yandex rtb 1
ГоловнаЗворотній зв'язок
yande share

Теплотехніка

        3.3 Приклади

            3.3.1 Прямоточний повітряно-реактивний двигун (ППРД) встановлено на літаку, який летить зі швидкістю =2500 км/год, при цьому повітря на висоті польоту має тиск ро=0,4 бара і tо=-40оС. Температура газів в камері згоряння tГ= 1250оС. Визначити тяговий та повний ККД ППРД, якщо адіабатний коефіцієнт корисної дії дифузора дорівнює =0,88, а швидкісний коефіцієнт сопла =0,95. Визначити також витрату палива з теплотою згоряння =44,2 МДж/кг, якщо витрата повітря через двигун дорівнює =56 т/год. Показник адіабати продуктів згоряння k=1,36, ізобарна теплоємність ср=1,18 кДж/(кг×К).

67

Дано: =2500 км/год; ро=0,4 бара; tо=-40оС; tГ= 1250оС; =0,88; =0,95; =56 т/год; k=1,36; ср=1,18 кДж/(кг×К).

Розв’язання

            Беремо швидкість повітря за дифузором =30 м/с і знаходимо температуру повітря перед камерою згоряння (точка „в”)

(тут =2,5×103/3,6=694м/с, Тн=273+(-40)=233К, ср=1×103 Дж/(кг×К) –  – теплоємність повітря).

            Можливий ізоентропний теплоп

ерепад при гальмуванні потоку

.

Ізоентропна температура (точка „а”)

.

Ступінь підвищення тиску в дифузорі

Тиск за дифузором

.

Тиск на виході з камери згоряння

.

Ступінь розширення тиску в реактивному соплі

.

Дійсна швидкість витікання газів з реактивного сопла

Кількість підведеного в циклі тепла

.

Ефективна питома робота циклу

.

Ефективний ККД ППРД

 

68

.

Тяговий ККД реактивного двигуна

Повний ККД ППРД

Тепловий потік, який підводиться в камері згоряння

.

Секундна витрата палива

,

годинна витрата

.

 

            3.2.2 Ракета з реактивним двигуном на рідкому паливі летить зі швидкістю 550 м/с на висоті, де тиск повітря дорівнює Ро=0,26 бара, а температура tо=-50оС. Ракетний двигун має такі характеристики: тиск перед соплом Р3=3,5 МПа, температура Т3=3000К, при згорянні палива з теплотою =44,2 МДж/кг, швидкісний коефіцієнт сопла jс=0,95, теплоємність продуктів згоряння ср=1,25 кДж/(кг×К), показник адіабати k=1,35.

            Визначити ефективний ККД двигуна і масову витрату ракетного палива, якщо двигун має ефективну теплову силу Fg=10,5 кН.

Дано: =550м/с, Ро=0,26 бар, tо=-50оС, Р3=3,5 МПа, Т3=3000К, =44,2 МДж/кг, jс=0,95, ср=1,25 кДж/(кг×К), k=1,35, Fg=10,5 кН.

Розв’язання

            Визначимо ступінь розширення газів в реактивному соплі

.

Ізоентропна температура на виході з сопла

.

Теоретична швидкість витікання газів

 

69

.

Дійсна швидкість витікання

.

Кількість підведеного в циклі тепла

(тут »3,5-5,0 кг на 1 кг палива, якщо ракетне паливо – гас, а окиснювач – кисень О2 для найбільш поширених ракетних двигунів на рідкому паливі).

Термічний ККД ракетного двигуна

Ефективний ККД двигуна

Корисна тягова потужність двигуна

.

Тепловий потік в камері згоряння

.

Масова витрата палива

.

 

 

14