Sw-motors.ru

Автомобильный журнал
2 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Авиационный двигатель

Авиационный двигатель

Значение слова «Авиационный двигатель»

Авиационный двигатель, тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и др.). К А. д. предъявляются весьма высокие требования: максимальная мощность (или тяга) в агрегате при минимальной массе, относимой к единице мощности (тяги), и минимальных габаритных размерах (особенно площади поперечного сечения, от которой зависит лобовое сопротивление); минимальный расход горючего и смазки на единицу мощности (тяги); надёжность, длительность и простота эксплуатации при дешевизне производства. Процесс развития А. д. проходил несколько стадий. Первым А. д. был паровой двигатель на самолёте А. Ф. Можайского (1885). Последующие А. д. во всех странах конструировались на основе поршневого двигателя внутреннего сгорания. Основными факторами, обусловившими развитие А. д., были необходимость увеличения скорости и грузоподъёмности самолёта, требования к которым росли довольно быстро. В качестве базового был выбран бензиновый двигатель как наиболее лёгкий. Его совершенствование велось, с одной стороны, путем всемерного облегчения всех деталей за счет применения высокопрочных материалов и форсирования рабочего процесса (для чего была разработана конструкция нагнетателя для наддува двигателя), а с другой стороны, повышением кпд воздушного винта (для чего к двигателю, частота вращения которого всё увеличивалась, присоединяли редуктор, снижавший частоту вращения винта для обеспечения максимального кпд). К 40-м гг. 20 в. поршневые А. д. достигли предела своих возможностей на пути дальнейшего повышения скорости самолёта встал звуковой барьер, для преодоления которого потребовалось резкое увеличение мощности А. д. Такой скачок стал возможным в результате перехода к газовой турбине и реактивному двигателю.

Различные типы и классы самолётов требуют различных А. д. как по мощности, так и по принципу создания тяги. Поэтому существующие А. д. подразделяются (рис. 1) на винтовые, создаюшие тягу вращением воздушного винта, реактивные, в которых тяга возникает в результате истечения с большой скоростью рабочих газов из реактивного сопла. Комбинированные — турбовинтовые двигатели (ТВД) — основная тяга создается воздушным винтом, а довольно значительная дополнительная тяга (8—12 %) — за счет истечения продуктов сгорания (рис. 2).

Поршневые А. д. лучших типов, достигшие высокой степени совершенства, обеспечивали скорость до 750 км/ч. Более высоких скоростей они не могли создать вследствие большой удельной массы (массы, приходящейся на единицу мощности) и необходимости в воздушном винте, кпд которого уменьшается с увеличением скорости полёта. Поршневые А. д. устанавливаются на самолётах с невысокими скоростями полёта, соответственно 0,2—0,5 М (где ММ-число), т.е. 200—500 км/ч, а также на вертолётах, турбовинтовые А. д. — на самолётах при скоростях полёта соответствующих 0,5—0,8 М, т. е. 500—800 км/ч и на вертолётах. Первые турбореактивные двигатели (ТРД) (рис. 3), появившиеся в конце Великой Отечественной войны, позволили увеличить скорость до 960 км/ч.

Удельная масса поршневых А. д. составляет 540—680 г/квт (400—500 г/л. с.); турбовинтовых А. д. 140—400г/квт (100—300 г/л. с.); если отнести массу не к единице мощности, а к единице тяги, создаваемой воздушным винтом, то удельная масса будет меняться при изменении скорости полёта вследствие изменения кпд винта, в то время как удельная масса турбореактивного двигателя в пределах скоростей до 750 км/ч практически остаётся постоянной (табл.). Это и делает турбореактивный А. д. наиболее выгодным при больших скоростях полёта.

