Общая теория авиационных и ракетных двигателей 1. Введение. Классификация и области применения реактивных двигателей
Трудоемкость курса Общая теория авиационных и ракетных двигателей (6 семестр) 16 ч. – лекции 16 ч. – практические занятия 20 ч. – лабораторные работы экзамен Теория, расчет и проектирование АД и ЭУ (7 семестр) 16 ч. – лекции 16 ч. – практические занятия 20 ч. – лабораторные работы зачет Теория, расчет и проектирование АД и ЭУ (8 семестр) 14 ч. – лекции 16 ч. – практические занятия 20 ч. – лабораторные работы экзамен + курсовой проект
Рекомендуемая литература • Теория авиационных двигателей. Часть 1. Под ред. Ю. Н. Нечаева. М. : ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 2006. • Теория авиационных двигателей. Часть 2. Под ред. Ю. Н. Нечаева. М. : ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 2007. • Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Учебник / В. И. Бакулев, В. А. Голубев, Б. А. Крылов и др. Под ред. В. А. Сосунова, В. М. Чепкина. М. : Изд во МАИ, 2003. 688 с. • Теория, расчет и проектирование АД и ЭУ. Кулагин В. В. М. : Машиностроение, 2002. 616 с. • Проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под ред. А. М. Ахмедзянова. М. : Машиностроение, 2000. 454 с. • Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Учебник / В. В. Кулагин, С. К. Бочкарев, И. М. Горюнов и др. Под общ. ред. В. В. Кулагина. – М. : Машиностроение, 2006. 464 с. • Ахмедзянов Д. А. , Горюнов И. М. , Гумеров Х. С. Математические модели авиационных двигателей произвольных схем. Учебное пособие: Уфа, 1998. 128 с. • Термогазодинамические расчеты АД и ЭУ. Учебное пособие. А. М. Ахмедзянов, В. П. Алаторцев, Х. С, Гумеров, Ф. Ф. Тарасов; Уфа, 1990. 340 с.
Введение • Двигатель важнейшая составная часть конструкции любого самолета или вертолета, его сердце. Весь прогресс в самолетостроении с самого начала зарождения авиации определялся прежде всего прогрессом в двигателестроении. Хотя идеи полета человека на аппарате тяжелее воздуха развивались еще со времен Леонардо да Винчи, создание первых в мире самолетов стало возможным лишь тогда, когда были разработан достаточно легкий двигатель, способный развить мощность, необходимую для преодоления сопротивления воздуха в полете и при этом поднять на крыльях не только себя, но и весь самолет с запасом топлива и летчиком. В 1903 г. поднялся в воздух первый самолет братьев Райт, на котором был установлен такой двигатель. Это был поршневой бензиновый мотор, аналогичный тем, которые широко применяются в современном автомобилестроении. Первый полёт Флайера 1 17 декабря 1903 г. Ранние двигатели, использованные братьями Райт
• К средине 40 х годов ХХ века, когда скорости полета истребителей достигли 650 – 700 км/ч, выяснилось, что дальнейшее существенное увеличение скорости полёта при использовании обычной схемы силовой установки поршневой авиадвигатель – воздушный винт весьма проблематично. И дальнейший резкий рывок в скорости полета (до 900 – 1000 км/ч) стал возможным только благодаря переходу к турбореактивным двигателям (ТРД), обладающим существенно меньшей массой (по сравнению с поршневыми) при данной мощности на большой скорости полета. Первые серийные ТРД – немецкие Jumo 004 (Junkers Motorenbau) и BMW 003, начали устанавливаться на реактивные истребители Me 262 и He 162 в 1944 году. Jumo 004 BMW 003 Под руководством Н. Д. Кузнецова (г. Самара) немецкие специалисты организовали зимой 1946— 1947 гг, выпуск советской копии Jumo 004 под названием РД-10. На заводе № 16 в г. Казани производились ТРД фирмы «БМВ» BMW 003 под названием РД-20 и BMW 003 С под названием РД-21
• Затем на пути еще большего увеличения скорости полета стал «звуковой барьер» резкое увеличение сопротивления самолета приближении скорости полета к скорости звука. И опять эта проблема была решена только с появлением турбореактивных двигателей, у которых за турбиной установлена форсажная камера (ТРДФ), что позволило резко увеличит тягу (мощность) двигателя при незначительном увеличении его массы. Первым в мире серийным истребителем, превысившим (в 1950 г. ) скорость звука в горизонтальном полете, был самолет Ми. Г 17 с двигателем ВК 1 Ф, снабженным форсажной камерой. А уже в 1952 г. стал серийно выпускаться первый в мире сверхзвуковой истребитель Ми. Г 19 с двигателем РД 9 Б (также с форсажной камерой), достигающим в полёте скорости, в 1, 6 раза превышающей скорость звука. Ми. Г 17 ВК 1 Ми. Г 19 РД 9 Б
Исторические этапы развития ВРД Н. А. Телешов Б. С. Стечкин 1860 е гг. • Первый патент на газотурбинный двигатель был выдан англичанину Джону Барберу 1791 г. • Первые проекты самолётов с воздушно реактивным двигателем были созданы П. Маффиотти (Испания), Ш. де Луврье (Франция) и Н. А. Телешовым (Россия) 1929 г. • Француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно реактивный двигатель. 1913 г. • Статья Б. С. Стечкина «Теория воздушного реактивного двигателя» в журнале «Техника Воздушного Флота» • Heinkel He 178 — первый в мире самолёт с турбореактивным двигателем. 1939 г.
