процес стиску повітря є адіабатним. Підведення теплоти qi відбувається в камері згоряння при постійному тиску р, після чого в реактивному соплі виконується адіабатне розширення до тиску зовнішнього середовища. Процес віддачі теплоти від робочого тіла зовнішньому середовищу - ізобарний. Таким чином, діаграма циклу прямоточного повітряно-реактивного двигуна за формою збігається з діаграмою циклу турбореактивного двигуна.

У безкомпресорному пульсуючому повітряно-реактивному двигуні повітря стискується в дифузорі адіабатно, згоряння робочої суміші здійснюється в ізольованому обсязі (ізохорний процес ). Продукти згоряння при русі в конфузоре і випускній трубі розширюються адіабатно до тиску зовнішнього середовища потім відбувається ізобарний процес охолодження - віддача теплоти від робочого тіла зовнішньому середовищу.

Термічний ККД циклу пульсуючого повітряно-реактивного двигуна з ростом теплового навантаження двигуна (збільшення кількості підведеної теплоти q,) збільшується як термічний ККД, так і робота циклу.

У камеру згоряння рідинного ракетного двигуна спеціальними насосами подаються рідке паливо і рідкий окислювач. У камері згоряння паливо згоряє, а, що утворилися при цьому газоподібні продукти згоряння при русі по соплу розширюються по адіабаті. При роботі ракетного двигуна на розрахунковому режимі тиск газів на зрізі сопла виявляється рівним тиску зовнішнього середовища.

Термічний ККД двигуна можна розрахувати у виді відносини корисної питомої роботи

L=і1- і2

до питомої кількості теплоти q1. Тому, що процес адіабатного розширення є одночасно і процесом адіабатного витікання робочого тіла з камери згоряння в зовнішнє середовище. Відповідно до цього є відповідна формула

lд = 0,5w2

де w - швидкість витікання робочого тіла із сопла.

Таким чином, термічний ККД двигуна можна представити у виді

η=0,5w2/ q1

У ракетних двигунах твердого палива шашки з паливом знаходяться безпосередньо в камері згоряння. Пальне й окислювач, що містяться у твердому паливі, до запалення не реагують між собою. При запаленні твердого палива (при пуску двигуна) утворяться гази (продукти згоряння), що, розширюючись по адіабаті викидаються через сопло з великою швидкістю і створюють реактивну тягу.

3.2 Застосування реактивних двигунів у народному господарстві

У народному господарстві найбільше застосування знаходять як нові, так і встановлений гарантійний ресурс, що відробили в повітрі, авіаційні ГТД (АГТД). АГТД є найбільш зробленими в конструктивному відношенні двигунами, що працюють з найбільш високою економічністю. Вони компактні, легкі, мають мале металоємність і обсяг, високу маневреність. Завдяки серійному випуску АГТД мають питому собівартість значно меншу, ніж наприклад, стаціонарні ГТУ.

Розглянемо деякі випадки використання АГТД у різних галузях промисловості, в енергетику, на транспорті. АГТД входять до складу пікових і резервних енергетичних установок на електростанціях. Тому, що ресурс роботи звичайних пікових установок значно більше (до 10 - 20 тис. год) терміну служби встановлюваних АГТД, в. плин цього терміну АГТД приходитися змінювати 2 чи 3 рази. При створенні енергетичних установок використовують як ТРД, так і ТВД. Конкретний тип АГТД вибирають у першу чергу в залежності від необхідної потужності і призначення станції. Деякі типи ТВД можна застосовувати безпосередньо для приводу электрогенератора. У цьому випадку планетарний редуктор, через який у вихідному ТВД потужність передається на гвинт (гвинти), заміняють більш простимо редуктором, що знижує частоту обертання до 3000 об/хв. Якщо два чи трохи ТВД установлюються для приводу одного електрогенератора, то вони, працюючи паралельно, передають потужність через один редуктор.

Могутні енергоустановки створюються в основному на базі ТРД. У них ТРД звичайно служити газотурбогенератором (ГТГ). Потенційна енергія газів, що відробили, використовується для приводу силової турбіни, що приводить в рух електрогенератор. Реактивне сопло двигуна заміняється перехідним патрубком і силовою турбіною.

Енергоустановки з декількома ТВД чи ТРД працюють з високою паливною економічністю на часткових навантаженнях. Застосування АГТД у складі пікових і резервних енергоустановок особливо доцільно через винятково швидкий їхній вихід на робочий режим (навіть з холодного стану не більш, ніж через 3 - 5 хв), причому легко забезпечується автоматичне включення енергоустановок у роботу при падінні частоти струму в електричній мережі.

Об'єднанням декількох ГТД можна створювати могутні енергоустановки для резервування потужностей великих електростанцій, а також для покриття найбільш гострої пікової частини навантаження. З зббільшенням одиничних потужностей істотно знижується питома вартість електростанції. Енергоустановки з що відробили літний ресурс АГТД (наприклад, двигунами АИ-20) застосовуються також у силових установках пересувних електростанцій потужністю 1600 і 2000 кВт. У стаціонарних умовах АГТД можуть використовуватися як привід бурильних установок, що перекачують агрегатів на газо- і нафтопроводах. Економічна доцільність застосування АГТД визначається можливістю його роботи на паливі, що перекачуються; такі установки легко транспортуються, монтуються і демонтуються, керуються автоматично і дистанційно, не вимагають громіздких фундаментів і спеціальних приміщень. Прикладом використання перетворених авіаційних двигунів у якості газоперекачуючих агрегатів (ГПА) є агрегат ГПА-Ц-6,3 потужністю 6,3 Мвт, двигуном у якому служить газотурбінна установка НК-12СТ, перероблена з АГТД типу НК-12. Організовано серійне виробництво цих ГПА. Вони виявилися дуже надійними в експлуатації; економічний ефект від уведення компресорних станцій із ГПА-Ц-6,3.

