Детандеры

Машины, совершающие техническую работу (для получения работы или охлаждения газов в холодильных установках), за счёт расширения в них рабочих тел, называются детандерами. К ним относятся также пневмодвигатели, паровые машины, паровые и газовые турбины (осевые или центростремительные).

Термодинамические основы всех детандеров одни и те же, и цель расчета определить работу, которая может быть получена от некоторого количества газа при заданных начальных и конечных параметрах рабочего тела.

Работа детандера зависит, как видно из рис. 20.6, от процесса расширения газа. Здесь: а-1 – процесс наполнения; 1-2 – процесс расширения газа; 2-в – процесс выталкивания.

Рис. 20.6. Работа детандера

Совокупность рабочих процессов в детандере, как и в компрессоре, не представляет собой замкнутый термодинамический процесс – цикл. Наиболее выгодным, с точки зрения получения работы, будет изотермический процесс 1-2`. Однако изотермический процесс расширения трудно осуществить, и процессы в детандерах близки к адиабатным.

Определяя работу детандера (техническую работу машины), как это было сделано для случая адиабатного расширения, найден для случая адиабатного расширения 1 кг газа: = i₁- i₂ = C_p(Т₁-Т₂) . В то же время, полагая, что в адиабатном процессе pv^k= p₁v₁^k , и считая, что в детандере dp>0, найдём = –p₁v₁^k dp/p^1/k= – p₁v₁^k (p₂^1-1/k- p₁^1-1/k)/[(k-1)k]=k/(k-1) p₁v₁[1-(p₂/ p₁)^(k-1)/k]. Работа детандера при изотермическом процессе расширения равна = =–RT dp/p= RT₁ln(p₁/p₂).

Реализовать изотермический процесс расширения в детандере трудно, но можно приблизиться к нему, если в процессе многоступенчатого расширения от p₁ до p₂ подавать теплоту между ступенями (нагрев пара в паронагревателе, промежуточная камера сгорания между ступенями газовой турбины). Мощность детандера (в кВт), т.е. количество работы, снимаемой с вала детандера в единицу времени, равна N_д=Glg/1000, где G-расход газа через детандер, kг/c.

Мощность детандера зависит от конструктивных особенностей детандера, выбора рабочего тела, расхода через него. Наибольшие расходы допускают турбины; они способны развивать большие мощности при малых размерах. Совершенство работы детандера может быть оценено значением относительного к.п.д. _д=N_e/ N_д, где N_e – действительная мощность, снимаемая с вала детандера. Для современных детандеров (турбин) _д=0,82-0,85.

И компрессоры, и детандеры являются основными агрегатами современных газовых теплосиловых установок.

21. Реактивные двигатели

В реактивных двигателях развиваемая ими тяга есть сила реакции (отдачи) потока газов, получающих ускорение в самих двигателях и вытекающих из них в окружающую среду со скоростью, большей скорости полета.

Эта сила реакции, направленная в сторону, противо­положную истечению газов, непосредственно воспринимаемая эле­ментами конструкции двигателя, передается через узлы его креп­ления к самолету и используется как сила тяги, необходимая для осуществления полета. Сила тяги газов, вытекающих из соп­ла, равна P = G (w - –), где G - –асход газов, кг/с; w - –корость истечения газов из сопла, м/с; v - –корость летательного аппарата, м/с.

Т.е. чем с большей скоростью будет происходить истече­ние, тем больше сила P, под действием которой в ее направлении будут перемещаться двигатель и связанные с ним элементы.

Следовательно, в реактивном двигателе отсутствует про­межуточный движитель, взаимодействующий с окружающей средой, как, например, воздушный винт с механизмами, служащими для его вращения. Таким образом, реактивный двигатель объединяет в одно целое и собственно двигатель, в котором химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой струи, и движитель, создающий силу тяги за счет реакции вытекающей из движителя струи газов.

По этой причине реактивные двигатели в отличие от дви­гателей с винтовой тягой называют двигателями прямой реакции.

Реактивные двигатели подразделяются на две основные категории - –акетные двигатели и воздушно-реактивные двигатели (ВРД).

В отличие от ракет ВРД несут на борту только запас топ­лива, а в качестве окислителя используется кислород атмосфер­ного воздуха и поэтому они пригодны для работы только в атмос­фере Земли.

