Файл: Термодинамические основы теории тепловых машин учеб. пособие.pdf

Рабочее тело поступает в первый компрессор (Кі) и адиабати­ чески сжимается до давления рЗ (линия 1—2'), после чего посту­ пает в первый холодильник (Оі), где охлаждается до начальной температуры Ті по изобаре 2'—Г. Затем рабочее тело направляется во второй компрессор и т. д. После третьего компрессора воздух

поступает в теплообменник (ТО), где нагревается до температуры Т6> Т3 (изобара 2—6) за счет тепла отработавших газов, которые

в регенератор (ТО) и, охладившись до температуры Т5, выходят в атмосферу.

При условии полной регенерации охлаждение отработавших га­ зов происходит до температуры Т5, — Т2, а нагревание их после сжатия в компрессорах до Т6, = Г4.

В этом случае подведенное в цикле тепло включает сумму коли­ честв тепла, сообщенных в трех камерах сгорания по изобарам

( 6 '- 3 ) ; (4'-3'); (4"—3").

2 1 0

Г

V

Это тепло эквивалентно площади 3—6'—3—4'—3'—4"—3"—j —ß

диаграммы Т—5. Таким образом,

допущениях составляет

<7. == 3Cp( Та— Tt).

Тепло <72, отведенное за цикл, включает сумму количеств тепла,, отведенных от воздуха в холодильниках (Оі и 0 2), и тепла, отве­

межуточным охлаждением и ступеней подвода тепла площадь диа­ граммы Т—5, соответствующая подведенному теплу q\, будет при­ ближаться к площади фигуры h—3—f—g—h, расположенной под изотермой (3—f), а площадь, соответствующая отведенному теплу <7г, будет приближаться к площади пг—/—1—k—m, расположенной под изотермой (1—2). Поэтому одновременное применение много­ ступенчатого сжатия и многоступенчатого подвода тепла способ­ ствует повышению термического к. п. д.

Следует однако иметь в виду, что практическое осуществление сложных циклов приводит к значительному усложнению схемы двигателя. Поэтому целесообразность применения сложных схем ГТД может быть установлена только при более широкой технико­ экономической оценке.

В заключение обратим внимание на то, что положительный эффект от применения сложных схем может быть получен только при осуществлении регенерации тепла. Чтобы убедиться в этом,

В обоих циклах будем полагать одинаковыми количества под­ веденного тепла <7і, максимальные температуры Тз и степени повы­ шения давления. Простейший цикл с адиабатическим сжатием изо-

212

бражается в диаграмме Т—5 замкнутым контуром 1—2—3—4, а с изотермическим сжатием — контуром Г —2—3—4.

Количества подведенного тепла в обоих циклах соответствуют площади m—2—3—п—пг.

Р и с . 8 7

Отведенное тепло q%соответствует площадям:

площади пг—1—4—п—m — при адиабатическом сжатии; площади m— 2—Г—4—п—m — при изотермическом.

Как видно, количество отведенного тепла в цикле с изотерми­ ческим сжатием больше на величину, соответствующую площади 1—2—Г —1. Соответственно этому термический к. п. д. цикла с адиа­ батическим сжатием будет больше, чем в цикле с изотермическим сжатием. Осуществление ступенчатого подвода тепла (или в преде­ ле изотермического расширения рабочего тела) повышает темпера­ туру газа на выходе из турбины, что при отсутствии регенерации повышает тепловые потери.

§ 3. РАБОЧИЕ ПРОЦЕССЫ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Большинство современных летательных аппаратов движется в результате выбрасывания из сопла с большой скоростью некоторой массы газов, образующихся при сгорании топлива. Вследствие это­ го создается сила реакции (тяга), перемещающая летательный аппарат в противоположном направлении. Двигатели, предназна­ ченные для создания такой реакции, называются реактивными. Ре­ активные двигатели делятся на два класса: воздушно-реактивные и ракетные.

Воздушно-реактивные двигатели питаются горючим, имеющимся на борту летательного аппарата. В качестве окислителя для этого горючего используется кислород окружающего воздуха. Работа двигателя зависит, таким образом, от окружающей среды, и лета­ тельный аппарат с таким двигателем может двигаться в безвоз-

213

душном пространстве только по инерции. Работа ракетного двига­ теля происходит за счет горючего и окислителя, содержащихся в самом летательном аппарате. Поэтому его работа не зависит от ок­ ружающей атмосферы. Ракета может совершать полет в безвоз­ душном (межпланетном) пространстве.

Воздушно-реактивые двигатели

Воздушно-реактивные двигатели делятся на три основных типа: турбореактивные, прямоточные и пульсирующие. Схемы основных типов реактивных двигателей показаны на рис. 88.

Рис. 88

Основными элементами турбореактивного двигателя (рис. 88, а} являются диффузор 1, компрессор 2, камера сгорания 3, турбина 4 и сопло 5. Атмосферный воздух, входящий в двигатель, сначала

21 4

сжимается в диффузоре, а затем в компрессоре. В камере сгора­ ния воздух нагревается в результате горения топлива, происходя­ щего при почти постоянном давлении. Расширение газов происхо­ дит сначала в турбине, в результате чего вырабатывается энергия для привода компрессора, а затем в реактивном сопле, в котором происходит ускорение газового потока. При выбрасывании газов из реактивного сопла с большой скоростью создается сила реакции, сообщающая летательному аппарату необходимую скорость движе­ ния.

При больших скоростях движения сжатие воздуха в диффузоре за счет торможения потока становится значительным и цикл рабо­ ты может быть осуществлен без компрессора. Такой двигатель (рис. 88, 6), в котором используется лишь сжатие от скоростного напора, называется прямоточным (ПВРД). Основной недостаток прямоточных воздушно-реактивных двигателей состоит в том, что они не могут работать при нулевой скорости полета и малоэффек­ тивны при небольших скоростях движения.

Основными элементами прямоточного воздушно-реактивного двигателя являются диффузор 1, камера сгорания 3 и реактивное сопло 5. Атмосферный воздух с большой скоростью подходит к диф­ фузору. При движении воздуха по диффузору уменьшается скорость и соответственно повышается давление. В камере сгорания проис­ ходит сгорание топлива при постоянном давлении и повышение его температуры. Горячие газы проходят через сопло, где они рас­ ширяются и выбрасываются в атмосферу с большой скоростью.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели находят примене­ ние в различных типах ракет, а также на самолетах. Запуск таких двигателей осуществляется с помощью стартовых ускорителей, со­ общающих летательному аппарату скорость, при кЪторой возможна эффективная работа ПВРД. -

Термодинамические циклы турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей аналогичны ранее рассмотрен­ ному циклу газотурбинного двигателя простейшей схемы (см.

рис. 80).

Пульсирующий реактивный двигатель (см. рис. 88, в) является одной из наиболее ранних установок, применявшихся на управляе­ мых снарядах. С термодинамической точки зрения этот двигатель характерен тем, что сгорание в нем осуществляется при­ мерно при постоянном объеме. Двигатель состоит из входного диф­ фузора для сжатия входящего воздуха, блока 6 клапанов, откры­ вающихся только по направлению потока, камеры сгорания 3 и вы­ пускной трубы 8, через которую продукты сгорания выбрасываются в атмосферу.

Ракетные двигатели

Ракетные двигатели в зависимости от вида применяемого топ­ лива делятся на два основных типа:

215

—жидкостные ракетные двигатели (Ж РД), в которых компо­ ненты топлива (горючее и окислитель) до поступления в камеру сгорания находятся в жидком состоянии;

—ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ), в которых компоненты топлива до начала химической реакции находятся в твердом состоянии.

Схемы ракетных двигателей показаны на рис. 89.

,4

лами 5 и система подачи компонентов топлива, включающая баки 1, трубопроводы, насосы 2 (или другие устройства для подачи компо­ нентов) и форсунки 3. Жидкие компоненты топлива поступают не­ прерывно из баков, в которых они хранятся, в камеру сгорания. Образующиеся в результате химической реакции и имеющие высо­ кую температуру и давление продукты сгорания вытекают через сопло в атмосферу с большой скоростью. Камеры Ж РД имеют, как правило, сверхзвуковые сопла. Так как расход топлива в камеру

216