Примерные значения удельной массы А. д. — массы отнесенной к единице тяги (г/н) в зависимости от режима работы двигателя

Определение слова «Авиационный двигатель»

Большая советская энциклопедия:

Авиационный двигатель
Тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и др.). К А. д. предъявляются весьма высокие требования: максимальная мощность (или тяга) в агрегате при минимальной массе, относимой к единице мощности (тяги), и минимальных габаритных размерах (особенно площади поперечного сечения, от которой зависит лобовое сопротивление); минимальный расход горючего и смазки на единицу мощности (тяги); надёжность, длительность и простота эксплуатации при дешевизне производства. Процесс развития А. д. проходил несколько стадий. Первым А. д. был паровой двигатель на самолёте А. Ф. Можайского (1885). Последующие А. д. во всех странах конструировались на основе поршневого двигателя внутреннего сгорания (См. Двигатель внутреннего сгорания). Основными факторами, обусловившими развитие А. д., были необходимость увеличения скорости и грузоподъёмности самолёта, требования к которым росли довольно быстро. В качестве базового был выбран бензиновый двигатель как наиболее лёгкий. Его совершенствование велось, с одной стороны, путем всемерного облегчения всех деталей за счет применения высокопрочных материалов и форсирования рабочего процесса (для чего была разработана конструкция нагнетателя для наддува двигателя), а с другой стороны, повышением кпд воздушного винта (См. Воздушный винт) (для чего к двигателю, частота вращения которого всё увеличивалась, присоединяли редуктор, снижавший частоту вращения винта для обеспечения максимального кпд). К 40-м гг. 20 в. поршневые А. д. достигли предела своих возможностей на пути дальнейшего повышения скорости самолёта встал звуковой барьер, для преодоления которого потребовалось резкое увеличение мощности А. д. Такой скачок стал возможным в результате перехода к газовой турбине (См. Газовая турбина) и реактивному двигателю (См. Реактивный двигатель).
Различные типы и классы самолётов требуют различных А. д. как по мощности, так и по принципу создания тяги. Поэтому существующие А. д. подразделяются (рис. 1) на винтовые, создаюшие тягу вращением воздушного винта, реактивные, в которых тяга возникает в результате истечения с большой скоростью рабочих газов из реактивного сопла. Комбинированные — турбовинтовые двигатели (См. Турбовинтовой двигатель) (ТВД) — основная тяга создается воздушным винтом, а довольно значительная дополнительная тяга (8—12 %) — за счет истечения продуктов сгорания (рис. 2).
Поршневые А. д. лучших типов, достигшие высокой степени совершенства, обеспечивали скорость до 750 км/ч. Более высоких скоростей они не могли создать вследствие большой удельной массы (массы, приходящейся на единицу мощности) и необходимости в воздушном винте, кпд которого уменьшается с увеличением скорости полёта. Поршневые А. д. устанавливаются на самолётах с невысокими скоростями полёта, соответственно 0,2—0,5 М (где М — М-число), т.е. 200—500 км/ч, а также на вертолётах, турбовинтовые А. д. — на самолётах при скоростях полёта соответствующих 0,5—0,8 М, т. е. 500—800 км/ч и на вертолётах. Первые турбореактивные двигатели (См. Турбореактивный двигатель) (ТРД) (рис. 3), появившиеся в конце Великой Отечественной войны, позволили увеличить скорость до 960 км/ч.
Удельная масса поршневых А. д. составляет 540—680 г/квт (400—500 г/л. с.); турбовинтовых А. д. 140—400г/квт (100—300 г/л. с.); если отнести массу не к единице мощности, а к единице тяги, создаваемой воздушным винтом, то удельная масса будет меняться при изменении скорости полёта вследствие изменения кпд винта, в то время как удельная масса турбореактивного двигателя в пределах скоростей до 750 км/ч практически остаётся постоянной (табл.). Это и делает турбореактивный А. д. наиболее выгодным при больших скоростях полёта.
Примерные значения удельной массы А. д. — массы отнесенной к единице тяги (г/н) в зависимости от режима работы двигателя
