Двигатели летательных аппаратов реферат

Обновлено: 02.07.2024

Воздушно-реактивные двигатели по способу предварительного сжатия воздуха перед поступлением в камеру сгорания разделяются на компрессорные и бескомпрессорные. В бескомпрессорных воздушно-реактивных двигателях используется скоростной напор воздушного потока. В компрессорных двигателях воздух сжимается компрессором. Компрессорным воздушно-реактивным двигателем является турбореактивный двигатель (ТРД). В группу, получившую название смешанных или комбинированных двигателей, входят турбовинтовые двигатели (ТВД) и двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД). Однако конструкция и принцип работы этих двигателей во многом схожи с турбореактивными двигателями. Часто все типы указанных двигателей объединяют под общим названием газотурбинных двигателей (ГТД). В качестве топлива в газотурбинных двигателях используется керосин.

Турбореактивные двигатели

Конструктивные схемы. Турбореактивный двигатель (рис. 100) состоит из входного устройства, компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства.

Дальнейшее повышение давления воздуха происходит в компрессоре. В турбореактивных двигателях применяются компрессоры центробежные (рис. 101) и осевые (см. рис. 100).

В осевом компрессоре при вращении ротора рабочие лопатки, воздействуя на воздух, закручивают его и заставляют двигаться вдоль оси в сторону выхода из компрессора.

В центробежном компрессоре при вращении рабочего колеса воздух увлекается лопатками и под действием центробежных сил движется к периферии. Наиболее широкое применение в современной авиации нашли двигатели с осевым компрессором.

Осевой компрессор включает в себя ротор (вращающаяся часть) и статор (неподвижная часть), к которому крепится входное устройство. Иногда во входных устройствах устанавливаются защитные сетки, предотвращающие попадание в компрессор посторонних предметов, которые могут привести к повреждению лопаток.

Ротор компрессора состоит из нескольких рядов профилированных рабочих лопаток, расположенных по окружности и последовательно чередующихся вдоль оси вращения. Роторы подразделяют на барабанные (рис. 102, а), дисковые (рис. 102, б) и барабаннодисковые (рис. 102, в).

Статор компрессора состоит из кольцевого набора профилированных лопаток, закрепленных в корпусе. Ряд неподвижных лопаток, называемых спрямляющим аппаратом, в совокупности с рядом рабочих лопаток называется ступенью компрессора.

В современных авиационных турбореактивных двигателях применяются многоступенчатые компрессоры, увеличивающие эффективность процесса сжатия воздуха. Ступени компрессора согласуются между собой таким образом, чтобы воздух на выходе из одной ступени плавно обтекал лопатки следующей ступени.

Нужное направление воздуха в следующую ступень обеспечивает спрямляющий аппарат. Для этой же цели служит и направляющий аппарат, устанавливаемый перед компрессором. В некоторых конструкциях двигателей направляющий аппарат может отсутствовать.

Одним из основных элементов турбореактивного двигателя является камера сгорания, расположенная за компрессором. В конструктивном отношении камеры сгорания выполняются трубчатыми (рис. 103), кольцевыми (рис. 104), трубчато-кольцевыми (рис. 105).

Трубчатая (индивидуальная) камера сгорания состоит из жаровой трубы и наружного кожуха, соединенных между собой стаканами подвески. В передней части камеры сгорания устанавливаются топливные форсунки и завихритель, служащий для стабилизации пламени. На жаровой трубе имеются отверстия для подвода воздуха, предотвращающего перегрев жаровой трубы. Поджигание топливо-воздушной смеси в жаровых трубах осуществляется специальными запальными устройствами, устанавливаемыми на отдельных камерах. Между собой жаровые трубы соединяются патрубками, которые обеспечивают поджигание смеси во всех камерах.

Кольцевая камера сгорания выполняется в форме кольцевой полости, образованной наружным и внутренним кожухами камеры. В передней части кольцевого канала устанавливается кольцевая жаровая труба, а в носовой части жаровой трубы — завихрители и форсунки.

Трубчато-кольцевая камера сгорания состоит из наружного и внутреннего кожухов, образующих кольцевое пространство, внутри которого размещаются индивидуальные жаровые трубы.

Для привода компрессора ТРД служит газовая турбина. В современных двигателях газовые турбины выполняются осевыми. Газовые турбины могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми (до шести ступеней). К основным узлам турбины относятся сопловые (направляющие) аппараты и рабочие колеса, состоящие из дисков и расположенных на их ободах рабочих лопаток. Рабочие колеса крепятся к валу турбины и образуют вместе с ним ротор (рис. 106). Сопловые аппараты располагаются перед рабочими лопатками каждого диска. Совокупность неподвижного соплового аппарата и диска с рабочими лопатками называется ступенью турбины. Рабочие лопатки крепятся к диску турбины при помощи елочного замка (рис. 107).

Выпускное устройство (рис. 108) состоит из выпускной трубы, внутреннего конуса, стойки и реактивного сопла. В некоторых случаях из условий компоновки двигателя на самолете между выпускной трубой и реактивным соплом устанавливается удлинительная труба. Реактивные сопла могут быть с регулируемым и нерегулируемым выходным сечением.

Принцип работы. В отличие от поршневого двигателя рабочий процесс в газотурбинных двигателях не разделен на отдельные такты, а протекает непрерывно.

Принцип работы турбореактивного двигателя заключается в следующем. В полете воздушный поток, набегающий на двигатель, проходит через входное устройство в компрессор. Во входном устройстве происходит предварительное сжатие воздуха и частичное преобразование кинетической энергии движущегося воздушного потока в потенциальную энергию давления. Более значительному сжатию воздух подвергается в компрессоре. В турбореактивных двигателях с осевым компрессором при быстром вращении ротора лопатки компрессора, подобно лопастям вентилятора, прогоняют воздух в сторону камеры сгорания. В установленных за рабочими колесами каждой ступени компрессора спрямляющих аппаратах вследствие диффузорной формы межлопаточных каналов происходит преобразование приобретенной в колесе кинетической энергии потока в потенциальную энергию давления.

