И соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.
В 1957 г. в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.
В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон , выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5 , первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 г.
В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.
Сфера использования, преимущества и недостатки
Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО "Энергомаш"
Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД
Рис. 1 Схема двукомпонентного ЖРД
1 - магистраль окислителя
2 - магистраль горючего
3 - насос окислителя
4 - насос горючего
5 - турбина
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислитель)
8 - клапан газогенератора (горючее)
9 - главный клапан окислителя
10 - главный клапан горючего
11 - выхлоп турбины
12 - смесительная головка
13 - камера сгорания
14 - сопло
Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.
На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.
Топливная система
Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.
Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например, в двигательных установках ракет-носителей.
На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, - с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).
Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл , при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.
В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.
При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная , при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давленнием наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.
При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 - 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон - служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).
Форсуночная головка
- узел, в котором смонтированы форсунки
, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.)
, например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:
- Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
- Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
- Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .
Система охлаждения
Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.
Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой , которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.
Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы - «регенеративная».
Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.
В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит , РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.
Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего . Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.
Запуск ЖРД
Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.
Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися , то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.
После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.
Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:
- Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
- Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи смесительной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
- Пиротехнический воспламенитель. Вблизи смесительной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .
Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.
Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.
Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».
Система автоматического управления ЖРД
Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:
- Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
- Поддержание стабильного режима работы.
- Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
- Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
- Регулирование соотношения расхода компонентов.
Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 - позиции 7, 8, 9 и 10).
Компоненты топлива
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
Таблица 1.| Окислитель | Горючее | Усреднённая плотность топлива , г /см³ |
Температура в камере сгорания, °К |
Пустотный удельный импульс, с |
|---|---|---|---|---|
| Кислород | Водород | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Керосин | 1,036 | 3755 | 335 | |
| 0,9915 | 3670 | 344 | ||
| Гидразин | 1,0715 | 3446 | 346 | |
| Аммиак | 0,8393 | 3070 | 323 | |
| Тетраоксид диазота | Керосин | 1,269 | 3516 | 309 |
| Несимметричный диметилгидразин | 1,185 | 3469 | 318 | |
| Гидразин | 1,228 | 3287 | 322 | |
| Фтор | Водород | 0,621 | 4707 | 449 |
| Гидразин | 1,314 | 4775 | 402 | |
| Пентаборан | 1,199 | 4807 | 361 |
Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.
Трёхкомпонентные ЖРД
С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701 , который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС .
Возможно также использование двух топлив одновременно - например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.
Управление ракетой
В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции - создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры
ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов - сильфонов . При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая - в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый - в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий
Использование: в ракетно-космической технике, конкретно в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), использующих в качестве топлива криогенный окислитель и углеводородное горючее. Сущность изобретения: ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, турбонасосы (ТН) криогенного окислителя и горючего, имеющие приводные турбины и газогенератор (ГГ), снабженный рубашкой охлаждения, подключенный к расходной магистрали окислителя. Выход ГГ соединен с входом турбины ТН горючего, а выход из рубашки охлаждения ГГ соединен с входом второй турбины ТН окислителя, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к входу ТН окислителя. Поступающий в рубашку охлаждения ГГ криогенный окислитель газифицируется за счет теплообмена с генераторным газом и используется в качестве рабочего тела для привода Т окислителя. При этом обеспечивается эффективное охлаждение генераторного газа, что позволяет сжигать топливо в ГГ при оптимальном соотношении компонентов, исключив повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины, и уменьшить количество сжигаемого топлива. 2 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее. Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос окислителя и турбонасос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, связанные с турбиной, газогенератор привода турбины, выход которой подключен к камере сгорания, при этом расходная магистраль горючего подключена к камере сгорания и соединена параллельной линией со входом газогенератора, к которому подключена также расходная магистраль окислителя ("Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей" под ред. В.М.Кудрявцева. М. Высшая школа, 1983, стр. 11, рис. 1.6). В известном ЖРД одним из компонентов топлива поступает из турбонасоса в газогенератор полностью, а другой частично. При сжигании их в газогенераторе образуется высокотемпературный газ либо с избытком окислителя (окислительный), либо с избытком горючего (восстановительный), который поступает на привод турбины турбонасосов окислителя и горючего. Отработавшие на турбины продукты газогенерации дожигаются в камере сгорания ЖРД. В случае использования в ЖРД криогенного топлива, в частности криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), что имеет место в двигателях ракетных блоков ступеней ракет-носителей и космических аппаратов, привод турбины осуществляется окислительным генераторным газом, поскольку газификация низкокипящего окислителя намного легче, чем высококипящего горючего. При этом температура генераторного газа в турбине составляет несколько сотен градусов при очень большом коэффициенте избытка окислителя (альфа > 10), а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания двигателя, достигающее 100 и более (до 300) атмосфер. Большой избыток кислорода при высоких значениях давления и температуры обуславливают крайне высокую агрессивность и взрывоопасность генераторного газа. В этой связи предъявляются очень высокие требования к качеству очистки и промывки базов окислителя и горючего двигательной установки и подводящих магистралей. Соблюдение этих требований связано с большими трудозатратами и приводит к значительному удорожанию изделия, однако оно не может полностью обеспечить эксплуатационной надежности ЖРД в части его безопасности. Обладающий высокой агрессивностью окислительный генераторный газ может вызвать выход из строя уплотнения валов турбонасосов окислителя и горючего в турбине, что приводит к аварии ЖРД. Высокая агрессивность генераторного газа приводит также к повышенному износу элементов турбины и снижению ресурса ее работы. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, включающем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, связанной с турбонасосами окислителя и горючего и имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика", Энциклопедия, под ред. В. П. Глушко, М. Сов. энциклопедия, 1985, стр. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива после турбонасосов вводится в камеру сгорания, а меньшая их часть поступает в газогенератор. Так как в газогенератор вводится лишь небольшая часть окислителя, значительно снижается, по сравнению с прототипом, агрессивность генераторного газа в турбине. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в атмосферу. В результате значительно улучшаются условия работы турбины, снижается взрывоопасность и повышается эксплуатационная надежность двигателя. Однако в данной конструкции ЖРД химическая энергия топлива, поступающего в газогенератор, используется не полностью, что снижает экономичность двигателя. Это связано с необходимостью, из условия обеспечения термостойкости лопаток турбины, поддерживать температуру генераторного газа более низкой, чем температура продуктов сгорания в камере сгорания. Поэтому сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном соотношении компонентов, а с некоторым избытком окислителя. В результате один из компонентов топлива не догорает, что увеличивает затраты топлива на создание единичного импульса тяги. Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет уменьшения количества топлива, сжигаемого в газогенераторе, и повышение полноты сгорания топлива в газогенераторе. Поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего с расходными магистралями, газогенератор, выход которого соединен со входом турбины, связанной с турбонасосом горючего и имеющей выхлопной патрубок, в соответствии с изобретением, снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом криогенного окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, подключенной через отсечной клапан к расходной магистрали окислителя, при этом выход из рубашки охлаждения газогенератора соединен с входом второй турбины, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к расходной магистрали перед турбонасосом криогенного окислителя. Наличие у газогенератора рубашки охлаждения, подключенной к магистрали окислителя, позволяет газифицировать поступающий в рубашку криогенный окислитель за счет его теплообмена с высокотемпературными продуктами газогенерации и подогреть полученный газ до температуры рабочего тела турбины (600-900 K). Наличие второй турбины, связанный с турбонасосом окислителя и соединенной с выходом из рубашки охлаждения газогенератора, позволяет использовать газифицированный и подогретый криогенный окислитель для привода турбонасоса окислителя. Наличие рубашки охлаждения газогенератора с криогенным хладагентом обеспечивает высокоэффективное охлаждение генераторного газа, что дает возможность сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, исключив при этом повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины. За счет оптимального соотношения сжигаемых компонентов обеспечивается наиболее полное выделение тепловой энергии топлива в газогенераторе, а охлаждение генераторного газа криогенным компонентом, подаваемым затем на привод турбонасоса окислителя, повышает эффективность использования выделяющейся тепловой энергии топлива. При этом исключаются потери на привод турбонасоса окислителя, поскольку газифицированный криогенный окислитель после турбины и теплообменника вновь поступает в расходную магистраль окислителя и, в конечном счете, сгорает в камере сгорания или газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении с горючим. Эти обстоятельства позволяют значительно уменьшить количество топлива, используемого в газогенераторе на привод турбонасосов окислителя и горючего, и за счет этого повысить экономичность работы ЖРД. На фиг. 1 приведена схема двигателя; на фиг. 2 размещение сопла инжектора в подводящей магистрали окислителя, узел I на фиг. 1. Двигатель содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и сопло 3, имеющие тракт охлаждения 4. К смесительной головке 2 подключены расходная магистраль окислителя 5, связанная через турбонасос окислителя 6 и магистраль 7 с баком криогенного окислителя, и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 и магистраль 10 с баком углеводородного горючего, причем магистраль 8 соединена с головкой 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос горючего 9 имеет приводную турбину 11, подключенную к газогенератору 12, вход которого через линии 13 и 14 соединен с расходными магистралями окислителя 5 и горючего 8. Двигатель снабжен также второй турбиной 15, связанной с турбонасосом окислителя 6, а газогенератор 12 снабжен рубашкой охлаждения 16, вход которой линией 17 с отсечным клапаном 18 подключен к расходной магистрали окислителя 5. Выход из второй турбины 15 через теплообменник 19, установленный на расходной магистрали окислителя 5, и сопло 20 инжектора подключен к подводящей магистрали окислителя 7 перед турбонасосом 6. Турбина 11, подключенная к газогенератору 12, имеет выхлопной патрубок 21 со вспомогательным соплом. В расходных магистралях окислителя 5 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 22 и 23, на линиях 13 и 14 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 24 и 25. При работе двигателя турбонасосами 6 и 9 производится подача криогенного окислителя и горючего по магистралям 5 и 8 в камеру сгорания 1. При этом небольшая часть окислителя и горючего по линиям 13 и 14 подводится в газогенератор 12, где сжигается при их оптимальном соотношении. Продукты газогенерации поступают на привод турбины 11, обеспечивающей работу турбонасоса горючего 9, и затем через выхлопной патрубок 21 и вспомогательное сопло выбрасываются в атмосферу. Одновременно другая часть окислителя (приблизительно 5% от общего количества) по линии 17 поступает в рубашку охлаждения 16 газогенератора 12, в которой газифицируется и подогревается за счет теплообмена с генераторным газом. В результате этого значительно снижается температура генераторного газа, поступающего в турбину 11, а подогретые пары окислителя направляются на привод турбины 15, обеспечивающей работу турбонасоса окислителя 6. Отработавшие на турбине 15 пары окислителя проходят теплообменник 19, где охлаждаются основным потоком криогенного окислителя, поступающего по расходной магистрали 5 в камеру сгорания 1. Охлажденные пары окислителя через сопло 20 инжектора, установленного в магистрали 7, подаются на вход турбонасоса окислителя 6. Таким образом, подача криогенного окислителя в рубашку охлаждения 16 газогенератора обеспечивает эффективное снижение температуры генераторного газа, поступающего в турбину 11, и позволяет сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном соотношении компонентов. При этом часть энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, расходуется на привод турбины 11 турбонасоса горючего, а другая часть энергии топлива путем теплообмена передается криогенному компоненту, превращая его в рабочее тело турбины 15 привода турбонасоса окислителя. В результате снижаются потери на привод турбонасосов подачи окислителя и горючего и уменьшается количество сжигаемого в газогенераторе топлива, что позволяет повысить экономичность работы ЖРД. Эффективное охлаждение генераторного газа перед турбиной 11 повышает также надежность работы турбины и двигателя в целом. Поскольку сжигание топлива в газогенераторе предложенного ЖРД производится при оптимальном соотношении компонентов, ликвидируется токсичность выхода после турбины 11. Уменьшение количества сжигаемого в газогенераторе топлива и повышение полноты его сгорания позволяет обеспечить экологическую чистоту двигателя. Расчеты показывают, что изобретение позволяет в 2-3 раза снизить количество топлива, подаваемого на сжигание в газогенератор. В частности, использование предложенного ЖРД в разгонном блоке космического аппарата с полезным грузом 2 т позволит сэкономить 150 кг топлива, используемого для привода турбонасоса жидкого кислорода и углеводородного горючего (керосина). Одновременно с экономией топлива на 150 кг увеличивается вес полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.
