Сравнително проучване на различни самолетни двигатели - GRIN
Като се вземат предвид съответните свойства на химическото гориво
Техническа работа (училище) 2013 31 страници
Проба за четене
Съдържание:
2 турбовентилаторни двигателя
2.1 Общи положения
2.2 Структура и функционалност
2.2.1 Всмукване на двигателя
2.2.2 Компресор
2.2.2.2 Аксиален компресор
2.2.3 Горивна камера
2.2.4 турбина
2.2.5 Допълнително горене
2.2.6 Аксиална жлеза
2.3 Горива
2.3.1 Керосин
2.3.1.1 Производство
2.3.1.4 Недостатъци
2.3.2 Биокеросин
2.3.2.5 Предимства
2.3.2.6 Недостатъци
3. Електрически мотор
3.1 Общи положения
3.2 Енергийни източници
3.2.1 Слънчева енергия
3.2.1.1 Как работи
3.2.1.3 Предимства
3.2.2.2 Химични свойства на водорода
6. Източници
6.1 Литература:
6.2 Интернет източници:
6.3 Източници на изображения:
1. Въведение
Фигура не е включена в този екстракт
2 турбовентилаторни двигателя
2.1 Общи положения
Турбовентилаторен двигател е известен още като двупоточен реактивен или байпасен двигател и е най-често използваният двигател в гражданската авиация днес. Ядрото на двигателя е заобиколено от байпасния поток и по този начин осигурява по-тихо и икономично задвижване (вж. [16] стр.6). Като цяло процес, подобен на двигателя с вътрешно горене, протича в самолетния двигател (вж. [17] стр. 1):
- Всмукване на въздух
- компресия
- изгаряне
- Изхвърляне (отработените газове)
Принципна разлика обаче е, че при двигателя с вътрешно горене работните стъпки са разделени на цикли, докато при двигателя всички процеси и по този начин и генерирането на тяга работят непрекъснато.
Фигура не е включена в този екстракт
Фигура 2: Структура на турбовентилаторен двигател [вентилатор = вентилатор; Турбината все още е разделена на турбина с високо и ниско налягане; Основният поток е разделен на първичен и вторичен въздух в горивната камера]
2.2 Структура и функционалност
2.2.1 Всмукване на двигателя
Функцията на входа на двигателя е да намали скоростта на всмукания въздух, така че компресорът надолу по веригата да изпитва ниско турбулентен, непрекъснат и подходящ приток. Освен това налягането и температурата трябва да се увеличат, за да се увеличи скоростта на звука, така че въздушният поток да не преминава през двигателя със свръхзвукова скорост. Като правило се използва дозвуков вход, тъй като той е специално проектиран за полет под звуковата бариера и има число на Мах приблизително 0,9 (
1100 km/h) има много ниски загуби в потока (вж. [1] стр. 125f.). „Дизайнът [на входа] е под формата на така наречения вход на Pitot със заоблени входящи устни, при което местните свръхзвукови скорости могат да бъдат по-добре взети предвид по време на полетни маневри с по-големи ъгли на атака или с наклонен поток (напр. Напречен вятър)“ ([1] стр.126).
2.2.2 Компресор
След това всмуканият въздух се компресира в компресора, т.е. техният обем се намалява и в същото време се увеличава налягането. Следователно изходната мощност по време на последващия процес на горене е по-ефективна, тъй като отделената енергия е право пропорционална на въздушната маса и нейното налягане. Колкото по-висока е степента на компресия, толкова по-висока е както теоретичната ефективност, така и вътрешната ефективност, която зависи от температурата на горене. Чрез намаляване на обема, масовата производителност се увеличава. Компресорът в турбовентилаторния двигател се състои от две части: вентилаторна секция и центробежен компресор (вж. [1] стр. 134).
2.2.2.1 Секция на вентилатора
Вентилаторът е вид голям вентилатор, който ускорява въздуха назад и по този начин също участва в процеса на всмукване (вж. [17] стр.2). В повечето случаи се използва едноетапно колело с гребло, което често е направено от титан. Освен това размерът на вентилатора е определящ за байпасното съотношение или съотношението на байпасния поток, което описва връзката между байпасния поток (въздух, който тече около сърцевината) и въздушните маси, преминаващи през турбинната сърцевина (срв. [18]). И „с увеличаване на байпасното съотношение, специфичният разход на гориво значително намалява“ ([1] стр. 135). Следователно днес се правят опити за изграждане на двигатели с изключително високи коефициенти на байпас чрез значително увеличаване на размера на вентилатора. Челната площ на турбината обаче нараства и в резултат на това аеродинамичното съпротивление (вж. [1] стр. 135f.).
След лопатките на вентилатора въздушният поток в двигателя се разделя на байпасния поток и въздушния поток, който тече през сърцевината на турбината.
2.2.2.2 Аксиален компресор
В съвременните двигатели действителният компресор обикновено се състои от няколко етапа и се състои от ротори, т.е. лопатки, които се въртят, и статори, които са постоянно монтирани. Въздушният поток преминава през остриетата в аксиална посока (в надлъжна посока) (вж. [1] стр. 133f.). Роторите се задвижват от турбината (виж 2.2.4). За да се генерира относително малък обем и високо налягане в края, етапите стават все по-малки и по-малки и компресорът работи в пирамидална форма към горивната камера (вж. [17], стр. 2). Първоначално наличната въздушна маса се компресира до около 10% (вж. [16], стр. 5). Като алтернатива би имало и радиален компресор, при който въздушните маси не са аксиални, а радиални, т.е. отвън навътре (центробежно), поток. Този тип компресор обаче е ефективен само за по-малки двигатели с малка пропускателна способност, така че аксиалните компресори обикновено се използват в съвременната авиация ([1] стр. 138 и сл.).
2.2.3 Горивна камера
Смес от сгъстен кислород и гориво се изгаря в горивната камера, за да се превърне съдържащата се в нея химическа енергия в топлина и кинетична енергия. Горивото се инжектира, пулверизира и предварително се изпарява и след това се запалва веднъж със запалителна свещ при стартиране. Тогава горенето се извършва непрекъснато чрез самозапалване. Днес видът на използваната горивна камера е почти изключително пръстеновидната горивна камера, в която горивото изгаря в пръстеновидна камера. В миналото са се използвали тръбни горивни камери, при които горивният процес е бил разпределен върху няколко отделни тръби (вж. [1] стр. 157f.).
Въздушният поток се разделя отново пред горивната камера: 20% от въздуха се влива в горивната камера като първичен въздух и участва активно в горивния процес, останалите 80% преминават около горивната камера и се използват главно за охлаждането му (вж. [41]).
Фигура не е включена в този екстракт
Фигура 3: Първичен въздух (черни стрелки) и вторичен въздух (бели стрелки) в горивната камера
2.2.4 турбина
2.2.5 Допълнително горене
Допълнителната горелка се използва само в свръхзвукови самолети като Concorde или днес във военни самолети. След турбината горивото се впръсква отново в горещия газ и се изгаря. Това увеличава температурата и обема на газа и води до ново ускорение на газа (вж. [1] стр. 180f.).
2.2.6 Аксиална жлеза
Функцията на тягата е, че енергията на газа се преобразува в скорост или тяга. Скоростта на горещия газ в уплътнението е приблизително удвоена, поради което тягата е толкова важна за работата на двигателя. Турбовентилаторните двигатели имат два задвижващи механизма, един за байпасния поток и един за основния поток. Вторичният поток обгръща основния поток и по този начин намалява обема и разхода на гориво (вж. [1] стр. 187е.).
2.3 Горива
2.3.1 Керосин
Керосинът е най-често използваното гориво в авиацията. Това само по себе си отново е разделено на много отделни класове, но в тази дисертация се разглежда само предимно използваният горивен керосин Jet A-1.