Циклы реактивных двигателей кратко

Обновлено: 05.07.2024

Рефераты и конспекты лекций по географии, физике, химии, истории, биологии. Универсальная подготовка к ЕГЭ, ГИА, ЗНО и ДПА!

Реактивный двигатель устройство, принцип действия которого основан на использовании реактивной силы (силы отдачи), возникающая при отбрасывании некоторой массы. Направление реактивной силы противоположную движению транспортного средства. Все реактивные двигатели классифицируют на два основных типа:

1) воздушно-реактивные (эксплуатируемых в атмосфере) - для сгорания топлива используется кислород из воздуха (ГТД);
2) реактивные двигатели (ракетные), в которых топливо и окислитель на летательном аппарате находятся одновременно.
Последние двигатели используются для полетов вне атмосферы. В свою очередь, реактивные ракетные двигатели, в зависимости от агрегатного состояния топлива, делятся на два основных типа: ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) ракетные двигатели жидкого топлива (РДРП). Цикл реактивных двигателей подобный циклов ГТУ.

1-2-изобарно-изотермический отвода теплоты от отработавшего пара в конденсаторе 6 (см. лекций. 6). В точке 1-пара на линии насыщения, в точке 2 - вода на линии насыщения.
2-3-изохорно повышения давления воды в сетевом насосе 1.
3-4-подогрев воды в теплогенераторе 2 до состояния ее насыщения.
4-5-изобарно-изотермический подвода теплоты к воде с целью парообразования.
5-6-дополнительный подвод теплоты в пароперегреватели для получения сухой перегретого пара с высокой температурой и давлением в точке 6.
6-1-адиабатное расширения пара в паровой турбине 4. После выхода из турбины влага насыщенный пар, с давлением примерно 5 кПа и температурой примерно 50 ° С, поступает в конденсатор.

Реактивный двигатель представляет собой устройство, в котором химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струи рабочего вещества (газа), расширяющегося в соплах. Эта струя создает тягу за счет реактивного действия рабочего тела, вытекающего из двигателя в сторону, противоположную направлению движения летательного аппарата.

Если обозначить М_г массу газа, истекающего из сопла реактивного двигателя за некоторый промежуток времени ∆τ, ω_г — скорость истечения этого газа относительно летательного аппарата (реактивного самолета или ракеты), a F — тягу реактивного двигателя, то в соответствии со вторым законом Ньютона

получаем для движения аппарата (учитывая, что скорость истечения газа изменяется от относительно малого значения в камере сгорания до ω_г на выходе из сопла, т. е.

или, вводя обозначение m_г = М_г /∆τ (расход массы газа в единицу времени),

Реактивные двигатели подразделяются на две основные категории — ракетные двигатели и воздушно-реактивные двигатели (ВРД).

Ракета несет на борту запас как горючего, так и окислителя, необходимого для сгорания топлива (жидкий кислород, озон, перекись водорода, азотная кислота и др.). В отличие от них воздушно-реактивные двигатели несут на борту только запас горючего, а в качестве окислителя используется кислород атмосферного воздуха. Следовательно, ВРД пригодны для работы только в атмосфере Земли, тогда как ракетные двигатели могут работать как в атмосфере, так и в космическом пространстве.

Рассмотрим вначале циклы ВРД. По принципу действия ВРД делятся на компрессорные и бескомпрессорные.

Схема ВРД с турбокомпрессором представлена на рис. 10.32. В турбокомпрессорном ВРД (ТРД) жидкое горючее, подаваемое из топливных баков, сгорает в камере сгорания 3, и затем продукты сгорания, расширившись в сопле 5, выбрасываются во внешнюю среду. Окислителем служит кислород воздуха. Для того чтобы повысить КПД двигателя, применяют предварительное сжатие воздуха. Воздух, засасываемый из атмосферы через диффузор 1, сжимается осевым или центробежным компрессором 2 и только после этого поступает в камеру сгорания. Привод компрессора осуществляется от специальной газовой турбины 4, на вращение которой расходуется часть располагаемого теплоперепада продуктов сгорания (компрессор с приводом от газовой турбины называется турбокомпрессором). Пройдя через газовую турбину, продукты сгорания расширяются в сопле.

