Двигатели Температура газов

Явление ползучести металлов при высокой температуре порядка 500 °С наблюдается в деталях паровых турбин — трубопроводах, дисках, лопатках. Паровые турбины до сих пор производят значительную долю электрической энергии. Другим примером могут служить газотурбинные самолетные двигатели, температура газа в которых достигает 1300°С Основной причиной выхода из строя турбин является ползучесть рабочих лопаток. Высокие рабочие температуры применяются также в различных высокотемпературных технологических процессах, например нефтехимических и при переработке нефти. С проблемой учета ползучести металлических панелей мы встречаемся в системе термической защиты космических аппаратов, атомной энергетике и др. К конструкциям, работающим в условиях высоких температур, должны быть предъявлены следующие требования деформация не должна превышать допустимую в соответствии с выполняемыми конструктивными функциями изделия не должно произойти разрушения конструкции вследствие ползучести. [c.304]

Не менее острой является проблема охлаждения стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя. В камере сгорания таких двигателей температура газа превышает 3000° С, и поэтому даже при наружном охлаждении стенок топливом возможен прогар сопла. Проблема тепловой защиты стенок сопла и камеры ракетного двигателя твердого топлива усложняется тем, что топливо не может быть использовано для внешнего охлаждения. [c.245]

В настоящее время у ряда серийных двигателей температура газа перед турбиной (Г ) достигла значений 1500. .. 1650 К-Прогнозы показывают, что в 1990—2000 гг. температура Г ГТД, предназначенных для самолетов гражданской авиации, достигнет значений 1700... 1800 К. [c.188]

При генераторных газах, производимых недалеко от двигателей, температура газа обусловливается устройством охладительно-очисти-тельной системы. В таких случаях наладчик должен экспериментально найти наиболее низкую, достижимую в данной обстановке, температуру газа перед двигателем. Степень охлаждения газа лимитируется как усложнением охладительной аппаратуры и увеличением расхода воды, так и климатическими условиями и временем года. Обычно температура силового генераторного газа держится по летнему периоду не выше 25—35 ° С. [c.316]

В зависимости от типа двигателя температура газов внутри цилиндра в период сгорания рабочей смеси достигает примерно 2000—2500° С. Средняя же температура газов за рабочий цикл при полной нагрузке двигателя колеблется от 600 до 1000° С. [c.317]

В работающем двигателе температура газов в течение рабочего цикла повышается до 800—900° С. Однако из общего количества тепловой энергии, выделяющейся при сгорании горючего, только часть ее (около 40%) превращается в полезную механическую работу. Остальное тепло передается деталям двигателя, вызывая их сильный нагрев, и уносится отработавшими газами. [c.46]

В процессе сгорания топлива в двигателе температура газов повышается до 800—900° С. Значительная часть (около 60%) энергии сжигаемого топлива расходуется на нагрев двигателя и выходит с отработавшими газами в атмосферу. С повышением температуры повышается износ деталей двигателя, происходит коксование масла, обгорают поверхности клапанов, днища, поршней, ухудшается наполнение цилиндров горючей смесью и, следовательно, снижается мощность двигателя. [c.66]

Тугоплавкие сплавы применяются в авиации сверхзвуковых скоростей и в ракетной технике. В атомной прямоточной ракете и ракетах с плазменным двигателем температура газа очень высока, в связи с чем в таких двигателях даже детали из тугоплавких сплавов подвергаются охлаждению. [c.173]

Влияние теплового режима на работу двигателя. Температура газов в камере сгорания в момент воспламенения смеси превышает 2000°С. Такая температура при отсутствии искусственного охлаждения привела бы к сильному нагреву деталей и их разрушению. Поэтому необходимо воздушное или жидкостное охлаждение двигателя. [c.37]

Температура деталей. При работе двигателя температура газов, т. е. рабочего тела, которым осуществляют цикл, непосредственно меняется от минимальных, наблюдаемых в конце впуска и равных 75ч-126°С, до максимальных в конце процесса сгорания и равных 19004-2200° С. Вследствие тепловой инерции температура деталей, соприкасающихся с рабочим телом, не может мгновенно изменяться, поэтому каждая деталь приобретает некоторую среднюю температуру, характерную для данного двигателя п за- [c.32]

