yandex rtb 1
ГоловнаЗворотній зв'язок
yande share
Главная->Різні конспекти лекцій->Содержание->РОЗДІЛ 3       РЕАКТИВНІ ДВИГУНИ

Теплотехніка

РОЗДІЛ 3       РЕАКТИВНІ ДВИГУНИ

 

            Реактивні двигуни використовують в основному в авіаційних, ракетних та космічних літальних апаратах. В реактивних двигунах хімічна енергія палива перетворюється в кінетичну енергію струменя робочого тіла (газу), який розширюється в реактивному соплі і відкидає певну масу робочого тіла в довкілля,  при цьому виникає реактивна тяга.

            Реактивні двигуни діляться на дві групи. До першої групи належать двигуни, в яких окиснювачем є атмосферний кисень, до другої групи – двигуни з окиснювачем, який міститься на борту літального апарата. Двигуни першої групи називаються повітряно-реактивними, вони використовуються здебільшого в авіації і, в свою чергу, діляться на турбокомпресорні та прямоточні (безкомпресорні). Двигуни другої групи мають назву ракетних, тому що вони не залежать від атмосфери і в основному розміщені на ракетах. Вони можуть працювати на рідкому паливі (РДРП), яке складається з рідких компонентів – власне палива та окиснювача, або на твердому паливі (РДТП). Коли застосовується тверде паливо, а окиснювач – рідкий, то такий двигун має назву гібридного двигуна (ГРД).

 

         3.1 Ідеальні цикли реактивних двигунів

            3.1.1 Повітряні реактивні двигуни (ПРД)

            Схему турбокомпресорного двигуна показано на рис. 3.1.

Рисунок 3.1 – Схема турбокомпресорного двигуна

 

55

В польоті повітря залітає в дифузор 1, потім стискається в компресорі 2 і надходить до камери згоряння 3. Продукти згоряння (гази) спочатку розширюються в турбіні 4, а потім в реактивному соплі 5, виходять з сопла з великою швидкістю, внаслідок чого утворюється реактивна тяга. Ідеальний цикл установки з ізобарним підведенням тепла показано на рис. 3.2.

Рисунок 3.2 – Схема циклу ТКРД

Цикл ТКРД складається з таких процесів:

1-2 – стиснення повітря (1-а – в дифузорі, а-2 – в компресорі);

2-3 – ізобарне підведення тепла в камері згоряння;

3-4 – розширення робочого тіла (3-в – в турбіні, в-4 – в реактивному соплі).

            Цикл ТКРД не відрізняється від циклу Брайтона для ГТУ, і його термічний ККД

В безкомпресорних ПРД стиснення повітря здійснюється тільки за рахунок набігаючого струменя у вхідному дифузорі 1 (рис. 3.3), далі перебіг процесів збігається з циклом ТКРД, але розширення газів здійснюється тільки в реактивному соплі, і швидкість витікання завжди більша швидкості польоту, внаслідок чого виникає реактивна тяга:

де  - масова витрата газів через сопло, кг/с;

 - швидкість витікання газів із сопла, м/с;

 - швидкість літального апарата, м/с.

56

            Безкомпресорні ПРД діляться на дві групи: прямоточні (ППРД) та пульсуючі (ПуПРД).

Рисунок  3.3 – Схема та зміна параметрів за трактами ППРД

а – дозвукового; б – надзвукового; в – гіперзвукового; 1 – вхідне обладнання; 2 – форсунки; 3 – стабілізатори вогню; 4 – камера згоряння; 5 – реактивне сопло; 6 – фронти косих стрибків ущільнень; 7 – прямий стрибок.

 

Рисунок 3.4 – Схема циклу ППРД

            На рис.3.4 зображено цикл ППРД, що складається  з таких

процесів:

57

1-2 – ізоентропне стиснення повітря в дифузорі;

2-3 – ізобарне підведення тепла q1 в камері згоряння;

3-4 – ізоентропне розширення газів в реактивному соплі;

4-1 – ізобарне відведення тепла q2 в навколишнє середовище.