Из сказанного следует, что цикл ТРД осуществляется следующим образом (р,υ-диаграмма на рис. 10.33): сжатие воздуха в турбокомпрессоре * от атмосферного давления p₁ до давления р₂ происходит по адиабате 1-2. Затем к рабочему телу подводится теплота q₁, выделяющаяся при сгорании топлива; этот процесс происходит при постоянном давлении (изобара 2-3). Расширение рабочего тела (воздух + продукты сгорания) в газовой турбине и затем в реактивном сопле 5 двигателя осуществляется по адиабате 3-4 (от точки 3 до точки b — отдача работы в газовой турбине, а от точки b до точки 4 — ускорение потока в сопле). Цикл замыкается изобарой 4-1 при давлении, равном атмосферному.

Из сказанного следует, что цикл ТРД принципиально ничем не отличается от цикла газотурбинной установки со сгоранием при р=const, рассмотренного нами в § 10.2. Следовательно, полученные ранее соотношения полностью применимы и к циклу ТРД. ТРД в настоящее время является основным типом двигателя для скоростных самолетов.

В бескомпрессорных ВРД, как это следует из самого названия двигателя, компрессор отсутствует и предварительное сжатие воздуха осуществляется только за счет торможения набегающего потока воздуха.

Бескомпрессорные ВРД подразделяются на две группы — прямоточные бескомпрессорные двигатели (ПВРД) и пульсирующие бескомпрессорные двигатели (ПуВРД).

* При движении реактивного самолета с большой скоростью частичное сжатие воздуха происходит за счет торможения набегающего потока воздуха в диффузоре.

Схема ПВРД представлена на рис. 10.34. В этой схеме отсутствуют компрессор и турбина. Сжатый в диффузоре 1 от атмосферного давления p₁ до давления р₂ воздух поступает в камеру сгорания 2, в которую впрыскивается жидкое топливо. Процесс сгорания происходит при практически постоянном давлении (p₂=const). Продукты сгорания, имеющие высокую температуру, вытекают из сопла 3.

Таким образом, цикл ПВРД (р, υ-диаграмма на рис. 10.35) состоит из адиабаты сжатия воздуха в диффузоре (1-2), изобары процесса сгорания (2-3), адиабаты расширения, в сопле (3-4) и замыкающей цикл изобары охлаждения продуктов сгорания при атмосферном давлении (4-1). С точки зрения термодинамики цикл ПВРД аналогичен циклу газотурбинной установки со сгоранием при ρ = const и циклу ТРД. В соответствии с уравнением (10.53) термический КПД этого цикла будет тем больше, чем больше степень повышения давления β= р₂/p₁, т. е. чем выше скорость движения самолета, на котором установлен этот двигатель, обусловливающая динамическое давление (напор) потока воздуха, превращающееся при торможении в диффузоре в статическое давление. Следовательно, термический КПД ПВРД возрастает с ростом скорости движения самолета.

Зависимость термического КПД цикла ПВРД от скорости движения самолета (или, что то же самое, от скорости набегающего потока) может быть получена следующим образом.

Из уравнения (10.53) для термического КПД цикла со сгоранием при p=const (адиабатное сжатие воздуха) и из уравнения (10.51) для адиабатного процесса сжатия следует, что для этого цикла

где — температура воздуха до сжатия; — температура воздуха в конце адиабатного процесса сжатия.

Если обозначить скорость набегающего на самолет потока воздуха (т. е. скорость самолета) ω₁, а скорость движения воздуха на входе в камеру сгорания ω₂, то в соответствии с полученным в гл. 8 уравнением (8.8) можно записать:

где и — энтальпия воздуха соответственно до адиабатного сжатия (т. е. на входе в диффузор ПВРД) и после него (на входе из диффузора, т. е. на входе в камеру сгорания ПВРД).

