3175

140

Одной из мер повышения степени совершенства перехода теплоты в работу в ГТУ является применение регенерации теплоты. Регенерация теплоты заключается в использовании теплоты отработавших газов для подогрева воздуха, поступающего в камеру сгорания, при этом повышается экономичность ГТУ.

Воздух из компрессора 1 направляется в теплообменник 6, где он получит теплоту от газов, вышедших из турбины 2. После подогрева воздух направляется в камеру сгорания 3, в которую через форсунку 4 от насоса 5 подводится тепло. Воздух, получивший теплоту от отработавших газов, должен получить в камере сгорания меньше теплоты для достижения определенной температуры перед турбиной. Цикл ГТУ с регенерацией теплоты показан на p и Ts - диаграммах. Внешне он не

отличается от рассмотренного цикла с

подводом тепла при p=const.

Здесь: 1-2- адиабатное сжатие воздуха в компрессоре; 2-а- изобарный подогрев воздуха в регенераторе; а-З- подвод теплоты при p=const в камере сгорания; 3-4 - адиабатное расширение газа в турбине; 4-в- отдача теплоты при p=const в регенераторе; в-1- отдача теплоты при p=const в окружающую среду. Таким обозом, определенная часть тепла, ранее уносившаяся отработавшими газами в атмосферу, теперь полезно используется.

Если предположить что охлаждение газа в регенераторе происходит до

q2 cp (Tв Ta ) cp (T2 T1 )

тогда

141

t 1 T2 T1

T3 T4

При принятых параметрах цикла ГТУ с подводом теплоты при p=const

Эта формула показывает, что термический КПД цикла при полной регенерации зависит как от начальной температуры, так и от температуры в конце адиабатного

расширения. Обычно двигатели работают не при полной регенерации, поэтому Tв T2 .

При этом термический КПД цикла должен учитывать степень регенерации, определяемую как отношение количества теплоты переданной воздуху к тому количеству теплоты, которое могло бы быть передано при охлаждении газов до температуры воздуха.

Степень регенерации Ta T2 .

T4 T3

При полной регенерации T3 T2 , Ta T4 , 1.

При этом всѐ располагаемое тепло отработавших газов используется для подогрева воздуха. Очевидно, что этот случай может иметь лишь теоретическое значение, т.к. при нулевой разности температур между отработавшими газами и воздухом невозможен теплообмен в регенераторе.

При отсутствии регенерации T2 Ta , 0 . Величина степени регенерации

определяется качеством и величиной рабочих поверхностей теплообменника (регенератора), использование регенерации повышает термический КПД цикла, т.к. в этом случае увеличивается коэффициент заполнения цикла.

Принципиально регенерацию теплоты возможно осуществить и в ГТУ, работающей по циклу =const. При этом характер цикла, как видно из рисунка изменяется. Подвод теплоты осуществляется как по изохоре так и по изобаре. В настоящее время регенерация теплоты находит практическое применение в основном в стационарных установках и реже в транспортных установках из-за большого веса и габаритов регенератора.

В действительных условиях

0,5 0,7 . При 1, t будет меньше,

чем в случае полной регенерации. В рассмотренных установках каждый новый цикл осуществляется с новой порцией рабочего тела и изображение этих циклов в виде замкнутых было условным.

В установках, работающих по замкнутому циклу, участвует неизменное количество вещества, причѐм не только воздуха и продуктов сгорания, а любого газа.

Использование одноатомных газов (гелий и аргон) повышает термический КПД цикла, кроме того, позволяет работать с меньшей степенью увеличения давления при тех же t , , .

142

С другой стороны применение замкнутой схемы позволяет выбирать в качестве начального давления цикла не атмосферное, а значительно большее давление, что приводит к уменьшению объемов газа, пропускаемых через элементы установки, габаритов ее, необходимых поверхностей теплообменников и к облегчению создания турбин больших мощностей.

Для увеличения термического КПД ГТУ целесообразно введение ступенчатого сжигания топлива и ступенчатого охлаждения сжимаемого рабочего тела. Подобные установки выполняются по разомкнутой схеме; в них достигается достаточно высокий КПД. При бесконечно большом числе ступеней подвода и отвода теплоты и полной регенерации, этот цикл превратится в обобщенный цикл Карно, и его КПД будет зависеть только от отношения низшей температуры к высшей. Однако с увеличением числа ступеней растут потери от необратимости процессов, и усложняется конструкция.

