Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...

Статьи Чертежи Таблицы О сайте Реклама

Адиабатическая температура сгорания

Здесь Та — адиабатическая температура сгорания в предтопке, К величина Фа, °С, определи ется по энтальпии газов / , принимаемой равной QI, и при избытке "воздуха в конце предтопка  [c.30]

Теоретическая (адиабатическая) температура сгорания Температура на выходе из топки Температура уходящих газов  [c.64]

Для определения максимальной теоретической температуры продуктов сгорания (адиабатической температуры сгорания) система уравнений химического равновесия дополняется условием сохранения полной энтальпии в исходном топливе (горючее плюс окислитель) и в рабочем веществе (продуктах сгорания)  [c.164]


Не —число Рейнольдса 5 — удельная энтропия 5 — молярная энтропия 5 — периметр горения порохового заряда 8с — число Шмидта t — толщина t — время 4 Ь — время горения г — время пребывания trg — время пребывания газообразных продуктов Т —температура Г — температура торможения (7к)ад — адиабатическая температура сгорания Т/ — адиабатическая температура стенки и — скорость горения  [c.18]

Адиабатическая температура сгорания  [c.168]

Адиабатическая температура сгорания 169/  [c.169]

Вычислим адиабатическую температуру сгорания этого топлива при начальной температуре его, равной 298,16° К (г = 0). Теплота образования топлива равна  [c.174]

Фиг. 3.4. Зависимость адиабатической температуры сгорания и молекулярного веса продуктов сгорания реакции жидкий кислород+керосин от коэффициента избытка горючего. Фиг. 3.4. Зависимость адиабатической температуры сгорания и молекулярного веса <a href="/info/30325">продуктов сгорания</a> реакции <a href="/info/63473">жидкий кислород</a>+керосин от коэффициента избытка горючего.
Фиг. 3.5. Зависимость адиабатической температуры сгорания различных топлив от коэффициента избытка горючего. Фиг. 3.5. Зависимость адиабатической температуры сгорания различных топлив от коэффициента избытка горючего.
Адиабатическая температура сгорания, 168—180 Акустическое исследование камеры сгорания, 674—677 Аномальное горение твердых топлив,  [c.784]

Найти нужное объемное отношение воздух/топливо для того, чтобы расчетная температура продуктов горения была равной 2500 К в случае полного сгорания оксида углерода в воздухе в стационарно работающей адиабатической камере сгорания. Начальная температура воздуха и оксида углерода равна 25°С, кинетическими энергиями можно пренебречь.  [c.460]

Адиабатическая температура , °С, определяется по полезному тепловыделению в топке QT (формула 6-33)," равному энтальпии продуктов сгорания /0, при избытке воздуха в конце топки ат.  [c.26]


За показатель температурного уровня можно принять максимально возможную температуру в условиях отсутствия теплоотвода — адиабатическую температуру продуктов сгорания (i a), которая определяется количеством вносимой в топку теплоты, включающей теплоту сгорания топлива и теплоту вносимого в топку воздуха Qa, и объемом продуктов сгорания Vr.  [c.84]

Безразмерная температура продуктов сгорания на выходе из топки (0т") представляет собой отношение действительной абсолютной температуры на выходе из топки (Т/ ) к абсолютной теоретической температуре продуктов сгорания (Га). Под теоретической температурой продуктов сгорания (адиабатической температурой) понимают максимальную температуру при сжигании топлива с расчетным коэффициентом избытка воздуха, которую могли бы иметь продукты сгорания, если бы в топке отсутствовал теплообмен с экранными поверхностями нагрева.  [c.134]

Га — теоретическая температура сгорания, °К, условно принимаемая равной расчетной температуре при адиабатическом сгорании.  [c.205]

Адиабатическая температура в конце изобарического процесса сгорания может быть вычислена из уравнения сохранения энергии, примененного для реакции в целом. Это уравнение можно составить, если использовать заранее выбранное состояние, определяющее химический состав, давление и температуру отсчета. Исходное давление отсчета обычно принимается равным 1 ат.  [c.168]

Температура Гк является, таким образом, адиабатической температурой пламени. Если в ходе процесса сгорания имеются потери энтальпии Аг, то новая конечная температура Tf определяется следующим уравнением  [c.171]

Пусть Tf будет адиабатическая температура стенки Twg — температура стенки со стороны газа Г , ж — температура стенки со стороны, омываемой жидкостью, и Тт — температура жидкости. Удельный тепловой поток, воспринимаемый стенкой камеры сгорания, равен сумме конвективного удельного теплового потока Фк я лучистого удельного теплового потока Фт-  [c.446]

