Крутов В.И. - Техническая термодинамика (1062533), страница 62
Текст из файла (страница 62)
Так как пРоцессы 2-3 и 4-1 эквидистантны, то Лата = Ьзаа, поэтому ч, = !— — Т,1Т„т. е. термический КПД такого цикла оказывается равным КПД цикла Карно. Однако сказанное справедливо лишь применительно . к циклу с большим количеством промежуточных ступеней подогрева н охлаждения. Надо иметь в виду при этом, что по мере увеличения количества промежуточных ступеней интенсивность увеличения термического КПД цикла понижается при одновременном увеличении стоимости такой установки. В связи с этим количество промежуточных ступеней подобных газотурбинных установок выбирается на основе экономического анализа, учитывающего как термодинамические, так и конструктивные факторы.
Схема газотурбинной установки, имеющей цикл с изохорным подводом теплоты, показана на рис, (Обл б. На рнс. )!2, а,б дан сам цикл в ир- и лТ-диагтмах. ггл . ьг ттэ 0' бг Рис. 112, Термодинзминеский цикл гззотураиииой устнновкн ,(ГТУ) и пульсируюшего воздушно-реактивного двигателя с изохорным подводом теплоты: а — на ир-диаграмме; б — на зг-Лнзграинь Эта формула показывает, что о увеличением степени повышения давления л и степени сжатия е термический КПД цикла газотурбпнной установки с изохорным подводом теплоты увеличивается. Зависимость т), = 1(л, е) при А = сопз! (й = 1,4) показана на рио. 113.
Термический КПД цикла можно определить, если воапользоваться изображением цикла на зТ-диаграмме в виде отношения площади цикла 1-2-3-5-1 к площади под процессом 2-Л (рис. 112, б). з)г Формула (685) дает возможность определить работу рассматриваемого йУ Цикла. ПРи лл =-1; Р, = 1 и в„= л'~е 44 в*4 а-~ Я ~) л — 1 , 'й! 1н =де аз т1ы (695) и — 1 х т з о 6лг' где т1, определяется выражением (694). Таким образом, зная параметры гикла, показатель адиабаты, а также (ааление и удельный объем рабочего Рис. 113.
Зависимость термического КПЛ цикла ГТУ с изохориым подводом теплоты .от степени по. вышенин давления и степени сжатии е при йюсопз1 (1,4) Сравнение циклов, изображенных на рис.'94 и.112, показывает,' что в рассматриваемом цикле ) р — — ! и р, = !. Так как в этом слу чае, кроме того, то формула (683) получает вид т)г= 1 — —, . ' (694) й )11Ы вЂ” 1 е е-! тела в конце процесса сжатия, можно подсчитать термический КПД (694) н работу цикла. В газотурбинных установках, имеющих цикл с изохорным подводом теплотьк также используется регенерация.
Термодииамический цикл такой установки на пр-диаграмме показан на рис. 1! 4, а. Этот же цикл на кТ-диаграмме дан на рис. 114, б. Процесс регенерации 2-8 в этом цикле, так же как н в цикле с изобарным подводом теплоты, осуществляется по изобарному процессу, что связано со стремлением не усложнять конструкцию теплообмениика-регенератора. В связи с этим воздух, сжатый адиабатно в компрессоре (7-2), а затем подогреваемь1й при р = сонэ( (2-8) в теплообмен- а) р Ц Т тра трт ' Ьвб тр > бг г' Рие.
114. Термодинамичеекнй цикл ГТУ е ивохорным подводом теплоты и регенерацией: а — нв ар дваграммв: б — нв вт-дввгрвммв йэй: инке-регенераторе, с параметрами точки 8 поступает в камеру сгора- ния. За счет сгорания топлива к рабочему телу в изохорном процес- се 8-4 подводится теплота ц„после чего в газовой турбине происходит адиабатное расширение (4-5) до давления окружающей среды р,. Перед выбросом в окружающую среду отработавший газ проходит теплообмеиник-регенератор, где, отдавая теплоту сжатому воздуху, охлаждается при р = сопз! (8-7). Дальнейшее охлаждение (7-1) отра- ботавших газов происходит в окружающей среде. Термический КПД цикла с изохорным подводом теплоты и с полной регенерацией можно определить по формуле т1г = 1 — — ' = 1 — й Х Яа Т вЂ” Т, аб —.
Для того чтобы эту формулу записать через параметры цикла, необходимо кроме уже известных параметров Х и в ввести па- раметр уг . 'ТвТТ„который можно назвать о т е п е и ь ю и о- д о г р е в а регенерацией. При полной регенерации тг = Та!Та. Так как Т Таз~ ', Та = Т, )угад ' и Т, = Ттуг'Апа, то й еа ~ — 1 ты 1 — — ° (696) О1а 11га Е" ' -1 В действительности процесса полной регенерации получить не удается, поэтому практически осуществляемые пиклы с подводом теп. лоты при о = сопз( и с регенерацией имеют термическиеКПД, меньшие, чем подсчитанные по формуле (696).
