Оглавление:
Основные параметры и характеристики
- Рабочее тело, процесс смесеобразования и сгорания топлива в камере ки или источника энергии и рабочего тела реактивного двигателя. Каждый тип источника энергии ВРД Топливо, химическая энергия которого преобразуется в тепло в результате экзотермических реакций, протекающих в присутствии окислителей-кислорода в проходящем воздухе Двигатель. Чем выше высота полета, тем выше плотность!
РВД эффективен в полете из-за меньшего количества воздуха, меньшего содержания кислорода в воздухе и меньшей тяги в РВД Высота до 30-50 км. РВД использует реактивное топливо. Параметр воздушного судна, такой как дальность полета, которая увеличивается пропорционально увеличению значения нагрева Q. In в некоторых случаях рекомендуется использовать топливо.
Теплотворная способность и плотность топлива являются такими важными. Людмила Фирмаль
Чем выше температура продуктов сгорания, тем ниже теплотворная способность и тем меньше воздуха требуется для горения. Например, немного бериллия для сжигания Половина количества воздуха теоретически требуется для полного Saia кольца жидкого топлива 1 кг(14,8 кг вместо 7,7 / o температура сгорания повышается до 4200 к (Альтернатива 2520 K).Такое топливо обеспечивает отличную реактивную тягу! его можно использовать для y, скорости полета и Форсажа TRD.
Из чистых элементов, только водород, бериллий и бор Теплотворная способность выше, чем у керосина. Водород является перспективным топливом для ВРД высокоскоростных летательных аппаратов. Однако использование водорода затруднено Его высокая летучесть, взрывоопасность, трудность хранения в смеси с воздухом(температура сжижения около 20 кз; метан-еще одно перспективное топливо SI4.It имеет несколько более высокую теплотворную способность и теплоноситель (в 3 раза), чем обычное реактивное топливо.
Также рассматривается топливо РВД Органические соединения металлов, бора и водорода. К недостаткам борного топлива можно отнести высокую токсичность и химическую активность, а также В воздухе. Окислитель и топливо подаются в камеру сгорания ЖРД. Основными окисляющими элементами являются кислород, фтор, хлор и различные соединения на их основе. Основными горючими элементами ЖРД являются углерод, водород, металлы(алюминий, магний, бор, бериллий и др.), а также соединения этих элементов.
Процесс смешивания и Сжигайте топливо в камере сгорания. В камере сгорания РВД происходит реакция горения топлива, в результате которой выделяется термохимическая энергия, увеличивающаяся Энтальпия рабочего тела (смесь продуктов сгорания воздуха и топлива).Основные горелки и форсажные камеры характеризуются разнообразным нагревом рабочей части fluid. In основная камера сгорания .
Нагрев сравнительно небольшой, от 900 до 1000 К, а коэффициент избытка воздуха составляет l 2.2 4 к 2.6.In форсажные камеры-до 1500-1800 К при I. Для сравнения различных камер В их конструкции введено понятие удельной объемной летучести[в Дж /(м3•11а * ч)] Q. P = = mᵣQ ₽36oo / (K. r*), где@ c. C-теплота、 Выделяется при горении в камере в течение 1 часа, Дж / ч; Vₘ-объем дутьевой камеры, м3. pt-давление воздуха на входе в камеру, МПа; mₜ-2-й расход топлива, кг / с; cg- Коэффициент сгорания.
Основной ПВРД палаты Qᵥₚ = = (1.2 — 6.5) −10 Дж / (м3•па * сек), камера дожигания и камеры прямоточного воздушно-реактивного двигателя (6.5-11) −10⁶j / (m3pa-Н). Тепловое напряжение камеры сгорания подъемного двигателя машины вертикального взлета и посадки в 1,5-2 раза больше, чем у маршевого WFM. To основная камера сгорания РВД Применяются следующие требования: 1.Высокое значение целостности сгорания во всех режимах работы двигателя.
