SILNIK TURBINOWY ANALIZA TERMO-GAZODYNAMICZNA OBIEGU SILNIKA IDEALNEGO

Transkrypt

1 SILNIK URBINOWY ANALIZA ERMO-GAZODYNAMICZNA OBIEGU SILNIKA IDEALNEGO Dr inŝ. Robert JAKUBOWSKI Wydział Budowy Maszyn i Lotnitwa PRz Po. L 34 a robersi@rz.edu.l WWW el

2 Literatura DzierŜanowsi i in. urbiniowe silnii odrzutowe Gajewsi Lesiiewiz: Przeływowe silnii odrzutowe DzierŜanowsi i in. urbinowe silnii śmigłowe i śmigłowowe Stolarzy, Wiatre eoria lotnizyh silniów turbinowyh Orisz: Wybrane zagadnienia z teorii turbinowyh silniów odrzutowyh Muszyńsi, Orisz: Modelowanie turbinowyh silniów odrzutowyh Antas, Wolańsi: Oblizenia termogazodynamizne lotnizyh silniów turbinowyh

3 Literatura.d. Oates: Aerothermodynamis of Gas urbines and Roet Proulsion Oates: Airrafts Proulsion System ehnology and Design Oates: Aerothermodynamis of Airraft Engine Comonents Mattingly: Airtaft Engine Design Kerrebro: Airraft Engines and Gas urbines Coumsty: Jet Proulsion A Simle Quide to the Aerodynami and hetmodynami Design and Performanee of Jet Engines i in.

4 Co to jest iąg? B > 0 Aja Reaja F Strumień gazu wyływająy z rędośią, zaleŝną od róŝniy iśnień, owoduje oddziaływanie zgodnie z II i III Zasadą Dynamii Newtona ɺ masa gazu wyływająa w jednoste zasu m F rędość wyływająego gazu = mɺ 4

5 Idea owstawania iągu silni śmigłowy silni odrzutowy Silni słuŝy do wytworzenia moy do naędu śmigła, tóre wytwarza iąg owodują nieznazny rzyrost rędośi duŝej ilośi strumienia owietrza Silni słuŝy do bezośredniego wytworzenia iągu orzez znaząe zwięszenie rędośi salin wyływająyh z silnia

6 Ciąg silnia odrzutowego mɺ al V mɺ mɺ Ciąg silnia: K = mɺ mɺ V [ N ] mɺ dm = dt V ZuŜyie aliwa: g mɺ al [ ] s - masowe natęŝenie rzeływu owietrza na wloie do silnia - rędość lotu - rędość strumienia gazów na wyjśiu z dyszy wylotowej Ciąg jednostowy: N s j = K mɺ [ ] g Jednostowe zuŝyie aliwa: g j = mɺ al K [ ] N s6

7 Zasada działania silnia odrzutowego =f(, / ) dyszy dyszy_in URBINA KOMORA SPALANIA DYSZA WYLOOWA WLO SPRĘśARKA 7

8 Oblizenia i analiza silnia odrzutowego silni idealny Proesy wewnętrzne są oisane rzemianami odwraalnymi, Model gazu jest oisany równaniami gazu dosonałego:,, = idem v Równanie Claeyrona v = R = v R = R [J/(gK)] indywidualna stała gazowa zaleŝy od sładu gazu Dla owietrza R=87 [J/(gK)], =00 [J/(gK)], v =78 [J/(gK)], =,4 v

9 Silni turbinowy a obieg Braytona Prędość lotu V =0 3 q do 4= l ~=l S 3 4 l S = q od ODPROWADZENIE ROZPRĘśANIE WLO SPRĘśARKA KOMORA URBINA DO SILNIKA W CIEPŁA DYSZY Z SILNIKA WYLOOWEJ SPALANIA ZE SPALINAMI