Двигатели предназначены для использования на летательных аппаратах с криогенным топливом, для высокоскоростного наземного транспорта, в системах электродвижения морских судов, космической и общепромышленной криогенной технике для привода криогенных насосов, «холодных» осевых компрессоров и т. д.
В качестве активных материалов ротора использованы высокотемпературные сверхпроводящие (ВТСП) керамические элементы на основе иттрия или висмута.
Основные преимущества
ВТСП двигатели различных типов, работающие в среде жидкого азота, имеют удельную выходную мощность в 3-4 раза выше, чем обычные электромоторы.
С 2005 г. в МАИ ведутся разработки высокодинамичных электродвигателей для приводов крионасосов водородной энергетики и систем криообеспечения силовых СП кабелей. Экспериментально показано, что высокодинамичные двигатели с постоянными магнитами и объемными ВТСП элементами имеют выходную мощность в 1,3-1,5 раза выше, чем обычные синхронные двигатели при тех же режимах охлаждения в среде жидкого азота.
В 2007 г. в МАИ совместно с ОАО «НПО Энергомаш имени ак. В. П. Глушко» и ОАО «АКБ Якорь» создан и успешно испытан промышленный образец крионасоса с ВТСП электроприводом для систем криообеспечения силовых СП кабелей.
Завершена разработка и испытания двигателей мощностью до 100 кВт. В стадии разработки находятся двигатели мощностью до 500 кВт.
Новизна предложенных решений защищена семью патентами на изобретения.
Исследования выполняются в рамках совместных немецко-российских проектов, объединяющих МАИ (Москва), ВНИИНМ им. А. А. Бочвара (Москва), ВЭИ (Москва), ИФТТ РАН (пос. Черноголовка, Московская область), IPHT (Jena, Deutschland), Oswald Elektromеotoren GmbH (Miltenberg, Deutschland), IEMA (Stuttgart, Deutschland), IFW (Dresden, Deutschland), а также по проекту «Наука ради мира» между МАИ и Оксфордским университетом (Великобритания).
Основные технические характеристики
- Электродвигатели гистерезисного типа
- Электродвигатели реактивного типа
Контакты:
+7 499 158-45-67
На территории ЛИИ им.Громова в подмосковном Жуковском стоит самолет с надписью на борту Ту-155. Эта уникальная машина - летающая лаборатория для отработки систем и двигателя, использующих криогенное топливо. Работы в этом направлении велись в конце 80-х годов. Ту-155 стал первым в мире самолетом, использующим в качестве топлива жидкий водород и сжиженный природный газ. Прошло 27 лет с первого полета этой необычной машины. И сейчас она тихо стоит среди списанных самолетов. Несколько раз ее хотели разрезать на металл. Так чем же уникален это самолет?
1.
Прежде чем говорить об этом самолете, стоит пояснить, что такое криогенное топливо и чем оно отличается от углеводородного. Криогеника -- это изменения свойств различных веществ в условиях крайне низких температур. То есть криогенное топливо означает “рожденное холодом”. Речь идет о жидком водороде, который хранится и перевозится в жидком состоянии при очень низких температурах. И о сжиженном природном газе, обладающем так же очень низкими температурами.
По сравнению с керосином, жидкий водород имеет ряд преимуществ. Он обладает втрое большей теплотворной способностью. То есть при сжигании равных масс, у водорода выделяется больше тепла, что напрямую влияет на экономические характеристики силовой установки. Кроме того, при его использовании в атмосферу выделяется вода и совсем небольшое количество окислов азота. Это делает силовую установку безвредной для атмосферы. Однако водород является очень опасным топливом. В смеси с кислородом он чрезвычайно горюч и взрывоопасен. Обладает исключительной проникающей способностью, а храниться и транспортироваться может только в сжиженном состоянии при очень низких температурах (-253°C).
Эти особенности водорода представляют собой достаточно большую проблему. Именно поэтому совместно с жидким водородом в качестве авиационного топлива рассматривался и природный газ. По сравнению с водородом он значительно дешевле и доступнее. Его можно хранить в сжиженном состоянии при температуре -160°C, а по сравнению с керосином, он обладает на 15% большей теплотворной способностью. Он в несколько раз дешевле керосина, что делает его также экономически выгодным в качестве авиационного топлива. Однако природный газ так же пожароопасен, хоть и в меньшей степени, чем водород. Именно с этими трудностями предстояло справиться инженерам ОКБ им.Туполева при создании экспериментального самолета Ту-155.
2.
Авиационные конструкторы впервые столкнулись с криогенной техникой. Поэтому проектирование шло не только в тиши конструкторских залов, но и в исследовательских лабораториях. Конструкторы шаг за шагом внедряли новые конструкторские решения и технологии, обеспечивающие создание принципиально новых систем самолета, криогенной силовой установки и систем, позволяющих ее безопасную эксплуатацию.
3.
Летающая лаборатория создавалась на базе серийного Ту-154, доработанного под стандарт Ту-154Б. Бортовой номер СССР-85035. Главным конструктором Ту-155 был назначен Владимир Александрович Андреев. В самолете имелось множество принципиальных отличий от базового варианта. Криогенный топливный бак объемом 17,5 м 3 вместе с системой подачи топлива и системой поддержания давления составлял экспериментальный топливный комплекс, размещенный в хвостовом отсеке фюзеляжа, отделенном от других отсеков самолета буферной зоной. Бак, трубопроводы и агрегаты топливного комплекса имели экранно-вакуумную изоляцию, обеспечивающую заданные теплопритоки. Буферные зоны защищали экипаж и жизненно важные отсеки самолета в случае нарушения герметичности водородных систем.
4.
На самолете был установлен экспериментальный турбореактивный двухконтурный двигатель НК-88, созданный в Самаре в двигателестроительном конструкторском бюро под руководством академика Николая Дмитриевича Кузнецова на базе серийного двигателя для Ту-154 НК-8-2. Он устанавливался вместо правого штатного двигателя и использовал для работы водород или природный газ. Два других двигателя были родными и работали на керосине. Сейчас они сняты. А вот НК-88 остался на месте.
5.
6.
7.
Для управления и контроля криогенного комплекса на самолете имеется ряд систем:
Гелиевая система, управляющая агрегатами силовой установки. Так как двигатель работал на водороде, к нему нельзя было подводить электроприводы. Именно по этому его систему управления заменили на гелиевую.