 

            З термодинамічної точки зору ППРД є аналогом циклу Брайтона, і його термічний ККД також залежить від ступеня підвищення тиску  Для визначення  і  використаємо рівняння першого закону термодинаміки для струменя набігаючого повітря, яке запишемо для перерізів 1-1 (на вході в дифузор) і 2-2 (на вході в камеру згоряння):

де  і  - ентальпія повітря відповідно в перерізах 1-1 і 2-2, Дж/кг;

ср – теплоємність повітря, ср=1005 Дж/(кг·К);

Т1 і Т2 – абсолютні температури відповідно в перерізах 1-1 і 2-2;

 - швидкість набігаючого повітря, яка дорівнює швидкості літака , м/с;

 - швидкість стиснутого повітря на вході в камеру згоряння, яка значно менша швидкості , нею можна знехтувати, »0.

            З урахуванням залежностей  і  після перетворень маємо

і ,

де  - число Маха за польотом,

 - швидкість звуку на висоті польоту.

 

58

            При ступені підвищення тиску в дифузорі  для циклу ТКРД маємо

,

де  - показник ступеня;

для точки

де  - ступінь підвищення тиску в компресорі.

Кількість підведеного тепла

.

Питома робота компресора

.

Температуру за турбіною знайдемо з умови

.

Швидкість витікання газів з реактивного сопла

,

де  - температура газів на виході з реактивного сопла;

 - ступінь підвищення тиску в циклі.

Кількість відведеного тепла

.

Термічний ККД циклу

.

Питома робота циклу

.

Параметри точок циклу ППРД визначаються аналогічними рівняннями.

Цикл пульсуючого ПРД цілком схожий з циклом ГТУ при ізохорному підведенні тепла (див. рис. 2.6), тільки підвищення тиску здійснюється у вхідному дифузорі. Параметри точок циклу ПуПРД знаходяться так само і за тими самими рівняннями, як у ГТУ з ізохорним підведенням тепла.

 

59

Рисунок 3.5 – Схема ракетного двигуна на твердому паливі

 

            3.1.2 Схему ракетного двигуна на твердому паливі зображено на рис. 3.5, де 1 – камера згоряння; 2 – тверде паливо; 3 – реактивне сопло.

Ідеалізований цикл цього двигуна показано на рис. 3.6, де 2-3 – ізобарне підведення тепла q1; 3-4 – ізоентропне розширення продуктів згоряння в реактивному соплі; 4-1 - ізобарне відведення тепла q2 з пороховими газами, які вилітають із реактивного сопла; 1-2 – ізохорне стиснення продуктів згоряння.

                                   p

Рисунок 3.6 – Схема ідеального циклу ракетного двигуна на твердому паливі

Рисунок 3.7 - Схема ракетного двигуна на рідкому паливі

 

            На рис. 3.7 зображено схему ракетного двигуна на рідкому паливі. Рідке паливо з паливного бака 2 та окиснювач з бака 3

60

подаються до камери згоряння 1 помпами 4 і 5 з тиском Р2, при якому підводиться тепло q1, далі продукти згоряння адіабатно розширюються в реактивному соплі 6. Таким чином, цикл РДРП цілком схожий з циклом двигуна на твердому паливі РДТП (див. рис. 3.6).

            Кількість підведеного в ізобарному процесі 2-3 тепла q визначається як

а кількість відведеного тепла

де  - теплоємність продуктів згоряння, Дж/(кг·К).

            Корисна питома робота циклу дорівнює

тому що робота стиснення рідини в процесі 1-2, яка дорівнює  дуже мала порівняно з підведеною теплотою і нею можна знехтувати.

            Термічний ККД циклу ракетних двигунів визначається із загального виразу

.

            Процес адіабатного розширення 3-4 водночас є процесом ізоентропного витікання робочого тіла із сопла зі швидкістю  тобто ,

і термічний ККД можна записати так:

де  - швидкість витікання газів з реактивного сопла, м/с;

 - ступінь розширення газів в соплі;

 - показник ступеня.

 

 

12