10 Charaterystya obiegu Braytona Stoień odgrzania: = 3 SręŜ ałowity: π = i Praa właśiwa obiegu Braytona: lob = qdo qod = π π Srawność obiegu Braytona: η ob lob = = qdo π PRACA OBIEGU BRAYONA zaleŝy od sręŝu i stonia odgrzania obiegu SPRAWNOŚĆ OBIEGU zaleŝy tylo od sręŝu i jest tym bliŝsza jednośi im więszy jest sręŝ obiegu

11 Parametry obiegu, a efetywność ray silnia odrzutowego Dla rędośi V =0 Dla rędośi V >0 l ob η ob j = = = A τ W Wu V l = = + V = B V + V ηob = = = C τ W Wu = = ( ) al u j j ob j j al u j j Ciąg jednostowy zaleŝy odobnie ja raa obiegu od arametrów ray silnia. Jednostowe zuŝyie aliwa zmienia się odwrotnie niŝ srawność obiegu od arametrów ray silnia.

12 Charaterystya obiegu Braytona i silnia odrzutowego l ob η ob η ob(max) l ob(max) π ot. Ciąg jednostowy π max =π ot. Jednost. zuŝyie aliwa Masymalna raa obiegu l ob = 0 π = 0 π = idiem π ot = ( )

13 Otymalizaja obiegu Braytona η OB l ob < < < D < D < D < D Linia m asy symalnej ray obie gu 3 4 Stoień odgrzania π SręŜ otymalny SręŜ masymalny 4,3 8 6,7 79, 6 3 9

14 Przyładowe oblizenia obiegu Braytona Ph [Pa] h [K] 3 [K] π , , 8 q do l , , 386 l ob [J/g] η ob j [Ns/g] Cj [g/danh] q od 38 0, l S i 47 0, , , , ,8 0 0

15 Obieg silnia oruszająego się z rędośią V względem otozenia V =0 >0 3 3 q do V q do l S V 4 l 4 l ~=l S l S q od q od π π π = = = DYN s π = DYN f ( V ) -sręŝ dynamizny we wloie silnia Praa obiegu turbinowego silnia odrzutowego: dla V=0 dla V>0 l = q q = ob do od l = q q = V ob do od

16 Parametry obiegu dal rędośi więszej od 0 Dla rędośi V =0 Dla rędośi V >0 l ob η ob j j = = = A τ W Wu V l = = + V = B V + V ηob = = = C τ W Wu = = ( ) K = mɺ K = = mɺ al u j j ob j j al u j j ( ) K = mɺ V K j = = V mɺ

17 Parametry harateryzująe raę silnia Energetyzne Srawność ielna: lob mɺ V mɺ al η = = Wu qdo mɺ mɺ Srawność naędowa: Srawność ogólna: jv mɺ V η = = jv lob mɺ j V m ɺ al ηo = = jv Wu qdo mɺ mɺ mɺ V q W e q mɺ mɺ al do _ t = u = str _ wewn. + + odr

18 Srawnośi silnia Srawność ielna Dla V =0 Dla V >0 lob mɺ V mɺ al η = = Wu qdo mɺ mɺ Srawność naędowa jv mɺ V η = = jv lob mɺ Srawność ogólna jv mɺ al ηo = = jv Wu qdo mɺ η = η = η o = 0 0 V η = η ( V V ) V = ( V V ) ( τ W ) η = o al u

19 Obieg silnia z uwzględnieniem strat i 3 qdo π = = idem = 3 i3 idem i = l s v i ( ) < ( ) ideal ( qod ) > ( qod ) ideal ( l ) < ( l ) ( η ) < ( η ) ob ob ideal ob ob ideal ( j ) < ( j ) ( j ) > ( j ) ideal ideal

20 Silni ze stratami i bez - orównanie 3 4 P

21 Równania oisująe raę silnia z uwzględnieniem strat

22 3 4 Proesy termodynamizne w zesołah silnia WLO (INLE, INAKE) DLA PRĘDKOŚCI LOU 0 DLA WARUNKÓW PRZELOOWYC i = # s # i # # s # Entalia we wloie i = i = = SręŜ dynamizny π dyn = = + Ma s Straty iśnienia we wloie wl σ = Przyrost entroii s = s s = R = R = R ln ln lnσ ln wl σ wl s