По-прежнему считая воздух идеальным газом с постоянной теплоемкостью, для которого

получаем из уравнения (8.8):

Подставляя это выражение в уравнение (10.82), получаем следующее соотношение для термического КПД цикла ПВРД:

Пренебрегая скоростью в камере сгорания (ω₂ «ω₁), получаем:

Зависимость термического КПД ПВРД от скорости полета, подсчитанная по уравнению (10.87), приведена в виде графика на рис. 10.36.

Заметим, кстати, что из уравнений (10.51) и (10.85) следует, что зависимость степени повышения давления β = p₂/p₁ от скорости полета определяется соотношением

Конструкция ПВРД для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета должна быть, естественно, различной. Схема ПВРД на рис. 10.34 соответствует дозвуковым скоростям. Напомним, что, как показано в § 84, торможение дозвукового потока происходит при течении в расширяющемся диффузоре, а ускорение потока — при течении в суживающемся сопле; именно такие сопло и диффузор изображены на рис. 10.34. Схема ПВРД для сверхзвуковых скоростей представлена на рис. 10.37. Применительно к этому режиму полета диффузор должен быть снабжен суживающимся участком, в котором сверхзвуковой поток тормозится до звуковой скорости, а затем происходит его дальнейшее торможение в расширяющемся дозвуковом диффузоре.

Следует, однако, заметить, что, как известно из газодинамики, торможение сверхзвукового потока в суживающемся канале сопровождается несколькими скачками уплотнения внутри канала, которые вызывают заметные потери энергии потока, значительное отклонение кривой сжатия от изоэнтропы и снижение степени увеличения давления. Для того чтобы избежать этого явления; диффузоры снабжаются выдвинутым навстречу потоку острым конусом, который организует газодинамическую' перестройку потока от сверхзвуковой до дозвуковой скорости еще до входа в диффузор. В этом случае необходимость в суживающейся насадке перед диффузором отпадает. Сопло, очевидно, выполняется для этого случая в виде сверхзвукового сопла Лаваля.

При дозвуковом режиме полета (взлет, посадка) расширяющаяся часть сопла Лаваля и конус в диффузоре просто не используются и двигатель работает как дозвуковой; схема такого двигателя представлена на рис. 10.34.

Отмеченные особенности ПВРД, а также их конструкционная простота, малые габаритные размеры и малая масса делают этот тип двигателей перспективным для самолетов, летающих с большими сверхзвуковыми скоростями.

Пульсирующий бескомпрессорный реактивный двигатель, цикл которого изображен в р,

υ-диаграмме на рис. 10.38, снабжается специальным устройством клапанного типа, в результате чего камера сгорания может быть изолирована от диффузора и сопла, так что процесс сгорания- осуществляется при постоянном объеме. Для этого двигателя характерна периодичность действия, чем и объясняется его название. Цикл ПуВРД аналогичен рассмотренному ранее циклу газотурбинной установки со сгоранием при V=const.

Как показано в предыдущем параграфе, при одинаковых значениях β и температур конца процесса расширения в случае адиабатного сжатия воздуха цикл газотурбинной установки со сгоранием при V= const имеет более высокий термический КПД, чем цикл со сгоранием при p=const.

Двигатели типа ПуВРД не получили широкого распространения из-за конструкционной сложности.

Перейдем теперь к рассмотрению циклов ракетных двигателей.

Ракетные двигатели подразделяются на двигатели с химическим топливом и ядерные ракетные двигатели.

Двигатели с химическим топливом в свою очередь делятся на две основные группы — ракетные двигатели с твердым топливом (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).

В РДТТ твердое топливо (обычно разные сорта порохов), содержащее в себе и горючее, и окислитель, воспламеняется при запуске ракеты и постепенно выгорает, образуя газообразные продукты сгорания, истекающие из сопла. Схема РДТТ представлена на рис. 10.39. Здесь 1 — камера сгорания, 2 — твердое топливо, 3 — сопло.

