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)

Якщо все паливо, що витрачається РРД, до надходження в камеру згоряння проходити через відповідні газогенератори і турбіни, те в камеру згоряння вводяться і доспалюються в ній газ з надлишком палива і газ з надлишком окислювача.Ракетні двигуни твердого палива немають системи подачі палива, що істотно спрощує їхню конструкцію. Заряд твердого палива міститься в камеру згоряння. Запалення заряду здійснюється запалювачем. У результаті згоряння палива утворяться високотемпературні продукти згоряння, що, минаючи сопло, створюють реактивну тягу. РРД і РДТТ мають свої переваги і недоліки.

Так, у РРД більш високі питомі імпульси і менша маса, вони здатні багаторазово пускатися й у широких межах регулювати тягу, але більш складні в конструктивному відношенні. РДТТ мають поки менші значення питомого імпульсу, велику масу, але прості по конструкції, надійні в експлуатації і швидше готуються до пуску, ніж РРД (рис. 2).

Рис. 2 - Схема двигуна твердого палива

2.1 Принцип роботи реактивних двигунів

Останні 10 - 15 років характеризуються інтенсивним розвитком реактивних двигунів, принцип прибудую яких уже добрі відомий. Уявимо собі камеру із соплом наповнену газом, що володіє високим тиском і температурою ( I). Під впливом різниці тисків усередині і поза судиною, газ через сопло почне вільно витікати в атмосферу. Тиск газу на бічні стінки камери і сопла буде однаковим у будь-якому напрямку, але на торцеву стінку тиск виявиться більше, ніж на протилежну стінку, у якій розташоване сопло, і з'явиться реактивна сила тяги R. Вона являє собою рівнодіючу всіх сил у напрямку осі камери і сопла, і під тиском її камера буде пересуватися убік, зворотний витіканню газового струменя. Природно, що величина реактивної сили, чи тяги, як її звичайно називають, визначається кількістю і швидкістю газу, що випливає; остання у свою чергу залежить від тиску і температури газу.

Страницы: 1, 2