Азотная система, замещающая воздушную среду в отсеках, где возможны утечки криогенного топлива.
Система газового контроля, контролирующая газовую среду в отсеках самолета и предупреждающую экипаж в случае утечек водорода задолго до взрывоопасной концентрации.
Система контроля вакуума в теплоизоляционных полостях.
В грузовом отсеке носовой части фюзеляжа расположены круглые баллоны с азотом. Также они установлены и в салоне самолета выше иллюминаторов. На полу вместо пассажирских кресел установлены баллоны с гелием. Плюс стойки с контрольно-измерительной и записывающей аппаратурой.
В целом было создано и внедрено более 30-ти новых самолетных систем. Среди новых технологий важное место занимает технологический процесс, обеспечивающий очистку внутренних полостей трубопроводов и агрегатов. Потому что с высокоэффективной изоляцией и вакуумной герметичностью, чистота - залог безопасности будущего полета.
Кабина экипажа подверглась изменениям. Перегородка была перенесена глубже в салон, а в кабине установлены рабочие места второго борт-инженера, который отвечал за работу экспериментального двигателя и инженера-испытателя, который контролировал работу бортовых экспериментальных систем. В полу кабины был смонтирован люк аварийного покидания.
Для обслуживания самолета и выполнения испытательных работ был создан авиационный криогенный комплекс. Он состоял из системы заправки жидким водородом (или сжиженным природным газом), пневматического питания, энергоснабжения, телевизионного контроля, газового анализа, орошения водой в случае пожара, а также контроля качества криогенного топлива.
На этапе наземных испытаний выполнялась проверка функционирования всех экспериментальных систем, включая работу двигателя НК-88 на жидком водороде. Были отработаны режимы заправки, обслуживания вакуумных систем, режимы работы топливной системы и системы поддержания давления в сочетании с работающим двигателем. Одновременно отрабатывалась подготовка самолета к полету, заправка бортовых систем гелием и азотом.
На фотографии видно длинную трубу, тянущуюся из-под фюзеляжа к соплу центрального двигателя. Это система аварийного слива жидкого водорода (природного газа). Она позволяла в случае необходимости слить криогенное топливо на срез сопла среднего штатного двигателя. В процессе наземных испытаний были отработаны различные ситуации, связанные с опасностью возникновения взрыва и пожара.
9.
10.
11.
В процессе непосредственной подготовки к полету осуществлялась доставка жидкого водорода автозаправщиками. Они подсоединялись к самолету через стационарные криогенные трубопроводы с запорно-присоединительной арматурой, которая обеспечивала необходимые противопожарные разрывы между самолетом, заправщиком и местом сброса в атмосферу дренируемого газообразного водорода. После пристыковки заправщиков производился контроль качества жидкого водорода с использованием специального пробоотборника и газового хроматографа. Помимо обычных операций при подготовке самолета к полету проводилась подготовка экспериментального двигателя, экспериментальных систем самолета и наземного комплекса. Особое внимание уделялось средствам взрыво- и пожаробезопасности, системам газового контроля, азотной, контроля вакуума в изоляционных полостях, системе пожаротушения, вентиляции отсека топливного комплекса и мотогондолы. В процессе испытаний отрабатывались различные средства защиты от повышения концентрации водорода в отсеках, как с использованием нейтральной среды (азота), так и вентиляцией воздухом от бортовой системы кондиционирования.
Из-за большой взрывоопасности из отсека с топливным баком пришлось удалить практически все электрооборудование. Это исключило малейшую возможность искрообразования, а весь отсек постоянно продувался азотом или воздухом. Кроме того, пары водорода из бака нужно было отводить подальше от двигателей, чтобы избежать воспламенения. Для этого сделали дренажную систему. Один из ее элементов первым бросается в глаза на киле самолета. Это обтекатель выпускного коллектора.
12.
13.
К первому полету самолет готовили на Жуковской летно-испытательной и доводочной базе Туполева (ЖЛИиДБ). Ту-155 отбуксировали к месту запуска двигателей. “Я 035, прошу взлет”. “035, взлет разрешаю”. 15 апреля 1988 года в 17 часов 10 минут с подмосковного аэродрома стартовал в свой первый полет самолет Ту-155 с двигателем, работающем на жидком водороде. Его пилотировал экипаж в составе: первый пилот - заслуженный летчик испытатель СССР Владимир Андреевич Севанькаев, второй пилот - заслуженный летчик испытатель СССР Андрей Иванович Талалакин, борт-инженер - Анатолий Александрович Криулин, второй борт-инженер - Юрий Михайлович Кремлев, ведущий инженер-испытатель - Валерий Владимирович Архипов.
Полет проходил нормально. Контроль за его выполнением вели все наземные службы и самолет сопровождения Ту-134. Отработанные и проверенные на земле системы впервые проходили проверку в воздухе. Полет продолжался всего 21 минуту по малым кругам на разных высотах не выше 600 метров. Он завершился чуть раньше намеченного, для чего у инженера-испытателя Валерия Архипова были веские доводы: в азотном отсеке датчики зафиксировали наличие азота, который должен был автоматически появиться при утечках водорода. Но, слава Богу, причина была иная. Азот поступал через баллонный вентиль, разгерметизировавшийся при осуществлении самолетом крена в обе стороны от оси. Это стало понятно только на земле.
Был сделан только первый шаг на пути решения сложных проблем внедрения жидкого водорода в качестве авиационного топлива. В процессе летных испытаний были выполнены полеты по проверке работы силовой установки и систем самолета на различных режимах полета и при эволюциях самолета. Выполняли запуски экспериментального двигателя, испытывалась работа систем взрыво-пожаробезопасности в режимах создания нейтральной среды и вентиляции воздуха. В июне 1988 года программа летных испытаний на жидком водороде была выполнена полностью. После этого Ту-155 подвергся доработке для полетов с использованием сжиженного природного газа. Первый полет с использованием этого топлива состоялся 18 января 1989 года. Испытания самолета выполнял экипаж в составе: командир корабля - заслуженный летчик испытатель СССР Владимир Андреевич Севанькаев, второй пилот - Валерий Викторович Павлов, борт-инженер - Анатолий Александрович Криулин, второй борт-инженер - Юрий Михайлович Кремлев, ведущий инженер-испытатель - Валерий Владимирович Архипов.
