Термодинамика Бурдаков В.П., Дзюбенко Б.В., Меснянкин С.Ю., Михайлова Т.В. (1013734), страница 56
Текст из файла (страница 56)
Изображение действительного цикла ТРД для этого случая показано на рис. 11.45, б. Общий процесс сжатия воздуха изображается политропой в — к. Процесс подвода теплоты к — г в камере сгорания сопровождается снижением давления. Процесс расширения газа в турбине и реактивном сопле показан политропой г — с. В реальном цикле не вся площадь цикла эквивалентна его полезной работе. Работу, эквивалентную площади цикла, будем называть работой цикла и обозначим )», а работу, эквивалентную площади б) а) 361 Глаза 11. Термодинамические циклы цикла за вычетом потерь Е„„, условимся называть эффектив- ной работой цикла Е,: Ец = Е.Ф+ Е,; (11.82) Получение полезной работы в реальном цикле ГТД возможно тогда, когда работа, эквивалентная площади цикла, больше суммарных потерь в двигателе. Снижение потерь в элементах двигателя при прочих равных условиях приводит к увеличению полезной работы цикла.
Эффективность действительного цикла оценивается эффективным КПД: Еке Т(аФ <~ (11.83) 362 определяемым как отношение эффективной работы к подведенной в цикле теплоте. В отличие от идеального цикла, КПД действительного цикла зависит не только от х, но и от степени повышения температуры 0 = Т,ЕТ„; при этом зависимость т), = 1(х ) имеет максимум, тогда как т(, идеального цикла непрерывно растет. Установлено„что эффективная работа цикла может быть повышена за счет увеличения работы расширения при том же значении Т„, если после частичного расширения газа в турбине до промежуточного значения р, к нему вновь подвести теплоту в форсажной камере сгорания, а затем осуществить расширение в реактивном сопле до конечного давления р, = р„, что реализуется во всех двигателях с форсажем (ТРДФ и ТРДДФ).
На рис. 11.46 дано изображение действительного цикла ТРДФ в ро-координатах. Линией н — к изображается общий процесс сжатия воздуха, к — г— процесс подвода теплоты в основЯ~ к ной камере сгорания, г — т — про- цесс расширения на турбине. Про- да цесс подвода теплоты в форсажной т ф камере протекает при незначитель". „;".; А;, ном снижении давления аналогича с. ф но процессу в основной камере сго- О а рания и изображается линией т — ф. Рис. 11.4б Линией ф — с. ф изображается про- 11.7. Циклы реактивиыхдаигателей цесс расширения газа в выходном реактивном сопле.
При отсутствии форсажной камеры процесс расширения в выходном сопле соответствовал бы пунктирной линии т — с. Заштрихованная площадь показывает увеличение площади цикла, а следовательно, и работы цикла при включении форсажа в рассматриваемых условиях. Увеличение работы цикла ТРДФ в стартовых условиях (М = О) пропорционально степени подогрева газа в форсажной камере 0 = Т (Т, При возрастании скорости полета относительный рост работы цикла ТРДФ увеличивается. При реальных значениях температур Тф и Т, увеличение работы цикла ТРДФ может составлять — = 2 — 3 и более. Сжигание топлива в форсажной каф 1 мере осуществляется после расширения газа в турбине, т. е. при более низком давлении. При этих условиях ухудшается использование теплоты в двигателе, т. е. падает КПД цикла.
11.7.3. Циклы прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели— это двигатели, в которых сжатие воздуха осуществляется только за счет скоростного напора. Они могут применяться как для дозвуковых, так и для сверхзвуковых полетов. Основными элементами двигателя являются входное устройство, в котором происходит сжатие воздуха, поступающего в двигатель, камера сгорания, форсунки для впрыскивания топлива, реактивное сопло. Встречный поток перед входом в двигатель тормозится во входном устройстве, в результате чего давление воздуха, поступающего в камеру сгорания, повышается.
Основным параметром двигателя является степень повышения давления от скоростного напора Р, я ск Р где р, — давление в конце входного устройства, р„— давление невозмущенного потока перед двигателем. Степень повышения давления к,„показывает, во сколько раз давление перед камерой сгорания больше давления окружающей среды и зависит от скорости полета. Так, например, я, = 1,1 — 1,3 при скорости полета 600 — 800 км/ч, и к,„= б при скорости полета 2000 км,гч.
363 Глава 11. Термодинамические циклы 1 2 3 4 5 6 7 Схема дозвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя показана на рис. 11.47. Воздух поступает в диффузор 1, где скорость его уменьшается, а давление возРис. 11.47 растает. Для улучшения условий образования смеси на входе в камеру сгорания устанавливаются турбулизирующие решетки 2. Сжатый в диффузоре воздух через турбулизирующие решетки поступает в камеру сгорания 3, в которую через форсунки 4 впрыскивается топливо.
Для исключения явления срыва пламени в камере сгорания устанавливаются стабилизирующие решетки б, за которыми образуются зоны завихрений, обратных токов и малых скоростей. Из зтих зон пламя не сносится и постоянно поджигает текущую газовую смесь. Начальное воспламенение газовой смеси производится зажигающим устройством 5. Процесс горения в данном типе двигателей происходит практически при постоянном давлении, а ускорение потока происходит в реактивном сопле 7. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей потока отличаются формой входного устройства и сопла.
На рис. 11.48, а, б приведен термодинамический цикл прямоточного воздушно-реактивного двигателя в ри- и Тз-координатах: н — в — процесс адиабатного сжатия во входном устройстве; в — г — процесс подвода теплоты при р = сопзС; г — с— процесс адиабатного расширения продуктов сгорания в сопле; с — н — отвод теплоты при р — сопз1 в окружающую среду. Рис. 11.48 364 11.7. Циклы реактиеиых даигателей Сравнивая термодинамические циклы, приведенные на рис. 11.22 и 11.48, видно, что цикл прямоточного воздушно-реактивного двигателя аналогичен циклу газотурбинной установки с подводом теплоты при р = сопз1.
Поэтому термический КПД согласно формуле (11.64) определяется в виде а-г — 1гя а (11.84) где х, = р,/р, — степень повышения давления от скоростного напора. С учетом того что для адиабатного процесса сжатия р, л Формула (11.84) может быть представлена через отношение температур Н Ч,=1- т (11.8б) в где ҄— температура воздуха до сжатия; Т, — температура воздуха в конце адиабатного процесса сжатия. Термический КПД и х„возрастают с увеличением скорости полета.
При малых скоростях полета экономичность и тяга резко падают, поскольку степень повышения давления мала. При скоростях полета до 1000 кмгч степень сжатия в диффузоре невысока и термический КПД прямоточного двигателя равен 2 — 4л7л „т. е. работа двигателя неэффективна. При сверхзвуковых скоростях КПД и экономичность двигателя возрастает, а при скоростях полета, превышающих скорость звука в два раза и более (М > 2), прямоточный воздушно-реактивный двигатель является наиболее экономичным. Прямоточные двигатели, ориентированные на сверхзвуковые скорости полета, получили обозначение СПВРД.
Схема СПВРД показана на рис. 11.49. Сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике 1 „потом воздух с дозвуковой скоростью поступает в камеру сгорания 2, процесс сгорания реализуется, как и в дозвуковом ПВРД, Рис. 11.49 Збб Глава Ы. Термодинамические циклы и заканчивается перед сверхзвуковым реактивным соп- 1 и 2 ко 3 с Для скоростей полета, преРис.
11.50 вышающих М > б — 7, исполь- зуются гиперзвуковые прямоточно-реактивные двигатели (ГПВРД). Принципиальная схема ГПВРД приведена на рис. 11.50. Воздух сжимается в воздухозаборнике 1 и со сверхзвуковой скоростью поступает в камеру сгорания 2, на начальном участке которой осуществляется впрыск топлива (как правило, водорода). Сжигание топлива в данном случае происходит при умеренных сверхзвуковых скоростях. Для увеличения скорости сверхзвукового потока сопло 3 имеет расширяющуюся форму.
Эти двигатели рассматриваются в качестве перспективных средств для систем запуска на орбиту космических летательных аппаратов. Необходимо отметить, что основными преимуществами прямоточных воздушно-реактивных двигателей являются простота конструкции, малые габариты и масса. Они являются перспективными при скоростях полета, превышающих скорость звука, Основными недостатками данного типа двигателей являются: невозможность работы на старте, необходимость применения специальных устройств для взлета, малая тяга при дозвуковых скоростях полета, уменьшение тяги с подъемом на высоту и большой удельный расход топлива.
11 Л.4. Цикл пульсирующего воздушно-реактивного двигатели. В пульсирующих воздушно-реактивных двигателях (ПуВРД) со сгоранием топлива при и = сопз1 применяются обратные клапаны, которые устанавливаются на клапанной решетке 2 (рис. 11. 51) при входе в камеру сгорания Б. 1 23 436 7 Клапаны клапанной решетки отделяют камеру сгора— ния от диффузора 1. Воздух из диффузора 1 через обрат- Рис. 11.51 ные клапаны поступает в ка- 11.7. Циклы реактивныхдвигателей меру сгорания 5, вытесняя в выхлопную резонансную трубу продукты сгорания предыдущего цикла. После заполнения воздухом камеры сгорания в нее через форсунки 3 подается легкоиспаряющееся топливо — бензин. Смесь паров бензина и воздуха воспламеняется от злектросвечи 4 или от продуктов сгорания еще заполняющих суживающееся сопло (конфузор) 6 и выхлопную трубу двигателя 7.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