23 3 4 Proesy termodynamizne w zesołah silnia SPRĘśARKA (COMPRESSOR) s # i iz Przyrost entalii w sręŝare: i = i + l s Srawność sręŝari: l s_iz,0 04" di +d di iz,9" l s s izentroowa olitroowa l i i η = = η s s _ iz _ iz l s i i ( ) ( ) dh ln iz s _ ol = = dh ln ZaleŜność srawnośi izentroowej sręŝania od sręŝu dla stałej srawnośi olitroowej ZaleŜność zmiany temeratury od sręŝu sręŝari: π = + η s s _ iz η s _ ol = π s

24 Proesy termodynamizne w zesołah silnia KOMORA SPALANIA (COMBUSOR, BURNER) Wsółzynni strat iśnienia w KS: σ 3 4 KS KS = = Bilans omory salania (( ) ) ( ) Qɺ = Iɺ = mɺ + mɺ m ɺ mɺ KS KS al Wsółzynni wydzielania ieła w KS (srawność ielna KS) ξ Q q ( ) KS KS KS = = = QKS _ t qks _ t Wuτ al Q do_t Qstr Q do s = s + s = + R KS sal _ str ln ln σ KS Q Q τ KS _ t KS al - Cieło teoretyznie dorowadzone z aliwem - Cieło rzezywiśie wydzielone w roesie salania - Względne zuŝyie aliwa

25 3 4 Proesy termodynamizne w zesołah silnia URBINA (URBINE) BILANS MOCY URBINA SPRĘśARKA ( ) P η = P P m s w SPRAWNOŚĆ URBINY izentroowa: η l t t = = l t _ iz olitroowa: di η = = ( ) ln ( ) ( ) t _ ol diiz ln Przyrost entroii w turbinie: = s = s s = R = R s = P ( Pw ) s η mɺ η ln ln lnπ ln π t _ iz + t _ iz η π η m ηt + = = t t π η ( ) ηt _ = t _ ol ol i di di l t_iz iz iz # s -d l t ZaleŜność srawnośi izentroowej rozręŝania od rozręŝu dla stałej srawnośi olitroowej s

26 3 4 Proesy termodynamizne w zesołah silnia DYSZA WYLOOWA (NOZZLE) Straty iśnienia w dyszy dysz σ = Strata rędośi w dyszy ϕ = Entalia w dyszy i = i = iz = Przyrost entroii s = s s = R = R = R ln ln lnσ dysz ln σ dysz

27 DANE Analiza arametrów termodynamiznyh obiegu silnia jednorzeływowego model silnia,, Ma, π,, mɺ s 3 Srawnośi oraz straty rzeływowe zesołów silnia W analizie rzyjęto model gazu dosonałego wl 3 4 WLO: = = + Ma = σ = σ + Ma wl wl SPRĘśARKA = π s π s = + ηs lub η = π s s _ ol

28 τ KOMORA SPALANIA mɺ URBINA Analiza arametrów termodynamiznyh obiegu silnia jednorzeływowego.d. (na odstawie bilansu omory salania) ( ) ( ) al _ s 3 _ s 3 al = = mɺ ξswu _ s3 ξswu (na odstawie bilansu moy turbina-sręŝara) 4 3 ( ) ' ( + τ ) = η m al 4 η = 3 η = σ 3 KS ' ' lub = ' ' η _ ol ( )

29 Analiza arametrów termodynamiznyh obiegu silnia jednorzeływowego.d. DYSZA WYLOOWA (rzy załoŝeniu rozręŝu zuełnego) = = 4 Ma = σ dysz 4 ' ' = ' = + Ma = Ma ' R lub ( ) ' ' = _ iz 4 4 Ma _ iz ' ' 4 = = Ma ' R _ iz _ iz _ iz = φ dysz _ iz = '

