Температура горения

Как показано в 3.3, наибольший термический КПД в заданном диапазоне температур имеет цикл Карно. При его осуществлении предполагается использование горячего источника с постоянной температурой, т. е. фактически с бесконечной теплоемкостью. Между тем на практике в работу превращается теплота продуктов сгорания топлива, теплоемкость которых конечна. Отдавая теплоту, они охлаждаются, поэтому осуществить изотермическое расширение рабочего тела при максимальной температуре горения не удается. В этих условиях необходимо установить общие принципы, определяющие наибольшую термодинамическую эффективность теплосилового цикла, в частности, с позиций потери эксергии. [c.56]

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]

Значения и ех зависят от типа сжигаемого топлива, конструкции и размеров топки, способа механизации топочных процессов (при сжигании твердых топлив) и т. д. Существенное влияние на них оказывает коэффициент избытка воздуха аа. Увеличение количества подаваемого в топку воздуха сначала улучшает горение, приводя к уменьшению с/хнм и однако чрезмерное увеличение ав снижает температуру горения, что может привести к увеличению ( хнм и В каждых конкретных условиях существуют оптимальные значения коэффициента избытка воздуха. [c.132]

В крупных энергетических агрегатах такой метод снижения температуры горения неэкономичен, ибо лишний воздух, уходя из агрегата, уносит и теплоту, затраченную на его нагрев (возрастают потери с уходящ,ими газами — см. далее), Поэтому в топках с кипяш,им слоем крупных котлоагрегатов размеш,ают трубы 9 я /2 с циркулирующим в них рабочим телом (водой или паром), воспринимающим необходимое количество теплоты. Интенсивное омывание этих труб частицами обеспечивает высокий коэффициент теплоотдачи от слоя к трубам [c.144]

Абсолютная температура 8 Абсолютно черное тело 90 Абсолютное давление 7,8 Адиабатная температура горения 129 Адиабатный процесс 14, 32, 39 [c.221]

Температура горения адиабатная 129 [c.222]

Для обеспечения нормального процесса резки металл должен отвечать следующим требованиям температура его плавления должна быть выше температуры горения в кислороде температура плавления оксидов металла должна быть ниже температуры его плавления количество теплоты, выделяющейся при сгорании металла в кислородный струе, должно быть достаточным для поддержания непрерывного процесса резки теплопроводность металла не должна быть слишком высокой, в противном случае теплота слишком интенсивно отводится [c.208]

Снижению выбросов продуктов неполного сгорания, улучшению экономичности способствует обеднение смеси, однако работа многоцилиндрового бензинового двигателя при а> 1,15 практически невозможна из-за появления пропусков воспламенения в отдельных цилиндрах. Эффективное сгорание бедных смесей (а> 1,3) в цилиндрах может быть обеспечено расслоением заряда, при котором воспламенение и начальная стадия процесса сгорания происходят в зоне обогащенной, а последующее — в зоне бедной смеси (рис. 21). Расслоение смеси препятствует образованию и окислов азота. В первой стадии сгорания этому способствует недостаток кислорода, во второй — относительно низкая температура горения. [c.45]

Тг—теоретическая температура горения топлива, °К [c.478]

Теплота, необходимая для работы тепловых двигателей, получалась до последнего времени путем сжигания в воздухе твердого, жидкого или газообразного горючего (топлива) при сравнительно невысоких температурах горения (2000—2500° К), при которых расчет процессов превращения химической энергии в теплоту был весьма простым можно было ограничиться экспериментальными данными [c.8]

Теплоту для осуществления цикла получают путем сжигания топлива температура горения зависит от физической природы топлива и окислителя. [c.127]

В зоне 3 протекают так называемые пламенные реакции между продуктами газификации СТТ и продуктами неполного окисления, в результате чего температура продуктов реакций повышается до равновесной температуры горения Т/, которая составляет 2600—3000 К для типичных СТТ. [c.243]

Числовые расчеты показали, что существуют низкотемпературный индукционный) и высокотемпературный режимы зажигания реагента частицей. Первый режим реализуется при 0ОН = 0, Т = 7 он< Т-с, где — адиабатная температура горения, а второй режим — при Тон > >Тг. [c.295]

Если температура поверхности значительно превышает адиабатную температуру горения (2> 1,7), то реализуется режим высокотемпературного зажигания реагента, при котором картина выхода на режим стационарного горения существенно отличается от описанной выше. В качестве характерной температуры здесь удобно принимать температуру горения Гг, в результате чего безразмерный параметр у = 1/0Н. На рис. 6.10.3 дана пространственно-временная характеристика процесса при 0 = 5 у = 0,2 0 , — 5 (5 = 0,1 о = 0,5 к = 0,6. Из анализа этого рисунка следует, что в противоположность низкотемпературному режиму при высокотемпературном режиме время образования нестационарного фронта пламени (время задержки зажигания) весьма мало и полное время переходного процесса практически совпадает с временем нестационарного горения. Максимум температуры в силу того, что Гц, > Т , не появляется и наибольшей температурой во все время процесса остается температура нагретой поверхности, в результа- [c.325]

