И-152 с ПВРД

ПВРД обычно устанавливаются на летательном аппарате. Работа двигателя происходит следующим образом процесс сжатия [c.139]

Для определения термического к. п,д. цикла ПВРД (рис. 14.5) можно использовать формулу (14.3), так как в ГТУ и ПВРД с подводом теплоты по изобаре осуществляется один и тот же цикл (ср. рис. 14.2 и 14.5). [c.139]

Термический к. п. д. т1 повышают путем увеличения степени сжатия е. Для увеличения е приходится усложнять конструкцию ПВРД, например, путем установки компрессора (с приводом от газовой турбины) после диффузора. [c.140]

Работа двигателя происходит следующим образом. Процесс сжатия (1-а осуществляется в два этапа вначале d-e в ди( х1)у-зоре Д II затем е-а в турбокомпрессоре ТК (рис. 14.6 и 14.7), таким образом удается увеличить степень сжатия е = у,/у,, а следовательно, и к. п. д. (14.3) по сравнению с ПВРД (см. рис. 14.5). [c.140]

Самолет с прямоточным воздушно-реактивным дви гателем (ПВРД) летит со скоростью 420 км/с. Температур окружающего воздуха t = —20 °С. Определить степень по вышения давления в диффузоре ВРД и термический к. п. д цикла (см. рис. 11.7), считая рабочим телом сухой воздух [c.137]

Определить степень повышения давления и термический к. п. д. цикла ПВРД (см. рис. 11.7) при скорости самолета, характеризующийся числом Маха М = 1,2. Определить также работу цикла и диаметр выходного сечения реактивного сопла, если давление и температура окружающего воздуха 0,085 МПа и —13 С, расход воздуха [c.138]

Рабочий процесс, схема и основные параметры ПВРД существенно зависят от скорости полета. В ПВРД для дозвуковых скоростей параметры потока (давление р, скорость и>, температура Т) изменяются так, как показано на рис. 6.5 а. Воздухозаборник в этом случае выполняется в виде расширяющегося канала, реактивное сопло сужающееся. [c.262]

Все процессы ПВРД (сжатие, подвод теплоты и расщирение) происходят с падением полного давления, поэтому действительный цикл ПВРД в 57 коор-динатах изображается в виде, представленном на рис. 6.3,6. [c.263]

Для основных камер ВРД 2 р = = (1,2 -7- 6,5) 10 Дж/(м Па ч), для форсажных камер и камер ПВРД = (6,5-г 11)-10 Дж/(м Па ч). Теп-лонапряженность камер сгорания подъемных двигателей самолетов вертикального взлета и посадки в 1,5 — 2 раза выше, чем в маршевых ВРД. [c.271]

В камерах ПВРД топливо сгорает в чистом воздухе, а не в продуктах сгорания. Процессы смесеобразования и сгорания подбираются в зависимости от назначения двигателя. Так, для разгонного двигателя, работающего на режимах максимальной тяги, применяются одноконтурные камеры сгорания (рис. 6.17). При входе в камеру устанавливается спрямляющая рещетка 1. Топливные форсунки располагаются на одном, двух или нескольких коллекторах 2. Объем камеры обычно не делится [c.274]

Рассмотрим простейший с точки зрения общей схемы тип ВРД — прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД). Схема ПВРД изображена на рис. 62. ПВРД с аэродинамической точки зрения представляет собой профилированный канал, состоящий из диффузора, камеры сгорания и выхлопного сопла. Диффузор необходим для организации выгодного режима горения в камере сгорания при малых скоростях потока воздуха. Сопло необходимо для разгона газа за счет перепада давлений в подогретом газе в камере сгорания и во внешнем пространстве. В соответствии с тем, что дает [c.138]

Рис. 62. Схема ПВРД а) для дозвуковых скоростей полета, б) для больших сверхзвуковых скоростей полета. 1 — входной диффузор, 2 — камера сгорания, 3 — реактивное