На базі авіаційних двигунів розробляються ГПА потужністю 25 Мвт. АГТД знаходять застосування також у суднових установках. Для ефективної передачі потужності АГТД на гвинт передбачається компонування з вільною силовою турбіною гвинта, а турбокомпресорний блок ТРД використовується як генератор газу. Потужність від силової турбіни гвинту передається через редуктор. Іноді для цих цілей в одновального ТВД виділяють останні (одну чи дві) ступіні турбіни у кінематично не зв'язану з турбокомпресорним блоком вільну турбіну для приводу гвинта.

Двокаскадний ТРДД також може бути перероблений шляхом виділення частини ступіней турбіни низького тиску для створення додаткової вільної турбіни гвинта. У деяких суднових установках турбокомпресорний блок ТРД використовується як генератор стиснутого повітря для ГТУ з розділеним потоком повітря.

При призначенні АГТД у якості суднової силової установки, крім змін у схемі двигуна, необхідно також передбачити міри, що забезпечують задовільну роботу ГТД в умовах рухові судна: установку сепараторів вологи і фільтрів при вході в двигун, застосування покрить для деталей компресора і пристроїв для періодичного чищення компресора від відкладень, а також посилення підшипникових вузлів. Для зниження рівня шуму і теплового випромінювання турбокомпресорний блок двигуна іноді укладають у звуконепроникний кожух, що складається з частин. Кожух покривають зсередини звукоізоляційним матеріалом і забезпечують вентиляцію камери між турбокомпресорним блоком і кожухом для чого через патрубки підводиться і приділяється охолодний повітря. Крім того, у вхідному повітряному каналі й у випускній системі двигуна встановлюють спеціальні шумоглушники, облицьовують стіни машинного відділення звуковбирними матеріалами, звукоізолюють механізми за допомогою кожухів і перегородок і застосовують амортизатори, що зменшують передачу вібрацій на корпус судна.

Позитивні якості перетворених з авіаційних ТРД, ТВД і ТРДД двигунів особливо яскраво виявляються при установці їх на судах на підвідних крилах і на повітряній подушці, навіть за умови, що моторесурс цих двигунів внаслідок зміни умов роботи знижується до 1800-2500 г замість 3000-4000 г при роботі на літаках

Головну силову установку пасажирського судна на підвідних крилах «Буревісник» складають два двигуни АИ-20А потужністю по 2000 кВт, що приводять двоступінчасті водометні рушії. Застосування водометного рушія дозволило цілком зберегти конструкцію серійного ТВД, за винятком системи автоматичного регулювання, що була трохи змінена. Під час пуску двигуна повітряна заслінка повітрозабірника відкривається, і водомет разом з водою забирає повітря, забезпечуючи досить легке розкручування ротора. Двигун АИ-20А було встановлено також на судні на повітряній подушці «Сормович».

Перетворені АГТД застосовуються для приводу електрогенератора на пересувних електростанціях і як силові установки швидкісних пасажирських потягів (турбопоїздів). Порівняння турбопоїздів і тепловозної тяги в пасажирському залізничному транспорті показало, що турбопоїзда доцільно застосовувати при швидкостях рухові більш 100-120 км/ч.

Космічні дослідження вимагають створення для перших ступеней ракет РРД і РДТТ із тягою в кілька сотень і тисяч кілоньютонів і одночасно з цим різних гальмових, коригувальних ракетних двигунів і, нарешті, мікродвигунів.

Висновок

В даній курсовій роботі описані такі питання, як класифікація реактивних двигунів, будову та прнцип дії та цикли газотурбінного та турбореактивного двигунів. Також описана будова найбільш використовуваних у народному господарстві, а саме у авіації, повітряно-реактивних двигунів.

Прогрес у вивченні та розробці нових реактивних двигунів дають змогу використовувати реакивні двигуни у народному господарстві, як у авіації, так і у енергетиці.Об'єднанням декількох ГТД можна створювати могутні енергоустановки для резервування потужностей великих електростанцій, а також для покриття найбільш гострої пікової частини навантаження. З збільшенням одиничних потужностей істотно знижується питома вартість електростанції. Енергоустановки з що відробили літний ресурс АГТД (наприклад, двигунами АИ-20) застосовуються також у силових установках пересувних електростанцій потужністю 1600 і 2000 кВт. У стаціонарних умовах АГТД можуть використовуватися як привід бурильних установок, що перекачують агрегатів на газо- і нафтопроводах. Вони виявилися дуже надійними в експлуатації; економічний ефект від уведення компресорних станцій із ГПА-Ц-6,3.

Література

1.  «Реактивні двигуни та великі швидкості», Л.П. Абіанц, М. 1978 р.

2.  «Теплотехніка», під ред. В.І. Крутова, М. 1986 р.

3.  «Загальна теплотехніка і теплові машини», Швець І.Т., Кіраковський І.Т. «Вища школа», 1977 р.