Авиационная и ракетно-космическая теплотехника. Введение в специальность Бурдаков В.П. (1006566), страница 15
Текст из файла (страница 15)
А если ТРД служит для привода воздушного винта самолета или несущего винта вертолета, то мощность турбины увеличивается в расчете на привод этих винтов. Такой двигатель называется турбовинтовым или ТВД. Он в целом напоминает винтомоторную установку с поршневым двигателем, однако отличается от нее более высокими характеристиками. В целом именно ТРД «сделали логоду» в авиации: позволили ей перейти звуковой барьер (рис, 30). Классификация современных ТРД включает, кроме двигателей приведенной классической схемы, целую серию дозвуковых ТВД (турбовинтовой и турбовентиляторный двигатель с воздушным винтом, расположенным в кольце или в контуре двигателя, это необходимо для уменьшения уровня шума самолета„а также тпурбовальный двигатень, применяемый для привода несущих винтов вертолета). Дозвуковая авиация снабжена также большим количеством двухконтурных ТРД или ТРДД, имеющих различные конструктивные особенности, Чем меньше расчетная скорость полета, тем более выгодна большая степень двухконтурности.
В отличие от ТВД с вентилятором воздушный или внешний контур такого двигателя может иметь свою камеру сгорания, регулируемое сопло, выполненное со- 80 вместно с соплом центрального контура по оптимальной зжекторной схеме, и другие элементы, Внешний контур мож п ет представлять собой многорежимный ПВРД либо ПВРД с вентилятором и т.д. Использование расположенной за турбиной классического ТРД форсажной камеры, напоминающей камеру сгорания ПВРД, дает название новому классу двигателей — ТРД с форсажем яли ТРДФ (рис.31), широко применяемых на современных сверхзвуковых самолетах. ТРДФ (как и другие ТРД) может иметь и двухвальную схему, то есть иметь два соосных турбокомпрессора, вращающихся в разные стороны для уменьшения кориолисовых нагрузок при маневрах самолета и позволяющих получить более оптимальные термодинамические параметры.
Такие двигатели называются ТРДФД. Важным элементом любого ТРД является сопло — особенно регулируемое, то есть изменяющее свою геометрию. Такое сопло может изменять площади критического и выходного сечений, направлять часть потока вперед по ходу движения самолета„создавая тормозящее усилие (используется после посадки наряду с реверсом винтов) отклонять весь поток газа вниз при взлете с целью создания подъемной силы для ЛА ВВП. Созданы и специальные подъемно-марше вые Д или ПМТРД для такик ЛА.
Конкурирующим направлением является создание подъемных ТРД или ПТРД, устанавливаемых на ЛА вертикально, имеющих небольшие габариты, а главное — низкие значения удельного веса (отношение веса двигателя к его тяге). На рис. 32 показаны диапазоны применения ВРД (1.ПТРД. 2-ТВД, 3- ТРДД, 4-ТРД, 5-ТРДФД, 6-СПВРД,РТД РПД, 7-ГПВРД, ЖРД, а на рис.33 — внешние виды наиболее характерных ТРД: а — ТРДД Д- 36; б — силовая установка вертолета Ми-8 с ТВД ТВ2-117А; ив подъемно-маршевый ТРД Р27В-300; г — ТРД АМТКРД-01; д — турбовинтовой двигатель АИ-20).
Основной теплофизической проблемой улучшения характеристик ТРД является повышение температуры газа Т„'перед турбиной, так как и удельный вес 7 двигателя (а) как маршевого 1, так и подъемного 2, и удельный расход топлива С„(б) зависят именно УЯ» от этой температуры (в): 3 — неохлаждаемые; 4 — охлаждаемые; 5 — экспериментальные турбины (рис. 34). 81 ,к ыб Ибб тббб бббб лаб б вы юю юбб ббт Иббб мю ж эббб ибб аи иббг пбб мн аиб ыы ~бббс Рик бб 3.6. Ракетные двигатели К тепловым двигателям относят жидкостные, твердотопливные и гибридные ракетные двигатели: ЖРД, РДТТ, ГРД.
