25.Перспективи двигунобудування.
На сьогоднішній день більше 70 % енергії на нашій планеті виробляють поршневі ДВЗ.
Крім того, поршневі двигуни залишаються на доступну для огляду перспективу самою економічною установкою в діапазоні від 5 кВт до 100 МВт в одному агрегаті. Вони практично безальтернативно використовуються в таких життєво важливих секторах економіки, як транспорт, гірничодобувна промисловість, сільськогосподарська й будівельно-дорожня техніка, мала автономна енергетика. Технічний рівень поршневих ДВЗ і агрегатів на їхній базі по економічності, надійності, екологічній чистоті викидів, масогабаритним
показникам, ступеню автоматизації і іншим параметрам значною мірою визначає як рівень досконалості й конкурентоспроможності об'єктів експлуатації (судів, тепловозів, автомобілів, електростанцій і ін.), так і раціональне використання найважливіших експлуатаційних матеріалів (масло, паливо, метали та ін.), а також витрати на обслуговування й ремонт об'єктів застосування.
Розвиток двигунобудування безпосередньо впливає на розвиток ряду галузей, що використовують ДВЗ та забезпечують двигунобудування (це металургія,верстатобудування, нафтохімія, електротехніка і електроніка). Наявність власної наукової й промислової бази є
одним з найважливіших факторів розвитку двигунобудування в країні. Поршневі двигуни є одним з найбільш наукомістких і трудомістких видів продукції машинобудування. Створення, наприклад, нового типорозміру двигунів вимагає навіть у передових закордонних фірм, що не мають фінансових обмежень, 3-5 років і витрат у сотні мільйонів доларів.
Оскільки поршневому двигунобудуванню самим життям вирішено в найближчому майбутньому бути основою світової енергетики, доцільно розглянути концептуальні питання науково-технічного розвитку поршневих двигунів, пріоритетів їх удосконалювання.
26.Повітряно-реактиви та рідинно-реактивні двигуни, їх будова та застосування.
Рідинний ракетний двигун (РРД) — хімічний ракетний двигун, що використовує як ракетне паливо рідини, зокрема зріджені гази. За кількістю використовуваних компонентів розрізняються одно-, дво- та трикомпонентні РРД.
Лаштування і принцип дії двокомпонентних ррд[ред. • ред. Код]
Схема двокомпонентного РРД 1 — магістраль пального 2 — магістраль окислювача 3 — насос пального 4 — насос окислювача 5 — турбіна 6 — газогенератор 7 — клапан газогенератора (пальне) 8 — клапан газогенератора (окислювач) 9 — головний клапан пального 10 — головний клапан окислювача 11 — вихлоп турбіни 12 — змішувальна головка 13 — Камера згоряння 14 — сопло
Існує чимала різноманітність схем будови РРД, при єдності головного принципу їхньої дії. Розглянемо пристрій і принцип дії РРД на прикладі двокомпонентного двигуна з насосною подачею палива, як найпоширенішого, схема якого стала класичною. Інші типи РРД (за винятком трикомпонентного) є спрощеними варіантами розглянутого, і при їхньому описі досить буде вказати спрощення.
На схемі справа схематично представлено влаштування РРД.
Компоненти палива — пальне (1) і окислювач (2) надходять з баків на відцентрові насоси (3, 4), що приводяться в рух газовою турбіною (5). Під високим тиском компоненти палива надходять на форсункову головку (12) — вузол, в якому розміщені форсунки, через які компоненти нагнітаються в камеру згоряння (13), перемішуються і згорають, створюючи нагріте до високої температури газоподібне робоче тіло, яке, розширюючись у соплі, здійснює роботу і перетворює внутрішню енергію газу в кінетичну енергію його направленого руху. Через сопло (14) газ виходить з великою швидкістю, надаючи двигуну реактивну тягу.
Паливна система РРД складається з елементів, що використовуються для подачі палива в камеру згоряння — паливних баків, трубопроводів, турбонасосного агрегата (ТНА) — вузол, що складається з насосів і турбіни, змонтованих на єдиному валу, форсункової голівки, і клапанів, які регулюють подачу палива. Насосна подача палива дозволяє створити в камері двигуна високий тиск, від десятків до 250 атмосфер (РРД 11Д520 РН Зеніт). Високий тиск забезпечує більший ступінь розширення робочого тіла, що є передумовою для досягнення високого значення питомого імпульсу. Крім того, при великому тиску в камері згоряння досягається краще значення тягооснащеності двигуна — відношення величини тяги до маси двигуна. Чим більше значення цього показника, тим менше розміри і маса двигуна (при тій же величині тяги), і тим вище ступінь його досконалості. Переваги насосної системи особливо позначаються в РРД з великою тягою — наприклад, у рушійних установках ракет-носіїв.