Если температура поверхности близка к температуре горения Тг (при 2 1), то реализуется промежуточный ре- [c.327]

Определим невозмущенное стационарное решение поставленной выше задачи, которое нам понадобится при да,1ь-нейшем анализе. Так как система координат связана с ге-возмущенным фронтом пламени, то положению фронта соответствует х = 0. За фронтом пламени температура раина адиабатной температуре горения, а концентрация равна нулю [c.333]

Рис. 6.11.2. Зависимости скорости горения ш а) и максимальной безразмерной температуры горения 0ш (б) от времени т

При Ье = 1, б- оо и 0ц > 4 реализуется режим равномерного распространения фронта пламени, а температу )а за фронтом соответствует адиабатной температуре горения. При 6 оо и Ье > 1 термокинетические колебания отсутствуют, а температура за фронтом пламени превышает адиабатную температуру горения (наблюдается избыток энтальпии за фронтом горения). Этот результат согласуется с да 1-ными аналитического исследования, в рамках которого показано, что при й = О ДТН-2 не имеет места. [c.342]

В результате горения исходное газообразное вещество превраш,ается в газообразные продукты реакции, температура которых равна равновесной температуре горения, а компонентный состав определяется условиями химического равновесия, которые реализуются при г->оо. Так как в условиях химического равновесия с1Т/с г=0, то, определяя правую часть (6.12.27) при гоо вместо (6.12.27), имеем [c.349]

По-видимому, указанного выше типа термокинетические колебания можно наблюдать в эксперименте, так как частота этих колебаний 1000 Гц, а амплитуда/ 200 К, что, очевидно, можно зафиксировать с помощью современной измерительной техники. Максимальная температура при этих колебаниях не выше адиабатной температуры горения горючей смеси (Тщ = 1800, а Тг = 2000 К). [c.411]

Теоретическая температура горения топлива в топке (0 ) представляет собой температуру, до которой нагрелись бы продукты сгорания, если бы на их нагрев пошла вся теплота, введенная в топку, за вычетом потерь теплоты от химической неполноты сгорания топлива и физической теплоты шлака. [c.54]

Зная полезное тепловыделение в топке, теоретическую температуру горения (°С) определяют по формуле [c.54]

Задача 2.40. Определить теоретическую температуру горения топлива в топке котельного агрегата, работающего на донецком угле марки Д состава С =49,3% Н = 3,6% Sp = 3,0%> N =1,0% 0 = 8,3% = 21,8% И = 3,0Уо, если известны температура воздуха в котельной в = 30°С, температура горячего воздуха fi..B = 295° , коэффициент избытка воздуха в топке а = 1,3, присос воздуха в топочной камере Aot = 0,05, потери теплоты от химической неполноты сгорания топлива 3 = 0,5%, потери теплоты от механической неполноты сгорания топлива 4 = 3% и потери теплоты с физической теплотой шлака б 0,5%. [c.55]

Зная полезное тепловыделение в топке, определяем теоретическую температуру горения с помощью /0-диаграммы. Для этого задаем два значения температуры газов (1400 и 2000°С) и вычисляем для них энтальпии продуктов сгорания. [c.56]

По найденным значениям энтальпий продуктов сгорания строим /0-диаграмму (рис. 2.1). С помощью диаграммы по полезному тепловыделению в топке Q = I = 2 601 кДж/кг находим теоретическую температуру горения 9 = 1820°С. [c.57]

Задача 2.42. Определить, на сколько изменится теоретическая температура горения в топке котельного агрегата за счет подачи к горелкам предварительно подогретого воздуха, если известны температура воздуха в котельной /в = 30°С, температура горячего воздуха fjB = 250° , коэффициент избытка воздуха в топке Хг= 1,15, присос воздуха Б топочной камере Дат = 0,05 [c.57]

Теоретическая температура горения в топке котлоагрегата за счет подачи к горелкам подогретого воздуха изменится на = 1950- 1820= 130°С. [c.60]

