Курсовая работа: Реактивні двигуни

Якщо все паливо, що витрачається РРД, до надходження в камеру згоряння проходити через відповідні газогенератори і турбіни, те в камеру згоряння вводяться і доспалюються в ній газ з надлишком палива і газ з надлишком окислювача.Ракетні двигуни твердого палива немають системи подачі палива, що істотно спрощує їхню конструкцію. Заряд твердого палива міститься в камеру згоряння. Запалення заряду здійснюється запалювачем. У результаті згоряння палива утворяться високотемпературні продукти згоряння, що, минаючи сопло, створюють реактивну тягу. РРД і РДТТ мають свої переваги і недоліки.

Так, у РРД більш високі питомі імпульси і менша маса, вони здатні багаторазово пускатися й у широких межах регулювати тягу, але більш складні в конструктивному відношенні. РДТТ мають поки менші значення питомого імпульсу, велику масу, але прості по конструкції, надійні в експлуатації і швидше готуються до пуску, ніж РРД (рис. 2).

Рис. 2 - Схема двигуна твердого палива

2.1 Принцип роботи реактивних двигунів

Останні 10 - 15 років характеризуються інтенсивним розвитком реактивних двигунів, принцип прибудую яких уже добрі відомий. Уявимо собі камеру із соплом наповнену газом, що володіє високим тиском і температурою ( I). Під впливом різниці тисків усередині і поза судиною, газ через сопло почне вільно витікати в атмосферу. Тиск газу на бічні стінки камери і сопла буде однаковим у будь-якому напрямку, але на торцеву стінку тиск виявиться більше, ніж на протилежну стінку, у якій розташоване сопло, і з'явиться реактивна сила тяги R. Вона являє собою рівнодіючу всіх сил у напрямку осі камери і сопла, і під тиском її камера буде пересуватися убік, зворотний витіканню газового струменя. Природно, що величина реактивної сили, чи тяги, як її звичайно називають, визначається кількістю і швидкістю газу, що випливає; остання у свою чергу залежить від тиску і температури газу.

Очевидно, що якщо в камері буде мати місце газоутворення, що компенсує витрату газу через сопло, то реактивна сила не буде слабшати в міру витікання газів і може змусити камеру і літальний апарат, зв'язаний з нею, переміщатися з великою швидкістю на величезні відстані. Така камера із соплом є прообразом сучасного реактивного двигуна.

Варто розрізняти два принципово різних типи літальних апаратів і реактивних двигунів, що приводять їх у рух; один з їх пристосований для польотів тільки в повітряному просторі, другий не має потреби в повітряному середовищі для свого польоту.

Поле літального апарата (літака) у повітряному просторі відбувається за законами аеродинаміки. Сила опору Q, що впливає на крило літака при його польоті в повітрі, може бути розкладена на дві складові: вертикальні сили А, що називається піднімальною силою, і горизонтальну силу W, називану лобовим опором. Піднімальна сила виникає тому, що тиск під крилом завжди більше, ніж над крилом, і останнє як би спирається на повітря. При горизонтальному польоті піднімальна сила дорівнює вазі літака. Піднімальна сила є корисної, тому що вона підтримує літак у повітрі, і чим вона більше, тім більше може бути польотна ваги літака. Лобовий опір визначається опором повітря польоту літака; при рівномірному горизонтальному польоті він дорівнює тязі двигуна.

Лобовий опір є шкідливим, тому що заважає польоту літака, і чим вsy більше, тим більшою повинна бути тяга двигуна.

Як джерело тяги звичайно служить ПРД, що повинний працювати протягом усіх години польоту; у ньому для спалювання пального (гасу) використовується кисень навколишнього повітря, засмоктуваного в двигун. Це дозволяє не возити необхідний запас окислювача на бортe літака, але зате обмежує область застосування повітряно-реактивного двигуна нижніми шарами атмосфери (висотами до 30 - 35 км), де повітря ще досить щільне і може забезпечити живлення двигуна необхідною кількістю кисню.