В двигателях с центробежным компрессором сжатие воздуха происходит за счет воздействия центробежной силы. Воздух, входя в компрессор, подхватывается лопатками быстро вращающейся крыльчатки и под действием центробежной силы отбрасывается от центра к окружности колеса компрессора. Чем быстрее вращается крыльчатка, тем большее давление создается компрессором.

Благодаря компрессору ТРД могут создавать тягу при работе на месте. Эффективность процесса сжатия воздуха в компрессоре

характеризуется величиной степени повышения давления π_к, которая представляет собой отношение давления воздуха на выходе из компрессора р₂ к давлению атмосферного воздуха р_H

Воздух, сжатый во входном устройстве и компрессоре, далее поступает в камеру сгорания, разделяясь на два потока. Одна часть воздуха (первичный воздух), составляющая 25—35% от общего расхода воздуха, направляется непосредственно в жаровую трубу, где происходит основной процесс сгорания. Другая часть воздуха (вторичный воздух) обтекает наружные полости камеры сгорания, охлаждая последнюю, и на выходе из камеры смешивается с продуктами сгорания, уменьшая температуру газовоздушного потока до величины, определяемой жаропрочностью лопаток турбины. Незначительная часть вторичного воздуха через боковые отверстия жаровой трубы проникает в зону горения.

Таким образом, в камере сгорания происходит образование топливо-воздушной смеси путем распыливания топлива через форсунки и смешения его с первичным воздухом, горение смеси и смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом. При запуске двигателя зажигание смеси осуществляется специальным запальным устройством, а при дальнейшей работе двигателя топливо-воздушная смесь поджигается уже имеющимся факелом пламени.

Образовавшийся в камере сгорания газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, устремляется на турбину через суживающийся сопловой аппарат. В каналах соплового аппарата скорость газа резко возрастает до 450—500 м/сек и происходит частичное преобразование тепловой (потенциальной) энергии в кинетическую. Газы из соплового аппарата попадают на лопатки турбины, где кинетическая энергия газа преобразуется в механическую работу вращения турбины. Лопатки турбины, вращаясь вместе с дисками, вращают вал двигателя и тем самым обеспечивается работа компрессора.

В рабочих лопатках турбины может происходить либо только процесс преобразования кинетической энергии газа в механическую работу вращения турбины, либо еще и дальнейшее расширение газа с увеличением его скорости. В первом случае газовая турбина называется активной, во втором — реактивной. Во втором случае лопатки турбины, помимо активного воздействия набегающей газовой струи, испытывают и реактивное воздействие за счет ускорения газового потока.

Окончательное расширение газа происходит в выходном устройстве двигателя (реактивном сопле). Здесь давление газового потока уменьшается, а скорость возрастает до 550—650 м/сек (в земных условиях).

Таким образом, потенциальная энергия продуктов сгорания в двигателе преобразуется в кинетическую энергию в процессе расширения (в турбине и выходном сопле). Часть кинетической энергии при этом идет на вращение турбины, которая в свою очередь вращает компрессор, другая часть — на ускорение газового потока (на создание реактивной тяги).

Турбовинтовые двигатели

Устройство и принцип действия. Для современных самолетов,

обладающих большой грузоподъемностью я дальностью полета, нужны двигатели, которые могли бы развить необходимые тяги при минимальном удельном весе. Этим требованиям удовлетворяют турбореактивные двигатели. Однако они неэкономичны по сравнению с винтомоторными установками на небольших скоростях полета. В связи с этим некоторые типы самолетов, предназначенные для полетов с относительно невысокими скоростями и с большой дальностыо, требуют постановки двигателей, которые сочетали бы в себе преимущества ТРД с преимуществами винтомоторной установки на малых скоростях полета. К таким двигателям относятся турбовинтовые двигатели (ТВД).

Турбовинтовым двигателем называется газотурбинный авиационный двигатель, в котором турбина развивает мощность, большую потребной для вращения компрессора, и этот избыток мощности используется для вращения воздушного винта. Принципиальная схема ТВД показана на рис. 109.

Как видно из схемы, турбовинтовой двигатель состоит из тех же узлов и агрегатов, что и турбореактивный. Однако в отличие от ТРД на турбовинтовом двигателе дополнительно смонтированы воздушный винт и редуктор. Для получения максимальной мощности двигателя турбина должна развивать большие обороты (до 20000 об/мин). Если с этой же скоростью будет вращаться воздушный винт, то коэффициент полезного действия последнего будет крайне низким, так как наибольшего значения к. п. д. винта на расчетных режимах полета достигает при 750—1 500 об/мин.

Для уменьшения оборотов воздушного винта по сравнению с оборотами газовой турбины в турбовинтовом двигателе устанавливается редуктор. На двигателях большой мощности иногда используют два винта, вращающихся в противоположные стороны, причем работу обоих воздушных винтов обеспечивает один редуктор.

В некоторых турбовинтовых двигателях компрессор приводится во вращение одной турбиной, а воздушный винт — другой. Это создает благоприятные условия для регулирования двигателя.

Тяга у ТВД создается главным образом воздушным винтом (до 90%) и лишь незначительно за счет реакции газовой струи.

В турбовинтовых двигателях применяются многоступенчатые турбины (число ступеней от 2 до 6), что диктуется необходимостью срабатывать на турбине ТВД большие теплоперепады, чем на турбине ТРД. Кроме того, применение многоступенчатой турбины позволяет снизить ее обороты и, следовательно, габариты и вес редуктора.