Классификация Ракетные двигатели – это реактивные двигатели, использующие только вещества - источники энергии, находящиеся на перемещающемся аппарате. Воздушно-реактивные двигатели – это реактивные двигатели, в которых атмосферный воздух применяется как основное рабочее тело в термодинамическом цикле, а кислород, находящийся в воздухе – как окислитель горючего. Двигатели прямой реакции – это реактивные двигатели, создающие силу тяги непосредственно за счет реакции (отдачи) струи газов, выбрасываемой из сопла. Двигатели непрямой реакции – это реактивные двигатели, создающие силу тяги за счет привода во вращение различных воздушных винтов (тянущих или несущих).
Области применения реактивных двигателей
Турбореактивный двигатель (ТРД) Основными элементами такого двигателя являются следующие. 1 Компрессор. Повышает давление воздуха, поступающего из воздухозаборника и прогоняет его далее по тракту двигателя. Он может быть одновальным или двухвальным. Давление повышается в компрессоре в 10. . . 20 раз и более. 2 Камера сгорания. В ней воздух смешивается с топливом, смесь воспламеняется, сгорает и на выходе из нее температура газа достигает в ТРД 1000. . . 1100 о. С (1300. . . 1400 К). 3 Турбина. Предназначается для вращения ротора компрессора, сидя щего ней на одном валу. Турбина может быть одно или с многоступенчатой. Горячие газы, выходящие из камеры сгорания, обладают гораздо большим запасом энергии, чем сравнительно холодный воздух за компрессором. И при расширении в турбине способен в большой мере отдавать эту энергию. Поэтому давление газа понижа ется в турбине в значительно меньшей мере, чем оно повышалось в компрес соре. В результате за турбиной давление существенно превышает атмосферное давление. 4 Реактивное сопло. В нем за счет падения давления до атмосферного происходит значительное ускорение выходящего из турбины потока газа и выбрасывание реактивной струи с большой скоростью в направлении, противоположном на правлению полета. В результате выбрасывания этой струи на двигатель дейст вует ила отдачи, направленная по полету, т. е. сила тяги. с 5 В рабочем процессе двигателя участвует также воздухозаборник (входное устройство). Он служит для забора воздуха из атмосферы и подвода его к двигателю ( в полете в нем может происходить также повышение давления воздуха). Воздухозаборник может быть рассчитан как на дозвуко вые, ак и на сверхзвуковые скорости полета. Так как в большинстве случаев воздухозаборник т является ча стью конструкции самолета, он обычно не показывается на схемах двигателей.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) Его схема отличается от схемы ТРД тем, что за турбиной установлена форсажная камера. В ней за счет дополнительного сжигания топлива температура газа повышается примерно до 2000 К. Это позволяет увеличить скорость реактивной струи на 30 40 % при незначительном увеличении массы двигателя (так как форсажная камера, по сути дела, почти пустая внутри труба). Поэтому тяга увеличивается, правда, при существенном ухудшении экономичности. На сверхзвуковых скоростях полета включение форсажной камеры дает весьма большой прирост тяги. Поэтому такие двигатели применяются на самолетах, рассчитанных на сверхзвуковые скорости полета (Су 24, а также Миг 21, Миг 23, Миг 27, Су 17, и др. , состоят на вооружении во многих странах).
Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельными соплами (ТРДДII) Первое авторское свидетельство на ТРДД было получено будущим академиком Архипом Михайловичем Люлька еще в 30 х годах ушедшего недавно ХХ века. Поступающий в компрессор воздух разделяется далее на 2 части. Одна часть поступает за компрессором, как и в ТРД, в камеру сгорания, в турбину и сопло. Это – так называемый внутренний контур. Вторая же часть, пройдя несколько первых ступеней компрессора, поступает далее в наружный контур, канал которого заканчивается вторым соплом (кольцевым). При том же расходе топлива, как в ТРД, тяга двигателя получается большей за счет увеличения отбрасываемой соплами массы воздуха и газа. Это делает такой двигатель значительно более экономичным, чем ТРД (на дозвуковых скоростях полёта) По такой схеме выполнены, например, двигатели Д 18 Т, установленные на самолете Ан 124 «Руслан» . . Поэтому такие двигатели получили весьма широкое распространение на самолетах ГА и ВТА. По ряду соображений ТРДД обычно делают двухвальными или даже трехвальными, располагая на отдельном валу те ступени компрессора, которые подают воздух, как в первый, так и во второй контур. Эту группу ступеней принято называть вентилятором ТРДД.
Турбореактивный двухконтурный двигатель со смешением потоков(ТРДДсм) В ряде случаев оказывается целесообразным воздух, поступающий из вентилятора во второй контур, не выпускать далее через отдельное кольцевое сопло, а смешать с газами, выходящими из турбины, и направить затем в общее сопло. Этот тип двигателей называется ТРДД со смешением потоков за турбиной – ТРДД см. Такую схему имеет, например, двигатель Д 30 КП самолета Ил 76.
Работа ТРДД
Турбовальный двигатель (ТВа. Д) Так называются двигатели, устанавливаемые на вертолетах. В его турбине газы расширяются до атмосферного давления. В результате мощность турбины оказывается значительно больше, чем необходимо для вращения компрессора. Избыток мощности передается через выводной вал двигателя и редуктор на несущий винт вертолета. Обычно ТВа. Д выполняют по схеме со свободной турбиной. Одна часть ступеней турбины используются для вращения компрессора (состоящего из одной или двух групп ступеней). А последняя ступень (или группа ступеней) устанавливается на выводном валу и связывается непосредственно с несущим винтов. Эта ступень (или группа ступеней) называется свободной турбиной.
Турбовинтовой двигатель (ТВД) ТВД отличается от ТВа. Д главным образом тем, что в полете со скоростью 600 900 км/ч целесообразно иметь за турбиной давление несколько выше атмосферного с тем, чтобы в сопле, установленном за турбиной, газы приобретали скорость, несколько большую скорости полета, и за счет этого создавалась (в дополнение к тяге винта) небольшая реактивная тяга (как у ТРД), т. е. на ТВД устанавливается сопло. А избыточная мощность турбины передается через вал на воздушный винт, расположенный обычно впереди двигателя. Так как частота вращения турбины имеет порядок 104 об/мин, а тянущего воздушного винта 103 об/мин, то в передней части ТВД устанавливается зубчатая передача (редуктор).
Турбовинтовентиляторный двигатель(ТВВД) Здесь взамен винта применяется винтовентилятор, представляющий собой малогабаритный высоконагруженный многолопастный воздушный винт изменяемого шага. Диаметр винтовентилятора примерно на 40% меньше, чем диаметр современного винта. Исследования показывают, что при одной и той же коммерческой нагрузке и одинаковой дальности полета магистральный самолет в крейсерском полете, применении ТВВД израсходует за полет на 20 25% меньше топлива, чем перспективный ТРДД.
Пульсирующий воздушно реактивный двигатель (Пу. ВРД) Пульсирующий характер работы двигателя сделал его применение невыгодным в большой авиации по сравнению с двигателями, имеющими непрерывный процесс горения прямоточными воздушно реактивными (ПВРД) и турбокомпрессорными воздушно реактивными. Горение топлива в Пу. ВРД носит прерывистый характер. Через вентильную решетку, расположенную в передней части двигателя, всасывается воздух и затем сжимается. В сжатый воздух впрыскивается горючее, которое мгновенно воспламеняется и сгорает. Под давлением, возникавшем в этом процессе, расположенные в передней части трубы клапаны закрываются, а воздух и сильно расширившиеся горючие газы устремляются назад, создавая при этом реактивную силу тягу. После истечения воздуха в системе образуется разрежение, клапаны вновь открываются, всасывается воздух и начинается новый цикл работы двигателя. Первые патенты на пульсирующий воздушно реактивный двигатель (Пу. ВРД) были получены (независимо друг от друга) в 60 х годах XIX века Шарлем де Луврье и Николаем Афанасьевичем Телешовым. Немецкие конструкторы, ещё накануне Второй мировой войны проводившие широкий поиск альтернатив поршневым авиационным двигателям, не обошли вниманием и это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c Пу. ВРД Argus As 014 производства фирмы Argus Werken, явился немецкий самолет снаряд Фау 1.
