Пример готового реферата по предмету: Авиационная и ракетно-космическая техника
Содержание
ТРД является газотурбинным двигателем прямой реакции, т.е. двигателем, у которого сила тяги образуется за счет реакции отбрасываемой массы газа. Схема ТРД с обозначением его основных узлов и сечений, распределение газодинамических параметров по длине газовоздушного тракта и графики идеального тернодинамического цикла двигателя представлены на рис.
1. Характерные сечения газовоздушного тракта двигательной установки с ТРД – сечение струи невозмущенного потока перед входом в двигатель (индекс Н), сечение на входе во входное устройство (Вх), за воздухозаборником (В), за компрессором (К), за камерой сгорания (Г), за турбиной (Т), сечение на срезе сопла (С).
Во входном устройстве 1 набегающая со скоростью полёта струя воздуха частично тормозится, в результате чего происходит динамическое сжатие воздуха, которое продолжается в компрессоре 2 за счет передачи механической энергии воздушному потоку от вала компрессора. Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания (КС)
3. где в него впрыскивается горючее, сгорает топливовоздушная смесь и образуются газообразные продукты сгорания, температура которая достигает значений, обусловленных жаропрочностью материала лопаток газовой турбины. В турбине 4 часть потенциальной энергии газов преобразуются в механическую энергию на валу. Механическая энергия затрачивается на сжатие воздуха в компрессоре
2. преодоление трения в подшипниках вала и привод вспомогательных агрегатов. Попадая из турбины 4 в реактивное сопло
5. газы ускоряются за счет располагаемой энергии, в результате чего возникает реактивная сила. Так как перед соплом давление и температура соответственно больше давления и температуры торможения набегающего потока, то скорость истечения продуктов сгорания из сопла ТРД больше скорости полета
На рис. 1 также изображен идеальный цикл ТРД в координатах p-v и T-S. В результате его осуществления происходят следующие процессы:
- адиабатическое сжатие рабочего тела – воздух во входном устройстве – линия Л-В;
- адиабатическое сжатие воздуха в компрессоре – линия В-К;
- изобарный подвод тепла к рабочему телу за счет сгорания топлива в камере сгорания – линия К-Г;
Выдержка из текста
Наиболее общей и важной особенностью всей совокупности двигателей летательных аппаратов (ЛА) является возможность разделения ее на две принципиально отличные группы: группу двигателей, способных работать только в пределах атмосферы, и группу двигателей, не требующих для своей работы наличия атмосферы.
Практически важное отличие этих двух групп двигателей заключается в использовании двигателями первой группы в качестве основной массы рабочего тела атмосферы (воздуха), тогда как у двигателей второй группы рабочее тело находится на борту летательного аппарата.
Двигатели первого типа назовем газотурбинными, а второго типа — ракетными.
Газотурбинные двигатели, в дальнейшем, делятся на двигатели, у которых тепловая машина и движитель не совмещаются в одном агрегате, и на двигатели, у которых тепловая машина и движитель представляют собой единый агрегат.
Рассмотрим схемы и принципы действия авиационных газотурбинных двигателей.
Список использованной литературы
1. Конспекты лекций по учебной дисциплине «Теория, расчет и проектирование ракетных двигателей: учеб. пособие /В.С. Егорычев. — Самара: СГАУ, 2011.– 142 с.: ил.;
2. Основы теории авиационных газотурбинных двигателей: учебное пособие / Л.П. Юнаков; Балт. Гос. Ун-т. – СПб., 2013. – 90 с.
3. Расчет и проектирование камер сгорания ВРД в САПР: учебное пособие / Коннер Д.С., Онищик И.И., Христофоров И.Л. — Москва; Изд-во МАИ, 1989. – 52 с.: ил.