На схемі відпрацьовані гази з турбіни ТНА надходять через форсункову голівку в камеру згоряння разом з компонентами палива (11). Такий двигун називається двигуном із замкнутим циклом(інакше — з закритим циклом), при якому усе витрачене паливо, включаючи використовуване в приводі ТНА, проходить через камеру згоряння РРД. Тиск на виході турбіни в такому двигуні вищий, ніж у камері згоряння РРД, а на вході в газогенератор (6), що живить турбіну, — ще вище. Щоб задовольнити цим вимогам, для приводу турбіни використовуються ті ж компоненти палива (під високим тиском), на яких працює сам РРД (з іншим співвідношенням компонентів, як правило, — з надлишком пального, щоб знизити теплове навантаження на турбіну).
Альтернативою замкнутому циклу є відкритий цикл, при якому вихлоп турбіни викидається прямо в навколишнє середовище через відвідний патрубок. Реалізація відкритого циклу технічно простіше, оскільки робота турбіни не пов'язана з роботою камери РРД, і в цьому випадку ТНА взагалі може мати свою незалежну паливну систему, що спрощує процедуру запуску всієї рушійної установки. Але системи з замкнутим циклом мають трохи кращі значення питомого імпульсу, і це змушує конструкторів долати технічні труднощі їхньої реалізації, особливо для великих двигунів ракет-носіїв, до яких пред'являються особливо високі вимоги за цим показником.
На схемі один ТНА нагнітає обидва компоненти, що припустимо у випадках, коли компоненти мають співмірні густини. Для більшості рідин, що використовуються в якості компонентів ракетного палива, густина коливається в діапазоні 1±0,5 г/см³, що дозволяє використовувати один турбопривід для обох насосів. Виняток становить рідкий водень, який при температурі 20 °C має густину 0,071 г/см³. Для такої легкої рідини потрібен насос з цілковито іншими характеристиками, зокрема, з набагато більшою швидкістю обертання. Тому, у разі використання водню як пального, для кожного компонента передбачається незалежний ТНА.
При невеликій тязі двигуна (і, отже, невеликій витраті палива) турбонасосний агрегат стає занадто важким елементом, що погіршує масові характеристики рушійної установки. Альтернативою насосній паливній системі служить витискувальна, при якій надходження палива в камеру згоряння забезпечує тиск наддуву в паливних баках, створюваний стисненим газом, найчастіше азотом, який негорючий, неотруйний, не окислювач і порівняно дешевий у виробництві. Для наддуву баків з рідким воднем використовується гелій, оскільки інші гази при температурі рідкого водню конденсуються і перетворюються в рідини.
При розгляді функціонування двигуна з витискувальною системою подачі палива зі схеми виключається ТНА, а компоненти палива надходять з баків одразу на головні клапани РРД (9) і (10). Тиск в паливних баках при витискувальний подачі має бути вищим, ніж у камері згоряння, баки — міцніше (і важче), ніж у випадку насосної паливної системи. На практиці тиск у камері згоряння двигуна з витискувальною подачею палива обмежується в межах 10 — 15 ат. Зазвичай такі двигуни мають порівняно невелику тягу (в межах 10 т). Перевагами витискувальної системи є простота конструкції та швидкість реакції двигуна на команду запуску, особливо у випадку використання самозаймистих компонентів палива. Такі двигуни використовують для маневрування космічних апаратів у космічному просторі. Витискувальна система використовувалась у трьох рушійних установках місячного корабля Аполлон — службовій (тяга 9760 кГс), посадковій (тяга 4760 кГс), і злітній (тяга 1 950 кГс).
Форсункова головка — вузол, в якому змонтовані форсунки, призначені для впорскування компонентів палива в камеру згоряння. Головна вимога до форсунок — максимально швидке і ретельне перемішування компонентів при надходженні в камеру, оскільки від цього залежить швидкість їхнього займання і згорання.
Через форсункову головку двигуна F-1, в камеру згоряння щомиті надходить 1,8 т рідкого кисню і 0,9 т гасу. Кожна порція цього палива і продуктів його згоряння перебуває в камері впродовж мілісекунд. За цей час паливо має згоріти якомога повніше, оскільки незгоріле паливо — це втрата тяги і питомого імпульсу.
Вирішення цієї проблеми досягається такими заходами:
Максимальне збільшення кількості форсунок в голівці, з пропорційною мінімізацією витрат через одну форсунку. (У форсунковій голівці двигуна F-1 встановлюється 2600 форсунок для кисню і 3700 форсунок для гасу).
Спеціальна геометрія розташування форсунок в голівці і порядок чергування форсунок пального і окислювача.
Спеціальна форма каналу форсунки, завдяки якій при русі каналом рідина починає обертатись, і при потраплянні в камеру вона розкидається на всі боки відцентровою силою.