Это повышает надежность работы двигателя(сжигание топлива в камере сгорания, НС (Это лопатка турбины.) Коэффициент полноты сгорания представляет собой отношение фактического приращения энтальпии газа к подводимой теплоте топлива, т. е. А потом=(?- «T)/ Qrxt, где I и это энтальпия газа на выходе из камеры сгорания и на ее входе соответственно. Теоретическое тепло, полученное в = Полное сгорание топлива, поступающего в камеру Т, сопровождается выделением тепла сгорания Q.
Расчетный режим C, L WFD ключевая камера сгорания 0,974-0,98.Вне-расчетный режим, целостность сгорания Заметно хуже. Форсаж M), l от 0,9 до 0,95(чем выше значение q, тем больше длина камеры). 2.Низкое гидравлическое сопротивление. Импеданс камеры Коэффициент гидравлического сопротивления c = 2 (pt-p) /(pvv2) (p и w соответственно оцениваются по плотности и скорости воздуха на входе в камеру сгорания) или по коэффициенту.
Полное восстановление давления в порядке. с = ПТ / пт =(пт-Апт. с) / п = = я-Апт. c / pt-Где pt и pt-общее давление на входе и выходе камеры соответственно. С основной камерой Орания(ТТ. С. −0,92 4-0,97 для Форсажа, r = 0,88 до 0.95.3.It необходимо уменьшить длину и площадь поперечного сечения камеры, то есть рабочий объем и массу. Объем камеры Чтобы выбрать меньший, увеличьте его прочность на растяжение Qᵥₚ. 4.
Удельная геометрия температурного поля рабочего тела при выходе из камеры сгорания в радиальном направлении 1-я ступень турбины зависит от напряжения сопла и рабочей лопатки, а также, по возможности, от равномерного электрического поля в окружном направлении. 5.Быстрое и безотказное зажигание Ход процесса горения без топлива и вибрации в камере сгорания, отказ пламени при любых условиях эксплуатации. А-а рисунок 6.13. Основные типы номеров WFD Orania: a- Индивидуальный или трубчатый; 6-блок и тю-трубчато-кольцевой: »- кольцо; / — каркасная трубка: 2-корпус 6. Гарантийный срок. 7.
Минимальное количество токсичных компонентов в продуктах сгорания (окись углерода, несгоревшие углеводороды, оксиды азота).Противоречие Некоторые из вышеперечисленных требований требуют длительного периода времени trial. To облегчают и ускоряют совершенствование камеры, используются математические методы Моделирование процесса смесеобразования и горения в камере. Основная камера сгорания РВД обычно устроена так, что внешний диаметр равен внешнему диаметру корпуса .
Компрессор или турбина или чуть дальше it. By известны значения теплового напряжения, расхода топлива, теплоты сгорания, давления на входе в камеру сгорания、 В первом приближении определяют объем, а из него-внутренний диаметр и длину камеры. В зависимости от компоновки камеры она делится на 3 типа(рис.6.13).Все основные камеры рис. 6.14.Схема Обрабатывают основную камеру сгорания РВД./ — Входной диффузор. 2-переднее крепление устройства: 3-сопло:4 жаровая труба; 5-отверстие жаровой трубы; 6-конус распыления топлива：/ 8-обратный ток;
9. Зона циркуляции: к) зона Урсулы:/ / — следы турбулентности. / 2 капот двигателя внутреннего сгорания имеет диффузор на входе/(рис. 6.14）、 Ее скорость воздуха уменьшается от 15О-2 (м) м / с на входе до 50-70 м / с. В диффузоре поток воздуха делится на 2 части. Мелкие детали (20-50%) — первичный воздуховод Внутри жаровой трубы 4 расположена ее головка, которая называется передним устройством 2, а также система отверстий 4 в передней части жаровой трубы 5 (перфорированных или щелевых） .
Оставшийся воздух (вторичный) проходит между кожухом камеры 12 и Жаровой трубкой 4 и поступает в жаровую трубу через это же отверстие или щель в стенке. Через Форсунка 3 распыляется с топливом с образованием распылительного конуса 6 и горит первичным воздухом. Переднее устройство создает обратный ток 8 циркуляционной зоны 9. Стабильность горения и Факел удерживания пламени в камере. непрерывно на границе СС готовая смесь воспламеняется и создается зона горения 10.
