Бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели

Бескомпрессорные ВРД делятся на прямоточные, в которых процесс сгорания топлива происходит при р=const, и пульсирующие, в них сгорание топлива осуществляется при v=const.

В прямоточных двигателях (ПВРД) процессы протекают непрерывно. Сжатие воздуха в прямоточном двигателе осуществляется за счет скоростного напора. При этом входная часть Двигателя при дозвуковых скоростях полета должна быть спрофилирована так, чтобы в зоне горения скорость потока была порядка 150 м/с. Это необходимо для обеспечения безотрывного процесса горения топлива, впрыскиваемого через форсунки в камеру сгорания. Постоянство давления в камере сгорания достигается подбором поперечных сечений камеры.

На рис. 3.5, а дана простейшая схема ПВРД для сверхзвуковых скоростей полета. На схеме показаны между сечениями I - I и II – II - входной диффузор, II - II и III - III - камера сгорания, III - III и IV – IV - сопло. В нижней части рис. 3.5, а дан график изменения давления и скорости газа по тракту двигателя. На vp - диаграмме теоретического цикла ПВРД (рис. 3.5, б) линия а-с соответствует процессу адиабатного сжатия воздуха в диффузоре, c-z - процессу изобарного подвода теплоты, z-e - адиабатному расширению продуктов сгорания в сопле, линия е-а - охлаждению продуктов сгорания (отвода теплоты в окружающую среду). Как видно, цикл ПВРД со сгоранием при p=const аналогичен циклу ГТУ со сгоранием при p=const. Поэтому термический кпд цикла может быть определен по формуле (3.1)

(3.1)

Рис. 3.5. Простейшая схема ПВРД

где π_д=р_с/р_а - представляет собой степень повышения давления воздуха в диффузоре.

Так как для адиабатного процесса сжатия Тс/Та= (р_c/р_a)^(k-1)/k, то, составляя баланс энергии для диффузора

получим термический кпд ПВРД

(3.2)

Как π_д, так и η_t возрастают с увеличением скорости полета, но с уменьшением скорости экономичность двигателя и тяга резко падают, а при нулевой скорости тяга будет равна нулю. Поэтому для запуска аппаратов с ПВРД требуются дополнительные стартовые двигатели. Области скоростей полета, целесообразных для применения прямоточного двигателя, лежат в диапазоне скоростей, в 2...3 раза превышающих скорость звука.

3.5 Компрессорные турбореактивные двигатели

Этот класс двигателей в настоящее время широко применяется в авиации. В турбореактивных двигателях (ТРД) сжатие воздуха осуществляется в диффузоре вследствие скоростного напора и в компрессоре (осевом или центробежном), имеющем высокую степень повышения давления. Из компрессора воздух подается в камеру сгорания, а затем продукты сгорания поступают на газовую турбину, где, расширяясь, совершают работу, идущую на привод компрессора. Окончательно расширение газа до атмосферного давления происходит в реактивном сопле.

На рис. 3.6, а представлена схема одноконтурного ТРД и график изменения параметров по тракту двигателя. Идеальный цикл этого двигателя по сравнению с прямоточным двигателем дополняется процессами, идущими в компрессоре и турбине (рис.3.6,б).

Рис. 3.6. Схема одноконтурного ТРД

На pv-диаграмме линией а-1 изображен процесс сжатия в диффузоре, 1-с - сжатия в компрессоре, z-2 - расширения в турбине, линией 2-е - расширения в реактивном сопле. Общая степень повышения давления π = π_дπ_к - р_с/p_а Термический кпд ТРД может быть определен по формуле (3.1), из которой видно что эффективность этого двигателя будет определяться степень повышения давления в диффузоре и компрессоре.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) отличается от рассмотренного выше ТРД наличием форсажной камеры между турбиной и реактивным соплом. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки, и процесс горения идет в потоке, содержащем кислород, не использованный при горении топлива в основной камере. Подвод теплоты носит ступенчатый характер (рис. 3.7, а, б). Повышение температуры в форсажной камере увеличивает располагаемый теплоперепад в реактивном сопле, а следовательно, скорость истечения и тягу двигателя. ТРДФ обычно предназначаются для сверхзвуковых скоростей полета.

Рис. 3.7. Подвод теплоты в ТРДФ

Двухконтурные турбореактивные двигатели (ТРДД) становятся доминирующими силовыми установками и дозвуковой и сверхзвуковой авиации. По сравнению с одноконтурными ТРД и турбовинтовыми двигателями ТРДД имеют ряд преимуществ и, в частности, возможность увеличения термического кпд путем реализации более высоких степеней повышения давления и температуры газов перед турбиной.