Формула (10.25) для г тер введена в общем случае реального ПВРД. Формулы (10.25) дают выражения Дтер и Дпроп через отношение (которое легко выразить через количество тепла, подводимого в двигателе к единице массы газа внутреннего потока) и через коэффициент скорости X, (или число Маха) полета. [c.139]

При идеальном обратимом процессе в ПВРД имеем, что в диффузоре, камере сгорания, сопле и внешнем потоке давление торможения сохраняется. Отсюда вытекает, что р = р -Поэтому из (10.19) получим, что но Гг [c.140]

С помощью формулы (10.26) легко оценить Ртер для идеального ПВРД. Для воздуха при у = 1,4 и = 1 ртер = 17%, [c.140]

Из сделанного выше анализа следует, что даже идеальный ПВРД не может создавать тягу на месте (при v = 0). [c.140]

Из всего сказанного следует, что применение ПВРД возможно лишь при больших скоростях полета. Для того чтобы реактивный двигатель мог работать и при малых скоростях полета (в том числе и при нулевой скорости, т. е. на старте), не- [c.140]

Воздух в этом реактивном двигателе не встречает на пути никаких механизмов. И двигатель поэтому называют прямоточным воздушно-реактивным двигателем, или, короче, ПВРД. [c.74]

И получается уже знакомый нам ПВРД —прямоточный воздушно-реактивный двигатель — газовая турбина без ротора, двигатель сверхскоростного самолета будущего [c.75]

Собственно, так работают все тепловые машины без исключения, будь то бензиновые моторы, газовые или паровые турбины, дизели, ротативные двигатели типа Ванкеля, прямоточки (ПВРД), паровые поршневые машины, стирлинги и эриксоны и всякие другие — несть им числа. [c.270]

Бескомпрессорные ВРД подразделяются на две группы — прямоточные бескомпрессорные двигатели (ПВРД) и пульсирующие бескомпрессорные двигатели (ПуВРД). [c.348]

Схема ПВРД представлена на рис. 10-34. В этой схеме отсутствуют компрессор и турбина. Сжатый в диффузоре 1 от атмосферного давления до давления воздух поступает в камеру сгорания 2, в которую впрыскивается жидкое топливо. Процесс сгорания происходит при практически постоянном давлении (p2= onst). Продукты сгорания, имеющие высокую температуру, истекают из сопла 3. [c.348]

Таким образом, цикл ПВРД р, и-диаграмма на рис. 10-35) состоит из адиабаты сжатия воздуха в диффузоре (1-2), изобары процесса сгорания [c.348]

Зависимость термического к. п. д. цикла ПВРД от скорости движения самолета (или, что то же самое, от скорости набегающего потока) может быть получена следующим образом. [c.348]

Подставляя это выражение в уравнение (10-82), получаем следующее соотношение для термического к. п. д. цикла ПВРД [c.349]

Зависимость термического к. п. д. ПВРД от скорости полета, подсчитанная по уравнению (10-87), приведена в виде графика на рис. 10-36. [c.349]

Конструкция ПВРД для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета должна быть, естественно, различной. Схема ПВРД на рис. 10-34 соответствует дозвуковым скоростям. Напомним, что, как показано в 8-4, торможение дозвукового потока происходит при течении в расширяющемся диффузоре, а ускорение потока — при течении в суживающемся сопле именно [c.349]

При скорости полета, равной нулю (взлет самолета), степень увеличения давления р в ПВРД будет равна нулю, термический к. п. д. этого двигателя также будет равен нулю и двигатель просто не будет работать. Поэтому самолеты с ПВРД снабжаются специальными стартовыми ускорителями для сообщения самолету начальной скорости. [c.350]

Отмеченные особенности ПВРД, а также их конструктивная простота, малые габариты и малый вес делают этот тип двигателей перспективным для самолетов, летающих с большими сверхзвуковыми скоростями. [c.350]

Дальность полета с различными силовыми установками. Дальность полета самолетов с ТВД (ВМГ) и ПВРД подсчитывается по следуюш,им формулам [c.50]

Если на самолете установлены ЖРД или ПВРД, то реактивный момент отсутствует, так как у них нет вращающихся деталей (турбин, компрессоров, винтов). [c.89]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...