Темы: Виды реактивных двигателей, физические основы реактивного движения при разных скоростях.
Введение.
В современной авиации гражданской и военной, в космической технике широкое применение получили реактивные двигатели, в основу создания которых положен принцип получения тяги за счёт силы реакции, возникающей при отбросе от двигателя некоторой массы (рабочего тела), а направление тяги и движения отбрасываемого рабочего тела противоположны. При этом величина тяги пропорциональна произведению массы рабочего тела на скорость её отброса. Так упрощённо можно описать работу реактивного двигателя, а настоящая научная теория наглости современных реактивных двигателей разрабатывалась несколько десятков лет. И в её основе и конструкции реактивных двигателей лежат труды русских учёных и изобретателей, которые в развитии реактивных двигателей и вообще в ракетной техники всегда занимали ведущее место. Конечно, к началу работ по ракетной технике в России относится к 1690г., когда было построено специальное заведение при активном участии Петра 1 для производства пороховых ракет, которые гораздо ранее были использованы в древнем Китае. Тем не менее пороховые ракеты образца 1717г. благодаря своим высоким по тому времени качествам использовались почти без изменения в течение около ста лет. А первые попытки создания авиационного реактивного двигателя следует наверно отнести к 1849 году, когда военный инженер И.М. Третесский предложил для передвижения аэростата использовать силу реактивной струи сжатого газа. В 1881 Кибальчич разработал проект летательного аппарата тяжелее воздуха с реактивным двигателем. Конечно, это были первые попытки использовать силу реактивной струи для летательных аппаратов, а конечно Н.Е.Жуковский, "отец русской авиации", впервые разработавший основные вопросы теории реактивного движения, является по праву основоположником этой теории.
Труды Российских и советских учёных и конструкторов вместе с трудами наших выдающихся соотечественников Н.Е.Жуковского, К.Э.Циолковского, В.В.Уварова, В.П.Мишина и многих других являются основой современной реактивной техники, что позволило создать высокоскоростные истребители типа……, тяжёлые транспортные самолёты типа Руслан, сверхзвуковой лайнер Ту- 144, ракетоноситель Энергия и орбитальную станцию Мир и многое другое, что является нашей славной историей и гордостью России.
I. Физические основы работы реактивного двигателя.
В основе современных мощных реактивных двигателях различных типов лежит принцип прямой реакции, т.е. принцип создания движущей силы (или тяги) в виде реакции (отдачи) струи вытекающего из двигателя "рабочего вещества", обычно - раскалённых газов.
Во всех двигателях существует два процесса преобразования энергии. Сначала химическая энергия топлива преобразуется в тепловую энергию продуктов сгорания, а затем тепловая энергия используется для совершения механической работы. К таким двигателям относятся поршневые двигатели автомобилей, тепловозов, паровые и газовые турбины электростанций и т.д.
Рассмотрим этот процесс применительно к реактивным двигателям. Начнем с камеры сгорания двигателя, в котором тем или иным способом, зависящим от типа двигателя и рода топлива, уже создана горючая смесь. Это может быть, например, смесь воздуха с керосином, как в турбореактивном двигателе современного реактивного самолёта, или же смесь жидкого кислорода со спиртом, как в некоторых жидкостных ракетных двигателях, или, наконец, какое-нибудь твёрдое топливо пороховых ракет. Горючая смесь может сгорать, т.е. вступать в химическую реакцию с бурным выделением энергии в виде тепла. Способность выделять энергию при химической реакции, и есть потенциальная химическая энергия молекул смеси. Химическая энергия молекул связана с особенностями их строения, точнее, строения их электронных оболочек, т.е. того электронного облака, которое окружает ядра атомов, составляющих молекулу. В результате химической реакции, при которой одни молекулы разрушаются, а другие возникают, происходит, естественно, перестройка электронных оболочек. В этой перестройке - источник выделяющейся химической энергии. Видно, что топливами реактивных двигателей могут служить лишь такие вещества, которые при химической реакции в двигателе (сгорании) выделяют достаточно много тепла, а также образуют при этом большое количество газов. Все эти процессы происходят в камере сгорания, но остановимся на реакции не на молекулярном уровне (это уже рассмотрели выше), а на "фазах" работы. Пока сгорание не началось, смесь обладает большим запасом потенциальной химической энергии. Но вот пламя охватило смесь, ещё мгновение - и химическая реакция закончена. Теперь уже вместо молекул горючей смеси камеру заполняют молекулы продуктов горения, более плотно "упакованные". Избыток энергии связи, представляющей собой химическую энергию прошедшей реакции сгорания, выделился. Обладающие этой избыточной энергией молекулы почти мгновенно передали её другим молекулам и атомам в результате частых столкновений с ними. Все молекулы и атомы в камере сгорания стали беспорядочно, хаотично двигаться со значительно более высокой скоростью, температура газов возросла. Так произошел переход потенциальной химической энергии топлива в тепловую энергию продуктов сгорания.
Подобных переход осуществлялся и во всех др
www.studsell.com
Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя. Часть тепла бортового источника космического аппарата преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле. Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный, по крайней мере, с двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя последовательно соединен с насосом, холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина соединена с электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя. Второй вариант устройства - это реактивный двигатель, включающий в себя те же элементы кроме электрогенератора-преобразователя и электрического разгонного устройства, только выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго охлаждаемого компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, и выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования тепловой энергии бортового источника тепла для повышения тяги и удельного импульса даигателя. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.,1табл.
Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим потенциальную тепловую энергию в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя.
