1 2 3 4 5 6 7 / 7 7

Рис. 3.9. Термодинамический идеальный цикл ГТУ с подводом теплоты при и с регенерацией теплоты на P - V и T - S и i - S диаграммах.

Дата: 2025-05-25; Просмотры: 4

Оценка:

0.00 из 5.00 — оценок

Скачиваний: 0

Процессы цикла:

1–2 - адиабатное сжатие воздуха в компрессоре с повышением давления от до и температуры от до ;

2 – 6p - изобарный (при ) подогрев воздуха в регенераторе с подводом теплоты и повышением температуры от до ;

6p – 3 - изобарное (при ) расширение рабочего тела в камере сгорания с подводом теплоты от сгорания топливной смеси с повышением температуры от до ;

3 – 4 - адиабатное расширение продуктов сгорания на лопатках газовой турбине и в сопловом аппарате до начального давления воздуха с понижением температуры от до ;

4 – 5p – изобарная (при ) отдача теплоты в регенераторе от отработавших в турбине продуктов сгорания топливной смеси к сжатому в компрессоре воздуху;

5p – 1 - условный изобарный (при ) отвод теплоты при возвращении системы к начальному состоянию с параметрами (В действительности – это два процесса: выброс из регенератора в атмосферу всех продуктов сгорания и всасывание в компрессор новой порции воздуха.)

Фактически регенерированная теплота

Предельно возможная (полная) регенерированная теплота

Тогда степень регенерации

(3.11.)

Если = или = , то регенерация предельно возможная (полная) и . При этом сжатый воздух, поступающий из регенератора в камеру сгорания, нагревается в регенераторе до температуры газов на выходе из турбины, то есть .

На практике всегда

Подводимая на участке 6p – 3 теплота

;

Отводимая на участке 5p – 1 теплота

По формуле (3.11.)

Тогда

Термический КПД цикла

Ранее в п.3.1. было получено при и

;

Тогда

Окончательно

(3.12.)

При формула (3.12.) приводится к виду (3.1.):

;

А при

или

(3.13.)

Работа цикла с регенерацией

;

Подстановка в это уравнение значений и дает формулу (3.5.),то есть

Следовательно, применение регенератора не влияет на величину работы термодинамического цикла (В действительном цикле из-за влияния гидравлических сопротивлений в регенераторе удельная работа цикла получается меньше).

Регенерация теплоты приводит к увеличению веса и габаритов ГТУ из-за наличия регенератора (теплообменника), поэтому такие ГТУ являются в основном стационарными и реже транспортными.

3.4. Метод повышения термического КПД ГТУ за счет применения многоступенчатого сжатия и многоступенчатого сгорания.

Для повышения термического КПД ГТУ необходимо максимально приблизить ее цикл к обобщенному (регенеративному) циклу Карно, состоящему, как известно из двух изотерм и двух произвольных эквидистантных кривых расширения и сжатия рабочего тела. К обобщенному циклу Карно относится цикл с двумя изотермическими процессами сжатия и расширения, двумя изобарными процессами сжатия и расширения и с регенерацией теплоты в изобарных процессах. Приближенно изотермическое сжатие можно воспроизвести, если использовать многоступенчатое адиабатное сжатие в многоступенчатых компрессорах с промежуточным охлаждением воздуха в охладителях после каждой ступени. Изотермическое расширение можно приближенно воспроизвести, если использовать многоступенчатое расширение газов в турбинах с подогревом его в камерах сгорания, дополнительно установленных после каждой ступени турбины (кроме последней). Чем больше ступеней сжатия и расширения, тем ближе к обобщенному циклу Карно.

В результате технико-экономического анализа установлено, что оптимальным является регенеративный цикл с тремя ступенями сжатия и двумя ступенями сгорания. Схема ГТУ, работающей по такому циклу, представлена на рис.3.10.

На рис.3.11. представлен идеальный термодинамический цикл этой установки в P-V и T-S диаграммах.

Рис.3.10.Схема ГТУ, работающей по регенеративному циклу с тремя ступенями сжатия и двумя ступенями сгорания: К1, К2, К3 – ступени трехступенчатого осевого компрессора;Х1,Х2 – промежуточные охладители воздуха; Р – регенератор(теплообменник) Р. КС1,КС2 – камеры сгорания;ТН – топливный насос; ТБ – топливный бак; ГТ1,ГТ2 – ступени газовой турбины; ЭГ – электрогенератор(нагрузка).

