Тепловые двигатели устанавливают на. Авиационная силовая установка

Реферат : Изобретение относится к теплоэнергетике и машиностроению и может быть использовано в качестве насосов, компрессоров, силовых установок с внешним и внутренним подводом теплоты для стационарных и мобильных объектов. Турбина содержит два аксиальных цилиндра, между которыми установлена планшайба ротора и относительно каждого из которых выполнено, по меньшей мере, по одному коаксиальному цилиндру, лопасти. Цилиндры, лежащие в одной диаметральной плоскости, последовательно соединены друг с другом перепускными каналами, сообщающими полости цилиндров в зоне уменьшения межлопастных объемов от максимальных до минимальных в одной и одновременного увеличения от минимальных до максимальных в другой, образуя, по меньшей мере, одну спиралеобразную проточную часть сжатия или расширения. Перепускные каналы проточной части в окружном направлении отделены друг от друга зонами, исключающими их сообщение друг с другом, длиной не менее шага лопастей. Впускные и выпускные окна выполнены в первой и последней полостях проточной части. Турбина позволяет при использовании ее в различных тепловых двигателях внешнего и внутреннего сгорания обеспечить преобразование всей потенциальной энергии рабочего тепла непосредственно в механическую и соответственно обеспечить высокие показатели эффективности, экономичности, экологической чистоты, а также габаритно-весовые характеристики и минимальный удельный вес. 10 з.п. ф-лы, 8 ил.
Заключение Коллегии Двенадцати Доклад В.А. Романова привлекателен, прежде всего, попыткой поставить анализ принципиальной стороны дела на более реалистическую основу, нежели это делает классическая термодинамика (под классической я имею в виду "историческую", а не противопоставление термодинамике квантовой). Работы ХIХ века, конечно, были и остаются важными для создания физических концепций, но они – недостаточная основа инженерной деятельности. Предлагаемые в докладе "дополнения" ко второму закону термодинамики, похоже, являются хорошими интуитивно-эвристическими подпорками для изобретателя. Они помогли Романову найти хорошие технические решения. Однако, эти дополнения содержат концептуальную путаницу, хотя они должны быть выводимы из уже существующих законов. Интуиция подсказывает, что если по существу разобраться в теме "Оптимизация устройств преобразования энергии в осуществимом диапазоне термодинамических параметров" (то есть разобраться с молекулярной точки зрения, где нет искусственного водораздела между упоминаемыми докладчиком видами энергии), то можно было бы понять, каков действительный потенциал дальнейших улучшений в современных технологических условиях.

К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты классов "В-В", "В-3", "3-В", "3-3", авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей - от поршневых до ракетных.

Авиационные двигатели (рис.1) делятся на три обширных класса:

• поршневые (ПД );
• воздушно-реактивные (ВРД включая ГТД );
• ракетные (РД или РкД ).

Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД .

По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на:

• компрессорные , т. е. включающие компрессор для механического сжатия воздуха;
• бескомпрессорные :
  • прямоточные ВРД (СПВРД ) со сжатием воздуха только от скоростного напора;
  • пульсирующие ВРД (ПуВРД ) с дополнительным сжатием воздуха в специальных газодинамических устройствах периодического действия.

Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.

По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД , ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.

По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на:

• двигатели прямой реакции ;
• двигатели непрямой реакции .

Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно - это все ракетные двигатели (РкД ), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ ), турбореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и ГПВРД ), пульсирующие (ПуВРД ) и многочисленные комбинированные двигатели .

Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД ) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, используя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые , турбовинтовентиляторные , турбовальные двигатели - ТВД , ТВВД , ТВГТД ). В этом смысле класс ВРД объединяет все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.

На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей , соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы:

• турбопрямоточных двигателей - ТРДП (ТРД или ТРДД + СПВРД );
• ракетно-прямоточных - РПД (ЖРД или РДТТ + СПВРД или ГПВРД );
• ракетно-турбинных - РТД (ТРД + ЖРД );

и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.

Поршневые двигатели (ПД)

Двухрядный звездообразный 14-ти цилиндровый поршневой двигатель с воздушным охлаждением. Общий вид.

Поршневой двигатель (англ. Piston engine ) -

Классификация поршневых двигателей. 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, двенадцатицилиндровые и т.д.
• В зависимости от расположения цилиндров - на рядные (с расположением цилиндров в ряд) и звездообразные (с расположением цилиндров по окружности).

Рядные двигатели в свою очередь подразделяются на однорядные, двухрядные V-образные, трехрядные W-образные, четырехрядные Н-образные или Х-образные двигатели. Звездообразные двигатели также подразделяются на однорядные, двухрядные и многорядные.

• По характеру изменения мощности в зависимости от изменения высоты - на высотные, т.е. двигатели, сохраняющие мощность с подъемом самолета на высоту, и невысотные двигатели, мощность которых падает с увеличением высоты полета.
• По способу привода воздушного винта - на двигатели с прямой передачей на винт и редукторные двигатели.

Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные четырехтактные двигатели, работающие на бензине. Охлаждение цилиндров поршневых двигателей выполняется, как правило, воздушным. Ранее в авиации находили применение поршневые двигатели и с водяным охлаждением цилиндров.

Сгорание топлива в поршневом двигателе осуществляется в цилиндрах, при этом тепловая энергия преобразуется в механическую, так как под действием давления образующихся газов происходит поступательное движение поршня. Поступательное движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение коленчатого вала двигателя через шатун, являющийся связующим звеном между цилиндром с поршнем и коленчатым валом.

Газотурбинные двигатели (ГТД)

Газотурбинный двигатель - тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина.

Одновальные и многовальные двигатели

Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.

Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т.д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.

Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.

Турбореактивный двигатель (ТРД)

Турбореактивный двигатель (англ. Turbojet engine ) - тепловой двигатель, в котором используется газовая турбина, а реактивная тяга образуется при истечении продуктов сгорания из реактивного сопла. Часть работы турбины расходуется на сжатие и нагревание воздуха (в компрессоре).

Схема турбореактивного двигателя:
1. входное устройство;
2. осевой компрессор;
3. камера сгорания;
4. рабочие лопатки турбины;
5. сопло.

В турбореактивном двигателе сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы.

Степень повышения давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40. Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя так же именуют роторами низкого и высокого давления.

Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока:

• Первичный воздух - поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической .
• Вторичный воздух - поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.
• Третичный воздух - поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.

Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле, который истекает из него, создавая реактивную тягу.

Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащенные системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ)

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Отличается от ТРД наличием форсажной камеры между турбиной и реактивным соплом. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки, которое сжигается. Процесс горения организуется и стабилизируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока. Повышение температуры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличивает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно, возрастает и реактивная тяга (форсаж) до 50 %, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД)

Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М. (На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя. Авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года.)

Можно сказать, что с 1960-х и по сей день, в самолетном авиадвигателестроении - эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространенным классом ВРД, используемых на самолетах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью двухконтурности, до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя:
1. компрессор низкого давления;
2. внутренний контур;
3. выходной поток внутреннего контура;
4. выходной поток внешнего контура.

В основу двухконтурных турбореактивных двигателей положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.

Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.

Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности (m), то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. (m = G 2 / G 1 , где G 1 и G 2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.)

При степени двухконтурности меньше 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

В ТРДД заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета. Уменьшение тяги, которое вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности - тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.

Все ТРДД можно разбить на 2 группы:

• со смешением потоков за турбиной;
• без смешения.

В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм ) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя

ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолетов.

Военный ТРДДФ EJ200 (m=0,4)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРДД. Отличается наличием форсажной камеры. Нашел широкое применение.

Продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере, работающей по такому же принципу, как и в ТРДФ . Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла. Такой двигатель называется двухконтурным двигателем с общей форсажной камерой .

ТРДДФ с отклоняемым вектором тяги (ОВТ).

Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)

Специальные поворотные сопла, на некоторох ТРДД(Ф), позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолетом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолета при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель

Схема турбовентиляторного двигателя:
1. вентилятор;
2. защитный обтекатель;
3. турбокомпрессор;
4. выходной поток внутреннего контура;
5. выходной поток внешнего контура.

Турбовентиляторный двигатель (англ. Turbofan engine ) - это ТРДД с высокой степенью двухконтурности (m>2). Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.

В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полета, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевое направление). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности - без смешения потоков .

Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству ТРД, последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.

Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.

По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе не высока - сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.

Достоинства и недостатки .

Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.

Недостатки - большие масса и габариты. Особенно - большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полете.

Область применения таких двигателей - дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.

Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД)

Турбовинтовентиляторный двигатель (англ. Turbopropfan engine ) -

Работа добавлена на сайт сайт: 2016-03-13

Заказать написание уникльной работы

"> Доклад

"> Тепловые двигатели и их применение

"> Студентка:

"> Нам Анастасия Альбертовна

"> Научный руководитель:

"> Кутенкова Галина Владимировна

"> ПЦК Математика и Информатика

">Аннотация

">В " xml:lang="en-US" lang="en-US">XVII "> в. Был изобретен тепловой двигатель, который в последующие годы был усовершенствован,но идея осталась той же.Во всех двигателях энергия топлива переходит сначала в энергию газа или пара, а газ пар разширяясь,совершает работу и охлаждается,а часть его внутренней энергии при этом превращается в механическую энергию..

">Ключевые слова

">Тепловой двигатель, паровая машина, двигатель внутреннего сгорания,паровая и газовые турбины, реактивные двигатели.

"> ">ТЕПЛОВЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ИХ ПРИМЕНЕНИЕ

"> Тепловой двигатель – устройство, преобразующее внутреннюю энергию топлива в механическую энергию.

К тепловым двигателям относятся: паровая машина, двигатель внутреннего сгорания, паровая и газовая турбины, реактивный двигатель. Их топливом является твердое и жидкое топливо, солнечная и атомная энергии.

"> Тепловые двигатели - паровые турбины - устанавливаются на тепловых электростанциях, где они приводят в движение роторы генераторов электрического тока, а также на всех атомных электростанциях для получения пара высокой температуры. На всех основных видах современного транспорта преимущественно используются тепловые двигатели: на автомобильном - поршневые двигатели внутреннего сгорания, на водном - двигатели внутреннего сгорания и паровые турбины, на железнодорожном - тепловозы с дизельными установками, в авиации - поршневые, турбореактивные и реактивные двигатели. Без тепловых двигателей современная цивилизация немыслима. Мы не имели бы в изобилии дешевую электроэнергию и были бы лишены всех двигателей скоростного транспорта.

">Паровые машины

">Паросиловая станция. Работа этих двигателей производится посредством пара. В огромном большинстве случаев — это водяной пар, но возможны машины, работающие с парами других веществ (например, ртути). Паровые турбины ставятся на мощных электрических станциях и на больших кораблях. Поршневые двигатели в настоящее время находят применение только в железнодорожном и водном транспорте (паровозы и пароходы).

">Для работы парового двигателя необходим ряд вспомогательных машин и устройств. Все это хозяйство вместе носит название паросиловой станции. На паросиловой станции все время циркулирует одна и та же вода.

">Вода превращается в пар в котле, пар производит работу в турбине (или в поршневой машине) и снова превращается в воду в барабане, охлаждаемом проточной водой (конденсатор). Из конденсатора получившаяся вода посредством насоса через сборный, бак (сборник) снова направляется в котел.

">В этой схеме паровой котел является нагревателем, а конденсатор — холодильником. Так как в установке циркулирует практически одна и та же вода (утечка пара невелика и добавлять воды почти не приходится), то в котле почти не получается накипи, т. е. осаждения растворенных в воде солей. Это важно, так как накипь плохо проводит тепло и уменьшает коэффициент полезного действия котла. В случае появления накипи на стенках котла ее удаляют.

">Паровая турбина – тепловой двигатель ротационного типа, преобразующий потенциальную энергию пара сначала в кинетическую энергию и далее в механическую работу. Паровые турбины применяются преимущественно на электростанциях и на транспортных силовых установках – судовых и локомотивных, а также используются для приведения в движение мощных воздуходувок и других агрегатов.

">Турбина состоит из стального цилиндра, внутри которого находится вал с укрепленными на нем рабочими колесами. На рабочих колесах находятся особые изогнутые лопатки (b). Между рабочими колесами помещаются сопла или направляющие лопатки (a). Пар, вырываясь из промежутков между направляющими лопатками, попадает на лопатки рабочего колеса. Рабочее колесо при этом вращается, производя работу. Причиной вращения колеса в паровой турбине является реакция струи пара. Внутри турбины пар расширяется и охлаждается. Входя в турбину по узкому паропроводу, он выходит из нее по очень широкой трубе.

