презентация авиационного двигателя сверхвысоких пораметров газа. Авиационные двигатели презентация

Авиационные двигатели - презентация, доклад, проект

Диффузор служит для повышения статического давления движущегося относительно его поверхности воздуха при его торможении. Диффузор "дозвукового" ПВРД представляет собой расширяющийся канал, где при отсутствии отрыва потока от стенок уменьшается скорость потока и соответственно повышается статическое давление. Если такой диффузор работает на сверхзвуковой скорости (М > 1,0), то торможение воздуха на нормальных режимах работы диффузора происходит также и в прямом скачке, находящемся либо впереди входа, либо в его плоскости.. В диффузоре СПВРД торможение воздуха происходит в системе скачков, определяемой геометрией иглы диффузора и числом М, а затем после перехода к дозвуковому течению - в расширяющейся части канала. При оптимальном режиме работы диффузора переход к дозвуковой скорости в рабочем диапазоне числа М, как правило совершается в районе горла диффузора. Диффузор ГПВРД характерезуется тем, что торможение потока происходит по существу только при обтекании иглы диффузора, скорость потока после торможения остается сверхзвуковой, "дозвуковая" расширяющаяся часть отсутствует. Камера сгорания является элементом двигателя, в котором выделяется тепло с соответствующим повышением температуры рабочего тела. Выделение тепла происходит за счет химических реакций, где окислителем является кислород воздуха, а горючим - химическое соединение (топливо), находящиеся на борту летательного аппарата. Любая камера сгорания ПВРД с дозвуковой скоростью потока выполнена из типичных элементов. К таким элементам относится форкамера - устройство, обеспечивающее мощный пламенный мсточник поджигания основного количества горючей смеси. Форкамера представляет собой небольшую камеру сгорания с малой скоростью движения горючей смеси. Для обеспечения устойчивой работы, сокращения длины камеры применяются стабилизирующие устройства, представляющие собой плохо обтекаемые тела - отдельные конусы, кольца из углового профиля. Зона обратных потоков, образующаяся за стабилизаторами, обеспечивает необходимую устойчивость работы камеры сгорания. Смесеобразование достигается с помощью топливного коллектора, представляющего собой обычно кольцо, выполненное из трубки круглого или эллиптического сечения, в которое подается горючее. Горючее попадает в камеру сгорания через форсунки, установленные на кольце коллектора. Подача горючего может осуществляться как против потока, так и по его направлению. Коллектор устанавливается на небольшом расстоянии перед каждым стабилизатором. Камера сгорания ГПВРД не может быть выполнена, как камера сгорания "дозвукового" ПВРД или СПВРД, так как всякое загромождение сечения при числе М > 1,0 потока приведет к образованию сильных возмущений с переходом сверхзвукового потока в дозвуковой. Поэтому камера сгорания ГПВРД представляет собой свободный канал, подача горючего в который происходит со стенок и рассредоточена по длине. Воспламенение горючей смеси может достигаться за счет высокой температуры в потоке или пристеночном пограничном слое. Не исключено поджигание горючего специально организованными "факельными" источниками, которые могут быть образованы при истечении продуктов сгорания твердого топлива в специальном газогенераторе. Возможно также создание специальных горелок с подачей в них жидкого горючего и окислителя и образование дежурного факела, который может действовать без ограничения времени работы. Процесс сгорания топлива в камере сгорания ГПВРД может осуществляться с использованием детонационного горения. Резкий подъем давления и температуры в скачке ускоряет воспламенение и горение топлива. Назначение сопла ПВРД, так же как и в ракетном двигателе, является достижение максимально возможного статического давления в камере сгорания (что достигается подбором соответствующего значения критического сечения сопла), преобразование избыточного давления в кинетическую энергию истекающих газов, если давление в камере больше давления в окружающей среде. На ПВРД возможно использование регулируемого сопла, что способствует работе двигателя с минимальными потерями полного давления по тракту, а в "идеальном" случае вообще без потерь.

myslide.ru

Двигатели самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. Тяговооруженность

Обратная связь

Если не удалось найти и скачать доклад-презентацию, Вы можете заказать её на нашем сайте. Мы постараемся найти нужный Вам материал и отправим по электронной почте. Не стесняйтесь обращаться к нам, если у вас возникли вопросы или пожелания:

Не стесняйтесь обращаться к нам, если у вас возникли вопросы или пожелания:

Email: [email protected]

Мы в социальных сетях

Социальные сети давно стали неотъемлемой частью нашей жизни. Мы узнаем из них новости, общаемся с друзьями, участвуем в интерактивных клубах по интересам

ВКонтакте >

Что такое Myslide.ru?