Идеализированный цикл такого двигателя изображен в р, и-диа-грамме на рис. 10.40. В момент запуска двигателя давление газообразных продуктов сгорания твердого топлива мгновенно повышается от атмосферного давления р₁ до некоторого давления p₂. В различных типах двигателей величина р₂ может достигать нескольких десятков и даже сотен атмосфер; процесс повышения давления происходит настолько быстро, что его можно считать изохорным (линия 1-2 на рис. 10.40).

Процесс подвода теплоты к продуктам сгорания можно считать изобарным (линия 2-3 на рис. 10.40). Затем газообразные продукты сгорания адиабатно расширяются в сопле (3-4). Цикл замыкается изобарой 4-1 (охлаждение продуктов сгорания в окружающей среде). В камере сгорания продукты сгорания твердого топлива имеют настолько высокую плотность по сравнению с газами, истекающими из сопла, что изо-хора 1-2 на рис. 10.40 изображена совпадающей с осью ординат.

Благодаря простоте конструкции и удобству в эксплуатации РДТТ получают все большее распространение в ракетной технике.

На рис. 10.41 изображена схема ЖРД. В камеру сгорания 1 подается жидкое горючее из топливного бака 2 и окислитель из бака 3 с помощью насосов 4 и 5. Сгорание осуществляется при практически постоянном давлении p₂. Газообразные продукты сгорания истекают из сопла 6 в окружающую среду.

Идеализированный цикл ЖРД в р, υ-диаграмме представлен на рис. 10.42.

Жидкие горючее и окислитель подаются в камеру сгорания под давлением p₂. Поэтому вместо сжатия газообразного рабочего тела в ЖРД осуществляется сжатие жидких компонентов этого рабочего тела. Поскольку жидкость можно считать практически несжимаемой, сжатие компонентов горючей смеси можно считать изохорным, а поскольку плотность жидкости гораздо выше плотности продуктов сгорания, изохора 1-2 на рис. 10.42 изображена практически совпадающей с осью

ординат. Изобара 2-3 соответствует процессу подвода теплоты в камере сгорания, адиабата 3-4 — расширению в сопле. Изобара 4-1 (давление окружающей среды) замыкает цикл-

Таким образом, цикл ЖРД в принципе аналогичен циклу РДТТ.

Термический КПД идеализированного цикла ЖРД может быть подсчитан следующим образом.

Подводимая в изобарном процессе 2-3 теплота q₁ определяется как

Следует подчеркнуть, что в данном случае мы по-прежнему считаем газообразные продукты сгорания идеальным газом с постоянной теплоемкостью; однако количество теплоты q₁ не может быть подсчитано по уравнению (10.13) , поскольку компоненты горючей смеси поступают в камеру сгорания при температуре Т₂ в жидком виде, затем испаряются и вступают в химическую реакцию. Таким образом, на изобаре 2-3 имеет место фазовый переход рабочего тела, и поэтому для подсчета q₁ мы должны воспользоваться вместо уравнения (10.13) более общим уравнением (10.89), учитывающим любые превращения вещества на данной изобаре.

Величина q₂ может быть представлена в виде

Общее выражение для термического КПД цикла с учетом (10.89) и (10.90) записывается следующим образом;

или, что то же самое,

Разность энтальпий h₂—h₁ эквивалентна работе, затрачиваемой насосами 4 и 5 (рис. 10.41) на повышение давления жидких компонентов горючей смеси в изохорном процессе 1-2 *. Поскольку удельные объемы

жидкого горючего и окислителя весьма малы, работа, затрачиваемая на их сжатие, пренебрежимо мала по сравнению с количеством теплоты, выделяющейся при сгорании топлива. Поэтому величиной h₂—h₁ в уравнении (10.92) можно пренебречь. С учетом этого получаем из (10.92) для термического КПД цикла ЖРД:

Поскольку разность энтальпий h₃—h₄ превращается в кинетическую энергию продуктов сгорания в процессе их истечения из сопла, в соответствии с уравнением (8.8), пренебрегая скоростью продуктов сгорания на входе в сопло, можно записать:

где ω — скорость истечения продуктов сгорания из сопла ЖРД.