Назначение основных элементов ТВД ничем не отличается от назначения тех же элементов ТРД. Рабочий процесс ТВД также аналогичен рабочему процессу ТРД. Так же, как и в ТРД, воздушный поток, предварительно сжатый во входном устройстве, подвергается основному сжатию в компрессоре и далее поступает в камеру сгорания, в которую одновременно через форсунки впрыскивается топливо. Образовавшиеся в результате сгорания топливовоздушной смеси газы обладают высокой потенциальной энергией. Они устремляются в газовую турбину, где, почти полностью расширяясь, производят работу, которая затем передается компрессору, воздушному винту и приводам агрегатов. За турбиной давление газа практически равно атмосферному.

В современных турбовинтовых двигателях сила тяги, получаемая только за счет реакции вытекающей из двигателя газовой струи, составляет 10—20% суммарной силы тяги.

Двухконтурные турбореактивные двигатели

Стремление повысить тяговый коэффициент полезного действия ТРД на больших дозвуковых скоростях полета привело к созданию двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД).

В отличие от ТРД обычной схемы в ДТРД газовая турбина приводит во вращение (помимо компрессора и ряда вспомогательных агрегатов) низконапорный компрессор, называемый иначе вентилятором второго контура. Привод вентилятора второго контура ДТРД может осуществляться и от отдельной турбины, располагаемой за турбиной компрессора. Простейшая схема ДТРД представлена на рис. 110.

Первый (внутренний) контур ДТРД представляет собой схему обычного ТРД. Вторым (внешним) контуром является кольцевой канал с расположенным в нем вентилятором. Поэтому двухконтурные турбореактивные двигатели называют иногда турбовентиляторными.

Работа ДТРД происходит следующим образом. Набегающий на двигатель воздушный поток поступает в воздухозаборник и далее одна часть воздуха проходит через компрессор высокого давления первого контура, другая — через лопатки вентилятора (компрессора низкого давления) второго контура. Так как схема первого контура представляет собой обычную схему ТРД, то и рабочий процесс в этом контуре аналогичен рабочему процессу в ТРД. Действие вентилятора второго контура подобно действию многолопастного воздушного винта, вращающегося в кольцевом канале.

ДТРД могут найти применение и на сверхзвуковых летательных аппаратах, но в этом случае для увеличения их тяги необходимо предусматривать сжигание топлива во втором контуре. Для быстрого увеличения (форсирования) тяги ДТРД иногда осуществляется сжигание дополнительного топлива либо в воздушном потоке второго контура, либо за турбиной первого контура.

При сжигании дополнительного топлива во втором контуре необходимо увеличивать площадь его реактивного сопла для сохранения неизменными режимов работы обоих контуров. При несоблюдении этого условия расход воздуха через вентилятор второго контура уменьшится вследствие повышения температуры газа между вентилятором и реактивным соплом второго контура. Это повлечет за собой снижение потребной мощности для вращения вентилятора. Тогда, чтобы сохранить прежние числа оборотов двигателя, придется в первом контуре снизить температуру газа перед турбиной, а это приведет к уменьшению тяги в первом контуре. Повышение суммарной тяги будет недостаточным, а в некоторых случаях суммарная тяга форсированного двигателя может оказаться меньше суммарной тяги обычного ДТРД. Кроме того, форсирование тяги связано с большими удельными расходами топлива. Все эти обстоятельства ограничивают применение данного способа увеличения тяги. Однако форсирование тяги ДТРД может найти широкое применение при сверхзвуковых скоростях полета.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

* Данная работа не является научным трудом, не является выпускной квалификационной работой и представляет собой результат обработки, структурирования и форматирования собранной информации, предназначенной для использования в качестве источника материала при самостоятельной подготовки учебных работ.

Южно-Уральский Государственный Университет

Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту

с оценкой ______

.– Челябинск: ЮУрГУ, АК, 2007,
49 с.,10 ил., приложение 5 л.
Библиография литературы 6 наименований.

В данном курсовом проекте проведен расчет параметров камеры сгорания реактивного двигателя тягой 100000 Н на компонентах H₂+F₂, работающего по закрытой схеме газогенерации; определены основные параметры агрегатов двигательной установки: ТНА, газогенератора, баков. Произведен расчет оптимального давления в газогенераторе с помощью ЭВМ.

В специальной части проекта произведена конструктивная разработка камеры сгорания, компоновочный расчет форсуночной головки, расчет пристеночной форсунки и двухкомпонентной газожидкостной форсунки ядра, построен профиль камеры сгорания, построена зависимость параметров рабочего тела по длине камеры сгорания.

Задание на проектирование

1. Характеристика используемой топливной пары

2. Выбор компоновочной схемы двигателя

3. Разработка пневмогидравлической схемы двигателя

3.1 Работа ПГС изделия при запуске

3.2 Работа ПГС изделия в полете

3.3 Останов двигательной установки

4. Тепловой расчет двигательной установки

4.1 Термодинамический расчет КС

4.2 Газодинамический расчет КС

4.2.1 Газодинамический расчет идеального канала

4.2.2 Газодинамический расчет реального канала

5. Определение габаритов топливных баков

6. Определение основных параметров и габаритов насосов

6.1 Определение параметров насосов

6.2 Определение параметров турбины

7. Построение профиля камеры сгорания

7.1 Профилирование докритической части канала

7.2 Профилирование закритической части канала

8. Определение параметров истекающего газового потока

9. Ориентировочный расчет смесительной головки канала

10. Расчет форсунок смесительной головки

10.1 Расчет двухкомпонентной форсунки

10.1.1 Расчет форсунки окислителя

10.1.2 Расчет форсунки горючего

10.2 Расчет форсунки пристеночного слоя

11. Расчёт охлаждения

Задание на проектирование

Произвести расчет жидкостного ракетного двигателя со следующими заданными параметрами:

Тяга P = 150 кН;

Давление в камере сгорания P_к = 15 МПа;

Давление на срезе сопла P_с = 0,06 МПа;

Время работы ? = 250 с.

Произвести расчет и конструкторскую разработку камеры сгорания двигателя.

Графическая часть проекта:

Пневмогидравлическая схема ДУ – 1 лист;

Общий вид камеры сгорания – 1 лист;

Общий вид головки – 1 лист;

Деталировка – 1 лист;

Изменение параметров рабочего тела по соплу – 1 плакат.