Принципиальная схема ТРДД с раздельными потоками приведена на рис. 3.8, теоретический цикл - на рис. 3.9. Термодинамический цикл с подводом теплоты при p=const реализуется во внутреннем контуре, часть работы расширения (участок 3-2 адиабаты) идет на сжатие вентилятором воздуха второго (наружного) контура. Второй контур выступает в ТРДД в роли дополнительного движителя.

Рис. 3.8. Принципиальная схема ТРДД с раздельными потоками

Рис. 3.9. Теоретический цикл ТРДД

На рис. 3.9, а работа компрессора численно равна пл. ас85, работа вентилятора - пл. 1476, работа турбины - пл. z378, располагаемая работа внутреннего контура - пл. 2е56, располагаемая работа наружного контура - пл. 3267. На рис. 3.9 б: работа сжатия в компрессоре - пл. ас85; работа сжатия в вентиляторе - пл. 1476; работа расширения в турбине - пл. z378; работа расширения в реактивном сопле внутреннего контура - пл. 2е56; работа расширения в турбине вентилятора - пл. 3267.

В этой схеме ТРДД турбина вентилятора приводит вентилятор, поэтому

.

Работа цикла ТРДД с раздельными контурами или (3.3)

где m = Gв.в/Gв.д - степень двухконтурности (отношение расходов воздуха через вентилятор и основной двигатель).

Термический кпд имеет вид

(3.4)

Требованиям высокой экономичности удовлетворяет цикл ТРДД при оптимальном выборе π и π_в (π_в - степень повышения давления в вентиляторе), m и температуры газа перед турбиной.

Уменьшение скоростей истечения в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров позволяет повысить полетный кпд и вместе с тем снизить удельные расходы топлива.

3.6. Цикл жидкостно-реактивного двигателя

Жидкостно-реактивным двигателем (ЖРД) называется двигатель, создающий силу тяги вследствие вытекания из сопла продуктов сгорания жидкого топлива. ЖРД получили в настоящее время широкое распространение как силовые установки самолетов, баллистических снарядов, ракет.

Жидкостно-реактивный двигатель (рис. 3.10) состоит из камеры сгорания 3 с соплом 4, окруженных охлаждающей рубашкой, системы подачи топлива 1, в которую входят баки, насосы, агрегаты управления. Рабочие компоненты топлива подаются в камеру сгорания через форсунки 2, перемешиваются там и сгорают. Продукты сгорания расширяются в сопловом канале. При этом часть теплоты, которой они обладают, превращается в кинетическую энергию.

Рис. 3.10. Жидкостно-ракетный двигатель (ЖРД)

Скорость истечения газов увеличивается, а давление падает от давления в камере сгорания до давления окружающей среды (при полном расширении).

Равнодействующая от сил давления, приложенных к стенке камеры сгорания и сопла, создает силу, направленную в сторону, противоположную истечению,- силу тяги двигателя.

Сила тяги получается непосредственно без каких либо промежуточных устройств. Она равна (3.5)

где G - расход топлива, кг/с; w — скорость в выходном сечений сопла, м/с.

Рассмотрим цикл ЖРД с газогенерацией, когда рабочее тело турбины, связанной с насосом горючего Г и окислителя О (ТНА), получается в жидкостных газогенераторах. В схеме ЖРД (рис. 3.10) роль газогенератора играет охлаждающая рубашка, в которой жидкий водород превращается в газообразный. Генераторный газ после турбины направляется в камеру сгорания.

Работа турбины ТНА l_т = пл. 3562 (рис. 3.11, а) равна работе насосов l_н = пл. 1ас2. Пл. 2с43 - работа, затраченная на преодоление сопротивления в тракте горючего. Количество теплоты, подводимой к основной камере, складывается из теплоты генераторного газа и теплоты дожигания , так что q₁ = q₁' +q₁''.

Процесс горения топлива идет при постоянном давлении и непрерывном увеличении объема продуктов сгорания. Следовательно, процесс горения в основной камере можно представить изобарой с-z (рис. 3.11). После этого продукты сгорания поступают в реактивное сопло и расширяются до конечного давления (процесс z-e). Отработавшие газы выбрасываются из сопла в окружающую среду, унося с собой заключенную в них теплоту.

Рис. 3.11. Работа турбины и камеры сгорания

Дата добавления: 2014-11-14; просмотров: 833; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!