Воздух последовательно сжимается в ступенях К1, К2, и К3 трехступенчатого осевого компрессора с двумя промежуточными охладителями Х1 и Х2 и подается в регенератор (теплообменник) Р. В регенераторе сжатый воздух подогревается отработавшими газами из второй ступени газовой турбины ГТ2 до определенной температуры. Подогретый воздух далее подается в камеру сгорания КС1 первой ступени газовой турбины ГТ1, где вместе с топливом образует топливную смесь, сгорающую при постоянном давлении. Топливо в камеру сгорания подается топливным насосом ТН. Компрессор и топливный насос приводятся в движение от газовой турбины. Продукты сгорания из камеры сгорания КС1 подаются на лопатки первой ступени газовой турбины ГТ1, а из нее – во вторую камеру сгорания (вторую ступень камеры сгорания) КС2. В КС2 топливным насосом ТН подается дополнительная порция топлива для дожигания газов, отработавших в ГТ1, но имеющих избыточное количество воздуха. Продукты сгорания из камеры сгорания КС2 подаются на лопатки второй ступени турбины ГТ2, а из нее – в регенератор Р для подогрева сжатого воздуха. Пройдя через регенератор, продукты сгорания выбрасываются в атмосферу.

Рис.3.11. Термодинамический цикл ГТУ, приближающийся к обобщенному (регенеративному) циклу Карно.

Принимается, что в охладителях перед каждой ступенью компрессора воздух изобарно охлаждается до температуры на входе в компрессор .

В нашем случае

(3.14.)

Также принимается, что максимальная температура сжатия в каждой ступени компрессора одинакова.

В нашем случае

(3.15.)

Так как

То выполнение условий (3.14.) и (3.15.) приводит к равенству степеней сжатия во всех ступенях компрессора:

Принимается, что газ на выходе из всех камер сгорания имеет одинаковую температуру

Процессы цикла:

1-2 – адиабатное сжатие воздуха в первой ступени компрессора К1 с повышением давления от до и температуры от ;

2 – 3 – охлаждение воздуха в охладителе Х1 при от температуры до с отводом теплоты

3 – 4 - адиабатное сжатие воздуха во второй ступени компрессора К2 с повышением давления от до и температуры от до ;

4 – 5 – охлаждение воздуха в охладителе Х2 при от температуры до с отводом теплоты ;

5 – 6 - адиабатное сжатие воздуха в третьей ступени компрессора К3 с повышением давления от до и температуры от до ;

6 – 7Р – подогрев воздуха в регенераторе P при с повышением температуры от до за счет подвода теплоты от газов, отработавших во второй ступени турбины ГТ2;

7Р – 8 – изобарный (при ) с повышением температуры от до подвод теплоты к рабочему телу в камере сгорания КС1 в результате сгорания топливной смеси;

8 – 9 – адиабатное расширение продуктов сгорания в первой ступени газовой турбины ГТ1 с понижением температуры от до и давления от ;

9 – 10 - изобарный (при ) с повышением температуры от до подвод теплоты ; к рабочему телу в камере сгорания КС2 в результате дожигания в ней отработавших газов из ГТ1;

10 – 11 - адиабатное расширение продуктов сгорания во второй ступени газовой турбины ГТ2 с понижением давления до и температуры от до ;

11 – 12Р - изобарный (при ) отвод теплоты от продуктов сгорания в регенераторе Р а понижением температуры от до ;

12Р – 1 – изобарное при охлаждение продуктов сгорания в атмосфере с отводом теплоты ;

Термический КПД цикла

(3.16.)

При бесконечном количестве ступеней промежуточного расширения и сжатия, а также с полной регенерацией теплоты в процессах 13 – 1 и 14 – 8

Так как изобары и эквидистантны, то и равны между собой и

(3.17.)

или

Обобщенный (регенеративный) цикл Карно на рис. 3.11. представлен циклом 1-3-5-14-6-7Р-8-10-13-1.

3.5.Циклы реактивных двигателей

В них теплота от сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию газообразных продуктов сгорания, истечение которых создает тягу двигателя

(3.18.)