Схема ЖРД приведена на рис. 35, а; термодинамический цикл его работы — на рис. 35, б. Основные элементы ЖРД: 1 — выпускной патрубок газовой турбины; 2 — теплообменник-испаритель жидкого окислителя; 3 — теплообменник-подогреватель холодного газа; 4 — насос окислителя; 5, б — газовые магистрали наддува баков ракеты; 7 — баллон сжатого газа; 8 — бак жидкого окислителя; 9 — бак жидкого горючего; 10 — насос горючего; 11 — газовая турбина; 12 — газогенератор; 13 — камера сгорания. Жидкие компоненты топлива из баков в ЖРД поступают при давлении р 1 (сумма давления наддува и гидростатического давления) и нагнетаются насосами в двигатель и частично в газогенератор под давлением р з (давление за насосами) — изохорный процесс 1-2 ( жидкость считается несжимаемой). Сгорание (подвод тепла д ) — изобарный процесс 2-3.
реализуемый в камере сгорания, пе- 1 реходит в адиабатное расширение газа 3-4 в сверхзвуковом сопле 14. Замыкающая изобара цикла 4-1 условная, так как в насосы поступает новая порция ТРТ, Семейство современных ЖРД весьма многообразно: одно — и многокамерные двигатели, двигатели, работающие на криогенных (жидкий водород, жидкий кислород) и высококипяьцих компонентах (азотный тетроксид, несимметричный диметилгидразин, углеводородное горючее, керосин), двигатели, реализующие подачу в камеру сгорания разных фаз топливных компонентов (жидкость-жидкость, жидкость-газ, газ-газ, игуга — жидкость и т.д.). Шуга — это мелкодисперсная твердая фаза.
Есть и еще один способ использования твердого топлива в ЖРД вЂ” это подача в камеру сгорания мелкодисперсного порошка, продуваемого газом, то есть псввдоожиженного компонента ТРТ. Большое разнообразие ЖРД объясняется и способами зажигаиия топлив: самовоспламенение, электроискра или тлеющий разряд, химическое зажигание, акустический нагрев поджигающего элемента и т.д.
Общий вид одного из реальных ЖРД представлены иа рис.36 (двигатель Р— 1 «лунногоь носителя США «Сатурн-5ь). По термодипамичвскому циклу ЖРД работают и РДТТ (рис.37), и ГРД, принцип действия которых во многом сходен, но в ГРД в камеру сгорания с твердым горючим подается жидкий или газообразный окислитель. На рис.37 изображены: 1 — корпус РДТГ; 2 — заряд твердого топлива; 3 — сопле; 4 — воспламенитель; 5— запал.
Заряды могут быть а — канально-щелевыми: 1 — экранирующие РДТТ; 2 — канал; 3 — щель; б — звездообразными; в — торцевыми. 3.7. Аэростатические тепловые двигатели Подъемная сила не только аэростата или дирижабля, но и тяжелой космической ракеты возникает всегда, если конструкция ЛА «вытесняеть значительные массы воздуха. Когда масса вытесняющего объема больше массы вытесняемого воздуха на данной высоте, возникает подъемная сила, равная разности этих масс, умноженной на ускорение силы тяжести, а масса вытесняющего объема больше массы вытесняемого воздуха, то вес ЛА уменьшается на величину веса вытесненного воздуха.
Таким образом, при взвешивании тел гирями или пружинными весами (так производится весовая заправка топливных емкостей ЛА на стартовой позиции) необходимо учитывать аэростатическую (архимедову) силу. Если этого не сделать, то количество топлива будет больше расчетной величины, то есть ЛА будет пеоправдано перетяхелеи, 87 3.8. Нетепловые двигатели Риа ЗВ 88 88 Другой случай. Двигательная установка ракеты-носителя Н-1, которая была предназначена для осуществленяя отечественной лунной программы (см. рис.
