TEÓRIA LETECKÝCH MOTOROV I....PRINCIP ČINNOSTI • Pri činnosti JpLTKM na zemi vstupuje vzduch...

PROUDOVÉ

MOTORY

Ing. Roman Gášpár

HISTORIE PROUDOVÝCH

MOTORŮ

Už v roku 120 pred naším letopočtom egyptský matematik a filozof HERON ALEXANDRIJSKÝ vo svojej knihe „Pneumatica“ popísal zariadenie, ktoré nazval Aeolipile, ktoré sa otáčalo na princípe reakcie vystupujúcich plynov z rotujúcej gule. Tento reaktívny stroj, nazvaný „HERONOVA GUĽA“, ktorý na princípe reakčnej plynovej turbíny premieňal tepelnú a tlakovú energiu na energiu mechanickú pozostával z kotla, v ktorom sa zohrievala voda a premieňala na páru.


MOTORŮ

Heronova koule


MOTORŮ

Čínske rakety na tuhé palivo


MOTORŮ

Obr. 3 Parná turbína na pohon vŕtacieho zariadenia


MOTORŮ

Parná plynová turbína italského Giovaniho Branca


MOTORŮ

Dr. Hans Pabst von Ohain


MOTORŮ

Projekt prvního německého leteckého turbokompresorového

motoru firmy Heinkel „HeS-3B“


MOTORŮ

Projekt prvního německého leteckého turbokompresorového motoru firmy Heinkel „HeS-3B


MOTORŮ • 27. srpna 1939 úspěšné vzlétlo první

proudové letadlo He-178 poháněné

proudovým motorem HeS-3B, který byl

zkonstruován německým konstruktérem

leteckých motorů Hansom von Ohainom.


MOTORŮ

První proudové letadlo He-178


MOTORŮ

Řez prvního sériovo vyráběného německého JUMO-004


MOTORŮ

Německé stíhací letadlo Me-262


MOTORŮ

Sir Frank Whittle


MOTORŮ • Frank Whitley jako první ve světe v roku 1935

patentoval princip leteckého turbokompresorového motoru.

• Jeho první navrhnutý letecký turbokompresorový motor W.1X byl prvýkrát spuštěn 14. prosince 1940.

• 15. 5.1941 motor W.1 s tahem 3,8 kN poháněl letadlo E.28/39, které se v Granwell o 19 hod. 40 min. vzneslo a absolvovalo 7 minutový let.

• Letadlo dosáhlo rychlost 545 km/h.


MOTORŮ

První anglický proudový motor F. Whittleho W-1


MOTORŮ

Schéma motora W-1

PRINCIP PROUDOVÉHO MOTORU


• Spaľovaním paliva sa uvoľňuje teplo Q, čím

sa zvyšuje teplota plynu z teploty „T1“ na

teplotu „T2“, zväčšuje sa objem plynu z „V1“

na „V2“ a zvyšuje sa rýchlosť prúdenia plynu z

„c1“ na „c2“.

m1 = m2 [kg.s-1];

T2 T1 [K];

V2 V1 [m3];

c2 c1 [m.s-1].


• Privedené teplo „Q“ sa premieňa na:

• mechanickú prácu v plynovej turbíne motora WT;

• kinetickú energiu vystupujúceho plynu EK.

U leteckých motorov s priamou reakciou sa urýchľuje relatívne malá hmotnosť plynu (1 až 200 kg.s-1) na veľkú rýchlosť vystupujúceho plynu c2 = 500 až 900 m.s-1. Tento typ leteckého motora je vhodný pre vysoké rýchlosti letu.

TYPICKÉ ŘEZY

0 – neovplyvnená oblasť atmosféry pred JpLTKM,

0 – 1 vstup do JpLTKM,

1 – 2 kompresor JpLTKM,

2 – 3 hlavné spaľovacia komora JpLTKM,

3 – 4 plynová turbína JpLTKM,

4 – 5 výstupná sústava JpLTKM,

6 – neovplyvnená oblasť atmosféry za JpLTKM.

TEPELNÝ OBĚH

Ideálny tepelný obeh

PRINCIP ČINNOSTI

• Pri činnosti JpLTKM na zemi vstupuje vzduch

do kompresora cez vstupné ústrojenstvo

účinkom podtlaku, ktorý vzniká jeho činnosťou.

• Privedený vzduch sa v kompresore stlačuje

pričom sa zvyšuje jeho tlak a teplota

a zmenšuje sa jeho objem.

VSTUPNÉ ÚSTROJÍ

• Účel:

Vstupná sústava leteckých lopatkových motorov

(LLM) zabezpečuje prívod potrebného množstva

vzduchu do motora a premenu kinetickej energie

vzduchu vstupujúceho do kompresora na tlakovú

(potenciálnu) energiu, čo umožňuje dosiahnuť

maximálny efektívny ťah pohonnej jednotky pri

zachovaní jej stabilnej a spoľahlivej práce.

VSTUPNÉ ÚSTROJÍ

Podzvukové vstupné ústrojenstvo LTKM pri M=0

KOMPRESOR

• Účel kompresorov

Kompresor je zariadenie, ktoré zabezpečuje

stlačovanie vzduchu a jeho dodávku v

požadovanom množstve do spaľovacej

komory leteckého turbokompresorového

motora (LTKM) pre zabezpečenie

kontinuálneho procesu spaľovania paliva.