Где

G – массовый секундный расход газов, кг/с;

– скорость истечения газов из сопла, м/с;

, м/с;

По способу организации горения топлива реактивные двигатели делятся на две группы:

1) Воздушно – реактивные двигатели (ВРД)

А) компрессорные (турбореактивные) ВРД,

Б) бескомпрессорные ВРД (прямоточные и пульсирующие)

2) реактивные двигатели (РД),

А) жидкостные (ЖРД),

Б) твердотопливные (РДТТ).

3.5.1. Прямоточный воздушно – реактивный двигатель(ПВРД)

В ПВРД сгорание топлива происходит при , а в качестве окислителя топлива используется кислород атмосферного воздуха. Сжатие воздуха происходит за счет скоростного напора.

Схема бескомпрессорного ВРД, представлена на рис.3.12., используется для сверхзвуковых скоростей полета.

Рис.3.12. Схема баскомпрессорного прямоточного ВРД и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте: 1- диффузор; 2- камера сгорания; 3- турбулизируюшие решетки; 4- форсунки; 5-сопло;6- корпус; 7- стабилизатор.

Воздух поступает в сечение 1 канала со сверхзвуковой скоростью. В диффузоре 1 происходит сжатие воздуха с уменьшением скорости до , где - скорость звука. Сгорание топлива происходит на участке III-IV при постоянном давлении с выделением теплоты .

Увеличение скорости продуктов сгорания до звуковой и сверхзвуковой происходит в сопле 5.

На рис.3.13. представлена схема бескомпрессорного прямоточного ВРД для дозвуковых скоростей полета.

Рис. 3.14. Схема бескомпрессорного прямоточного ВРД для дозвуковых скоростей полета и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте:1- диффузор; 2- камера сгорания; 3- сопло; 4- форсунки.

На данной схеме у диффузора 1 нет сужающейся части на входе в канал, так как скорость воздуха в сечении I дозвуковая. На участке между сечениями III и IV скорость продуктов сгорания возрастает. Но не достигает значений скорости звука.

Бескомпрессорные ВРД работают лишь в набегающем потоке воздуха, поэтому требуют принудительного запуска. Воспламенение топливной смеси производится электрической искрой. Температура продуктов сгорания более 2000°С.

Теоретический цикл бескомпрессорного прямоточного ВРД представлен на рис.3.15.

Процессы цикла:

1–адиабатное сжатие набегающего воздуха в диффузоре;

2 - 3 - изобарный (при ) подвод теплоты при сгорании топлива в камере сгорания;

3 – 4 - адиабатическое расширение

Рис.3.15. Цикл ПВРД в P - V диаграмме.

продуктов сгорания в сопле;

4 – 1- изобарный (при ) отвод теплоты при охлаждении удаленных в атмосферу продуктов сгорания до температуры окружающей среды .

По конфигурации цикл ПВРД совпадает с циклом ГТУ, в которой топливная смесь сгорает при . Тогда сразу можно записать по аналогии с (3.1) формулу для термического КПД ПВРД

(3.19)

Где

– степень повышения давления воздуха в диффузоре.

При скоростях полета 900 – 1000 км/час

Эффективно работают ПВРД при , поэтому пуск ПВРД производят после разгона летательного аппарата с помощью стартовых ракетных ускорителей.

3.5.2 Пульсирующий воздушно-ракетный двигатель (ПуВРД)

Схема ПуВРД представлена на рис.3.16.

Рис.3.16.Схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателя:

1- диффузор,2- клапанное устройство; 3- форсунки; 4 – камера сгорания;5 – сопло; 6- выхлопная труба.

Топливо впрыскивается через форсунки 3, образуя топливную смесь с воздухом, сжатым в диффузоре 1.

Воспламенение топливной смеси производится в камере сгорания 4, от электрической свечи. Горение топливной смеси, впрыскиваемой в определенных количествах, длится сотые доли секунды. Как только давления в камере сгорания становится больше давления воздуха перед клапанным устройством, происходит закрытие пластинчатых клапанов. При достаточно большом объеме сопла 5 и выхлопной трубы 6, установленной специально для увеличения объема, создается подпор газов, находящихся в камере сгорания. За время сгорания топлива изменение количества газов в объеме за камерой сгорания пренебрежимо мало, поэтому считают, что горение идет при постоянном объеме.