В реальных системах некоторые из параметров (20.11) могут быть неизвестными. Например, при необратимом изобарном горении топлива заданного исходного состава неизвестна температура горения и измерение ее сопряжено со значительнымп экспериментальными трудностями. Однако температуру та,кой смеси веществ можно рассчитать, если известны условия теплообмена системы с окружением. Действительно, в отсутствие теплообмена энтальпия равновесной системы Н Т, Р, п) равна сумме энтальпий исходных веществ (при начальной температуре), так как в адиабатических условиях вся теплота реакции идет на нагревание реагентов, а при наличии теплообмена дефект энтальпии согласно (5.35) равен теплоте Qp, полученной системой от внешней среды. Энтальпия конечного равновесного состояния равняется, следовательно, сумме Ho+Qp [c.173]

Расчет процессов горения весьма усложнился, когда в практике стали использоваться значительно более высокие температуры горения (3000—4000° К), которые, например, встречаются в ракетных двигателях. Возникла необходимость более тщательных и точных расчетов преобразования химической энергии топлива (горючее + + окислитель) в теплоту продуктов сгорания, вследствие чего энергетикам потребовалось основательное изучение новой области термодинамики, а именно хилгаческой термодинамики, в которой основные законы термодинамики применяются к процессам, происходящим при превращении химической энергии исходных веществ (топлива) в теплоту (продуктов горения). [c.8]

Температура факела Т, определяется как средняя геометрическая из теоретической температуры горения Ti, и температуры газа на выходе из топки Tj, т. е. Ту = VT1T2. [c.438]

На рис. 12.11 приведены теоретически рассчитанные распространенности возникающих в реакциях (12.65) ядер ..Ne , iiNa в зависимости от температуры горения углерода. Как видно из рисунка, наблюдаемые распространенности хорошо согласуются с рассчитанными при температуре горения Т st 10 К, что является веским аргументом в пользу образования ядер Mg , [c.627]

В качестве охладителя выступает окружающая среда с температурой Т р. В заданных условиях (Гр == onst, 7 = onst) можно увеличить термический к. п. д. цикла путем повышения температуры рабочего тела или уменьшения разности температур горения Гр и рабочего тела Г1, т. е. путем выполнения условия Гр — [c.127]

На рис. 13.1 изображен цикл Карно a-b- -d. По изотерме а = Ь (71 = onst) подводится теплота q . Параметры точки а определены температурой горения топлива и соответ- [c.127]

Например, для летучих взрывчатых веществ, температура кипения (сублимации) которых меньше температуры горения паров в газовой фазе, ведущая химическая реакция имеет место в газовой фазе, в то время как для ряда см(се-вых ракетных топлив, согласно данным в 6.2, основ гое количество теплоты выделяется в твердой фазе и, следовательно, там же протекает и ведуищя реакция. [c.268]

На рис. 6.7.6 показаны динамика развития процесса распространения теплоты и выгорание реагента в случае нор-малькюго (рис. 6.7.6, а) и вырожденного режимов зажигания нагретой поверхностью. Последний режим реализуется в случае, когда температура поверхности близка к адиабатной температуре горения Тг = или превышает [c.287]

Установлено в согласии с априорными физическими сэ-ображениями, что в случае низкотемпературного (индукционного) режима, для которого Тон< 7 г, где Гр — температура горения, выгорание и диффузия реагента ма,ю влияют на значение предела зажигания Хдц,. [c.296]

Расчеты показали, что, если температура поверхности существенно меньше стационарной температуры горени Тр= Г д/ср (при г < 0,5), реализуется низкотемпературный режим зажигания, который называют также нормал -ным или индукционным (см. 6.7). Для этого режима заж1- -гания в качестве Т , выбиралась температура нагретой поверхности. [c.321]

Задача 1.65. В топке котла сжигается 1 кг карагандинского угля марки К состава С = 54,7% Н = 3,3% 8 = 0,8% N = 0,8% 0" = 4,8% " = 27,6% й = 8,0%. Построить /0-диа-грамму для продуктов сгорания в интервале температур горения топлива 600...2000°С. Коэффи1щент избытка воздуха в топке 0 = 1,3. [c.29]

Задача 2.41. Определить теоретическую температуру горения в топке котельного агрегата, работающего на природном газе состава СН4 = 92,2% С2Нб = 0,8% 41,0 = 0,1% N2 = 6,9%, если известны температура воздуха в котельной /,= 30°С, температура горячего воздуха fT.B = 250° , коэффищ1ент избытка воздуха в топке (Хг= 1,1, присос воздуха в топочной камере Аат = 0,04 и потери теплоты от химической неполноты сгорания топлива [c.57]

Справочник машиностроителя Том 2 (1955) -- [ c.173 ]

Техническая термодинамика Издание 2 (1955) -- [ c.189 ]

Справочник машиностроителя Том 6 Издание 2 (0) -- [ c.2 , c.173 ]

Основы техники ракетного полета (1979) -- [ c.218 ]

Теплотехника (1985) -- [ c.173 , c.366 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...