Крутов В.И. - Техническая термодинамика (1062533), страница 63
Текст из файла (страница 63)
118). В идеальном цикле зто сжатие (процесс 1-2 на рис, 116, а, б) принимается адиабатным. Подвод теплоты г)г происходит в камере сгорания при постоянном давлении (процесс 2-4), после чего в реактивном сопле осуществляется адиабатное расширение (4-о) до давления окру, жающей среды. Изобара б-г' является процессом отдачи теплотгя от 80! рабочего тела окружающей ареде.
Следовательно, цинл прямоточного воздушно.реантиввого двигагеля ио форме совпадает с диплом турбо-' реактивного двигателя. Поэтому термичеоний КПД и работа цикла определяются по формулам (689) и (691). Рис. 118. Схема прямоточиого воадушио-реактивиого двигателя для сверх- звуковых скоростей полета и зависимости Р 1(11 и м 1(1)г à — двффузор; у — соево; а — график измеееквя скорости в зависимости от сечевик Лвигатеия; 4 — грзфвк взмеиеивв даввекия воздуха в зввксимостк от ояомид» сечеикя двигетвви Изменение нагрузки (изменение и,) не влияет иэ значение терми. ческого КПД, ио соответственно изменяет работу цикла. .В бескомпрессорном пульсирующем воздушно-реактивном двигате.
ле, схема которого показана на рис. 119, камера сгорания б отделена от диффузора 1 с обтекателем 2 решеткой 3 с клапанами (на схеме спра- Рис. 119. Схема пульсирующего воздушке-реактивиого двигателя: Г зазовем отврыгы; П вЂ” вавввим закрыты ва пунктиром показаны клапаны в открытом состоянии, обеспечивающем поступление воздуха в камеру сгорания из диффузора). Воздух, сжатый в диффузоре, открывает клапаны в решетке 3 и заполняет камеру сгорания б.
В этот же объем впрыскивается форсунками 4 топливо, которое, смешиваясь с воздухом, создает рабочую смесь. Зажигание рабочей смеси осуществляется элентрической свечой зажигания 5. При воспламенении рабочей смеси давление в камере сгорания подин- йой мается и клапаны решетки 5, закрывая проход, изолируют объем камеры сгорания от днффузора. Конфузор 7 н выхлопная труба 8 подобраны таким образом. что при сгорании в камере сгорания рабочей смеси объемы их заполнены газами, образовавшимися прн сгорании предыдущей порции топлива. Таким образом, сгорание рабочей смеси осуществляется в изолированном объеме. Расширение газов — продуктов сгорания происходит прн движении в конфузоре и выхлопной трубе.
Это приводит к увеличению скорости истечения и образованию тяги двигателя. Газ, движущийся в выхлопной трубе, обладает определенной инерцией, которая способствует образованию в камере сгорания в конце процесса расширения некоторого разрежения, обеспечивающего открытие клапанов г 3 а ! 1 7 з ! гз Рнс.
!20. Схема жндкостното ракетного двигателя решетки 5 и заполнение объема камеры сгорания свежим воздухом. Следовательно, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели работают циклично, чем отличаются от остальных типов реактивных двигателей. Частота циклов достигает нескольких тысяч в минуту. В идеальном цикле (рис. ! (2, а, б) пульсирующего воздушио-реактивного двигателя процесс подвода теплоты принимается изохорньм (2-4). Затем газ расширяется в конфузоре и выхлопнон трубе адиабатно до давления окружающей среды (4-5), после чего происходит иаобарный процесс охлаждения — отдача теплоты от рабочего тела окружающей среде (5-1). Термический КГИ цикла пульсирующего воздушно-реактивного двигателя определяется по формуле (694), а удельная работа цикла— по формуле (695), поэтолту увеличение нагрузки двигателя (увеличение дт) приводит к увеличению как термического КПЛ, так и работы цикла.
В схеме жидкостного ракетного двигателя (рис. ! 20) основной частью двигателя является камера сгорания !1 о соплом 10 и охлаждающей рубашкой 9. В камеру сгорания специальными насосами 5 и !5 подаются жидкое горючее из бака 2 по трубопроводам !5 н !4 через форсунку 12 и жидкий окислитель из бака 1 по трубопроводам Л и 5 через форсунки 15. Эти два вещества являются двумя компонентами жидкого ракетного топлива.
Бак 8 предназначен для рабочего тела турбины, которое, проходя через реактор 7, приводит турбину 4 в движение. 303 Объем жидкого топлива пренебрежимо мал по сравнению с объемом продуктов сгорания. Кроме того, топливо, являясь жидкостью, практически ие сжимается в интервале давлений от р, до р,. С учетом отмеченных обстоятельств при описании идеального термодинамического цикла жидкостного ракетного двигателя объемом подаваемого в камеру сгорания топлива, так же как и работой сжатия (при нулевом объеме), пренебрегают. В связи с этим процесс 1-2 сжатия и подачи жидкого топлива в камеру сгорания в идеальном цикле, принимаемый изохорным, совпадает с осью ординат (1 — 2 на рис. )12), а)т а) .