Как сказал генеральный конструктор Алексей Андреевич Туполев: “Сегодня впервые в мире поднялся самолет, используя в качестве топлива сжиженный природный газ. И мы надеемся, что этот первый полет этого самолета он даст нам возможность собрать все научно-экспериментальные данные и построить самолет, на котором уже в ближайшее время смогут летать пассажиры”.
Испытания показали, что расход топлива по сравнению с керосином уменьшается почти на 15%. Плюс к этому они подтвердили возможность безопасной эксплуатации самолета на криогенном топливе. В ходе обширного комплекса испытаний на Ту-155 было установлено 14 мировых рекордов, а так же совершено несколько международных перелетов из Москвы в Братиславу (Чехословакия), Ниццу (Франция) и Ганновер (ФРГ). Общая наработка экспериментальной силовой установки превысила 145 часов.
В конце 90-х годов главный распорядитель российских газовых запасов Газпром выступил с инициативой постройки в начале грузо-пассажирского, а потом и просто пассажирского самолета, который мог бы полностью работать на сжиженном природном газе. Самолет получил наименование Ту-156 и создавался на базе уже имеющегося Ту-155. На него должны были устанавливаться три новых двигателя НК-89, аналогичные НК-88, но имеющие две независимые топливные системы: одну для керосина и другую для криогенного топлива. Были проведены большие исследовательские и расчетные работы по перекомпоновке отсеков и расположения топливных баков.
К 2000-му году на Самарском авиационном заводе должны были быть выпущены три Ту-156 и начата их сертификация и опытная эксплуатация. К сожалению, этого сделано не было. И препятствия к осуществлению задуманных планов были исключительно финансовыми.
Наверное, можно сказать, что Ту-155 обогнал свое время. На нем впервые применили системы, к которым человечество еще вернется. А Ту-155 достоин стоять в музее, а не среди забытых списанных самолетов.
На Международном авиационно-космическом салоне МАКС-2015 Научно-инженерная компания "НИК" и Б лаготворительный фонд "Легенды Авиации" при поддержке Администрации города Жуковский и ОАО “Авиасалон” впервые представили этот уникальный самолет широкой публике.
Текст в основном, видимо,
Как уже было сказано, для работы теплового двигателя требуются шк теплоты и холодильник, который по определению должен иметь более ю температуру. Почти всегда температура холодильника равна температуре ^ющего воздуха, тогда как температура источника тепла камеры сгорания, ого реактора или солнечного коллектора может варьироваться. Однако в е источника тепла можно использовать тело с температурой окружающей iJ При этом холодильник должен будет иметь более низкую температуру, ю можно получить с помощью криогенных жидкостей, кие двигатели получили название криогенных. Известны разработки _ри ментальных двигателей, работающих по открытому циклу Ренкина ользованием жидкого азота. На рис. 3.16 представлена схема такой ус - *и.
лкий азот находится в специальном криогенном резервуаре под давлени - Из этого резервуара жидкость направляется в теплообменник, через ко - к рабочему телу подводится некоторое количество теплоты, достаточное; о испарения. При этом мы получим уже газообразный азот с давлением pt __ иературой Tv
исходном положении выпускной клапан рабочего цилиндра закрыт, а впуск - I ікрьіт. В цилиндр поступает |і кмолей испарившегося азота. Действующее. ень давление газа заставляет его опускаться. Данный процесс происхо - ‘олводом тепла при постоянных давлении (р2 = р,) и температуре (Т2= Ту) пор, пока газ не заполнит объем цилиндра v2.
Мы имеем:
В следующем рабочем положении впускной клапан закрывается. Высомг давление газа внутри цилиндра приведет к продолжению движения поршня увеличению объема до тех пор, пока давление газа не станет равным р3 а занк маемый им объем - v3. Этот процесс может происходить как изотермическ" (Т3 = Ту) с продолжением подвода тепла, так и адиабатически (Т3 < Тх) в завн! симости от типа используемого устройства. Рассмотрим более предпочтительны изотермический процесс:
Рассмотрим теперь случай адиабатического расширения, который в реальных ■товиях осуществить гораздо легче. Если во время расширения теплообмен от - ствует, то температура газа будет изменяться по следующему закону:
Здесь для азота у = 1,4. Производимая при расширении работа
с, = R/(y - 1) = 20,8 кДжДкмоль К).
И/атм=Ра™""3 = ^ЛТ3"
В этом случае полезная работа будет равна
И s = pRT1-pRT3 + W23 = iiRT{Tl-T3) + iicv(T1-T3) = ii{Tl-T3)R-?-i. (38)
Таким образом, в рассмотренном выше примере конечная работа, полученн при расширении, окажется равной 4,2 МДж/кмоль, или 150 кДж/кг. Сравнич эту цифру с 5,7 МДж/кмоль, или 204 кДж/кг, для случая изотермического расширения и с удельной теплотой сгорания бензина 47 ООО кДж/кг.
Ясно, что удельная энергия криогенного рабочего тела может быть увеличена -> счет повышения рабочего давления. Однако этот прирост подчиняется логарифмиче-| скому закону. Так, при увеличении давления в 10 раз (до 10 МПа) удельная энег ■ гия возрастет до 11,4 МДж/кмоль, или всего в 2 раза. Заметим, что давлені 10 МПа соответствует 100 атм. Создание двигателя на такое рабочее давление - сложная техническая задача: двигатель окажется тяжелым и очень дорогим.
Бензиновые двигатели внутреннего сгорания имеют средний КПД на урог не 20 %. То есть полезная работа в расчете на 1 кг рабочего тела в бензиново двигателе равна 8000 кДж/кг и более, или почти в 40 раз больше, чем в криогенном двигателе.
В созданных первых экспериментальных образцах криогенных двигателей достигнутые значения удельной работы составляли менее 50 кДж/кг. В демонстрационном автомобиле с таким двигателем на 0,3 мили пути затрачивался 1 галло азота. То есть пока не удалось создать достаточно практичный криогенный дви гатель. Возможно, что после соответствующих доработок эффективность так:*" двигателей можно значительно улучшить1).
Криогенные двигатели для транспортных средств не обеспечивав пока большого пробега. В настоящее время стоимость жидкого азота равна оке 0,5 долл./кг, или 1,52 долл./галлон. С учетом достигнутых значений удельног пробега это значит, что при одинаковом пробеге стоимость используемого д - этого топлива будет в десятки раз больше, чем у бензиновых двигателей.