С помощью приведенной зависимости, при заданном давлении наддува двигателя р,, по известной из опыта эксплуатации двигателя температуре газов Тд можно после оценки значений к. п. д. т и приближенно определить необходимое давление газов перед турбиной, которое в данном случае [c.649]

Для современных двигателей и двигателей ближайшего будущего температура газа перед турбиной имеет тенденцию к возрастанию. Возрастает и температура воздуха на выходе из компрессора в связи с увеличением степени повышения давления. В ближайшее время температура воздуха на выходе из компрессора будет порядка 1000 К и более, т. е. такой, какой была на заре развития турбореактивных двигателей температура газов перед турбиной. Вследствие этого особенно остро встает вопрос о защите подшипниковых узлов от проникновения к ним теплового потока, передаваемого благодаря теплопроводности, например, от диска в вал и далее к подшипнику либо теплоизлучением от дисков, деталей камеры сгорания, соплового аппарата, сопла или форсажной камеры. Для уменьшения теплового потока, поступающего от нагретых элементов двигателя, существует ряд конструкторских решений. Так, например, корпус опор покрывают теплоизоляцией, а для снижения теплового потока от вала к подшипнику последний устанавливают на вал через промежуточную втулку, на внутренней либо наружной поверхности которой выполняются кольцевые или продольные пазы для уменьшения площади соприкосновения ее с более нагретым валом или корпусом. [c.199]

Будем полагать, что во внутреннем объеме двигателя температура газов сохраняется постоянной, равной температуре горения топлива. При этом изменение параметров газового потока на участке д—к будет определяться двумя уравнениями количества движения и сплошности. [c.129]

Для двухтактных двигателей требуются турбокомпрессоры с более высокими минимальными к. п, д., так как в этих двигателях больше удельный расход воздуха и меньше удельная энергия выпускных газов в связи с более низкой, чем в четырехтактных двигателях, температурой газов перед турбиной. При наддуве малооборотных двухтактных дизелей с прямоточной схемой газообмена при средней температуре выпускных газов 350—420° С работа только со свободным турбокомпрессором возможна при следующих минимальных значениях [c.219]

Максимальная температура газов перед турбиной ограничивается жаропрочностью металла, из которого делают ее элементы. Применение охлаждаемых лопаток из специальных материалов позволило повысить ее до 1400—1500 С в авиации (особенно на самолетах-перехватчиках, где ресурс двигателя мал) и до 1050—1090 °С в стационарных турбинах, предназначенных для длительной работы. Непрерывно разрабатываются более надежные схемы охлаждения, обеспечивающие дальнейшее повышение температуры. Поскольку она все же ниже предельно достижимой при горении, приходится сознательно идти на снижение температуры горения топлива (за счет подачи излишнего количества воздуха), Это увеличивает эксергетические потери от сгорания в ГТУ иногда до [c.61]

При исследовании идеальных термодинамических циклов поршневых двигателей внутреннего сгорания обычно определяют количество подведенной и отведенной теплоты, основные параметры состояния рабочего тела в типичных точках цикла, причем температуры в промежуточных точках вычисляют как функции начальной температуры газа вычисляют термический к. п. д, цикла по основным характеристикам и производят анализ термического к. п. д. [c.260]

Измерения теплового запаздывания в ракетных двигателях были проведены Карлсоном [91, 92). Его метод состоял в независимом измерении температуры газа и температуры частиц в одном сечении. В двух узких диапазонах длин волн наблюдалось спектральное излучение. Центральная линия первого диапазона соответствовала одной из В-линий натрия, что позволяло определить суммарное излучение газа и частиц вторая полоса соответствовала интервалу длин волн, на котором атомарный [c.323]

В конце процесса сжатия газа в цилиндре карбюраторного двигателя внутреннего сгорания давление было 9-10 Па, в конце процесса сгорания топлива стало равным 35-10 Па. Определите температуру газа в цилиндре в конце процесса сгорания топлива. Температура в конце процесса сжатия равна 400 °С. Поршень в процессе сгорания топлива можно считать неподвижным. [c.125]

Такие чугуны работают при высоких температурах и их широко применяют в двигателестроении и металлургической промышленности. Сфера применения износостойких и жаропрочных чугу-нов представлена на рис. 26. Например, температура газов внутри цилиндра автотракторных двигателей в момент сгорания топлива достигает 2800°С, а температура рабочего цикла четырехтактного карбюраторного двигателя колеблется в широком диапазоне [c.62]

Для увеличения силы тяги нужно увеличивать либо массу поступающего воздуха Но. либо скорость с, с которой он вылетает, либо и то и другое вместе. Скорость с определяется тем, насколько расширяется воздух в камере, т. е. какая температура поддерживается в камере. Для увеличения количества воздуха, поступающего в дви-гатель, применяется компрессор, расположенный у входного отверстия двигателя и приводимый во вращение турбиной, помещенной у выходного отверстия турбину вращает вылетающая из двигателя струя газа. Такие воздушно-реактивные двигатели получили название турбореактивных. Турбореактивный двигатель может создать силу тяги и при скорости самолета v = О (т. е. на стоянке), в то время как воздушно-реактивный двигатель без турбины в этом случае тяги не создает (так как воздух в него не поступает). На самолетах, снабженных воздуш- [c.576]

Наиболее существенной особенностью технической работы является то, что ее величина, как видно из выражения (86), прямо пропорциональна начальной температуре газа. Это свойство технической работы лежит в основе рабочего процесса любой тепловой газовой машины. Например, в двигателе внутреннего сгорания всегда рабочее тело вначале сжимается, затем подогревается и расширяется. В соответствии с изложенным работа, затраченная при сжатии холодного газа, меньше работы, которую он произведет после подогрева при расширении до первоначального давления. Из разности этих работ, собственно говоря, и получается полезная работа, совершаемая двигателем внутреннего сгорания. [c.36]

Пример 10. Форсажная камера турбореактивного двигателя представляет собой установленную за турбиной цилиндрическую трубу с соплом регулируемого сечения на выходе. В камере происходит горение дополнительно впрыскиваемого топлива, вследствие чего повышается температура газа. Пусть параметры потока газа па входе в камеру р = 1,94-10 Н/м , Г =880 К, А,] = 0,4. Эти величины должны сохраняться постоянными независимо от величины подогрева газа, иначе будет изменен режим работы турбины и компрессора. [c.250]

Таким образом, требуемое по условию задачи снижение температуры газов может быть достигнуто путем подмешивания воздуха в количестве равном расходу газа через двигатель. [c.548]

Возможность достижения самолетом больших скоростей и высот полета ограничивается, главным образом, качеством авиационного двигателя. Размеры и вес авиационного газотурбинного двигателя можно существенно снизить, повышая температуру газов перед турбиной, а для этого необходимо охлаждать турбинные лопатки и другие детали турбины. В связи с этим возникла необходимость исследования теплоотдачи враш,аюш,ихся поверхностей. [c.245]

В ракетных двигателях наибольшая величина теплового потока, передаваемого излучением, достигается в камере сгорания и уменьшается по тракту двигателя в соответствии с уменьшением термодинамической температуры газа. Для приближенной оценки распределения потоков теплоты, передаваемых излучением по длине сопла, можно считать, что до сечения сопла, в котором d = 2 d p. [c.437]

Сопла. Значительный интерес представляют процессы теплообмена в камерах горения и соплах ракетных двигателей. Тепловые потоки от продуктов горения к стенкам достигают значений порядка 1,2-10 2,4-10" Вт/м Теплота переносится к стенкам конвекцией и радиацией. Доля радиационного переноса достигает 20—30%, так как температура газов очень высока и часто превосходит 3000 К. В связи с резким изменением параметров газа по длине двигателя (например, давление меняется по длине камеры горения и сопла в десятки раз, при этом температура падает на несколько сот кельвинов) меняется химический состав продуктов горения, их физические константы, степень диссоциации. В этих условиях теоретическое определение теплоотдачи в ракетном двигателе затруднено, и поэтому в настоящее время решающее значение имеют экспериментальные исследования. При огромном многообразии размеров и формы двигателей, а также сортов топлива и окислителя невозможно, даже экспериментально, составить одну обобщенную формулу для определения коэффициента теплоотдачи. [c.247]

