Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 10
Текст из файла (страница 10)
с двигателями непрямой реакции). Приведенный пример показывает, что воздушно-реактивные двигатели прямой реакции по развиваемой ими огромной мощности находятся вне конкуренции при больших скоростях полета. Однако для характеристики ВРД прямой реакции тяговая мощность используется редко, так как ее величина сильно зависит от скорости полета. Более характерным параметром этих двигателей является сила тяги, зависящая от скорости полета в меньшей степени (ср. рис. 1,24 и 1.25). Полетный (нли тяговый) КПД двигателя прямой реакции Полетный (тяговый) КПД характеризует эффективность преобразования располагаемой работы двигателя в полезную работу, затрачиваемую на продвижение летательного аппарата. Этот КПД оценивает реактивный двигатель как движитель и для установившегося горизонтального полета определяется отношением тяговой мощности двигателя к его располагаемой мощности.
Используя определение располагаемой работы (1.29) и пренебрегая массой топлива, как мы уже делали, получим Рис. 1.26. Полетный КПД двигателя прямой ггт реакции в стационарном полете (рп = сопн) 1 Как видим, полетный КПД зависит только от отношения скоростей полета и истечения газов из сопла двигателя К /с, (рис. 1.26). Полетный КПД достигает своего максимального значения т( ,„ = 1, когда скорость истечения газов из сопла равна скорости полета.
В этом случае потери (2 (2гта/с« механической энергии со струей выходящих газов равны нулю, так как относительно земли они неподвижны (с, — ун = 0). Полетный КПД становится равным нулю, когда скорость полета равна нулю. При увеличении отношения ()г,/с,) ) 1 вместо тяги создается тормозящая сила и выражение (1.51) теряет физическией смысл. Для реальной области работы воздушно-реактивных двигателей 0 ~ (ьг /с,) ~ 1, т. е.
скорость истечения газов из сопла ВРД больше скорости полета. Поэтому полетный КПД всегда меньше единицы. Выражение (1.51) было впервые получено Б. С. Стечкиным. 1.5. ВЗАИМОСВЯЗЬ КОЭФФИЦИЕНТОВ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫ Х ДВИГАТЕЛЕЙ Выше были рассмотрены основные зависимости, характеризующие ВРД как тепловую машину и как движитель. Установим взаимосвязь между этими двумя функциями двигателя.
Рассмотрим, как используется энергия топлива в воздушно- реактивном двигателе прямой реакции, перемещающемся вместе с летательным аппаратом с некоторой постоянной скоростью. Энергия, заключенная в каждом килограмме топлива, (1.52) В результате совершается полезная работа передвижения самолета (или возникает тяговая мощность) А/р = Р )г„. (1.53) = с — К, получим выраже- 2, т(п — р 2+ (1.51) 50 Имея в виду, что Р/<2, = Р ние полетного КПД 2 т(и = или 1+— се Пренебрегая внешним сопротивлением двигателя и принимая полное расширение газов в реактивном сопле, получим выражение тяговой мощности в виде /(/р = (а, + аг) с,)l, — 6,1/2д. (1,54) Другим (бесполезным) результатом работы двигателя является отбрасывание выходящих газов с абсолютной скоростью с, — Уи, 51 Рис. 1.27. Изменение эффективного, полетного и общего КПД ТРД в зависимости от скорости по.
лета (и„= 1О, Т„= 1800 К, $~ =0...100 м/с„Н=О, г'„= 250 ... 800 и'с, Н = 11 км) К Ки 1 /.„, = — — ' 1и —, еов — К сэи 1 — /Ит ' (1.60) располагаемая работа двигателя затраченная энергия топлива полезная работа передвижения располагаемая работа двигателя К 1 / теор т(о Н 1П 1 дг (1.61) (1.57) т1 =тИ ° т), = 0,53; т1, = 0,82; т1, =- 0,43. 52 Эта потерянная в единицу 'времени со струей выходящих газов механическая энергия определяется выражением й/иот = (6а + 6т) (со — Ки)'/2. (1.55) Очевидно, полная располагаемая работа двигателя равна сумме полезной работы передвижения н энергии, потерянной с отходящими газами.
Складывая (1.54) и (1.55), получим выражение д/раси = /г/р + д/иот (6а + 6т) Сс/2 ба1' й/2~ (1.56) которое при 6, + 6, ж 6, превращается в уже известное выражение (1.29), Полученные выражения позволяют оценить эффективность преобразования затраченной энергии топлива в располагаемую энергию двигателя, а затем и в полезную работу передвижения летательного аппарата //„,р -а й/раси -а- й/р. Эффективность преобразования энергии в полете оценивается тремя коэффициентами полезного действия: эффективным т)„ полетным (или тяговым) т1 и полным (или общим) т1,.