При этом больший удельный расход «топлива» требует большего его запа на транспортном средстве. А это, в свою очередь, приводит к уменьшению п лезного груза, который может перевозить автомобиль.
Прим. ред. Первым и одним из немногих разработчиков криогенного двигателя являє. Вашингтонский университет (США), который создал свой прототип LN2000 на базе почтово автомобиля Grumman-Olson. На автомобиль был установлен опытный 5-цилиндровый двигате мощностью 15 л. с., работающий на жидком азоте по открытому циклу Ренкина. Криогенны» двигатель обеспечивал максимальную скорость автомобиля 35,4 км/ч, а сосуд Дюара объек 80 л, который использовался для хранения жидкого азота под давлением 24 бара, обеспечив запас хода около 2 миль (3,2 км). Криогенный автомобиль был создан в середине 90-х годов і ходе поиска энергоустановок для автомобиля экологической категории ZEV (с нулевыми вь_ бросами), альтернативных электроприводу. В России также имеются энтузиасты, пытающие создать эффективный криогенный двигатель. Однако значительных успехов, говорящих о пе спективности и актуальности этого направления для автомобильного транспорта, ни в Росси, ни за рубежом, пока не достигнуто.
Единственным несомненным преимуществом криогенных двигателей являет - н экологическая чистота. Однако экологическая безвредность таких систем іеко не нулевая, поскольку для получения жидкого азота необходимы затраты ргии, сопровождающиеся вредными выбросами. Вопрос состоит в том, ком - нсируют ли экологические преимущества серьезные недостатки криогенных гателей, описанные выше.
Докажите, что теоретическая эффективность двигателя Стирлинга без регенерации
где ПCamot - эффективность цикла Карно, соответствующего данному температурному диапазону; v - число степеней свободы рабочего тела (газа); г - степень сжатия.
Какой газ лучше использовать в качестве рабочего тела? Объясните почему?
В примерах мы принимали степень сжатия равной 10. Какой была бы эффективность двигателя при степени сжатия 20? Какие недостатки будут иметь гсто при более высокой степени сжатия? Есть ли смысл увеличивать степень сжатия?
Нарисуйте процессы, характерные для двигателя Стирлинга, в диаграммах и Т, S для примера, приведенного в тексте. Какой физический смысл имеют дли под кривыми р, V - и 7~, .У - за в и с и м остей?
Рассмотрим два цилиндра А и В, внутри которых находятся поршни. Ра - е объемы внутри цилиндров могут меняться независимо. Максимальный ч каждого из этих цилиндров 10 м3, минимальный объем нулевой. Цилинд - гмдравлически соединены между собой так, что газ в любой точке объемов цилиндров будет иметь одинаковое давление. В начальный момент вре- объем цилиндра А равен 10 м3, а цилиндра В - нулю. Другими словами, ень А будет подниматься, а поршень В опускаться. Показатель адиабаты его тела у = 1,4.
жолько газа (кмоль) находится в системе при давлении 0,1 МПа и темпера - “гре 400 К.
3. Теперь представим, что поршень А поднялся так, что объем в цилиндре умек шился до 1 м3, а объем в цилиндре В остался неизменным. Чему равны т> пература газа и его давление при условии адиабатического процесса? Как энергия затрачена при сжатии?
4. Затем поршни стали двигаться одновременно до тех пор, пока объем в ц линдре А не стал равным нулю, а в цилиндре В - 1 м3. Чему равны давлен, и температура газа в цилиндре В!
5. Следующим этапом является передача теплоты в цилиндр В так, что* объем увеличился до 10 м3. Температура газа во время процесса не и> меняется. Сколько теплоты было предано газу во время этого процесс Какую работу совершил поршень В? Каково давление газа в конечном сс стоянии?
6. Теперь поршень В начинает подниматься, тогда как поршень А опускаете Происходит перетекание газа из одного цилиндра в другой. Этот проце». теоретически происходит без затрат энергии. Из цилиндра А теплота сбр сывается в окружающую среду, и газ охлаждается до температуры 400 В конечном положении, когда цилиндр А имеет максимальный объем, ці считается полностью завершенным. Сколько энергии в течение этого прс цесса было сброшено в окружающую среду?
7. Чему равна эффективность данной машины, т. е. чему равно отношение с" марной произведенной работы к поступившей от нагревателя теплоте?
8. Как эта эффективность соотносится с эффективностью цикла Карно?
9. Нарисуйте рассмотренные процессы в р, У - и 7, ^диаграммах.
10. Получите формулу для эффективности в зависимости от степени сжатия Нарисуйте кривую зависимости КПД от г в диапазоне 1 < г < 100.
11. Если полученное значение эффективности окажется явно завышенным (н реалистичным), например, равным 10 000, какой тогда будет действителы эффективность? Может ли она превышать эффективность цикла Карно? Об ясните свои выводы.
3.4. Представим себе некоторую машину, снабженную искровым двигател.: внутреннего сгорания (цикл Отто). Этот двигатель использует бензин (для пр< стоты допустим, что бензин состоит из чистого пентана), и поэтому его степе сжатия ограничена и равна девяти. Номинальный удельный расход топлива а томобиля 40 миль/галлон.
Поскольку в бензиновых двигателях в качестве топлива можно использовать ъ нол, владелец машины решил перевести её на этот вид топлива. При этом степ», сжатия "увеличилась до 12. Примем, что в любом случае реальная эффективное автомобиля приблизительно равна половине теоретической эффективности. Че равен удельный расход топлива автомобилем на этаноле?
Низшая теплота сгорания и плотность рассматриваемых веществ: пентана - 28.16 МДж/л, 0,626 кг/л; этанола - 21,15 МДж/л, 0,789 кг/л.
Решите эту задачу дважды, один раз для у = 1,67, а другой для у = 1,4.
3.5. Рассмотрим цилиндр с бесфрикционным поршнем. В начальной стадии эксперимента он содержит 1 л газа (у = 1,4, с. = 20 кДж/(К кмоль)) при темпера - ■ре 400 К и давлений 105 Па.
Сколько газа в кмолях находится в цилиндре?
2 Чему в данном случае равно произведение pV!
ГКсть теперь поршень перемещается с уменьшением объема газа до 0,1 л. Сжатие происходит адиабатически.