">После турбины или поршневой машины пар поступает в конденсатор, играющий роль холодильника. В конденсаторе пары должны превратиться в воду. Но пар конденсируется в воду только в том случае, если отводится выделяющаяся при конденсации теплота испарения. Это делают при помощи холодной воды. Например, конденсатор может быть устроен в виде барабана, внутри которого расположены трубы с проточной холодной водой.

">В зависимости от степени расширения пара в рабочих лопатках различают активные и реактивные турбины. Пар в активной турбине расширяется только в соплах, и его давление при прохождении каждого венца с рабочими лопатками не изменяется. Поэтому активная турбина называется также турбиной равного давления. В соплах реактивных турбин в отличие от активных происходит лишь частичное расширение пара; дальнейшее расширение происходит в рабочих лопатках. Поэтому иногда реактивная турбина называется турбиной избыточного давления.

">
Двигатели внутреннего сгорания

">Бензиновый двигатель внутреннего сгорания. Самый распространенный тип современного теплового двигателя — двигатель внутреннего сгорания. Двигатели внутреннего сгорания устанавливаются на автомобилях, самолетах, танках, тракторах, моторных лодках и т. д. Двигатели внутреннего сгорания могут работать на жидком топливе (бензин, керосин и т. п.) или на горючем газе, сохраняемом в сжатом виде в стальных баллонах или добываемом сухой перегонкой из дерева (газогенераторные двигатели).

">Основной частью двигателя внутреннего сгорания является один или несколько цилиндров, внутри которых производится сжигание топлива. Отсюда и название двигателя.

">Внутри цилиндра передвигается поршень. Поршень представляет собой полый, с одной стороны закрытый цилиндр 1, опоясанный пружинящими кольцами 2, вложенными в канавки на поршне (поршневые кольца). Назначение поршневых колец — не пропускать газы, образующиеся при сгорании топлива, в промежуток между поршнем и стенками цилиндра (показаны штриховой линией). Поршень снабжен металлическим стержнем 3 («пальцем»), служащим для соединения поршня с шатуном 4. Шатун в свою очередь служит для передачи движения от поршня коленчатому валу 5.

">Верхняя часть цилиндра сообщается с двумя каналами, закрытыми клапанами. Через один из каналов — впускной подается горючая смесь, через другой — выпускной выбрасываются продукты сгорания. Клапаны имеют вид тарелок, прижимаемых к отверстиям пружинами. Клапаны открываются при помощи кулачков, помещенных на кулачковом валу; при вращении вала кулачки поднимают клапаны посредством стальных стержней (толкателей). Кроме клапанов, в верхней части цилиндра помещается так называемая свеча. Это — приспособление для зажигания смеси посредством электрической искры, получаемой от установленных на двигателе электрических приборов (магнето или бобины).

">Весьма важной частью бензинового двигателя является прибор для получения горючей смеси — карбюратор. Его устройство схематически показано на рисунке 7. Если в цилиндре открыт только впускной клапан и поршень движется к коленчатому валу, то сквозь отверстие 1 засасывается воздух. Воздух проходит мимо трубочки 2, соединенной с поплавковой камерой 3. В камере 3 находится бензин, подцеживаемый при помощи поплавка 4 на таком уровне, что в трубочке 1 он как раз доходит до конца ее. Это достигается тем, что поплавок, поднимаясь при натекании бензина в камеру, запирает отверстие 5 особой запорной иглой 6 и тем прекращает подачу бензина, если уровень его повысится. Воздух, проходя с большой скоростью мимо конца трубочки 2, засасывает бензин и распыляет его (по принципу пульверизатора). Таким образом получается горючая смесь (пары бензина и воздух), приток которой в цилиндр регулируется дроссельной заслонкой 7.

;font-family:"Tahoma";color:#46555a">

">Работа двигателя состоит из четырех тактов:

">I такт — всасывание. Открывается впускной клапан 1, и поршень 2, двигаясь вниз, засасывает в цилиндр горючую смесь из карбюратора.

">II такт — сжатие. Впускной клапан закрывается, и поршень, двигаясь вверх, сжимает горючую смесь. Смесь при сжатии нагревается.

">III такт — сгорание. Когда поршень достигает верхнего положения (при быстром ходе двигателя несколько раньше), смесь поджигается электрической искрой, даваемой свечой. Сила давления газов — раскаленных продуктов сгорания горючей смеси — толкает поршень вниз. Движение поршня передается коленчатому валу, и этим производится полезная работа. Производя работу и расширяясь, продукты сгорания охлаждаются и давление их падает. К концу рабочего хода давление в цилиндре падает почти до атмосферного.

">IV такт — выпуск (выхлоп). Открывается выпускной клапан 3, и отработанные продукты горения выбрасываются сквозь глушитель в атмосферу.

">Из четырех тактов двигателя (т. е. за два оборота коленчатого вала) только один, третий, является рабочим. Ввиду этого одноцилиндровый двигатель должен быть снабжен массивным маховиком, за счет кинетической энергии которого двигатель движется в течение остальных тактов. Одноцилиндровые двигатели ставятся главным образом на мотоциклах. На автомобилях, тракторах и т. п. с целью получения более равномерной работы двигателя ставятся четыре, шесть и более цилиндров, установленных на общем валу так, что при каждом такте по крайней мере один из цилиндров работает. Чтобы двигатель начал работать, его надо привести в движение внешней силой. В автомобилях это делается при помощи особого электромотора, питающегося от аккумулятора (стартер).

">Добавим, что необходимой частью двигателя является приспособление для охлаждения стенок цилиндров. При чрезмерном перегревании цилиндров наступает пригорание масла, возможны преждевременные вспышки горючей смеси и детонация (взрыв горючей смеси вместо сгорания, имеющего место при нормальной работе). Детонация не только вызывает понижение мощности, но и разрушительно действует на мотор. Охлаждение цилиндров производится проточной водой, отдающей теплоту воздуху, или непосредственно воздухом. Вода циркулирует, омывая цилиндры. Движение воды вызывается нагреванием ее вблизи цилиндров и охлаждением в радиаторе. Это — система медных трубок, по которым протекает вода. В радиаторе вода охлаждается потоком воздуха, засасываемого при движении вентилятором.

">Двигатель внутреннего сгорания обладает рядом преимуществ, являющихся причиной его широкого распространения (компактность, малая масса). С другой стороны, недостатками двигателя являются:

">а) он требует жидкого топлива высокого качества;

">б) невозможность получить при его помощи малую частоту вращения (при малом числе оборотов, например, не работает карбюратор).