5 НУ. Циклы реактивныя двигателей Реактивные двигатели подразделяются на две группы. К первой группе относятся двигатели, в которых в качестве окислителя используется кислород атмосферного воздуха. Поэтому такие двирателн, называемые в о аду ш и о- р е а к ти в н ым и,используются в авиации. Воздушно-реактивные двигатели, в свою очередь, подразделяются на компрессорные (турбореактивные) и бескомпреса о р н ы е (прямоточные и пульсирующие). Ко второй группе относятся все реактивные двигатели, для работы которых необходим окислитель, находящийся на борту летательного аппарата. Такие двигатели, не связанные в работе с атмосферой, устанавливаются в основном на ракетах и поэтому получили название ракетных.
Ракетные двигатели подразделяются на жидкостногв двигатели, двигатели твердого топлива и некоторые другие. Рвс. 115. Схема турбореактивного двигателя с осевым аомврессором Основным показателем работы реактивных двигателей является т я г а — усилие, используемое для перемещения летательного аппарата.
Тяга является силой реакции струи газообразных продуктов сгорания, получивших ускорение в сопловом аппарате двигателя и выте. кающих в окружающую среду. В корпусе б турбореактивного двигателя (рис. 1!5) в подшипниках укреплен ротор, передняя часть которого является турбокомпрессором 5. На другом конце ротора укреплено рабочее колесо 2 газовой турбины, предназначенной для вращения компрессора. Воздух, поступивший в двигатель через диффузор 7, сжимается компрессором Ю н подается в камеры сгорания 3. В эти-же камеры по трубкам 4 поступает топливо, при сгорании которого образуются газообразные продукты, являющиеся рабочим телом.. Основная работа совершается газом в сопле 1.
Термодинамические процессы, составляющие цикл турбореактивного двигателя, осуществляются в нескольких элементах двигателя, В двигателях с дозвуковыми скоростями полета первоначальное адиабатное сжатие воздуха (процесс 1-1' иа рис. 116) происходит в диффузоре 7 (см: рис. 115) вследствие набегающего потока воздуха. Затем адиабатиое сжатие продолжается в компрессоре (1'-2). Сжатый до давления ре воздух подается в камеры сгорания, где при постоянном давлении к нему подводится теплота д,. Из камер сгорания газ — рабочее тело попадает иа лопатки газовой турбины, где частично расширяется (4-4') без теплообмена с внешней средой.
При этом турбина совер. Д .Т а) Р и 1и ттг тг и к) Рис. Ыб. Термодиивмическиз цикл турбореактивного двигателя: а — на ар.диаграмме; б — на ат-диаграмме шает 'положительную работу (пл. 344'4а иа рис. 116, а), расходуемую компрессором иа сжатие свежего воздуха (пл. 1" 1'25) Дальнейшее рас- ширение газов (4'-5) происходит в реактивном сопле адиабатно до дав- ления окружающей среды (точка 5). Покинувшие двигатель горячие выхлопные газы затем охлаждаются при давлении окружающей среды, отДаваЯ ей теплотУ йм Сравнение термодииамических циклов, показанных на рис. 106 и !16, а, б, свидетельствует об их полном совпадении, поэтому термичес- кий КПЛ цикла турбореактивного двигателя определяется формулой (689), а удельная работа цикла — формулой (691), По мере увеличения скорости полета летательного аппарата пред- варительное поджатие воздуха увеличивается настолько, что при оп- ределенной скорости полета необходимость в компрессоре, а следова- тельно, и в турбиие отпадает.
Подобные двигатели, относящиеся к числу бескомпресгориых воз- душно-реактивных двигателей, подразделяются на прямоточиые и пульсирующие. Схема. прямоточного двигателя показана на рис. 117. При большой скорости поступательного движения двигателя воздух,' попадая в диффузор 1, тормозится обтекателем 2 — динамический на- 300 пор превращается в статическое давление (кривая 10), Сжатый таким образом воздух проходит через турбулизирующие решетки 3 и 4 и в камере сгорания б вместе с топливом, поданным форсунками 5, обрааует горючую смесь.
Газы, образующиеся в результате сгорания втой смеси, через стабилизатор 7 попадают в сопло д. При движении в сопле газы расширяются и получают большую скорость истечения (гр,гфик изменения скорости движения воздуха в зависимости от сечения двигателя показан кривой 9). Тяга двигателя, как и в предыдущем случае, создается в виде прямой реакции вытекающей струи. Рис ! )7, Схема прякото~яого воздушио-реактивиого двигателя (при дозвуковых скоростях полета) и зависимости р=(0) и гв=)1)) Двигатель, показанный на рис.
117, предназначен для полета с дозвуковыми скоростями. При работе на скоростях, ббльших скорости звука, необходимо специально приспособить форму диффузора и сопла для получения потоков рабочего тела со сверхзвуковыми скоростямц. При сверхзвуковых скоростях полета воздух попадает во входной канал двигателя со сверхкритической скоростью. Для снижения скорости движения воздуха до критической сечение воздушного канала и передней части делают суживающимся и лишь затем расширяющимся (рис. 118). Такая форлга канала дает возможность плавно снижать скорость воздуха и повышать его давление до уровня, необходимого для сжигания определенных доз топлива в камере сгорания (см. кривые 3 и 4).
Таким образом, в прямоточных воздушно-реактивных двигателях сжатие воздуха происходит либо полностью в диффузоре ! (в двигателях с дозвуковой скоростью входа воздуха, см. рис. 117), либо последовательно во входном конфузоре и диффузоре (в двигателях со сверхзвуковой скоростью воздуха, рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