Чему равно давление газа после сжатия? і Чему стала равна температура газа?
J Какая работа была совершена компрессором?
1 мерь к газу изотермически подведем 500 Дж теплоты.
і Чему после этого стал равен объем газа?
Чему стало равно лавление?
Поскольку при подводе теплоты газ расширяется (поршень перемещается), какую работу он совершает?
Г „чъ теперь газ расширяется адиабатически до тех пор, пока его объем не ста - равным 1 л.
Чему равно давление газа после адиабатического расширения? і Чему равна температура газа?
какая работа совершена при адиабатическом расширении?
Перь пусть теплота от газа отводится изотермически, пока его давление не іет равным 105 Па. При этом система возвращается в состояние 1.
2. Чему равна суммарная работа поршня, переданная внешней нагрузке? каково общее количество теплоты, полученной системой (отведенную теп - .оту здесь не учитываем)?
Чему равна эффективность устройства?
5 Чему равна соответствующая эффективность цикла Карно?
№ Нарисуйте процессы и весь цикл в р. К-диаграмме.
Предположим, что бензин имеет октановое число 86. Октановое число этанола равно 160. Примем у= 1,4.
1. Как изменилась теплотворная способность 1 л смеси по сравнению с теплотворной способностью чистого бензина?
2. Чему равно октановое число всей смеси?
Примем, что максимально допустимая степень сжатия топлива г = 0,093 Ог, гле Ог - октановое число.
3. Чему равна максимальная степень сжатия бензинового двигателя? Двигателг работающего на смешанном топливе?
4. Чему равна относительная эффективность двигателя?
5. Чему равен удельный расход топлива на единицу пройденного пути в сл> чае, когда используется чистый бензин и когда применяется топливная смесь?
3.7. Поршневой двигатель открытого цикла работает на атмосферном возду>е. который поступает в него в количестве 23 ■ 10 () кмоль при температуре 300 К и давлении 105 Па. Степень сжатия двигателя равна 5,74.
Сжатие и расширение происходят адиабатически. Подвод тепла осуществляется изобарически, а его отвод - изотермически. За цикл к газу подводится 500 Jb теплоты. Воздух имеет с. = 20 790 Дж/(К - кмоль) и у = 1,4.
Чему равна теоретическая эффективность двигателя? Сравните её с эффективностью цикла Карно.
Выполните следующие действия:
рассчитайте начальный объем цилиндра;
определите для процесса адиабатического сжатия конечные значения V, р, Т и требуемой работы:
определите термодинамические параметры системы после подвода тепла; вычислите совершенную в процессе расширения работу.
3.8. Некоторый двигатель Стирлинга реализует при работе только половин; своей теоретической эффективности. Двигатель работает в диапазоне температур от 1000 до 400 К. Какой будет эффективность устройства в следующих случаях:
1. Если использовать идеальный регенератор тепла, аргон в качестве рабочего тела, и степень сжатия 10:1.
2. При тех же, что и в п. 1, условиях степень сжатия равна 20:1.
3. При тех же, что и в п. 1, условиях, но без использования регенератора.
4. При тех же, что и в п. 2, условиях, но без использования регенератора.
3 9. При использовании обогащенных смесей уменьшается эффективность двигателя Отто, тогда как при работе на обедненной смеси могут возникнуть про - темы ее поджига. Решением этого вопроса может быть применение двигателей со стратифицированным горением.
Рассмотрим двигатель со степенью сжатия 9:1. Богатая смесь имеет у = 1,2, бедная смесь у = 1,6. При всех прочих равных условиях чему равно отношение ■»Ффективности использования обедненной смеси к эффективности использо - В. 4ия обогащенной смеси?
3.8. Рассмотрим двигатель Отто с искровым зажиганием, имеющий следующие характеристики:
максимальный объем цилиндра VQ= 1 л (КН м3); степень сжатия г = 9:1; давление в конце впуска р0= 5 104 Па; температура смеси в конце впуска 70 = 400 К; среднее значение показателя адиабаты смеси 1,4;
удельная теплоемкость смеси (при постоянном объеме) с = 20 кДжДК - кмоль).
кая мощность передается нагрузке, если вал двигателя вращается с частотой > *00 об/мин?
Чтомные массы: Н - 1 дальтон: С - 12 дальтон; N - 14 дальтон: 0-16 даль - тон. Присутствием аргона в смеси можно пренебречь.
3.12. Высшая теплота сгорания и-гептана (при 1 атм и 20 °С) равна 48,11 МДж/кг. Чему равна низшая теплота сгорания?
3.13. 1 моль некоторого газа (у = 1,6, cv = 13,86 Дж/(К кмоль) при 300 К занимает ьем 1 л. Для каждого шага, описанного ниже, определите величины р, Vu Т.
Шаг 1 -> 2.
Адиабатическое сжатие газа до объема 0,1 л. Какое количество энергии tV12 было затрачено при сжатии?
Шаг 2 -> 3.
Изотермическая передача рабочему телу 10 кДж тепла. Чему равна внешняя работа?
Шаг 3 -> 4.
Адиабатическое расширение газа 10:1.
Шаг 4 -> 1.
Изотермический отвод теплоты с возвратом газа в состояние 1. Чему равна отведенная энергия?
Чему равна общая эффективность цикла?
Чему равна эффективность соответствующего цикла Карно?
Какую мощность будет иметь двигатель, если его вал вращается с частотой 5000 об/мин (5000 циклов в минуту)?
3.14. В двигателе Стирлинга, рассмотренном ранее, происходит изотермическое сжатие, за которым следует изохорический подвод тепла, изотермическое сжатие и изохорический отвод тепла.
Изотермическое сжатие достаточно сложно обеспечить, особенно в двигателях, имеющих большую частоту врашения. Поэтому предположим, что двигатель при работе осуществляет адиабатическое сжатие. Примел., что другие фазы работы рассматриваемого двигателя соответствуют фазам ранее описанного двигателя. Так, при изотермическом подводе тепла к рабочему телу подводится 293 Дж. То есть «горячий» цилиндр после процесса адиабатического сжатия будет иметь температуру 652 К до окончания процесса подвола теплоты.
Определите теоретическую эффективность двигателя (без регенерации тепла) и сравните её с эффективностью соответствующего цикла Карно.
Определите мощность, производимую одним цилиндром данного двигателя, принимая условие, что эффективность реального двигателя будет приблизительно в 2 раза меньше, чем эффективность идеального. Частота вращения вала двигателя 1800 об/мин. Каждый оборот врашения вала соответствует одному полному циклу двигателя. Для расчетов примите у = 1,4.
3.15. Предположим, что двигатель работает в температурном диапазоне между 1000 и 500 К с эффективностью двигателя Карно. Источник теплоты имеет мощность 100 кВт и температуру 1500 К. Данное тепло передается рабочему телу ранее описанного двигателя. Допустим, что передача теплового потока осуществляется при температурном градиенте, снижающем температуру от 1500 до 1000 К. Эффективность передачи тепла при этом примем равной 100 %, т. е. мощность 100 кВт подводится к двигателю без потерь.
Чему равна эффективность описанного выше двигателя, работающего по циклу Іирно? Чему равна полезная мощность данной системы (двигателя)?
3.16. Паровой котел подает пар в паровую турбину. В стенках котла имейся каналы, по которым протекает пар. Эти стенки с одной стороны находятся в зоне действия пламени топки. Температура нагретого пара 500 К, -.чпература стенки, контактирующей с пламенем, 1000 К. Через каждый квадратный сантиметр поверхности нагрева проходит тепловой поток 1 кВт. Теплопроводность металлических стенок канала X зависит от температуры следующему закону: X = 355 - 0.111Т (в системе СИ). Температура под- с" чвляется в кельвинах.
Рассчитайте толщину стенки.
2 Определите температуру в средней точке между внутренней и внешней стенкой канала.
I". Четырехтактный двигатель Отто с искровым зажиганием имеет общий объем линдров 2 л и работает на метане (высшая теплота сгорания 55,6 МДж/кг). тепень сжатия в двигателе 10:1. Для впрыска топлива используется инжек - ная система, которая подает топливо таким образом чтобы выдерживалось аанное стехиометрическое соотношение. Показатель адиабаты смеси равен 1,4. ■стена обладает среднестатистическим уровнем потерь, поэтому действитель - ч мощность, которую вырабатывает двигатель, составляет 30 % идеальной, начале процесса сжатия давление рабочей смеси составляет только 5 104 На < температуре 350 К, так как гидравлические потери на входе можно считать небрежимо малыми.
му равна мощность, передаваемая двигателем на нагрузку, если частота вра - ргния его вала равна 5000 об/мин? С учетом особенностей двигателя расчет Сходимо произвести исходя из низшей теплоты сгорания топлива.
18. Рассмотрим двигатель с искровым зажиганием, степень сжатия которого на 9:1. Газ внутри цилиндра имеет у= 1,5.
начальном состоянии рабочее тело имеет следующие параметры: = I л;
I атм; Тх = 300 К.
конце процесса сжатия впрыскивается 10 мг бензина, затем смесь поджига - г"я. Сгорание топлива происходит мгновенно. Примем, что удельная теплота ания бензина 45 МДж/кг.
Определите идеальную эффективность двигателя.
Подсчитайте эффективность соответствующего заданным условиям цикла Карно.
3. Докажите, что уменьшение количества впрыскиваемого топлива за один пики приведет к приближению эффективности цикла Отто к эффективности ЦИК Карно.
3.19. В дизельном двигателе топливо впрыскивается в горячий сжатый воздух, находящийся в цилиндре, после чего смесь самопроизвольно возгорается. Предположим, что топливо подается относительно медленно, так что сгорание смеси имеет место практически при постоянном давлении. Степень сжатия г, использ> ■ емая в большинстве дизельных двигателей, находится в диапазоне между 16:1 и 22:1. В дизельных двигателях самопроизвольный поджиг надежно происходи при температуре воздуха не ниже 800 К.
Воздух имеет отношение удельной теплоемкости при постоянном давлении к удельной теплоемкости при постоянном объеме, равное 1,4 (у = 1,4). Пус температура воздуха на входе в холодный дизельный двигатель 300 К.
Какой должна быть минимальная степень сжатия, требуемая для запуска двигателя?
3.20. Рассмотрим машину, которая использует в качестве рабочего тела возд> і (у = 1,4) и выполняет последовательный ряд термодинамических процессов В конце каждого процесса определите характеристики состояния газа (давлениг. объем и температуру), а также энергию, характерную для каждого процесса.
В начальном состоянии (состояние 1) газ имеет следующие характеристики рх = 105 Па; Vx = 10-3 м3; Тх = 300 К.
1. 1-й процесс (шаг I -> 2): адиабатическое сжатие, уменьшение объема до 10-4 м3.
2. 2-й процесс (шаг 2 -> 3): изобарический подвод 200 Дж теплоты.
3. 3-й процесс (шаг 3 -> 4): адиабатическое расширение до V4 = 10_3м3.
Подсчитайте всю тепловую и механическую энергию, которая подводится к двигателю, и всю механическую энергию, отводящуюся от него. Исходя из этого определите эффективность машины. (Подсказка: не забудьте учесть все процессы, в которых отводится энергия.)
3. 21.В цикле дизельного двигателя можно различить следующие фазы:
фаза 1 2. Адиабатическое сжатие чистого воздуха от объема Vx до объема " :
фаза 2 -> 3. Сжигание топлива при постоянном давлении с расширением от объема V2 до объема К3;
фаза 3^4. Адиабатическое расширение от объема V3 до объема V4; фаза 4 -» 1. Изохорический отвод тепла, при котором газ оказывается в первоначальных условиях.
т цикл похож на цикл Отто с той лишь разницей, что в никле Отто сгорание исходит изохорически, тогда как в дизельном двигателе - изобарически, смотрим цикл, в котором Fj = К) 3 м3, V2 = 50 Ш-6 м3, V3 = 100 10-6 м3, = 105 Па, 7] - 300 К и для всех процессов будем считать у = 1,4.
Подсчитайте теоретическую эффективность цикла.
Подсчитайте эффективность с помощью уравнения эффективности цикла Дизеля, полученного в гл. 4.
Подсчитайте эффективность путем оценки всей механической энергии (сжатия и расширения) и всех тепловых процессов (подвода и отвода тепла). Будьте достаточно осторожными при анализе того, что происходит во время фазы сгорания (2->3), когда выделяется энергия сгорания топлива и одновременно производится некоторая механическая работа.
льтаты по пп. 2 и 3 должны быть одинаковыми.