На деталировке – детали с общего вида форсуночной головки (днища камеры, форсунки).

Двигательная установка является основным элементом ракеты и обуславливает собой ее важнейшие параметры.

Проектирование двигательной установки (ДУ) – важный и наиболее трудоемкий этап в создании ракеты. Целью проектирования ДУ является получение при заданных условиях ДУ с наилучшими показателями.

Основными показателями ДУ являются: удельный импульс, удельная тяга, надежность, стоимость. Главным из них считается удельный импульс ДУ, показывающий тягу, создаваемую единицей массы расходуемого рабочего тела. Получение высокого удельного импульса является первостепенной задачей при проектировании ДУ.

Процесс проектирования ДУ разбивается на проведение серии проектных расчетов различных подсистем, связанных между собой граничными зависимостями. Изменение параметров какой-либо из них зачастую влечет за собой изменение параметров смежных подсистем и ДУ в целом. Также при проведении первоначальных расчетов не все необходимые данные могут быть изначально известны. Их значениями задаются, исходя из опыта проектирования аналогичных ДУ, а затем, после их уточнения, повторяют расчеты.

После проведения проектного расчета производится опытная отработка разработанных элементов ДУ, по результатам которой параметры элементов ДУ также могут быть скорректированы. В результате, проектирование ДУ представляет сложный итерационный процесс, состоящий из множества последовательных приближений.

ДУ, выполненные по закрытой схеме газогенерации (с дожиганием генераторного газа), характеризуется более тесными взаимосвязями между элементами агрегатов и систем, что существенно усложняет процесс проектирования. Необходимость использования закрытой схемы обусловлена стремлением к получению более высоких характеристик ДУ, по сравнению с ДУ, выполненных по открытой схеме газогенерации. Применение закрытой схемы газогенерации позволяет существенно повысить давление в камере сгорания ДУ, увеличить удельный импульс, уменьшить габариты и массу ДУ.

В настоящее время характерной тенденцией является широкое использование ЭВМ на всех стадиях проектирования. Использование ЭВМ позволяет существенно ускорить этот процесс, снизить затраты, увеличить количество прорабатываемых вариантов, повысить точность расчетов.

В ходе выполнения данного проекта производится расчет параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты наземного базирования.

Целью выполнения данного проекта является определение основных параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты.

В первую очередь разрабатывается компоновочная схема изделия. Затем разрабатывается пневмогидравлическая схема изделия. Далее производится тепловой расчет камеры сгорания двигателя, определяются габариты баков компонентов. На последующих этапах производятся расчеты основных параметров турбонасосного агрегата и газогенератора.

В специальной части проекта производится конструктивный расчет камеры сгорания основного блока ДУ. При этом производится построение профиля сопла, определяются параметры рабочего тела по длине сопла, определяются типы и размеры форсунок. Далее производится расчет охлаждения камеры сгорания, прочностной расчет стенок камеры.

1. Характеристика используемой топливной пары

В ЖРД используется химическая энергия, носителем которой является топливо. Химическая энергия высвобождается в виде теплоты при протекании химической реакции окисления. Выделяющаяся теплота воспринимается продуктами реакций – рабочим телом.

Топливо ракетного ЖРД состоит из горючего и окислителя, запас которых раздельно хранится на борту ракеты.

В качестве топлива для двигателя изделия используется топливная пара жидкий водород (H_2ж) + жидкий фтор (F_2ж). Данная топливная пара обладает очень высокими энергетическими характеристиками.

Оба компонента топлива являются низкокипящими, вследствие чего необходимы специальные мероприятия по термостатированию топливных баков и магистралей. Заправка должна производиться непосредственно перед стартом.

Данная пара не является самовоспламеняющейся.

Горючим является жидкий водород. (H₂). Жидкий водород является бесцветной жидкостью, нетоксичен, неагрессивен.

Окислителем является жидкий фтор (F₂). Жидкий фтор обладает высокой агрессивностью и токсичностью. Для хранения фтора целесообразно применять алюминий или легированные стали.

Основные физико-химические свойства компонентов топлива приведены в таблице 1 по данным [6].

Основные параметры компонентов топлива Таблица 1

Плотность, кг/м 3

Стандартная энтальпия , кДж/кг

Температура плавления , °К

Температура кипения , °К

2. Выбор компоновочной схемы двигателя

Основной блок состоит из камеры сгорания, установленной в качающемся подвесе, и турбонасосного агрегата. Качание камеры позволяет обеспечить управление по тангажу и рысканию.

Двигатели с давлением в камере сгорания выше P_К > 3…4 МПа требуют использования турбонасосной подачи компонентов. При высоких давлениях в камере сгорания вытеснительная схема подачи потребовала бы значительного утолщения стенок баков, что утяжелило бы ракету.

Для достижения большей эффективности использования энергии, получаемой при сгорании топлива, целесообразно применить схему двигателя с дожиганием генераторного газа. Рабочее тело для привода ТНА образуется в газогенераторе, работающем на основных компонентах топлива (H₂+F₂) с полной газификацией горючего. После совершения работы на турбине отработанный газ поступает в камеру сгорания, где обогащается окислителем и дожигается.

Наддув бака горючего осуществляется газом, отбираемым после турбины ТНА. Бак окислителя наддувается инертным газом (гелием).

3. Разработка пневмогидравлической схемы двигателя

Конструктивно двигательная установка состоит из блока двигателя, баков компонентов, подающих магистралей, элементов управления и автоматики. Двигательный длок состоит из камеры сгорания, турбонасосного агрегата и газогенератора.

В конструкции ДУ широко применяются элементы пироавтоматики. Их основными преимуществами является низкое время срабатывания, простота конструкции.

Заправка изделия компонентами топлива производится на стартовой позиции.