С учетом этого соотношения уравнение (10.93) для термического КПД ЖРД может быть записано следующим образом:

Жидкостные ракетные двигатели широко используются в ракетной, а в ряде случаев и в авиационной технике.

Рассмотрим теперь циклы ядерных ракетных двигателей (ЯРД)*

Возможная схема ЯРД изображена на рис. 10.43. Рабочее тело, находящееся в жидком состоянии в баке 1, с помощью насоса 2 прокачивается через активную зону ядерного реактора 3, где к нему подводится теплота. Процесс подвода теплоты в реакторе происходит при постоянном давлении рабочего тела. Из реактора газообразное рабочее тело поступает в сопло 4, в котором расширяется и затем истекает в окружающую среду. Из изложенного ясно, что с точки зрения термодинамики цикл ЯРД аналогичен циклу ЖРД; следовательно, термический КПД цикла ЯРД, как и цикла ЖРД, определяется уравнением (10.95).

Важно подчеркнуть, что в отличие от воздушно-реактивных и ракетных двигателей, работающих на химическом топливе, в ядерных ракетных двигателях рабочее тело не является продуктом сгорания топлива. Следовательно, рабочее тело для ЯРД может быть выбрано из соображений наибольшей термодинамической целесообразности.

* Ядерные ракетные двигатели до настоящего времени не созданы, однако возможность их осуществления широко обсуждается в литературе.

Из уравнения (8.29) для скорости истечения идеального газа из сопла*

получаем для истечения в вакуум (давление в космическом пространстве можно считать практически равным нулю), т.е. для р₂=0**:

или, что то же самое,

Наряду с водородом в качестве возможных рабочих тел ядерных ракетных двигателей рассматриваются гелий, водяной пар, водородные соединения легких элементов.

Следует отметить, что хотя тяга ядерных ракетных двигателей невелика по сравнению с тягой химических ракетных двигателей, ядерный двигатель может работать в течение гораздо большего (на много порядков) времени, чем ракетный двигатель с химическим топливом. Поэтому ЯРД является весьма перспективным типом двигателя для управляемых межпланетных космических кораблей. Для старта такого корабля с Земли, по-видимому, должны быть использованы двигатели с химическим топливом, а ЯРД будут включаться при полете за пределами земного притяжения.

Ракета несет на борту запас как горючего, так и окислителя, необходимого для сгорания топлива (жидкий кислород, озон, пероксид водорода, азотная кислота и др.). В отличие от них воздушно-реактивные двигатели несут на борту только запас горючего, а в качестве окислителя используется кислород атмосферного воздуха. Следовательно, ВРД пригодны для работы только в атмосфере Земли, тогда как ракетные двигатели могут работать как в атмосфере, так и в космическом пространстве.

По принципу действия ВРД делятся на компрессорные и бескомпрессорные. Схема с турбокомпрессором представлена на рисунке 1. В турбокомпрессорном воздушно-реактивном двигателе (ТРД) жидкое горючее, подаваемое из топливных баков, сгорает в камере сгорания 3, и затем продукты сгорания, расширившись в сопле 5, выбрасываются во внешнюю среду. Окислителем служит кислород воздуха. Для того чтобы повысить КПД двигателя, применяют предварительное сжатие воздуха. Воздух, засасываемый из атмосферы через диффузор 1, сжимается осевым или центробежным компрессором 2 и только после этого поступает в камеру сгорания. Привод компрессора осуществляется от специальной газовой турбины 4, на вращение которой расходуется часть располагаемого перепала температур продуктов сгорания (компрессор с приводом от газовой турбины называется турбокомпрессором). Пройдя через газовую турбину, продукты сгорания расширяются в сопле.

Из сказанного следует, что цикл ТРД осуществляется следующим образом (р, v-диаграмма на рисунке 2): сжатие воздуха в турбокомпрессоре 1) от атмосферного давления p1 до давления p2 происходит по адиабате 1-2. Затем к рабочему телу подводится теплота q1, выделяющаяся при сгорании топлива; этот процесс происходит при постоянном давлении (изобара 2-3). Расширение рабочего тела (воздух + продукты сгорания) в газовой турбине и затем в реактивном сопле 5 двигателя осуществляется по адиабате 3-4 (от точки 3 до точки b — отдача работы в газовой турбине, а от точки b до точки 4 — ускорение потока в сопле). Цикл замыкается изобарой 4-1 при давлении, равном атмосферному. Из сказанного следует, что цикл ТРД принципиально ничем не отличается от цикла газотурбинной установки со сгоранием при постоянном давлении, рассмотренного ранее.

Турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель в настоящее время является основным типом двигателя для скоростных самолетов.

(3.18.)

G – массовый секундный расход газов, кг/с;

– скорость истечения газов из сопла, м/с;

, м/с;

По способу организации горения топлива реактивные двигатели делятся на две группы:

Воздушно – реактивные двигатели (ВРД)

А) компрессорные (турбореактивные) ВРД,

Б) бескомпрессорные ВРД (прямоточные и пульсирующие)

2) реактивные двигатели (РД),

А) жидкостные (ЖРД),

Б) твердотопливные (РДТТ).

3.5.1. Прямоточный воздушно – реактивный двигатель(пврд)

В ПВРД сгорание топлива происходит при , а в качестве окислителя топлива используется кислород атмосферного воздуха. Сжатие воздуха происходит за счет скоростного напора.

Схема бескомпрессорного ВРД, представлена на рис.3.12., используется для сверхзвуковых скоростей полета.

Рис.3.12. Схема баскомпрессорного прямоточного ВРД и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте: 1- диффузор; 2- камера сгорания; 3- турбулизируюшие решетки; 4- форсунки; 5-сопло;6- корпус; 7- стабилизатор.

Воздух поступает в сечение 1 канала со сверхзвуковой скоростью. В диффузоре 1 происходит сжатие воздуха с уменьшением скорости до , где - скорость звука. Сгорание топлива происходит на участке III-IV при постоянном давлении с выделением теплоты .

Увеличение скорости продуктов сгорания до звуковой и сверхзвуковой происходит в сопле 5.

На рис.3.13. представлена схема бескомпрессорного прямоточного ВРД для дозвуковых скоростей полета.

Рис. 3.14. Схема бескомпрессорного прямоточного ВРД для дозвуковых скоростей полета и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте:1- диффузор; 2- камера сгорания; 3- сопло; 4- форсунки.

На данной схеме у диффузора 1 нет сужающейся части на входе в канал, так как скорость воздуха в сечении I дозвуковая. На участке между сечениями III и IV скорость продуктов сгорания возрастает. Но не достигает значений скорости звука.

Бескомпрессорные ВРД работают лишь в набегающем потоке воздуха, поэтому требуют принудительного запуска. Воспламенение топливной смеси производится электрической искрой. Температура продуктов сгорания более 2000°С.

Теоретический цикл бескомпрессорного прямоточного ВРД представлен на рис.3.15.

Процессы цикла:

1–адиабатное сжатие набегающего воздуха в диффузоре;

2 - 3 - изобарный (при ) подвод теплоты при сгорании топлива в камере сгорания;

3 – 4 - адиабатическое расширение

Рис.3.15. Цикл ПВРД в P-V диаграмме.

продуктов сгорания в сопле;

4 – 1- изобарный (при ) отвод теплоты при охлаждении удаленных в атмосферу продуктов сгорания до температуры окружающей среды .

По конфигурации цикл ПВРД совпадает с циклом ГТУ, в которой топливная смесь сгорает при . Тогда сразу можно записать по аналогии с (3.1) формулу для термического КПД ПВРД

(3.19)

– степень повышения давления воздуха в диффузоре.

При скоростях полета 900 – 1000 км/час

Эффективно работают ПВРД при , поэтому пуск ПВРД производят после разгона летательного аппарата с помощью стартовых ракетных ускорителей.

Тут вы можете оставить комментарий к выбранному абзацу или сообщить об ошибке.

Читайте также: