idealni ciklus i stvarni ciklus

7/28/2019 Idealni ciklus i Stvarni ciklus

1/48

q ) T

2. IDEALNI I STVARNI CIKLUSI

2.1. Idealni Joule-ov ili Brayton-ov ciklus gasne trubine

Radni ciklusi turbinskih motora mogu se aproksimirati pomou Joule-ovog iliBrayton-ovog ciklusa, na kojima se takodje bazira i teorijski opis ciklusa TKMM.

Kod pogonske grupe ATM kratke usisne i izduvne cijevi nemaju funkcije uvodnikai mlaznika kao kod TKMM, ve se ukupno sabijanje vazduha vri u kompresoru,dok se ekspanzija produkata djelimino obavlja u turbini kompresora i nastavlja dokraja (obino do okolnog-atmosferskog pritiska) u vunoj turbini. Idealni Joul-ov,odnosno, Brayton-ov ciklus prikazan je u p-v i T-S dijagramu na slici 31., na kojojsu oznaene karakteristine take u skladu sa slikom 2.: sabijanje vazduha ukompresoru (0-2'), sagorijevanje u komori za sagorijevanje (2'-3'), ekspanzija

produkata u turbinama (3'-4'-5') i odvodjenje izduvnih gasova (odvodjenje toplote5'-0). Navedene oznake su date i na jednoj vrsti ATM na slici 28. i slici 29. Kod

pogonskih grupa TKMM ekspanzija produkata sagorijevanja (3'-4') vri se u turbinikompresora i u mlazniku (4'-5') u kome se poveava brzina struje produkata, priemu se potencijalna energija pretvara u kinetiku energiju mlaza.

Slika 31. Idealni Joule-ov ili Brayton-ov ciklus u p-v i T-S dijagramima

Termodinamiki stepen korisnog djelovanja definie se odnosom iskoritenetoplote (q1-q2) u ciklusu i ukupno dovedene (q1) toplote po jedinici mase:

q2c p (T5' To

)To (T5' / To 1)

t = 1 1

= 1 c p (T3' T2'

= 1 2' (T3' / T2' 1)

(20)

42


2/48

=

p

Na osnovu jednaine adijabate pv =const. i jednaina stanja v=RT/p moe se

pisati izraz za kompresiju i ekspanziju:

p(RT / p) =C=const,

odnosno(21)

p1 T =C'=const.

Tako se prema (21) moe pisati jednaina kompresije:

p1

T

=p1 T,

odakle jeo o 2'

1

p

2'

1

p 1 (22)

T2'

/ To =

o p2'

= 2' po

=k

gdje je:

=p2 ' stepen sabijanja u kompresoru.ko

Ako se prema (21) napie i jednaina za ekspanziju 3'-5' i uzme u obzir jednakostpritiska p2'=p3' i p5'=po direktno se dobiva odnos temperatura:

T5'

To

T3'

T2'(23)

Sa ovim odnosom izraz (20) poprima jednostavan oblik:

t = 1 o

T2'= 1 T2'

1

/ To= 1

1(1)/ k

(24)

2.2. Brayton-ov ciklus sa regeneracijom toplote

Kod ciklusa sa regeneracijom toplote koristi se dio odvedene toplote (q2) zapredgrijavanje vazduha poslije kompresije u kompresoru. Na taj nain se moesmanjiti dovedena toplota (q1) za iznos koji se regeneracijom vraa vazduhu izakompresora, pri istom dobijenom radu u ciklusu, tako da se na taj nain poveava

termodinamiki stepen iskoritenja, odnosno, ekonominost ATM. Dio toplote kojise regeneracijom vraa u ciklus uslovljen je odnosom temperature produkatasagorijevanja nakon njihove ekspanzije u vunoj turbini i temperature vazduha

43


3/48

poslije sabijanja u kompresoru. Pri tome se uzima da postoji potpuna izmjenatoplote u izmjenjivau toplote (regeneratoru).

Izvedbe ATM sa izmjenjivaem toplote prikazane su ematski na slici 28. i slici 29.Na tim emama oznaene su i karakteristine take analogno kao u prethodnomsluaju (ciklus bez regeneracije toplote), s tim to je stanje zagrijanog vazduha naizlazu iz regeneratora oznaeno sa 2'', a stanje produkata na pripadajuem izlazu iz

regeneratora sa 5''. Iste oznake su date i na p-v i T-S dijagramima (sl.32.).

Slika 32. Idealni Brajtonov ciklus sa regeneracijom toplote

Za ocjenu intenziteta regeneracije toplote koristi se stepen regeneracije , koji sedefinie kao odnos toplote predate od produkata sagorijevanja nakon njihoveekspanzije u turbini (od izduvnih gasova) na vazduh poslije kompresora uizmjenjivau toplote i maksimalne toplote koju bi bilo mogue predati od izduvnihgasova na vazduh iza kompresora.

Prema slici 32. ova se definicija moe izraziti:

c p (T2''=

T2' )=

T2'' T2'(25)

c p (T5' T2' ) T5' T2'

Prema slici 32., iz T-s dijagrma je oigledno da su dovedene i odvedene toploteciklusa:

q1 =cp(T3' T2'' )

q2 =cp(T5'' To)

44


4/48

o

t

x

x

tako da se termodinamiki stepen iskoritenja moe raunati:

=1q2

q1=1

T5''

To

T3' T2''

(26)

Pojedine temperature u izazu (25) mogu se raunati na osnovu stanja ukarakteristinim takama ciklusa. Tako se iz (25) dobija:

T2'' =T2' +(T5' T2')

(27)

Sa pretpostavkom da se u regeneratoru vri potpuna izmjena toplote (bez gubitaka),moe se pisati jednakost toplota koje odaju izduvni gasovi i koju prima vazduh:

cp (

T5'

T5'' )=

cp (

T2''

T2' )

Odavde se moe izraziti temperatura izduvnih gasova iza izmjenjivaa toplote:

T5'' =T5' +T2' T2''

(27a)

Ako se u (27a) zamijeni T2'' sa (27) dobija se:

T5'' =T5' (1)+T2'

(27b)

Ako se uvedu nove oznake:

x =1

i =T3' ,To

=k =p2' /po

tada se moe pisati:

T2' =To i T =T3'

5' x=T

o x

Uvrtavanjem izraza za x, , T2' i T5' u (27) i (27b), ovi izrazi primaju oblik:

T2'' =To +T(/x

x ) (27c)

x ( ) xT5'' =To/ 1 +To (27d)

45


5/48

= 1

Uvrtavanjem izraza za pojedine temperature poslije sredjivanja dobija se slijedeiizraz za termodinamiki stepen iskoritenja za Brajtonov ciklus sa regeneracijom:

(x )+(2x )t x (x )+(2x

)

(28)

Iz izraza (28) moe se uoiti da termodinamiki stepen iskoritenja kod ovogciklusa zavisi od k, T3', i . Kod idealnog Braytonovog ciklusa bez regeneracijetoplote termodinamiki stepen iskoritenja zavisi od stepena sabijanja ukompresoru k i eksponenta , tako da se ne vidi direktan uticaj temperaturegasova ispred turbine (izraz 24). S obzirom na dozvoljena termika i mehanikaoptereenja kod gasnih turbina, ne koriste se visoke vrijednsoti stepena sabijanja(najee k < 8). To je osnovni razlog da gasne turbine u pogledu ekonominostiznatno zaostaju za savremenim klipnim motorima.

Kod ciklusa sa regeneracijom toplote mogue je do izvjesne granice poveatitermodinamiki stepen iskoritenja, kako se to moe zakljuiti iz kvantitativnih

pokazatelja na dijagramima, koji su prikazani na slikama 33. i 34. Na slici 33.prikazana je zavisnost t od stepena sabijanja k i stepena regeneracije toplote pri konstantnoj temperaturi ispred turbine T3 = 1173 K. Kako se vidi iz podatakana slici 33., sa poveanjem stepena regeneracije toplote poveava sestepen iskoritenja ciklusa t u oblasti niih stepena sabijanja u kompresoru k.Medjutim, kod veih vrijednosti k sa poveanjem regeneracije dolazi dosmanjenja t (tzv. negativna regeneracija toplote).

Slika 33. Uticaj stepena sabijanja k i stepena regeneracije na t idealnogBraytonovog ciklusa sa regeneracijom toplote, T3=1173 K, =1,4

46


6/48

Tok krivih linija u dijagramu na slici 33. ukazuje da svakom stepenu regeneracije odgovara odredjeni optimalni stepen sabijanja u kompresoru kpri kome se postienajvea vrijednost t. Pri tome se pri poveanju postiu maksimaumi t na niimvrijednostima k, pri emu se negativna regeneracija poveava.

Na slici 34. je prikazan uticaj temperature produkata sagorijevanja ispred turbinena termodinamiki stepen iskoritenja pri odredjenom konstantnom stepenuregeneracije toplote =const. Iz toka krivih linija se vidi da je t vrlo nizak priniskim temperaturama T3 i visokim stepenima sabijanja k(npr. pri T3=703 K), kaduticaj negativne regeneracije postaje vrlo visok.

Slika 34. Uticaj stepena sabijanja k i temperature ispred turbine T3 na tidealnog

Brayton-ovog ciklusa, =0,8; =1,4

Pri svakoj vrijednosti T3 i ovdje postoji optimalna vrijednost stepena sabijanja kkoji se poveava pri poveanju temperature T3 na ulazu u turbinu. Takodje jeuoljivo da se kod visokih temperatura T3 poveava podruje veliine kpri kojimase zadrava poveana vrijednost t. Poredjenjem navedenih uticaja na slici 33. islici 34. oigledno je da najvei uticaj ima temperatura gasova na ulazu u turbinuT3 i svrsishodno je da se ona povea do maksimalne dozvoljene granice u odnosuna izdrljivost materijala turbinskog kola, odnosno, njegovih lopatica. Pored toga

potrebno je da se odabere optimalna vrijednost stepena sabijanja u kompresoru kuodnosu na projektovani nivo regeneracije toplote .

Kod idealnog Brayton-ovog ciklusa, pored pretpostavke o idealnom radnom fluidu,uzima se da ne postoje gubici u kompresoru, komorama sagorijevanja, turbini ispojnim vodovima izmedju pojedinih agregata. Medjutim, u stvarnom ciklusu

47


7/48

postoje odredjeni gubici u svim agregatima, koji se mogu svrstati utermodinamike, aerodinamike i mehanike gubitke. Termodinamiki gubici seodnose prvenstveno na gubitke u kompresoru i u turbini kod pogonskih grupaATM. Aerodinamiki (strujni) gubici ine znaajan dio ukupnih gubitaka iobuhvataju gubitke proticanja kroz ulazne i izlazne kanale, te izmedju kompresora,komora sagorijevanja i turbine, strujne gubitke u pojedinimagregatima (kompresoru, komorama za sagorijevanje, turbini, izmjenjivau

toplote i hladnjaku). Mehaniki gubici ine manji dio i odnose se na leita idijelove opreme na ATM. Posebno prve dvije vrste gubitaka uslovljavajuodredjeno odstupanje stvarnog u odnosu na idealni ciklus.

Relativno ograniena maksimalna temperatura u radnom ciklusu (na ulazu uturbinu) je glavni uzronik, da, i pored umjerenih ukupnih navedenih gubitaka,gasne turbine imaju nie vrijednosti t, odnosno, veu specifinu potronju gorivau odnosu na klipne motore sa unutranjim sagorijevanjem.

2.3. Radni ciklusi TMM2.3.1. Idealni ciklusi TMM

Radni ciklusi TMM u kojima se iz dovedene toplotne energije proizvodimehanika energija potrebna za obavljanje ciklusa, rad pomonih uredjaja i

poveanje kinetike energije radno-propulzivnog fluida na izlazu iz mlaznika,mogu se priblino aproksimirati pomou Joul-ovog ili Brayton-ovog ciklusa. Zaobavljanje pojedinih termodinamikih procesa u ciklusu uvode se pojedinedoputene pretpostavke u cilju pojednostavljenja teorijske analize:

1) radni fluid je idealan gas (R=const., =const. i dr.);2) u procesima ne postoje gubici energije (gubici na trenja, strujni gubici,

razmjena toplote sa okolinom i dr.);3) u karakteristinim presjecima unutar TMM uzimaju se totalne zaustavne

veliine stanja (p*, T*, c*), poto se u njima uzimaju u obzir konane brzinestrujanja radnog fluida. Te brzine se ne uzimaju u obzir samo na ulaznom i naizlaznom presjeku, tako da se u tim presjecima uzimaju statike veliine stanja(po, To, vo);

4) u mlazniku se obavlja potpuna ekspanzija, tj. do atmosferskog okolnog pritiska(p5=pa);

5) u analizi se usvaja masa 1 kg radnog fluida.

Idealni termodinamiki ciklus prikazan je u p-v i i-s dijagramu na slici 35.

48


8/48

To

Slika 35. Joule-ov ili Brayton-ov ciklus TMM u i-s i p-v koordinatama

Raunanje sa totalnim veliinama stanja (zakoena struja fluida) opravdana jekod TMM, jer su efekti uticaja brzine struje fluida kroz karakteristine presjeke umotoru po pravilu vrlo mali. Samo kod NNMM i kod HNMM se treba raunati sastatikim veliinama stanja (p, v, T).

Adijabatska kompresija (sl.35.) obavlja se djelimino u uvodniku (0-1') i ukompresoru (1'-2'). Izobarni procesi dovodjenja q1 (2'-3') i odvodjenja q2 (5'-0)toplote su nepovratni procesi (poveanje entropije). Adijabatska ekspanzija vri sedjelimino u turbini (3'-4') i u mlazniku (4'-5').

Iz razlike dovedene i odvedene toplote moe se izraunati teorijski rad ciklusa:

l =q q =c [(T* T* )(T5' To )]t 1 2 p 3' 2' (29)

l =c [(T* T

)(T*

To )]t p 3' 5' 2'

T5' T2*' l = R T* 1- T 1t1 3' T3

*'

o

(30)

Ako se uvedu oznake:

=T3' */To

- stepen poveanja temperature u ciklusu,

u =p1' * /po

- stepen poveanja pritiska u uvodniku,

k =p2' * /p1' * - stepen poveanja pritiska u kompresoru,c =u

k

- ukupni stepen kompresije u ciklusu,

49


9/48

te uzme u obzir da se adijabatske ekspanzija i kompresija obavljaju izmedjujednakih pritisaka (p2'*=p3'* i po=p5'), tako da je:

T3' * T2' * p2' * (1)/

=(1)/ =

T5' To= c

po (31)

na osnovu ega se moe pisati izraz za teorijski rad ciklusa:

1 1 / lt = RTo [1 ( )

(c( ) 1)] (32) 1 1 / c

Vidi se da sa porastom stepena poveanja temperature dolazi do poveanja lt.Optimalna vrijednost ukupnog stepena kompresije c pri kome se dobijamaksimalni rad ltmax moe se odrediti ako se ispita ekstremum izraza (32) po c. Izte analize proizlazi: cmax=

/-1i dalje:

c,opt =/2(1) = c max (33)

Iz izraza (33) se vidi da se poveanjem temperature T3'* (ili smanjenja To, npr. priletu na visini oko 11 km) dolazi do poveanja c,opt. Uvrtavanjem c,opt iz (33) u(32), moe se dobiti izraz za maksimalni normalizovani rad:

ltn,max =( 1)2

(34)

koji zavisi iskljuivo od stepena zagrijavanja radnog fluida.

Termodinamiki koeficijent korisnog djelovanja je po definiciji:

=q1 q2 =

q2 = T5' To

= T5' To (35)t q

1q 1

T *T *1

T T * /T

TT */T

1 1 3' 2 '

= 1 1

5' 3' 5' o 2' o

(36)t(1)/

Na slici 36. je prikazana zavisnost t od c i eksponenta , odnosno n.

50


10/48

Slika 36. Uticaj c i na t Joule-ovog ciklusa

Slika 37. Odredjivanje lt kod ciklusaTMM sa unutranjom propulzijom

Na slici 37. je prikazan idealni ciklus TMM sa unutranjom propulzijom,gdje je ukupni bruto rad ltb=povrina 0-1'-2'-3'-4'-5'-0 kao razlika radaekspanzije (povrina 1-4-3'-4'-5'-1) i rada kompresije (1-4-2'-1'-0-1).Kod TMM je rad turbine l tT jednaka radu kompresora ltk (rafirano):

povrina 3-4-3'-4'-3=povrina 2-4-2'-1'-2.

Kinetika energija mlaza nastala ekspanzijom u mlazniku (4'-5'), nazivana ponekadi slobodna energija moe se izraziti pomou izlazne brzine mlaza c5:

c 2ltm =

5

2=povr.1 3 4'5'1 =

=povr.0 1'2 3 4'5'+povr.1 2 1'0 1 ==lt +povr.1 2 1'0 1

(37)

Povrina 1-2-1'-0-1 odgovara radu dinamikog sabijanja u uvodniku, koji je ravankinetikoj energiji nadolazee struje vazduha Vo

2/2 (Vo brzina leta aviona).

Prema tome je:

l =l V2 / 2 =(c 2 V2 )/2

(38)t tm o 5 o

to znai da je rad ciklusa jednak raspoloivoj energiji TMM sa unutranjom

propulzijom.

51


11/48

2.3.2. Stvarni ciklusi TMM

U stvarnim ciklusima p=const. pogonskih grupa TMM svi procesi se obavljaju saodredjenim gubicima, kako se to moe vidjeti u stvarnom i-s dijagramu na slici 38.Kompresija u uvodniku (0-1) i u kompresoru (1-2) obavlja se po politropi a ne poadijabati, pri emu se u procesu javlja trenje koje je proporcionalno povrini 0-1-2-2

o-0

o-0. U komori sagorijevanja gubi se dio totalnog pritiska p

KS*(4-7%). Proces

ekspanzije u turbini (3-4) i u mlazniku (4-5) vri se po politropi i gubici na trenjeodgovaraju povrini 3-5-5o-3o-3.

Slika 38. Stvarni ciklus TMM sa p=const.

Takoe i ovdje se moe raunati sa totalnim veliinama stanja (p*, T*, i*) u kojimaje uraunat dio energije od brzine struje fluida. Smanjenje rada ciklusa zbogsmanjenja pritiska u komorama sagorijevanja uzima se u obzir odgovarajuimsmanjenjem srednjeg stepena korisnog djelovanja procesa ekspanzije u turbini i umlazniku (ex), pri emu se uzima i jednakost totalnih pritisaka p3'*=p2'*. Gubici u

procesu kompresije u uvodniku i u kompresoru uzimaju se u raun srednjimstepenom korisnog djelovanja (c). Prema tome, efektivni rad ciklusa moe se iovdje nai na osnovu teorijskih (adijabatskih) radova ekspanzije i kompresije, kojie se korigovati pripadajuim stepenima korisnog djelovanja ex i c, kako slijedi:

le =lex,a ex lc,a /c

(39)

52


12/48

c ex

1

1

1

c

pri emu se adijabatski radovi kompresije i ekspanzije mogu raunati iz poznatihizraza:

lc,a =

1RTo (c(

1)/ 1)

l = '

R'T

* 1 (39a)ex,a '1 3' ex( '1)/ '

U izrazu (39a) oznaeni su eksponenti adijabata i gasna konstanta:

; R odnosi se na ist vazduh koji se komprimira,'; R' odnose se na smjesu produkata sagorijevanja i preostalog vazduha.

Ako se uvede koeficijent koji uzima u obzir razliku izmedju i R radno-propulzivnog fluida i vazduha:

' R'1

'1 ('1)/ e =

ex (40)

R1

1 (1)/ c

tad se efektivni rad ciklusa prema izrazu (39) moe pisati u obliku:

l

RT

(1)/ c 1 e

(41)e =1 o (1)/ 1

c

Ako se uzmu uobiajene vrijednosti konstanti za vazduh i produkte sagorijevanja=1,4; '=1,33 i R'R=288 kJ/(kgK), za vrijednosti ukupnog stepena kompresije c5,10,50 i 100 dobiju se odgovarajue veliine koeficijenta e: 1,035; 1,048; 1,06 i1,073. Dakle, e1 i slabo zavisi od c i od T3*. Zato se u proraunima moeusvojiti konstantna veliina koeficijenta e.

Slino kao kod idealnog ciklusa i ovdje se moe odrediti optimalni stepenkompresije izrazom:

, ( ) / 2( 1)c opt = e c

ex (42)

53


13/48

Uvrtavanjem (42) u (41) dobija se izraz za maksimalni normalizovani radstvarnog ciklusa:

len,max =( e c ex

1)2/ c (43)

Kao kod idealnog ciklusa i ovdje dominira uticaj i sa poveanjem temperatureprodukata T3* ispred turbine moe se poveati snaga pogonske jedinice.

I ovdje se kao kod idealnog ciklusa u TMM proizvodi mehanika energija(raspoloiva energija) koja je jednaka razlici kinetike energije mlaza na izlazu ikinetike energije dolazee struje vazduha u uvodnik:

l =l V2 / 2 =(c 2 V2 )/2

(44)e tm o 5 o

Iz prethodnih izraza se moe zakljuiti da na osnovne parametre ciklusa najvei

uticaj imaju maksimalna temperatura ciklus (T3*) i ukupni stepen kompresije (c*).Zato je u dosadanjem razvoju posebna panja poklanjana poveanju T3* i c*(sl.39.).

Slika 39. Promjene maksimalne temperature T3* i stepena sabijanja c*u toku razvoja TMM

Na slici 39. su oznaene oblasti primjene turbina: 1-bez hladjenja; 2-sa hladjenjem;

3-eksperimentalni pogoni sa gasnim turbinama, a takodje i oblasti primjenekompresora: 4-centrifugalni kompresori; 5-aksijalni-jednovratilni; 6-aksijalnivievratilni TMM i DTMM.

54


14/48

o

a2 =

Navedene maksimalne temperature T3* iz eksperimentalnih pogonskih grupa nisu upraksi jo realizovane. Kod savremenih vazduhoplova sa visokim nadzvunimbrzinama postiu se dinamiki stepeni poveanja pritiska u uvodniku u=30-150(200). Poto je i dalje najvei problem granica T3,max*, predvidja se i realizacijanekog od sloenijih ciklusa umjesto sadanjeg pri p=const.

U preglednim termodinamikim proraunima obino se odvojeno, ali po prirodnom

redoslijedu, analiziraju pojedini procesi, to e se i ovdje ukratko navesti, uzposmatranje statikih veliina stanja (uticaj brzine nije ukalkulisan).

K o m pres ij a u uvodn i ku va z duha (0-1) obavlja se na skoro svim reimimaupotrebe TMM, kad je brzina vazduhoplova Vo>>0, tako da je pritisak (p1) naizlazu uvodnika (na ulazu u kompresor) vei od okolnog atmosferskog (p1>pa). Nastatikom reimu (Vo=Co=0) postoji p1


15/48

1 +

a=p

2

2

l

gdje je d dinamiki faktor, a ao brzina zvuka. Brzina vazduha na izlazuuvodnika obino je c1=100-180 m/s i zavisi od prenika kola kompresora injegovog broja obrtaja n, pa je pri n=const. zapreminski protok kroz kompresorc1AK1const., pa i c1 malo zavisi od brzine Vo i visine H leta aviona. Stvarno stanjena kraju uvodnika (presjek 1) moe se izraziti:

/ (1) c 2 c 2

p1 =p1'

1o u

o 1 2 o

p1 (1)/

T1 =T1 ' ' =To po

(46)

c 2 c2i1 =io +

o 1

2

Ako je Vo


16/48

= =l

Trenje u leitima kompresora rauna se preko mehanikog stepena korisnosti km,koji iznosi 0,98 0,99, pa je ukupni stepen korisnosti kompresora:

k =k 'km (49)

i ukupni rad koji se dovodi kompresoru lk:

lk ' i2 'i1k (50)k k

Ako je maseni protok vazduha

mv

kompresora u [W]:

dat u kg/s i rad lk u J/kg, tad je dovedena snaga

Pk =m v lk (51)

Brzina vazduha na izlazu iz kompresora c2 smanjuje se u difuzoru tako da u komorisagorijevnja (KS) iznosi 25-50 m/s, pri emu se zato poveavaju pritisak p2k itemperatura T2k, ali je to praktino zanemarljivo jer istovremeno nastaje smanjenje

p2k i T2k zbog trenja i vrtloenja u KS. Dakle, postoji uzajamna povezanostrada uvodnika i kompresora, jer se sa poveanjem u treba smanjiti k, poto

je c unaprijed limitiran, tako da se tad smanjuje dovedeni rad kompresora(Lk), odnosno, snage Pk, a poveava energija za ekspanziju u mlazniku,odnosno, sila potiska.