По принципу действия (в зависимости от способа предвари­тельного сжатия воздуха, поступающего в камеры сгорания) ВРД делятся на бескомпрессорные и компрессорные.

В бескомпрессорных ВРД сжатие воздуха, поступающего в двигатель, происходит только за счет скоростного напора встречного потока, путем его торможения во входном устройстве.

Причем сжатие воздуха (повышение его давления) тем больше, чем больше скорость полета летательного аппарата, на котором двигатель установлен.

По характеру сгорания топлива бескомпрессорные ВРД делят­ся на прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) с не­прерывным сгоранием при постоянном давлении и на пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (ПуВРД) с периодическим сгоранием топлива в постоянном или полузамкнутом объеме.

В компрессорных ВРД поступающий в двигатель воздух сжи­мается не только торможением его во входном устройстве, но еще и при помощи компрессора, имеющего привод от какого-либо теплового двигателя, что обеспечивает более высокое сжатие воздуха, улучшение экономичности и увеличение тяги, особенно на относительно небольших скоростях полета, и кроме того дает возможность получать тягу при работе двигателя на месте.

Компрессорные ВРД по роду привода компрессора делятся на газотурбинные реактивные двигатели или сокращенно - –урбо­реактивные двигатели (ТРД), у которых компрессор приводится в действие газовой турбиной, и на мотокомпрессорные реактивные двигатели (МКРД), в которых компрессор приводится в действие от поршневого двигателя (использование их ограничено неприемлемым весом и размером).

Существуют также и авиационные двигатели с комбинированной тягой или смешанные. Здесь тяга, развиваемая такими двигателями складывается из силы реакции газовой струи, вытекающей из двигателя (из турбины), и тяги, создаваемой воздушным винтом. К этой промежуточной группе двигателей относятся:

1. Турбовинтовые двигатели (ТВД), у которых газовая турбина служит для вращения, кроме компрессора, еще и воздушного винта обычного устройства. Находят применение преимущественно в транспортной авиации, в первую очередь для дальних самолетов с дозвуковой скоростью полета.

2. Двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД), у которых газовая турбина вращает также специальный (вентиляторный) многолопастной малого диаметра винт, заключенный в кольцевом кожухе. При околозвуковых скоростях полета занимают промежуточное положение между ТРД и ТВД. При определенных условиях на сверхзвуковых скоростях полета ДТРД могут иметь и некоторые преимущества по сравнению с ТРД.

Цикл ПВРД с горением топлива при p = const

В ПВРД при полете воздух и топливо непрерывно поступают в камеру сгорания. В связи с этим из таких двигателей постоян­но вытекает струя газов, за счет реакции которой непрерывно создается тяга.

В 1908-1913 г. г, Р. Лорэн (Франция) предложил ряд схем ПВРД. В 1938 г. на Парижской авиационной выставке был впервые выставлен ПВРД конструкции Ледюка (Франция). Первые испытания в СССР начались в 1939 г. Конструктивно такой двигатель прост, он представляет собой металлическую трубу, перед­няя часть которой выполнена в виде диффузора (входной канал), а задняя часть - – виде выходного реактивного сопла. Средняя часть трубы выполняет функции камеры сгорания. При движении через переднее отверстие в двигатель поступает воздух, происхо­дит его уплотнение и скорость воздуха на входе снижается, а давление повышается. Чем выше скорость, тем выше давление воздуха в двигателе. В камеру сгорания через форсунки в распыленном виде подается топливо. Воспламенение рабочей смеси осуществляется системой зажигания. Продукты сгорания через сопло выбрасываются в окружающую среду и имеют более высокую температуру, чем температура поступающего в двигатель воздуха. Скорость истече­ния газового потока w больше, чем скорость воздуха, поэтому возникает реактивная сила, обуславливающая движение двигатели. С повышением скорости через двигатель проходит больше воздуха и сила тяги двигателя возрастает. Конструкция ПВРД для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета должна быть, естественно, различной. Напомним, что торможение дозвуко­вого потока происходит при течении в расширяющемся диффузоре, а ускорение потока - –ри течении в суживающемся сопле. Для сверхзвуковых скоростей диффузор должен быть снабжен суживающимся участком, в котором сверхзвуковой поток тормозится до звуковой скорости, а затем происходит его дальнейшее тор­можение в расширяющемся дозвуковом диффузоре. Заметим, однако, что торможение сверхзвукового потока в суживающемся канале сопровождается рядом скачков уплотнения внутри канала, которые вызывают заметные потери энергии потока, значительное отклоне­ние кривой сжатия от изоэнтропы и снижение степени сжатия давления. Для того чтобы избежать этого явления, диффузоры снабжаются выдвинутым навстречу потокам острым конусом, кото­рый организует газодинамическую перестройку потока от сверх­звуковой скорости до дозвуковой скорости еще до входа в диффу­зор. В этом случае необходимость в суживающейся насадке перед диффузорам отпадает. Входная часть двигателя при дозвуковых или сверхзвуковых скоростях полета должна быть спрофилирована так, чтобы в зоне горения скорость потока была порядка 150 м/с для обеспечения безотрывного процесса горения топлива. Постоянство давления в камере сгорания достигается подбором попереч­ных сечений камеры. На рис. 21.1 приведена простейшая схема ПВРД дли сверхзвуковых скоростей полета.

Рис. 21.1. Схема ПВРД

Между сечениями I-I – II-II - –ходной диффузор, II-II – III-III - –амера сгорания, III-III – IV-IV - –опло. В нижней час­ти даны диаграммы из­менения давления и скорости газа по тракту двигателя.

Теоретический цикл ПВРД представлен на pv - –иаграмме (рис. 21.2), где линия 1-2 соответствует процессу адиабатного сжатии воздуха в диффузоре; линия 2-3 -п–оцессу изобарного под­вода теплоты; линия 3-4 - –диабатному расширению продуктов сгорания в соп­ле; линия 4-1 - –хлаждению продуктов сгорания (отвода теплоты в окружа­ющую среду). Как видно, с термодинамической точ­ки зрения цикл ПВРД аналогичен циклу ГТУ со сгоранием при p = const. Поэтому термический к.п.д. цикла может быть определен по формуле , где - степень повышения давления воздуха в диф­фузоре (иногда обозначается  или _c).

Рис. 21.2. Теоретический цикл ПВРД

Термический к.п.д. этого цикла будет тем больше, чем больше степень повы­шения давления, т.е. чем выше скорость движения самолета, обусловливающая динамическое давление (напор) потока воздуха, превращающееся при торможении в диффузоре в статическое давле­ние. С увеличением скорости движения двигателя возрастает ко­личество воздуха, проходящего через двигатель. Это дает возмож­ность сжигать в камере сгорания больше топлива, что сопровож­дается ростом мощности двигателя. Для получения зависимости термического к.п.д. цикла ПВРД от скорости движения самолета подставим выражение для адиабатного процесса сжатия в выражение , тогда , где T₁ – температура воздуха до сжатия, Т₂ – температура воздуха в конце адиабатного процесса сжатия.

Если обозначить скорость набегающего на самолет потока воздуха через v₁, а скорость движения воздуха на входе в камеру сгорания через v₂, то можно записать, что , где i₁ и i₂ – энтальпия воздуха соответственно на входе в диффузор и после него.

Известно, что , тогда , откуда .

Получаем следующее соотношение .

Пренебрегая скоростью в камере сгорания (v₂ << v₁), получаем .

Отметим, что зависимость степени повышения давления от скорости полета определяется соотношением .

С уменьшением скорости экономичность и тяга резко падают, а при скорости полета, равной нулю (взлет самолета), степень повышения давления в ПВРД будет равна нулю, термический к.п.д. этого двигателя также будет равен нулю, и двигатель просто не будет работать. Поэтому для запуска аппаратов с такими дви­гателями требуются специальные стартовые ускорители с целью сообщения начальной скорости. Для разгона применяются, чаще всего, пороховые двигатели. При современных скоростях полета степень сжатия воздуха в диффузоре весьма мала и сообразно с этим очень низок к.п.д. двигателя (около 3-4% при скорости 900-1000 км/час). ПВРД использовались главным образом на самолетах-снарядах, т.е. на беспилотных самолетах одноразового действия с большими скоростями полета. Конструктивная простота, малые габариты и малый вес делают этот тип двигателей перспективным для самолетов, летающих со скоростями, в 2-3 раза превышающих скорость звука, Предпринимаются также попытки использования ПВРД для вращения несущего винта вертолетов, устанавливая их на концах его лопастей.