Схему турбокомпресорного двигуна показано на рис. 3.1.
Рисунок 3.1 – Схема турбокомпресорного двигуна
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.
56Безкомпресорні ПРД діляться на дві групи: прямоточні (ППРД) та пульсуючі (ПуПРД).
Рисунок 3.3 – Схема та зміна параметрів за трактами ППРД
На рис.3.4 зображено цикл ППРД, що складається з таких
процесів:
571-2 – 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.
58При 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.
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
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;