Известна жидкостная двигательная установка с водоохлаждаемой камерой сгорания, характеризуемой таким же давлением, массой выхлопного потока и геометрией сопла, как и моделируемый двигатель твердого топлива. Кроме моделирования химического состава, можно хорошо воспроизвести тепловой поток за счет регулирования энтальпии газа, давления, внутренних характеристик сопла и определенных свойств выхлопного газа. Тепловой поток можно подсчитать исходя из эффективного коэффициента пленки, температуры стенок и адиабатической температуры стенок.  [c.249]

Изложенные методы расчетов и экспериментальных оценок ракетных двигателей являются, конечно, идеализированными Если в ракетном топливе используются металлы или их соеда не-ния, то в процессе адиабатического расширения возможна конден сация некоторых продуктов сгорания. При конденсации выделяется тепло и уменьшается число молей газа. Из-за высокой скорости потока условия равновесия не выполняются. Для определения различных видов потерь в дополнение к обусловленным запаздыванием по температуре и скорости требуется знать скорость образования зародышей, конденсации (разд. 3.2) и химических реакций (разд. 3.3). Однако для веществ, образующихся при работе ракетного двигателя, и условий его работы указанные-скорости в общем случае неизвестны. В этом состоит основная трудность сравнения расчетных и действительных характеристик ракетного двигателя.  [c.335]

Процесс адиабатического расширения рабочего тела в такой установке осуществляется последовательно в нескольких ступенях турбины, причем после расширения в каждой из ступеней рабочее тело подается в промежуточные камеры сгорания, где его температура за счет дополнительного сжигания топлива доводится до первоначальной.  [c.403]


Для того чтобы регенерация тепла в начальном цикле 12341 была возможна, температура Ti в конце адиабатического расширения продуктов сгорания должна  [c.408]

Для остальных топлив температура газов принимается равной температуре начала деформации золы 1, но не вышеП00°С. По принятой температуре газов на выходе из топки 0"т и адиабатической температуре сгорания топлива определяют тепловые, а по принятому значению — излу-чательные характеристики газов, с Использованием геометрических параметров топочной камеры и закономерностей лучистого теплообмена получают расчетным путем выходную температуру газов "т.  [c.187]

При расчете теплообмена в топке важной характеристикой является теоретическая температура горения, под которой понимают адиабатическую температуру горения при существующем коэффициенте избытка воздуха в топке. Теоретическая температура горения — это та, которую можно получить при отсутствии теплообмена в топке, она является максимально возможной при сжигании данного топлива. Вследствие интенсивного лучистого теплообмена в топочной камере температура продуктов сгорания, естественно, всегда ниже. Наряду с теоретической температурой горения важным параметром, характеризующим работу топки, является температура газов, покидающих топку. Эта температура должна быть ниже размягчения золы данного топлива. Для большинства отечественных твердых топлив она составляет 1100°С. Снижение температуры в топке до этого значения достигается чаще всего установкой дополнительных трубчатых теплообменных поверхностей, которые называюгся экранами.  [c.245]

Теоретическая температура сгорания принимается равной температуре, которую имели бы газы при адиабатическом сгорании топлива. Она рассчитывается по величине полезного тепловыделения в топке Q ,, равного теплосодержанию продуктов сгорания топлива при теоретической температуре [°С] и избытке воздуха в конце топки. Полезное тепловыделение в топке рассчиты-214  [c.244]

Теоретическая температура сгорания принимается равной тем[ш-ратуре, которая имела бы место при адиабатическом сгорании топ-лнва.ЗОна рассчитывается по величине полезного тепловыделения в топке Q , которое приравнивается теплосодержанию газов при теоретической температуре ° С п избытке воздуха в конце топки.  [c.244]

Температура, получаемая при условии, что все выделяемое в топке тепло будет израсходовано на подогрев продуктов сгорания при отсутствии теплообмена в топке, называется теоретической (адиабатической) температурой да. На рис. 6-4 также показан характер распределения действительной температуры по высоте топки, развиваемой в условиях теплообмена с топочными экранами. Это распределение зависит от интенсивности тепловыделения и интенсивности теплоотвода экранным поверхностям топки. В зоне воспламенения интенсивность тепловыделения превышает интенсивность теплоотвода, в результате чего температура возрастает. Максимальная температура дмакс устанавливается в ядре горения. В зоне догорания все более превалирует интенсивность теплоотвода. По мере приближения к выходу из топки температура падает и достигает при данных условиях конкретного значения "т. При этом в топочной камере воспринимается до 35—40% общего тепловыделения.  [c.66]

Объемный состав баллонного газа соответствует 54% пропана СзНв и 46% бутана С4Н10. При стационарной подаче газа при 25°С в адиабатическую камеру сгорания температура продуктов составила 1000 К. Различием в кинетических энергиях на входе и выходе можно пренебречь. Найти процентное выражение избыточного воздуха.  [c.459]

Температура сгорания газов. Жаропроизводитель-ность горючих газов определяется как температура продуктов их полного сгорания в адиабатических условиях с коэффициентом избытка воздуха а=1,0 и при температурах газа и воздуха t—0° .  [c.17]

Для рассматриваемого случая существенно, что в первом слое детонационной волны (адиабатическом скачке уплотнения) температура торможения остается неизменной Ti = Т . Следовательно, критическая скорость в первом слое не изменяется Й1кр = а2нр, тогда как в продуктах сгорания значение ее увели --чивается, Г > Г и, соответственно, аз р > ai p. Это обстоятельство необходимо учесть в дальнейшем при вычислении приведенных скоростей  [c.219]

Особенностью парогазового цикла является необратимый характер процессов 41 и 3"3 из-за теплообмена при конечной разности температур между водяными парами и газообразными продуктами сгорания и их смешения. Линия 34 в пароводяном цикле изображает регенеративный подогрев питательной воды теплотой отработанных газов, выделяющейся на участке 4 Г. Вода поступает в регенеративный теплообменник после сжатия в насосе. Если давление, до которого сжимается вода, превышает давление в камере сгорания, то при впрыске воды в парогазогенератор давление ее резко уменьшается от рз до р, равного давлению в камере сгорания. Этот процесс, происходящий без совершения полезной внешней работы и теплообмена (из-за скоротечности процесса) с горячими газами, можно рассматривать как адиабатическое дросселирование, вследствие чего /4 = ц (из этого условия легко определить положение точки 6 на Т—а-диаграмме). Вследствие необратимости процесса 46 теряется полезная работа А/ , равная Гз (а — а4), если температура окружающей среды Т = Т2.  [c.588]

На рис. 5.4 показана схема перехода горения газовой смеси при поджигании ее у закрытого конца трубы [30]. Физической причиной возникновения детонации является взрыв адиабатически сжатой газовой смеси. На начальном этапе горения (см. рис. 5.4) образуется ламинарное пламя П. В результате расщирения продуктов сгорания перед фронтом пламени возникает волна сжатия 5, за которой происходит ускорение движения фронта пламени и непрореагировавщей газовой смеси. В дальнейшем в связи с турбулизацией потока газа перед пламенем оно превращается в турбулентную область сгорания. В результате увеличивается скорость распространения пламени относительно несгоревщей смеси, что приводит к увеличению давления и температуры в волне сжатия. Прогрессивное увеличение амплитуды волны сжатия происходит до тех пор, пока не создаются условия, необходимые для взрывного воспламенения адиабатически сжатой смеси и перехода процесса в детонационный.  [c.98]


Для однофазных рабочих тел, т. е. газов (напомним, что жидкости вследствие малого коэффициента теплового расширения нецелесообразно применять в качестве рабочих тел тепловых двигателей), процесс подвода теплоты может быть приближен к изотермическому, если он будет состоять из чередующихся процессов изобарического подвода небольшого количества теплоты с последующим адиабатическим расширением в небольшом интервале давлений (рис. 8.4). Такой процесс может быть осуществлен, например, в газовой турбине при ступенчатом сжигании топлива с последующим расширением продуктов сгорания в отдельных ступенях турбины. После расширения в одной из ступеней турбины рабочее тело подается в промежуточную камеру сгорания, где его температура посредством дополнительного сжигания топлива доводится до первоначальной. Чем больше таких ступеней и чем меньше расширение в каждой из ступеней, тем ближе кривая процесса, представляющая собой пилообразную линию, к изотерл е. Аналогично процесс отвода теплоты путем многоступенчатого сжатия с промежуточным  [c.512]

Теоретический цикл воздушно-реактивного двигателя представлен в p—v координатах на рис. 13-5. Линия 1 2 соответствует процессу сжатия набегающего потока воздуха в диффузоре при движении летательного аппарата с большой скоростью, лишя 2 3 — изобарическому процессу подвода тепла при сгорании топлива, линия 3 — адиабатическому расширению продуктов сгорания в сопле, линия 4 I — охлаждению удаленных в атмосферу продуктов сгс рания до температуры окружающей среды.  [c.422]


Смотреть страницы где упоминается термин Адиабатическая температура сгорания : [c.89]    [c.83]    [c.164]    [c.165]    [c.156]    [c.153]    [c.187]    [c.103]    [c.187]    [c.165]    [c.563]    [c.383]    [c.405]   
Смотреть главы в:

Ракетные двигатели  -> Адиабатическая температура сгорания


Ракетные двигатели (1962) -- [ c.168 , c.180 ]



ПОИСК



Температура сгорания



© 2025 Mash-xxl.info Реклама на сайте