P roces sagorijevanja (2-3) smjese, koja se obrazuje ubrizgavanjem goriva usabijeni vazduh, obavlja se u KS kao egzotermna hemijska reakcija u kojoj seoslobadja odredjena koliina toplote i vri energetsko obogaivanje fluida (njegovozagrijavanje). U idealnoj komori sagorijevanje se vri potpuno pri p2=const., beztoplotnih gubitaka kroz zidove (2-3''). U stvarnoj KS sagorijevanje je nepotpuno,nastaju gubici toplote kroz zidove pojaani vrtloenjem (3''-3') i gubici zbog trenjai ubrzanja struje gasa (3'-3). U idealnom sluaju je promjena entalpije i 3''-i2, a ustvarnom sagorijevanju i3-i2. Na kraju sagorijevanja je entalpija: i3=i2+cp(T3-T2),

pri emu se T3 usvaja prema izdrljivosti materijala lopatica turbine(T3,d=1000-1500 K), dok je p3 neto nii od p2 zbog pada pritiska od navedenihuticaja p=(0,02-0,05)p2.

Brzina fluida na izlazu iz KS najee iznosi c3k=100-180 m/s. Stvarno dovedenatoplota u KS iznosi:

q1 =c p (T3 T2)

57


17/48

= 2

=

i

T

Stepen korisnog djelovanja KS moe se izraunati:

i3 i2 q= (52)ks

3 ' 'i2 Qd

gdje su: Qd donja toplotna mo goriva i odnos protoka vazduha i goriva

=mv / mg =50 120 . Praktinije je da se usvoji ks, koji se kree u uskimgranicama (0,96-0,98), pa iz (52) rauna odnos , tako da se moe sraunati

potronja (protok) goriva:

mg =m

v/

Stanjem radno-propulzivnog fluida na izlazu iz KS zavrava se faza njegovogenergetskog obogaivanja.

Ekspan z ij a (3-5) je faza iskoritenja energije i vri se jednim dijelom u turbini (3-4) a drugim dijelom u mlazniku (4-5). Ekspanzija u turbini praktino se vri ucjelosti (kod akcionih turbina) ili djelimino (kod akciono-reakcionih) umedjulopatinim kanalima sprovodnog kola u kojima se fluid ubrzava i usmjerava

pod najpovoljnijim uglom na lopatice rotora turbine, kojima predaje kinetikuenergiju (u medjulopatinim kanalima rotora akciono-reakcionih vri se i dioekspanzije). Put od izlaza KS do lopatica rotora je vrlo kratak, te su gubicineznatni. U idealnom sluaju ekspanzija u turbini je izentropska (3-4'), pa jeizentropski rad na lopaticama rotora po 1 kg fluida:

lT '=i3 i4' (53)

Ovaj rad je jednak radu koji koristi kompresor (lk), kad se sva snaga turbine koristiza pogon kompresora (lT'=lk).

U stvarnoj turbini postoje gubici trenja, vrtlonog strujanja i prenosa toplote naokolinu, pa je stvarna ekspanzija nepovratna i politropska (3-4). Zato je stvarnidobijeni mehaniki rad na rotoru turbine lT manji od lT', tj. za jedinicu mase fluida:

lT =i3 i4


18/48

lTm

ije praktine vrijednsoti iznose 0,82 0,86. Zbog trenja u leitima vratila turbine,ona praktino odaje na spojnici efektivni rad lTe, tako da se gubitak uzima u obzir

preko stepena mehanikog iskoritenja:

=lTe 0,98

T

(56)

Ukupni stepen iskoritenja se dobije iz (55) i (56):

T =T 'Tm (57)

tako da je efektivni rad koji odaje turbina:

lTe =lT Tm =lT 'T 'Tm =lT'T

(58)

Pored navedenih gubitaka, troi se i dio mehanike energije za pogon uredjajamotora i aviona, to obino iznosi 1% od snage za pogon kompresora:

lTe = 1,01lk; lk prema izrazu (50).

Snaga na spojnici vratila turbine:

PT =(mv +mg)lTe , [W

]; za

mv,g[kg/s]

i

lTe [J/ kg] (59)

Brzine na izlazu iz statorskih lopatica c3 kreu se oko ili su neto vee od brzinezvuka, a na izlazu turbine najee c4=240-350 m/s ili i vie. Sa poznatim brzinamamoe se odrediti stanje gasa p4, T4 na osnovu i4:

c 2 c2i4 =i3 lT 'T '+

3

24 =c pT4 (60)

Zavrna ekspanzija vri se u mlazniku koji je ponekad znatno udaljen od turbine i snjom vezan izduvnom cijevi i konusom. Sa gledita propulzije mlaznik spada ugrupu najvanijih dijelova jer se u njemu zavrno ubrzava fluid. Od izlaza izturbine do ulaza u mlaznik stanje se neto mijenja, jer postoje gubici trenja i

prenosa toplote. Radi smanjenja trenja izduvni vod se oblikuje tako da postoji

59


19/48

5 4

4

izvjestan porast p i T, tako da se neto poveava stepen irenja u mlaznikuml=p4/p5, ali se neto smanjuje kinetika energija na ulazu u mlaznik. Istovremeno

postoji i suprotan efekat koji donekle smanjuje p i T, pa se moe uzeti da su stanjana izlazu turbine i na ulazu u mlaznik jednaka.

Idealna ekspanzija je izentropska (dq=0, ds=0), sa padom entalpije i porastombrzine:

c2 c2i4 i5' =

5' 4

2(61)

Od presjeka 4 do 5 postoji trenje i vrloenje (ds>0), pri emu je dq0 zbog velikebrzine i dobre izolacije, pa je ekspanzija 4-5 priblino adijabatska. U mlazniku segubi dio kinetike energije to se izraava stepenom korisnog djelovanja mlaznika:

i i c 2 c 2

=4 5

=5 4

(62)ml i i c 2 c 24 5' 5 4'

Praktine vrijednosti ml su od 0,94 do 0,97. Kod potpune ekspanzije u mlazniku,njegov stepen irenja je ml=p4/pa.

Temperatura na kraju izentropske ekspanzije u mlazniku je:

T5' =T4(p /p )(1)/ =T4 /

(1)/ ml

(63)

dok su kod stvarne ekspanzije temperatura, entalpija i brzina:

T5 =T4 ml(T4 T5' )

i5 =i4 ml c p (T4 T5)

c5 =Vml = 2(i4

i5)

+c 2

[m /

s];za i

4,5 [J/ kg

](64)

60


20/48

Isticanje mlaza iz mlaznice predstavlja u stvari izobarni proces odvodjenja toploteq2=cp(T5-To), tj. izbacivanje izduvnih gasova u okolinu. To je zavrni proces

posmatranog ciklusa p=const., u kome naznaeni procesi kontinualno teku.

Efikasnost pretvaranja toplotne u viak kinetike energije u propulzivnom motoruzavisi od efikasnosti svih njegovih dijelova koji uestvuju u energetskojtransformaciji radno-propulzivnog fluida. Tu efikasnost definie unutranji

(propulzivni) stepen korisnog djelovanja:

p =tM (65)

gdje je M stepen korisnog djelovanja motora kao cjeline i obuhvata stepenekorisnosti: uvodnika u, kompresora k, komore sagorijevanja KS, turbine T imlaznika ml, tako da postoji naelna korelacija:

M = f(u ,K,KS,T ,ml)

(65a)

Analitiki izraz za M ne postoji zbog sloenih procesa u turbomlaznim motorima.Ipak, postoje odredjeni empirijski izazi koji se mogu koristiti u pojedinimsluajevima.