20, а), представляла собой замкнутую многосопловую двигательную компоновку, в донной полости которой объемом У более 150 м циркулировал нагретый от струй до з 1000 К воздух. Воспользовавшись уравнением состояния идеального газа, определим подъемную силу этого объема в момент старта ракеты: А 81рв рг) 81 В рР »7» г г = 150 9,81 — — ' — ) = 150 Н ~277 300 277 1000) где яндексом «в» отмечены параметры окружающего «г» вЂ” горячего воздуха в объеме К Как видим, для сверхтяжелой ракеты, у которой суммарная тяга всех двигателей на старте составляла 4500 тонн, добавок тяги в 150Н или 0,015 тонн, казалось бы, незначителен. Не следует забывать, однако.
что этот добавок бесплатен. На получение этой тяги бортовое топливо не затрачивается. Вот почему ракета, выводящая около 100 тонн полезного груза, получает за счет аэростатической силы гарантированный добавок массой в несколько десятков килограмм, а этим пренебрегать уже нельзя, так как стоимость выведения на СИСЗ 1 кг полезного груза оценивается в 1,5-2 тыс. долларов США. В Московском авиационном институте ведутся работы по ЛА нового типа — термоплану (рис.
38), принцип действия которого основан на создании подъемной аэростатической силы за счет несущего газа (гелия) и горячего воздуха от двигателя или подогревателя, то есть аналогичен только что рассмотренному. К нетепловым двигателям, то есть устройствам, в которых конечное преобразование энергии в тягу, крутящий момент или электрический ток происходит без участия тепловой энергии как ос- новногО ее носителя, относят плазменные, ионные, полевые, квантовые н др.
Такие двигатели получают энергию от энергоустановки, которая зачастую рассматривается как их составная часть. Характерным примером нетепловой энергоустаиовки является топливный элемент. Первый топливный элемент создал Гровс в 1839 г. (две платиновые пластины погружались в раствор серной кислоты). Было обнаружено, что выделяющиеся при электролизе газы Нз и Оз обладают электрохимической активностью, то есть после выключения внешнего напряжения на клеммах сохранялась разность потенциалов порядка 1В, правда, при ничтожной емкости из-за малого количества активных газов.
О целесообразности прямого (нетеплового) превращения химической энергии в электрическую высказался в 1894 г. В.Оствальд применительно к окислению угля кислородом. Его идея затем была использована В.Нернстом, Ф.Габером и их сотрудниками при попытках создать высокотемпературные топливные элементы, работающие на углероде и кислороде. Первый вариант действующего устройства такого типа сконструировали Буар и Прайс (магнетитовый катод и угольный анод, ЭДС ~0,7 В; Т=1370 К). Исследовании О.К. Давтяна, опубликованные в 1947 г. в работе «Проблема непосредственного превращения химической энергии в электрическую», казалось бы, показывали бесперспективность избранного нового направления, потому что во всех исследованных случаях температура была не меньше 1250 К, а мощность нагрева топливного элемента всегда превосходила вырабатываемую им электроэнергию (это без учета расходуемой химической энергии).
Время работы и срок службы системы были очень малы. Пришлось вмешаться специалистам в области термодинамики и определить КПД и Зоектрол«т вго составляющие. Выяснилось, что общая «9 8 т К«* эффективность топливного элемента величина сложная: 1~ эфф Ц теорЦ е11 Р' где ц — теоретический КПД, равный для водородно-кислородной пары (рис. 39) 0,83; це — КПД, связанный с потерями на поляризацию электродов н омическим сопротивлением (его называют еще КПД по напряжению и определяют как отношение напряжения над нагрузкой к напряжению при нулевом токе й РоВ«РВноР Б з ы о»о ВоЗа Рис.
ВР 90 Ц = — = — ' — =0 б7), 083 Е;=0 1,23 а ц Р— фарадеевский КПД, равный отношению количества электричества Ц, полученного от одного моля топлива, к его электрохимическому эквиваленту Э, и включающий также неиспользованные потери водорода цр-— ~~ =0,95 Оказалось, что общий КПД может быть весьма высок: ц ф=0,83 О,б7-0 95=0 53, если решить основную проблему работоспособности толливного элемента: научиться изготовлять развитую пористую (выше, чем у активированного угля) поверхность электродов, а когда ясно, что и для чего делать, успех придет обязательно.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