Однак літак із ПРД у повітряному середовищі не може літати з гіперзвуковими швидкостями, що перевищують швидкість звуку в багато разів, через такі причини:

1. Зі збільшенням швидкості польоту лобовий опір зростає настільки різко, що ПРД не може розвивати потрібну тягу в прийнятних конструктивних формах.

2. При великих швидкостях польоту кінетичне нагрівання частин літака (особливо передньої кромки крил) і двигуна від швидкого стиску повітря і тертя настільки великий, що порушується належна міцність конструкції.

3. Еволюції літака при великих швидкостях і прискореннях практично дуже утруднені, тому що приводять до великих динамічних навантажень на крило літака.

4. При великих швидкостях різко погіршуються умови роботи екіпажу через серйозні перешкоди, що виникають при водінні літаків з такими швидкостями, і негативного впливу великих прискорень на фізіологію людини.

Подальше істотне збільшення швидкостей може бути отримано лише при польоті літального апарата (ракети) у безповітряному просторі, що відбувається за законами балістики - науки про рух артилерійських снарядів і інших тіл при стрільбі. При відсутності сили земного тяжіння ракета, запущена в безповітряний простір, летіла б прямолінійно і рівномірно відповідно до першого закону Ньютона. Однак насправді дійсності, під впливом земного тяжіння, ракета систематично опускається і траєкторія її польоту перетворюється в параболу (рис.. 3). Спочатку швидкість польоту ракети поступово зменшується, досягаючи мінімального значення в найвищій точці траєкторії, а потім знову наростає, досягаючи максимального значення при падінні на Землю.

Така ракета називається балістичною (на відміну від крилатої), тому що траєкторія її польоту, за винятком ділянки, що проходиться ракетою з працюючим двигуном (так званої ділянки активного польоту), є траєкторією вільно кинутого тіла. Практично термін «балістична ракета» прищепився лише до великих ракет далекої дії.

Подивимося, які сили впливають на балістичну ракету в найпростішому випадку: коли поле відбувається в безповітряному середовищі (аеродинамічний опір дорівнює нулю), при виключеному двигуні (поле по інерції на так називаній ділянці пасивного польоту), при відсутності впливу органів керування. Тоді зовнішньою силою, що впливає на ракету, є тільки сила ваг Р. Крім того, діють дві сили інерції: відцентрова Іц, що зумовлюється криволінійністю траєкторії, і сила інерції Іт оскільки має місце тангенціальне прискорення ракети. На першій половині траєкторії рух уповільнений, тобто прискорення спрямоване в сторону, протилежну руху; тому напрямок сили інерції збігається напрямком руху. Відповідно до відомого в механіку принципу Даламбера, рівнодійна всіх зовнішніх сил і сил інерції винна бути дорівнює нулю, тобто в даному випадку всі три сили взаємно врівноважуються.

Джерелом тяги на ракеті звичайно є або рідинний ракетний двигун, або ракетний двигун на твердому паливі, що працюють короткочасно, створюючи лише початковий імпульс (подальший політ ракети відбувається по інерції). У РРД для спалювання пального (наприклад, гасу) використовують спеціальний окислювач (наприклад, азотну кислоту чи рідкий кисень), який також повинен бути на борту ракети. У РДТТ окислювач міститься в паливі. Це набагато збільшує вагу потрібного для РРД і РДТТ палива, проте дозволяє ракеті літати в безповітряному просторі. При цьому більшість проблем, пов'язаних з польотом літака з гіперзвуковими швидкостями в повітряному середовищі, усувається: лобового опору немає, кінетичне нагрівання майже зникає, міцність конструкції істотно зростає (немає крил), а екіпаж відсутній. Чим вище початкова швидкість ракети, тім більше дальність її польоту. При досягненні визначеної швидкості траєкторія польоту ракети перетвориться в окружність близьку до неї замкнуту криву, що облямовує земну кулю. У цьому випадку рух буде відбуватися з рівномірною швидкістю, і тому сила інерції Іт буде дорівнює нулю. Таким чином, на ракету, що летить по круговій орбіті, діють тільки дві сили - сила ваги і відцентрова сила, що взаємно врівноважуються (так званий стан невагомості) і не дозволяють супутнику ні упасти на Землю, ні полетіти в міжпланетний простір.