Myslide.ru - это сайт презентаций, докладов, проектов в формате PowerPoint. Мы помогаем учителям, школьникам, студентам, преподавателям хранить и обмениваться своими учебными материалами с другими пользователями.

Для правообладателей >

myslide.ru

Презентация" авиадвигатель сердце самолета"

Описание презентации по отдельным слайдам:

Авиадвигатели Конструкция авиадвигателей

ААИАДВИГАТЕЛЬ СЕРДЦЕ САМОЛЕТА Составил мастер производственного обучения КГА ПОУ ГАСКК Стрельченко Виктор Анатольевич

Найдите материал к любому уроку,указав свой предмет (категорию), класс, учебник и тему:

Выберите категорию: Все категорииАлгебраАнглийский языкАстрономияБиологияВсемирная историяВсеобщая историяГеографияГеометрияДиректору, завучуДоп. образованиеДошкольное образованиеДругоеДругойЕстествознаниеИЗО, МХКИзобразительное искусствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИспанский языкИсторияИстория РоссииИстория Средних вековИтальянский языкКлассному руководителюКультурологияЛитератураЛитературное чтениеЛогопедияМатематикаМировая художественная культураМузыкаМХКНачальные классыНемецкий языкОБЖОбществознаниеОкружающий мирОсновы безопасности жизнедеятельностиПриродоведениеРелигиоведениеРисованиеРусский языкСоциальному педагогуТехнологияУкраинский языкФизикаФизическая культураФилософияФинский языкФранцузский языкХимияЧерчениеЧтениеШкольному психологуЭкология

Выберите класс: Все классыДошкольники1 класс2 класс3 класс4 класс5 класс6 класс7 класс8 класс9 класс10 класс11 класс

Выберите учебник: Все учебники

Выберите тему: Все темы

также Вы можете выбрать тип материала:

Общая информация

Номер материала: ДБ-156036

Похожие материалы

Вам будут интересны эти курсы:

infourok.ru

презентация авиационного двигателя сверхвысоких пораметров газа.

• Published on23-Jan-2017

• View86

• Download0

Transcript

Расчет двигателя Газовоздушный авиационный двигатель сверхвысоких параметров рабочего газа. Дальнейшие разработки эксэрготрансформаторных технологий позволили создать проект авиационного двигателя сверхвысоких параметров, превосходящих максимальную температуру горения топлива. В двигателе использован двух ступенчатый термодинамический компрессор, позволяющий минимизировать затраты энергии на сжатие воздуха. Существующие способы преобразования тепловой энергии в механическую работу, основанные на термодинамике изменение состояния одного рабочего тела, исчерпали себя. Для перехода на новый этап развития необходимы технологии термодинамики более высокого уровня – термодинамики сверхзвуковых скоростей с взаимодействием нескольких рабочих тел. Предлагается проект газовоздушного авиационного двигателя, в котором использовано Ноу – хау - способ безударного сложения потоков газа. Природа предусмотрела возможность безударно сложение двух поток газа, принципиально отличающего от ударного, эжекторного способа сложения потоков. Свойства эксэрготрансформатора таковы, что сверхзвуковой рабочего газ ускоряет пассивный поток воздуха на всем процессе сложения и стабилизируется поток только при исчезновении потенциала, а также будет достигнута расчетная масса всасываемого атмосферного воздуха. Без всасывания расчетной массы воздуха, нарушается принципа неразрывности потока, что приведет к тому, что кинетическая энергия рабочего газа дросселируется в тепловую энергию. Сверхзвуковое сопло, в котором происходит горение топлива, также отличается конструктивно от известных аналогов, что позволяет защитить данное сопло патентом. В авиационном двигателе используется топливный парогенератор, рассчитанный на давление свыше Р.=3МПа. В камеру сгорания парогенератора, подается жидкое углеводородное топливо, которое предварительно охлаждает многослойные поверхности двигателя. Для перегрева паров топлива в парогенератор компрессором нагнетается небольшая часть воздуха. Кинетическая энергия паров топлива инициирует работу термодинамического компрессора, в котором тепло горения топлива, преобразуется в кинетическую энергию газовоздушного потока. Термодинамический компрессор сохраняет уникальное Ноу-хау эксэрготрансформаторной камеры сгорания, которая имеет конечные размеры, но относительная длина её стремится к бесконечности, что позволяет сжигать топливо в ней даже при гиперзвуковых скоростях, проходящего через неё потока газа. Термодинамический компрессор – это инструмент, используемый в более сложных устройствах. Двигатель состоит из двухступенчатого термодинамического компрессора и эксэрготрансформатора, в котором утилизируется оставшаяся теплота горения топлива и увеличивается реактивная масса газовоздушной струи. Расчет первой ступени термодинамического компрессора. Для проведения расчета примем атмосферные параметры: Р. = 0,1МПа, Т = 288°К, V= 0,8352 м³/кг; теплота сгорания топлива G = 44000КДж/кг; теплоемкость воздуха и продуктов сгорания топлива Ср. = 1,015КДж/кг, Cv. =0,725КДж/кг. R = 290Дж/кг.×град. Для сгорания одного килограмма топлива необходимо 14,8 кг. воздуха. При сгорании одного килограмма воздуха выделяется тепла: Q =44000:14,8 = 2973КДж. При сгорании одного килограмма воздуха температура смеси повышается Т.=2973:1,015 = 2929. Расчет тяги авиационного двигателя рассчитывается в стартовом положении. Для упрощения объяснения, за относительную расчетную единицу массы топлива и воздуха примем один килограмм. Иллюстрация расчета изменения состояния газа приведена T – S диаграмме (температура – энтропия). Топливо в количестве 3кг, нагнетается насосом в рубашку охлаждения двигателя, где происходит его парообразование, и нагрев до Т.= 714°К. Нагретые пары топлива направляются в парогенератор, в который подается 2кг. сжатого воздуха с давлением Р. = 2,4МПа. Найдем температуру паров топлива в камере сгорания парогенератора: Т= (2×714+3 ×714 +2×2929) : 5 = 1886°К. Пары топлива и продукты их сгорания выходят из камеры сгорания через сверхзвуковое сопло, где расширяются в процессе 1-2 до параметров: Р. =100000Па. Т=786,5°К. V= 2,28м3/кг. Пары топлива со скоростью W = 1494м/сек. направляются в канал термодинамического компрессора, где встречаются с холодным атмосферным воздухом, нагнетаемым механическим компрессором низкого давления до критических параметров: Ркр. = 189300Па, Т. = 345,6°К. Примем, что на один килограмм паров топлива и продуктов сгорания подается в компрессор 3 кг. холодного воздуха, т. е. примем коэффициент всасывания: k = 3. Масса поступающего воздуха в сопло: Mв = 5×3 =15кг. Общая масса воздуха и паров топлива: Мо = 15+5= 20кг. В канале компрессора происходит сложение энергии двух потоков газа следующим способом. При теоретическом расчете, в процессе изменении состояния газа, изменение энтропии будет равно нулю. Расчет сложения потоков произведем по изобаре Р.=189300Па, общей для двух потоков газа, на которой найдем общую точку, где сумма изменения энтропии будет равно нулю. Параметры этой точки: Т.= 444°К. V=0,6805м3/кг. В точке 3: V=1,4463м3/кг. В точке 4: V=0,5294м3/кг. Пары топлива, выполняя работу, изотермически сжимаются по изотерме 3 до параметров: V=0,6805м3/кг, Р =402300Па. отдают тепло холодному воздуху, который изотермически расширяясь по изотерме 4 доV. = 0,6805м3/кг, поглощает его. Далее поток паров топлива отдает тепло при постоянном давлении Р.=402300Па до точки 7 с параметрами: Т.=550,7, V.=0,397м3/кг. Процесс 3-7: ∆Т= (944 – 550,7) : 3 = 131 Холодный воздух поглощает тепло процесс 4-5- 6 . Т=345,6 +131 = 476,6°К. Для сжатия холодного воздуха от изотермы точка 6 до 7процесс 6-7 необходимо затратить кинетическую энергию паров топлива: ∆Т.= (550,7–476,6)×3=222×1,015=225КДж. Затрачена работа процесс 3-9: Т. = 944 + 222 = 1166°К. Пары топлива продолжает передачу энергии воздушному потоку, реализую оставшуюся часть работы. Тт. = (1886-1166) : 4 +550,7 =730,7°К. Параметры точки 8: Рт. = 1,0824МПа. Тт. = 730,7°К. Примем, что горение топлива начинается в точке 7, при нагреве воздуха до температуры Т. =550,7°К. Сложный процесс горение топлива переместим в сверхзвуковое сопло, где с повышением температуры и давления будет происходить и увеличение скорости общего потока. Газовоздушный поток выходит с канала компрессора с параметрами: W=605м/сек, давлением Р=402300Па, V=0,397м3/кг и направляется в специальное сверхзвуковое сопло, в котором происходит процесс горения топлива. Горение топлива в сверхзвуковом сопле. Конструкция специального сверхзвукового сопла обеспечивает, теоретически полное сгорания топлива, при любых скоростях движение двух потоков газа, но для оптимизации процессов необходимо экспериментальное исследование процесс горения топлива в сверхзвуковом сопле. Для предварительного расчета принимаем, что потоки складываются, а потом происходит процесс горение топлива при V =Const. Выделение тепла при сгорании 15 кг. воздуха: Q. = 15×2973 = 44595КДж. Повышение температуры в сопле: ∆Т = 44595 : 1,015: 20 = 2197. Повышение температуры продуктов сгорания топлива: Т = 550,7 +2197 = 2747°К. Температуру горения ограничим Тг. = 2500°К. Несгоревшее топливо поступает во вторую ступень термодинамического компрессора. Использованное тепло в первой ступени: ∆Q = 44595 – (2747 – 2500) ×20×1,015 + 2× 2973 = 44527КДж. Найдем параметры точки 10: Р.=1,8262МПа. Тт. = 2500°К. V=0,397м3/кг. Найдем энергию точки 11: Т=2500 + (730,7–550,7)=2680 °К. i =2720КДж/кг. Найдем параметры точки 12: Р.=100000Па. Тт. = 1090°К. V=3,16м3/кг. Пары топлива и продукты их горения со скоростью W.= 1797м/сек. поступают во вторую ступень термодинамического компрессора. Расчет второй ступени термодинамического компрессора. Расчет аналогичен расчету первой ступени. Во вторую ступень термодинамического компрессора поступает поток паров топлива и продуктов их сгорания с параметрами: W.=1797м/сек, Р =100000Па, Т=1090°К, температура торможения Т=2680°К, масса потока m = 20кг. Компрессором низкого давления для второй ступени не применяется, поэтому воздух всасывается с атмосферными параметрами: Рт.=100000Па, Тт.= 288°К. Примем коэффициент всасывания k =3. Масса воздуха m = 3×20 = 60кг, а полная масса газа, проходящая через вторую ступень m = 60+20 =80кг. Расчет сложения потоков произведем по изобаре Р.=100000Па общей для двух потоков газа и на ней найдем общую точку, где сумма изменения энтропии будет равно нулю. Параметры точки 5: Т.= 401,7°К. V=1,165м3/кг. В точке 3: V=3,16м3/кг. В точке 4: V=0,8352м3/кг. Адиабата 5-8 является линией сложения потоков газа. Конструкция эксэрготрансформатора такова, что рабочий газ, двигаясь по каналу компрессора, создает в нем максимально возможное разряжение, которое тормозит движение рабочего потока и если не поступит в канал расчетное количество пассивного газа, то кинетическая энергия рабочего газа будет потеряна - превратится в тепло. Пары топлива, выполняя работу изотермического сжатия по изотерме 3 до параметров Р.=271330Па, V=1,165м3/кг, отдают тепло своего сжатия воздуху, который изотермически расширяясь по изотерме 4 доV.=1,165м3/кг, поглощает его. Найдем точку 7 на изобаре Р.=271330Па, где изменение энтропии будет равно нулю: Т =534°К. V =0,5707м3/кг. Пары топлива, охлаждаясь по изобаре Р.