Обычно для получения тяги в таких двигателях в качестве источника тепловой энергии используют либо солнечные, либо ядерные нагреватели. Иногда для этих целей используют химические источники энергии.
Солнечные - это высокотемпературные нагреватели с температурой нагрева до нескольких тысяч градусов, но они требуют для своей работы создания высокоэффективных концентраторов солнечной энергии большой мощности. Ядерные нагреватели позволяют получать тепло с относительно низкой температурой порядка одной, полутора тысяч градусов. Химические источники энергии не могут обеспечить длительный период работы, так как требуют большого количества реагентов.
Для получения реактивной тяги в двигателе необходимо обеспечить истечение определенной массы рабочего тела с определенной скоростью. Очевидно, что чем выше будет скорость истечения рабочего тела, тем меньше его требуемый запас на борту космического аппарата. Поэтому тенденция развития космических реактивных двигателей - увеличение скорости истечения рабочего тела, применяемого в двигателе. Как известно («Прикладная газовая динамика». Абрамович Г.Н. Издательство «Наука», 1976 г., стр.20-21), скорость истечения тем выше, чем больше энергии накоплено в рабочем теле перед началом его истечения, либо чем больше его подведено в процессе истечения. Классическим примером первого случая является жидкостной реактивный двигатель (ЖРД). В нем тепло, выделяемое в процессе сгорания горючего и окислителя, преобразуется в сопле в кинетическую энергию газовой струи. На сегодня максимально достигнутая скорость истечения для пары кислород-водород составляет более 4000 м/сек. Во втором случае для разгона рабочего тела используют энергию электрического или электромагнитного поля, реализуемую в электрореактивных двигателях, в которых удается обеспечить скорость истечения более 20 000 м/сек.
В патенте РФ RU №2326262 предлагается достигать высоких скоростей истечения рабочего тела, используя комбинированный электрохимический ракетный двигатель, где повышение эффективности (удельного импульса) достигается без использования дополнительного источника энергии за счет последовательно соединенных камеры каталитического разложения окислителя, электрохимического генератора и модуля конверсии углеводородного горючего, а также электрического ракетного двигателя. Для дополнительного повышения температуры продуктов сгорания топлива используется камера дожигания ракетного топлива.
Из закона сохранения энергии следует, что с ростом скорости истечения необходимая энергия растет пропорционально квадрату этой скорости. По этой причине, так как создание высокоэффективных бортовых источников энергии сложная техническая задача, электрореактивные двигатели создают тягу в несколько граммов и относятся к классу двигателей малой тяги.
Проблема создания источников энергии большой мощности, например, на базе ядерных нагревателей состоит в том, что для преобразования тепла в электричество необходимо реализовать термодинамический цикл с подводом тепла от источника и отводом тепла после получения полезной работы в холодильник. Если с подводом тепла, например, от ядерного реактора особых технических проблем нет, то с отводом тепла в космосе существует большая проблема, так как отводить тепло можно только излучением, либо использованием специальных поглотителей, находящихся на борту космического аппарата. Поэтому для отвода тепла излучением приходится повышать температуру излучающих поверхностей, что резко снижает коэффициент полезного действия цикла преобразования тепловой энергии в электрическую.
Так, в описании к патенту РФ №2248312, относящемся к вспомогательным элементам ядерных энергоустановок космических аппаратов, используется холодильник-излучатель как часть системы энергоустановки. Холодильник-излучатель - это сложная конструкция, состоящая из ряда дополнительных приспособлений, обеспечивающих ее надежное развертывание в рабочее состояние после вывода на орбиту и компактное расположение при выводе. Размер излучателя и его масса в значительной степени определяют размер и массу всего аппарата.
Известна энергоустановка («Энергетические системы космических аппаратов». Куландин А.А. Издательство «Наука», 1994 г.), состоящая из источника тепла (ядерный реактор), турбины, излучателя тепла, компрессора, теплообменника. Для получения энергии для бортовых нужд и работы электрореактивного двигателя используется ядерный реактор. Недостатком такой схемы является достаточно низкий кпд (около 3-5%) из-за необходимости отвести большое количество тепла, что в условиях космоса, как уже отмечалось выше, возможно в основном только через излучение.
Технический результат данного изобретения заключается в том, что благодаря его применению можно наиболее эффективно использовать тепловую энергию бортового источника тепла для достижения максимально возможных тяги и удельного импульса реактивного двигателя.
Достигается это тем, способ работы реактивного двигателя космического аппарата, заключающийся в получении тяги за счет истечения рабочего тела, которое разгоняют посредством подвода к рабочему телу полезной работы, полученной в реализованном аппарате в замкнутом термодинамическом цикле с использованием бортового источника тепла, в качестве рабочего тела двигателя используют криогенную жидкость, которую предварительно испаряют и нагревают за счет тепла, отводимого из замкнутого термодинамического цикла после получения в нем полезной работы, и дополнительно подогревают с использованием бортового источника тепла. В качестве рабочего тела двигателя используют жидкий водород. В качестве рабочего тела в замкнутом термодинамическом цикле используют неон.
Т.е. часть тепла бортового источника преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле.
Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя последовательно соединен с насосом холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина соединена с компрессором и электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя.
Второй вариант устройства - это реактивный двигатель, включающий в себя источник тепла, который термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого цикла, выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, а выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя. Бак с жидким криогенным рабочим телом и насосом последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника нагревателя.
Изобретение поясняется следующими графическими материалами.
Фиг.1 - циклограммы термодинамических процессов в замкнутом цикле и цикле рабочего тела двигателя.
Фиг.2 - вариант двигателя с электрическим разгонным устройством.
Фиг.3 - вариант двигателя с газодинамическим разгонным устройством.
Рассмотрим T-s диаграммы, представленные на фиг.1. В замкнутом термодинамическом цикле 1'-2'-3'-4' получают полезную работу за счет подвода тепла на участке 2'-3' от бортового источника тепла и отвода тепла на участке 4'-1'. Отведенное тепло идет на испарение и нагрев криогенного рабочего тела двигателя на участке 5'-6'-7'-8'. Далее рабочее тело двигателя дополнительно подогревается от бортового источника тепла до температуры Т9 и подводят к нему (например, адиабатически сжимая) полезную работу, полученную в замкнутом термодинамическом цикле, равную разности подведенного и отведенного тепла. Температура рабочего тела двигателя возрастает и, следовательно, возрастает ее энергия, что реализуется в разгонном устройстве (например, газодинамическом) в увеличении скорости истечения и соответственно тяги двигателя.
Двигатель по первому варианту (Фиг.2) состоит из источника тепла (1), нагревателя рабочего тела замкнутого контура (2), турбины (3), теплообменника-испарителя (4), компрессора (5), соединенного с турбиной, электрогенератора-преобразователя (6), электрического разгонного устройства (7), бака с криогенным рабочим телом (8), насоса (9), теплообменника-нагревателя (10).
Двигатель работает следующим образом.
В замкнутом контуре, образованном теплообменником-нагревателем (2), турбиной (3), теплообменником-испарителем (4), компрессором (5), циркулирует рабочее тело, которое поглощает тепло нагревателя (1), срабатывает его в турбине, отдает возвратное тепло в теплообменник-испаритель(4), сжимается компрессором и снова нагревается. Полученная полезная работа преобразуется электрогенератором в электрический ток, который используется в электрореактивном устройстве для разгона рабочего тела двигателя. Отводимое тепло из замкнутого контура идет на испарение и нагрев жидкого криогенного рабочего тела двигателя. Так как температура рабочего тела двигателя низкая, термодинамический цикл, реализуемый в замкнутом контуре, эффективен. Так, при температуре нагрева рабочего тела замкнутого контура в нагревателе 1000 К и температуре охлаждения в холодильнике-испарителе 30 К, кпд составит около 97%, что позволит практически полностью преобразовать полученное тепло от бортового источника в электрический ток. После испарения и нагрева в холодильнике-испарителе рабочее тело двигателя дополнительно подогревается в нагревателе и поступает в электрореактивное устройство, где разгоняется электричеством до предельно возможной скорости. Массу рабочего тела в замкнутом контуре выбирают из условия теплового баланса между отводимой из замкнутого контура теплом и теплотой испарения и нагрева жидкого криогенного рабочего тела двигателя при выбранном давлении.
Двигатель по второму варианту (Фиг.3) состоит из источника тепла (1), нагревателя рабочего тела замкнутого контура (2), турбины (3), холодильника-испарителя (4), компрессора (5), соединенного с турбиной, второго охлаждаемого компрессора (6*) с рубашкой охлаждения (11), вход которой связан с выходом холодильника-испарителя (4), а выход - с входом второго теплообменника-нагревателя (10), газодинамического разгонного устройства (7*), бака с криогенным рабочим телом (8), насоса (9), второго теплообменника-нагревателя (10).
Двигатель работает следующим образом.
В замкнутом контуре преобразования тепла в полезную работу циркулирует рабочее тело, нагреваясь от источника тепла (1) в теплообменнике-нагревателе (2), и отдает энергию турбине (3). После получения полезной работы рабочее тело замкнутого контура охлаждается в холодильнике-испарителе (4), сжимается компрессором (5) и снова поступает в теплообменник-нагреватель. Отводимое из контура тепло идет на испарение и нагрев жидкого криогенного рабочего тела двигателя в холодильнике-испарителе (4). Испарившееся рабочее тело дополнительно подогревается в теплообменнике-нагревателе рабочего тела двигателя (10), сжимается охлаждаемым компрессором (6) и разгоняется в газодинамическом разгонном устройстве для достижения максимально возможной скорости истечения. Так как температура испарения криогенного рабочего тела очень низкая (примерно 20 К), кпд преобразования тепловой энергии в механическую работу близок к единице. Эта полезная работа преобразуется в охлаждаемом компрессоре при сжатии рабочего тела двигателя, близком к адиабатическому, в рост температуры рабочего тела перед его истечением из сопла, что позволяет получить скорость истечения более чем в 2-2,5 раза выше, чем у наиболее совершенных ЖРД.
С точки зрения получения лучших весовых характеристик двигателя второй вариант может оказаться предпочтительным, так как вес электрогенератора при больших мощностях энергоустановки может оказаться значительным. Первый вариант может быть вне конкуренции в случае необходимости достижения максимальных по экономичности характеристик двигателя.
В качестве примера рассмотрим вариант двигателя со следующими основными параметрами.
Расход рабочего тела двигателя - 1 кг/сек
Рабочее тело двигателя - жидкий водород
Начальная температура водорода - 20 К
Рабочее тело в замкнутом контуре - неон
Температура рабочего тела на входе в турбину - 1500 К
Начальная температура неона - 30 К
На фиг.1 замкнутый цикл неона обозначим точками 1-2-3-4, а цикл нагрева и подвода полезной работы к рабочему телу (водороду) обозначим точками 5-6-7-8-9-10. Подвод тепла в цикле неона осуществляется изобарно на участке 2-3 при давлении Р2, отвод тепла также осуществляется изобарно на участке 1-4 при давлении P1. Сжатие рабочего тела 1-2 и расширение 3-4 - адиабатическое.
Испарение и нагрев водорода осуществляется на участке 5-6-7-8 за счет отводимого тепла 1-4 из замкнутого цикла. Дополнительный нагрев водорода от бортового источника тепла происходит на участке 8-9 изобарно при давлении Р6. Дальнейший рост температуры водорода на участке 9-10 осуществляется за счет адиабатического сжатия, которое зависит от полезной работы, полученной в замкнутом цикле неона.
Пусть Q - количество тепла, участвующего в этих циклах. G1 - масса рабочего тела в замкнутом цикле, G2 - масса водорода, в нашем примере равна 1 кг.
Для определения массы неона запишем уравнении теплового баланса между отводимым теплом от неона и подводимым теплом к водороду.
Q5-6-7-8=Q1-4
Q5-6-7-8=Q5-6+Q6-7+Q7-8
Q5-6=(S6-S5)*(T6+T5)/2*G2
Q6-7=(i7-i6)*G2
Q7-8=(i8-i7)*G2
Qi-4=(i8-i7)*G2,
где S и i - энтропия и энтальпия рабочих тел.
При условии, что G2=1,
G1=((S6-S5)*(T6+T5)/2*G2+(i7-i6)+(i8-i7))/(i4-i1)
Количество подведенного тепла в замкнутом контуре будет
Q3-2=(i3-i2)*G1
Количество тепла, подведенного к водороду на участке 8-9, будет
Q8-9=(i9-i8)*G2=(i9-i8).
Полезная работа, полученная в замкнутом цикле, будет равна
| Qполезная=Q3-2-Q4-1 | Qполезная=Q10-9 |
Дополнительный нагрев водорода на участке 9-10 находим из условия адиабатического сжатия за счет подвода полезной работы.
Q10-9=k*R/(k-l)*(T10-T9), где k - постоянная Больцмана,
отсюда T10-T9=Qполезная(k-l)/(k*R).
Результаты расчетов с использованием начальных данных представлены в таблице 1.
Значение параметров рабочего тела взяты из следующих источников: «Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей» Н.Б.Варгафтик. Москва. 1972 г.
«Теплофизические свойства технически важных газов при высоких температурах и давлениях. Справочник». В.Н.Зубарев и др. Москва. Энергоатомиздат. 1989 г.
Расчеты показывают, что предельные значения, которые можно получить с использованием рассмотренных выше схем, это Т10-Т9=1500К и достигаемая скорость истечения W, вычисленная по формуле
W=9.969 км/сек
кпдзамкнутого цикла=84%
Предельная тяга двигателя=1000 кг
Тепловая мощность источника тепла=3 0000 кВт
Таким образом решается основная задача - достижение большой тяги и высокой скорости истечения рабочего тела реактивного двигателя, которая при использования в качестве рабочего тела жидкого водорода будет в 2-2.5 раза превышать скорость иссечения (и соответственно удельный импульс) наиболее совершенных водородно-кислородных ЖРД. Столь высокий удельный импульс и большая тяга двигателя позволяют решать практически любые задачи освоения ближнего космоса от Марса до Венеры, в том числе и освоение Луны.
1. Способ работы реактивного двигателя космического аппарата, заключающийся в получении тяги за счет истечения рабочего тела, которое разгоняют посредством подвода к рабочему телу полезной работы, полученной в реализованном в аппарате замкнутом термодинамическом цикле с использованием бортового источника тепла, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела двигателя используют криогенную жидкость, которую предварительно испаряют и нагревают за счет тепла, отводимого из замкнутого термодинамического цикла после получения в нем полезной работы, и дополнительно подогревают с использованием бортового источника тепла.
2. Способ работы реактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела двигателя используют жидкий водород.
3. Способ работы реактивного двигателя по п.1, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела в замкнутом термодинамическом цикле используют неон.
4. Устройство реактивного двигателя, включающего в себя бортовой источник тепла, замкнутый контур, образованный последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого контура, бак с рабочим телом, насос и устройство разгона рабочего тела, отличающееся тем, что источник тепла термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя и насос последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина замкнутого контура соединена с электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя.
5. Устройство реактивного двигателя, включающего в себя бортовой источник тепла, замкнутый контур, образованный последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель рабочего тела замкнутого контура, бак с рабочим телом, насос и устройство разгона рабочего тела, отличающееся тем, что источник тепла термически связан с по крайней мере двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, а выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя, а бак с жидким криогенным рабочим телом и насосом последовательно соединен с холодильником-испарителем и входом второго теплообменника нагревателя.
6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что второй компрессор снабжен рубашкой охлаждения, связанной с выходом холодильника-испарителя, а выход - с входом второго теплообменника-нагревателя.
www.findpatent.ru
УСЛОВИЯ РАБОТЫ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ [c.247]
Условия работы реактивного двигателя являются основным фактором, определяющим требования, предъявляемые к топливу. [c.247]
Условия работы реактивного двигателя.......... [c.565]Преимущества этого типа устройства воспроизводит действительные условия работы реактивного двигателя, позволяет испытывать изделия большого размера, дает возможность получить высокое давление в критической точке и сверхзвуковой газовый поток недостатки невозможность изменения величины теплового потока без изменения давления в критической точке. [c.417]
При работе реактивных двигателей, различных струйных аппаратов, например эжекторов, и в некоторых других практически важных случаях истечение сверхзвуковой струи из сопла происходит в условиях нерасчетного режима, когда давление в потоке на выходе из сО Пла существенно отличается от давления в среде, [c.400]
Теплотворная способность топлива имеет исключительно важное значение для работы реактивного двигателя. Чем выше теплопроизводитель-ность, т. е. чем больше энергия, выделяемая при сгорании топлива, тем выше скорость истечения продуктов горения и, следовательно, больше скорость и дальность полета реактивного аппарата, при прочих равных условиях. [c.71]
Поведение масла при высокой температуре определяется испаряемостью, смазочными свойствами и вязкостью. Существует определенная связь между вязкостью масла и его способностью обеспечивать минимальный износ подшипников и шестерен. Для современных двигателей общепринято нормировать минимум вязкости масла при 90° С, поскольку эта температура близка к температуре масла в процессе эксплуатации. В будущем двигатели будут работать при значительно более высоких температурах. Поэтому для перспективных масел техническими условиями (М1Ь-Ь-9236 в США и ВЕКО-2497 в Великобритании) предусматривается определение вязкости при 204° С. На основании опыта эксплуатации самолетов в США установлено, что 3 сст при 99° С являются тем минимумом вязкости, при котором обеспечивается удовлетворительная работа реактивного двигателя. [c.147]
В условиях работы турбореактивных двигателей также возможно накопление в горящем газовом потоке пылинок углерода (нагара или сажи), которое приводит к увеличению интенсивности излучения пламени, т. е. яркости. Исследования показали, что этому способствует наличие в топливе углеводородов с большим отношением С Н и особенно бициклических ароматических углеводородов. Для оценки характеристики и эффективности сгорания реактивного топлива, как уже говорилось выше, принято люминометрическое число. Оно зависит от ряда факторов, среди которых немалое значение имеет химический состав топлива. Наибольшие люминометрические числа характерны для нормальных парафиновых углеводородов, затем идут изопарафины, нафтены, олефины, диолефины и, наконец, ароматические углеводороды. Внутри каждого гомологического ряда значение люминометрического числа убывает по мере увеличения числа атомов углерода в молекуле. [c.104]
Следствием большого влияния самовоспламенения топлива на стабилизацию процесса горения является резкая зависимость пределов устойчивого горения в- воздушно-реактивных двигателях от химического состава топлива. На рис. 53 приведены результаты исследования влияния химического состава топлива на пределы устойчивого горения. Из этих данных следует, что при низких температурах топлива наибольшими пределами устойчивого горения характеризуются парафиновые углеводороды, наименьшими — ароматические. С повышением температуры пределы стабилизации ароматических углеводородов увеличиваются, а парафиновых и нафтеновых уменьшаются или остаются постоянными. Пределы устойчивого горения являются характеристикой возможностей топлива стабилизировать пламя. Чем шире пределы устойчивого горения, тем лучше условия для стабилизации пламени н надежнее работа двигателя на различных режимах. [c.82]
Относительно продуктов, получаемых при процессах с более высоким давлением, следует отметить высокое качество фракции дизельного топлива (цетановое число 50—60). Стандартные моторные методы исследования лигроина показали его низкое качество (октановое число 40), если не применять последующего риформирования. Однако этот лигроин, по-видимому, окажется вполне удовлетворительным для использования его в качестве топлива для реактивных двигателей. В работе, описанной выше, использовались умеренные рабочие давления, но активность применявшегося катализатора не оставалась постоянной, и после работы в течение двух недель количество отложившегося на катализаторе кокса составляло около 5—6% вес. Операции при таких условиях требуют прерывного процесса с периодической регенерацией катализатора про- [c.284]
Авиационные масла получают из дистиллятов и остатков от перегонки отборных масляных нефтей путем селективной очистки и депарафинизации, реже кислотно-контактной очистки. В поршневых и реактивных двигателях авиационные масла работают в условиях высоких температур и нагрузок. Предусматривается производство зимних и летних масел, отличающихся уровнем вязкости и температурой застывания. Для реактивных двигателей используются масла МК-8 (из нафтеновых нефтей) и МС-8 (из сернистых нефтей), для поршневых двигателей масла МС-14, МС-20, МК-22. [c.136]
В соответствии с требованиями, обусловливаемыми назначением и условиями применения, реактивные топлива должны иметь высокие энергетические характеристики, обеспечивать надежную работу питающих систем двигателя, быть простыми в обращении, недорогими, стабильными при хранении и транспортировании. [c.185]
В связи с развитием техники машиностроения и особенно реактивных двигателей возникла необходимость в смазочных маслах, способных работать в таких жестких условиях, в каких углеводородные масла работать не могут. Температура подшипников часто достигает 230° необходимы масла, стойкие к окислению в этих условиях и обладающие минимальной испаряемостью для понижения расхода масла до приемлемого уровня, а также масла, сохраняющие хорошую подвижность до очень низких температур порядка —65 . [c.402]
Масла для реактивных двигателей летательных аппаратов проходят тщательную проверку. При оценке качества масла учитывают возможные условия эксплуатации и напряженность работы его в двигателе. [c.166]
Комплексные исследования деталей авиационных двигателей (поршневых И реактивных), самолетов, автомобилей, тракторов, сельскохозяйственных машин, металлорежущих станков, паровозов, строительных и дорожных машин, машин пищевой, легкой, горной и металлургической промышленности после их эксплуатации позволили установить, что процессы схватывания металлов возникают на поверхностях трения сопряженных деталей машин при сухом и полусухом трении скольжения при двух отличных друг от друга условиях работы и приводят к двум различным четко выраженным видам износа. [c.8]
Понижение вязкости топлива благоприятно сказывается на условиях его распыливания, так как уменьшаются размеры капель. Поскольку, однако, снижение вязкости вызывает ухудшение работы топливной аппаратуры вследствие износа трущихся частей, чрезмерно уменьшать вязкость не следует. Вязкость реактивных топлив ТС-1, Т-1, Т-2, РТ при 20 °С должна быть не менее 1,05—1,50 мм /с, а утяжеленного термостабильного топлива — не выше 4,5 мм /с. Важным эксплуатационным показателем топлива для воздушно-реактивных двигателей служит температура начала кристаллизации. Так как при полетах самолетов с дозвуковой скоростью топливо в баках интенсивно охлаждается, то для предотвращения его застывания температура начала кристаллизации должна быть не выше — (55—60) °С. [c.419]
Испаряемость реактивных топлив оказывает самое противоречивое влияние на эксплуатационные характеристики реактивных самолетов и двигателей. С одной стороны повышение испаряемости реактивных топлив приводит к снижению высотных характеристик реактивных самолетов вследствие образования паровых пробок и ухудшения работы топливных насосов при полетах в высотных условиях. Кроме этого, по мере повышения испаряемости топлив возрастает их пожароопасность и увеличиваются потери в топливных баках, особенно в сверхзвуковых самолетах. С другой стороны, повышение испаряемости топлив улучшает запуск реактивных двигателей, расширяет пределы устойчивого горения и снижает нагарообразование в камерах сгорания 77, 78]. [c.24]
Полнота сгорания является важной характеристикой химических топлив, так как от нее зависит эффективность действия тех или иных устройств, принцип действия которых основан на использовании выделяющегося при горении тепла. Например, снижение полноты сгорания топлива для воздушно-реактивного двигателя на 5, 10 и 15% уменьшает дальность полета соответственно на 5, 11 и 18% [25, с. 149]. В нормальных условиях работы двигателей полнота сгорания достигает 94—98%, но в неблагоприятных условиях [c.69]
Влияние условий горения и природы исходных соединений на полноту сгорания жидких углеводородных топлив для воздушно-реактивных двигателей изложено в работах [25, 95]. Для полного сгорания топлива необходимо, чтобы давление воздуха на входе в, камеру сгорания двигателя было более 0,15 МПа. При уменьшении давления ниже этого значения наблюдается снижение полноты сгорания. Это объясняется тем, что с уменьшением давления снижается скорость химических реакций окисления, уменьшается турбулентность потока, что понижает скорость сгорания. Кроме того, с уменьшением давления воздуха ухудшается качество распыления и распределения топлива в камере сгорания. [c.70]
Позднее, с открытием и исследованием электрической, лучи стой, химической и других форм энергии, постепенно в круг рассматриваемых термодинамикой вопросов включается и изучение этих форм энергии. Быстро расширялась и область практического применения термодинамических методов исследования. Уже не только паровая машина и процессы превращения механической энергии в теплоту исследуются на основе законов термодинамики, но и электрические машины, холодильные машины, компрессоры, двигатели внутреннего сгорания, реактивные двигатели. Гальванические элементы, а также процессы электролиза, различные химические реакции, атмосферные явления, некоторые процессы, протекающие в растительных и животных организмах, и многие другие исследуются не только в отношении их энергетического баланса, но и в отношении возможности, направления и предела самопроизвольного протекания процесса в данных условиях. Они исследуются также в отношении установления условий равновесия, определения максимального количества полезной работы, которая может быть получена при проведении рассматриваемого процесса в тех или иных условиях, или, наоборот, минимального количества [c.175]
Прокачиваемость моторных, реактивных и ракетных топлив имеет большое практическое значение. Необходимым условием нормальной работы всех двигателей является бесперебойное поступление топлива в камеры сгорания в соответствии с заданным законом подачи. Нарушение подачи топлива приводит к обеднению или чрезмерному обогащению топливной смеси и снижает мощность двигателей, а нарушение нормальной подачи топлива в камеры сгорания ракетных двигателей может привести к взрыву ракетной системы. [c.23]
Масла для реактивных двигателей и в частности тех, которые устанавливают на летательных аппаратах, проходят наиболее тщательную проверку. При оценке качества масла учитывают возможные условия эксплуатации и напряженность работы его в двигателе. Последняя характеризуется по температуре масла на выходе из двигателя. По этому показателю двигатели летательных аппаратов условно можно разделить на 4 группы с температурой масла на выходе соответственно не более 150,, 200, 250 и 300°С. Условия работы, определяемые первой группой, как правило, реализуются в дозвуковой авиации и сверхзвуковых самолетах, летающих со скоростью, не превышающей 1,5М. Ко второй группе относятся самолеты со скоростью полета до 2,0—2,2М, к третьей — до 2,5—2,8М и к четвертой до 3,0 3,2М. [c.241]
В авиационной промышленности преобладающими стали реактивные двигатели, увеличились скорость и высота полета, изменились температурные условия работы машин. Поэтому потребовалось создать новые и улучшить существующие сорта реактивных топлив и масел. [c.7]
На международных авиалиниях в настоящее время работают преимущественно самолеты с газотурбинными двигателями и только на некоторых внутриконтинентальных авиалиниях применяются самолеты с поршневыми моторами. Условия работы самолетов на международных авиалиниях таковы, что в течение одного рейса самолеты вынуждены заправляться топливом в нескольких странах. В связи с этим реактивные топлива различных стран должны быть сходными по основным физико-химическим показателям, т. е. они должны быть взаимозаменяемыми. [c.153]
Реактивные двигатели, появившиеся в середине сороковых годов, успешно смазывали маловязкими дистиллятными маслами без каких-либо ггрисадогк. По мере развития авиационной техники, приводившего к прогрессирующему ужесточению условий работы, становилось все труднее удовлетворить все требования двигателей к смазочному маслу. С помощью чисто минеральных нефтяных масел это часто оказывалось невозможным вследствие самой природы нефтяного сырья, или нерентабельности из-за технологических затруднений [2]. Поэтому, когда требуется (а такая необходимость возникает все чаще), в минеральные масла вводят специальные присадхи, а во многих случаях применяют синтетические масла. В частности, военная авиация зарубежных стран в настоящее время почти полностью перешла на использование различных синтетических масел. [c.61]
Испаряемость — это одна из важнейших характеристик топлив. От испаряемости топлив зависит запуск двигателя и потеря топлива от испарения при полетах на больших высотах. Испаряемость влияет на пределы устойчивого горения, полноту сгорания, нага-рообразование, работу топливных насосов и образование паровых пробок в топливной системе реактивных двигателей в условиях высотных полетов. [c.18]
TOB. Для оверхзвуковых самолетов это будет проявляться при взлете и наборе скорости в зимнее время, а для дозвуковых самолетов— и в условиях полета, когда топливо будет значительно охлаждаться [11]. В связи с изложенным вязкость реактивных топлив типа ТС-1 при —40 °С не должна превышать 8 мм /с, вязкость топлива типа Т-1 — 16 мм /с, а топлива РТ—60 мм /с. От вязкости в значительной мере зависят также нротивоизносные свойства топлив [И]. При установлении верхнего и нижнего предела вязкости низкокипящих топлив, применяемых в быстроходных безкомпрес-сорных дизелях, руководствуются следующими соображениями. В этих двигателях топливо подается к форсункам плунжерными насосами под давлением 40—60 МПа. Зазоры между плунжером и стенками цилиндра насоса рассчитаны на минимальную вязкость топлива, обеспечивающую такую плотность зазоров, при которой топливо не вытекает через них и давление распыления не снижается. Верхний предел вязкости устанавливают с целью обес печения достаточного притока из питательного бака и тонкости распыливания этого топлива в форсунках. Поэтому вязкость, например, дизельных топлив, применяемых для автомобильных и тракторных двигателей, должна быть не ниже 0,5 и не выше 6 мм /с при 20 °С для зимних и 3,5 и 8 мм с соответственно для летних условий работы [20]. [c.35]
В дальнейшем круг вопросов, изучаемых термодинамикой, значительно расширился. В настоящее время термодинамика рассматривает большое количество физических и химических явлений, сопровождающихся энергетическими эффектами. На основе законов термодинамики изучаются, например, работа холодильных машин, процессы в компрессорах, в двигателях внутреннего сгорания, в реактивных двигателях, процессы при электролизе, работе гальванических элементов, при проведении различных химических реакций. Исследования методами термодинамики по.чволяют не только подводить энергетические балансы, но также определять, в каком направлении и до какого предела могут протекать процессы при заданных условиях. Термодинамика, таким образом, дает" возможность сознательно управлять различными физико-химическими процессами производств. [c.71]
Катализатор ВКС-8 в настоящий момент - наиболее эффективный аморфный катализатор для гидрокрекинга, который обеспечивает высокую избирательную способность по отношению к дистиллатам и получение высококачественного топлива для реактивных двигателей и дизельного топлива. Катализатор DN -8 обладает существенно улучшенной температурной активностью и стабильностью по сравнению с ранее разработанными поколениями с1морфных катализаторов фирмы ЮОПи. Как показано на Рис.З, катализатор ВЫС-8 требует более низкую температуру в начале процесса для достижения требуемой конверсии и дезактивируется в меньшей степени, в то же время поддерживая конверсию. Как показано на Рис.6, более чем 93% по объему среднего дистиллата (топливо для реактивных двигателей плюс дизельное топливо) могут быть получены из исходного вакуумного газойля. Конечно, на выход среднего дистиллата воздействует плотность исходного продукта, а также его характкристики, например, температура вспышки, точка текучести, граница отделения дистилляционной фракции и эквивалентная точка. Высокий выход высококачественных продуктов достигается при самых разнообразных условиях работы. [c.307]
В современных морских конструкциях практически не достигаются такие сочетания температур, нагрузок и продолжительности экаюзиции, которые вызывали бы горячее солевое растрескивание применяемых титановых сплавов. При обычно встречающихся на практике циклических изменениях температуры вероятность разрушения может быть меньше, чем в условиях постоянства температуры при лабораторных испытаниях. В то же время реактивные двигатели начинают применяться на морских судах, где продолжительность непрерывной работы может достигать нескольких сотен часов. В этих же условиях температуры и продолжительности экснозицип могут вдвое превосходить те, при которых горячее солевое растрескивание наблюдается в лабораторных экспериментах. [c.130]
Полезно отметить, что в топках турбокомпрессора воздушного реактивного двигателя не всегда четко можно отделить топочную камеру, где происходит процесс горения, от камеры смешения, в которой топочные газы разбавляются третичным воздухом. При нормальных условиях можно считать, что процесс в основном полностью заканчивается в самой топке, занимающей примерно половину объема всего топочного устройства. Соответственно этому пришлось бы удвоить тепловые характеристики, приведенные в табл. 23-2 для этих топок (Ытоп, топ). Пожалуй, еще более напряженно работают силовые топки прямоточного воздушного реактивного двигателя, в которых процесс идет при значительно меньшем избы-точном давлении , так как предварительная компрессия воздуха осущ ествляется в этом случае в диффузоре лишь за счет набегания сна ряда на неподвижный воздух. Несмотря на значительно меньшие весовые скорости воздушного потока (Уо о) по сравнению с топками турбокомпрессора воздушного реактивного двигателя, эти топки обеспечивают не меньшие тйтЛовые нагрузки, а в соответствующих случаях и значительно превышают их. [c.263]
Несмотря па то, что вибрационное горение известно давно, и ему пссвящепо сранительно много работ, далеко не все вопросы теории этого явления разработаны. В результате осповныо теоретические выводы сводятся к утверждению, что частоты колебаний определяются акустическими свойствами системы, условия возбуждения сводятся к критерию Рэлея (неточность которого будет показана в гл. III), а из большого количества возможных механизмов обратной связи до сих пор достаточно подробно рассмотрен (применительно к жидкостным реактивным двигателям) лишь так называемый механизм Крокко. [c.10]
При адиабатич. сжигании горючей смеси, т.е. в отсутствие теплообмена между реагирующей системой и окружающей средой, м. б. рассчитаны кол-во выделившегося при Г. тепла, т-ра Тр, к-рая была бы достигнута при полном сгорании (т. наз. адиабатич. т-ра Г.), и состав продуктов, если известны состав исходной смеси и термодинамич. ф-ции исходной смеси и продуктов. Если состав продуктов заранее известен, 7f- м.б. рассчитана из условия равенства внутр. энергии системы (при пост, объеме) или ее энтальпии (при пост, давлении) в исходном и конечном состояниях с помощью соотношения 7г = 7 - -йг/С где То-начальная т-ра смеси, С-средняя в интервале т-р от То до 7 - уд. теплоемкость исходной смеси (с учетом ее изменения при возможных фазовых переходах), йг УД- теплота сгорания смеси при т-ре 7 -. При относительном содержании До в смеси компоненты, полностью расходуемой в р-ции (напр., горючего), бг = 0 о> где б-тепловой эффект р-ции Г. Значение при пост, объеме больше, чем при пост, давлении, поскольку в последнем случае часть внутр. энергии системы расходуется на работу расширения. На практике условия адиабатич. Г. обеспечиваются в тех случаях, когда р-ция успевает завершиться прежде, чем станет существенным теплообмен между реакц. объемом и окружающей средой, напр, в камерах сгорания крупных реактивных двигателей, в больших реакторах, при быстро распространяющихся волнах горения. [c.595]
Для предотвращения и подавления кавитации в центробежных и вихревых насосах, работающих в условиях ограниченных надкавитационных напоров (на нагретых и легкокипящих жидкостях, при значительных высотах всасывания, значительных частотах вращения и т. п.), применяют различные способы увеличения надкавитационного напора. Одним из эффективных способов повыщения АЛ является установка на всасывании насосов бустер-ных насосов. Такими насосами могут быть щнеки, устанавливаемые на одном валу с основным насосом в жидкостных реактивных двигателях [47]. При установке щнековых преднасосов удается повысить кавитационный коэффициент быстроходности насосов до значения С = 2500-н3000. Подробные сведения по этому вопросу приведены в работе [47]. [c.121]
Развитие авиации идет путем возрастания скорости полетов и высотности. Это приводит к тому, что условия работы смазочных масел становятся все более тяжелыми. Повышается температура и увеличиваются нагрузки в трущихся деталях, уменьшается атмосферное давление, что приводит к усилению испаряемости масел и др. Особенно приходится считаться с непрерывным ростом температуры во всех узлах трения реактивных самолетов. Наиболее жесткие температурные условия создаются при полетах со сверхзвуковой скоростью в результате увеличения мощности двигателей и сильного повышения температуры воздуха поступающего в сопло двигателя за счет его адиабатического сжатия перед самолетом. На рис. 1, взятом из работы Дьюке-ка [6], показано увеличение температуры поступающего в самолет воздуха при различных скоростях и рост высоты полета самолетов по годам. Температура воздуха, поступающего в самолет, повышается при скорости полета 2,2 М (2310 км1час) на 150°, а при скорости полета 3,0 М (3150 км1час) —на 320". В таких условиях масло нагревается до 250—300° и более. [c.69]
Во время дискуссии возникло много вопросов, связанных с задачами стабилизации пламени. Скарлок заявил, что его данные по срыву коррелируются шириной стабилизатора в степени 0,5 даже при очень малой блокировке. Жукоский ответил, что, согласно данным Лаборатории реактивных двигателей, максимальная скорость срыва не зависит от масштаба, если стабилизаторы работают при низких блокирующих отношениях, когда свободный пограничный слой является ламинарным. Но он отметил, что при получении этих результатов критерием срыва являлось условие гашения остаточного, а не распространяющегося пламени. Он предположил также, что, очевидно, закон в степени 0,5 может описать срыв распространяющегося пламени в ламинарном режиме течения. [c.389]
Испаряемость топлив приобретает большое значение при запуске поршневых двигателей с искровым зажиганием и воздушно-реактивных двигателей, особенно при их работе в условиях низких температур окружаюш его воздуха. В этих условиях или при применении плохоиспаряющихся топлив состав образующейся горючей смеси не соответствует пределам воспламенения. [c.117]
Для смазки реактивных двигателей вначале успешно использовали маловязкие минеральные масла без каких-либо присадок. По мере развития авиационной техники с появлением более совершенных двигателей условия работы масел в газотурбинных двигателях ужесточились. Это привело к тому, что наряду с минеральными маслами начали использовать масла на синтетической основе. Кроме того, в масла стали добавлять присадки различного функционального назначения, преимущественно беззольные антиокислительные и противоизносные. [c.247]
chem21.info