Р ~~ г . чт l де н' Рнс. 12!. Термодннамнческаня инкл жидкостного ракетного двнге- телн; а — на ар.анаграмме, б на ат.анаграмма В камере сгорания топливо сгорает при постоянном давлении (2-3) н рабочее тело получает теплоту дт. Образовавшиеся газообразные продукты сгорания затем при движении по соплу расширяются по адиа- Г>ате З-4 (рнс. !21, а, б). При работе ракетного двигателя на так называемом расчетном режиме давление газов иа срезе сопла оказывается равным (в точке 4) давлению окружающей среды. Поэтому отдача теплоты окружающей среде (холодному источнику теплоты) происходит при давлении р, = =- сопз( (4-1).
Для определения термического КПД цикла следует определить удельную подведенную теплоту дт рабочего тела и удельную работу цикла 1н. Полезная внешняя удельная работа цикла 1н ма тв — (а. Если же при определении работы цикла учитываются затраты иа сжатие топлива (1'-2'), то(„= ((н — (а) — ((т — 11'). Удельная теплота, подводимая к рабочему телу, с), = г в — 1,.
Подстановка 1„и дт в формулу (58) приводит последнюю к виду ти — ((в — (а)/(1в — 1е). Процесс адиабатиого расширения З-4 цикла на рис. 121, а является одновременно и процессом адиабатиого истечения рабочего тела из камеры сгорания 11 (см. рис. (20) в окружающую среду через сопла 10. Следовательно, площадь цикла на рис. 121, а определяет не только удельную работу цикла 1ц, но и располагаемую удельную работу 1„т. е.
в рассматриваемом случае 1„= 1а. В соответствии о полученным равенст- вом и формулой (57) 1„= шо/2 (где гв — скорость истечения рабочего тела пз сопла). Полученное выражение дает возможность выражение (58) представить в видео(о = ш'/(2о,). В ракетных двигателях твердого топлива шашки с топливом находятся непосредственно в камере сгорания. Горючее и окислитель, содержащиеся в твердом топливе, до воспламенения не вступают в реакцию между собой. Прн воспламенения твердого топлива (при запуске двигателя) образуются газы — продукты сгорания. которые через сопло покидают двигатель в большой скоростью и создают реактивную тягу.
В качестве идеального цикла такого двигателя, как и в предыдущем случае, может быть принят цикл, показанный на рис. 121, а. $116. Тяга реактиаиеге двигатепя Реактивный двигатель предназначенлля сознания движущей силы, используемой для перемещения' в пространстве летательного:аппарата (самолета или ракеты). Эта движущая сила называется с и л о й т я г н илн просто т я г о й Р: Тяга Р представляет собой осевую равнодействующую сил давления, распределенных по всей поверхности ракеты 120!. Неуравновешенная сила давления газа, действующая на внутреннюю поверхность камеры сгорания 1/ (см.
рнс. 120), дает составляющую Р,. Если учесть силу давления на срезе сопла площадью равную )о (ро — р), то результирующая сила определится в виде разности Р, — /о (ро — Р) (здесь.ро — давление в газовом потоке на срезе сопла и р — давление окружающей среды). Импульс этчй силы аа время й,р равен изменению количества движения газа дб, ушедшего за это время из двигателя со скоростью ш, т. е. (Р— 1, (Рв — Р)) <(/ю = — пою откуда Производная бб/и/,р представляет собой расход газа М, Для реактивных двигателей Ю/б/,р ( О, поэтому — (дбуб/,о) ш = Мш.
Следовательно, Р= М" +/ (Р.-р). Внешнее давление окружающей среды зависит от высоты полета 6 летательного аппарата. В этом случае р = р„. При полете за пределами атмосферы р„= О. Иногда при определении тяги двигательной установки за пределами атмосферы используется понятйе эффективной скорости истечения ш„определяемой соотношением га, = ш + ),ро/М. В этом случае Р = ш,.
Действительная скорость истечения ш от расхода газа не зависит, а давление Ро в потоке газа на сРезе сопла пРопоРциопально М. В связи с этим значение ш, практически не,зависит от М. Обычно гав) ш па 1О 1бо~о. .ОЬ й НФ. Сравнмтепьиый анализ циклов тепловых двигателей Эталонным циклом для всех тепловых двигателей является цикл Карно, имеющий тот же температурный перепад, что и сравниваемый с ним циклЛак как термический КПД цикла Карно, определяемый выражением (68), является наибольшим при выбранных Т, и Т„то качество любого другого цикла, протекающего в этом же интервале температур, будет тем большим, чем ближе значение термического КПД исследуемого цикла к термическому КПД цикла Карно.
Вместе с тем во многих случаях возникает необходимость сравнивать различные циклы между собой (а не с циклом Карно). Для того чтобы произвести это сравнение, необходимо выбрать условия, при которых производится это сравнение. Такими условиями могут быть равенства количеств подведенных теплот, степеней сжатия, степеней повышения давления и т. и. Циклы в этом случае изображаются в зТ-диаграмме и проводится сравнение их площадей. Другим методом анализа является нахождение для исследуемых циклов эквивалентных циклов Карно и последующее сравнение между собой этих эквивалентных циклов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