Ваги тіла дорівнює добутку його маси М на прискорення сили земного тяжіння g, тобто

Р = Мg

Відцентрова сила тіла рухається по круговій орбіті, дорівнює добутку його маси на відцентрове прискорення n1 2/R

Іц = М (n1 2/R)

де n1- швидкість польоту; R - радіус орбіти, що в першому наближенні можна вважати рівним радіусу земної кулі r. Тоді, дорівнюючи сили Р и Iц одержимо

g = n1 2/r

звідки необхідна швидкість супутника

n1 = √gr

Оскільки прискорення сили земного тяжіння g = 9,81 м/сек2 = 0,01 км/сек2, а радіус Землі r = 6400 км, то перша космічна швидкість виявляється рівною

n1 =√0, 01• 6400 = 8 км/сек

При подальшому збільшенні початкової швидкості траєкторія ракети буде приймати вусі більш витягнуту (еліптичну) форму, поки при досягненні нею другої космічної швидкості (так званої параболічної швидкості, чи, як її ще називають, швидкості утікання) ракета не піде в міжпланетний простір і не перетворитися в міжпланетний корабель, наприклад у супутника Сонця. Саме це відбулося з першою радянською космічною ракетою, що зайняла «своє» місце між Землею і Марсом (рис. 4) з періодом обертання навколо Сонця в 15 місяців. Чому ж дорівнює друга космічна швидкість?

У механіці доводиться, що робота, що витрачається тілом для того, щоб воно могло вийти з поля земного тяжіння, дорівнює Мgr. Отже, для того щоб ракета перетворилася в міжпланетний корабель, треба, щоб її живаючи сила перевищувала цю чи роботу, принаймні, була дорівнює їй.

Друга космічна швидкість на 40% більше першої космічної швидкості. Зараз, коли вже досягнуто другої космічної швидкості, стало можливим послати ракету на Місяць, а також вирішити задачу обльоту ракетою Місяця з фотографуванням тієї її сторони, яку ніколи не видно із Землі

Задача створення. місячної ракети ускладнюється тим, що вона повинна бути запущена дуже точно, для того щоб здійснилася намічена програма її польоту. Адже Місяць видно із Землі під кутом усього в 0,5 градуса Досить, наприклад, сказати, що відхилення швидкості місячної ракети від розрахункової не повинне перевищувати декількох метрів у секунду, а відхилення вектора швидкості від його розрахункового напрямку не повинне перевищувати 0,1 градуса. Крім того, необхідно дуже точно витримати момент старту ракети (старт другої радянської космічної ракети здійснено з відхиленням біля однієї секунди від заданого моменту часу).

Для досягнення найближчих до нас планет Марса і Венери потрібна початкова швидкість близько 14 км/сек. І, нарешті, для того щоб залишити сонячну систему, тіло повинне володіти третьою космічною швидкістю (так називаною гіперболічною швидкістю), рівної 16,6 км/сек.

Якими властивостями повинна володіти ракета, що летить з космічною швидкістю, і в чому полягають основні технічні труднощі одержання таких швидкостей?

Відповідь на це питання вперше в історії давши видатний діяч науки Костянтин Едуардович Ціолковський (1857- 1935). У своїй знаменитій статті «Дослідження світових просторів реактивними приладами», опублікованої в 1903 році, К.Е. Ціолковський виводить рівняння, назване згодом рівнянням Ціолковського, для максимальної швидкості ракети про посла використовування всього палива (без обліку аеродинамічного опору і сили земного тяжіння), що має вид

v= W In(Рк + Рт / Рк)

У цьому рівнянні - швидкість витікання реактивного струменя; Рк- вага конструкції ракети; Рт - початкова вага палива; ln - знак натурального логарифма.

Як видно з формули Ціолковського, швидкість ракети тім більше, чим більше швидкість витікання реактивного струменя і чим менше відношення (Рк + Рт / Рк) (яку часто називається числом Ціолковського і позначається через μ). Якщо розділити чисельник і знаменник у числі Ціолковського на Рк те будемо мати

μ= 1/ (1 + (Рт / Рк))

Таким чином, для того щоб мати мінімальне число Ціолковського, треба мати максимальне відношення (Рт / Рк) тобто мінімальна ваги конструкції, що приходитися на одиницю ваги палива.

Подивимося, які технічні можливості одержання максимальних швидкостей реактивного струменя і мінімальних чисел Ціолковського.

Як було зазначено вище, швидкість реактивного струменя тім більше, чим вище початкові температура і тиск газу. Якщо взяти такі високі параметри, як температуру 40000 і тиск 100 ат, те швидкість реактивного струменя виходить порядку 2500 м/сек. Треба сказати, що подальші можливості збільшення цієї швидкості обмеження, тому що максимальна температура при хімічній реакції не перевищує приблизно 55000.

Число Ціолковського у відомих ракетах (наприклад V- 2) дорівнює 0,3. Маючи у виді можливості їхнього конструктивного удосконалення, приймемо мінімально можливу величину µ дорівнює 0,1. Тоді одержимо максимальну швидкість польоту ракети

v=2,51n (1/0.1) =5,75 км/сек

що навіть без обліку аеродинамічного опору і сили земного тяжіння істотно менше першої космічної швидкості. Де ж вихід з цього положення? Він був зазначений також Ціолковським і складається в застосуванні складених ракет, що використовуються в даний час для запуску штучних супутників Землі і космічних ракет. Ідея складених ракет полягає в тому, щоб у міру вигоряння визначеної частини палива скидати порожні паливні баки і відповідну частину конструкції ракети. Це звільняє ракету від «мертвого вантажу» і полегшує її подальше прискорення.

Для багатоступеневих ракет з числом ступеней n формула Ціолковського має вигляд

v = W ln (1/μп) = W ln (1/μ)

тобто кінцева швидкість ракети зростає пропорційно числу ступеней. При тих же даних швидкість триступеневої ракети виявиться втроє більше швидкості одноступеневої і дорівнює - р 1 v=2,5 3ln - =17,25 км/сек. З урахуванням аеродинамічного опору і сили земного тяжіння кінцева швидкість цієї ракети буде дорівнює приблизно 15 км/сек, тобто перевищить другу космічну швидкість. Таким чином, застосування багатоступеневих ракет є чудовим способом проникнення людини в космос. Зрозуміло, що створення таких ракет і вивід їх на орбіту є складною технічною задачею, що по плечу лише країнам з дуже високим рівнем розвитку науки і промисловості, у тому числі в області радіотехніки, телекерування, обчислювальної техніки, металургії, хімії, напівпровідникової техніки, теплотехніки, автоматики, радіофізики. Однак і при цих умовах надмірне збільшення числа ступіней і зменшення числа Ціолковського практично неможливо.

Який же шлях подальшого збільшення швидкості ракети?

Очевидно, треба збільшувати швидкість витікання реактивного струменя. Але як це зробити ?

Перш ніж відповісти на це питання, розглянемо сучасні реактивні двигуни.

3. Повітряно-реактивні двигуни: принцип роботи

Розвиток реактивної авіації виявилося можливим завдяки створенню могутніх газотурбінних двигунів.

Сучасний авіаційний газотурбінний двигун в основному складається з вхідного прибудую, осьового компресора, камери згоряння, газової турбіни, форсажної камери і реактивного сопла (рис. 3).

Рис. 3 - Схема газотурбінного двигуна: 1 - вхідний пристрій; 2 - компресор; 8 - камера згоряння; 4 - газова турбіна; 5 - форсажна камера; 6 - реактивне сопло

Повітря засмоктується у вхідний пристрій, де швидкість його руху перетворюється в тиск. Дальше це повітря надходить в багатоступінчастий осьовий компресор, що приводитися в обертання газовою турбіною. У компресорі він поступово стискується і потім надходить в камеру згоряння. Вона звичайно являє собою циліндр, усередині якого розташовані жарові труби, постачені свічами і форсунками. Форсунки розпорошують пальне (авіаційний гас) у повітряному потоці, а електричні свічі запалюють суміш, що утворилася. Згодом свічі виключаються, тому що подальше запалювання суміші викликається високою температурою газів усередині жарової труби.

Рух повітря в камері протікає в такий спосіб. У жарову трубу, де відбувається процес горіння при температурах порядку 2000 - 22000, спочатку надходить лише менша частина повітря. Велика частина повітря обтікає жарові сурми зовні, охолоджуючи їхні гарячі стінки, що необхідно робити, незважаючи на те, що ці труби виготовляються з високолегованих сталей. Дальше це повітря через велике число отворів також надходити в жарову трубу, де в так називаній вторинній зоні він змішується з газом у результаті чого утвориться газоповітряна суміш з температурою 800 - 9000.

Вибір такого процесу горіння в камері пояснюється тим, що високотемпературний газ не можна направляти безпосередньо в турбіну, тому що при цьому негайно прогорять лопатки. З іншого боку, небажано здійснювати процес горіння при низьких температурах через велику неповноту згоряння палива, що буде мати місце в цьому випадку, і нестійкості процесу згоряння.

З камери згоряння газ надходить в газову турбіну (у даному випадку двоступінчасту). Розширюючи в турбіні, газ змушує її обертатися, причому на валу її розвивається потужність, необхідна для обертання компресора. Робочі лопатки турбіни рухаються з великою коловою швидкістю порядку 300-400 м/сек і мають температуру не менш 7000С. Тому вони повинні бути винятково міцними. Це обставина довгий година затримувала розвиток газових турбін, поки не були знайдені спеціальні хромонікелеві сплави, що володіють достатньою міцністю навіть при температурі червоного світіння. Лопатки, виготовлені з цього сплаву, випробуючи величезні механічні напруги в розпеченому стані, не повинні розтягуватися ні на одні міліметрів, тому що в противному випадку смороду зачеплять за корпус турбіни, що приведе до негайного виходу двигуна з ладу. Тільки при дуже високій культурі металургії удалося забезпечити належну міцність турбіни в досить важких умовах її роботи.

З газової турбіни газ надходити у форсажну камеру, що представляє собою трубу з форсунками для подачі пального і системою стабілізаторів. Призначення форсажних камер полягає в тому, щоб подати в двигун додаткову кількість пального, підняти температуру газу і збільшити тягу двигуна. Спалювання нової порції палива в потоці газі виявляється можливим у зв'язку з тим, що в газі міститься кисень повітря, що не приймав участі в процесі згоряння в основній камері. Таким чином, наявність форсажної камери дозволяє збільшити температуру газу понад ту величину, що може бути допущена для лопаток газової турбіни, але при цьому різко збільшується витрата палива. Тому звичайно форсажна камера працює не цілий час, а включається лише тоді, коли потрібна велика тяга двигуна (наприклад, для злету дуже важкого літака чи здійснення маневру літака в польоті).

Нарешті, з форсажної камери газ надходить в реактивне сопло, у якому відбувається перетворення потенційної енергії газу в кінетичну. Газ з великою швидкістю залишає двигун, створюючи тягу в протилежному напрямку.

Запуск двигуна виробляється за допомогою турбостартера, що являє собою маленький газотурбінний двигун. Керування і регулювання його виробляються за допомогою спеціальної автоматики.

Великі сучасні газотурбінні двигуни мають витрати повітря порядку 100-200 кг/сек і тяга, що розвивається ними, досягає 10-15 т. Потужність N авіаційної силової установки зв'язана з її тягою R залежністю

Страницы: 1, 2, 3