Прямоточный воздушно реактивный двигатель (ПВРД) В прямоточном воздушно реактивном двигателе (ПВРД) происходит горение топлива в потоке воздуха сжатого скоростью набегающего потока. По сравнению с турбореактивными двигателями, ПВРД не имеет движущихся частей. В ПВРД для создания тяги необходим набегающий на двигатель поток, то есть ПВРД становится эффективен на определенной скорости полета. Конструктивно ПВРД состоит из трех основных частей диффузора, камеры сгорания и выходного сопла. Диффузор служит для повышения статического давления движущегося относительно его поверхности воздуха при его торможении. Камера сгорания является элементом двигателя, в котором выделяется тепло с соответствующим повышением температуры рабочего тела. Выделение тепла происходит за счет химических реакций, где окислителем является кислород воздуха, а горючим химическое соединение (топливо), находящиеся на борту летательного аппарата. Выходное сопло ПВРД служит для достижения максимально возможного статического давления в камере сгорания и преобразования избыточного давления в кинетическую энергию газов. Так работает дозвуковой ПВРД. Ведутся работы по использованию ПВРД на сверхзвуковых (5 7 М) и гиперзвуковых (свыше 7 М) скоростях полета. В таких ПВРД применяются другие конструкции диффузоров, камер сгорания и сопел.
Жидкостный ракетный двигатель(ЖРД) Компоненты топлива — горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3, 4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) — узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу. 1 — магистраль горючего 2 — магистраль окислителя 3 — насос горючего 4 — насос окислителя 5 — турбина 6 — газогенератор 7 — клапан газогенератора (горючее) 8 — клапан газогенератора (окислитель) 9 — главный клапан горючего 10 — главный клапан окислителя 11 — выхлоп турбины 12 — смесительная головка 13 — камера сгорания 14 — сопло
Ракетный двигатель твердого топлива(РДТТ) РДТТ относятся к так называемым химическим или термохимическим ракетным двигателям. Все они работают по принципу превращения потенциальной химической энергии топлива в кинетическую энергию истекающих из двигателя газов. РДТТ состоит из корпуса, топливного заряда, реактивного сопла, воспламенителя и других элементов. Корпус РДТТ представляет собой прочный сосуд цилиндрической, сферической или другой формы, изготовленный либо из металла (сталь, реже — титановый и алюминиевый сплавы), либо из пластика. Это — основной силовой элемент твердотопливного двигателя, а также всей двигательной установки и твердотопливной ракеты (ракетной ступени) в целом. В корпусе содержится прочно скрепленный с ним заряд твердого топлива: обычно — механическая смесь кристаллического неорганического окислителя (например, перхлората аммония) с металлическим горючим (алюминий) и полимерным горючим связующим (полибутадиеновый каучук). При нагреве этого топлива от воспламенителя (который в простейшем случае представляет собой пиротехнический заряд с электрозапалом) отдельные составляющие топлива вступают между собой в химическую реакцию окисления восстановления, и оно постепенно сгорает. При этом образуется газ с высокими давлением и температурой. 1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло
Турбопрямоточный двигатель(ТПД) Двигатель J 58 был разработан отделом Pratt & Whitney Aircraft Division компании United Aircraft Corporation в начале 50 х годов для ВМС США. Он был разработан для эксплуатации на больших скоростях (число М 3, 0 и выше) и на больших высотах (свыше 80000 футов). J 58 был первым двигателем, способным нормально функционировать на форсажном режиме в течении длительного времени и это был первый двигатель, испытанный в полете на скорости М 3 в ВВС. Два двигателя J 58 установлены на высотном стратегическом разведчике Lockheed SR 71, также на его предшественнике прототипе перехватчике Lockheed YF 12 A. В июле 1976 года самолет SR 71 с двигателями J 58 установил мировой рекорд высоты 85069 футов, а другой SR 71 мировой рекорд скорости, которая составила 2193 мили в час. Особенностью двигателя J 58 является то, что он представляет собой как турбореактивный, так и прямоточный реактивный двигатель. На дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях J 58 работает как обычный турбореактивный двигатель с форсажной камерой. Однако при увеличении скорости происходит перенаправление воздушного потока по 6 специальным воздушным каналам из входного аппарата в камеру дожига топлива (форсажную камеру). Тем самым компрессор, камера сгорания и турбина фактически огибаются воздушным потоком, а двигатель начинает работать в режиме прямоточного реактивного. Роль камеры сгорания прямоточного двигателя в этом случае играет форсажная камера.
Скачать презентацию Общая теория авиационных и ракетных двигателей 1 Введение
Общая теория авиационных и ракетных двигателей.pptx