книги из ГПНТБ / Мелькумов Т.М. Теория двигателей. I. Теория ракетных двигателей. II. Применение ядерной энергии в силовых установках [учебник]
.pdfВ зависимости от того, с каким рабочим телом осуществлять |
|||
идеальный |
цикл, получатся |
различные величины термического |
|
к. п. д. |
цикла при одной и |
той же величине отношения* давле |
|
ний л. |
Если |
идеальный цикл осуществлять с реальным рабочим |
|
телом |
(например, продуктами реакции) и учитывать диссоциа |
||
цию, а |
также зависимость его теплоемкости от температуры, то |
величины максимальной температуры Тг и термического к. |
п. д. |
f\t будут меньше, чем для случая Ср = пост., что известно |
из |
термодинамики. |
|
0,8
0,6
М |
|
|
|
|
0, 2 |
20 |
Ь0 |
60 |
ff= JjL |
О |
||||
|
|
|
|
Рн |
Ф и г. 2.2. |
Зависимость термического к. п. д. от сте |
|||
|
пени понижения давления газа |
|||
При расчетах за идеальный цикл целесообразно принимать |
цикл, осуществляемый реальным рабочим телом, (с переменным составом, переменной теплоемкостью и диссоциацией), так как такой цикл позволит точнее судить о том, насколько реальный процесс в двигателе приближается к теоретически возможному. В этом случае величина Ср в формуле (2.1) будет учитывать не только состав рабочего тела и зависимость теплоемкости от тем
пературы, но |
и диссоциацию |
продуктов сгорания при темпера |
||||||||
туре Тг. Как |
находить |
температуру |
Тг, будет показано в |
гла |
||||||
ве VIII. Действительная |
температура |
Тк* будет отличаться |
от |
|||||||
температуры |
Тг |
продуктов |
реакции в конце |
камеры |
только |
|||||
вследствие |
неполноты |
реакции |
и тепловых |
потерь в |
стенки |
|||||
камеры. |
|
|
£ ид используется полностью в идеальном цик |
|||||||
Работа цикла |
||||||||||
ле'ракетного |
|
двигателя для |
получения кинетической |
энергии |
||||||
струи газов, |
вытекающих из сопла. |
Значение скорости тш исте |
41
чения газов из сопла идеального двигателя определяется из ра венства
» |
w2 |
|
|
НД_ Г |
|
|
2g |
— L»*’ |
отсюда, имея в виду (2.2), можно написать |
||
|
|
(2.5) |
или |
|
|
|
|
( 2.6) |
Величина k является функцией температуры и состава газов. |
||
Так как в общем случае ha Ф |
из (2.Г) |
и
(2.7)
Формула (2.7) показывает, что максимальная скорость исте чения газов в идеальном ракетном двигателе зависит от тепло ты реакции 1 кг рабочего тела и от термического к. п. д. цикла.
Очевидно, удельная тяга идеального ракетного двигателя равна
Р у д „ д = — |
( 2 . 8 ) |
|
g |
§ 2.2. ОСОБЕННОСТИ ДЕЙСТВИТЕЛЬНОГО ПРОЦЕССА. СКОРОСТЬ ГАЗОВ. КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ
Действительный процесс ракетного двигателя отличается от идеального наличием потерь в камере и в сопле.