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 попользуется как сила тяги, необходимая для осуществления полета. Сила тяги газов, вытекающих из сопла, равна

P = G (w - v)

где G - расход газов, кг/с; w - скорость истечения газов из сопла, м/с; v - скорость 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, воздушны 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 - ракетные двигатели и воздушно-реактивные двигатели (ВРД).

Вотличие 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.

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

143

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 - турбореактивные 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

винта обычного устройства. Находят применение преимущественно в транспортной

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

ряд схем ПВРД. В 1938 г. на Парижской авиационной выставке был впервые выставлен ПВРД конструкции Ледока (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 - в

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

144

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 - при 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 радом 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. приведена простейшая схема ПВРД дли сверхзвуковых скоростей полета.

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

Теоретический цикл ПВРД представлен на pv - диаграмме,

где линия 1-2 соответствует процессу адиабатного сжатии воздуха в диффузоре; линия 2-3 -процессу изобарного подвода теплоты; линия 3-4 - адиабатному расширению продуктов сгорания в сопле; линия 4-1 - охлаждению 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

д k

обозначается или c). 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

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.

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

v12

146

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 t 1 1 k 1 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.

Цикл ПуВРД

В пульсирующих ВРД поступление воздуха в камеру сгорания в период сгорания прекращается при помощи специальных распределительных устройств. Это приводит к тому, что процесс сгорания и истечение газов (продуктов сгорания) в этих двигателях имеют прерывистый характер, благодаря чему тяга создается отдельными чередующимися импульсами.

В 1906 г. русский инженер В.В.Караводин изобрел и запатентовал "Аппарат дли получении пульсирующей струи газа значительной скорости вследствие периодических взрывов горючих смесей". По схеме, совершенно аналогичной этому аппарату, в Германии во время второй мировой война были построены ПуВРД, устанавливаемые на самолетах-снарядах (ФАУ-1), В 1909 г. Антонович предложил идею и схему ПуВРД и получил патент на летательный аппарат тяжелее воздуха с этим двигателем.

Конструктивное устройство ФАУ-1

показано на рис. Во входном устройстве 1 имеются специальные клапаны 2 в виде лепестков. При сообщении двигателю скорости, скоростной напор преобразуется в давление и когда топливо, подаваемое в камеру сгорания 3, через форсунку 4, принудительно воспламеняется, лепестки закрывают вход и горение происходит практически при

постоянном объеме. Продукты сгорания разгоняются в длинной выхлопной трубе и, приобретая кинетическую энергию, затем за счет своего скоростного напора создают

147

разрежение в камере сгорания, лепестки открывают вход и скоростной напор сжимает новую порцию воздуха в камере сгорания, цикл повторяется. Частота циклов 50 герц.

Цикл ПуВРД аналогичен циклу ГТУ со сгоранием при v = const.

q1

2

2

Линия 1-2 - сжатие воздуха во входном диффузоре; 2-3 - изохорный подвод тепла в камере сгорания; 3-4 - разгон выхлопных газов в трубе; 4-1 - условная линия выброса в атмосферу и охлаждения в ней при атмосферном давлении продуктов сгорания.

Аналитически

где πд - степень повышения давления воздуха в диффузоре; λ - степень повышения давления в процессе сообщения теплоты в камере сгорания

при v = const/

ПуВРД можно применять при меньших скоростях полета, чем ПВРД, но ненадежная работа клапанов в условиях высоких температур и неспособность на больших скоростях развивать требуемую тягу при приемлемых размерах ограничивает возможности его применения в авиации.

Цикл ТРД

Турбореактивные двигатели в настоящее время являются основными двигателями дли военных самолетов различного целевого назначения, обладающих как сверхзвуковыми, так и значительными дозвуковыми скоростями полета, В 1909 г. Н.Герасимов запатентовал реактивный двигатель, который, имея все основные элементы ТРД, явился прототипом последнего, В 1923 г. В.И.Базаров предложил схему газотурбинного авиационного двигателя с центробежным компрессором и со сгоранием при постоянном давлении. Турбина служит для привода компрессора и воздушного винта. Меньшая часть воздуха из компрессора поступает непосредственно в камеры сгорания, а большая часть воздуха примешивается к продуктам сгорания: для понижения их температуры до величины, допускаемой жаропрочностью материала лопаток турбины. Такая организация рабочего процесса лежит в основе всех современных ПД.

148

На рис. приведена принципиальная

происходит преобразование скоростного напора воздуха в давление. В компрессоре 2 (2-3) осуществляется адиабатное сжатие воздуха, после чего в камере сгорания 3 (3- 4) к нему подводится тепло при постоянном: давлении посредством топлива, подводимого через форсунки 6. Горячие газы, расширяясь адиабатно на газовой турбине 4 (4-5) совершают работу, потребляемую компрессором 2 и агрегатами. По выходе из турбины газ попадает в реактивное сопло 5 (5-6), в ко-

тором происходит дальнейшее его расширение и преобразование потенциальной энергии давления в кинетическую; давление газа при этом уменьшается до атмосферного. При этом скорость газов доходит до 600-700

м/с.

Работа на сжатие воздуха в диффузоре, эквивалентна пл. а12b. Если пренебречь работой агрегатов, то пл. b23d ,

эквивалентная работе компрессора, равна пл. c54d , которая соответствует работе, получаемой на турбине. Если же работа,

потребляемая агрегатами, значительна, то пл. c54d больше в23d.

В результате разгона газа в реактивном сопле ему сообщается кинетическая энергия, эквивалентная пл. а65с, а на двигателе развивается реактивная сила (тяга), распределенная по элементам поверхности турбины и реактивного сопла. Энергия, соответствующая пл. 123456, расходуется на продвижение аппарата в атмосфере. Причем, анергия, затрачиваемая на преодоление сопротивления трения о воздух, эквивалентна разности пл. a64d – a13d как разность энергий: полученной при расширении и затраченной при сжатии.

Из сказанного следует, что цикл ТРД принципиально ничем не отличается от цикла ГТУ со сгоранием при p = const. Следовательно, полученные ранее соотношения здесь также применимы.

где p3 - общая степень повышения давления в диффузоре и компрессоре. p1

Очевидно, что чем выше скорость полета, тем выше степень повышении давления во входном диффузоре, а, следовательно и общая степень повышения давления, тем больше к.п.д. цикла ТРД.

149

В настоящее время эти двигатели все в большей степени применяются и для гражданских скоростных самолетов, имеющих скорости полета примерно от 800 км/час и выше.

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

В реактивных двигателях химическая энергия топлива преобразуется в кинетическую энергию струи рабочего вещества (газа), расширяющегося в соплах. Эта струя создаѐт силу тяги за счет реактивного действий рабочего тела, вытекающего из двигателя в сторону, противоположную направлению движения летательного аппарата. Все реактивные двигатели можно разделить на две основные категории - ракетные двигатели и воздушно-реактивные двигатели. Вам же предстоит ознакомиться с основными принципами термодинамического анализа циклов ракетных двигателей. Известно, что ракета несѐт на борту запас как топлива, так и окислителя, необходимого для сгорания топлива (жидкий кислород, озон, перекись водорода, азотная кислота и др.). Следовательно, ракетные двигатели пригодны для работы, как в атмосфере, так и в космическом пространстве.

Ракетные двигатели подразделяются на двигатели с химическим топливом и ядерные ракетные двигатели (ЯРД). В свою очередь двигатели с химическим топливом делятся на две основные группы - ракетные двигатели с твердым топливом (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).

Цикл РДТТ

В ракетных двигателях с твердым топливом в качестве топлива используются баллистические пороха и смесевые топлива. И те, и другие состоят из однородной смеси горючих веществ (углерод, водород) и окислителя (кислорода).

Пороховые ракеты применялись в Китае для различных целей ещѐ около 5000 лет тому назад. Впервые русские пороховые ракеты, как фейерверочные, так и боевые, были подробно описаны О. Михайловым в 1607-1621 г.г. В 1680 г. в Москве было учреждено специальное "ракетное заведение" для производства пороховых ракет. В начале прошлого столетия А. Д. Засядко, а позднее в 1845-1867 г.г. К. И. Константинов существенно усовершенствовали и разработали новые образцы пороховых ракет. В 1881 г. революционер-народоволец Н. И. Кибальчич незадолго до своей казни впервые разработал проект управляемого летательного аппарата тяжелее воздуха, для которого в качестве двигательной установки им был предусмотрен пороховой ракетный двигатель. Подобного рода двигатели различают по форме заряда - с зарядом торцового горения, трубчатой формы, с звездообразным каналом, крестообразной формой и т. п. Топливо воспламеняется при запуске ракеты и постепенно выгорает, образуя газообразные продукты сгорания, истекающие из сопла. На рисунке представлена схема РДТТ, где 1-