Эти КПД определяются следующим образом: полезная работа передвижения затраченная энергия топлива Очевидно, справедливо соотношение Полный КПД двигателя по определению равен (1.58) Используя выражения для удельного расхода топлива и удельного импульса (1.1), получим связь полного КПД с удельным расходом топлива и удельным импульсом двигателя: 8500Р (1.59) г Н„ Н„ Из этих выражений следует, что используемые обычно для характеристики экономичности реактивного двигателя удельный импульс и удельный расход топлива отвечают своему назначению только при сравнении двигателей при одинаковой скорости полета, так как действительная эффективность двигателя, характеризуемая его полным КПД, зависит не только от этих параметров, но и от скорости полета т1 г /стд Утд) и ~)г Из курса аэродинамики с /сс т асс асс асс т мл, т/с полета самолета известно ной скоростью и' при постоянном аэродинамическом качестве (К); где М, — отношение массы топлива, расходуемого в полете с постоянной скоростью, к начальной массе самолета.
Используя связь полного КПД ВРД с удельным расходом топлива (1.59), найдем: Таким образом, теоретическая дальность полета самолета прямо пропорциональна полному КПД двигателя и величине теплотворной способности применяемого топлива. На рис. 1.27 показан характерный уровень КПД турбореактивного двигателя в зависимости от скорости полета. Полетный КПД двигателя при увеличении скорости полета непрерывно увеличивается из-за увеличения отношения ги/с,. Эффективный КПД при этом также растет в связи с увеличением общей степени повышения давления в двигателе из-за динамического сжатия. Полный КПД как произведение т1, и т1 непрерывно увеличивается с ростом )г . Прн полете со скоростью, соответствующей М = 2,5, коэффициенты полезного действия данного ТРД равны Приведенный пример показывает, что современные реактивные двигатели достигли весьма высокого совершенства и по внутреннему эффективному КПД и по общему КПД, характеризующему их совершенство и как тепловой машины, и как движителя.
Для сравнения укажем, что эффективный КПД современного дизеля, наиболее совершенного поршневого двигателя внутреннего сго' рания, достигает лишь величины порядка 0,4. 58 ГЛ А В А 2 ИСТОЧНИКИ ЭНБРГИИ ВРД Для работы ВРД любого типа необходимо осуществление термодинамического цикла, т. е. подвод извне тепловой энергии. Существует довольно много источников тепловой энергии, пригодных для использования в двигателях летательных аппаратов. Большинство из них объединяются обычно понятием топливо. Проблема обеспечения летательных аппаратов эффективными и доступными источниками энергии (ИЭ) в последние годы сильно обострилась и приобрела особую важность.
2Л. ОСНОВНЫЕ ФУНКЦИИ ТОПЛИВ И ВОЗМО)КНЫЕ ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ ВРД Топливо — это источник тепловой энергии для нагрева рабочего тела в термодинамическом цикле. Оно может служить рабочим телом для получения механической энергии в цикле. Зта его функция полностью реализуется в ракетных двигателях. В ВРД основой рабочего тела в цикле служит воздух.
В комбинированных ВРД (ракетно-прямоточных, ракетно-турбинных) функция топлива как рабочего тела реализуется частично. Третья функция топлива заключается в возможности охлаждения им элементов и систем двигателя и летательного аппарата до процесса тепловыделения. Это первоначальное «хладосодержание» топлива используется для охлаждения в специальных теплообменниках масла системы смазки двигателя, или воздуха, идущего на охлаждение турбин.
Применение переохлажденных (криогенных) топлив, таких, как жидкий водород или метан, создаст в будущем возможность охлаждать конструкцию двигателя и летательного аппарата при очень высоких скоростях полета. Требования, предъявляемые к топливам, различны для летательных аппаратов разного назначения. Приведем общие требования к топливам ВРД. 1.
Максимально высокая массовая удельная теплота сгорания Н„!кДж/кг или мДж/кг)', определяющая при заданном подогреве рабочего тела в цикле минимальный расход топлива. 2. Максимально возможная плотность топлива р, или его объемная удельная теплота сгорания Нк — — Н„р, [кДж/дма), определяющая минимальный объем и массу топливных баков. Зто требование особенно важно для сверхзвуковых маневренных и малоразмерных летательных аппаратов. 3.
Высокая удельная теплопроизводительнось Н, (кДж/кг), т. е. тепловыделение на 1 кг стехиометрической смеси топлива » Напомнвм, что 1 кнлокжоуль равен 0,239 ккал. с воздухом, определяющее максимальную температуру продуктов сгорания: Н, = Н./(1+/.,), (2.1) где /,о — стехиометрический коэффициент, т. е. количество воздуха (в кг), теоретически необходимое для сжигания 1 кг топлива (безразмерная величина); 1 + /.а — масса продуктов сгорания, отнесенная к 1 кг топлива. Очевидно, увеличение Н, возможно как при росте Н«о так и при уменыпении /.а.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