2.3.3. Ciklus turbomlaznog motora sa forsaom TMM-F

Ova pogonska grupa razlikuje se od osnovne TKMM to ima izmedju turbine imlaznika forsanu komoru u koju se posebnim brizgaima ubrizgava dopunskogorivo. Dopunsko sagorijevanje se stabilizuje prstenastim stabilizatorima koji

pospjeuju mijeanje isparenog goriva sa preostalim vazduhom i sagorijevanje.Poveana raspoloiva energija doprinosi poveanju kinetike energije fluida kojiistie iz mlaznika. Poto ne postoji turbina ili drugi pokretni dijelovi iza forsanekomore, to je mogue organizovati ciklus sa znatno veim maksimalnimtemperaturama pred mlaznikom, sve do granica 1800-2200 K. Pri dopunskomsagorijevanju potroi se skoro sav preostali vazduh tako da se postie sumarnikoeficijent vika vazduha =1,1-1,2. Termodinamiki ciklus TMM-F prikazan jena slici 41.

Dio ciklusa 0-1'-2'-3'-4'-5'-0 je identian kao kod TKMM koji je prikazan u taki2.3.1., a razlika je samo u dodatnom dijelu 4'-4'F-5'F-5'. Zato je svrsishodno da sevri uporedjenje ova dva ciklusa. U oba sluaja jednaki su stepen poveanja

pritiska kompresora c i temperatura pred turbinom T3'*. Do nivoa tanosti gubitkapritiska u forsanoj komori moe se uzeti da su jednaki pritisci ispred mlaznika(p4'*=p4'F*), a takodje i stepeni ekspanzije u mlazniku (ml=p4'*/p5'*=p4'F*/p5'F*).Pretpostavljajui da su u oba sluaja priblino jednake specifine toplote i gubici u

61


21/48

o

mlazniku, mogu se napisati izrazi za termodinamiki rad u skladu sa izrazom (37) iodatle nai odnos odgovarajuih radova u mlazniku, odnosno, slobodnihenergija, odakle se dobijaju odnosi:

Slika 41. Termodinamiki ciklus turbomlaznog motora sa dopunskim sagorijevanjem

ltMF /ltM =T4'F * /T4'*

(66)

c5'F / c5' = T4'F */T4' * (67)

ltF / lt =T4'F * / T4' +(V2 / 2lt)[(T4'F * / T4' *)

1]

(68)

Iz izraza (68) proizlazi da pri polijetanju aviona sa TMM-F (Vo=0) dolazi dopoveanja ltF proporcionalno sa poveanjem stepena poveanja temperature uforsanoj komori T4'F*/T4'. Sa poveanjem brzine aviona Vo poveava se relativni

porast rada ciklusa TMM-F. Kod praktinih granica T4'F* i T4'* poveanje ltF/ltiznosi obino pri startovanju 2-2,3, a pri visokim brzinama leta (npr. 1000 m/s) tajodnos se poveava na 3 i vie.

Pri poveanju relativnog udjela goriva, koje se ubrizgava u komoru dopunskogsagorijevanja, stepen korisnog djelovanja ciklusa se smanjuje, jer se toplota od

dopunskog sagorijevanja dovodi fluidu pri znatno niem pritisku (p4'*=p4'F*) negoto je pritisak fluida ispred turbine. To je posebno izraeno na reimimastartovanja polijetanja (Vo=0) i pri letu sa malim brzinama Vo, pa je na ovimreimima vrlo visoka specifina potronja goriva. Sa poveanjem brzine leta Vo

poveava se stepen korisnog djelovanja ciklusa i pri brzinama Vo u podruju

62


22/48

visokih nadzvunih brzina taj stepen postaje vei nego kod TKMM sa istommaksimalnom temperaturom ispred turbine (T3'*).

Za razliku od pogonske grupe TKMM, kod ciklusa TMM-F stepeni poveanjapritiska kompresije su optimalni u odnosu na koristan rad i stepeni korisnogdjelovanja se poklapaju i ne zavise od nivoa temperature T4'F*. Ta veliina c,opt , zarazliku od TKMM, se poveava sa poveanjem brzine leta vazduhoplova.

2.3.4. Turboelisni mlazni motor TEMM

Pogonska grupa TEMM primjenjuje se u oblasti brzina u kojoj nisu pogodni niklipnoelisni i turbomlazni motori. Klipnoelisna grupa nije efikasna kod brzina letaveih od 750-800 km/h, dok turbomlazna pogonska grupa kod brzina ispod 800km/h pokazuje smanjenje sile potiska i veliko poveanje specifine potronjegoriva. Posebno u brzinskom podruju izmedju 600 i 900 km/h ne zadovoljava ni

jedan od ova dva motora, ali se pokazalo da je tu vrlo efikasna kombinacijaturbomlaznog motora i elise, odakle se praktino razvilo rjeenje TEMM. Po

konstrukciji TEMM je identian sa TKMM s tim da ima dodatno jo reduktor, elisui u nekim konstrukcijama jo jednu (slobodnu) turbinu. Kako je ve ranijenaglaeno, osnovna razlika je u tome to se ovdje vei dio propulzivne energije

proizvodi pomou elise (spoljanja propulzija), a manji dio pomou reakcije mlazaiz mlaznika (unutranja propulzija).

Poto elisa ima visok propulzivni stepen korisnog djelovanja ukupni stepenkorisnog djelovanja vei je kod TEMM nego kod turbomlaznog motora sa istimtermodinamikim ciklusom. Zato mu je i specifina potronja goriva manja(dostie vrijednosti kao kod benzinskih klipnih motora). Pored toga pri malim

brzinama leta elisa proizvodi veu propulzivnu silu nego to je potisak kodturbomlaznog motora pod ostalim istim uslovima. Konstrukcija TEMM je vrlo

pogodna posebno u pogledu kompaktnosti i teine i ima oko etri puta manjuspecifinu teinu u odnosu na elisnoklipni motor, pouzdaniji rad, dui vijektrajanja, tako da mu je radni vijek do revizije i remonta dvostruko dui nego kodklipnog motora (oko 1200 sati).

Pogon elise moe se vriti turbinom kojom se pogoni i kompresor ili posebnom(slobodnom) turbinom. Kod prve izvedbe turbina preko jednog te istog vratila

pogoni kompresor i preko reduktora i elisu (tzv. vezana turbina), pa je zatopotrebna velika snaga za startovanje TEMM. Kod druge izvedbe pored turbine zapogon kompresora, postoji posebna turbina za pogon elise ije vratilo prolazi krozuplje vratilo kompresora, pri emu kompresorska i slobodna turbina imajurazliite brojeve obrtaja (u kompresorskoj se vri prvi stupanj ekspanzije fluida, a

drugi stupanj nastavlja u slobodnoj). Zato je pored ostalog, lake startovanje, uzmanji utroak snage kod ove druge izvedbe.

63


23/48

V o

Pozitivna osobina TEMM ogleda se i u tome to se minimalna specifina potronjagoriva ostvaruje pri maksimalnoj snazi motora, a ne na parcijalnoj snazi to jesluaj kod klipnog motora.

Raspodjela raspoloive energije na mehaniku energiju za pogon elise i kinetikuenergiju mlaza obino se regulie automatskim otvaranjem i zatvaranjem mlaznika.

Najee se samo 20% propulzivne energije ostvaruje reakcionim djelovanjemmlaza, a 80% pomou elise. Po pravilu se vri regulacija tako da se postigne manja

brzina mlaza, a time i manji potisak, da bi se smanjili gubici u mlazniku i u samommlazu i time poveao njegov propulzivni stepen korisnosti.

Raspodjela energije kod TEMM prikazana je u i-s dijagramu na slici 42.

Zanemarivanjem masenog protoka goriva i gubitke trenja tad se jedinina efektivnapropulzivna energija moe izraziti:

2

l=lel +ml V2

2(69)

gdje je Vo brzina leta aviona, a lel=lT-lk, jer se koristan rad turbine (lT) dijeli napogon kompresora (lk) i elise (lel).