30 Ciąg jednostowy Jednostowe zuŝyie aliwa Srawność ielna Osiągi silnia = τ V τ al j = j al j η = l ɺ ɺ ob m V mal Wu q = do m ɺ mɺ Srawność naędowa Srawność ogólna jv mɺ V η = = jv lob mɺ jv mɺ al ηo = = jv Wu qdo mɺ Ciąg K = mɺ j ZuŜyie aliwa mɺ = mɺ τ al al

31 Charaterystya obiegu silnia ze stratami = idem silni idealny silni ze strata atami π ot. π max η η S _ ol R _ ol = 0,89 = 0,9 ( ) π = η η ot S _ ol R _ ol Stoień odgrzania SręŜ otymalny silni idealny SręŜ otymalny silni ze stratami 4,3 7, 6,7, 6 3,3

32 Srawność i jednostowe zuŝyie aliwa silnia ze stratami = idem j η ob(max) η ob(max) Silni idealny Silni ze strata stratami Stoień odgrzania SręŜ eonomizny silni ze stratami π ot. SręŜ otymalny silni ze stratami , 6, 6,3 π =π max ot.

33 Wływ stonia odgrzania na wartośi sręŝu otymalnego i eonomiznego j j j_max j( 3) j( ) j( ) j( ) j( ) < < 3 j_min πot( ) πe( ) πot( 3) πet( 3) ( j 3) Ze wzrostem stonia odgrzania silnia: wzrasta iąg masymalny silnia, tóry jest osiągany rzy więszyh wartośiah sręŝu otymalnego obniŝa się wartość minimalnego jednostowego zuŝyia aliwa, tóre jest osiągane rzy więszyh wartośiah sręŝu eonomiznego rozszerza się zares sręŝy, rzy tóryh raa obiegu jest dodatnia. zwięsza się rozbieŝność omiędzy wartośiami sręŝu otymalnego i eonomiznego Charaterystya ta tłumazy dlazego dąŝy się do odnoszenia masymalnej temeratury obiegu silnia turbinowego oraz dlazego musi towarzyszyć temu wzrost sręŝu silnia sręŝ

34 Zmiana arametrów robozyh silniów lotnizyh V 00 do samolotu Airbus A30 max rędość Ma=0,8 3 [K] PW8 PW037 M8 RB99-3 F0 V00 CF6-0A F404 M88 PW0 F00 J0D RB-600 M3-R F30-00 RB-6CFM6- F39 M3- F4 F34 Abur8 RB-8 Olim93 J8D J97-00 RB J9D-3 J9-9 J RB63 J79- J73 J4AJ73D J ro π s J4A J73 J33-3 F0 J0D V00 CF6-0A PW037 RB-600 RB-6 CFM6- PW0 F39 M88 F404 F40 F00 RB99-3 F30-00 J9D-3 F34 F30- RB63 J9-9 Olim93 Mars4A J97-00 J J79- RB46R J73D ro M 88 do samolotu Desaault Rafale max rędość Ma=

35 Wływ rędośi lotu na haraterystyę obiegu silnia η ob Punt ray ր π dynր lsց π Sց V l ob ր =idem ց π dynց lsր π Sր l ob(max) η ob(max) 3 i 3 3 i V l sqdo V V q do =onst l s π = onst i i l t l t =onst qod s π π π e ot. π = π π S dyn π

36 qdo Silnii do obietów latająyh z duŝymi naddźwięowymi rędośiami WLO SILNIKA NADDŹWIĘKOWEGO = i 3 3 =4 Ma< Prędość lotu Ma SręŜ dynamizny (idealny),89, 3,67 7,8, 7, ,73 SILNIK SRUMIENIOWY Wtrysiwaz Komora salania V i qod Wlot Dysza wylotowa

37