ROZDELENÍ KOMPRESORŮ

• Podľa smeru vstupu vzduchu:

- Osový (axiálny);

- Radiálny (odstredivý) - jednostranný;

- obojstranný;

- Diagonálny.

- Podľa počtu stupňov:

- Jednostupňové;

- Dvojstupňové;

- Viacstupňové.

RADIÁLNY KOMPRESOR

Rez odstredivého kompresora

PARAMETRE ODSTREDIVÝCH

KOMPRESORŮ

Typické rezy odstredivého kompresora

PARAMETRE ODSTREDIVÝCH

KOMPRESORŮ

Priebeh zmeny parametrov vzduchu v odstredivom kompresore

OSOVÝ KOMPRESOR

Osový (axiálny) kompresor LTKM

OSOVÝ KOMPRESOR

Zmena parametrov prúdu vzduchu v osovom kompresore

OSOVÝ KOMPRESOR

Rez osemstupňového dvojrotorového osového (axiálneho)

kompresora LTKM (R-13F-300)

CHARAKTERISTIKA KOMPRESORA

Tvar univerzálnej charakteristiky kompresora

PRINCIP ČINNOSTI

• Stlačený vzduch vstupuje do hlavnej

spaľovacej komory (HSK) kde sa zmiešava

s rozstrekovaným palivom a vytvára zmes

paliva a vzduchu, ktorá sa pri spúšťaní

motora zapaľuje zapaľovačmi a kontinuálne

horí pri takmer konštantnom tlaku.

• V dôsledku spaľovacieho procesu v HSK

prudko narastá teplota plynu a jeho entalpia.

SPALOVACÍ KOMORA

Účel:

• Hlavná spaľovacia komora (HSK)

zabezpečuje vytvorenie palivo-vzduchovej

zmesi a jej kontinuálne spaľovanie počas

všetkých režimov činnosti motora a letu

lietadla.

• Je to miesto prívodu energie do motora.

SPALOVACÍ PROCES

Princíp činnosti spaľovacej komory LTKM

KONSTRUKCE

Časti rúrkovej hlavnej spaľovacej komory

SPALOVACÍ PROCES

Priebeh parametrov plynu pri prietoku v hlavnej spaľovacej

komore

SPALOVACÍ PROCES

Priebeh tepôt v plamenci v infračervenom spektre

SPALOVACÍ PROCES

Charakter prúdenia v prstencovej spaľovacej komore

PRINCIP ČINNOSTI

• Plyn s vysokou teplotou a tlakom prechodom cez usmerňovacie a rotorové lopatky expanduje pričom dochádza k premene tepelnej a tlakovej energie na kinetickú energiu a na mechanickú prácu v rotore

plynovej turbíny, ktorá je spojená s rotorom kompresora a zabezpečuje jeho pohon.

PLYNOVÁ TURBÍNA

• Plynová turbína je tepelný stroj, v ktorom

dochádza k premene tepelnej a tlakovej

energie plynu na kinetickú energiu

a mechanickú prácu s veľmi vysokou

účinnosťou.

• K premene energie dochádza v kanáloch,

ktoré vytvárajú nepohyblivé lopatky a rotujúce

lopatky.

PRINCIP ČINNOSTI

Stupeň akčnej a reakčnej plynovej turbíny

STUPEŇ PLYNOVEJ TURBÍNY

Vľavo akčná, vpravo reakčná turbína v T-s diagrame

PLYNOVÉ TURBINY

Dvojstupňová plynová turbína motora R - 29 - 300 a motora R -

11F - 300

PLYNOVÉ TURBINY

Schéma dvojstupňovej plynovej turbíny LTKM

CHLAZENÍ PLYNOVÉ TURBÍNY

Tepelné a mechanické namáhanie lopatky


Tepelne poškodená rotorová lopatka plynovej turbíny


Prúdenie chladiaceho vzduchu v stupni plynovej turbíny LTKM


Vývoj chladiacich rotorových lopatiek plynových turbín LTKM


Chladenie plynovej turbíny LTKM

VÝSTUPNÉ ÚSTROJÍ

Výstupná sústava LTKM zabezpečuje:

- odvod plynov z motora do atmosféry,

- premenu tepelnej a tlakovej energie plynu na

kinetickú energiu plynu,

- usmernenie výstupných plynov do

požadovaného smeru,

- reguláciu tlakových pomerov na plynovej

turbíne.


Priebeh zmeny parametrov u výstupného ústrojenstva s podzvukovou

dýzou


Testovanie hranatej nadzvukovej výstupnej dýzy LTKM

REVERZACE TAHU

Reverzačné zariadenie za výstupnou dýzou LTKM motora Pratt &

Whitney TF-33 lietadla C-141 Starlifter

REVERZACE TAHU

Reverzačné zariadenie za výstupnou dýzou LTKM pri pristáti

lietadla

OTÁZKY A

DISKUZE

TEÓRIA LETECKÝCH MOTOROV I....PRINCIP ČINNOSTI • Pri činnosti JpLTKM na zemi vstupuje vzduch...

Documents

Transcript of TEÓRIA LETECKÝCH MOTOROV I....PRINCIP ČINNOSTI • Pri činnosti JpLTKM na zemi vstupuje vzduch...