Термодинамика Бурдаков В.П., Дзюбенко Б.В., Меснянкин С.Ю., Михайлова Т.В. (1013734), страница 57
Текст из файла (страница 57)
Давление в камере сгорания повышается, обратные клапаны клапанной решетки закрываются, изолируя объем камеры сгорания от диффузора. Конфузор и выхлопная труба подобраны так, чтобы при сгорании рабочей смеси в камере сгорания объемы их были заполнены газами, образовавшимися при сгорании предыдущей порции топлива. Следовательно, сгорание рабочей смеси осуществляется в изолированном объеме. Расширение продуктов сгорания происходит при движении их в конфузоре и выхлопной трубе. Причем продукты сгорания выбрасываются через выхлопную трубу вначале с большой скоростью, а затем со все уменьшающимися скоростями. Продукты сгорания, движущиеся в выхлопной трубе, обладают определенной инерцией (они продолжают двигаться в прежнем направлении даже после того, как давление в камере станет равным атмосферному).
Благодаря инерционному движению продуктов сгорания в камере сгорания образуется некоторое разрежение в конце процесса расширения. Под действием встречного скоростного потока и возникающего в камере сгорания разрежения обратные клапаны клапанной решетки 2 открываются и воздух через диффузор поступает в камеру сгорания б. Цикл работы двигателя повторяется. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель работает циклично, чем и отличается от других типов реактивных двигателей. Частота циклов определяется геометрическими размерами, длиной выхлопной трубы и составляет 300 — 400 циклов в минуту.
Необходимо отметить, что пульсирующий воздушно- реактивный двигатель, в отличие от ПВРД, вследствие наличия длинной выхлопной трубы может работать и создавать тягу на старте. Зб7 Глава 11, Тврмадинамичаскиа циклы Т а) б) Рис. 11.52 На рис. 11.62 приведен термодинамический цикл ПуВРД, так называемого цикла Гемфри: н — к — процесс адиабатного сжатия воздуха в диффузоре; к — г — процесс подвода теплоты при и = сопз$ в камере сгорания; г — с — процесс расширения продуктов сгорания в конфузоре и выхлопной трубе; с — н— процесс отвода теплоты при р = сопа1 в атмосферу. Разрежение, создаваемое инерционным движением продуктов сгорания в выхлопной трубе, достаточно для открытия клапанов и всасывания воздуха для повторного цикла.
Из рис. 11.33 и 11.52 видно, что цикл пульсирующего воздушно-реактивного двигателя с подводом теплоты при и = = сопа1 в полете аналогичен циклу газотурбинной установки с подводом теплоты при и = сопа$. Следовательно, термический КПД ПуВРД будет определяться формулой (11. 79) 1 — 1 л (11.86) 1Х вЂ” 1)к » Р» где х = — — степень повышения давления в диффузоре; А Р Р» л.
= — — степень повышения давления в процессе подвода Р» теплоты. В пульсирующих воздушно-реактивных двигателях давление в конце сгорания выше, чем в прямоточных воздушно- реактивных двигателях, поэтому КПД у них имеет большее значение, чем в прямоточных воздушно-реактивных двигателях. 358 11.7. йихлы реактивных двигателей Основными преимуществами пульсирующего воздушно-реактивного двигателя являются простота конструкции по сравнению с турбовинтовыми двигателями, большая тяга и экономичность на умеренных скоростях полета по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем.
11 7.5. Цикл жидкостного ракетного двигателя. Ракетные двигатели, использующие различные жидкости в качестве источников химической энергии и газообразные продукты как рабочее тело для создания реактивной силы тяги, называются жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Впервые в мире схему ЖРД предложил в 1903 г. К. Э. Циолковский. Принципиальная схема жидкостного ракетного двигателя показана на рис. 11.53. Такой двигатель состоит из системы подачи компонентов топлива, камеры сгорания с соплом, системы запуска, регулирования и отключения.
Подача топлива в камеру сгорания может осуществляться при помощи вытеснительной системы питания или с помощью насосов. Система запуска, регулирования и отключения двигателя состоит из ряда агрегатов (кранов, регуляторов, редукторов, клапанов), которые срабатывают в заданной последовательности. Если открыт клапан Б, то сжатый газ из баллона 6 через газовый редуктор 4 поступает в топливные баки окислителя 3 и горючего 7. Давление в баках поддерживается постоянным при помощи газового редуктора.
Жидкие компоненты топли- -6 ва из баков через отсекающие клапаны 2 и 8 поступают в камеру сгорания 1. Рассмотренная вытеснительная система по- 3 7 дачи применяется в двигателях малой тяги с низким давлением в камере сгорания, при этом масса системы получается сравнительно небольшой. Для двигателей большой 8 тяги более эффективна турбонасосная система, при которой топливо из бака попадает Рис.
11.53 Глава 11. Термодинамические циклы за счет небольшого наддува к центробежным насосам, приводимым во вращение турбиной. В современных ЖРД для наддува топливных баков используют сжатый гелий, азот и жидкостные газогенераторы, продукты сгорания которых вытесняют компоненты топлива из баков. На рис. 11.54 приведена схема камеры сгорания ЖРД 6 с соплом 7. Данная камера сгорания работает на двухкомпонентном топливе: жидком кислороде, азотном тетроксиде (АТ) или его смеси с азотной кислотой — в качестве окислителя и жидком водороде, керосине или несимметричном диметилгидразине (НДМГ) — в качестве горючих. Камера сгорания имеет смесительную головку 4, на которой устанавливаются форсунки окислителя 3 и горючего Б.
Оболочка камеры сгорания имеет внутреннюю стенку 2 и наружную силовую рубашку 1. Горючее протекает по образовавшемуся зазору и охлаждает камеру сгорания. Горючее и окислитель впрыскиваются под давлением в камеру сгорания через форсунки 3 и б, распыляются на мелкие капли, перемешиваются, испаряются и воспламеняются.
Воспламенение топлива осуществляется химическими„пиротехническими, акустическими или электрическими средствами. Такие компоненты топлива, как АТ + НДМГ, являются самовоспламеняющимися. При установившемся режиме работы двигателя новая часть смеси воспламеняется при соприкосновении с горячими продуктами сгорания предыдущей порции смеси. В камере сгорания топливо сгорает при постоянном давлении. Продукты сгорания истекают из камеры сгорания через сопло Лаваля. Скорость истечения на выходе из сопла в современных жидкостных ракетных двигателях составляет 2200 — 4500 м/с. При изучении идеального цикла ЖРД принимаются следующие предположения: ° объем жидкого топлива пренебрежимо мал по сравнению с объемом продуктов сгорания; ° работа сжатия жидких компонентов топлива отсутствует; ° циклы считаются обратимыми — процесс горения отождествляется с подводом к рабочему телу эквивалентно- 370 11.7.
Циклы реактивных двигателей Рис. 11.55 Рис. 11.54 го количества теплоты 471 при р = сопв1, а процесс выброса газов в окружающую среду — с отводом от него эквивалентного количества теплоты 47, также при р = сопаФ; ° рабочее тело — идеальный газ с постоянной теплоемко- стью. Так как жидкие компоненты топлива практически несжимаемы, то их сжатие можно считать изохорным. Причем изохора 1 — 2 будет практически совпадать с осью ординат (рис. 11.55). Идеальный цикл ЖРД состоит из следующих процессов: 7 — 2 — процесса сжатия и нагнетания жидких компонентов топлива в камеру сгорания; 2 — 3 — изобарного подвода теплоты в камере сгорания; 3 — 4 — адиабатного расширения продуктов сгорания; 4 — 1 — отвода теплоты в окружающую среду.
При этом считается, что давление газа на срезе сопла равно давлению окружающей среды (р„„= р4). Такой случай получил название расчетного режима и в основном относится к полету в атмосфере. В ряде практических задач проявляются нерасчетные режимы (с перерасширением на старте или недорасширением в космосе), но сопло Лаваля в этих случаях работает как и в расчетном режиме, т.
е. располагаемая работа равна пл. 1234 (см. рис. 11.55) при условии, что нет отрыва потока от стенки сопла. Предполагается также, что для компонентов топлива тт = и в T1= Т2. Основной характеристикой рабочего цикла является 5 = = р4грз — степень расширения продуктов сгорания в сопле. Термический КПД цикла определяется по формуле т)т Ч2~ Ч1. 371 24' Глава 11.
Термодинамические циклы При работе двигателя теплота 47 от рабочего тела отводится в изобарном процессе и поэтому будет определяться по фор- муле д2 = с,(Т4- Т,). (11.87) Теплота 471, подводимая к рабочему телу в процессе 2 — 3, определится по формуле 441 = с (72 — Т2). (11.88) Теперь имеем с(т4 т) ср(тв — т2) (11.89) но так как Т4 » Т, и Тз » Т2, а также принимая, что Т, = Т, формулу (11.89) можно переписать в виде Т) =1 Т41Т.
С учетом уравнения (3. 50) и полученных соотношений формула для КПД перепишется в виде а — 1 (11. 90) С учетом того, что 5 обратно пропорциональна степени повы- шения давления х, характерной для цикла Брайтона, форму- ла (3.50) примет следующий вид 1 1) =1 — —. 1  — 1' 4 Е (11. 91) Ч1 ~3 ~2~ Ч2 ~4 ~1' 372 Из последних двух формул видно, что значение термического КПД жидкостного ракетного двигателя при данном значении Й определяется степенью расширения продуктов сгорания в сопле. С целью повышения КПД в камере сгорания современных ЖРД стремятся увеличивать давление до 15 МПа и выше. Формулу для КПД рассматриваемого двигателя можно получить в несколько ином виде, рассчитывая теплоты, определяемые формулами (11.87) и (11.88) через разность удельных энтальпий: 11.7.
Циклы реактивных двигателей е Подставляя эти величины в формулу КПД, будем иметь ~4 К~ ( 48 ~4) ()42 Д!) где Ь вЂ” 74 — изменение энтальпии топлива, определяемое работой топливных насовов, представляет очень малую величину, т. е. Ьа = Ь1. По первому закону термодинамики для движущегося потока в адиабатном процессе расширения разность энтальпий соответствует располагаемой работе, следовательно, можно записать и~2 =А — Ь 0 а 4 2 и выразить КПД через скорость продуктов сгорания: ит2 2()та д1) (11. 92) Таким образом, т)4 повышается пропорционально квадрату скорости истечения продуктов сгорания из сопла.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