Двигательная установка включается по команде после отделения первой ступени. Управление тягой ДУ в полёте осуществляется бортовой системой управления ракеты (БСУ). Регулирование тяги производится путем изменения расхода компонентов в камеру и газогенератор.

Для уменьшения остатков недозабора компонентов топлива в баках, в составе ПГС ракеты предусматривается система одновременного опорожнения баков (СООБ), измеряющая уровень топливных компонентов в баках и корректирующая соотношение компонентов в камере сгорания основного блока.

Для предотвращения попадания в КС компонентов топлива, находящихся в момент остановки двигателя за отсечными клапанами, в составе ПГС изделия присутствуют клапаны сброса, через которые компоненты сбрасываются в окружающее пространство.

В приложении к пояснительной записке, в рамках выполнения графической части проекта, приводится пневмогидравлическая схема изделия, выполненная в соответствии с ГОСТ 2.701-84, ГОСТ 2.704-76, ГОСТ 2.780-96. Обозначения элементов, приведенные в описании работы ПГС, соответствуют обозначениям на схеме.

3.1 Работа ПГС изделия при запуске

Так как двигательная установка работает на низкокипящих компонентах, заправка и захолаживание магистралей осуществляется непосредственно на стартовой позиции.

Заправка топливных баков производится в вертикальном положении через штуцеры 15 и 16 при открытых клапанах 27 и 28. Перед стартом производится захолаживание основных магистралей газообразным гелием. Гелий подаётся через клапаны 33 и 34 и собирается в ресивер через клапаны 22 и 25.

По команде на запуск после отделения первой ступени открываются клапаны 7 и 8, после чего прорываются мембраны принудительного прорыва 13 и 14. Компоненты заполняют магистрали и полости насосов. После срабатывает пороховой газогенератор 32 и пороховые газы раскручивают пусковую турбину 6. Открываются клапаны 23 и 24. Насосы начинают подавать компоненты в камеру и основной газогенератор. Пирозажиганием инициируется горение в газогенераторе и камере сгорания. Двигатель выходит на режим.

3.2 Работа ПГС изделия в полете

Тяга двигателя регулируется при помощи регулятора кажущейся скорости, установленного на линии горючего, идущего в газогенератор. Этот регулятор получает информацию о текущей кажущейся скорости и сравнивает её с программной. Регулированием расхода рабочего тела через турбину, осуществляется управление оборотами ТНА. На линии расхода окислителя в КС расположен регулятор системы одновременного опорожнения топливных баков.

Наддув бака горючего в полёте осуществляется отбором газа после турбины и управляется клапаном 26, наддув бака окислителя осуществляется инертным газом (гелием) и управляется клапаном 29.

3.3 Останов двигательной установки

По команде на останов ДУ прекращается наддув баков, клапан 24 закрывается, прекращая подачу окислителя в ГГ. Горение в ГГ прекращается, рабочее тело перестаёт поступать на турбину, ТНА останавливается. Закрываются клапаны 7 и 8, прекращая подачу компонентов в насосы, так же закрывается клапан 24. Открываются пироклапаны 17 и 18 и в магистрали за насосами начинает поступать гелий, обеспечивающий дренаж оставшихся компонентов через открывшиеся клапаны 22 и 25 в окружающее пространство.

4. Тепловой расчет двигательной установки

Целью проведения теплового расчета является определение основных параметров рабочего тела в камере сгорания и на срезе сопла, определение основных геометрических размеров двигателя.

Тепловой расчет состоит из следующих частей – термодинамического и газодинамического расчетов.

Целью проведения термодинамического расчета является определение термодинамических параметров рабочего тела (температуры, состава, газовой постоянной) в заданных сечениях камеры сгорания.

Результаты термодинамического расчета камеры сгорания двигателя необходимы для проведения газодинамического расчета, при котором определяются основные характеристики двигательной установки (удельный импульс, массовый расход компонентов) и определяющие размеры камеры сгорания (диаметр критического сечения, диаметр среза сопла).

В настоящее время существуют таблицы результатов стандартных термодинамических расчетов, полученных для различных вариантов значений коэффициента избытка окислителя, давлений в камере сгорания и на срезе сопла. Результаты термодинамического расчета для заданных давлений и коэффициента избытка окислителя могут быть получены при помощи интерполяции значений, взятых из таблицы.

Выбор значения коэффициента избытка окислителя ? в соответствии графиком функции I_уд(?) при заданных давлениях в камере сгорания P_К и на срезе сопла P_С. Критерием выбора значения ? является максимальное значение удельного импульса I_уд.

При проведении данного расчета считается, что выбранное соотношение компонентов постоянно по сечению камеры сгорания. Однако, для улучшения условий охлаждения камеры сгорания, возле стенок создается пристеночный слой, в котором коэффициент избытка окислителя отличается от своего значения в ядре потока. За счет увеличения содержания горючего в пристеночном слое температура газовой стенки падает, что уменьшает конвективный тепловой поток, передаваемый стенке камеры. Продукты сгорания в пристеночном слое имеют иные термодинамические параметры, нежели в основном потоке. Соответственно, удельный импульс, создаваемый продуктами сгорания в пристеночном слое, будет отличаться (в меньшую сторону) от удельного импульса основного потока.

При проведении стандартных термодинамических расчетов считается, что вся энергия, получаемая в результате сгорания топлива, переходит в кинетическую энергию частиц истекающих газов. При этом не учитывается энергия, затрачиваемая на привод предкамерной турбины. Однако величины потерь составляют небольшую часть от общей термодинамической энергии рабочего тела и не могут быть оценены до проведения расчетов параметров предкамерной турбины.

По результатам проведения расчетов предкамерной турбины, влияния пристеночного слоя, параметры двигательной установки могут быть скорректированы, что потребует повторного проведения теплового и всех последующих расчетов.

4.1 Термодинамический расчет КС

Термодинамический расчёт КС со схемой с дожиганием производится в несколько этапов.

