Термодинамика и теплопередача Болгарский А.В. Мухачев Г.А. Щукин В.К. (1013761), страница 30
Текст из файла (страница 30)
Схема ГТУ со сгоранием при и = сопя! изображена на рис. 13.6. Компрессор 1, приводимый во вращение турбиной 2, подает сжатый воздух а камеру сгорания 5 через управляемый клапан 8. Второй клапан 4 находится в конце камеры сгорания и предназначен для выхода продуктов сгорания на турбину.
Топливо в камеру сгорания подастся насосом 9, находящимся на валу турбины, через форсунку д 7. Подача топлива должна осуществляться периодически топливным клапаном 6. Я В камере сгорания 1 7 при закрытых клапанах 8 и 4 происходит процесс горения топлива в постоянном объеме. При увеличении давления клапан 4 открывается и продукты сгорания поступают в соп- !'яс ! Зб ловый аппарат 3 и на лопатки турбины.
При прохождении через лопатки турбины газ производит работу и выбрасывается в окружающую среду. На рис. 13.7 и 13.8 приведен цикл этой установки на р — и и Т вЂ” а-диаграммах. На этих диаграммах: а-с — адиабатное сжатие в компрессоре; с-г — подвод теплоты при и = сопз1; а-е — адиабатное расширение газа в турбине; е-а— изобарная отдача газом теплоты окружающему воздуху. Основными параметрами цикла являютоя; степень повышения давлении Рс~ра степень изохорного повышения давления Л = р,!р,.
!95 Для определения термического к. п. д., равного чс сп (Т вЂ” Тс) !),=1 — — =1— ч! сс (Т Т ) найдем температуру газа в узловых точках цикла: точка с Р с †! Т,=Т„п точка г с †! Т, = Т„п точка е и Рис. !3.7 Подставляя значения этих температур в формулу термического к. п. д., получим !)!=1— )()! )~ П (!З.З) с †! я ().— )) Рис. )3.9 Ряс. )3.8 Работа цикла 1„= !)1 т)! = с„Тс и ().— ! ) 1 — . (13.4) х (х!)' — !) !) — !) Формула (13.3) показывает, что термический к.
п. д. цикла зависит от степени повышения давления, определяемой повышением давления воздуха в компрессоре, и от величины ), характеризую!цей количество подведенной в цикле теплоты (рис. 13.9). Изме. пение тн = т'(и) аналогично изменению этой величины в цикле с подводом теплоты при р = сопя! (см. рис, 13,4), Из сравнения между собой циклов с подводом теплоты при р = сопз! и о = сопз( на р — о и Т вЂ” э-диаграммах (рис. 13.10 и рис.
13.!1) видно, что при одной и той же величине степени повышения давления и одинаковом количестве отведенной теплоты цикл при о = сопз1 выгоднее цикла при р = сонэ!. Пн. 1ЗЗО р..!зы Это объясняется ббльшей степенью расширения, которак будет в цикле э = сопя!, а следовательно, и большими значениями термического к.
и. д. Несмотря на это преимущество, цикл с подводом теплоты прв о = сопз1 широкого применения в практике не нашел в связи с усложнением конструкции камеры сгорания и ухудшением работы турбины в пульсирующем потоке газа $ 3. Регенеративные циклы Одной из мер повышения степени совершенства перехода заплоты в работу в газотурбинной установке является применение регенерации теплоты. Регенерация теплоты заключается в использо'- вании теплоты отработавших газов для подогрева воздуха, поступающего в камеру сгорания.
