10.3. Цикли на реактивни двигатели
Реактивен двигател е устройство, в което химическата енергия на горивото се преобразува в кинетична енергия на струята на работното вещество (газ), разширяваща се в дюзите. Тази струя създава тяга поради реактивното действие на работния флуид, изтичащ от двигателя в посока, обратна на посоката на движение на самолета.
Нека означим с M g масата на газа, изтичащ от дюзата на реактивен двигател за определен период от време Δτ, чрез w g е скоростта на изтичане на този газ спрямо самолета (реактивен или ракетен), а през F е тягата
реактивен двигател; то според втория закон на Нютон
получаваме за движението на апарата (като се има предвид, че скоростта на изтичане на газа варира от относително малка стойност в горивната камера до w g на изхода на дюзата, т.е.
или, като се въведе обозначението m g \u003d M g / Δτ (масова консумация на газ за единица време),
Ракетата носи на борда си както гориво, така и окислител, необходим за изгарянето на горивото (течен кислород, озон, водороден прекис, азотна киселина и др.). За разлика от тях, двигателите носят само запас от гориво на борда, а атмосферният кислород се използва като окислител. Следователно VRD са подходящи за работа само в земната атмосфера, докато ракетните двигатели могат да работят както в атмосферата, така и в открития космос.
Помислете първо за циклите на двигателя.
Според принципа на действие РВД се делят на компресорни и некомпресорни. Схемата с турбокомпресор е показана на фиг. 10.26. В турбокомпресорния двигател (TRD) течното гориво, подавано от резервоарите за гориво, изгаря в горивната камера 3 и след това продуктите от горенето, разширявайки се в дюзата 5, се освобождават във външната среда. окислителслужи като кислород във въздуха. За да се увеличи ефективността на двигателя, се използва предварителна компресия на въздуха. Въздухът, засмукан от атмосферата през дифузор 1, се компресира от аксиален или центробежен компресор 2 и едва след това постъпва в горивната камера. Компресорът се задвижва от специална газова турбина 4, чието въртене изразходва част от наличния топлинен спад на продуктите от горенето (компресор, задвижван от газова турбина
10.3. Цикли на реактивни двигатели
b
а
наречен турбокомпресор). След преминаване през газовата турбина продуктите от горенето се разширяват в дюзата.
От гореизложеното следва, че цикълът на турбореактивния двигател се извършва, както следва (p, на фиг. 10.27): компресията на въздуха в турбокомпресора 1) от атмосферното налягане p 1 до налягане p 2 се извършва адиабатично.Тогава топлината q 1 се подава към работния флуид, освободен по време на изгарянето на горивото; това
процесът протича при постоянно налягане (изобара. Разширяването на работния флуид (въздух + продукти от горенето) в газовата турбина и след това в реактивната дюза 5 на двигателя се извършва адиабатично (от точка 3 до точка b - изходът на работата в газовата турбина и от точка b до точка 4 - ускорение на потока в дюзата). Цикълът се затваря от изобара при налягане, равно на атмосферното.
От гореизложеното следва, че цикълът на TRD по същество не се различава от цикъла на газова турбина с изгаряне при p = const, който разгледахме в § 10.2. Следователно получените по-рано зависимости са напълно приложими за цикъла на турбореактивния двигател. двигател с турбокомпресор
в момента е основният тип двигател за високоскоростни самолети.
При WFD без компресор, както подсказва името на двигателя, няма компресор и предварителна компресия на въздухаизвършва само чрез спиране на насрещния въздушен поток.
Некомпресорните VJE се разделят на две групи - прямоточни некомпресорни двигатели (ramjet) и пулсиращи некомпресорни двигатели (PuVRD).
Схемата на ПВРД е показана на фиг. 10.28. В тази схема няма компресор и турбина. Компресиран в дифузьор 1 от атмосферно налягане p 1 до налягане
p 2, въздухът навлиза в горивната камера 2, в която се впръсква течност
малко гориво. Процесът на горене протича при почти постоянно налягане (p 2 = const). Продуктите от горенето, имащи висока температура, изтичат
кабини от дюза 3.
По този начин цикълът на ramjet (p, на фиг. 10.29) се състои от адиабатното компресиране на въздуха в изобарата на дифузора на процеса на горене, адиабата на разширение в дюзите на изобарата за охлаждане на продуктите от горенето при атмосферно налягане, което затваря цикъла. В съответствие с уравнение (10.45), топлинната ефективност на този цикъл ще бъде толкова по-голяма, колкото по-голяма е степента на повишаване на налягането β = p 2 ⁄ p 1, т.е. как
колкото по-висока е скоростта на самолета, на който е монтиран този двигател,
1) Когато реактивен самолет се движи с висока скорост, възниква частично компресиране на въздуха поради забавяне на насрещния въздушен поток в дифузора (раздел на фиг. 10.27).
ТОПЛИННА ЕНЕРГИЯ ГАЗОВИ ЦИКЛИ
14
улавяне на динамичното налягане (налягане) на въздушния поток, което се превръща в статично налягане при спиране в дифузора. Следователно топлинната ефективност на ПВРД се увеличава с увеличаване на скоростта на самолета.
Зависимостта на топлинната ефективност на цикъла на ПВРД от скоростта на самолета (или, еквивалентно, от скоросттасвободен поток) може да се получи както следва.
От уравнение (10.45) за топлинната ефективност на горивен цикъл при p = const (адиабатно сгъстяване на въздуха)
и от уравнение (10.46) за процеса на адиабатично компресиране
следва, че за този цикъл
където T 1 е температурата на въздуха преди компресията, T 2 е температурата на въздуха в края на адиабатния процес на компресия.
Ако означим скоростта на въздушния поток върху самолета (т.е. скоростта на самолета) w 1 и скоростта на движение на въздуха на входа на горивната камера w 2, тогава в съответствие с резултатите, получени в разд. 8 уравнение (8.8) може да бъде написано:
където h 1 и h 2 са съответно енталпията на въздуха преди адиабатното сгъстяване (т.е. на входа на дифузора на прямоточната струя) и след нея (на изхода на дифузора, т.е. на входа в горивната камера на линейно реактивния двигател).
разглеждайки въздуха като идеален газ с постоянен топлинен капацитет, за
h 2 - h 1 \u003d c p (T 2 - T 1),
получаваме от уравнение (8.8):
10.3. Цикли на реактивни двигатели
Замествайки този израз в уравнение (10.88), получаваме следната зависимост за топлинната ефективност на цикъла на ramjet:
(w 2 1 ), получаваме:
0 200 400 600 800 1000 w 1 , m/s
Зависимостта на топлинната ефективност на ПВРД от скоростта на полета, изчислена по уравнение (10.93), е показана под формата на графика на фиг. 10.30 ч.
Обърнете внимание, между другото, че от уравнения (10.46) и (10.91) следва, че зависимостта на степента на повишаване на налягането β = p 2 ⁄ p 1 от скоростта на полета се определя от съотношението
Конструкцията на ПВРД за дозвукови и свръхзвукови скорости на полет, разбира се, трябва да бъде различна. Схемата на ПВРД на фиг. 10.28 съответства на дозвукови скорости. Спомнете си, че както е показано в § 8.4, забавянето на дозвуковия поток възниква по време на потока в разширяващ се дифузор, а ускорениетопоток - при протичане в стесняваща се дюза; точно такава дюза и дифузьор са показани на фиг. 10.28. Схемата на ПВРД за свръхзвукови скорости е показана на фиг. 10.31. По отношение на този режим на полет, дифузьорът трябва да бъде снабден със сходяща секция, в която свръхзвуковият поток се забавя до звукова скорост, а след това се забавя допълнително в разширяващия се дозвуков дифузор.
Трябва обаче да се отбележи, че както е известно от газовата динамика, забавянето на свръхзвуковия поток в стесняващ се канал е придружено от няколко ударни вълни вътре в канала, които причиняват забележими загуби на енергия на потока, значително отклонение на кривата на компресия от изентропата и намаляване на степента на повишаване на налягането. За да се избегне това явление, дифузорите са оборудвани с остър конус, удължен към потока, който организира газодинамичното преструктуриране на потока от свръхзвукова към дозвукова скорост още преди да влезе в дифузора. В този случай отпада необходимостта от конвергираща дюза пред дифузора. Дюзата очевидно е направена за този случай под формата на свръхзвукова дюза на Лавал.
В режим на дозвуков полет (излитане, кацане) разширяващата се част на дюзата на Лавал и конусът в дифузора просто не се използват и двигателят работи като дозвуков; диаграма на такъв двигател е показана на фиг. 10.28.
При скорост на полета, равна на нула (излитане на самолета), съотношението на увеличение на налягането β в ramjet ще бъде нула, топлинната ефективност на този двигател също ще бъде нула и двигателят просто няма да работи. Следователно самолетите, оборудвани с ПВРД, са оборудвани със специални стартови ускорители, за да придадат на самолета начална скорост.
Отбелязаните характеристики на ПВРД двигателите, както и тяхната структурна простота, малки габаритни размери и ниско тегло правят този тип двигателобещаващ за самолети, летящи с високи свръхзвукови скорости.