Потери в камере определяются следующими двумя' причи нами:
1) реакция (окисления или разложения) не завершается полностью в камере и из-за этого часть Д ^ тепла не выделяется (неполнота реакции);
2) часть ДА, теплоты реакции окисления затрачивается на диссоциацию продуктов реакции; роль диссоциации в высокотем пературных двигателях значительна, так как температура сгора
ния в ракетных двигателях достигает 2800—3200° абс. и |
выше. |
|
В Ж РД первая потеря |
обусловливается несовершенством |
|
процесса смесеобразования, |
а также неравномерностью |
состава |
42
смеси по поперечному сечению камеры. Эта неравномерность во многих случаях оказывается необходимой для понижения теплонапряженности стенок камеры. Если в конце камеры сгорания па
раметры продуктов реакции не успевают выравняться, то |
возни |
||
кает дополнительная потеря |
тепла сравнительно с |
идеальным |
|
процессом, в котором при данном а параметры газа по |
всему |
||
сечению считались одинаковыми. |
стенки; это |
||
В Ж РД часть тепла ДЛ3 |
передается от газов в |
тепло невелико и за исключением экспериментальных и некоторых двигателей, не имеющих охлаждения или охлаждаемых проточ ной водой или другой жидкостью, вновь возвращается в камеру двигателя вместе с компонентом рабочей смеси, использованным для охлаждения стенок двигателя. Для неохлаждаемых двигате лей и для двигателей, имеющих внешнее охлаждение жидкостью, не участвующей в процессе выделения тепла в камере, тепло dfc3 является потерей, так как при этом уменьшается температура газов в тракте двигателя.
Иначе обстоит с двигателями, охлаждаемыми одним из ком понентов, особенно в случае несамовоспламеняющихся топлив, когда необходим подвод тепла для испарения компонентов и для осуществления (всех промежуточных предпламенных процессов.
Это тепло в случае неохлаждаемых камер заимствуется полно стью и непосредственно из зоны горения с помощью лучистого тепла и «обратных токов» (см. гл. IV), а в случае охлаждаемых камер также из зоны горения, но частично непосредственно че рез обратные токи и лучистое тепло и частично через стенки пу тем нагрева компонента, охлаждающего двигатель. Следова тельно, в этом случае в реальном процессе тепло Дhz не являет ся потерей, так как определяемый экспериментально, тепловой эффект реакции учитывает затрату тепла на испарение и проме жуточные реакции.
Внекоторых двигателях охлаждающий компонент испаряет ся и используется сначала для привода турбины ТНА, а затем уже вводится в камеру; в этом случае часть тепла теряется для процесса двигателя, хотя и используется в двигательной установ ке в целом.
Внизкотемпературных двигателях, процесс которых основан на применении реакции разложения, главной потерей является только первая.
Как указывалось, целесообразно затрачиваемое на диссо циацию тепло учесть заранее в величине термического к. п. д. идеального цикла, осуществляемого реальными продуктами ре акции, так же, как и переменную теплоемкость газов. Если учесть переменную теплоемкость и диссоциацию газов при вычи слении величины термического к. п. д., то отклонение реального процесса в камере реального двигателя от идеального будет меньше и будет полностью определяться только неполнотой ре
акции и |
различием параметров газа |
в поперечном сечении |
на |
|
выходе из камеры. |
|
двигателя всегда опреде |
||
При |
расчете процесса ракетного |
|||
ляются действительный состав и реальные свойства газов в |
ка |
|||
мере. |
|
|
|
|
Если потери тепла от неполноты сгорания и в стенки камеры |
||||
оценить величиной АЛ, |
то можно определить коэффициент полез |
|||
ного действия камеры |
т|к из отношения |
|
|
|
|
|
Чк = |
(.2.9) |
где в общем случае ha< kH. |
0,92 0,98. |
|
В выполненных конструкциях камер 7]к = |
||
Потери тепла в камере приводят к тому, что действительная |
||
температура |
газов в конце камеры Тк*<^ Тг . |
Действительную |
температуру |
мы определяем как температуру адиабатически за |
торможенных газов; поэтому приписываем сверху звездочку (*),
иначе нельзя сравнивать с температурой идеального |
процесса, |
где скорости газов в камере принимаются бесконечно |
малыми. |
Очевидно, |
|
Ср TKi^ha —Д/г. |
( 2. 10) |
Можно принять одинаковыми средние теплоемкости идеаль ного и действительного процессов. Это вполне допустимо, если в идеальном процессе учтена переменная теплоемкость и состав газов в действительном процессе не отличается от состава в иде альном. В этом случае из (2.9), используя (2.1) и (2.10), получит ся выражение к. п. д. камеры:
( 2. 11)
Если процесс расширения в сопле принят адиабатическим, то полученная в результате этого скорость может быть названа теоретической. Приу0с= р я она вычисляется по формуле
|
fc-i |
|
2 g - * - R T * 1 — |
I ь |
(2.12) |
k — 1 |
|
|
Можно установить связь между wr и те/ид с помощью ко эффициента ®к , который учитывает уменьшение идеальной ско рости из-за наличия неучтенных в идеальном цикле потерь в ре-. альной камере
®т=='Рк™ид- |
|
На основании (2.12), (2.5) и (2.11) |
можно написать |
Ч к = У ъ |
(2.13) |
или
(2-14)
44
Теоретической скорости соответствует теоретическая ра бота
LT = - ^ — R T * 1 |
( P , |
k — \ |
\P K* |
Очевидно, |
|
WT2 |
|
2g |
|
(2.15)
(2.16)
В реальном сопле осуществляются следующие процессы:
—расширение газов с понижением температуры и давления
иувеличением их скорости вдоль сопла;
—выделение тепла вследствие незавершенна реакции в ка мере, а в высокотемпературных двигателях также вследствиерекомбинации (ассоциации) продуктов диссоциации при пониже нии температуры газов в сопле;
—- отвод части тепла от газов в стенки;
— трение газа о стенки и внутреннее трение в самом газе. В силу указанных причин действительный процесс в сопле не' будет адиабатическим, а будет протекать по сложному закону, различному на разных участках сопла с переменным составом га
зов вдоль сопла.
При расчете процесса расширения газов в сопле рекомбина ция молекул при понижении температуры учитывается тем или иным способом, например, в предположении, что в каждом сече нии сопла газ находится в равновесном состоянии соответственно средней температуре газов в этом сечении. В этом случае откло нение действительного процесса от расчетного обусловлено лишь трением и теплоотдачей в стенки.
Действительный процесс расширения можно заменить экви
валентным ему |
(например, |
по достигнутой величине |
выходной |
|||
скорости) политропическим |
процессом с некоторым постоянным |
|||||
показателем п. |
В |
этом случае |
действительная выходная ско |
|||
рость газов из сопла будет |
|
|
|
|
||
™ с = |
|
R |
T K |
|
(2.17) |
|
и действительная внутренняя работа реального цикла |
|
|||||
L, = |
п. |
1 - р Л |
т . |
(2.18) |
||
■ R T * |
||||||
|
|
ti — 1 |
|
Р ж * |
) . |
|
Очевидно,
wc2
( 2 . 1 9 )
2 g "
4 5
Величину к. п. д. t]c |
сопла можно получить, если взять отно |
шение выражений (2.19) |
и (2.15): |
|
(2.20) |
Коэффициент полезного действия ?]<. сопла показывает влия ние отклонения действительного процесса в сопле от теоретиче ского на эффективность цикла ракетного двигателя при одинако
вых начальных .параметрах газа (рк*, Тк*) |
и при одинаковой сте |
пени расширения тс = р к*!рн . Величина |
r|d в выполненных кон |
струкциях составляет 0,94—0,98. |
|
Большие |
значения достигаются в двигателях больших тяг. |
Из (2.12) |
и (2.17) следует, что |
Если принять
?с’с = шс дат ,
гДе ®с — коэффициент скорости сопла, то
( 2.22)
Внутренний к. п. д. тг),- действительного процесса в ракетном двигателе в стендовых условиях (ю0= 0) можно определит^ как отношение действительной или внутренней работы Lt реального процесса, выраженной в калориях, к теплу Qu затраченному на получение этой работы. Следовательно, ■
(2.23)
Напишем общее выражение внутреннего к. п. д. в форме
г= j i k .
“ЛЬШ Q, ‘
Отношение
или на основании (2.11) и (2.18)
'ИД
46
поэтому внутренний к. п. д. реального процесса получает выра жение
(2.24)
или
*]| = *)< ?кг ?с2- |
(2.25) |
Можно, как это делается в общей теории двигателей, ввести понятие относительного внутреннего к. п. д. процесса у/0, пони мая под ним отношение
■4/0= |
==г,1кЧс = Тк2'Рс2- |
(2.26) |
Величина т|/0 определяется к. п. д. т/к камеры и |
т]с сопла |
|
и указывает на степень |
отклонения действительного |
процесса |
реального двигателя от принятого за основу идеального.
Имея в виду (2.11) и (2.21), можно действительную скорость истечения определить из формулы
|
— |
|
®С= 1/ |
2g ———- R T z ru |
(2.27) |
Т |
k — \ |
|
или с учетом (2.4) и (2.24) |
|
|
®с = ?к |
ЯТг |
(2.28) |
§2.3. КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ДВИГАТЕЛЯ
ВПОЛЕТЕ
Аппараты, на которых устанавливаются ракетные двигатели, чаще всего на активных участках полета, т. е. на участках, на которых двигатель работает и развивает тягу, не имеют устано вившегося режима или (в случае самолетов) такой режим являет ся кратковременным. Поэтому, вообще говоря, коэффициенты по лезного действия двигателя в полете будут переменными; их вели чина будет зависеть от условий полета.
Необходимо рассматривать два случая полета:
а) когда скорость полета относительно невелика и кинетиче ской энергией топлива сравнительно с его химической энергией можно пренебречь; такой случай относится, например, к старту ракеты и к самолетному стартовому ускорителю;
б) когда скорость полета велика и кинетическая энергия топлива соизмерима с его химической энергией; такой случай имеет место во всех ступенях ракеты (кроме первой, в отдель ных случаях). Последний случай является более общим; его мы исследуем прежде всего.
47
Внешним итоговым эффектом действия двигателя в полете будет работа перемещения аппарата, обусловленная процессом двигателя.
Пусть Р — мгновенное значение тяги двигателя; dS — путь или проекция пути летательного аппарата в направлении силы тяги за время d x; тогда внешняя полезная (эффективная) рабо та двигателя будет
dLe = PdS. |
(2.29) |
Рабочее тело в полете обладает, кроме химической |
энер |
гии /г„, также и начальной кинетической энергией, соответству ющей,- вообще говоря, переменной по времени скорости w0 поле та аппарата. Если скорость полета велика, тогда при определении к. п. д. нельзя пренебрегать начальной кинетической энергией топ лива, величина которой становится вполне соизмеримой с тепло вым эффектом реакции. Конечно, кинетическая энергия топлива в данный момент появилась в результате предшествующей этому моменту затрате химической энергии отброшенных масс топлива на траектории движения аппарата. Тем не менее, рассматривая произвольный момент времени в движении аппарата, нельзя не считаться с накопленной к этому моменту кинетической энергией
оставшегося топлива. Так, например, |
при К |
=1500 ккал/кг и |
||
w0 — 200, 600, |
1 000, 1500 и 6 000 м/сек отношение Awо2 |
будет |
||
соответственно |
равно: 0,0032; 0,0286; |
0,0796; |
2ffA« |
Как |
0,179 и 2,89. |
||||
видно, при очень больших скоростях полета следует учитывать |
величину начальной внешней кинетической энергии топлива при определении текущей величины всей затрачиваемой энергии и те
кущих значений к. |
п. д. Следовательно, |
общая затрачиваемая |
||
1 |
* |
К , |
Ч 2 |
|
с 1 кг топлива энергия будет р а в н а -----1---- —; здесь ш0— мгно- |
||||
венная скорость полета. |
А |
2g |
||
рабочего тела составляет dG , то |
||||
Если за время |
dx расход |
мгновенная величина затраченной на полет энергии будет равна
dG |
К |
wn |
|
(2.30) |
|
А + |
|
|
|
Эффективный (полный) к. п. Д. \ |
двигателя |
в полете |
||
представляет отношение полезной работы перемещения |
аппара |
|||
та, обусловленного работой |
двигателя, |
к общей затраченной |
в двигателе энергии на это перемещение.
На основании (2.29) и (2.30) мгновенное значение эффектив ного (полного) к. п. д. двигателя будет равно
PdS
(2.31)
4 8
Так как d S ~ w Qdi |
и на |
установившемся режиме полета |
||
dG |
п |
и |
Р |
|
—-—C/s сек |
G s |
-- Рул 1 |
||
U'Z |
|
|
сек |
|
то эффективный к. п. д. получит выражение |
||||
|
|
Р ул |
(2.32) |
|
|
|
К |
. |
|
|
|
w02 |
||
|
|
A |
|
2g |
или, так как в о'бЩем случае Руд= |
|
^ |
||
|
|
|
g |
|
|
|
|
|
(2.33) |
|
g {^ |
+ ^ |
||
|
|
1 А ^ |
2g |
где 'ЕС'эф определяется формулой (1.8).
Внутренний к. п. д. ?],• двигателя в полете представляет отно шение внутренней работы двигателя, равной работе перемеще ния аппарата плюс оставшаяся в газах после двигателя кинети ческая энергия, к общей затраченной в двигателе энергии. Абсо лютная скорость газов, покидающих двигатель, относительно не подвижных координат пространства (например, относительно Земли) равна wa= wc— w0 при полном расширении газов в соп ле; в случае неполного расширения wa = тг)Эф — w0 ; поэтому не использованная кинетическая энергия 1 кг газов в общем случае равна
Wq _ |
(^эф — w 0)2 |
(2.34) |
||
2g |
2 g |
|||
|
||||
На основании определения мгновенное значение внутреннего |
||||
к. п. Д|. равно |
|
|
|
|
P d S + dG ^ |
зф.- -та)°)2 |
|
||
|
|
2g |
|
|
|
|
|
\ |
|
Если на некотором участке |
траектории скорость полета |
|||
w0=:пост., то |
( w ^ - w 0)2 |
|
||
^■ |
|
|||
^0+ |
2g |
(2.35) |
||
|
|
|||
|
К . |
Wp2 |
||
|
|
|||
|
А ^ |
2g |
|
4. Т. М. Мелысумов, Н. И, Мелнк-Пашаев |
49 |
|
или |
|
|
|
И'эф ^0 _j_ (таэф- |
-W0)2 |
|
||
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
ЧI = |
g |
|
2g |
|
|
|
|
|
К |
, |
™02 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
или, |
наконец, |
|
А |
' |
2g |
|
|
|
|
™эф |
|
wQ- |
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
4 = 2^ |
|
2g |
|
(2.36) |
|
|
|
|
£ + |
|
■w02 |
|
|
|
|
|
|
|
2g |
|
|
|
|
|
|
|
А |
|
|
|
|
|
Тяговый |
или |
полетный к. п. |
д. |
т)т представляет отношение |
|||
полезной работы |
перемещения аппарата к полезной работе |
плюс |
||||||
остаточная |
кинетическая энергия газов, |
которая для 1 кг |
равна |
|||||
<т,ф— wQ)2 |
^ |
|
|
|
|
|
|
|
— ^ |
------ . |
1яговыи или полетный к. п. д. указывает, какую до- |
||||||
|
6 |
|
|
|
|
|
|
|
лю эффективной кинетической энергии выхлопных газов удается использовать при данных условиях полета для внешней полезной работы перемещения аппарата.
На основании этого определения мгновенное значение % равно
=_______ P d S
PdS + dG (^эф— тао)г
2 g
Если w0= пост. на некотором участке полета, то
Ру*™*
(■гг)эф- щ )2
Ру*«V
Ч
или
та3ф Щ
(2.37)
^ э ф '^ п , (та>Эф — щ )2
g 2g
или, наконец,
(2.38)
50