">Так как температура газов, получающихся при сгорании смеси внутри цилиндра, довольно высока (свыше 1000 °С), то к. п. д. двигателей внутреннего сгорания может быть значительно выше к. п. д. паровых двигателей. На практике к. п. д. двигателей внутреннего сгорания равен обычно 20—30 %.

">Реактивные двигатели

">Реактивный двигатель - двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путем преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, перемещающая в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат в сторону, противоположную истечению струи.

">В кинетическую (скоростную) энергию реактивной струи в реактивном двигателе могут преобразовываться различные виды энергии (химическая, ядерная, электрическая, солнечная).

">Для создания реактивной тяги, используемой реактивным двигателем, необходимы:

">· источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую энергию реактивной струи;

">· рабочее тело, которое в виде реактивной струи выбрасывается из реактивного двигателя;

">· сам реактивный двигатель - преобразователь энергии.

">Исходная энергия запасается на борту летательного или другого аппарата, оснащенного реактивным двигателем (химическое горючее, ядерное топливо), или (в принципе) может поступать извне (энергия Солнца). Для получения рабочего тела в реактивном двигателе может использоваться вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода); вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере реактивного двигателя; смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту аппарата. В современных реактивных двигателях в качестве первичной чаще всего используется химическая энергия. В этом случае рабочее тело представляет собой раскаленные газы - продукты сгорания химического топлива. При работе реактивного двигателя химическая энергия сгорающих веществ преобразуется в тепловую энергию продуктов сгорания, а тепловая энергия горячих газов превращается в механическую энергию поступательного движения реактивной струи и, следовательно, аппарата, на котором установлен двигатель. Основной частью любого реактивного двигателя является камера сгорания, в которой генерируется рабочее тело. Конечная часть камеры, служащая для ускорения рабочего тела и получения реактивной струи, называется реактивным соплом.

">В зависимости от того, используется или нет при работе реактивного двигателя окружающая среда, их подразделяют на 2 основных класса - воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Наиболее широко реактивные двигатели используются на летательных аппаратах различных типов.

"> Воздушно-реактивные двигатели. Все ВРД - тепловые двигатели, рабочее тело которых образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом воздуха. Поступающий из атмосферы воздух составляет основную массу рабочего тела ВРД. Таким образом, аппарат с ВРД несет на борту источник энергии (горючее), а большую часть рабочего тела черпает из окружающей среды.

">ВРД подразделяются на бескомпрессорные и компрессорные.

">Бескомпрессорные ВРД отличаются тем, что необходимая подача сжатого воздуха для эффективного сжигания топлива осуществляется без применения компрессора; сжатие воздуха происходит во входном устройстве за счет скоростного напора набегающего потока. Они делятся на прямоточные и пульсирующие.

">Прямоточные ВРД для повышения давления воздуха в камере сгорания используют только скоростной напор встречного потока. Присущие им положительные особенности: простота конструкции, легкость, а также возрастание реактивной тяги пропорционально квадрату скорости полета. Поэтому они особенно выгодны при больших сверхзвуковых скоростях полета. Недостаток – ничтожная тяга при малой скорости полета, поэтому прямоточные ВРД могут применяться на самолетах только в сочетании с другими двигателями, обеспечивающими необходимую тягу при взлете и на малых скоростях полета. Прямоточные ВРД устанавливают на зенитных управляемых ракетах, крылатых ракетах, сверхзвуковых истребителях-перехватчиках. Дозвуковые прямоточные двигатели применяются на вертолетах (устанавливаются на концах лопастей несущего винта).

">Пульсирующий ВРД отличается от прямоточного тем, что воздух поступает в камеру сгорания не непрерывно, а периодически, импульсами. Давление в камере повышается за счет сгорания топлива. Пульсирующий ВРД может развивать необходимую тягу и при малых скоростях полета. Конструкция его проста. Основной недостаток – большой расход топлива. Пульсирующие ВРД имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для летательных аппаратов с дозвуковой скоростью.

">Компрессорные ВРД имеют центробежный или осевой компрессор, приводимый в действие газовой турбиной или авиационным поршневым двигателем, и соответственно подразделяются на турбокомпрессорные (или турбореактивные) и мотокомпрессорные.

">Турбокомпрессорные (или турбореактивные) ВРД получили наиболее широкое распространение. Этими двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолетов, их применяют на вертолетах. Они пригодны для полетов как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями; их устанавливают также на самолетах-снарядах. Сверхзвуковые турбореактивные двигатели могут использоваться на первых ступенях воздушно-космических самолетов.

">

Заказать написание уникльной работы

АВИАЦИО́ННЫЙ ДВИ́ГАТЕЛЬ , агрегат силовой установки (СУ) летательного аппарата (ЛА), который служит для создания потенциальной энергии и трансформации её в кинетическую энергию движения ЛА (самолёт, вертолёт, крылатая ракета, дирижабль и т.п.). В зависимости от принципа действия авиационные двигатели подразделяют на поршневые двигатели внутреннего сгорания, реактивные двигатели , ракетные двигатели , паровые двигатели, ядерные, электрические двигатели. Основные требования к авиационным двигателям: высокие надёжность, ресурс работы и топливная экономичность (требования по удельному расходу топлива), тяговооружённость, малые масса, размеры и форма при необходимых тяге или мощности. Состав СУ зависит от типа двигателя и типа ЛА (винтовой или реактивный, дозвуковой или сверхзвуковой) и включает в себя входные (воздухозаборник и средства его регулирования, защиту от обледенения и пыли) и выходные устройства (реактивное сопло, шумоглушитель, реверсивное устройство), канал воздуховода, газогенератор (компрессор, камера сгорания, турбина), форсажную камеру сгорания, движитель (винт), топливную систему (топливные баки, насосы, подсиcтему заправки, заправки топливом в полёте, аварийного слива топлива в полёте и т.д.), масляную систему, систему пожаротушения, узлы крепления и гондолу размещения (обтекаемая оболочка) и др.

Степень интеграции или дезинтеграции с агрегатами и системами СУ зависит от конструктивного исполнения. В авиационных двигателях, собранных по модульной схеме, газогенератор изолирован (двигатель ПД-14, разработчик АО «Авиадвигатель», г. Пермь; двигатель Pratt & Whitney PW1000G разработки фирмы «Pratt & Whitney », США) . У большинства авиационных двигателей газогенератор объединён с сопловым аппаратом, реверсивным аппаратом, форсажной камерой и т.д. У гиперзвуковых ЛА воздухозаборником двигателя является весь нижний корпус фюзеляжа (Ту-2000).