———————————————————————————————
| Режим работы | Винтовые А.д. | ТРД |
| двигателя | | |
|——————————————————————————————|
| | поршневые | турбовинтовые | |
|——————————————————————————————|
| Взлетный режим | 33 | 20 | 17 |
|——————————————————————————————|
| Крейсерский режим | 57 | 35 | 17 |
| при скорости | | | |
| полета самолета | | | |
| 360 км/ч | | | |
|——————————————————————————————|
| 750 км/ч | 180 | 110 | 17 |
———————————————————————————————
В 1965—1967 появились весьма легкие турбореактивные А. д. для самолётов вертикального взлёта и посадки (СВВП). Их удельная масса находится в пределах 6—7 г/н. На основе ТРД и ТВД разработаны т. н. двухконтурные турбореактивные двигатели (См. Двухконтурный турбореактивный двигатель) (ДТРД) (рис. 4). Их особенностью является создание двух реактивных потоков: одного внутреннего, или центрального, из высокотемпературных продуктов сгорания, поступающих в реактивное сопло из газовой турбины, и второго, концентрически окружающего первый и состоящего из воздуха, который прогоняется компрессором второго контура.
Двухконтурные ТРД применяются на самолётах с дозвуковыми скоростями; благодаря малому расходу топлива они могут успешно конкурировать как с обычными ТРД, так и с ТВД.
Тяга ТРД при сверхзвуковых скоростях полёта возрастает (рис. 5). Удельную массу турбореактивных А. д. за период 1939—67 удалось существенно снизить (рис. 6).
Схемы турбореактивных А. д. для дозвуковых и сверхзвуковых самолётов различны (рис. 7). При сверхзвуковых скоростях полёта температура воздуха и газа в турбореактивных А. д. весьма велика. Воздухозаборник, обеспечивающий наибольшее использование скоростного напора воздуха с минимальными потерями, необходимо выполнять с регулируемыми размерами и изменяемой формой. Для увеличения тяги А. д. применяют форсажную камеру (См. Форсажная камера). При этом реактивное сопло выполняют также с регулируемыми размерами и формой.
А. д. представляет собой автоматическую систему, которая позволяет освободить лётчика от управления двигателем в полёте. Автоматически поддерживаются на заданном уровне давление топлива, температура газов перед турбиной и другие параметры, независимо от высоты полёта.
Дальнейшее развитие А. д. предусматривает следующие основные направления, на которых концентрируются главные усилия конструкторов в разных странах, разрабатывающих А. д.: обеспечение высоких скоростей и больших высот полёта, а также непрерывное повышение грузоподъёмности самолёта, что требует создания А. д., развивающих большую тягу с наименьшим расходом топлива, с малой удельной массой и большим ресурсом работы (т. е. длительностью периода работы двигателя между ремонтами, выражаемого обычно в часах). Для этого приходится повышать температуру газа перед турбиной, что ведёт к применению охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток. С другой стороны, стремятся снизить расход энергии во всех элементах А. д., для чего требуется повышение кпд компрессоров, турбин, форсажных камер и т. п. Повысить температуру газов можно применением жаропрочных материалов (ниобий, молибден) для лопаток турбины и других деталей, соприкасающихся с высокотемпературными газами. Снижения удельной массы можно достигнуть использованием материалов с низкой плотностью (титановые, бериллиевые сплавы). На крупные пассажирские и транспортные самолёты целесообразно устанавливать двухконтурные А. д. с форсажной камерой, обеспечивающие большой диапазон скоростей полёта, и двухконтурные А. д. со степенью двухконтурности (т. е. соотношением температуры первого и второго контуров) 6—8 для получения больших значений тяги при высокой экономичности.
Лит.: Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс, М., 1955; Теория реактивных двигателей, М., 1958; Конструкция авиационных газотурбинных двигателей, М., 1961; Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, № 3, с. 6—13; 1966, № 2, с. 60—64; 1967, № 7, с. 57—61.
С. К. Туманский, Г. С. Скубачевский.

