загрузка...
 
3.1 Ідеальні цикли реактивних двигунів 3.1.1 Повітряні реактивні двигуни (ПРД)
Повернутись до змісту

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

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

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:

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;

 - ступінь розширення газів в соплі;

 - показник ступеня.



загрузка...