Дроссельными характеристиками называют зависимости тяги и удельного расхода топлива ГТД от частоты вращения одного из роторов (или расхода топлива) при заданных условиях полета и принятой программе управления.
Дросселирование двигателя в целях снижения его тяги осуществляется снижением подачи топлива в камеру сгорания за счет уменьшения угла установки РУД. Основным управляющим фактором при этом является расход топлива Gт.
Объясним качественный характер протекания дроссельных характеристик на примере ТРД при условии, что дросселирование осуществляется при Fкр = const.
Рис. 4.8. Дроссельные характеристики ТРД
На рис. 4.8 показано два способа изображения стендовых дроссельных характеристик ТРД: в виде зависимостей удельного расхода топлива от тяги (рис. 4.8 а) и в виде зависимостей Ри Суд от (рис. 4.8б). Основные режимы работы двигателя отмечены условными обозначениями. Характеристики построены в относительных координатах, где за исходный принят максимальный режим.Протекание дроссельных характеристик двигателя определяется параметрами его рабочего процесса. Характер изменения наиболее важных из них представлен на рис. 4.9. Здесь показано изменение от степени повышения давления и КПД компрессора, а также,и. Объясним с их помощью протекание дроссельных характеристик.
Тяга при дросселировании двигателя, как видно из рис. 4.8, интенсивно снижается, что обусловлено уменьшением как удельной тяги, так и расхода воздуха. Уменьшение Gв вызвано со снижением иq(в) из-за перемещения рабочей точки по рабочей линии на характеристике компрессора вниз. Снижение Руд обусловлено одновременным уменьшением параметров рабочего процесса и (в основном, температуры газа перед турбиной ), как это показано на рис. 4.9.
Одновременное снижение параметров и при дросселировании двигателя приводит к уменьшению работы цикла и удельной тяги. Следует особо отметить, что температура при снижается при уменьшении чрезвычайно интенсивно в соответствии со снижением работы, потребной для вращения компрессора. Происходит значительное уменьшение скорости истечения сс и удельной тяги Руд = , что наряду с уменьшениемGв приводит к очень интенсивному снижению тяги двигателя.
| а) б) | в) |
| Рис. 4.9. Зависимость основных параметров ТРД от | |
На пониженных частотах вращения при приближении к режиму МГ в стендовых условиях возможно уменьшение интенсивности снижения и даже увеличение температуры с уменьшением. Это обусловлено снижениемпри переходе реактивного сопла на докритические режимы истечения.
Удельный расход топлива вначале незначительно уменьшается, вблизи режима «кр» достигает минимального значения, а затем увеличивается вплоть до режима МГ (рис. 4.8). На удельный расход топлива оказывают влияние два противоположно действующих фактора: снижение внутреннего КПД и увеличение тягового КПД. Внутренний КПД снижается по причине одновременного уменьшения параметров рабочего процесса и . Поэтому глубокое дросселирование ГТД любого типа всегда связано со значительным уменьшением внутреннего КПД вн и полного КПД п = внтяг и увеличением удельного расхода топлива Суд =. Снижение удельного расхода топлива на начальном участке дроссельной характеристики (от максимального до крейсерского режимов, рис. 4.8) объясняется интенсивным увеличением тягового КПД, вызванным быстрым снижением скорости истечения при дросселировании (из-за паденияи) и уменьшением, вследствие этого, потерь с выходной скоростью
(рис. 4.9 в). Современные ГТД, как отмечалось ранее, имеют на максимальном режиме температуру больше, а поэтому снижениепри дросселировании двигателя вблизи максимального режима приводит к приближению температурык ее экономическому значению, что и вызывает некоторое уменьшениеСуд (за счет повышения тягового КПД).
studfiles.net
Дроссельная характеристика выражает зависимость тяги РR и удельного расхода топлива Суд от частоты вращения ротора двигателя (от оборотов двигателя).
На рис. 2 изображена дроссельная характеристика двигателя при скорости полета V=0 и высоте Hмса=0 (t°=15°С и p = 760 мм.рт.ст.).
График (см. рис. 2а) выражает зависимость тяги, а график (см. рис. 2б) зависимость удельного расхода топлива от частоты вращения двигателя.
Рис. 2. Дроссельная характеристика двигателя (V=0; Н=0, р=760 мм.рт.ст.):
а – зависимость РR от nнд; б – зависимость СR от nвд.
Режим малого газа. На режиме малого газа двигатель должен работать устойчиво, тяга на этом режиме минимальна. Частота вращения и тяга зависят от внешних условий, а в полете и от высоты. На режиме малого газа почти вся тепловая энергия газов расходуется на вращение двигателя. Следовательно, скорость истечения газов из реактивного сопла и тяга двигателя небольшие. Часовые расходы топлива минимальны, а удельные – велики, так как тяга незначительная.
При увеличении расхода топлива (увеличении РУД) увеличивается температура газов перед турбиной, крутящий момент и частота вращения турбины двигателя, вследствие чего компрессор увеличивает подачу воздуха. Увеличение расхода и температуры газов вызывает увеличение тяги. На малых оборотах тяга увеличивается медленно, а с их ростом – быстрее. Быстрый рост тяги с увеличением расхода топлива (частоты вращения) объясняется тем, что на вращение турбины (компрессора и др.) с несколько большей частотой вращения требуется небольшой дополнительный крутящий момент турбины.
Следовательно, дополнительный расход топлива и воздуха идет в основном на увеличение тяги. В этом случае увеличивается секундный расход воздуха в результате увеличения частоты вращения компрессора, увеличивается давление газов перед турбиной и скорость их истечения из реактивного сопла.
Удельный расход топлива резко падает, так как тяга возрастает в большей степени, чем часовые расходы топлива. Минимальные удельные расходы топлива будут при крейсерских режимах работы двигателя.
При выходе двигателя на взлетный режим часовые расходы топлива, температура газов и обороты турбины становятся максимальными. Компрессор обеспечивает максимальную подачу воздуха. Расход газов через двигатель и скорость их истечения достигают максимума, и тяга становится максимальной.
На номинальном режиме производится набор высоты. Горизонтальный полет при необходимости можно выполнять на номинальном режиме.
Взлетный режим характеризуется максимальной тягой. На этом режиме производится взлет самолета и уход на второй круг. Он может быть использован с ограничением по времени в крайне трудных условиях полета (полет и заход на посадку на одном двигателе).
Режим максимальной обратной тяги (реверса) имеют почти все двигатели. Устанавливается этот режим специальными рычагами при положении РУД на режиме малого газа после приземления самолета и при прерванном взлете. Величина отрицательной тяги на этом режиме зависит от скорости полета, причем, чем больше скорость полета, тем отрицательная тяга больше.
При эксплуатации двигателя необходимо учитывать, что величина тяги, частоты вращения и температуры газов на каждом режиме в значительной степени зависят от температуры воздуха и атмосферного давления. Нарис.3показана зависимость тяги на взлётном режиме от температуры воздуха при различном атмосферном давлении.
Рис.3 Зависимость тяги на взлётном режиме от температуры воздуха при различном атмосферном давлении.
Из графиков (рис. 3) видно, что при увеличении температуры воздуха до 15°С при постоянном атмосферном давлении 760 мм.рт.ст. тяга почти не изменяется (незначительно увеличивается). При дальнейшем увеличении температуры воздуха тяга резко уменьшается вследствие уменьшения расхода воздуха через двигатель, понижения степени повышения давления компрессора и уменьшения подачи топлива с целью сохранения постоянной (максимальной) частоты вращения двигателя и температуры газов перед турбиной.
Рассмотрим характер изменения тяги на малых и больших оборотах с позиции летной эксплуатации самолета.Согласно требованиям НЛГС приемистость двигателя характеризуется следующими данными. При переводе РУД на земле с режима малого газа до взлетного за 1-2 с, двигатель устанавливает взлетные обороты за 7...10 с, а в полете с режима малого полетного газа (0,42 номинала) за 4...7 с. Тяга двигателя до оборотов высокого давления (»79%) будет расти медленно (в среднем на 1% увеличения оборотов рост тяги составляет около 100 кгс). При увеличении оборотов с 79% до взлетных 97,5% тяга растет значительно быстрее. Эту особенность приемистости и изменения тяги следует учитывать на снижении при заходе на посадку и особенно при уходе на второй круг.
12.3. Зависимость тяги двигателя и удельного расхода топлива от скорости полета
Зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на различных режимах работы двигателя показана на рис. 4. Рассмотрим зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на взлетном режиме. Если скорость самолета равна нулю и двигатель работает на оборотах 97,5%, то тяга его максимальная и равна 12000 кгс. При увеличении скорости тяга сначала несколько уменьшается. Это объясняется тем, что на малых скоростях полета секундный расход воздуха (mсек) и скорость истечения газов из двигателя С5) практически не изменяется, а скорость полета V возрастает.
Рис.4
При дальнейшем увеличении скорости скоростной напор (динамическое давление) воздуха перед двигателем увеличивается, вследствие чего увеличивается секундный расход и скорость истечения газов С5. Причём скорость С5 , возрастает дополнительно, так как при увеличении тсек автоматически увеличивается и расход топлива для поддержания постоянной температуры газов перед турбиной двигателя. Такое изменение mсек и V сначала замедляет падение тяги, а при больших скоростях особенно на больших высотах она начинает возрастать, так как скоростной напор воздуха растет пропорционально квадрату скорости. Удельный расход топлива при этом непрерывно увеличивается, особенно на малых скоростях.
Такой характер изменения тяги и удельного расхода воздуха от скорости происходит и на всех режимах двигателя меньше взлетного.
Обратная (реверсивная) тяга при увеличении скорости полета увеличивается.
12.4. Зависимость тяги двигателя и удельного расхода топлива от высоты полета
Рис.5
На рис. 5а показана зависимость тяги и удельного расхода топлива от высоты полета для различных чисел М, а на рис. 5б – зависимость тяги и удельного расхода топлива от оборотов при различных числах М на высоте 11000м.
Рассмотрим зависимость тяги и удельного расхода топлива с поднятием на высоту в тропосфере. Так как тяга двигателя при постоянной температуре уменьшается пропорционально падению давления, то с поднятием на высоту в тропосфере она уменьшилась бы так, как уменьшается давление. Но уменьшение температуры при увеличении высоты в тропосфере (до 11000 м) вызывает замедления падения плотности воздуха и увеличение степени сжатия компрессора двигателя, вследствие чего замедляется падение тяги. Кроме того, понижение температуры наружного воздуха замедляет уменьшение расхода топлива для поддержания постоянной температуры газов в камере сгорания, а это в свою очередь замедляет падение давления газов в камере сгорания по сравнению с падением давления в атмосфере, вследствие чего увеличивается скорость истечения газов С5. Поэтому тяга реактивного двигателя с поднятием на высоту в тропосфере уменьшается не только медленнее давления, но и медленнее плотности воздуха. Такой характер уменьшения расхода топлива в единицу времени и тяги двигателя приводит к уменьшению удельного расхода топлива.
Рассмотрим изменение тяги и удельного расхода топлива при постоянной температуре воздуха и скорости полета, но при уменьшении атмосферного давления (это имеет место на высотах более 11000 м). В этом случае пропорционально падению давления будут уменьшаться плотность и секундный расход воздуха, проходящего через двигатель. Скорость истечения газов из двигателя и прирост скорости (С5–V) изменяться не будут. Это объясняется следующим. Пусть давление, а следовательно, плотность и секундный расход воздуха уменьшились в два раза. Во столько же раз уменьшится избыточное давление воздуха перед компрессором двигателя и за ним, так как они пропорциональны скоростному напору, а температура в атмосфере и температура газов в камере сгорания поддерживается постоянной. В нашем примере вдвое меньшее избыточное давление действует на вдвое меньшую массу газа, следовательно, эта масса приобретает такую же скорость истечения, какая была до понижения атмосферного давления.
Можно сделать вывод, что при постоянной скорости полета и скорости истечения газов из двигателя С5 тяга уменьшается пропорционально С5, который при постоянной температуре воздуха уменьшается пропорционально падению давления. Тяга в этом случае уменьшается пропорционально падению давления.
Расход топлива в единицу времени автоматически уменьшается пропорционально уменьшению расхода воздуха, так как подогрев его осуществляется на одинаковое число градусов. Значит удельный расход топлива не изменяется (часовой расход топлива и тяга двигателя уменьшаются в одинаковой степени). При полете в стратосфере тяга с поднятием на высоту уменьшается пропорционально падению давления, а удельный расход топлива остается постоянным.
Контрольные вопросы
Глава 1. Основные свойства воздуха
1. Сформулируйте уравнение Бернулли:
a) Для любого сечения струйки установившегося воздушного потока, статическое давление равно динамическому:
*b) Сумма статического и динамического давлений для любого сечения струйки установившегося воздушного потока есть величина постоянная:
c) Динамическое давление в разных сечениях струйки воздуха одинаково:
megaobuchalka.ru
Экспериментально установлено, что если на пути движения газа, пара или жидкости встречается резкое сужение поперечного сечения, то после прохождения ими этого сечения их давление уменьшается. Процесс понижения давления рабочего вещества при переходе через сужение в канале называется дросселированием. Этот процесс характеризуется тем, что падение давления происходит необратимо без подвода или отвода теплоты и без совершения полезной работы. Работа расширения полностью расходуется на преодоление сил трения. Вентили, задвижки, шайбы, краны, клапаны, как правило, уменьшают проходные сечения
трубопровода, а, следовательно, вызывают дросселирование газа.
На рис.9.9 приведена схема течения рабочего тела в канале с диафрагмой и изменение при этом его параметров. Как видно из рисунка, при дросселировании рабочего вещества происходят следующие изменения его состояния. В месте установки диафрагмы происходит увеличение скорости и уменьшается давление. Дальше происходит обратное явление – скорость вещества уменьшается, а его давление увеличивается, но до начального значения оно не поднимается. При этом часть кинетической энергии вследствие завихрений и ударов, образующихся за сужением, превращается в теплоту, которая воспринимается газом. Величина уменьшения давления при дросселировании зависит от природы рабочего вещества, его состояния, скорости движения и степени сужения трубопровода.
Рис. 9.9. Дросселирование газа при течении в канале с диафрагмой
Рассмотрим адиабатное дросселирование газа, протекающее без теплообмена с окружающей средой. Выберем два сечения газа I-I и II-II, в которых скорости течения можно считать почти одинаковыми: . Сечение канала до и после диафрагмы не изменяется. На рассматриваемом участке канала газ не совершает никакой полезной работы (L= 0). В этих условиях первый закон термодинамики для потока имеет вид:
, (9.22)
или
. (9.23)
Учитывая, что , получаем.
Таким образом, при адиабатном дросселировании энтальпия рабочего вещества не изменяется, т.е. процесс адиабатного дросселирования является также изоэнтропным процессом.
Поскольку в случае идеального газа равенству всегда соответствуетТ1 = Т2, то температура идеального газа при дросселировании идеального газа не изменяется.
Необходимо отметить, что поскольку равенство получено на основании первого закона термодинамики, то оно справедливо как для реальных газов и паров, так и для капельных жидкостей. Процесс дросселирования необратим, поэтому он не может быть изображен каким-либо графиком. НаsT-диаграмме (рис. 9.10) процесс дросселирования условно изображен пунктирной линией, которая совпадает в начальной и конечной точках с изоэнтальпой. Наsi-диаграмме процесс дросселирования изображается также условно пунктирной прямой, параллельной оси абсцисс.
Рис. 9.10. Условное изображение процесса дросселирования на sT-диаграмме.
При дросселировании реальных газов энтальпия для начальных и конечных значений остается постоянной , но энтропия и объем увеличиваются, давление падает, а температура может уменьшаться, увеличиваться или же, в частном случае, остается постоянной.
studfiles.net
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей с изменяемой в широком диапазоне тягой.
В практике реализации космических программ двигатели с глубоким дросселированием тяги в основном предназначены для применения в составе посадочных платформ - последних ступеней ракетно-космических комплексов (РКК) для обеспечения их мягкой посадки на планеты Солнечной системы с разреженной атмосферой или при ее отсутствии.
В частности, такие двигатели применялись в составе посадочных модулей РКК «Apollo» (с пятикратным дросселированием тяги) и «Луна-16» (с трехкратным дросселированием тяги).
Наряду с требованием глубокого дросселирования тяги для таких двигателей (двигателей последних ступеней РКК) весьма актуальным является требование их экономичности, то есть высокого удельного импульса во всем диапазоне изменения тяги, так как увеличение массы необходимого для осуществления мягкой посадки запаса топлива прямо связано с уменьшением массы полезной нагрузки посадочной платформы.
Однако удельные импульсы известных (в том числе вышеуказанных) двигателей не отвечают этому требованию по следующим причинам.
В двигателе посадочного модуля РКК «Apollo» осуществляется способ дросселирования тяги камеры, основанный на уменьшении расходов компонентов топлива с поддержанием постоянных перепадов давления на форсунках, необходимых для распыла компонентов топлива, во всем диапазоне изменения тяги за счет уменьшения площадей проходных сечений регулируемых форсунок, механизм регулирования которых кинематически связан с приводом дросселей, обеспечивающих уменьшение расходов компонентов топлива в камеру посредством уменьшения их проходных сечений и соответственно увеличения гидросопротивлений магистралей питания камеры компонентами топлива. Схема этого двигателя представлена в книге Б.Ф. Гликмана «Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей», Москва, 1974 г., стр. 348, рисунок 9.6.
Однако применение такого способа невозможно при исполнении форсуночной головки камеры с большим количеством мелкомасштабных форсунок, обеспечивающих более качественный распыл и, соответственно, смешение компонентов топлива в камере, что обусловливает высокую полноту сгорания в камере и, следовательно, ее высокий удельный импульс во всем диапазоне изменения тяги. Данный способ может быть реализован без существенных конструктивных осложнений лишь в случае камеры, подобной камере двигателя посадочного модуля РКК «Apollo», удельный импульс которой из-за низкого качества распыла и низкой полноты сгорания топлива в камере во всем диапазоне изменения тяги находится на уровне ~260 с.
Двигатель посадочной платформы РКК «Луна-16», имеющий камеру с большим количеством мелкомасштабных 2-компонентных форсунок с постоянными проходными сечениями, реализует единственно возможный для него способ дросселирования тяги, основанный на снижении расходов компонентов топлива в камеру (при котором пропорционально квадратам расходов уменьшаются перепады давлений на форсунках). Этот способ (используется в двигателе лунной посадочной платформы, представленном в сборнике «Двигатели 1944-2000, авиационные, ракетные, морские, промышленные», Москва, АКС КОНВЕРСАЛТ, 2000 г., под редакцией И.Г.Шустова, стр. 78.) принят за прототип изобретения. Данный способ обеспечивает высококачественный распыл и смешение компонентов топлива в камере при максимальных расходах и перепадах давлений на форсунках, соответствующих максимальной тяге двигателя, как следствие максимальную полноту сгорания компонентов топлива в камере, близкую к теоретическому пределу, и, соответственно, максимальный удельный импульс камеры и двигателя, на десятки секунд превышающий удельный импульс двигателя посадочного модуля РКК «Apollo».
Однако при дросселировании тяги таким способом, вследствие уменьшения перепадов давлений на форсунках из-за уменьшения расходов, качество распыла поступающих в камеру компонентов топлива существенно ухудшается, что приводит к уменьшению удельного импульса, а при достижении некоторых предельных величин (для двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16», реализующего способ-прототип минимально допустимый перепад давления ΔР≈1,5 атм) - к негативным процессам, таким как, например, низкочастотные колебания давления в камере, препятствующим дальнейшему снижению тяги.
Таким образом, степень дросселирования тяги двигателя по прототипу ограничена (для двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16» - не более 3) и дальнейшее ее увеличение возможно лишь за счет повышения перепадов давлений на форсунках камеры на режиме максимальной тяги, что приводит к существенному ухудшению экономичности двигателя с турбонасосной подачей компонентов топлива или массовых характеристик ДУ (с вытеснительной подачей).
Так, исходя из указанного минимально допустимого перепада давления на форсунках ΔР≈1,5 атм, для обеспечения требуемого при мягкой посадке посадочной платформы РКК «Луна-16» (без использования специальных двигателей мягкой посадки) семикратного дросселирования тяги необходимо увеличить перепад давления на форсунках камеры при максимальной тяге двигателя с 15 атм до 69 атм, что приведет к уменьшению удельного импульса двигателя на режиме максимальной тяги на ~4 с вследствие увеличения затрат компонентов топлива на привод ТНА при турбонасосной системе подачи топлива или к увеличению массы двигательной установки (за счет увеличения массы баков и баллонов с газом наддува баков) в ~3 раза при вытеснительной системе подачи топлива. Кроме того, при этом увеличивается опасность возникновения высокочастотных колебаний давления в камере.
Предлагаемое изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса жидкостного ракетного двигателя с глубоким дросселированием тяги и увеличение допустимой степени дросселирования тяги двигателя при обеспечении его высоких энергомассовых характеристик.
Результат обеспечивается тем, что способ дросселирования тяги жидкостного ракетного двигателя, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при этом после уменьшения массовых расходов компонентов топлива в камеру двигателя ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.
Вследствие мелкодисперсности эмульсии с размерами микропузырьков ≤0,1 мм при малом времени пребывания (~0,1÷0,2 с) в полостях форсуночной головки эмульсии компонентов топлива не расслаиваются на газ и жидкость и в виде гомогенных смесей газа и жидкости поступают через форсунки в камеру, где смешиваются и сгорают.
При этом плотности эмульгированных компонентов топлива на входах в форсунки уменьшаются в соответствии с зависимостью
ρ=ρж⋅(1-ϕ)+ρг⋅ϕ,
где ρ - плотность эмульсии,
ρж - плотность жидкости,
ρг - плотность газа,
ϕ - относительное объемное содержание газа в эмульсии.
С уменьшением плотности эмульгированного компонента топлива при постоянстве массового расхода его объемный расход через форсунки увеличивается обратно пропорционально плотности, соответственно увеличивается скорость впрыска компонента в камеру, а перепад давления, определяющий качество распыла жидкого компонента, в соответствии с законом Бернулли возрастает.
Вследствие вышеуказанного, по сравнению с прототипом улучшается распыл компонентов топлива, их смешение в камере, чему, кроме скорости впрыска, способствует структура поступающей из форсунок мелкодисперсной эмульсии, а с увеличением перепадов давления на форсунках уменьшается вероятность возникновения низкочастотных пульсаций давления в камере с присущими им негативными последствиями.
На чертеже представлена схема ЖРД, реализующего предлагаемый способ дросселирования тяги.
В состав двигателя входят камера 1 с форсуночной головкой 2 магистрали окислителя 3 и горючего 4, исполнительные органы системы регулирования тяги - дроссели 5, 6 с электроприводами 7, 8, пневмоуправляемые отсечные клапаны 9, 10, пневмомагистраль 11, эмульгаторы 12, 13 в магистралях 3, 4, трубопроводы 14, 15, сообщающие полости эмульгаторов 12, 13 с пневмомагистралью 11, обратные клапаны 16, 17 и дроссельные шайбы 18, 19 в трубопроводах 14, 15, электроклапан 20 в пневмомагистраль 11 на входе в трубопроводы 14, 15.
Во время работы двигателя на режимах максимальной и относительно высокой тяги компоненты топлива через дроссели 5, 4 и открытые давлением газа управления в управляющих полостях отсечные клапаны 9, 10 поступают на форсунки форсуночной головки 2 камеры 1. На указанных режимах достаточные перепады давлений на форсунках обеспечивают качественный распыл компонентов топлива, следовательно, высокую полноту их сгорания в камере и ее высокий удельный импульс. При этом обратные клапаны 16, 17 препятствуют поступлению компонентов топлива из магистралей 3, 4 в трубопроводы 14, 15 и пневмомагистраль 11.
При дросселировании тяги двигателя за счет уменьшения проходных сечений дросселей 5, 6 электроприводами 7, 8 расходы компонентов топлива в камеру уменьшаются, давления их на входах в форсуночную головку 2 камеры 1 и перепады давлений на форсунках падают. При достижении степени дросселирования, при которой перепад давлений на форсунках недостаточен для качественного распыла и смешения компонентов топлива, вследствие чего полнота их сгорания в камере и удельный импульс камеры уменьшаются (эта степень дросселирования определяется экспериментально), подается электрическое напряжение на электроклапан 20. Электроклапан 20 открывается, газ из пневмомагистралей управления 11 поступает в трубопроводы 14, 15 и через дроссельные шайбы 18, 19 и обратные клапаны 16, 17 в полости эмульгаторов 12, 13. Истекая через микроскопические перфорации в стенках эмульгаторов газ дробится под действием сил поверхностного натяжения жидких компонентов топлива на пузырьки с диаметром, в ~2 раза превышающим размеры перфорации, и смешиваются с жидкими компонентами топлива, в результате чего в магистралях 3, 4 создаются гомогенные эмульсии окислителя и горючего, которые поступают в соответствующие полости форсуночной головки 2 и далее в форсунки окислителя и горючего камеры 1. При этом перепады давлений на форсунках увеличиваются приблизительно пропорционально объемным содержаниям газа в эмульсиях компонентов топлива. При дальнейшем дросселировании тяги двигателя посредством уменьшения расходов компонентов топлива в камеру 1 их давления на входах в форсуночную головку 2, в магистралях 3, 4, также в полостях эмульгаторов 12, 13 уменьшаются, перепады давлений на дроссельных шайбах 18, 19 увеличиваются, массовые расходы газа через дроссельные шайбы и эмульгаторы 12, 13 в магистрали 3, 4 вследствие увеличения перепадов давлений на них при постоянном давлении газа на входе в дроссельные шайбы 18, 19 возрастают до величин, соответствующих критическим перепадам давлений на дроссельных шайбах 18, 19, после чего остаются постоянными.
В результате при дросселировании тяги двигателя уменьшением расходов компонентов топлива относительное объемное газосодержание в эмульсиях окислителя и горючего, поступающих в форсунки камеры 1, возрастает (из-за увеличения массового расхода газа, а также из-за падения давления компонентов топлива), что приводит к уменьшению их плотностей, увеличению перепадов давлений на форсунках, повышению качества распыла компонентов топлива, их смешиванию в камере с сопутствующим увеличением полноты сгорания и, соответственно, удельного импульса камеры при высоких степенях дросселирования тяги двигателя, а также исключает развитие негативных процессов, возникающих при недостаточных для качественного распыла компонентов топлива перепадах давления на форсунках, увеличивая тем самым возможную степень дросселирования тяги двигателя.
Так, расчетная оценка показывает, что использование предлагаемого способа дросселирования позволит увеличить степень дросселирования тяги двигателя посадочной платформы РКК «Луна-16» с трех до семи при относительном объемном содержании газа в эмульсиях компонентов топлива ϕ=0,9 и перепадах давлений на форсунках ΔР=4,73 атм на режиме минимальной тяги (вместо перепада давления ≈0,48 ата, в случае прототипа, при котором распыл компонентов топлива форсунками отсутствует), что обеспечивает достаточно высокий удельный импульс камеры и двигателя.
Способ дросселирования тяги жидкостного ракетного двигателя, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, отличающийся тем, что после уменьшения массовых расходов компонентов топлива в камеру двигателя ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.
edrid.ru
Высотные характеристики ТРДД качественно не отличаются от высотных характеристик ТРД.
С высотой полета до 11 км удельная тяга возрастает из-за увеличения и . При этом удельный расход топлива снижается, несмотря на уменьшение степени двухконтурности. Тяга до 11 км уменьшается вначале менее интенсивно, чем снижается плотность Н, из-за возрастания Руд, а на высотах более 11 км падает пропорционально плотности Н.
Высотно-скоростными характеристиками ТРДД называются зависимости тяги, удельного расхода топлива и других данных от числа М полета для ряда высот полета при принятой программе управления.
Для примера высотно-скоростные характеристики ТРДД для максимального режима приведены на рис. 4.17. При их расчете в стартовых условиях были заданы: Р0 = 50 кН; = 1500 К;= 10;= 2,5;m0 = 5. Расчет выполнен для трех высот полета: 0; 6 и 11 км.
Характер протекания этих ВСХ полностью соответствует ранее выявленным закономерностям для ТРДД с высокими m0 (рис. 4.15). При Н = 0 (в условиях разбега и разгона у земли) тяга в диапазоне МН= 0…0,4 резко падает (примерно на 25%). На высотах (в данном случае при Н = 6 и 11 км) интенсивный рост расхода воздуха компенсирует снижение удельной тяги, и суммарная тяга на заданной высоте с ростом МН сохраняется почти постоянной или слегка увеличивается. Удельный расход топлива с ростом МН монотонно увеличивается (при Н = 0 в диапазоне от МН= 0 до 0,8 – почти в 1,5 раза), а с ростом высоты полета до 11 км незначительно снижается. Наибольшее влияние высота полета оказывает на тягу двигателя.
| Рис. 4.17. Высотно-скоростные характеристики ТРДД для максимального режима | Рис. 4.18. Дроссельная характеристика ТРДД (а) и изменение ,nк/nв и m при дросселировании двигателя (б) |
Двухконтурные двигатели дозвуковых самолетов в процессе эксплуатации большую часть времени работают на дроссельных режимах, т.к. в условиях горизонтального полета у них необходимая потребная тяга, затрачиваемая на перемещение ЛА, существенно меньше тяги на максимальном режиме. Данные двигателя на этих режимах полета определяются по дроссельным характеристикам.
Дроссельными характеристиками ТРДД называются зависимости тяги, удельного расхода топлива и некоторых параметров рабочего процесса таких, как температура , степень двухконтурностиm, отношение частот вращения роторов /, КПД каскадов компрессораии др., от частоты вращения какого-либо из роторов, обычно отпри заданном режиме полета и принятой программе управления. Поскольку реактивные сопла у ТРДД свысокими степенями двухконтурности не регулируются, а углы установки лопаток НА регулируемых ступеней компрессора устанавливаются в зависимости от , то для изменения режима работы двигателя имеетсяодин управляющий фактор – расход топлива Gт. Поэтому дросселирование двигателя осуществляется только снижением Gт.
Дроссельные характеристики двигателя, имеющего =20;=1500 К иm0=3, при МН= 0,85 и Н = 11 км в качестве примера представлены на рис. 4.18. Дросселирование двигателя сопровождается снижением температуры , возрастанием степени двухконтурностиm, небольшим повышением, а затем снижением КПД вентилятора и компрессора, а скольжение роторов S=/увеличивается. Такое изменениеS свойственно и двухвальным одноконтурным ТРД.
При дросселировании двигателя уменьшается q(в)ВД компрессора ТРДД и повышается q(II). Это и приводит к увеличению степени двухконтурности
.
При снижении тяга ТРДДР уменьшается весьма интенсивно. Удельный расход топлива Суд первоначально снижается, что связано с увеличением тягового КПД при уменьшении и увеличенииm, а также с возрастанием КПД вентилятора и компрессора. Затем, достигнув минимального значения (в данном случае при = 0,88),Суд увеличивается главным образом за счет снижения внутреннего КПД двигателя.
Вид дроссельных характеристик у ТРДД со смешением потоков контуров и с раздельными контурами различается мало.
На характер протекания дроссельных характеристик ТРДД влияет величина расчетной степени двухконтурности m0. Это видно из рис. 4.19, где дано сравнение относительного протекания дроссельных характеристик ТРД и ТРДД с различными значениями m0. Чем выше величина m0, тем меньше снижается Суд на начальном участке дроссельной характеристики и тем интенсивнее увеличивается Суд при более значительном дросселирование двигателя. Это объясняется тем, что внутренний КПД сравниваемых двигателей с одинаковыми расчетными параметрами рабочего процесса при дросселировании изменяется практически
одинаково, а величины тяговых КПД и характер их изменения при дросселировании сильно различаются.
| Рис. 4.19. Относительные дроссельные характеристики ТРДД при различных m0 (МН = 0,8; Н = 11 км; = 1400 К) | Рис. 4.20. Изменение вн и тяг при дросселировании ТРДД, имеющих различные m0 |
Характер изменения вн и тяг при дросселировании ТРДД показан на
рис. 4.20. Как видно, бóлее высокие величины тягового КПД при = 1,0 имеют двигатели с более высокими степенями двухконтурности. Но, поскольку они имеют меньшие потери с выходной скоростью, темп возрастаниятяг при дросселировании у них ниже. По указанной причине максимум полного КПД п = вн тяг, а следовательно, минимум Суд , с возрастанием m0 смещается в сторону режима «М» (= 1). В конечном итоге улучшение экономичности двигателя при его дросселировании на начальном участке дроссельной характеристики оказывается меньшим у двигателей с более высокой расчетной степенью двухконтурности, а приm0 ≈ 6…8 уже практически исчезает «ложка» в зависимости от. Помимо этого, как видно, относительные дроссельные характеристики ТРД и ТРДД с низкими значениямиm0 отличаются между собой не очень значительно.
studfiles.net
ГП в котором скорость выходного звена регулируется за счет уменьшения расхода дросселя называется ГП с дроссельным регулированием. Чаще всего в таких ГП используют нерегулируемые насосы. При дроссельном регулировании возможны два принципиально различных способа включения дросселя: - последовательно с ГД и параллельно.
При последовательном подключении дросселя может быть три варианта:
дроссель на входе
дроссель на выходе
на входе и выходе одновременно
Найдем зависимость между скоростью поршня и нагрузкой F, пренебрегая всеми гидравлическими сопротивлениями кроме дросселя.
; где
РДР=Рн- Рц
Рц – перепад давления в гидроцилиндре который определяется нагрузкой и площадью поршня.
Скорость при этом не зависит от расположения дросселя.
P
Зависимость VП = f(F) т.е. нагрузочная характеристика изображается спадающей параболой и зависит от открытия дросселя.
При дросселировании потока рабочей жидкости на выходе есть определенные преимущества. Гидродвигатель работает более устойчиво и плавно особенно при зкакопеременной агрузке.Имеется возможность регулирования при отрицательных нагрузках. Нагретая жидкость при прохождении через дроссель сливается в бак и не создает увеличение утечек в связи с изменением вязкости (как с дросселемна входе).
Для параллельного подключения дросселя;
QH=ОГ+QДр
РН=РГ=РДр=F/Sп (1)
QГ QН +QДр
Vп= ------ = -------------
Sп Sп
QДр=Sдр 2 PДр /
Vп=(QH -SДр 2 F/ Sп ) /Sп
Нагрузочная характеристика показана на графике зависимостиVп=f(F).
При дроссельном регулировать полный КПД гидросистемы зависит не только от КПД насоса и гидродвигателя, но и от процесса управления. Следовательно, необходимо ввести понятие КПД процесса управления который представляет собой отношение мощности потока NГ=РГQГ затраченной в гидродвигателе к мощности насоса NН=РНQН т.е.
пр.упр= РГQГ / РНQН
КПД процесса управления оценивает потери мощности на регулирование скорости выходного звена и в некоторой степени потери давления в трубопроводе. Полный КПД гидросистемы будет равен произведению КПД гидродвигателя, насоса и процесса управления.
FV РНQН РГQГ FV
ГП=ГДНПР УПР = -------- ---------- -------- = -----; (1) РГQГ NН РНQН NН
Допустим, что Н=Дд=1 тогда ГП=ПУ
РГ F F
РГ = ---- = --------- = -------- = F
РН PH Sп Fmax
- относительная скорость
V VпSп QГ
V = --------- = ---------- = ------ = QГ
Vmax Vпmax Sп QМ
SДр
S = --------
SДр max
Величина РГ = F определяет долю давления насоса Рн, используемую в гидродвигателе
Vп = QГ - определяет долю подачи насоса, которая попадает в гидродвигатель.
Из формулы (1) следует
FV РГ VпSп F Vп
ПУ = -------- = ------------------ = ----------------- = F VП= PГQГ (2)
N PH VпmaxSH Fmax Vпmax
studfiles.net
Здравствуйте! При движении газа на пути потока могут встречаться различные сопротивления, имеющие уменьшенные проходные сечения (задвижки, вентили, диафрагмы). Как показывает опыт, после прохождения через сопротивление происходит расширение газа и уменьшение его давления (рис. 1.).
При этом кинетическая энергия газа, затраченная на преодоление сил трения, превращается в теплоту трения. Процесс неравновесного расширения газа без совершения внешней работы при прохождении через местное сопротивление принято называть дросселированием.
Если дросселирование происходит при адиабатном течении, то, согласно уравнению первого закона термодинамики для потока,
(1)
Обычно вторые члены в обеих частях этого уравнения малы по сравнению с первыми и, кроме того, скорости до дросселирования ω1 и после дросселирования ω2 мало отличаются друг от друга, поэтому вторыми слагаемыми можно пренебречь. Тогда из уравнения (1) получим i1 — i2. Следовательно, при дросселировании с достаточной для технических расчетов точностью энтальпию газа можно считать постоянной.
Так как энтальпия идеального газа зависит только от температуры: di = cpdT то при дросселировании конечная и начальная температуры равны: Т1 = Т2.
Дросселирование реального газа обычно сопровождается изменением его температуры. Это явление было экспериментально установлено в 1852 г. Джоулем и Томсоном и получило название эффекта Джоуля — Томсона.
Характер изменения температуры в процессе дросселирования определяется начальной температурой газа. При некоторой температуре, которая называется температурой инверсии, температура реального газа в процессе дросселирования, как и идеального, остается постоянной. Если температура реального газа перед дросселированием меньше температуры инверсии, то при дросселировании газ будет охлаждаться. При начальных температурах, превышающих точку инверсии, газы в процессе дросселирования нагреваются.
Температура инверсии зависит от давления, и для каждого значения давления имеются две температуры инверсии, расположенные соответственно в области перегретого пара и в области жидкости. Температуры инверсии всех газов, за исключением водорода и гелия, выше 0° С, поэтому дросселирование газов приводит к снижению их температуры. Это явление используется для сжижения газов с помощью машины Линде, в которой осуществляется многократное сжатие и охлаждение газа с последующим его дросселированием. Для сжижения водорода и гелия требуется предварительно охладить их ниже температуры инверсии.
Процесс дросселирования водяного пара удобно рассчитать с помощью is-диаграммы. Построив на диаграмме линию, соответствующую условию i = const (изоэнтальпу), можно определить конечные и промежуточные значения параметров пара. Процессу дросселирования на рис.2. соответствует линия DE i = const.
Из этого примера видно, что при дросселировании влажного насыщенного пара низкого давления (точка D) его степень сухости x повышается и при большом снижении давления в процессе дросселирования пар становится перегретым. Исп. литература: 1) Теплотехника, под редакцией А.П.Баскакова, Москва, Энергоиздат, 1982. 2) Теплотехника, Бондарев В.А., Процкий А.Е., Гринкевич Р.Н. Минск, изд. 2-е,"Вышейшая школа", 1976.
teplosniks.ru
