yandex rtb 1
ГоловнаЗворотній зв'язок
yande share
Главная->Різні конспекти лекцій->Содержание->        3.2 Характеристики реальних реактивних двигунів

Теплотехніка

        3.2 Характеристики реальних реактивних двигунів

            Дійсний цикл турбокомпресорного реактивного двигуна зображено на рис. 3.8.

61

Рисунок  3.8 – Схема дійсного циклу турбокомпресорного реактивного двигуна

            В польоті відбувається динамічне стиснення повітря (процес Н-6), подальше стиснення до точки k здійснюється в турбокомпресорі. Дійсний адіабатний процес стиснення Н-2 відхиляється від ізоентропного Н-2 внаслідок тертя і пов’язаної з цим зростанням ентропії. Стиснене повітря подається в камеру згоряння, куди також впорскується паливо. В процесі змішування та спалювання палива тиск робочого тіла, на відміну від ідеального циклу, зменшується на 3-5%.

            Процес розширення в двигуні відбувається спочатку в турбіні до точки Е, а потім в реактивному соплі до точки і також відхиляється від ізоентропного розширення Г-4 внаслідок необоротності дійсного розширення. Положення точки Т можна знайти з умови, що дійсна робота турбіни  дорівнює роботі дійсного компресора , але спочатку визначимо параметри точки в. Температуру її знаходимо з рівняння енергії адіабатного потоку, записаного для перерізів 1-1 (перед дифузором) і 2-2 (на вході в камеру згоряння):

де  - швидкість повітря на вході в дифузор, яка дорівнює швидкості польоту, м/с;

Wb»(30-50 м/с) – швидкість на вході в турбокомпресор.

З урахуванням того, що , маємо

62

,

де Тн – температура повітря на висоті польоту, К;

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

            Можливий ізоентропний перепад при гальмуванні потоку, Дж/кг:

.

            В дійсності використаний ізоентропний перепад (лінія Н-а)

,

де  - адіабатний коефіцієнт корисної дії дифузора.

Температура повітря при ізоентропному стисненні (процес Н-а)

.

Ступінь підвищення тиску в дифузорі з рівняння ізоентропи

.

Дійсний тиск за дифузором

.

Тиск і температура після турбокомпресора

.

Загальний ступінь підвищення тиску в циклі

.

Тиск газів після камери згоряння

.

Дійсна робота турбіни

.

Ізоентропна робота турбіни

.

Температура газів за турбіною при ізоентропному розширенні

,

де срГ = ср= 1005 Дж/(кг·К) – теплоємність газів.

            Тиск газів за турбіною із рівняння ізоентропи

.

 

63

Ступінь розширення газів в реактивному соплі

.

Теоретична швидкість витікання із сопла

.

Дійсна швидкість витікання

,

де j=0,92-0,97 – коефіцієнт швидкості реактивного сопла, який враховує втрати енергії на тертя і визначається на підставі дослідних даних.

            Температура газів на виході із сопла

,

де  - температура газів за соплом при ізоентропному розширенні.

            Діаграму дійсного термодинамічного циклу ППРД показано на рис. 3.9:

Н-в – дійсне динамічне стиснення повітря в дифузорі;

в-Г – підведення тепла в камері згоряння;

Г-с – дійсне адіабатне розширення газів в реактивному соплі;

С-Н – ізобарне відведення тепла в навколишнє середовище.

 

Рисунок 3.9 – Діаграма дійсного термодинамічного

циклу ППРД

            Температуру Тв і тиск Рв після дифузора знаходимо точно так, як і в попередньому випадку в ТКРД. Підвищення тиску в

64

циклі здійснюється тільки в дифузорі, тобто , а тиск газів після камери згоряння дорівнює

.

Дійсна швидкість витікання газів з реактивного сопла

 

,

і температура газів на виході

,

де .

            Параметри точок дійсного циклу ППРД знаходяться аналогічно, з урахуванням того, що тепло в цьому циклі підводиться в ізохорному процесі.

Ефективна тяга реактивного двигуна, Н:

.

Питома ефективна тяга

.

Кількість підведеного в циклі тепла

.

Кількість відведеного тепла

.

Питома ефективна робота циклу

.

Ефективний ККД реактивного двигуна

.

Тяговий (польотний) ККД ПРД

.

Повний ККД реактивного повітряного двигуна

.

            Дійсний цикл ракетного двигуна зображено на рис. 3.10.

 

65

Рисунок 3.10 – Схема дійсного циклу ракетного двигуна

Процес дійсного адіабатного розширення продуктів згоряння (лінія 3-4 g) в реактивному соплі відхиляється від ізоентропного (лінія 3-4) внаслідок наявності опорів (S4g>S4). Дійсну швидкість витікання розраховують, використовуючи поняття про швидкісний коефіцієнт сопла

 

де ср – ізобарна теплоємність продуктів згоряння, Дж/(кг×К);

 - температура газів на виході сопла при ізоентропному витіканні, К;

 - ступінь розширення газів в соплі.

            Кількість підведеного тепла, кДж/кг, коли відома теплота згоряння ракетного палива, дорівнює

де  - кількість окиснювача стехіометричного складу (a=1) на

1 кг ракетного палива, кг;

Н – теплопродуктивність 1 кг суміші палива та окиснювача (a=1), Дж/(кг×К);

в інших випадках величину q1 визначають за рівнянням, нехтуючи роботою стиснення 1-2: , але початкова ентальпія

66

продуктів згоряння і3 і тепло q1 можна визначити таким чином:

.

            Ефективна тягова сила ракетного двигуна

,

де  - масова витрата продуктів згоряння, кг/с.

            Корисна тягова потужність двигуна

,

де  - швидкість польоту ракети.

            Ефективний ККД ракетного двигуна

,

тому що для ракетного двигуна  (тут  - масова витрата ракетного палива).

            Термічний ККД ракетного двигуна

.

Тяговий ККД двигуна

і тоді ефективний ККД дорівнює

де  - відношення швидкостей польоту і витікання.

 

 

13