В начале находятся параметры в газогенераторе. Горение в газогенераторе осуществляется с большим избытком горючего, температура не должна превышать 1100? К. при такой температуре продукты сгорания находятся в неравновесном состоянии, а следовательно, рассчитать их параметры по обычной методике невозможно. Для восстановительного газогенератора на фторе и водороде в [4] приведены следующие экспериментальные параметры: ?=0,06, R=2052, Т=1051? К, n=1,386, С_р=2154 кДж/кг*?К (выбор произведён для наименьшей температуры).

На втором этапе проводится ряд приближённых расчётов по схеме без дожигания при заданном значении давления и найденных с учётом поправки на давление значениях энтальпии компонентов. Значения энтальпии находятся по формуле:

– энтальпия компонента при заданной температуре, – давление в камере сгорания.

С учётом этих поправок энтальпии будут равны:

– потери от насосов до ГГ, – КПД насосов и турбины.

Далее рассматривается баланс мощностей насосов и турбины:

Определим новую энтальпию генераторных газов после срабатывания на турбине и реальный состав (условную формулу) горючего, поступающего в КС.

Далее проводится повторный термодинамический расчёт параметров в камере сгорания и находится новое оптимальное значение ?_кс, после чего оно сравнивается с предыдущим. Если:

то примем новое значение ?_кс как искомое, в противном случае уточняющий расчёт проводится заново, с новыми параметрами.

После получения ?_кс проводится расчёт истечения по каналу при известном значении n и находятся параметры на срезе сопла.

установки: ТНА, газогенератора, баков. Произведен расчет оптимального давления в газогенераторе с помощью ЭВМ. В специальной части проекта произведена конструктивная разработка камеры сгорания, компоновочный расчет форсуночной головки, расчет пристеночной форсунки и двухкомпонентной газожидкостной форсунки ядра, построен профиль камеры сгорания, построена зависимость параметров рабочего тела по длине камеры сгорания. Содержание Задание на проектирование Введение 1.

Характеристика используемой топливной пары 2. Выбор компоновочной схемы двигателя 3. Разработка пневмогидравлической схемы двигателя 3.1 Работа ПГС изделия при запуске 3.2 Работа ПГС изделия в полете 3.3 Останов двигательной установки 4. Тепловой расчет двигательной установки 4.1 Термодинамический расчет КС 4.2 Газодинамический расчет

КС 2.1 Газодинамический расчет идеального канала 2.2 Газодинамический расчет реального канала 5. Определение габаритов топливных баков 6. Определение основных параметров и габаритов насосов 6.1 Определение параметров насосов 6.2 Определение параметров турбины 7. Построение профиля камеры сгорания 7.1 Профилирование докритической части канала 7.2

Профилирование закритической части канала 8. Определение параметров истекающего газового потока 9. Ориентировочный расчет смесительной головки канала 10. Расчет форсунок смесительной головки 10.1 Расчет двухкомпонентной форсунки 1.1 Расчет форсунки окислителя 1.2 Расчет форсунки горючего 10.2 Расчет форсунки пристеночного слоя 11. Расчёт охлаждения

Заключение Литература Задание на проектирование Произвести расчет жидкостного ракетного двигателя со следующими заданными параметрами: Двигательная установка является основным элементом ракеты и обуславливает собой ее важнейшие параметры. Проектирование двигательной установки (ДУ) – важный и наиболее трудоемкий этап в создании ракеты. Целью проектирования ДУ является получение при заданных условиях ДУ с наилучшими показателями. Основными показателями

ДУ являются: удельный импульс, удельная тяга, надежность, стоимость. Главным из них считается удельный импульс ДУ, показывающий тягу, создаваемую единицей массы расходуемого рабочего тела. Получение высокого удельного импульса является первостепенной задачей при проектировании ДУ. Процесс проектирования ДУ разбивается на проведение серии проектных расчетов различных подсистем, связанных между собой граничными зависимостями. Изменение параметров какой-либо из них зачастую влечет

за собой изменение параметров смежных подсистем и ДУ в целом. Также при проведении первоначальных расчетов не все необходимые данные могут быть изначально известны. Их значениями задаются, исходя из опыта проектирования аналогичных ДУ, а затем, после их уточнения, повторяют расчеты. После проведения проектного расчета производится опытная отработка разработанных элементов

ДУ, по результатам которой параметры элементов ДУ также могут быть скорректированы. В результате, проектирование ДУ представляет сложный итерационный процесс, состоящий из множества последовательных приближений. ДУ, выполненные по закрытой схеме газогенерации (с дожиганием генераторного газа), характеризуется более тесными взаимосвязями между элементами агрегатов и систем, что существенно усложняет процесс проектирования. Необходимость использования закрытой схемы обусловлена стремлением к получению более высоких характеристик

ДУ, по сравнению с ДУ, выполненных по открытой схеме газогенерации. Применение закрытой схемы газогенерации позволяет существенно повысить давление в камере сгорания ДУ, увеличить удельный импульс, уменьшить габариты и массу ДУ. В настоящее время характерной тенденцией является широкое использование ЭВМ на всех стадиях проектирования. Использование ЭВМ позволяет существенно ускорить этот процесс, снизить

затраты, увеличить количество прорабатываемых вариантов, повысить точность расчетов. В ходе выполнения данного проекта производится расчет параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты наземного базирования. Целью выполнения данного проекта является определение основных параметров двигательной установки второй ступени баллистической ракеты. В первую очередь разрабатывается компоновочная схема изделия.

Затем разрабатывается пневмогидравлическая схема изделия. Далее производится тепловой расчет камеры сгорания двигателя, определяются габариты баков компонентов. На последующих этапах производятся расчеты основных параметров турбонасосного агрегата и газогенератора. В специальной части проекта производится конструктивный расчет камеры сгорания основного блока ДУ. При этом производится построение профиля сопла, определяются параметры рабочего тела по длине сопла,

определяются типы и размеры форсунок. Далее производится расчет охлаждения камеры сгорания, прочностной расчет стенок камеры. 1. Характеристика используемой топливной пары В ЖРД используется химическая энергия, носителем которой является топливо. Химическая энергия высвобождается в виде теплоты при протекании химической реакции окисления. Выделяющаяся теплота воспринимается продуктами реакций – рабочим телом.