Читать еще:  Что такое свап двигателя субару

Рис. 1. Классификация авиационных двигателей.

Рис. 4. Принципиальная схема двухконтурного турбореактивного двигателя: 1 — первый (внутренний) контур; 2 — второй (внешний) контур.

Рис. 5. Изменения тяги Р турбореактивного двигателя в зависимости от М-числа.

Рис. 6. Изменение удельной массы турбореактивных двигателей по годам.

Рис. 7. Сравнительная схема турбореактивного двигателя: ниже осевой линии для дозвуковых (ок. 850 км/ч) и выше осевой линии для сверхзвуковых (ок. 3000 км/ч) самолётов; 1 — воздухозаборник с регулируемыми размерами и формой; 2 — форсажная камера; 3 — сопло с регулируемыми размерами и формой; 4 — воздухозаборник нерегулируемый; 5 — сопло нерегулируемое.

Техника. Современная энциклопедия:

авиационный двигатель
Двигатель, предназначенный для использования на самолётах, вертолётах, дирижаблях и других летательных аппаратах. Главным отличием авиационных двигателей от двигателей, применяемых на других транспортных средствах, является большая мощность при сравнительно малых размерах, высокая надёжность, экономичность в расходе топлива, способность бесперебойно работать в условиях перевёрнутого полёта и при действии на него любых перегрузок, возникающих в полёте.
С момента зарождения авиации и до сер. 40-х гг. 20 в. в качестве авиационных использовались поршневые двигатели внутреннего сгорания. В сочетании с воздушным винтом (движителем) двигатель образовывал винтомоторную установку самолёта, и самолёты называли винтомоторными. Поршневые двигатели выпускались с жидкостным и воздушным охлаждением. В зависимости от мощности двигателя он мог иметь от 8 до 36 цилиндров. В двигателях с воздушным охлаждением цилиндры располагались радиально относительно оси двигателя по 5–9 в одной плоскости (т. н. звезда). Наиболее мощные двигатели воздушного охлаждения имели две, а иногда и четыре звезды. К сер. 40-х гг. поршневые двигатели достигли высокого уровня совершенства. Самолёты-истребители, напр., оснащённые такими двигателями, к кон. 2-й мировой войны летали со скоростью 700–750 км/ч и могли подниматься на высоту до 10 км. Однако дальнейшее увеличение высотности и скорости этих самолётов ограничивалось необходимостью значительного увеличения мощности двигателя и падением кпд воздушного винта на скоростях, приближавшихся к скорости звука. В сер. 40-х гг. появились силовые установки на базе газотурбинных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Последние в авиации практически не применялись (гл. обр. из-за большого удельного расхода топлива), кроме как на экспериментальных летательных аппаратах, и сохранились лишь в ракетостроении. ВРД получили преимущественное распространение, вытеснив поршневые двигатели сначала в военной, а затем и в гражданской авиации. С 80-х гг. поршневые двигатели остаются лишь на легкомоторных спортивных и учебных самолётах и на лёгких вертолётах. Основное отличие ВРД от силовых винтомоторных установок с поршневыми двигателями заключается в том, что у поршневого двигателя мощность на валу и, следовательно, тяга винта с увеличением скорости полёта уменьшается, тогда как мощность ВРД с увеличением скорости растёт. Применение ВРД позволило сначала освоить околозвуковые скорости полёта, а затем достичь скоростей, в 2–3 раза превышающих скорость звука. С 80—90-х гг. на пассажирских авиалайнерах и самолётах военной авиации устанавливаются преимущественно турбореактивные двигатели, а на самолётах местных воздушных линий и на вертолётах – турбовинтовые двигатели. Созданы турбореактивные двигатели с поворотными соплами, позволяющие самолётам осуществлять вертикальные взлёт и посадку (их называют подъёмно-маршевыми двигателями), двигатели специально для работы в вертикальном положении, действующие только во время взлёта и посадки.

Читать еще:  Что сделать старому двигателю

© «СловоТолк.Ру» — толковые и энциклопедические словари, 2007-2020

Как летает ЯК-40ЛЛ со сверхпроводящим электродвигателем

Эксперты отмечают четкую слаженность совместной работы систем самолета и ГСУ, в состав которой входит первый в мире сверхпроводящий электрический авиадвигатель. Он дополняет два турбореактивных двигателя самолета. Применение технологий высокотемпературной сверхпроводимости в перспективе позволит существенно снизить массу и габариты электрических машин и повысить КПД. Для авиации это критически важно: полет — всегда борьба с весом. И здесь мы опережаем мир на 2-3 года, потому что подобный подход еще никто не демонстрировал и такие технологии не показывал.

