Реактивний двигун

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до: навігація, пошук
Схема реактивного авіадвигуна:
1) Впуск повітря
2) Знижений тиск компресії
3) Підвищений тиск компресії
4) Горіння
5) Вихлоп
6) Гарячий тракт
7) Турбіна
8) Камера згорання
9) Холодний тракт
10) Повітрязабірник

Реакти́вний двигу́н — двигун-рушій, що створює реактивний рух внаслідок швидкого витікання робочого тіла із сопла, найчастіше робочим тілом є гарячі гази, що утворюються внаслідок спалювання палива у камерах згоряння. Бувають турбореактивні, пульсаційні (безкомпресорні), прямоточні (ефективно працюють лише за надзвукових швидкостей) та ракетні двигуни.

Різновиди[ред.ред. код]

Авіаційні реактивні і газотурбінні двигуни[ред.ред. код]

На відміну від поршневих двигунів, робочий процес у реактивних двигунах здійснюється безупинно. У камеру згоряння авіаційних реактивних двигунів роздільно подаються паливо з паливних баків і повітря, що забирається з атмосфери. Повітря піддається стиску, проходячи через дифузор (у прямоточних реактивних двигунах) чи турбіну. Відповідно до перетворень, яким піддається горюча суміш, камеру згоряння умовно поділяють на три зони. У першій паливо випаровується й утворює горючу суміш. У другій відбувається згоряння паливно-повітряної суміші. У третій продукти згоряння, температура яких досягає 2 300 °C, розбавляються повітрям, після чого їх можна подавати на турбіну, не побоюючись зруйнувати її лопаті. На виході з турбіни гази попадають у форсажну камеру. Сюди при необхідності подається додаткова порція палива, при згорянні якої одержують додаткову потужність.

Згоряння реактивних палив супроводжується утворенням нагару на форсунці, головці і стінках робочої камери. Нагар утворюється тим більше, чим вище температура кипіння, в'язкість і густина палива, а також вміст у ньому ароматичних вуглеводнів. Нагароутворення змінює гідравлічні характеристики форсунок, якість розпилення погіршується, що приводить до підвищеної димності двигуна. Робочий процес у газотурбінних установках подібний до процесу, що протікає в реактивних двигунах. В тому і в іншому випадку в камеру згоряння роздільно подають паливо і стиснене повітря. У першій зоні відбувається сумішоутворення, потім виникають зони активного горіння і догорання суміші. Продукти згоряння обертають колесо газової турбіни. Істотною відмінністю є те, що в газотурбінних установках немає форсажної камери. У газових турбінах продукти згоряння також розбавляються великою кількістю повітря, у результаті чого температура знижується з 1 800-2 000 °C до 600—850 °C. Таким чином, загальна кількість повітря, що витрачається, у кілька разів більша за стехіометрично необхідну. Однак кількість первинного повітря, яке подається в камеру згоряння, становить 25-35 % від усієї кількості, так що коефіцієнт його надлишку при горінні дорівнює 1,1-1,5. Через великі втрати тепла ККД найпростіших газотурбінних установок становить 20-26 %, комбінованих (обладнаних дизель-генератором з наддувом) — до 40 %.

Стаціонарні газотурбінні установки при відповідній підготовці можуть споживати усі види палива, включаючи тверде (пилоподібне) і газоподібне.

Див. також[ред.ред. код]

Література[ред.ред. код]

  • Технологія виробництва авіаційних двигунів: підруч. для студ. вищ. навч. закл., які навчаються за спец. «Технологія вир-ва авіац. двигунів» та «Авіац. двигуни та енергет. установки». Ч. 4 : Складання авіаційних двигунів / В. О. Богуслаєв, О. Я. Качан, А. І. Долматов та ін. ; під заг. ред. В. О. Богуслаєва. — Запоріжжя: АО «Мотор Січ», 2013. — 329 с. : іл., табл. — Бібліогр.: с. 321—322 (16 назв). — ISBN 978-966-2906-28-8
  • Технологія виробництва авіаційних двигунів: підруч. для студентів ВНЗ. Ч. 5 : Випробування авіаційних двигунів / В. О. Богуслаєв, О. Я. Качан, А. І. Долматов, В. Ф. Мозговий ; під заг. ред. В. О. Богуслаєва. — Запоріжжя: АО «Мотор Січ», 2015. — 330 с. : іл., табл. — Бібліогр.: с. 328—329 (21 назва). — ISBN 978-966-2906-48-6


Технології Це незавершена стаття з технології.
Ви можете допомогти проекту, виправивши або дописавши її.