Slika 42. Raspodjela energije kod pogona TEMM

64


24/48

2

Q 2

Ukupni stepen korisnog djelovanja se moe odrediti:

V2 V2 ml o

u =

mv lel+

mgQd

V2 V2 = l + ml

o (70)u el d

Pri istovremenom djelovanju elise i mlaza propulzivna snaga se odredjuje izrazom:

Pp =m v [ellel +(Vml Vo )Vo ]

(71)

gdje je koeficijent korisnog djelovanja elise el 0,88.

Ukupna sila potiska pri letenju aviona:

l F=mv

el el +(Vml Vo )

(72)

Vo

Kod izvedbe sa jednom turbinom i sa njenim zajednikim vratilom za pogonkompresora i spojnice reduktora elise regulacija broja obrtaja postie se

promjenom koraka elise, dok se radna temperatura T3 podeava promjenomkoliine ubrizgavanog goriva.

Iz izraza (72) moe se zakljuiti da e sapoveanjem visine leta aviona opadatisila potiska zbog smanjenja mv iraspoloive snage motora. Promjenarelativnog potiska F/Fmax u zavisnosti odvisine H i brzine leta

na slici 43.

Ma0prikazana je

Slika 43. Zavisnost relativnog potiska odvisine i brzine leta aviona

Podeavanje rada elisnomlaznog motoravri se promjenom otvora mlaznikakako bi se ostvarila maksimalna sila

potiska pri odredjenom reimutoplotnog optereenja turbine i reimu

brzine i visine leta.

65


25/48

Za ocjenu raspodjele raspoloive energije koristi se koeficijent udjela energijekojom se pogoni elisa i to za najpovoljniju raspodjelu max u zavisnosti od brzineleta. Koeficijent max se daje u obliku:

max = 1

2o

2ell(73)

gdje je l raspoloiva energija elisnomlaznog motora prema (69).

Slika 44. Koeficijent udjela energije koja sekoristi na elisi.

Prema izrazu (73) odredjene suvrijednosti max za jedan standardnimotor sa koeficijentom iskoritenja eliseel = 0,88 i prikazane u dijagramu naslici 44. Dijagram pokazuje da sa

poveanjem brzine leta Vo koeficijentmax opada, to znai da tad opadaprocentualni udio energije koji ide napogon elise, a da se poveava dioenergije koji ide u mlaznik, tako da se

postie najpovoljnija raspodjela ukupneraspoloive energije (l) za postizanjemaksimalnog potiska pri odgovarajuoj

brzini leta (Vo).

Praktino se to vri tako da se sa poveanjem brzine leta pritvara otvor mlaznika,ime se poveava brzina mlaza, odnosno, poveava sila potiska, ali se pri tomautomatski smanjuje sila potiska elise.

Kod malih brzina (npr. kod helikoptera sa TEMM) otvor mlaznika se poveava domaksimalnog, tako da su brzina mlaza i sila potiska minimalni, ali su snaga i sila

potiska na elisi tad maksimalni. U ovom sluaju max se poveava, kako se vidi i izdijagrama na slici 44.

Tako, npr. kod jednog standardnog TEMM na reimu startovanja i polijetanjaaviona pri maksimalno otvorenom mlazniku, na elisu otpada 94% od raspoloiveenergije. Ovo u stvari predstavlja ist elisni pogon kao kod elisno-klipnog motora.Prema slici 44., kod brzine Vo=300 m/s mlaznik je maksimalno pritvoren tako da je

brzina mlaza maksimalna, a time i njegov potisak, tako da nema pogona elise ve

sva raspoloiva energija ide u mlaznik. Ovo je sluaj isto mlaznog pogona kaokod turbomlaznih motora.

66


26/48

Pogonska grupa TEMM koristi se za brzine leta aviona do Ma=0,9, a zahelikopetre do brzine Ma=0,2.

Za izvedbu TEMM sa zajednikom-vezanom turbinom prikazane su na slici 45.

brzinske karakteristike normalizovane snage P(1,03/po) (288 / To ), normalizovane maksimalne temperature T3(288/To) i specifine potronje gorivau

zavisnosti od redukovanog broja obrtaja (n/nmax) (288 / To ) . Maksimalnasnaga motora ograniena je linijom pojave pumpanja u kompresoru

(minimalnidozvoljeni broj obrtaja turbine) i maksimalnom dozvoljenom temperaturom T3(ovdje linija T3 288/To=1100 K). Isprekidane krive su linije konstantnetemperature T3 i to 1000, 950, 900 i 800 K. Pune krive su linije konstantnespecifine potronje goriva ge=0,35; 0,40; 0,50 i 0,75 kg/kWh. Podaci se odnose nastatiki reim, tj. Vo=0.

Slika 45. Zavisnost normalizovane snage, temperature i specifinepotronje goriva od relativnog broja obrtaja

Kod izvedbe TEMM sa dvije turbine od kojih jedna pogoni kompresor, adruga slobodna elisu u istom nainu prikazivanja karakteristike bi serazlikovale: promjene broja obrtaja slobodne turbine manje utie na promjenusnage, pri emu se zapaa da se maksimalna snaga uz maksimalni koeficijent

67


27/48

korisnosti postie (za odgovarajui utvrdjeni broj obrtaja) pri malim brojevimaobrtaja i slobodne i kompresorske turbine. Obrtni moment slobodne turbine se

poveava pri smanjenju broja obrtaja iako snaga tad opada. Tako, pri n=0 snaga jeravna nuli, a obrtni moment ima maksimalnu vrijednost, u emu se TEMM

potpuno razlikuje od klipnog motora.

Spoljanji uticaji po, To i Ma0 su identini kod obe izbedbe TEMM. Promjena

okolne temperature To utie na termodinamike procese u motoru, dok pritisak popraktino ne utie. Pri zadatom broju obrtaja i temperaturi T3 snaga se smanjuje zaoko 0,9%, a specifina potronja poveava za 0,4% pri porastu temperature To za1oC. Uticaj Ma0 je jak i povoljan i sa porastom Ma0 poveava se snaga a

smanjuje specifina potronja goriva.

2.3.5. Nabojnomlazni motori NMM

Kako je ve prikazano to su najjednostavnije propulzivne grupe, bez turbine ikompresora ili bilo kakvih pokretnih dijelova. Konstrukciju ini profilisana cijev sauvodnikom na prednjem kraju, komorom sagorijevanja u srednjem proirenomdijelu i mlaznikom na zadnjem kraju. Kompresija se vri u profilisanom uvodnikuu kome se brzina vazduha pretvara u pritisak. Od NMM ispitivana su dva tipa:Loren-motor i pulzacioni motor.

A. Loren motor

Konstruktivne izvedbe se dosta razlikuju zavisno od toga da li su namijenjene zajedan propisani reim letenja sa definisanom brzinom i visinom leta, ili sunamijenjene za iroko podruje brzina i visina leta. Ovi uslovi se postavljaju pri

projektovanju. U prvom sluaju vri se termodinamiki proraun i odredjuju radniparametri i protoni presjeci kroz motor sa kojima e se ostvariti potreban potisak ipotronja goriva za ostvarenje propisanog reima leta. Naelno, isti nainprorauna vri se i u drugom sluaju, samo je broj prorauna daleko vei i zavisi odveliine propisanog podruja brzina i visina leta.

ema Loren-propulzora je prikazana na slici 46., na kojoj su prikazane i promjenepritiska, temperature i brzine u toku rada ovog nabojnomlaznog motora.

68


28/48

Slika 46. ema Loren-NMM sa promjenama pritiska, temperature i brzine

Profilisanje uvodnika vri se prema propisanom podruju brzina za koje je Loren-NMM namijenjen. Pri kretanju letilice vazduh ulazi kroz uvodnik i brzina mu sesmanjuje sve do najireg srednjeg dijela, tako da nastaje porast pritiska, odnosno,

proces kompresije. Gorivo se ubrizgava kroz brizgaljku sa vie otvora u srednjinajiri dio kanala, odnosno, u komoru za sagorijevanje u vazdunu struju ismjesa se zapali pomou svjeice za iniciranje sagorijevanja.Sagorijevanje se obavlja pri p=const., poveanju temperature i pri poveanjuzapremine.

Slika 47. Idealni ciklus Loren-NMM

Ekspanzija produkata vri se uprofilisanom mlazniku sve do pritiskaokoline, tako da se u mlazniku struja

ubrzava i istie iz njega velikombrzinom. Prema tome, i ovdje se obavljaJoul-ov ili Brayton-ov ciklus:kompresija (1-2), dovodjenje toplotesagorijevanjem pri p=const. (2-3,q1),ekspanzija u mlazniku (3-4) i isticanjemlaza pri pa=po=const. (4-1), tj.odvodjenje dijela toplote u okolinu (q2)

preko produkata u mlazu (sl.47.)

Koristan rad ciklusa predstavljapovrina 1-2-3-4 u p-v dijagramu i on se

transformie u mlazniku u kinetikuenergiju mlaza.

69


29/48

p

Poto je ovaj ciklus identian sa ciklusom gasne turbine (taka 2.1.), to se i ovdjetermodinamiki stepen korisnog djelovanja moe pisati:

(1)/

= 1 T4 T1 = 1 p1 = 1 1(74)

t T3 T2 2 (1)/

Unutranji stepen korisnosti i i ovdje se izraava proizvodom motornog stepenakorisnosti M i termodinamikog:

i =Mt (75)

Pri relativno malom stepenu porasta pritiska nastaju niske vrijednosti t, pa time ii, tako da u pogledu ekonominosti ima smisla koristit Loren-NMM samo udomenu visokih nadzvunih brzina.

Na osnovu brzine mlaza Vml i brzine letilice Vo mogu se raunati potisak F isnaga P.

F=(mv +mg)(Vml Vo )

P=(mv +mg)Vo (Vml Vo )

(76)

Smatra se da je ekonominost Loren-NMM maksimalna na brzinama jednakim iliveim od Ma=4, pri realnoj granici za T3. Na niim brzinama, uz ostale nedostatke,ekonominost je vrlo loa.

B. Pulzacioni nabojno mlazni motor

Iako se kod ovog motora ne obavlja kontinualan ciklus sagorijevanja pri p=const.,teorijska analiza je slina kao kod Loren-NMM. Takodje su i osobine praktinoiste. Inae, pulzacioni NMM prikazan je u taki 1.5.2., pod A.2.

70


30/48

2.4. Pokazatelji rada VMM

A. Sila potiska

Jedna od najvanijih veliina koja karakterie sve reaktivne mlazne motore je silapotiska koja je obradjena u taki 1.3., gdje je pored ostalog dat i netopojednostavljeni izraz (8):

F=m v (c5 Vo )+(p5 pa )A5

(77)

u kome su oznaene veliine:m

v maseni protok

vazduha,

co=Vo brzina vazduha na ulazu uvodnika=brzini letilice,

p5 pritisak fluida na izlazu iz mlaznika,pa=po pritisak okolne atmosfere,A5 povrina izlaznog poprenog presjeka mlaznika.

Prvi lan u izazu (77) esto se zove dinamika komponenta potiska ijim sedjelovanjem vri promjena koliine kretanja kroz propulzor. To je sila akcije kojom

propulzor djeluje na radni fluid, a ovaj istom tolikom silom ali suprotnog smjeradjeluje na propulzor izazivajui njegovo kretanje u suprotnom smjeru od smjeraisticanja mlaza gasova.

Drugi lan u izrazu (77) pretstavlja silu potiska koja nastaje usljed razlike pritisakap5-pa. Kad je mlaznik izveden tako da se u njemu vri potpuna ekspanzija (p5=pa),tad je ova komponenta, tzv. potencijalnog potiska ravna nuli, kako je naglaeno utaki 1.3.

Radi lakeg poredjenja i ocjenjivanja razliitih propulzivnih motora praktino sekoriste relativne veliine pojedinih parametara pokazatelja koji karakteriu nivotehnike savrenosti motora. Ti pokazatelji se najee razvrstavaju u grupe, kojese odnose na silu potiska ili snagu, potronju goriva, stepene iskoritenja i na teinu

propulzivnih motora.

A.1. Specifini potisak

Specifini potisak se definie odnosom sile potiska i masenog protoka vazduhakroz neki propulzor:

F mv (c5 Vo )+(p5 pa)A5

N m

Fsp =m

=

m

kg/s

, s(78)

v v

71


31/48

Prema tome, specifini potisak je sila potiska po jedinici protoka vazduha. Usluaju potpune ekspanzije u mlazniku (p5=pa) izraz (78) postaje:

F =c V m

(78a)sp 5 o s

Ovaj pokazatelj je jedan od najvanijih parametara za uporedno ocjenjivanjepojedinih vrsta VMM i on pokazuje stepen iskoritenja vazduha u propulzoru.

A.2. eoni potisak

Odnos sile potiska nekog propulzivnog motora i najvee povrine njegovogpoprenog presjeka naziva se eoni potisak:

FFAP =N (79)Amax m 2

Zavisno od tipa propulzivnog motora i njegove namjene najvei popreni presjekAmax moe biti u zoni kompresora, osnovne ili forsane komore, izlazni presjekturbine ili presjek mlaznika. esto se eoni potisak definie prema ulaznom

presjeku uvodnika:

FAu =FN (79a)

Au m 2

eoni potisak, ili potisak koji se moe dobiti po jedinici povrine poprenogpresjeka propulzivnog motora (ili ulaznog poprenog presjeka uvodnika) vrlo jevaan posebno kod avionskih propulzivnih motora. On ukazuje na mogunostdobijanja potrebne veliine potiska pri ogranienom maksimalnom prenikumotora. Kod spoljanjeg razmjetaja motora na avionu (npr. u krilnim gondolama)veliina eonog potiska, koji definie veliinu povrine poprenog presjeka premazadanoj sili potiska, u znaajnoj mjeri utie na vanjske otpore pogonske

propulzivne grupe. Poveanje eonog potiska kod motora istog tipa indirektnopokazuje poboljanje parametra jedinine teine propulzivnog motora.

A.3. Koeficijent potiska

To je bezdimenzionalni koeficijent potiska koji predstavlja odnos eonog potiska i

kompresije dolazeeg vazduha na ulazu uvodnika na raun njegove kinetikeenergije qv=oVo2/2:

72


32/48

o

o

o

o

Fc =

FAP

qv=

Amax

F

oV2 / 2(80)

Ako se uzme povrina ulaznog poprenog presjeka uvodnika:

cFu = AF

V2 / 2 (80a)u o o

Koeficijent potiska se najee koristi za ocjenjivanje VMM bez kompresora ikombinovanih VMM. Kod ovih propulzora preko koeficijenta cF odredjuje se sila

potiska:

F=c FAmax oV2 /

2(80b)

Po svojoj strukturi izraz (80 b) je identian izrazu za aerodinamiki otpor kretanju

tijela kroz vazduh i sila otpora kretanju letilice se moe odrediti preko koeficijentacR i Amax:

R =c RAmax oV2 /

2(80c)

U ovom sluaju koritenje koeficijenta potiska cF postaje vrlo pogodno, jer se cFmoe direktno uporedjivati sa koeficijentom otpora cR, a viak potiska, koji sekoristi za ubrzanje ili za penjanje aviona odredjuje se razlikom tih koeficijenata.

F=FR =(c F cR )Amax oV2 / 2

Kod stacionarnog horizontalnog leta postaje F=R, tj. cF=cR.

A.4. Specifina snaga

Kod motora sa preteno spoljanjom propulzijom rad motora se ocjenjuje obinopreko specifine snage, a ne preko sile potiska. Tako se kod TEMM koristi pojamekvivalentne snage Pek koja je jednaka zbiru snage na vratilu elise i snage kojaodgovara unutranjoj propulziji struje vazduha koja prolazi kroz motor. Zato

pokazatelju specifinog potiska ovdje odgovara pokazatelj specifine snage, tj.snage po jednom kilogramu vazduha koji protie kroz motor u jedinici vremena:

Psp =Pek

m

v

[Ws / kg],

[J/s] (81)

73


33/48

gdje je Pek=Pelel+FVo=FelVoel/el+FVo=Vo(Fel+F)=VoFek, odakle se moezakljuiti da kod TEMM ekvivalentna snaga slabo zavisi od brzine leta V o, dok seukupni potisak Fekbrzo smanjuje sa poveanjem Vo.