Экономичность ГТУ при применении регенерации повышается. Схема установки с регенерацией представлена на рис. !3.12. Воздух из компрессора 1 направляется в теплообменник б, где он получит теплоту от газов, вышедших из турбины 2. Госле подогрева воздух направляегся в камеру сгорания 3, в которую через форсунку 4 от насоса 5 подводится топливо. Воздух, получивший теплоту от отработавших газов, должен получить в камере сгорания меньше теплоты для достижения определенной температуры газа перед турбиной. Цикл ГТУ с регенерацией теплоты показан на рис. 13.13 и рпс. 13.14. На этих диаграммах: а-с — адиа- 16т батное сжатие воздуха в компрессоре; с-! — изобарный подогрев воздуха в регенераторе; 1-г — подвод теплоты при р = сопя! в камере сгорания; г-е — адиабатное расширение газа в турбине; е-г — отдача теплоты при р = сопз1 в регенераторе; 2-а — отдача теплоты при р = сопз1 в окружающую среду.
Если предположить, что охлаждение газов в регенераторе происходит до температуры воздуха, поступающего в него Т, = Т, то регенерация будет полной. Рас, !3.!3 Ряс. !3.!2 Термический к. п. д. цикла при полной регенерации, когда Т, — Т, = Т, — Т„определится по формуле тн = 1 — Чгlд1, где = ср (7, — T,) = ср (7, — T„), Сг = Ср (Г, — T,) = Ср (7, — 7.), тогда тс — та Ч!-!в т,— т При принятых параметрах цикла ГТУ с подводом теплоты прн р * сопя! с — 1 с-! Т,=Т,п, Т,=Т,п р, Т,=Т,р и т),=1 — — "=1 —— (13.5) т, р Эта формула показывает, что термический к. п. д. цикла при полной регенерации зависит как от начальной температуры, так и от температуры в конце адиабатного расширения, Обычно двигатели работают не при полной регенерации, поэтому Т, ) Т,.
!68 т,— т, о= т,— т, ' При полной регенерации Т, = Т„Т, = Т„о = 1. При отсутствии регенерацйи Т, = Т„о = О. !,13. 6) Рис. !3 !4 Рис. $3.!5 Величина степени регенерации определяется качеством и величиной рабочих поверхностей теплообменика (регенератора). Принципиально регенерацию теплоты возможно осуществить и в ГТУ, работаю!цей по циклу о = сопз1. При том характер цикла, как видно из рис, 13.15, изменяется.
Подвод теплоты осуществляется как по изохоре, так и по изобаре. В настоящее время регенерация теплоты находит практическое применение в основном в стационарных установках и реже в транспортных установках из-за большого веса и габаритов регенератора. ГЛАВА Х!Н ЦИКЛЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕИ Законы истечения газов, описывающие превращение энергии давления в количество движения, находят в настоящее время важное применение в реактивных двигателях. В таких двигателях теплота, полученная от сгорания топлива, преобразуется в кинетическую энергию продуктов сгорания и используется для получения тяги.
Сила тяги газов, вытекающих из сопла, равна Р = О (4и — и), (14. 1) где Ц вЂ” расход газов, кг/сек; ся — скорость истечения газов из сопла, л4!рйк; р — скорость летательного аппарата, л!/сек. 169 При этом термический к. п. д. цикла должен учитывать с т еп е н ь р е г е н е р а ц и и, определяемую как отношение количества теплоты, переданной воздуху, к тому количеству теплоты, которое могло бы быть передано при охлаждении газов до температуры воздуха. Степень регенерации Реактивные двигатели могут быть подразделены на две основные группы: 1) воздушно-реактивные двигатели — ВРД (бескомпрессорные и компрессорные); 2) ракетные двигатели — РД !жидкостные ракетные двигатели и двигатели, работающие на твердом топливе).
Все типы реактивных двигателей применяют в современной авиации; развитие этих двигателей позволило создать космические аппараты, которые преодолели притяжение Земли, достигли Луны, Венеры, Марса и вышли на эллиптические орбиты вокруг Солнца. й 1, Бескомпрессорные ВРД Бескомпрессорные ВРД делятся на прял!сточные, в которых процесс сгорания топлива производится при р = сопз1, и пульсирующие; в пих сгорание топлива осуществляется при о =- сонэ!. В прямоточных двигателях процессы в отдельных частях двигателя протекают непрерывно. Сжатие воздуха в прямоточном двигателе осуществляется за счет скоростного на- 1' (7 Й (! Фи Р Рис.