Сверхпроводящий электродвигатель мощностью 500 кВт, вращающий воздушный винт, расположен в носовой части Як-40ЛЛ. Там же находится и система криогенного охлаждения на жидком азоте. Питание электродвигателя осуществляется от электрического генератора, вращаемого турбовальным газотурбинным двигателем, он установлен в хвостовой части, и блока аккумуляторных батарей. Взлетаешь на электромоторе, там, где можно, запускаешь газотурбинный двигатель, на разрешенной высоте подзаряжаешь аккумулятор, продолжаешь полет опять на электричестве и садишься на винтах.

До начала летных испытаний уникальный мотор и его элементы прошли стендовые испытания в ЦИАМ. Затем ГСУ была установлена на самолет Як-40, на базе которого в СибНИА создали летающую лабораторию. После подтверждения устойчивой совместной работы электродвигателя и всех систем самолета в ходе комплекса наземных испытаний Як-40ЛЛ перешел на этап летных испытаний.

По словам ученых, они надеются к 2026-2027 году получить полностью весь набор технологий, который позволит создать к 2030 году региональный самолет на такой гибридной схеме. Но намерены идти еще дальше, а именно использовать в двигателе в качестве хладагента не азот, а сжиженный водород, который будет и топливом. Он фактически вообще не дает никаких выбросов. Это будет еще более сложная схема — для больших самолетов, для дальней авиации. Однако это уже перспектива 2035 года и дальше.

ГСУ «электролета» разработана Центральным институтом авиационного моторостроения имени П.И. Баранова (ЦИАМ, входит в НИЦ «Институт имени Н.Е. Жуковского») в широкой кооперации отечественных предприятий. Так, инновационный электродвигатель создан компанией «СуперОкс» по заказу Фонда перспективных исследований. В числе участников работы — ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина» (СибНИА, также входит в НИЦ «Институт имени Н.Е. Жуковского»), Уфимский государственный авиационный технический университет, Московский физико-технический институт, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет). Заказчиком научно-исследовательской работы «Электролет СУ-2020» выступает министерство промышленности и торговли Российской Федерации.

— На МАКС-2019 мы представляли модель этой летающей лаборатории и отдельные элементы силовой установки. А на МАКС-2021 она уже взлетела в небо. За эти два года ЦИАМ и наши партнеры по проекту получили ценный практический опыт по разработке гибридных силовых установок и применению сверхпроводимости в электродвигателях. Наработанный опыт мы уже применяем в других проектах, в том числе с использованием водорода в качестве топлива, — заявил генеральный директор ЦИАМ Михаил Гордин.

— Мы создаем сверхпроводниковые материалы и технологии, которые нужны для создания эффективных электрических летательных аппаратов. В ходе МАКС мы вместе с нашими коллегами наглядно продемонстрировали очень важный шаг на этом пути — летающая лаборатория со сверхпроводниковым электродвигателем совершила первый демонстрационный полет. Cверхпроводники в перспективе в сочетании с водородным топливом открывают реальный путь для создания эффективной и экологичной авиации, — уверен председатель совета директоров «СуперОкс» Андрей Вавилов.

— В летных испытаниях самой сложной задачей было определить влияние на работу маршевых двигателей обдувки винта электрического мотора в полете и особенности при его отказе, что удалось проверить при выполнении подлетов, а также определение особенности продольной устойчивости самолета при возникающих перебалансировках. Все оказалось в допустимых пределах, — говорит генеральный директор СибНИА, заслуженный летчик-испытатель РФ Владимир Барсук.

Исследованием малошумных и экологичных ГСУ, прежде всего для перспективных серийных самолетов малой и региональной авиации, занимаются все разработчики авиационной техники мира. Их преимущество состоит в возможности, с одной стороны, получить выгоду от энергоэффективных, экологически чистых электрических технологий, с другой — сохранить приемлемую весовую эффективность за счет оптимизации конструкции и режимов работы газотурбинных или поршневых авиационных двигателей.