=271330Па, достигают точка 7, передавая тепло воздуху: ∆Т. = 1090 – 534 = 556. Найдем повышение температуры холодного воздуха процесс 4- 6: Т=556 : 3 + 288 = 473°К. Для сжатия газа до точки 7, необходимо затратить кинетическую энергию паров топлива. Найдем точку 9: Т = (534 – 473) × 3 +1090 = 1272°К. Произошло сложение масс потоков. Осталось сложить кинетическую энергию потоков. Найдем параметры торможения общего потока точка 8: Тт. = (2680 - 1272) :4 +534 = 886°К. Рт. = 1,594МПа. Горение. Газовоздушный поток выходит с канала термодинамического компрессора с параметрами: W=845м/сек, давлением Р=271330Па, V=0,5707м3/кг, и поступает в специальное сверхзвуковое сопло, в котором происходит процесс горения топлива. Выделение тепла при сгорании остатков топлива: Q. = 44000×3 = 132000 – 44527 = 86473КДж. Повышение температуры: ∆Т = 86473 : 1,015: 80 = 1065. Повышение температуры продуктов сгорания топлива: Т = 534 +1065 = 1599°К. Найдем параметры точки 10: Р.=0,9914МПа. Тт. = 1599°К. V=0,5707м3/кг. Найдем энергию точки 11: Т= 1599 + (886 – 534) = 1951 °К. i = 1980КДж/кг. Найдем параметры точки 12: Р.=100000Па. Т. = 830°К. V=2,4м3/кг. Реактивная скорость процесс 10-12: W.= 1847м/сек. Газовоздушный поток со скоростью W.= 1847м/сек. поступает в канал эксэрготрансформатора. Расчет эксэрготрансформатора газовоздушного авиационного двигателя сверхвысоких параметров рабочего газа. Расчет эксэрготрансформатора аналогичен расчету термодинамического компрессора, но проще в связи отсутствием горения топлива. Газовоздушный поток создает в канале эксэрготрансформатора критическое разряжение Р=52828Па, реализуя которое атмосферный воздух со скоростью 312м/сек. поступает в эксэрготрансформатор. Примем коэффициент всасывания k =2,8. Масса всасываемого воздуха: m = 2,8×80 = 224кг. Полная масса газа, проходящая через ступень: m = 224+80 = 304кг. Расчет сложения потоков произведем по изобаре Р.=100000Па общей для двух потоков газа и на ней найдем общую точку 5, где сумма изменения энтропии будет равно нулю. Параметры точки 5: Т.= 378°К. V=1,096м3/кг. В точке 3: V=2,95м3/кг. В точке 4: V=0,8394м3/кг. Рабочий поток газа создает в канале эксэрготрансформатора критическое разряжение Р.= 52828Па, реализуя которое в канал поступает атмосферный воздух. Газовоздушный поток в процессе 3. изотермического сжатия до параметров Р=219600Па, V=1,096м3/кг, отдает тепло своего сжатия холодному воздуху, который в процессе 4. изотермического расширения доV=1,096м3/кг, поглощает его. Найдем точку 7 на изобаре Р.=219600Па, где изменение энтропии будет равно нулю: Т =473°К. Газовоздушный поток охлаждаясь, передают тепло холодному воздуху по изохоре 3-4, а сам по изобаре Р.=219600Па достигает точки 7. Найдем точку 6: Т=(830-473) : 2,8 + 288 = 415°К. Для сжатия газа до точки 7 и ликвидировать изотерму 6 необходимо затратить кинетическую энергию газовоздушного потока. Найдем затраченную энергию точку 9: Т = (473 – 415) ×2,8 +830 = 992°К. Найдем температуру торможения общего потока точка 8: Тт. = (1951 - 992) : 3,8 +473 = 725,6°К. Рт. = 0,98МПа. Выходящий из канала газовоздушный поток имеет следующие параметры: скорость W = 715,8м/сек. Р. = 219600Па. Т=473°К. Поток направляется в сверхзвуковое сопло, где остатки потенциальной энергии преобразуются в кинетическую энергию. Параметры газовоздушного потока выходящего из сопла: W = 840м/сек, Т= 378°К, Р= 100000Па, m=304кг. Определим стартовую тягу авиационного двигателя при расходе трех килограмм топлива. F= 304× 840 = 255360Н. или 25тон силы. Вывод. Предлагается уникальное открытие, изменяющее мир. Ежегодные затраты на поиски энергоэффективных технологий в мире огромные, это сотни миллиардов долларов, но результат близкий к нулю. За прошедшие полвека в энергетике не было никаких открытий и изобретений, существенно повысив её энергоэффективность. Эксэрготрансформаторные технологии – это единственное реальное предложение, решающее существующие энергетические проблемы. Простота конструкции позволяет с минимальными затратами создать рабочий образец, который в дальнейшем будет бесконечно усовершенствоваться, как обычные современные двигатели. Решает все эксперимент - изготовить устройство и произвести всестороннее испытание. Ожидаемый результат на 99% положительный. Необходимы деньги, которые решают всё, в том числе и создание команды. Вопросы и предложения высылать на почту: [email protected] Криловецкий Владимир Михайлович.

docslide.net

• 
  W202 ремонт двигателя
• 
  Двигатель v16 цена
• 
  Двигатель mr20 ремонт
• 
  Двигатель lm 610
• 
  Двигатель cjba cjbb
• 
  Двигатель 6нк1 характеристики
• 
  Двигатель 4g69 ресурс
• 
  Двигатель 30 атмосфер
• 
  Двигатель 2123 форсировать
• 
  Гидроцикл ресурс двигателя
• 
  Газораспределение двигателя 402