!4 2 Рис !4 ! пора. Прн этом входная часть двигателя при дозвуковых или сверхзвуковых скоростях полета должна быть спрофилирована так, чтобы в зоне горения скорость потока была порядка 150 м(сгк для обеспечения безотрывного процесса горения топлива, впрыскиваемого через форсунки в камеру сгорания.
Постоянство давления в камере сгорания достигается подбором поперечных сечений кал!еры. На рис. 14.1 дана простейшая схема прямоточного ВРД для сверхзвуковых скоростей полета. На схеме показаны между сечениями (-( — П-П вЂ” входной диффузор, П-П вЂ” П(-(П вЂ” камера сгорания, П(-П( — ()(-(1' — сопла, В нижней части рис. 14.1 даны диаграммы изменения давления и скорости газа по тракту двигателя. Теоретический цикл прямоточного ВРД представлен на рис. 14.2, где линия а-с соответствует процессу адиабатного лтв сжатия воздуха в диффузоре; линия е-г — процессу изобарного подвода теплоты; линия г-е — адиабатному расширению продуктов сгорания в сопле; линия е-а — охлаждению продуктов сгорания (отвода теплоты в окружающую среду).
Как видно, цикл прямоточного ВР/Г со сгоранием при р = сопз! аналогичен циклу ГТУ со сгоранием при р = сопз!. Г!оэтому термический к. п. д. цикла может быть определен по формуле (13.1) Р т), = 1 — -, (14.2) ь(Х'" — В А — 1 пд (Х вЂ” 1) (14.3) где пд — степень повышения давления воздуха в диффузоре; Х вЂ” степень повышения давления в процессе сообщения теплоты в камере сгорания при и = сопз1. )71 где и = — — представляет собой Рс Рс ппепень повышения давления воздуха в диффузоре.
Ъ. Как и, так и т), возрастают о увеличением скорости полета, но с уменьшением скорости экономицность и двигателя и тяга резко падают, а Рис. )4 3 при нулевой скорости тяга будет равняться нулю. Поэтому для запуска аппаратов с такими двигателями требуются дополнительные стартовые двигатели. Области скоростей полета, целесообразных для применения прямоточного двигателя, лежат в диапазоне скоростей, в 2 — 3 раза превышающих скорость звука. В п у л ь с и р у ю ш и х ВРД для осуществления процесса горения топлива при постоянном объеме необходимо в сечениях П-1/ и П1-П/ (рис.
14.1) поставить клапаны, которые при горении топлива разобщат камеру сгорания от входного диффузора и реактивного сопла. Впрыск топлива должен осуществляться периодически, когда эти клапаны будут закрыты. На рис. 14,3 изображен на р — и-диаграмме цикл пульсирующего ВРД, где процесс а-с соответствует сжатию воздуха во входном диффузоре; процесс с-г — подводу теплоты при сгорании топлива; процесс г-е — расширению газа в сопле; процесс е-а — условному процессу выброса в атмосферу и охлаждению в ней при р == сопз! продуктов сгорания.
Термический к. п. д. пульсирующего двигателя можно определить по формуле (13.3) Пульсирующий двигатель можно применять при меньших скоростях полета, чем прямоточный, но ненадежная работа клапанов в условиях высоких температур ограничивает возможности его применения. й 2 Компрессорные турбореактивные двигатели Этот класс двигателей в настоящее время наиболее широко применяется в авиации. В этих двигателях сжатие воздуха осуществляется в диффузоре вследствие скоростного напора и в компрессоре (осевом илн центробежном), имеющем высокую степень повышения давления. Из компрессора воздух подается в камеру сгорания, а затем продукты сгорания поступают на газовую турбину, где, расширяясь, производят работу, идущую на привод компрессора.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