— Технологии, которые мы применяем в нашем «электролете» — это прорыв для мирового авиастроения. Пока мы испытываем инновационные электрические двигатели на летающей лаборатории, но примерно к 2030 году НИЦ «Институт имени Н.Е. Жуковского» рассчитывает представить уже целый ряд летательных аппаратов с принципиально иными экономическими и экологическими показателями, в том числе по шумности и выбросам. Этот технологический рывок невозможно было бы совершить без активной заинтересованности и финансирования Минпромторгом России и Фондом перспективных исследований, — резюмирует генеральный директор НИЦ «Институт имени Н.Е. Жуковского» Андрей Дутов.

05.07.05 — Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Описание файла

Файл «05.07.05 — Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов» внутри архива находится в папке «05.07.05 — Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов». PDF-файл из архива «05.07.05 — Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», который расположен в категории «программы вступительных испытаний». Всё это находится в предмете «поступление в аспирантуру» из аспирантуры и докторантуры, которые можно найти в файловом архиве МАИ. Не смотря на прямую связь этого архива с МАИ, его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе «остальное», в предмете «поступление в аспирантуру» в общих файлах.

Просмотр PDF-файла онлайн

Текст из PDF

ВведениеВ основу настоящей программы положены следующие дисциплины: теоретическаямеханика; теория надежности и эффективности; теория переходных процессов; теорияоптимизации;термодинамика;физико-химическиезаконыгорения;методыпреобразования энергии; теория проектирования и технология создания двигателей иэнергоустановок летательных аппаратов; теория колебаний; теория вероятности и математическая статистика; математическое моделирование рабочих процессов и этаповжизненного цикла двигателей и энергоустановок летательных аппаратов.Программа разработана экспертным советом Высшей аттестационной комиссииМинистерства образования Российской Федерации по авиационно-космической и ракетнойтехнике при участии МАИ (ТУ) им. С. Орджоникидзе, МГТУ им.

Н.Э. Баумана, ЦАГИим. Н.Е. Жуковского и ЦИАМ им. П.И. Баранова.1. Авиационные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов1.1. Воздушно-реактивные двигатели (ВРД). Классификация и принципы действияВРД. Двигатели прямой и непрямой реакции. Основные параметры, характеризующиеВРД.

Читать еще:  Что такое холостой оборот двигателя

Термодинамические циклы ВРД. Работы и КПД, зависимые от основных параметроврабочего процесса и условий полета. Эффективная и внутренняя тяга. Тяговая мощность,полный и полетный КПД двигателей. Пути совершенствования ВРД как движителя.Входные устройства ВРД. Основные параметры, характеризующие работу входныхустройств.

Возможные типы входных устройств для сверхзвуковых скоростей полета.Выходные устройства ВРД (реактивные сопла ВРД). Принципиальные схемыдозвуковых и сверхзвуковых выходных устройств. Основные параметры характеризующиеих работу. Сопло Лаваля и выходные устройства других схем. Реверсивные устройства.Типы камер сгорания ВРД.

Требования к камерам сгорания. Основные параметры,характеризующие их эффективность. Топлива ВРД. Типы форсажных камер ТРДФ иТРДДФ. Камеры сгорания СПВРД. Принципы организации рабочего процесса впрямоточных камерах сгорания различных схем. Принципиальные схемы подачи топлива вкамеры сгорания двигателей.Компрессор и турбина в системе ВРД. Основные схемы и требования к компрессорам итурбинам ГТД.