Типы двигателей, которые находятся в эксплуатации в авиации: двигатель внутреннего сгорания (ДВС); воздушно-реактивный двигатель (ВРД): турбореактивный двигатель (ТРД), (ПВРД), турбовинтовой двигатель (ТВД), турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД); ракетный двигатель.

К концепции авиационных двигателей прошлого относится паровой авиационный двигатель.

Перспективные концепции: атомный (ядерный) авиационный двигатель; авиационный электрический двигатель; солнечный парус; космический лифт.

Двигатель внутреннего сгорания

Двигатель внутреннего сгорания (поршневой двигатель – ПД) , в котором тепловая энергия расширяющихся газов, образовавшаяся в результате взрыва топливовоздушной смеси в замкнутом объёме, преобразуется в механическую работу поступательного движения поршня за счёт расширения рабочего тела (газообразных продуктов сгорания топлива) в цилиндре, в который вставлен поршень. Поступательное движение поршня преобразуется во вращение коленчатого вала кривошипно-шатунным механизмом. В качестве топлива в поршневых двигателях внутреннего сгорания используются: жидкости (дизельное топливо, бензин, спирты); сжиженные горючие газы. Эффективный кпд поршневого двигателя не превышает 60%. Остальная тепловая энергия распределяется между теплом выхлопных газов и нагревом конструкции двигателя. Поскольку последняя характеристика весьма существенна, поршневые двигатели нуждаются в системе интенсивного охлаждения. Различают следующие системы охлаждения: воздушные (двигатель АШ-62), отдающие избыточное тепло окружающему воздуху через ребристую внешнюю поверхность цилиндров; используются в двигателях сравнительно небольшой мощности (десятки кВт) или в более мощных авиационных двигателях, работающих в быстром потоке воздуха; жидкостные (двигатель АМ-35А), в которых охлаждающая жидкость (вода, масло или антифриз) прокачивается через рубашку охлаждения (каналы, созданные в стенках блока цилиндров) и затем поступает в радиатор охлаждения, где теплоноситель охлаждается потоком воздуха, созданным вентилятором.

С момента зарождения авиации и до конца Второй мировой войны поршневые двигатели были основным типом авиационных двигателей, образующих в сочетании с движителем – воздушным винтом – силовые установки ЛА (Ла-5 с мотором жидкостного охлаждения М-105П; Як-3 с двигателем ВК-105ПФ2; МиГ-3 с мотором АМ-35А). В целях повышения высоты и скорости полёта в поршневых авиационных двигателях нашли применение системы наддува, что позволило в 1940-х гг. повысить мощность силовых установок до 3000–3500 кВт. Однако характерное для винтомоторных силовых установок падение тяги с ростом скорости полёта не позволяло самолётам с поршневыми авиационными двигателями достигать скоростей выше 700–750 км/ч, что сохранило применение поршневых авиационных двигателей только в самолётах лёгкой авиации [Як-18Т (двигатель М-14П), Ил-103 (двигатель Teledyne Continental Motors IO-360ES), Бе-103 (двигатель ТСМ IO-360)]; самолётах спортивной авиации [Су-26 (двигатель М-14Х), Су-31(М-14ПФ), Як-52 (двигатель М-14Х)]; самолётах авиации общего назначения [Ан-2 (двигатель АШ-62), Ан-14 (двигатель АИ-14РФ)].

Реактивный двигатель

Существенный рост скорости и высоты полёта обеспечили появление в конце 1940-х гг. силовых установок на базе воздушно-реактивных двигателей, тяговая мощность которых растёт с увеличением скорости полёта. Применение ВРД позволило вначале освоить околозвуковые скорости полёта, а затем достичь на пилотируемых ЛА скоростей, в 2–3 раза превышающих скорость звука. По принципу сжатия воздуха ВРД подразделяют на компрессорные и бескомпрессорные, в зависимости от вида создаваемой тяги – на двигатели прямой и непрямой реакции. В таких авиационных двигателях выделяющаяся при сгорании топлива в сжатом атмосферном воздухе тепловая энергия превращается в кинетическую энергию истекающего из сопла двигателя газа, при этом возникает сила реакции (тяга двигателя). Основой реактивной авиации служит газотурбинный двигатель (ГТД). В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа. Простейшую конструкцию ГТД можно представить как трубу, по оси которой расположен вал, на нём находятся два диска с лопатками, впереди диск компрессора, а позади - турбины, в промежутке между ними установлена камера сгорания. Принцип работы ГТД заключается в подаче воздуха на вход в двигатель через воздухозаборник. Всасывание и сжатие атмосферного воздуха в компрессоре, подача его в камеру сгорания происходит за счёт вращения компрессора, закреплённого на одном валу с турбиной. Сжатый атмосферный воздух перемешивают в камере сгорания с топливом для образования топливо-воздушной смеси (ТВС) и воспламеняют при помощи свечи зажигания. Расширение газов при сгорании ТВС формирует вектор давления газа, направленный в сторону меньшего сопротивления (к лопаткам турбины). Энергия газообразных продуктов сгорания (в газовой турбине) преобразуется в механическую работу, часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре, остальная (основная) часть энергии нагретых газов используется для получения с помощью дополнительной турбины полезной механической работы на валу двигателя (например, для вращения воздушного или несущего винта или для увеличения кинетической энергии газов, создающих реактивную тягу). С увеличением количества подаваемого ТВС (добавление «газа») возрастает число оборотов как турбины, так и компрессора, что позволяет подать в камеру сгорания и сжечь ещё больше топлива; вследствие этого создаётся бóльшая энергия выбрасываемых газов, направленная для вращения дополнительной турбины и повышения реактивной силы. Газовоздушная смесь (ГВС) расширяется, и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала.

В качестве топлива главным образом используют авиационный керосин, спирт и измельчённый уголь. В России и странах СНГ, эксплуатирующих советскую авиатехнику, используются следующие типы авиационного топлива: ТС-1 – в РФ производится по ГОСТ 10227-86 (прямогонная фракция нефти 150–250 °С либо смесь прямогонных и гидроочищенных фракций нефти). Это самый массовый вид авиационного топлива на территории РФ и стран СНГ, предназначенный для всех типов турбовинтовых и дозвуковых турбореактивных двигателей, также на нём эксплуатируются самолёты зарубежных производителей; по своим характеристикам и области применения примерно соответствует зарубежному керосину Jet-A. Другим видом топлива, используемым в авиации РФ, является высококачественное топливо марки РТ (нефтяная фракция 135–280 °С с полной гидроочисткой; имеет низкие смазывающие свойства). В процессе производства в него вводятся антиокислительная и антиизносная присадки. Предназначено для турбореактивных дозвуковых и некоторых сверхзвуковых самолётов (Су-27, Ту-22М3 и др.). Применяется также в качестве резерва топлива ТС-1. Зарубежных аналогов для данного топлива нет. Реактивные топлива марок Т-6 и Т-8В используются для двигателей некоторых сверхзвуковых самолётов (например, двигатель Р15БД-300 самолёта МиГ-25, двигатель Д-30Ф6 самолёта МиГ-31); производятся по очень сложной технологии с гидроочисткой и введением присадок. Эти топлива производятся только для нужд Министерства обороны РФ.

Как и во всех циклических тепловых двигателях, чем выше разница между «нагревателем» и «охладителем», тем выше топливный кпд. Сдерживающим фактором является жаростойкость конструкционных материалов (способность стали, сплавов никеля, керамики или других материалов выдерживать температуру и давление). Для предупреждения разрушения деталей двигателя при их изготовлении используют жаропрочные сплавы и термобарьерные покрытия. Значительная часть инженерных разработок направлена на то, чтобы отводить тепло от частей турбины. Также применяется система охлаждения воздухом, отбираемым от средних ступеней компрессора. Для этого вал и лопатки турбины делают полыми. Чем меньше двигатель, тем выше должна быть частота вращения вала(ов), необходимая для поддержания максимальной линейной скорости лопаток. Т. е. скорость вращения турбинных лопаток определяет давление и, соответственно, получение максимальной мощности, которая может быть достигнута независимо от размера двигателя. Реактивные двигатели, которые производят тягу главным образом от прямого импульса выхлопных газов, называются турбореактивными двигателями (ТРД). Те двигатели, которые создают тягу от туннельного вентилятора, часто называются турбовентиляторными (ТВД). Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) – модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Между турбиной и соплом устанавливается дополнительная форсажная камера, в которой сжигается дополнительное горючее. В результате происходит увеличение тяги (форсаж) до 50%, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, используются на боевых самолётах для взлёта и маневрирования (в коммерческой авиации не используются по причине их низкой экономичности). ВРД прямой реакции создают тягу непосредственно путём истечения рабочего тела из реактивного сопла. К ним относятся, напр., турбореактивные одноконтурные и двухконтурные двигатели (ТРД и ТРДД). В ВРД непрямой реакции мощность на валу газовой турбины передаётся движителю – воздушному винту или винтовентилятору для создания тяги. Примером таких двигателей могут служить турбовинтовые двигатели (ТВД) для самолётов, турбовальные – для вертолётов. В этой ситуации крутящий момент снимается целым каскадом турбин и через редуктор передаётся к движителю (винту, вентилятору). Остаточная тяга на выхлопе из сопла составляет около 10–15%. Турбовинтовые двигатели гораздо более экономичны на малых скоростях полёта и широко используются для самолётов, имеющих большую грузоподъёмность и дальность полёта. Крейсерская скорость самолётов (Ту-95, Ту-114, Ан-22), оснащённых ТВД, 600–800 км/ч.

Этапы разработки турбореактивных двигателей условно разделены на 5 этапов (см. табл.).

Турбореактивные двигатели различных поколений

Турбовальный двигатель

Турбовальный двигатель чаще всего имеет свободную турбину. Вся турбина поделена на две части, между собой механически несвязанные. Связь между ними только газодинамическая. Газовый поток, вращая первую турбину, отдаёт часть своей мощности для вращения компрессора и далее, через вал второй турбины приводит в действие полезные агрегаты. Сопло на турбовальном двигателе отсутствует. Выходное устройство для отработанных газов соплом не является и тяги не создаёт. Выходной вал турбовального двигателя, с которого снимается вся полезная мощность, может быть направлен как назад (через канал выходного устройства), так и вперёд, либо через полый вал турбокомпрессора, либо через редуктор вне корпуса двигателя. Редуктор – непременная принадлежность турбовального двигателя. Скорость вращения как ротора турбокомпрессора, так и ротора свободной турбины велика настолько, что это вращение не может быть напрямую передано на приводимые агрегаты. Поэтому между свободной турбиной и полезным агрегатом обязательно ставится редуктор для снижения частоты вращения приводного вала. Основное применение турбовальный двигатель находит в авиации, по большей части, на вертолётах (например, на вертолётах МИ-8 и МИ-24 с двигателями ТВ2-117 и ТВ3-117).

Наибольшее распространение в авиации получили турбореактивные двухконтурные двигатели (ТРДД), обладающие оптимальными экономическими и экологическими характеристиками. В ТРДД воздушный поток попадает в компрессор низкого давления, после чего часть потока проходит по обычной схеме через турбокомпрессор, а остальная часть (холодная) проходит через внешний контур и выбрасывается без сгорания, создавая дополнительную тягу. В результате снижается температура выходного газа, снижается расход топлива и уменьшается шум двигателя. Отношение количества воздуха, прошедшего через внешний контур, к количеству прошедшего через внутренний контур воздуха называется степенью двухконтурности (m ). При степени менее 4 потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если двухконтурность более 4 – потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

Турбовентиляторный реактивный двигатель

Турбовентиляторный реактивный двигатель (ТВРД) – это ТРДД со степенью двухконтурности m =2–10. Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной. Дальнейшим развитием ТВРД с увеличением степени двухконтурности m =20–90 является турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД). В отличие от турбовинтового двигателя, лопасти двигателя ТВВД имеют саблевидную форму, что позволяет перенаправить часть воздушного потока в компрессор и повысить давление на входе компрессора. Такой двигатель получил название винтовентилятор и может быть как открытым, так и закапотированным кольцевым обтекателем, составляющим единую гондолу (Ту-154 с двигателем НК-8-2У, Ил-96 с двигателем ПС-90А и др.).

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель(ПВРД, англоязычный термин – Ramjet), реактивный двигатель, является самым простым в классе ВРД по устройству. С увеличением скорости полёта компрессор ВРД вырождается, и уже на скорости М=3 рабочее тело на входе в двигатель в большей степени сжимается регулируемым сверхзвуковым воздухозаборником (МиГ-25 с двигателем Р15БД-300), а при дальнейшем увеличении скорости компрессор просто вырождается. Нет компрессора, не нужна и турбина. В упрощённом виде так можно описать схему появления ПВРД.

ПВРД относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создаётся исключительно за счёт реактивной струи, истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более – при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель. Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства – диффузоре . Идеальный термический кпд – 16,7%, что в 1,5 раза меньше, чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте. По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.

Сверхзвуковой ПВРД

Сверхзвуковой ПВРД (СПВРД) предназначен для полётов в диапазоне 1 < M < 5 и на высоте от 10 до 100 км. Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) – с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнени я. Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном – изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, тем больше потери давления, которые могут превышать 50%. Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме последнего) скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока (косой скачок уплотнения образуется, когда сверхзвуковой поток встречается с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока). В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке (всегда прямом – нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой, и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора. Система косых скачков организуется регулируемым воздухозаборником, наплывами крыла, носовым обтекателем и т. д. На самолётах F-16, F-18, SR-71 и т. д. от трёх до пяти косых скачков удаётся реализовать за счёт аэродинамической компоновки носовой части самолёта.

Гиперзвуковой ПВРД

Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин - Scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М, например, ракетоплан North American X-15 (начало эксплуатации 1959), достигший высоты полёта 107 км и скорости 6,72 М. На беспилотном экспериментальном гиперзвуковом самолёте (первый полёт в июне 2001) с прямоточным реактивным двигателем X-43 (для разгона, т. е. вывода на требуемую скорость и высоту, использовался разгонный блок ракеты «Пегас») 16.11.2004 (третий полёт) установлен мировой рекорд скорости – 11 200 км/ч (9,6 М = 3,2 км/с). Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом бóльшая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта. Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД – низшая ступень многоразового носителя трансконтинентальных челноков с пассажирами. Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.

Для дальнейшего развития газотурбинных авиационных двигателей рационально применять новые разработки в области высокопрочных и жаропрочных материалов для возможности повышения температуры и давления. Применение новых типов камер сгорания, систем охлаждения, уменьшения числа и массы деталей и двигателя в целом возможно в прогрессе применения альтернативных видов топлива, изменения самого представления конструкции двигателя. Дальнейшее совершенствование авиационных двигателей происходит в направлении оптимального сочетания в единой силовой установке ЛА двигателей различных типов с целью создания комбинированных двигателей, применение которых позволит расширить диапазон эксплуатации ЛА по скорости и высоте полёта.

Ракетный двигатель

Ракетный двигатель, реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находятся в самом средстве передвижения. Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигател и, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигател и. Ракетный двигатель – единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя. Другие типы двигателей, пригодные для применения в космосе (например, солнечный парус, космический лифт), пока ещё не вышли из стадии теоретической и/или экспериментальной отработки. Ракетные двигатели применяются в катапультируемых креслах всех марок (К-36ДМ, К-36РБ), стартовых ускорителях для сокращения длины взлётно-посадочной полосы. Самолёт с ракетным двигателем называют ракетопланом (первые ракетопланы – He-176; БИ-1; X-1). С началом космической эпохи (1960-е гг.) название стало применяться в том числе и к запускаемым с самолётов-носителей или ракетоносителей суборбитальным гиперзвуковым самолётам и орбитальным (воздушно-космическим) самолётам-космопланам, например: X-15; X-20; орбитальный самолёт «Спираль»; космический корабль многоразового использования «Спейс шаттл » ; космический корабль многоразового использования «Буран » , SpaceShipOne и SpaceShipTwo – первые частные суборбитальные ракетопланы, ракетоплан-космоплан Boeing X-37 и т. д.

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют характеристику удельная тяга) – отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для ракетного двигателя, работающего на расчётном режиме (при равенстве давления окружающей среды и давления газов на срезе сопла), удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла. Ракетные двигатели относятся к двигателям прямой реакции, которые используют для работы только вещества, имеющиеся на ЛА; в качестве А. д. практического применения не нашли.

Паровые двигатели

Бурный энергетический рост реактивных двигателей и успех их применения отбросили на второй план, а то и вовсе отправили в небытие ряд направлений двигателестроения. Самолёты с паровыми двигателями распространения не получили. На заре авиации, ещё в эпоху до двигателей внутреннего сгорания, попытки подняться в воздух на паровом двигателе были малоуспешны (самолёт Можайского в 1883, паролёт «Эол» Клемана Адера в 1890). Это была эпоха «попрыгунчиков» – самолётов, которые « подлетали » при встречном ветре. Низкая тяговоружённость не позволяла им взлететь. В 1933 у братьев Бесслер взлетел самолёт Airspeed 2000 с паровым приводом. Самолёт летал как почтовый до 1936. Во-первых, мощность двигателя не зависела от высоты полёта и степени разрежённости воздуха – это было вечной проблемой бензиновых и дизельных двигателей. Во-вторых, самолёт был совершенно бесшумным – только свист пропеллера. Особенно была отмечена способность самолёта к реверсивному ходу и быстрому торможению. Современные паровые двигатели хотя и не нашли применения в современной авиации, но заслуживают внимания с точки зрения перспектив развития на новом витке диалектической спирали развития авиации. Их черты прослеживаются в ядерных силовых установках.

Перспективные концепции авиационных двигателей

Некоторые черты прошлого или космического футуризма можно увидеть в перспективных проектах авиационных двигателей. Авиационная ядерная силовая установка (АЯСУ), в которой теплота генерируется в ядерном реакторе, подводится в авиационный газотурбинный двигатель (ТРДД, ТРД, ТВД) и преобразуется в тягу. В зависимости от способа подвода тепла различают АЯСУ «открытой» и «закрытой» схемы. В «открытой» схеме сжатый в компрессоре двигателя воздух нагревается непосредственно в соответствующих каналах ядерного реактора до высокой температуры и либо преобразуется в механический вращательный момент на турбине, либо поступает в сопловой аппарат, где и трансформирует потенциальную энергию газа в кинетическую энергию реактивной струи. В АЯСУ «закрытой» схемы тепловая энергия реактора подводится в теплообменник ГТД к воздуху теплоносителем, циркулирующим в замкнутом контуре или контурах. Теплоносителями первого контура выступают жидкие щелочные металлы (натрий, литий) или инертные газы (гелий). Масса реакторного блока «закрытого» типа составляет 25-30% от взлётной массы тяжёлого дозвукового самолёта, а «открытого» типа – 15– 20%. Взлёт и посадка для безопасности осуществляются на обычном топливе (керосин), крейсерский полёт – на ядерном. Самолёты с такой силовой установкой получили название атомолё т. Ту-95 ЛАЛ, Ан 22ПЛО и Convair ND-36 – это атомолёты, которые, находясь на разных стадиях реализации, показали множество проблем создания таких двигателей. Самолёты летали, но обеспечение безопасности полёта стало критичным фактором в судьбе атомолётов в 1960–70-х гг.

В 2003 военно-исследовательская лаборатория ВВС США профинансировала разработку атомного двигателя для беспилотного самолёта-разведчика Global Hawk с целью увеличить продолжительность полёта до нескольких месяцев.

Авиационный электрический двигатель с начала 2000-х гг. доминирует в авиамоделизме и лежит в основе концепции электрического самолёта, т. е. самолёта, который приводится в движение электрическим двигателем, питающимся от солнечных батарей, топливных элементов, фотоэлементов, суперконденсаторов. В настоящее время электрические самолёты представлены преимущественно экспериментальными моделями, в число которых входят как пилотируемые, так и беспилотные летательные аппараты (БПЛА). Электрические двигатели на воздушных судах применялись ещё в 19 в. Например, 8.10.1883 года французский воздухоплаватель Гастон Тиссандье совершил первый полёт на дирижабле La France с использованием электрического двигателя Вернера фон Сименса, получавшего питание от батареи массой 435 кг.

Запуски электрических авиамоделей получили распространение с 1970-х гг. Первый официальный запуск датирован 1957, а уже в 1973 Фред Милишки и Хейно Брдишка на базе австрийского моторного планера Brditschka HB-3 создали вариант Militky MB-E1 с электрическим двигателем и Брдишка осуществил первый полёт электрического самолёта с человеком на борту, время полёта составило 14 мин. С середины 2000-х гг. электрические двигатели широко используются на БПЛА.

Очередной рубеж был преодолен 7.7.1981, когда Solar Challenger совершил перелёт через пролив Ла-Манш. Время полёта составило 5 ч 23 мин. Помимо прочего, электрические самолёты отличает низкий уровень шума, что может быть значимым преимуществом при выполнении разведывательных операций. Британский БПЛА QinetiQ Zephyr с питанием от солнечных батарей в 2010 установил на тот момент мировой рекорд длительности полёта для БПЛА, пробыв в воздухе две недели. 20.7.2012 Long-ESA установил рекорд скорости для самолётов с электродвигателем, разогнавшись во время испытания до 326 км/ч. Швейцарский самолёт Solar Impulse стал первым в мире пилотируемым самолётом, способным летать за счёт энергии Солнца достаточно долго. В 2015–16 на этом самолёте совершён кругосветный перелёт, начавшийся 9.3.2015 в Абу-Даби в 07 ч 12 мин по местному времени. Маршрут разбит на 12 участков с посадками в Маскате, Ахмадабаде, Варанаси, Мандалае, Чунцине, Нанкине, на Гавайях, в Финиксе и Нью-Йорке. Два самых длинных участка (из Китая на Гавайи и из Нью-Йорка в Европу или Северную Африку) потребовали около 120 ч непрерывного полёта. В июле 2015 стало известно, что из-за повреждения аккумуляторов от перегрева на пути из Японии на Гавайи самолёт прервал кругосветный перелёт. Миссия возобновилась 21 апреля 2016 года. 24.4.2016, совершив трёхсуточный перелёт с Гавайских островов, самолёт Solar Impulse 2, управляемый пилотом Бертраном Пиккаром, достиг западного побережья США. 12.5.2016 Solar Impulse 2 начал финальный этап своего кругосветного путешествия, вылетев из штата Аризона по направлению к городу Талса штата Оклахома. 26.7.2016 совершил посадку в Абу-Даби. Размах крыльев самолёта – 72 м, общая масса – 2300 кг. Реально самолёт способен подняться на 8500 м, а мощность его электродвигателей по совокупности составляет 70 л. с. (около 51,5 кВт).

«Использование тепловых двигателей» - Проследим историю развития тепловых двигателей. Французский инженер Кюньо. На водном транспорте. Загрязнение окружающей среды. Что вы наблюдали. В автомобильном транспорте. Применение тепловых двигателей. Тепловые двигатели. Начало истории создания реактивных двигателей. Проект бензинового двигателя.

«Паровой двигатель» - Длина первой железной дороги составляла 850 м. Паровая машина на старой сахарной фабрике, Куба. Первые промышленные двигатели. Паровой молот. Повышение эффективности двигателя Уатта привело к использованию энергии пара в промышленности. Силовые машины, которые редко останавливаются и не должны менять направление вращения.

«Применение тепловых двигателей» - Проблемы охраны окружающей среды. Первый космонавт планеты. Основные части двигателя внутреннего сгорания. Шар Герона. К.Э. Циолковский. Виды тепловых двигателей. Исторический курьез. Двигатель внутреннего сгорания. Нагреватель. Двигатели. Формулы для расчета КПД. Проект аппарата. Принцип реактивного движения.

«Тепловые двигатели и машины» - Виды тепловых двигателей. Разнообразие видов тепловых машин. Двигатель внутреннего сгорания. Греческий математик. Тепловые машины. Схема работы. Реактивный двигатель. Геронов шар. Газовая турбина. Преимущества электромобиля. Экологические проблемы использования тепловых машин. Такты работы двухтактного двигателя.

««Тепловые двигатели» 8 класс» - Двигатель внутреннего сгорания. Коэффициент полезного действия. Тепловые двигатели. Тепловая машина. Принцип действия ракетного двигателя. Диски ротора. Инженер Сади Карно. Газовая турбина. Паровая машина. Реактивный двигатель. Поршень.

«Тепловые двигатели, виды тепловых двигателей» - Диаграмма теплового баланса современных ДВС. Достижение максимального КПД. Современные двигатели неполного объёмного расширения. Что возможно и невозможно в тепловых двигателях. Газотурбинные двигатели полного необъёмного расширения. Поршневые двигатели Отто и Дизеля. Роторно-лопастной двигатель внутреннего сгорания.