Топливо ракетного ЖРД состоит из горючего и окислителя, запас которых раздельно хранится на борту ракеты. В качестве топлива для двигателя изделия используется топливная пара жидкий водород (H2ж) + жидкий фтор (F2ж). Данная топливная пара обладает очень высокими энергетическими характеристиками. Оба компонента топлива являются низкокипящими, вследствие чего необходимы специальные мероприятия по термостатированию топливных баков и магистралей. Заправка должна производиться непосредственно перед

стартом. Данная пара не является самовоспламеняющейся. Горючим является жидкий водород. (H2). Жидкий водород является бесцветной жидкостью, нетоксичен, неагрессивен. Окислителем является жидкий фтор (F2). Жидкий фтор обладает высокой агрессивностью и токсичностью. Для хранения фтора целесообразно применять алюминий или легированные стали. Основные физико-химические свойства компонентов топлива приведены в таблице 1 по данным [6].

Цель данной курсовой работы заключается в том, чтобы показать связь между развитием материаловедения и развитием авиационного моторостроения. Для этого рассмотрим эволюцию авиационных двигателей и развитие материалов, необходимых для создания и совершенствования летательных аппаратов.

Содержание работы

Содержимое работы - 1 файл

физхим.docx

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

"МАТИ"- РОССИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени К. Э. ЦИОЛКОВСКОГО

КУРСОВАЯ РАБОТА

Студент Степынин Даниил Сергеевич

Группа 6УКС – 2ДС - 213

Руководитель Рыбаулин Василий Михайлович

Введение…………………………. ………………….… ……..………3
Авиационные двигатели…………………………. …………. …….4
Поршневые двигатели……………………………….………..……… .5
Турбореактивные двигатели………………………………………..…….. .……………6
Авиационные материалы…………………………….…….….…….. ..8
Первая половина двадцатого века…………………….….….…. ….10
Середина двадцатого века…………………………….……. ……..11
Вторая половина двадцатого века………………. …………. 12
Заключение…………………………………………….…. .…….……13
Список литературы…………………………………….…. ……….14

Развитие авиационной техники, создание различных типов летательных аппаратов теснейшим образом связаны с разработкой и применением новых, весьма разнообразных материалов.

Инженерам постоянно приходится заниматься подбором материалов, обладающих самыми различными свойствами. Одни материалы — твердые и прочные, другие — пластичные и вязкие; одни — кислотоупорные и жаростойкие, другие — быстро растворяются в кислотах и легко окисляются; одни являются жаропрочными, другие — резко теряют прочность с повышением температуры и т. д. Правильный выбор материала способствует улучшению качества авиационных изделий, увеличивает срок их эксплуатации, повышает надежность.

Авиационные двигатели

Авиационный двигатель – тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и др.). К авиационным двигателям предъявляются весьма высокие требования: максимальная мощность (или тяга) в агрегате при минимальной массе, относимой к единице мощности (тяги), и минимальных габаритных размерах; минимальный расход горючего и смазки на единицу мощности (тяги); надёжность, длительность и простота эксплуатации при дешевизне производства .

Основными факторами, обусловившими развитие авиационных двигателей, были необходимость увеличения скорости и грузоподъёмности самолёта, требования к которым росли довольно быстро.

Первым был паровой двигатель на самолёте А. Ф. Можайского (1885).

Последующие авиационные двигатели во всех странах конструировались на основе поршневого двигателя внутреннего сгорания.

Его совершенствование велось, с одной стороны, путем всемерного облегчения всех деталей за счет применения высокопрочных материалов и повышения мощности (для чего была разработана конструкция нагнетателя для наддува двигателя), а с другой стороны, повышением кпд воздушного винта (для чего к двигателю, частота вращения которого всё увеличивалась, присоединяли редуктор, снижавший частоту вращения винта для обеспечения максимального кпд).

К сороковым годам двадцатого века поршневые авиационные двигатели достигли предела своих возможностей. На пути дальнейшего повышения скорости самолёта встал звуковой барьер, для преодоления которого потребовалось резкое увеличение мощности двигателя. Такой скачок стал возможным в результате перехода к газовой турбине и реактивному двигателю.

Поршневые двигатели

Авиационные поршневые двигатели могут быть классифицированы по различным признакам:

В зависимости от рода применяемого топлива - на двигатели легкого или тяжелого топлива.
По способу смесеобразования - на двигатели с внешним смесеобразованием (карбюраторные) и двигатели с внутренним смесеобразованием (непосредственный впрыск топлива в цилиндры).
В зависимости от способа воспламенения смеси - на двигатели с принудительным зажиганием и двигатели с воспламенением от сжатия.
В зависимости от числа тактов - на двигатели двухтактные и четырехтактные.
В зависимости от способа охлаждения - на двигатели жидкостного и воздушного охлаждения.
По числу цилиндров - на двигатели четырехцилиндровые, пятицилиндровые, двенадцатициллиндровые и т.д.
В зависимости от расположения цилиндров — на рядные (с расположением цилиндров в ряд) и звездообразные (с расположением цилиндров по окружности).

Поршневые авиационные двигатели лучших типов, достигшие высокой степени совершенства, обеспечивали скорость до 750 км/ч. Более высоких скоростей они не могли создать вследствие большой удельной массы (массы, приходящейся на единицу мощности) и необходимости в воздушном винте, кпд которого уменьшается с увеличением скорости полёта. Поршневые двигатели устанавливаются на самолётах с невысокими скоростями полёта, соответственно 200—500 км/ч, а также на вертолётах, турбовинтовые — на самолётах при скоростях полёта соответствующих 0,5—0,8 М, т. е. 500—800 км/ч и на вертолётах. Первые турбореактивные двигатели (ТРД), появившиеся в конце Великой Отечественной войны, позволили увеличить скорость до 960 км/ч.