Область и линия рабочих режимов на характеристиках вентилятора икомпрессоров при их работе в системе ТРД и ТРДД. Границы устойчивой работыкомпрессора. Двух- и трехкаскадные компрессоры в системе ТРД и ТРДД. Способыобеспечения устойчивой работы компрессора. Основные типы и параметры турбинныхступеней ГТД. Одноступенчатые и многоступенчатые турбины.Классификация ГТД. Преимущества и недостатки различных типов ГТД, диапазонвозможного применения по скорости и высоте полета. Понятие расчетного режима работыдвигателя. Цель и порядок термогазодинамического расчета. Конструкция ипроектирование ГТД.Турбореактивные (ТРД) и турбореактивные форсированные (ТРДФ) двигатели.Параметры рабочего процесса ТРД и ТРДФ. Зависимость удельных параметровдвигателей от параметров рабочего процесса и условий полета.

Влияние параметроврабочего процесса и типа двигателя на удельную массу. Оптимальные параметрыдвигателей и их зависимости от условий полета. Высотно-скоростные и дроссельныехарактеристики ТРД и ТРДФ. Методы расчета характеристик двигателя. Колебанияконструкций ГРД.Турбореактивные двухконтурные (ТРДД) и турбореактивные форсированные (ТРДД)двигатели. Классификация ТРДД и ТРДДФ по схеме проточной части и роторадвигателя. Параметры рабочего процесса ТРДД и ТРДДФ. Зависимости удельной тяги иудельного расхода топлива ТРДД от параметров рабочего процесса и степенидвухконтурности. ТРДД со смешением потоков.

Оптимальное распределение энергии поконтурам. Оптимальная степень двухконтурности. Высотно-скоростные и дроссельныехарактеристики нефорсированного ТРДД. Удельные параметры ТРДДФ с общейфорсажной камерой и с форсажем в наружном контуре. Высотно-скоростные идроссельные характеристики ТРДДФ. Методы расчета характеристик ТРДДФ.Турбовинтовые, турбовальные ГТД и энергоустановки. Турбовинтовые двигатели(ТВД).

Оптимальное распределение свободной энергии между винтом и реактивнымсоплом. Влияние параметров рабочего процесса на удельную мощность, удельный расходтоплива и удельную массу ТВД. Двигатели и энергоустановки с регенерацией тепла.Высотно-скоростные и дроссельные характеристики. Скоростные винтовентиляторныедвигатели (ТВВД). Вертолетные ГТД. Схемы силовых установок вертолетов.Двигатели для самолетов вертикального и укороченного взлета и посадки (СВВП).Общие требования к силовым установкам СВВП. Эжекторные увеличители тяги.Сравнение различных силовых установок СВВП.Динамика ГТД. Виды переходных режимов. Требования к динамике современныхавиационных двигателей. Процессы приемистости и сброса газа у ТРД, ТРДД и ТВД.

Путиулучшения приемистости ГТД. Общая характеристика процесса запуска ГТД. Запуск вполете. Авторотация.Принципиальные схемы прямоточных и основных типов комбинированных двигателей.Возможные области применения. Виды топлива, используемого этими двигателями.Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Удельные параметры ПВРД и ихзависимость от параметров рабочего процесса и условий полета. Особенности рабочегопроцесса гиперзвукового прямоточного двигателя (ГПВРД).

Тягово-экономическиехарактеристики ПВРД.Комбинированные ВРД. Турбопрямоточные двигатели. Схемы двигателей на базе ТРД иТРДД. Ракетно-турбинные двигатели (РТД). Схемы, рабочий процесс. Областиприменения этих двигателей.1.2. Двигатели внутреннего сгорания (ДВС). Двигатели внутреннего сгорания какисточник энергии. Классификация ДВС. Основные схемы ДВС. Четырех- и двухтактныедвигатели с искровым зажиганием. Двигатели дизеля (четырех- и двухтактные). Рабочиециклы ДВС.

Пути дальнейшего совершенствования ДВС.Термодинамические циклы различных типов ДВС и их основные параметры.Индикаторные диаграммы. Работа цикла. Термический КПД цикла. Эффективная работа иэффективный КПД. Среднее индикаторное давление.Наддув ДВС и его влияние на характеристики. Типы систем наддува и их сравнение.Приводной компрессор. Турбонаддув. Влияние наддува на параметры ДВС.Контактная система зажигания. Калильное число.