После сгорания порции топлива давление в камере сгорания понижается так, что клапаны 2 открываются и впускают новую порцию воздуха из диффузора.

На рис.3.17. представлен идеальный термодинамический цикл пульсирующего ВРД.

Процессы цикла:

1-2 – сжатие воздуха в диффузоре;

2-3 – изохорный подвод теплоты в камере сгорания;

3-4 – адиабатное расширение газов в сопле;

4-1 – изобарное охлаждение продуктов сгорания в атмосфере при с отводом теплоты .

Рис.3.17. Цикл ПуВРД.

Как следует из рис.3.17 , цикл ПуВРД не отличается от цикла ГТУ с изохорным подводом теплоты. Тогда по аналогии с (3.8.) можно сразу записать формулу для термического КПД ПуВРД

(3.20.)

Где

- степень добавочного повышения давления в камере сгорания;

– степень повышения давления в диффузоре.

Таким образом, у пульсирующего ВРД термический КПД больше, чем у ПВРД за счет большей среднеинтегральной температуры теплоподвода.

Усложнение конструкции ПуВРД повлекло за собой увеличение его массы по сравнению с ПВРД.

3.5.3. Компрессорные турбореактивные двигатели (ТРД)

Эти двигатели получили наибольшее распространение в авиации. В ТРД происходит двухступенчатое сжатие воздуха (в диффузоре и в компрессоре) и двухступенчатое расширение продуктов сгорания топливной смеси (в газовой турбине и в сопле).

Принципиальная схема ТРД представлена на рис 3.18.

Рис.3.18. Принципиальная схема ТРД и характер изменения параметров рабочего тела в газо-воздушном тракте:

1-диффузор;2-осевой компрессор;3- камера сгорания; 4- газовая турбина; 5- сопло.

Давления набегающего потока воздуха сначала повышается в диффузоре 1, а затем в компрессоре 2. Привод компрессора осуществляется от газовой турбины 4. Топливо подается в камеру сгорания 3, где вместе с воздухом образует топливную смесь и сгорает при постоянном давлении. Продукты сгорания сначала расширяются на лопатках газовой турбины 4, а затем в сопле. Истечение газов из сопла с большей скоростью создает силу тяги, движущую самолет.

Идеальный термодинамический цикл ТРД аналогичен циклу ПВРД, но дополняется процессами в компрессоре и турбине (рис.3.19).

Рис.3.19. Идеальный цикл ТРД в P - V диаграмме

Процессы цикла:

1-2 – адиабатное сжатие воздуха в диффузоре;

2-3 - адиабатное сжатие воздуха в компрессоре;

3-4 – изобарный подвод теплоты от сгорания топливной смеси в камере сгорания;

4-5 – адиабатное расширение продуктов сгорания на лопатках турбины;

5-6 – адиабатное расширение продуктов сгорания в сопле;

6-1 – охлаждение продуктов сгорания в атмосфере при постоянном давлении с отдачей теплоты .

Термический КПД определяется по формуле (3.19):

(3.21.)

Где

– результирующая степень повышения давления воздуха в диффузоре и компрессоре.

Благодаря более высокой, чем у ПВРД степени сжатия ТРД имеет более высокий термический КПД. Без каких-либо стартовых ускорителей ТРД развивает необходимую силу тяги уже на старте.

3.5.4. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД)

Топливом в них является жидкое топливо (водород, его соединения с углеродом и др.). В качестве окислителя используется жидкий кислород , перекись водорода, азотная кислота и др.

Принципиальная схема ЖРД и идеальный цикл представлены на рис.3.20. и 3.21.

Рис.3.20. Принципиальная схема ЖРД: 1- бак горючего; 2- бак окислителя; 3- питательный насос горючего; 4-питательный насос окислителя; 5- камера сгорания; 6- сопло; 7- форсунки горючего; 8- форсунки окислителя.

Рабочие компоненты топлива – горючее и окислитель – подаются из баков питательными насосами к форсункам и далее в камеру сгорания. Впрыснутое через форсунки топливо перемешивается и сгорает при постоянном давлении.