На устройстве установлены глушитель, центробежная топливная форсунка и передняя часть Также, путем подачи струи воздуха из отверстия стенок пламени tube. In кроме того, часть топлива выгорает с турбулентными»следами», которые образуются при выдохе воздуха. Открытие 5.За передн-установленным прибором в зоне сгорания, смесь горит эффективно (a = 1.1-4-2).Последующее заглатывание относительно холодного вторичного воздуха Ряд отверстий снижает температуру продуктов сгорания до средней по массе и формирует температурное поле на выходе из камеры.
Для резки жидких углеводородов Топливо камеры сгорания РВД главным образом использовано для центробежного nozzle. At в центробежном сопле (рис. 6.15, а) жидкость течет по входному каналу I в тангенциальном направлении. direction. At выход Струя из сопла 2 превращается в коническую пленку и под действием центробежной силы становится каплей размером до нескольких десятков микрометров.
С камерой Кроме центробежного жидкостного ракетного двигателя используются реактивные сопла. Реактивные сопла (рис.6.15.6) подают компоненты топлива в виде компактных струй. Если это специфично для жидкостного ракетного двигателя Небольшое снижение давления делится на крупные капли size. At в то же время угол распыления 2a реактивного сопла будет небольшим, составит 5-20°, а диапазон будет очень большим.
Поэтому трудно обеспечить хорошее смесеобразование с помощью такой форсунки, тем самым обеспечивая полное удаление топлива при минимальном объеме сгорания chamber. To Форсаж. ТРДФ, 2-я камера! О турбовентиляторном двигателе и контурах камеры. 6.15.Схема сопла реактивного и ракетного двигателей: а-центрифуги; 6-форсунки; / — входные каналы. 2-сопло форсунки; 3 Корпус рамы прямоточного двигателя имеет те же требования, что и основная камера сгорания РВД. Основное отличие этих камер заключается в том, что коэффициент избытка воздуха Такая камера близка к одиночной, в результате чего объем камеры не делится на первичную и вторичную зоны.
- Если скорость газа за турбиной высока, то потому что трудно стабилизировать пламя. Перед Форсажем турбореактивный двигатель оснащен кольцевым диффузором 1(рис. 6.16), а скорость падает с 350-400 до 120-160 м / с s. To создание постоянного Форсажа (На дежурстве) режим факела пламени con 6.16.Схема форсажного турбореактивного двигателя: / — кольцевой диффузор за турбиной. 2-воспламенитель: 3-конические красные купола: 4-топливо Коллектор; 5-корпус камеры. 6-экран. 7-стабилизатор пламени; 8-сопло; 9-предкамерный обтекатель 3 имеет предкамеру 9. Компрессор и топливо, или смесь.
Топливо или смесь воспламеняется с помощью воспламенителя 2.In прямоточные камеры, топливо сгорает с чистым воздухом, а НС сгорает с продуктами сгорания. Процесс образования и сгорания смеси подбирается в зависимости от назначения двигателя. Поэтому для ускоренного двигателя, работающего на максимальной тяге、 Одноконтурная камера сгорания (рис. 6.17). на входе в камеру установлена выпрямительная решетка. Топливная форсунка может находиться в 1, 2 или нескольких коллекторах 2. Обычно объем камеры не делится. 6.17.
Питания камеры 6 Создайте длительное пламя. Людмила Фирмаль
Прямоточная воздушно-реактивная схема попадает в зону камеры сгорания, а капельное испарение и смешение воздуха и топлива происходит в потоке, движущемся со скоростью 80-1 (х). M / s над длиной 300/400 mm. около shennock, контур охлаждения 4 снабжения жилищем created. In в этом контуре охлаждения 4 часть воздуха постепенно перетекает через щель экрана в объем камеры. Стабилизация пламени осуществляется с помощью кольца V-образного сечения или радиально плохо обтекаемого корпуса-стабилизатора Пламя 3.
Зона горения смеси за стабилизатором замыкается и образует общую зону горения 5.Параметры, характеризующие эффективность и экономичность реактивного двигателя Ключевым параметром для турбовентиляторного двигателя является коэффициент перепуска y = — ty / tt. It определяется отношением wV₁₁ расхода воздуха внешнего контура к расходу воздуха внутреннего контура t Схема. 12 3 9 5 в зависимости от рисунка 6.18.To определить контроль .
Куйныпа тяги реактивно о выделении двш и геля двашителя y изменяется в широком диапазоне: y = 0,4 4-8. величина y влияет на конкретные параметры двигателя, его характеристики и design. In турбовентиляторный двигатель m, t = 0 и y = 0, поэтому данный тип двигателя является частным случаем турбовентиляторного двигателя. Качество Реактивный двигатель оценивается с использованием нескольких параметров, характеризующих эффективность и экономичность работы как теплового двигателя, так и двигательного аппарата. Тяга ГТД.
Его основным параметром является P. эффективная тяга Ref-Au + Ritz(6-1) прямая реакция реактивного двигателя на другую гондолу (или кузов). режим работы двигателя НС влияет на обтекание самолета. Двигатель, который должен определять тягу, должен мысленно заключаться с управлением вместе с гондолой Контур. На фиг. 11-18 контуры ограничены внешней поверхностью струи, проходящей через двигатель и 2 секциями m-n и s-S. секция n-n выбирается в невозмущенном участке потока、 Сечение c_c — находится в сечении реактивного сопла, где параметры потока считаются постоянными.
Двигатель неподвижен, и воздух движется со скоростью относительно двигателя Весь поток воздуха в этом случае делится на внутренний, который проходит через двигатель, и внешний, который вытекает из двигателя. outside. So, задача резюмируется следующим образом: Определение значений Pb и Pmr через граничные параметры контрольного объема. Величина РВН определяется суммой сил давления и трения, действующих на все элементы двигателя Он расположен внутри гондолы.
Теорема Эйлера (изменение импульса 2-й массы газа в определенном направлении равно сумме проекций всех внешних сил、 Применяется в направлении эго, в заданной массе) mᵣwc-m. Wn =(p.>Л-pLAc)+ + jpdA ^ P»,. (6.2) где t и t-2-й массовый расход, соответственно Газ и воздух (впускной и выпускной воздух двигателя); N s-средняя скорость движения рабочего тела в сечении s-S. rnAn-pAL-результирующая сила давления воздуха и газа、 Применяется к простым aa и c —c в контуре управления. jpdA-проекция силы, действующей на вал двигателя, эффективное тяговое действие-механическая сила газа, возникающая в результате давления и трения.
Он наносится на внутреннюю (RVN) и внешнюю (Riar) поверхности двигателя с учетом внешних resistance. It управляется со стороны внешнего потока до управляющего объема секции ad. В уравнении выбранного управляющего объема (6.2) знак силы заключается в том, что когда сила действует на направление потока, ее знак положителен, а когда она действует на направление.、 Движение отрицательно. ..Формула (6.2) больше РВМ =(mᵣwc-/ Лвн ПРОМАЛЬП)+ (PsLs-МН)-J в ПДА. (6.3) а значение Pm? Давление и визуальная сила определяются суммой Контур контур внешней поверхности.
При этих условиях Pnar-jpdA — ^ mp, (6.4)где dA-площадь проекции элементов поверхности на плоскость、 Перпендикулярно направлению полета; Hgr-сила трения внешнего потока над поверхностью двигателя. Учитывая формулы (6.2) и (6.3), сумма (6.1) равна P ^ — (w«.Туалет-shivp)+ (РНБО-Р. «ЛМ) — J в ПДА — ^ ПДА-это ᵢₚ. (6.5) A D Интеграл внешнего атмосферного давления по всей поверхности контрольного объема является одинаковым Ноль: d $ PMdA = p » А «4-jp» dA +а+ — рД = о. поэтому, если добавить это выражение в правую часть выражения (6.5), ns changes. In связь с.
Таким образом=(ni, w-U (nvn)+(pc-Pn) / 1C—f (P-Pu) dA-f (p-pn) dA-X, p. (6.6) первые 2 члена справа от 1 суммы ns являются внешними Сопротивление-это тяга, которая определяется внутренними параметрами. Р=(м-сан. узел-МДМ-я)+(ПК-р») д., (6.7), П П»»определяется по формуле (6.3). D Интеграл J (/>〜p») dA = X ..Представляет собой дополнительное сопротивление входного устройства, интегралом которого является сопротивление давления, действующего на двигатель. Затем определяется сумма мощностей Xd + Xp + X / p! Внешнее сопротивление двигателя. Учитывая вышесказанное, примем формулу эффективной тяги (6.6)!Вид rzf создает = П-ХЛ-Xrg-Xtg = Р-ХГ л、 (6.8) где X, l-сопротивление гондолы двигателя.
Таким образом, эффективная тяга двигателя равна внутренней тяге двигателя минус сила всего фронта Сопротивление гондолы, в которую заключен двигатель. Потому что устройства ввода и вывода фактически влияют друг на друга как в дозвуковом, так и в сверхзвуковом режиме、 Скорость полета, сопротивление можно рассматривать каждый отдельно. Общее сопротивление установки в этом случае делится на сопротивление входа (Xw) и кормы (Xk). Устройство. Тогда Pn = p-Xbx-Xk. (6.9) полное сопротивление, когда двигатель находится в гондоле, в фюзеляже или у основания крыла Установка связана с самолетом.
Сила тяги в этом случае рассчитывается по формуле(6.7).для определения зависимости силы тяги от параметров рабочего процесса, высоты и скорости полета можно выполнить следующие действия: Используя более простую формулу Pwᵣ (ivc-U1,.), (6.10), выведенную из уравнения(6.7), в предположении, что TB tg наблюдается в РВД без форсажа В двигателе с точностью камеры 3-3, 5%, а на форсаже-до 5-6%.Далее, при выводе формулы (610), pc = p …предполагается. Сопло, этому условию соответствует сопло типа Лаваля, когда рабочая мишень полностью расширена до атмосферного pressure. In ракетные двигатели, поток воздуха через двигатель.
Общая масса газа, которая равна нулю и вытекает из сопла, образуется только при сгорании fuel. In в этом случае в Формуле(6.7) необходимо учитывать-0;. t,= x» + tn, (Mₜ расход Топливо.)Тогда тяга ракетного двигателя P = m » wc +(pe-p, bro)/ 1С. (6.11) па. 6.19 показана зависимость тяги двигателя от безразмерного диапазона Сопло Ac и давление P сопла постоянны с давлением pm в камере сгорания. Наибольшее значение»Яги»достигается в расчетном режиме работы сопла. Геометрия. Сопло обеспечивает P = P * — удельный импульс РВД P> l ^ P / T. In в турбореактивном двигателе суммарный расход воздуха через двигатель определяется суммой+ ТВМ, т. е./.Д-П /(Тей + wBJ.
Косвенная мощность двигателя Поскольку реакция (например, ТВД) удельного веса не характеризует работу двигателя, используют понятие эквивалентной мощности. Мощность N-определяется суммой мощности винта И струйный поток (/VpJ TVD: N -, =Nₙ4-N ^.Если двигатель генерирует реактивную тягу Р, немедленно! И полет самолета P, MN b) 6.19. {Реактивность Безразмерная область нагрузки соплового двигателя от Ls, давления сопла и сопла f> N и давления в камере * cielling: a-pk-cons!: о-для F>» = const и«(в м / с) Мощность (кВт） Реактивный реактивный двигатель L’, k-PwJ1000.
Удельная мощность (Вт) имеет параметр, аналогичный удельному весу (Вт•с / кг) N>; ₁ =Nₜ/ m,=(N «4 — + ^ pc / Pv)/1 »» t * e-мощность Двигатель на 1 кг воздуха, проходящего через двигатель за единицу времени. Суммарная тяга ГВД в полете N’p =pzwₙ= +Pwₙ= /Vₑq», удельный импульс- Соотношение реактивной тяги ГТД и 2-го воздушного потока. Где I \ — P «+ P-сумма двигательной силы, которая складывается из тяги винта Р»и реактивной тяги P, рассчитанной таким же образом, как и тяга. Формула (6.7), прямая реакция по (6.10); тяга винта P*, P «wₙ=Л’ вЦй (лс-суммарная мощность ТВД .
Учитывают струйный выход струи при N = N.+ Rip / Pi).Мощность топливного двигателя может варьироваться от 150 до 250 кВт до более чем 12 МВт. В настоящее время передняя тяга PF турбореактивного двигателя = P / A ^ m В осевых компрессорах расход достигает 120 кН / м2.Отношение расхода топлива двигателя[кгднс]] gy₄= mJP = xt / P> m или kgDN-v)]£str = ZbOOh./ Ru,, (xt = = tr1tya-второе отношение Расход топлива и расход воздуха двигателя) определяется отношением массового расхода топлива 2-го или 1-го часа к реактивной тяге, которую генерирует двигатель. В настоящий момент.
Коэффициент расхода турбореактивного двигателя gyₙ= 0,8 ч-0,9 кг /(даН•ч) в условиях, близких к земным, турбореактивный двигатель имеет gy. i= 0,35 — = −0,4 кг /(даН•ч).Удельный импульс топлива Jyₒ — =Р/пъ = руд / х, = 1/ GYN Характеризуется величиной тяги двигателя Р, которая получается при сжигании 1 кг топлива за 1 секунду. Таким образом, значение удельного импульса является обратным значению удельного импульса Расход топлива. Удельный вес двигателя y = in. JP определяется отношением массы двигателя .
ТМ (за исключением воздухозаборника, топливных, масляных и авиационных агрегатов) к его номинальному значению R. In прямая реакция РВД, эффективное поведение цикла определяется разностью кинетической энергии газа на выходе и входе в двигатель:/. = 0.5 (n2, n2) (6.12) эффективный КПД реактивного двигателя П»=/./Зь (6.13) где Qi-теплота, подаваемая в цикле. Эффективность тракции (полета) Реактивный двигатель — это соотношение полезной (тяговой) работы, выполняемой двигателем, и имеющейся кинетической энергии, под которой понимается увеличение кинетической энергии .
Энергия газового потока на выходе из сопла сравнивается с кинетической энергией воздуха, поступающего в двигатель: Chr = 2P бит: n /(n’s-и ’ 2). (6-14) показывает эффективность тракции Какая часть имеющейся кинетической энергии идет на полезную тяговую работу. Учитывают потери кинетической энергии при выходе продуктов сгорания из двигателя. Если… Py; ᵢ= P / m,= » vc-wₙ и формулу (6.10) можно рассмотреть в конкретной формуле тяги и получить упрощенную формулу тягового КПД, которая оценивается по V. Из (6.14).С. Стечкин: Пр = 2 /(1 + ж /И,.). (6.15) поэтому mp>зависит только от соотношения расхода и скорости полета газа.
Чем больше коэффициент, тем менее эффективна тяга. Передняя головка Тяга — это отношение тягового усилия двигателя к лобовой площади. Эффективный КПД реактивного двигателя-это отношение теплоты, эквивалентной работе двигателя, и теплоты, вводимой в него. Топливный двигатель. Общий КПД реактивного двигателя равен Rn = P ^ H’N / gi. Из (6.16) формулы (6.12). (6.14) и (6.16) PgvPePR- Как видно из уравнения (6.17) (6.15), тяговый КПД непрерывно возрастает с увеличением скорости полета un.
Увеличение в итоге также увеличивает эффективность Степень повышения давления в двигателе за счет динамического compression. As в результате общая эффективность непрерывно увеличивается с увеличением эффективности w. Согласно значению ЛП, они оценивают экономическое! б. Работа двигателя. Общий (суммарный) КПД реактивного двигателя — это отношение эффективной тяговой мощности двигателя к доступной топливной энергии.
Смотрите также:
| Автоматическое регулирование ДВС | Основы термоядерной энергетики |
| Реактивные двигатели | Термоядерные энергетические установки |
