Определение к. п. д. камеры сгорания

Определение к. п. д. камеры сгорания...................... 141 [c.16]

ОПРЕДЕЛЕНИЕ К. П. Д. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ 1 [c.141]

Определение к. п. д. камеры сгорания [c.143]

Развивая практические вопросы теории реактивных двигателей, B. . Стечкин в 1947 г. вводит понятие к.п.д. камеры сгорания. На эту тему им прочитана лекция в академии им. Н. Е. Жуковского, вошедшая впоследствии в книгу по реактивным двигателям. Мы помещаем здесь эту лекцию Определение к. п. д. камеры сгорания по книге Реактивные двигатели . М., 1953 г. [c.154]

Определение к. п. д. камеры сгорания........................................1977 [c.427]

В отличие от паротурбинных установок для ПГУ целесообразно принимать условный к. п. д. парогенератора, отнесенный к суммарному расходу топлива на установку, так как потеря от наружного охлаждения парогенератора складывается с аналогичными потерями для агрегатов и трубопроводов газовой ступени. Кроме того, перед поступлением в парогенератор окислитель нагревается внутри цикла при повышении давления воздуха в компрессоре и за счет сжигания топлива в камерах сгорания газовых турбин, установленных перед парогенераторами. Указанный к. п. д. может быть определен по формуле [c.191]

Для определения эффективного к. п. д. установки необходимо учесть потери от химической и механической неполноты сгорания топлива в камере сгорания, а также механические потери. К механическим потерям относится затрата мощности на преодоление трения в подшипниках турбины и компрессора, на привод топливного насоса и других вспомогательных механизмов, на привод системы регулирования, потери в редукторе и пр. [c.411]

При расчетном определении показателей мощных комбинированных установок принимались следующие основные данные температура рабочего тела перед соплами турбин = 750° С топливо — природный газ с Qн = = 8500 ккал1нм к. и. д. турбин 0,9 политропический к. п. д. осевых компрессоров 0,9, а компрессоров центробежного типа 0,8 механические к. и. д. для компрессоров 0,99 и для турбин о, 995 к. п. д. насосов 0,7 потери давления в камерах сгорания и при входе в компрессор низкого давления 1% потеря от неполноты сгорания 2%. [c.97]

Рассматриваемая ГТУ состоит из компрессора, регенератора, камеры сгорания, двух газовых турбин, одна из которых служит для привода компрессора, а другая — электрического генератора. Приняты следующие обозначения т-элементов схем класса ГТУ э01 — воздушный компрессор, э02 — регенератор (газовоздушный теплообменник), эОЗ — камера сгорания, э04 — газовая турбина, э05 — электрический генератор, эОб — тройник (раздвоитель) по продуктам сгорания. В определениях т-элементов использованы обозначения ЖВ — расход воздуха, ТВ — температура воздуха, ИВ — энтальпия воздуха, ЖГ — расход продуктов сгорания, ИГ — энтальпия продуктов сгорания, М — мощность, КАП — показатель адиабаты, КЭК — внутренний к.п.д. компрессора, КЭКМ — механический к.п.д. компрессора, КЭТ — внутренний относительный к.п.д. турбины, КЭТМ — механический к.п.д. турбогенератора, ЕПС — степень повышения давления в компрессоре и степень понижения давления в турбине. [c.70]

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) имеет определенную область применения. Считается, что его целесообразно использовать при скоростях, полета с числом М в пределах 1,5 М 7, и есть основание ожидать, что верхний предел может быть значительно увеличен (до М = 10 12). При М < 1,5 термический к. п. д. цикла ПВРД очень мал, в результате чего и удельная тяга, и топливная экономичность двигателя получаются слишком малыми для эффективного практического использования. При больших скоростях (М > 12) и входной диффузор работает неэффективно, и температура в камере сгорания за счет потери кинетической энергии воздухом становится чрезмерно большой. Прогресс ожидается, если удастся вести сгорание при большой скорости движения воздуха так, чтобы набегаюш,ий на летательный аппарат воздух тормозился лишь частично. Также большие надежды возлагаются на применение в ПВРД в качестве топлива жидкого водорода. [c.226]

Теория составной ракеты (стр. 68— 74). Движение составной ракеты в воздухе (стр. 166—173). Метод подъема потолка ракеты путем предварительного снижения уровня старта (стр. 158—160). Метод определения расхода топлива при пересечении атмосферы ракетой, взлетающей вертикально (стр. 143—147). Максимум высоты подъема ракеты в функции начального запаса топлива (стр. 156— 157). Оптимальное давление в камере сгорания (стр. 157—158). Парадоксы 1) давления в камере сгорания 2) мертвого веса 3) массы топлива 4) повторных пусков двигателя (стр. 161—166). Формула мгновенного к.п.д. ракеты, движущейся в сопротивляющейся среде (стр. 65). Формула полного динамического к.п.д. для полезного груза ракеты (формула 84, стр. 66). Максимальная кинетическая энергия ракеты (стр. 67). Отношения между достигнутыми скоростями и пройденными путями в поле тяготения и в свободном пространстве для ракет с постоянным ускорением реактивной силы (формулы 272 и 273 на стр. 141). Метод проектирования стратосферной ракеты (стр. 154—156). Максимум количества движения истекающей из сопла газовой струи (стр. 78). Применение контурных коек для экипажа космического летательного аппарата с целью увеличения сопротивляемости организма перегрузке (стр. 42). Указатель пути (одограф), который в отличие от ранее предложенных для этой цели приборов (например, Обертом, Эно-Пельтри и др.), дает возможность отличить ускорение свободного падения от реактивного ускорения (стр. 97). Расчеты гелиоцентрических орбит, аналогичных орбитам искусственных планет Луна-1 , Пионер-4 , Пионер-5 , Ве-нера-1 , Рейнджер-3 , Марс-1 [c.210]

Следовательно, чтобы сравнить между собой удельные расходы двух- и четырехтактных дизелей, необходимо сравнить их индикаторные и механические коэфициенты полезного действия. Индикаторный к. п. д. для одного и того же двигателя зависит только от полноты и своевременности сгорания топлива, а также от тепловых потерь в стенки. Полное и своевременное сгоранпе топлива при определенной конструкции камеры сгоранпя, одинаковых избытке воздуха и оборотах может быть достигнуто как в двухтактных, так и в четырехтактных дизелях, если двухтактные двигатели имеют прямоточную продувку и поэтому совершенную очистку цилиндра от отработавших газов. Тепловые нотери в стенки хотя по абсолютной величине и будут больше в двухтактных дизелях из-за вдвое большего тепловыделения в цилиндре, но удельные тепловые потери, т. е. потери на силу, будут несколько меньше или равны тепловым потерям четырехтактных двигателей. Поэтому можно считать, что индикаторные коэфициенты полезного действия обоих типов двигателей могуг быть одинаковыми. [c.128]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...