Эффект дросселирования проявляется при взаимодействии потока реального газа или пара в канале с местным резким сужением проходного сечения. Резкое сужение канала называется местным сопротивлением, а в процессе дросселирования—дросселем. В результате дросселирования при адиабатном течении давление р2 после дросселя становится меньше давления до него — происходит расширение без совершения технической (полезной) работы. При некоторых условиях в результате дросселирования снижается температура газа или пара—на этом явлении основано действие холодильных установок. В тепловых двигателях дроссе- [c.114]

Летательный аппарат на высоте 5 км имеет скорость 300 м/с. При этом атмосферный воздух адиабатно сжимается в диффузоре, а затем с уменьшением удельного объема в 6 раз в компрессоре турбореактивного двигателя, после чего воспринимает количество теплоты а = 600 кДж/кг при постоянном давлении и истекает через сопло Лаваля в атмосферу. Определить скорость истечения и максимальную температуру газа принять с,, = 1,005 кДж/(кг-К). [c.97]

Определить, какую минимальную толщину должна иметь стенка дозвукового сопла, для того чтобы за 6 с работы двигателя температура поверхности, омываемой газами с температурой 2250 °С, не превысила допустимого значения 1250 К- Коэффициент теплоотдачи от газов к стенке а — 870 Вт/(м К) теплофизические характеристики материала А, — 35 Вт/(м К) а = 1,4 10 м /с начальная температура сопла 300 К [c.187]

Воспользовавшись формулой, приведенной в предыдущей задаче, вычислить приближенное значение температуры стенки камеры сгорания двигателя на 6-й секунде после запуска. Температуры газов в камере и коэффициенты теплоотдачи в различные моменты времени [c.193]

Исследовать влияние аккумулирующей способности материала стенки отсека летательного аппарата н i температуру стенки с нанесенным на нее слоем теплозащитного покрытия. Стенка со стороны покрытия обтекается потоком нагретого газа от струи ракетного двигателя. Температура адиабатной поверхности Гст (К) и коэффициент теплоотдачи (Вт/(м К) со стороны потока изменяются со временем по законам [c.203]

Рост теплоемкости при увеличении температуры газа происходит сравнительно медленно. Так, например, изобарная теплоемкость воздуха при изменении температуры от О до 100° С возрастает всего на 0,6%, но при изменении температуры от О до 2000°С увеличивается на 27%. Поэтому, когда температура газа увеличивается или уменьшается незначительно (примерно на 100... 200°С), вполне возможно и целесообразно принять значение теплоемкости постоянным. При значительном изменении температуры газа в процессах, происходящих в двигателях внутреннего сгорания и газовых турбинах, а также при охлаждении продуктов сгорания топлива в газоходах котла необходимо считать теплоемкость зависящей от температуры. [c.60]

Турбореактивный двигатель (рис. 6.2) устанавливают на самолетах с околозвуковыми скоростями полета (при высокой начальной температуре газа перед турбиной скорость полета может увеличиваться до М > 2). Параметры рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания топлива в воздухе) - давление р, температура Т и скорость w — вдоль газовоздушного тракта ТРД изменяются так, как показано в нижней части рис. 6.2. На взлете воздух из внешней среды засасывается через воздухозаборник I. Вследствие потерь в нем давление перед компрессором 2 становится несколько ниже давления внешней среды. В полете с большими скоростями воздух подвергается динамическому сжатию в свободной струе и сверхзвуковом диффузоре, затем сжимается в компрессоре, скорость его несколько уменьшается, а температура возрастает. За камерой сгорания 3 при определенном коэффициенте избытка воздуха температура Т продуктов сгорания меньше температуры пламени Тпл и имеет значение, при котором обеспечивается надежная работа турбины ГТД. Давление р продуктов сгорания в камере несколько падает, скорость [c.256]

В 3 и 6 были рассмотрены идеальные процессы. На практике при движении жидкостей или газов в каналах проявляется влияние свойства вязкости и внешних по отношению к потоку сил трения на стенках канала. Это влияние сильно возрастает для длинных каналов, в связи с этим характерно стремление делать короткие сопла. С другой стороны, при очень коротких соплах сильно нарушается равномерность распределения скоростей, возникают резко выраженные неравномерные пространственные движения с возможными отрывами потока от стенок и появлением карманов с противотоками. Не только основные размеры и соответствующий градиент давления, но и форма контуров канала оказывают большое влияние на распределение скоростей внутри канала. Необходимо также учитывать шероховатость стенок канала и в некоторых случаях тепловые потоки сквозь их стенки (например, в соплах ракетных двигателей движущийся газ имеет температуру порядка 3000° К). В сверхзвуковых потоках основным источником потерь и неравномерностей могут являться скачки уплотнения. Внутри сопла такие скачки могут образовываться в зависимости от некоторых геометрических свойств контура канала и независимо от формы канала на нерасчетных режимах истечения (см. 6). В связи с этим в значениях средних по сечению характеристик потока в сопле могут наблюдаться отклонения от значений, рассчитанных но идеальной теории, изложенной в 3 и 6. [c.93]

Мощность газовой турбины зависит от величины расхода газа через двигатель, температуры газа на входе и степени расширения газа на турбине, т. е. степени снижения давления глза на выходе по сравнению с давлением газа на входе в турбину. [c.263]

При натурных огневьЬс испытаниях двигателя температура газов обычно измеряется термопарой, представляющей собой полую трубку (корпус термопары), в которой находятся две проволочки из различных материалов. Их соединение (спай) выходит за срез самой трубки. Такие термопары получили название открытых. В случаях, если соединение этих биметаллических проволочек не выходит за срез трубки или выход трубки заглушен, то такие термопары соответственно называются полуоткрытыми и закрытыми. Естественно, полуоткрытые, а тем более закрытые термопары обладают тепловой инерцией из-за экранирующих свойств корпуса термопары, то есть они не могут мгновенно реагировать на изменение температуры газа. [c.158]

Карлсон [91] проводил опыты на ракетном двигателе с тягой 450 кг и рабочим давлением в камере 28 ama, работающем на смеси частиц MgO с горючим RP-1 и газообразном кислороде в качестве окислителя. Для выполнения спектральных измерений добавлялась соль (Na l), причем смотровые щели были расположены в сечении, где степень расширения сопла равнялась 5. Поглощательная способность продуктов истечения из сопла показана на фиг. 7.17, а температура газа и частиц — на фиг. 7.18. [c.323]

Поэтому применение жаропрочных металлов и их сплавов является актуальной государственной задачей. Например, температура газов внутри цилиндра в период сгорания топлива в двигателях внутреннего сгорания (ДВС) достигает 2000 - 2500°С. В табл. 1 приведены примерные значения температуры деталей, ограничивающих внутрицилиндровос пространство ДВС. [c.12]

BOB на основе никеля. Сплавы ЖС и ВЖЛ широко используют в современных газотурбинных авиационных двигателях (см. табл. 5) из них изготавливают лопатки и диски турбин, направляющие лопатки и камеры сгорания газотурбинных двигателей. Использование сложнолегированных никелевых сплавов позволило повысить температуру газов на входе в турбину с 800 до 1000°С, что привело к значительному повышению мощности, тягового усилия, скорости, уменьшению топлива, увеличению ресурса и надежности работы ГТД. Физико-механические свойства этих сплавов широко освещаются в разд. III. [c.37]

Пример 1. Для испытательного стенда, показанного на рис. 9.2, требуется подобрать эжектор, обеспечивающий поток воздуха для венти-лйции помещения и охлаждения испытуемого двигателя. Расход воздуха нужно выбрать так, чтобы температура газов в выхлопной шахте была не выше 600 К. Параметры газа на выходе из реактивного сопла двигателя Р = 2- 10 Н/м , Г = 900 К. Параметры воздуха в боксе Р = 1,03-10 Н/м , [c.548]

В 1934 г. под руководством В. В. Уварова (впоследствии профессор, зав. кафедрой Турбостроение МВТУ им. Н. Э. Баумана) была создана, а в 1935 г. испытана первая в мире экспериментальная высокотемперз урная ГТУ. Результаты испытаний явились основой для создания турбовинтовых двигателей с температурой газа Г= 1500 К. [c.137]

В реактивном самолетном двигателе, работающей на топливе ТС-1 (состав в массовых долях С = 0,86, Н == = 0,137, О = 0,003), используется сопло с отношением сучений F IF p = 0,1774. Какой избыток воздуха предусмс-трен на расчетном режиме, если при этом отношение давл(-ний в крайних сечениях сопла = 20. Для оценки пс-казателя адиабаты использовать значения истинных тепле-емкостей газов (табл. 1 Приложения) при температуре 600 °С, близкой к средней температуре газа в соплс. [c.99]

Смысл этого параметра состояния газа связан с подводом и отводом тепла от газа. В общем случае, как известно, при этом меняется температура газа, но для простоты рассмотрим сначала процесс при постоянной температуре — изотермический. Для того чтобы понять назначение параметра энтропия, поставим прежде всего задачу измерить графически с его помощью количество тепла в процессе— важнейшую характеристику каждого процесса, аналогично тому, как в ру-диаграмме графически измеряется другая важная величина — работа газа в процессе. Для этого, как и для графического изображения ра(5оты, необходимо пользоваться двумя параметрами. Для графического изображения количества тепла используем еще неизвестный нам параметр состояния —энтропию и в качестве второго параметра — абсолютную температуру газа, которая, как это видно будет в дальнейшем, в сильной степени определяет экономичность работы тепловых двигателей. Итак, пусть в начальном состоянии при проведении изотермического процесса энтропия 1 1сг газа s , в конечном 2, а постоянная температура в процессе Т. [c.82]

Преимущество газовых турбин перед поршневыми двигателями внутреннего сгорания состоит в отсутствии инерционных усилий, вызываемых возвратно-поступательным движением поршня. Эти двигатели, кроме того, позволяют в небольших по размерам агрегатах создавать большие мощности. Препятствием к применению их в энергетике служат высокие температуры, которые не могут быть использованы при существующих конструкционных материалах. El поршневых двигателях эти высокие температуры газов действуют в течение небольшой доли цикла, в то всемя [c.163]

На рис. 17.2 показана тео- ретическая индикаторная диаграмма двигателя, для которого образцовым является цикл с изо-хорным подводом теплоты. При ходе поршня вправо в цилиндр двигателя засасывается через открытый впускной клапан А смесь воздуха с парами легкого жидкого топлива (бензин, керосин и т. п.) или горючего газа. Процесс наполнения ци-линдра (1-й такт) на индикатор- ной диаграмме изображается i-линией а-Ь. После заполнения цилиндра горючей смесью впускной клапан закрывается и начинается (при обратном ходе поршня) процесс сжатия смеси, который изображается линией Ь-с на индикаторной диаграмме (2-й такт). При приходе поршня в крайнее положение с помощью электрического запала (свечи) производится воспламенение смеси, которая теоретически мгновенно сгорает. В связи с этим при неизменном удельном объеме резко повышается температура и давление газа (линия -d). Под давлением горячих продуктов сгорания поршень начинает двигаться (вправо по чертежу) — происходит процесс d-e расширения газа (3-й такт). В конце расширения, по приходе поршня в крайнее положение, открывается выпускной клапан В. Далее поршень, двигаясь к исходному положению (4-й такт), выталкивает продукты сгорания в атмосферу (линия е-а). В таких двигателях температура конца сжатия, зависящая от конечного давления, должна быть ниже температуры самовоспламенения горючей смеси. [c.233]

Существует много схем комбинированных двигателей. Так, в схеме, показанной на рис. 5.2, выпускные газы из поршневого двигателя с высокой температурой и давлением расширяются в газовой турбине 2, приводящей в действие компрессор 5. Компрессор 3 засасывает воздух из атмосферы и под определенным давлением подает его через охладитель 4 в цилиндры поршневой части 1. В охладителе понижается температура воздуха, вследствие чего возрастает его плотность, а главное, понижаются максимальная и ср)едняя температура газов в цилиндре, что способствует повышению надежности работы двигателя. Увеличение наполнения цилиндров двигателя воздухом путем повышения давления на впуске называют наддувом. При наддуве увеличивается свежий заряд, заполняющий цилиндр при впуске, по сравнению с зарядом воздзоса в том же двигателе без наддува. [c.221]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...