Турбореактивные двигатели

В 1965—1967 появились весьма легкие турбореактивные авиационные двигатели для самолётов вертикального взлёта и посадки (СВВП). На основе ТРД и ТВД разработаны т. н. двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД). Их особенностью является создание двух реактивных потоков: одного внутреннего, или центрального, из высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в реактивное сопло из газовой турбины, и второго, концентрически окружающего первый и состоящего из воздуха, который прогоняется компрессором второго контура. Двухконтурные ТРД применяются на самолётах с дозвуковыми скоростями, благодаря малому расходу топлива они могут успешно конкурировать как с обычными ТРД, так и с ТВД.

Тяга ТРД при сверхзвуковых скоростях полёта возрастает. Схемы турбореактивных авиационных двигателей для дозвуковых и сверхзвуковых самолётов различны. При сверхзвуковых скоростях полёта температура воздуха и газа в турбореактивных двигателях весьма велика. Воздухозаборник, обеспечивающий наибольшее использование скоростного напора воздуха с минимальными потерями, необходимо выполнять с регулируемыми размерами и изменяемой формой. Для увеличения тяги двигателя применяют форсажную камеру. При этом реактивное сопло выполняют также с регулируемыми размерами и формой.

Радикальное отличие скоростных характеристик РД от характеристик винтомоторной группы с поршневыми двигателями заключается в том, что у поршневых двигателей мощность на валу и, следовательно, тяговая мощность винта PV мало зависят от скорости полёта, поэтому с увеличением скорости V тяга P соответственно уменьшается. В РД в первом приближении не мощность PV, а тяга Р не зависит от скорости в широком диапазоне её изменения. Иными словами, мощность ВРД с ростом скорости полёта растёт, и именно это открыло пути радикального увеличения скорости полёта самолётов. Применение РД позволило сначала освоить околозвуковой скорости полёта, а затем достичь скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука.

Дальнейшее развитие авиационных двигателей предусматривает следующие основные направления:

1)Обеспечение высоких скоростей и больших высот полёта (Для этого приходится повышать температуру газа перед турбиной, что ведёт к применению охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток. С другой стороны, стремятся снизить расход энергии во всех элементах двигателя, для чего требуется повышение кпд компрессоров, турбин, форсажных камер и т. п. Повысить температуру газов можно применением жаропрочных материалов (ниобий, молибден) для лопаток турбины и других деталей, соприкасающихся с высокотемпературными газами).

2)Непрерывное повышение грузоподъёмности самолёта (Снижения удельной массы можно достигнуть использованием материалов с низкой плотностью (титановые, бериллиевые сплавы). На крупные пассажирские и транспортные самолёты целесообразно устанавливать двухконтурные авиационные двигатели с форсажной камерой, обеспечивающие большой диапазон скоростей полёта, и двухконтурные двигатели со степенью двухконтурности (т. е. соотношением температуры первого и второго контуров) 6—8 для получения больших значений тяги при высокой экономичности).

Современный авиационный двигатель представляет собой автоматическую систему, которая позволяет освободить лётчика от управления двигателем в полёте. Автоматически поддерживаются на заданном уровне давление топлива, температура газов перед турбиной и другие параметры, независимо от высоты полёта.

Авиационные материалы

Авиационные материалы — материалы, применяемые в летательных аппаратах. В отечественной практике А. м. по назначению подразделяются на конструкционные, определяющими характеристиками которых являются механические свойства, и материалы неконструкционного назначения, определяющими параметрами которых являются специфические физико-химические свойства. По своей природе А. м. подразделяются на металлические, неметаллические и композиционные; по условиям эксплуатации — на жаропрочные, для работы при низких температурах, тепло-, износо-, коррозионно-, топливо-, масло-, огнестойкие и т. д. Отдельные классы А. м., в свою очередь, подразделяются на многочисленные группы: металлические А. м. — на металлические сплавы и покрытия металлов; неметаллические А. м. — на пластики конструкционного и радиотехнического назначения, волокнистые материалы, лакокрасочные материалы и эмали, клеи, смазочные материалы, оптические материалы, декоративные материалы, керамические и металлокерамические материалы, эластомерные материалы, рабочие жидкости бортовых систем, радиопрозрачные и радиопоглотающие материалы и др. Композиционные материалы по своей природе подразделяются на волокнистые, слоистые, порошковые и смешанного типа; по виду матрицы — на материалы с металлическими и неметаллическими матрицами и полиматричные материалы.

Уже за три столетия до создания первых летательных аппаратов тяжелее воздуха люди понимали, что необходимые для них материалы должны отвечать определенному требованию — сочетанию лёгкости и прочности. Однако разработкой таких материалов не занимались, и для постройки (1883) первого в России самолёта А. Ф. Можайский использовал обычные материалы: сталь, шёлк, льняной линь и т. п. Но в начале XX в., когда в России появились заводы для строительства самолётов, А. м. были выделены в отдельную группу материалов; начали публиковаться научные работы отечественных учёных в области А. м. Основными А. м. тогда были древесина (сосна, липа, тополь и другие), одной из важных характеристик которой считалась способность надёжно держать гвозди. Для обтяжки крыльев и поверхностей применялись ткани (перкаль, шёлк), прорезиненные или с водонепроницаемым покрытием, например лаками. Алюминий только осваивался промышленностью и применялся в виде отдельных отливок, листов и тянутого материала для капотов двигателей и обшивки гондол. Некоторые детали самолётов изготавливали из магналия (сплав 90—98% алюминия и магния). В силу исторически сложившихся традиций и реальных возможностей строительства самолётов основным конструкционным материалом в авиастроении оставалась древесина, которая широко использовалась вплоть до окончания Великой Отечественной войны.

Читайте также: