Материал: Техническая термодинамика. Булыгин Ю.А., Кретинин А.В

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