книги / Основы термодинамики циклов теплоэнергетических установок

Воздушно-реактивные прямоточные двигатели. Сущест­ венным недостатком обоих типов ракетных двигателей является необходимость иметь на борту ракеты не только топливо, но и кислород, что значительно увеличивает ее общий вес. Так, суммарный вес топливной смеси при сжигании в ракетном двигателе водорода оказывается в 9 разбольше, чем вес топлива; при сжигании углеводородов— в 5 раз больше и т. д. Поэтому при работе реактивных двигателей в воздушной среде целесообразно использо­ вать для горения топлива кислород из окружающего воз­ духа. Такие реактивные двигатели называют воздушнореактивными.

Идеи создания этих двигателей были высказаны многи­ ми русскими учеными еще в XIX и в начале XX вв. Основы теории воздушно-реактивных двигателей разработаны в нашей стране акад. Б. С. Стечкиным и опубликованы в 1929 г. Наиболее простым типом воздушно-реактивного двигателя является прямоточный реактивный двигатель (рис. 4.14). Здесь во входном сечении а воздух из окружаю­ щей среды входит в двигатель со скоростью ша, равной скорости полета. В диффузоре Д скорость падает и давление повышается до рь. В камере сгорания КС при постоянном давлении происходит горение топлива, подаваемого в него насосом Н. Продукты сгорания затем проходят через сопло С, где скорость истечения возрастает до величины we.

Форма канала сопла на выходе газов, как правило, рас­ ширяющаяся (сопло Лаваля), поскольку скорость газов we больше скорости звука в них. В случае дозвуковой скорости газов сопло будет сужающимся. При этом следует иметь в виду, что скорость звука для вытекающих газов значи­ тельно превышает скорость звука в окружающем воздухе (имеющем более низкую температуру).

Цикл прямоточного воздушно-реактивного двигателя в р — о-коордииатах приведен на рис. 4.15, где обозначение точек соответствует рис. 4.14. Здесь: ab — сжатие воздуха в диффузоре; Ьс— подвод тепла в камере сгорания; се — истечение газов из сопла; еа — охлаждение продуктов сгорания в окружающей среде; abfg — работа сжатия воз­ духа в диффузоре; пл. cegf — работа истечения газов из сопла. Разность этих работ, равная площади цикла abcet и есть полезная работа цикла /ц.

сгорания. Если wb > слю то пламя увлекается потоком и выдувается из камеры. Скорость распространения пламени спл зависит от турбулентности потока смеси, поэтому поток на входе в камеру специально турбулизуется. Для обычных углеводородных топлив в реальных камерах сгорания мак­ симальное значение скорости wb= 25 -г* 50 м/с.

В табл. 4.2 приведены значения термического к.п.д. прямоточного воздушно-реактивного двигателя, вычислен­ ные для воздуха по (4.29) при св= 1,00 кДж/(кг-град) и Та = 273 К.

В этих расчетах не учитывались потери энергии внутри камеры сгорания и в сопле, особенно значительные при те­ чении газа со сверхзвуковой скоростью. По этой причине внутренний к.п.д. т|f = т] гЛоiц значительно меньше приве­ денных значений г]*. Из табл. 4.2 видно, что термический к.п.д. цикла для малых и средних скоростей, меньших скорости звука, становится очень низким. Поэтому прямо­ точные двигатели применяют только для сверхзвуковых полетов при числе Маха М > 1. Чем больше число М, тем более высоким оказывается не только термический, но и внутренний к.п.д. такого двигателя. Развиваемая мощность и тяговое усилие с уменьшением скорости полета также рез­ ко падают и при нулевой скорости становятся равными нулю. По этой причине для взлета самолетов, оборудован­

Внешний к.п.д. прямоточного двигателя г|а, равный от­ ношению передаваемой самолету тяговой мощности Nn

кмощности, развиваемой прямоточным двигателем, NA0=

=m'(we2— шл2)/2, найдем следующим путем. При скорости

Так как диффузор и сопло работают при одинаковых от­ ношениях давлений о- = ръ1ра — рс1ре, то, пренебрегая ско­ ростями рабочего тела в камере сгорания (wb ж wc « 0), можно записать:

= 2 [kf{k — 1)] RТс(1 — 1 /а(*-о/Л)

и

w2a= 2[k!(k - 1)]R T ^ l -

тогда

Подставляя (4.31) в (4.30), получим

Отсюда следует, что при увеличении температуры сгора­ ния Тс величина г\а уменьшается.

