ジェットエンジンの種類
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ジェットエンジンの種類

ジェットエンジンの種類

ジェットエンジンの既知の基本的なタイプ:

粉末や液体酸化剤を構成する物質に含まれる酸素の燃焼に必要なように、その仕事のための粉末と液体ロケットエンジンは、周囲の空気から酸素を必要としません。

液体酸化剤と混合された粉末又は液体燃料の燃焼時に高速のジェットノズルが外部から引き出されているの形で燃焼ガスように、出発物質よりも何倍も大きな体積を占める燃焼生成物を形成しました。

エネルギー保存則のおかげで体のシステムの運動量が一定です。 エンジンと同封そこ燃焼生成物は、二つの物体のシステムです。 そして、装置本体(燃焼)質量mをr、吐出速度V」CTを受けるの場合。F.は積に等しい運動量を作成し、両方のシステム本体(エンジン)は、運動量の方向に大きさが等しいが反対得ることです。 この場合にのみ、システム全体の移動量は変化せず、エネルギー保存則によって破壊されることはありません。 エンジンは、質量を持っている場合、それは呼気ガス反対方向に速度Vを受信します。 積に等しいモーターの動きの数は、燃焼生成物の運動量に等しくなければなりません

ヘリコプター用粉末と液体ロケットエンジンの使用は、彼らの行動氏の困難がスロットル限られた時間のために困難です。 ファジーように、これらのエンジンは、すべての燃料が燃焼するのと同じ推力限り、すべての時間を展開しています。

高圧下で燃料の供給を制御することが困難で、液体ロケットエンジンは、その効率が低く、寿命が低いです。 このため、粉末と液体ロケットエンジンとしてロータヴィータを回転させるモータとして使用することができません。

ラムジェットpeaktivnyエンジンは、燃焼の周囲の空気のための酸素を使用し、以下の主要な部分で構成されていますエアインテーク(吸気コーン)、燃焼室、ノズル。

入口は、エンジンへの空気の流れを導くように働きます。 入口の最小油圧損失は、燃焼室への途中で空気の圧力上昇を提供するために流れに沿って吸気通路面積のフォーム入力及び変更は、そのように選択されます。 その前端の吸気口への入口での損失を低減するためには、小さな曲率半径を有する円形の翼プロファイルノーズに形成されています。 空気圧吸気を増やすために拡張チャネル(拡散器)の外観を与えます。

機械的な作業の有効期限内にガスに含まれる熱エネルギーの変換は、ガス膨張によってのみ発生する可能性があります。 そのため、燃焼室に入る前に、空気は、その圧力を増加させるために事前に圧縮されなければなりません。

フライトでは、空気は、飛行の速度と同じ速度でエンジンの空気取り入れ口に来ます。 ヘリコプターをホバリングすると、この速度は、ブレードの先端部の周速です。 それによって拡張チャネル入口に一度その圧力を増加させ、そして、より制動吸気に入る前に更なる圧力が増加し続けることにより、その速度を減少させます。

従って、ラムジェット・エンジン内の空気の圧力がそれに入ってくる空気の運動エネルギーを使用することにより増大されます。 これは、入ってくる流れの速度がゼロのときに所定の位置にラムジェットエンジンを動作させることができないことを説明しています。 これはまた、その速度を増加させるエンジン推力の増加を説明します。 ラムジェット・エンジンの端部に取り付けられたブレードを有するヘリコプタのロータは、外部電源のエンジンプレプロモーションを開始する前に必要となります。

燃料噴射弁を介して燃焼室に連続的に供給されます。 燃料熱を燃焼し、その速度を増加させることによって、空気を膨張します。 ガスは、実質的にエントリの速度を超える速度でノズルを出ます。 エンジン内のガスの質量の加速度の結果として、ジェット推力が形成されています。

ネジ予備プロモーションを提供する場合はラムジェット・エンジンが正常に、ヘリコプターに適用することができます。

この点で脈動空気peaktivnyエンジンは、(ヘリコプターの動きなし)地上でのトラクションを作成することができますので、連続流に匹敵し、ネジの促進を必要としません。

脈動燃焼機関の燃料は、平行流のように、連続的に発生し、定期的にされません。 格子を設置バルブをエンジンの燃焼室に脈動前。 吸気バルブの空気圧の差が存在すると、燃焼室開口部に起因し、燃焼器新鮮な空気の部分に渡されます。 同時に、燃焼室の燃料が噴射されて点火されます。 弁が格子状に閉じていることにより、空気の加熱は、燃焼室内の圧力の一過性の上昇を引き起こします。 高速で燃焼室からのガ​​スは、負圧せるノズルを通って流れます

燃焼室に、バルブは、サイクルが繰り返された後、細胞に新鮮な空気の次の部分をせ、再び開かれます。 エンジンのリンクをゼロに最大値に変更されます。 脈動の周波数が非常に大きいため、しかし、変化はほとんどロータの均一な回転-on推力に影響を与えません。 脈動の周波数は、エンジンの長さに反比例します。 毎秒周波数610サイクルと - エンジンが毎秒270脈動周期で実行されている、915ミリメートルの長さを有する場合にはこのように、エンジンは、長さ180ミリメートルを有します。

これは、ブレードの端部にエンジンへの燃料の供給が強制給餌のためにポンプを使用する必要がないことに留意すべきです。 ローター遠心力を回転させるときに発生することは、ブレードに沿って配置された燃料ワイヤのエンジンにハブから燃料自体を駆動します。 しかし、この場合には、ヘリコプターの固定部上に位置するパイプラインからの燃料は、回転スリーブに伝送される移動可能な接続のシールを行うことが困難です。

脈動燃焼後ガスとの同期を確実にするように燃料供給と点火時期の調整モータの設計は、あるべきです。

現場で仕事で欲求を開発するかもしれないものを除いて、エンジンを脈動、また、ジェットエンジンの他のタイプよりも、各キロのトラクションを作成するには、かなり少ない燃料であるという利点を有しています。 ヘリコプターの設計のブレードの先端に搭載されるモーターを選択する際に、多くの場合停止」とエンジンが各ユニットの前面面積の最高推力値を開発しているため、モータをパルス。

パルスエンジン振動負荷の主な欠点は、これが小さい吸気弁の寿命(数時間)、頻繁に疲労破壊テールパイプについて説明し、重要です。 欠点に加えて、(仕事の最初のサイクルのために)実行するための圧縮空気の必要性、そして最後に、エンジン走行の大きなノイズが含まれています。

現在存在する形のターボジェットエンジンおよびターボプロップエンジンは、ブレードの端部で使用することができない。 これらのエンジンは最も低い比消費量を有するが 各推力や馬力が、これらのエンジンの割合は、T。Eのキログラムあたり1時間あたりの燃料。重量の推力の比率、それは彼らが効果的にブレードの端部で使用することを可能にすることを依然として非常に大きいです。 これらのモータは、ロータに機械的なドライブを搭載した従来のヘリコプターの発電所に適用することができます。

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