Контактно-транзисторная системазажигания. Электронная бесконтактная система зажигания с датчиком Холла. Цифроваясистема зажигания.Токсичность выхлопа продуктов сгорания ДВС. Методы измерения токсичности ДВС.Дополнительные устройства снижения токсичности (нейтрализаторы, термическиереакторы, системы рециркуляции).1.3. Использование авиационных двигателей для создания комбинированныхэнергоустановок. Назначение комбинированных энергоустановок различных типов.Особенности схем с утилизацией тепла выхлопных двигателей и дополнительнымподводом тепла по тракту комбинированной энергоустановки. Открытые и закрытыеутилизационные циклы. Типы парогенерирующих устройств.

Классификациякомбинированных энергоустановок на базе авиационных ГТД.Понятие об эффективности КПД установки и коэффициенте использования тепла.Использование «родной» или специально создаваемой свободной турбины. Редукторныеи безредукторные схемы. Возможности использования авиационных редукторов.Промежуточный подогрев.Схемы комбинированных установок со средненапорным, низконапорным иутилизирующим парогенератором или водогрейным котлом. Схема с использованиемгазогенератора двухвального ГТД и определение его параметров при демонтажекомпрессора низкого давления. Форсирование газогенератора по оборотам и температурегаза.Возможные схемы использования исходного ТРДД полный или частичный демонтажвентилятора, узла промежуточных ступеней, определение параметров турбины придемонтаже узла компрессора низкого давления. Схема с размещением конденсатора вовнешнем контуре. Использование полного двигателя — альтернатива использования ГТУповышенной мощности.Пути и методы дальнейшего совершенствования комбинированных энергоустановок набазе авиационных двигателей.2.

Ракетные двигатели2.1. Общие вопросы теории ракетных двигателей. Типы ракетных двигателей (РД).Классификация РД. Ракетные двигатели на химических топливах: ЖРД, РДТТ, ГРД.Ядерные ракетные двигатели. Лазерные и солнечные двигатели. Особенности и областиприменения различных типов РД.Уравнения тяги РД. Коэффициенты полезного действия РД (термический, тяговый,общий).

Характеристические параметры РД: удельный импульс, характеристическаяскорость, коэффициент тяги сопла, удельная масса. Оценка потерь в камере РД. Расчеттяги и удельного импульса камеры РД с использованием газодинамических функций.Устройство и оценка совершенства сопел. Режимы недорасширения и перерасширения.Тяга камеры при отрыве потока от стенок сопла. Анализ и оценка потерь в соплах.Высотная характеристика. Регулирование высотности сопла.

Дроссельнаяхарактеристика ЖРД.Основные сведения о жидких, твердых и гибридных ракетных топливах и их физикохимические характеристики. Топлива гидрореагирующих РД. Воспламенение топлив.Основы расчетов термохимических свойств топлив.Особенности конвективного теплообмена в камере сгорания и сопле. Методы расчетаконвективных тепловых потоков на основе решения уравнений пограничного слоя.Расчеты конвективного теплообмена на основе теории подобия.Лучистый теплообмен в условиях камеры сгорания и сопла РД.

Расчет лучистыхтепловых потоков.Теплозащитные покрытия и механизмы их разрушения.2.2. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). Процессы в камересгорания и их расчет. Выбор и определение основных параметров камерысгорания. Приведенная длина камеры сгорания.Особенность процессов в газогенераторах (однокомпонентных и двухкомпонентных,окислительных и восстановительных).

Особенности и схемы теплозащиты стенок камерыЖРД.Неустойчивость рабочего процесса в ЖРД.Типы систем подачи в ЖРД и области их применения. Расчет и выбор оптимальнойсистемы подачи в зависимости от назначения двигателя и энергоустановки.Принципиальные схемы ТНА. Расчет основных параметров турбин и насосов ТНА.Совместная работа насосов с турбиной.Факторы, определяющие экономичность системы ТНА. Потери в насосах, турбинах имагистралях.Особенности расчета ЖРД с дожиганием.Регулирование тяги ЖРД с дожиганием.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector