analiza obiegu silnika jednoprzep³ywowego_wyk³ 2

Komentarze

Transkrypt

analiza obiegu silnika jednoprzep³ywowego_wyk³ 2
ANALIZA OBIEGU
TERMODYNAMICZNEGO SILNIKA
ODRZUTOWEGO
Wykład nr 2
Napęd stosowany we współczesnym
lotnictwie cywilnym
Siła ciągu
Zasada działania silnika odrzutowego
pB > p0
Akcja
Reakcja
Reakcja F
Strumień gazu wypływający z prędkością, zależną od różnicy ciśnień,
powoduje oddziaływanie zgodnie z III Zasadą Dynamiki Newtona
ɺ ⋅c
F =m
mɺ −
c−
masa gazu wypływająca w jednostce czasu
prędkość wypływającego gazu
Zasada działania silnika odrzutowego
pH)
/
*
szy_in
y
d
yszy,p
d*
T
(
f
=
c
p
DYSZA WYLOTOWA
TURBINA
KOMORA SPALANIA
SPRĘŻARKA
pH
WLOT
Efektywność pracy silnika odrzutowego
mɺ pal
Prędkość lotu VH =0
mɺ =
dm -masowe natęŜenie
dt przepływu powietrza
na wlocie do silnika
c5
mɺ 5
mɺ
Ciąg silnika:
Ciąg jednostkowy silnika:
K = mɺ 5 c 5 ≈ mɺ c 5
K mɺ 5
kj = =
c5 ≈ c5
mɺ
mɺ
Sekundowe zużycie paliwa:
Jednostkowe zużycie paliwa:
mɺ p al =
mɺ q do p
W uη K S
=
mɺ ( i3* − i 2* )
W uη K S
cj =
η KS - sprawność cieplna Wu - wartość opałowa
komory spalania
paliwa
mɺ pal
K
τ pal
=
τ pal
mɺ pal
=
mɺ
kj
- względne zuŜycie
paliwa
Efektywność pracy silnika odrzutowego
mɺ pal
Prędkość lotu VH >0
=0
mɺ =
dm -masowe natęŜenie
dt przepływu powietrza
VH
na wlocie do silnika
c5
mɺ 5
mɺ
Ciąg silnika:
Ciąg jednostkowy silnika:
ɺ5c55 − mV
m
K
ɺ
ɺ H
m
K
ɺ
ɺ
ɺ
K = m 5K
c5 =
−m
mɺ V5 cH5 ≈≈ mmɺ(cc55 − V H )
c5 ≈ c5 ≈ c5 − VH
kkj j == ==
ɺ
mɺ mɺ
mɺm
Sekundowe zużycie paliwa: Jednostkowe zużycie paliwa:
mɺ p al =
mɺ q do p
W uη K S
=
mɺ ( i3* − i 2* )
W uη K S
cj =
η KS - sprawność cieplna Wu - wartość opałowa
komory spalania
paliwa
mɺ pal
K
τ pal
=
τ pal
mɺ pal
=
mɺ
kj
- względne zuŜycie
paliwa
Obieg Braytona
2
T
3
ide
s=
Qd
id
p=
1
em
4
4
Praca obiegu:
Lob = Qdop − Qodp
3
2
m
m
s=ide
George Brayton (1830-1892)
Qd
temperatura
ciśnienie
p
1
Qod
objętość V
dem
p=i
Qod
entropia S
PALIWO
SprawnośćPobiegu:
Qodp
Lob
ηob =
= 1−
Qdop
Qdop
Silnik zbudowany przez
George’a Brayton’a (1872)
KOMORA
SPALANIA
SPRĘśARKA
1
2
TURBINA
i DYSZA
3
4
Charakterystyka obiegu Braytona
Stopień podgrzania strumienia:
T3
∆=
T1
Spręż:
p2
π=
p1
p2
Praca właściwa obiegu Braytona:
lob = qdop − qodp

1
= c pT1 1 − k −1

 π k

k −1
  ∆ − π k 



Sprawność obiegu Braytona:
l
1
ηob = ob = 1 − k −1
qdop
π k
gdzie:
cp
- ciepło właściwe przy stałym ciśnieniu
p1
PRACA OBIEGU BRAYTONA zależy od sprężu
i stopnia podgrzania strumienia
k - wykładnik izentropy
SPRAWNOŚĆ OBIEGU zależy tylko od sprężu
i jest tym bliższa jedności im większy jest
spręż obiegu
Charakterystyka obiegu Braytona
l ob
ηob
∆=idem
ηob(max)
l ob(max)
πopt.
∂lob
∂π c
∆= idiem
π max
2
=πopt.
  k −1 −2 
= 0 ⇔ c pT1  ∆  π k  − 1 = 0



 

π opt = ∆
k
2 ( k −1)
π
Charakterystyka obiegu Braytona dla
różnych stopni podgrzania strumienia
lob
l ob
ma
x
ηob
∆m
in
πek(∆min)
Stopień
podgrzania
πek( ∆max)
Spręż
optymalny
π
Spręż
maksymalny
4
11,3
128
5
16,7
279,5
6
23
529
Silnik turbinowy a obieg Braytona
Prędkość lotu VH =0
3*
l*T ~=l*S
qdop
2 3
1
TH
4
5
4*=5*
c52
2
2*
5
l*S
H
pH
H=1*
OBIEG
SILNIKA
ROZPRĘŻANIE
TURBINA
W DYSZY
WYLOTOWEJ
KOMORA
WLOT
SPRĘŻARKA
DO
SPALANIA
SILNIKA
qod p
Obieg silnika poruszającego się z prędkością
VH względem otoczenia
VH >0
=0
3*
3*
qdop
qdop
VH2
2
2*
4*
4*
2*
l*S
l*T ~=l*S
l*T
p*2
c52
2
p*1
c52
2
5
1*
l*S
pH
5
qod p
qodp
H
p2*
p1* p2*
πc =
=
= π DYN π s*
*
pH pH p1
π DYN = f (VH ) -spręż dynamiczny
we wlocie silnika
Praca obiegu turbinowego silnika odrzutowego:
dla VH=0
lob = qdop − qodp = c52 2
dla VH>0
lob = qdop − qodp = c52 2 − VH2 2
Parametry obiegu, a efektywność
pracy silnika
Dla prędkości VH=0
Dla prędkości VH>0
c52 1 2
lob = = k j
2 2
c52
c5
1
ηob =
=
=A
2τ palWu 2c jWu
cj
c52 VH2 1
lob = −
= k j ( c5 + VH ) = Bk j
2
2 2
c52 − VH2 c5 + VH
1
ηob =
=
=C
2τ palWu 2c jWu
cj
Ciąg jednostkowy jest proporcjonalny do zmian pracy obiegu.
Jednostkowe zuŜycie paliwa jest odwrotnie proporcjonalne
do zmian sprawności obiegu.
Obieg silnika z uwzględnieniem strat
i*3
qdop
p2*
πc =
= idem
pH
p*2
T3* i3*
∆=
≈ = idem
TH iH
ls*
pH
2
v
2
iH
( c5 ) < ( c5 )ideal
(q ) > (q )
odp
odp
⇒
ideal
( lob ) < ( lob )ideal
(η ob ) < (η ob )ideal
⇒
(k ) < (k )
(c ) > (c )
j
j
ideal
j
j
ideal
Charakterystyka obiegu silnika ze
stratami
∆ = idem
siln
ik
s iln
ik
ze
str
π opt.
π
=
(η
η R _ pol ∆ )
S _ pol
k −1
k
at
am
i
π max
Stopień
podgrzania
*
opt
ide
aln
y
ηS _ pol = 0,89
η R _ pol = 0,9
Spręż optymalny Spręż optymalny
silnik idealny
silnik ze stratami
4
11,3
7,5
5
16,7
11,1
6
23
15,3
Sprawność i jednostkowe zużycie
paliwa silnika ze stratami
∆ = idem
ηob(max)
cj
ηob(max)
y
ealn
d
i
ik
Siln
S ilnik ze st
rat
am
i
πmax
2
=πopt.
π opt.
Stopień
podgrzania
Spręż ekonomiczny
silnik ze stratami
Spręż optymalny
silnik ze stratami
4
38
7,5
5
65
11,1
6
115
15,3
Wpływ stopnia podgrzania na wartości
sprężu optymalnego i ekonomicznego
cj
kj
k
AX
j_M
kj(∆3 )
kj(∆2 )
∆1< ∆2< ∆3
cj( ∆1)
cj(∆2 )
kj(∆1 )
cj(∆3 )
cj_MIN
πopt( ∆1 )
πek(∆1 )
πopt(∆3)
πekt(∆3)
Ze wzrostem stopnia podgrzania silnika:
wzrasta ciąg maksymalny silnika, który jest osiągany przy większych wartościach sprężu optymalnego
obniża się wartość minimalnego jednostkowego zużycia paliwa, które jest osiągane przy większych wartościach
sprężu ekonomicznego
rozszerza się zakres spręży, przy których praca obiegu jest dodatnia.
zwiększa się rozbieżność pomiędzy wartościami sprężu optymalnego i ekonomicznego
Charakterystyka ta tłumaczy dlaczego dąży się do podnoszenia maksymalnej
temperatury obiegu silnika turbinowego oraz dlaczego musi towarzyszyć temu wzrost
sprężu silnika
Zmiana parametrów roboczych
silników lotniczych
V 2500 do samolotu Airbus A320
max prędkość Ma=0,85
π*s
T*3
[K]
PW1128
M85
PW2037
RB199-3
V2500
F110
CF6-50A
M88
F404
PW1120
F100 JT10D
RB211-600
M53-R2
TF30-100 RB211-56CFM56-2
M53-2
TF39
Abur58
TF34
TF41
Olimp593
RB211-18
1700
1500
1300
J97-100
JT18D
RB211
JT9D-3
JT9-19
J52 RB163
J79-15
J73 JT4A
J73D1
J33-35
1100
1950
1960
1970
1980
F110
30
JT10D
CF6-50A
PW2037 RB211-600
PW1120
RB211-56 CFM56-2
M88
TF39
F404
RB199-3
F100
F401
TF30-100
TF34
JT9D-3
25
20
TF30-12
RB163
JT9-19
15
J52
10
JT4A
5
1950
Mars45A
J79-15
RB146R
Olimp593
J97-100
J73D1
J73
rok
V2500
J33-35
1960
1970
1980
M 88 do samolotu Desaault Rafale
max prędkość Ma=2
rok
Wpływ prędkości lotu na
charakterystykę obiegu silnika
π = const
VH ր⇒ π dyn ր⇒ ls* ց⇒ π S* ց
ηob
l ob
VH ց⇒ π dyn ց⇒ ls* ր⇒ π S* ր
3*
3*
3*
l t*
l *t
2*
c252
c
25
2
2*
2*
ls*
1*
5
5
ls*
2
2H
H
V
V2
2
1*
1*
5
iH
π
πopt.
4*
4*
4*
=const
qdop
qdop =const
i
∆=idem
l ob(max)
ηob(max)
qodp
i*3
Punkt pracy
H
H
s
π ek
*
π = π S*π dyn
π
Silniki do obiektów latających z dużymi
naddźwiękowymi prędkościami
WLOT SILNIKA NADDŹWIĘKOWEGO
Prędkość lotu
Ma
Ma<1
i *3
1
1,89
1,5
3,67
2
7,82
2,5
17,09
3
36,73
qdop
3* =4*
2
c5
2
1* =2*
Spręż dynamiczny
(idealny)
SILNIK STRUMIENIOWY
Wtryskiwacz
Komora spalania
5
2
qodp
VH
2
iH
H
Wlot
Dysza wylotowa

Podobne dokumenty