Суммарный теоретический к.п.д. прямоточного двига­ теля г|с определяем через произведение внешнего к.п.д. у\а на термический к.п.д. цикла к\г. Как было показано в гл. III, для цикла Брайтона

тогда из (4.32) и (4.33) получим

% = V I , = 2 (Ть - Т а)1{Ть + У ? У 7 ) . (4.34)

Из (4.34) следует, что суммарный теоретический к.п.д. прямоточного реактивного двигателя увеличивается с по­ нижением температуры горения Тс. Однако при этом резко уменьшается удельная мощность двигателя, что вынуждает всегда идти на максимально допустимое значение Тс.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель. При относительно небольших скоростях полета давление в ка­ мере сгорания прямоточных двигателей будет очень низким

и вследствие этого такие двигатели оказываются неэкономич­ ными. Значительно более высокого давления в конце сгора­ ния и соответственно большего к.п.д. можно достигнуть, ес­ ли осуществить сгорание топлива при постоянном объеме. Для этого в реактивном двигателе устанавливают систему клапанов, запирающих камеры сгорания на период горения топлива. Такие воздушно-реактивные двигатели называют

пульсирующими.

Схема пульсирующего двигателя и диаграмма давлений и скоростей приведены на рис. 4.16. Двигатель работает следующим образом. Воздух, предварительно сжатый в диф­ фузоре, через впускной клапан 1 поступает в камеру сгора­ ния и вытесняет оставшиеся продукты сгорания через от­ крытый выхлопной клапан 2. Затем клапан 2 закрывается, воздух в камере несколько сжимается и закрывается кла­ пан 1. Топливо насосом 4 впрыскивается в камеру сгорания и от зажигательного устройства 3 смесь загорается. Проис­ ходит изохорный процесс горения. После окончания горе­ ния выхлопной клапан 2 открывается и продукты сгорания вытекают в сопло. Далее процесс повторяется.

Поскольку горение проходит в течение очень короткого времени (тысячные доли секунды), то процессы истечения газа в сопле и сжатия воздуха в диффузоре оказываются пульсирующими. Цикл пульсирующего воздушно-реактив­ ного двигателя на р — ^-диаграмме приведен на рис. 4.17. Как видно, этот цикл ничем не отличается от цикла газо-

турбинной установки с подводом тепла при постоянном объеме, его называют циклом Гемфри. Термический к.п.д. такого цикла,, как показано в гл. III,

где от = рь!ра — степень повышения давления в диффузоре; X = рс!рь— степень изохорного повышения давления.

Термический к.п.д. цикла Гемфри при той же степени повышения давления оказывается выше цикла прямоточ­ ного двигателя. Вместе с тем наличие сопротивления систе­ мы клапанов приводит к тому, что внутренний к.п.д.

пульсирующего двигателя, хотя и несколько превышает соответствующее значение прямоточного двигателя при малых скоростях полета, все же остается низким.

В связи с усложнением конструкции, вызванным нали­ чием клапанов и большего давления в конце сгорания, удельный вес пульсирующих двигателей оказывается нес­

Наиболее распространенным типом современных авиа­ ционных двигателей являются турбовоздушные реактивные двигатели (ТВРД), широко применяемые при скоростях полета 800 км/ч и более. Схема турбореактивного двигателя и диаграмма давлений и скоростей при работе их в полете приведены на рис. 4.18. Цикл этой установки в р — V- координатах показан на рис. 4.19. Турбореактивный дви­ гатель работает следующим образом. Воздух со скоростью wa (равной скорости полета) и давлением окружающей сре­ ды ра входит в диффузор Д, где за счет потери скорости по­ вышает свое давление до рь и попадает в компрессор К. В компрессоре происходит дополнительное адиабатное сжа­ тие воздуха до давления рс и подача его в камеру сгорания КС. Туда же поступает топливо через форсунку Ф. Горение происходит при постоянном давлении. Продукты сгорания подаются в газовую турбину ГТ, приводящую в движение компрессор. Работа газа в турбине точно соответствует за­ трачиваемой работе воздушного компрессора (см. рис. 4.19,

гателя состоящим как бы из двух частей: газотурбинного цикла bcdm (рис. 4.19) с работой / гт и цикла abme прямоточ­ ного двигателя с работой /р (реактивного цикла). Тепло топ­ лива дг подводится только к газотурбинной части цикла.Его термический к.п.д.

% = U < h = 1 - W P c f-l),k= 1 - Tb/Te. (4.37)

Отработанное тепло, отводимое от газотурбинного цикла,

qr = qi(Tb/Te) = ql {pb/pcf - l)lk

представляет собой тепло, подводимое к реактивному циклу. Термический к.п.д. реактивного цикла с учетом (4.28)

Отсюда видно, что поскольку скорость звука меняется с высотой полета (понижается М), то при той же скорости полета с увеличением высоты т]* повышается. Поскольку мощность двигателя зависит от плотности воздуха, то с ростом высоты она уменьшается. Но так как верхняя тем­ пература цикла сохраняется неизменной, то понижение Та вызовет больший расход топлива и соответствующий рост мощности. При этом сопротивление полета с ростом высоты несколько уменьшается. Суммарное действие всех этих факторов приводит к тому, что действительная скорость полета и экономичность работы двигателя с ростом высоты увеличиваются.

Максимальное значение эффективного к.п.д. двигателя достигается при скоростях полета, близких к скорости звука (1000— 1500км/ч). Сравнительно высокая экономич­ ность и относительная большая сила тяги на старте дали возможность широко применять эти двигатели в современ­ ной авиации.

Энергетические установки с турбореактивными двига­ телями. Авиационные турбореактивные двигатели, снимае­ мые с самолетов после определенного числа часов их эксплу­ атации, обладают еще большим моторесурсом, т. е. могут успешно работать в земных условиях несколько тысяч ча­ сов. Компактность, быстрота пуска и относительно высокая экономичность позволяют успешно применять их в электро­ энергетических системах для покрытия пиков электричес­ кой нагрузки в качестве генератора газа газовой турбины, приводящей в движение электрический генератор. Ника­ кой собственно реконструкции турбореактивный двигатель не подвергается. Отбрасывают только реактивное сопло и диффузор, а газы после газовой турбины (приводящей ком­ прессор) направляют в «силовую» газовую турбину, где вырабатывают необходимую механическую энергию, а за­ тем отводятся в атмосферу.

Схема такой установки и ее цикл показан на рис. 4.20. Здесь: ТБРД — турбореактивный двигатель без выходного сопла; СТ — силовая турбина. Для увеличения мощности такой пиковой теплоэнергетической установки на одну силовую газовую турбину устанавливают несколько (до 8) турбореактивных двигателей. Это позволяет довести сум­ марную мощность установки до 100— 120 тыс. кВт.

Цикл рассматриваемой установки постоянного горе­ ния также соответствует циклу Брайтона. Компрессор тур­ бореактивного двигателя здесь выполняет роль компрессо­ ра обычной ГТУ, а степень сжатия воздуха в нем останется почти такой же, как и в полете. Однако поскольку в компрес­ сор попадает воздух с атмосферным давлением (без предварительного сжатия его в диффузоре за счет скорости полета), то общая степень повышения давления в цикле будет уменьшена.

Представленный на рис. 4.20 цикл энергетической уста­ новки состоит из следующих процессов: 12 — адиабатное сжатие воздуха в компрессоре ТВРД] 23 — подвод тепла в цикле (процесс в камере сгорания); 34 — адиабатный про­ цесс в турбине ТВРД; 45 — адиабатный процесс в силовой турбине СТ. Здесь уже пл. Ь43с, равная работе турбины ТВРД, представляет всю работу сжатия, соответствующую пл. а!2с.

Термический к.п.д. полученного цикла, аналогично T|t цикла простейшей ГТУ постоянного горения, опреде­ ляется формулой

Т), = 1 — 1)/Л (4 .4 1 )

Но поскольку общая степень сжатия меньше, чем авиа­ ционных ТВРД при полете, то и величина термического к.п.д. цикла рассматриваемой энергетической установки также более низкая. Однако благодаря их низкой стоимос­ ти, возможности быстрого пуска и набора нагрузки такие установки получают все более широкое применение в энергетике, как в качестве пиковых, так и в качестве ава­ рийного резерва.