B. Specifina potronja goriva

Specifina potronja goriva odredjuje se odnosom asovne ili sekundne potronjegoriva i potiska koji razvija motor F. Poto se po pravilu koristi sekundna potronjagoriva

mg

u kg/s, to je:

ge =m

g

kg (82)

F Ns

ili

ge =3600m

g

kg (82a)

F Nh

Maseni protok goriva moe se prikazati preko koeficijenta vika vazduha koji se podefiniciji izraava:

=mv

mgLo(82b)

gdje je Lo=14,5-15 [kg vazduha / kg goriva] teorijski potrebna koliina vazduhaza potpuno sagorijevanje 1 kg goriva. Za konvencionalna goriva koja se koriste u

propulzivnim motorima koeficijent se kree najee u granicama =3,5 4,5. Ako se iz (82 b) izrazi m

g:

mg =mv

Lo

i uvrsti u (82), odnosno u (82a) dobiju se izrazi:

ge = m

v = 1 kg (82c)Lo F Lo Fsp Ns

74


34/48

ge =3600mv

=

3600 kg (82d)

Lo F Lo Fsp Nh

Praktino se u sluaju izraza (82) i (82c) koristi esto i 10 puta manja jedinica

mjerenja [kg/(daNh) ].Specifina potronja goriva karakterie ekonominost radnog procesa motora i ona

pokazuje koliko goriva troi neki motor na odredjenoj brzini u jedinici vremenaleta aviona pri proizvodnji sile potiska od 1N.

Kod motora sa spoljnom propulzijom (kakav je npr. TEMM) koristi se specifinapotronja goriva po jedinici ekvivalentne snage motora:

ge ' =mg /Pek

ge ' = 3600mg /Pek

[kg/(Ws)]

[kg/(Wh)]

(82e)

(82f)

Praktino se koristi esto 1000 puta vea jedinica mjerenja [kg/(kWh) ].

C. Stepeni korisnosti propulzivnih motora

Stepeni korisnosti pokazuju efikasnost pretvaranja i koritenja ukupne raspoloiveenergije. Ovi stepeni uzimaju u obzir sve gubitke koji nastaju u procesu rada

propulzivnog motora. Kod razmatranja ciklusa objanjeni su termodinamikistepeni korisnosti idealiziranih ciklusa, gdje najvei uticaj ima ukupni stepenkompresije c:

t = 1 1

(1)/ c

Medjutim, pored gubitaka u ciklusu, kako je pokazano u taki 2.3.2. postojeenergetski gubici u svim dijelovima motora koji uestvuju u energetskojtransformaciji. Zato su uvedeni stepeni korisnosti za pojedine vrste procesa.

C.1. Unutranji ili efektivni stepen korisnostiUnutranji stepen korisnosti propulzivnih motora pretstavlja odnos efektivnogdobijenog rada, odnosno, prirataja kinetike energije kod potpune ekspanzije, iuloene toplotne energije (obino jedinine) preko sagorijevanja goriva:

75


35/48

Q

=

Le 1 / 2mv (c5 Vo)e = =1

2 2

Qd mg(83)

gdje je:Q1=Qd mg [J] - dovedena toplota u radni

ciklus, mg, mv [kg] - masa goriva, vazduha,Qd [J/kg] - donja toplotna mo jedinine mase goriva.

Ako se u (83) uvede smjena mg=mv/(Lo) slijedi:

= mv (c5 Vo) Lo (c5 Vo) (83a)

2 2 2 2

e 2Q m / L 2Qd v( o ) d

Unutranji ili efektivni stepen korisnosti obuhvata gubitke:

- toplotne gubitke (gubici zbog nepotpunog procesa sagorijevanja i disocijacije,gubici prenosom toplote preko zidova, gubitak preko hladjenja, dio toplote koji se

predaje okolini izbacivanjem produkata sagorijevanja izduvnih gasova i dr.);- mehanike gubitke (trenje u leitima, zupanicima reduktora i dr.);- hidraulike gubitke (trenja izazvana nestacionarnim i turbulentnim strujanjima,

trenja radnog fluida na zidovima dijelova motora i dr.).

Kako je ve navedeno u taki 2.3.2. efektivni stepen korisnosti obuhvata, poreduticaja t takodje stepena korisnosti uvodnika u, kompresora k, komora zasagorijevanje KS, turbine T i mlaznika ml, te je:

e =t M

=t f(u ,k,ks ,T ,ml) 0,25 0,35

(83b)

gdje je f(u, k, ks, T, ml) kompleksna funkcija za koju ne postoji egzaktananalitiki izraz zbog sloenih i nedefinisanih odnosa navedenih stepena korisnosti.

Stvarni viak kinetike energije samo se jednim dijelom pretvara u korisnupropulzivnu energiju, dok se znatan dio pri toj transformaciji nepovratno gubi. Tose izraava preko propulzivnog (spoljanjeg) stepena korisnosti.

C.2. Propulzivni ili spoljanji stepen korisnosti

Propulzivni (spoljanji) stepen korisnosti se definie odnosom ostvarenepropulzivne energije po jedinici mase protoka vazduha FVo/

mv

raspoloivom prirataju kinetike energije fluida EK:

prema

76


36/48

( ov ml

FV 2m

v (VVo )Vo 2

o mlp =m

=EK mv

2 V2 )=

1 +

(84)

gdje je =Vo/Vml odnos brzine leta prema brzini mlaza. Stepen korisnosti ppokazuje efikasnost pretvaranja stvorenog vika jedinine kinetike energijeradnog fluida u motoru u energiju potiskivanja, koja je prikazana proizvodom sile

potiska i brzine leta po jedinici mase. Prema (84) to je u stvari odnos propulzivne iuloene snage. Za RaMM se uzima u obzir i kinetika energija goriva, te vai:

p '=2

1 +2(84a)

Na osnovu (84) i (84a) nacrtana je zavisnost p- i data na slici 48., dok je na slici49. data zavisnost p - Vo:

Slika 48. Zavisnost p od odnosa Vo/Vml= Slika 49. Zavisnost p od brzine leta Vo

Prema slici 48. p,max=1, za=1 (Vo=Vml), pa dalje poveanje za TEMM i TMMnema realnog smisla, jer bi tad sila potiska bila F


37/48

F=

u

e

C.3. Ukupni stepen korisnosti

Ukupni stepen korisnosti pokazuje koliko se od ukupno uloene toplotne energijegoriva iskoristi na snazi propulzije, odnosno, on prikazuje odnos snage propulzije iukupne uloene snage. Za TEMM i TMM vai definicija pri ukupnoj dovedenojtoploti Q1:

=FVo

=FVo

EK

=

Qd mg EK Qd mg(85)

Kod RaMM uzima se jo u obzir i kinetika energija goriva. Praktino ostvarenevrijednosti najee su u granicama u=0,15-0,25 to ukazuje na skromnuekonominost propulzivnih motora. Kod propulzivnih motora maksimalni ukupnistepen korisnosti postie se pri odnosu brzina =Vo/Vml 0,5; odnosno, pri netoveoj vrijednosti od 0,5.

Uopteno se moe konstatovati da su velike razlike brzina (Vml-Vo) nepovoljnezbog nastanka velikih gubitaka. Zato se kod pojedinih turbomlaznih motora ne idena ekstremna poveanja Vml, ve se poveava maseni protok vazduha radiostvarenja poveanog potiska.

D. Relativna teina motora

To je vrlo vaan pokazatelj, jer avionski motori moraju biti prvenstveno lagani.Relativna ili specifina teina pretstavlja odnos teine motora i njegovog potiska namaksimalnom reimu rada na zemlji pri Vo=0:

GMF (86)o

specifina teina motora je bezdimenzionalna veliina.

U istu svrhu se koristi specifina startna masa motora.

M =MM /F

o

[kg/N] (86a)

pri emu je F=gM.

78


38/48

Kod motora koji nemaju sopstvenog potiska pri startovanju, kakvi su NMM, koristise pojam specifine eone mase motora, koja predstavlja odnos mase motora i

povrine poprenog presjeka ulaza uvodnika:

M,A =MM /Au

[kg/ m 2]

(86b)

Kod TEMM specifina masa se dobija odnosom ukupne mase (motora i elise) imaksimalne ekvivalentne snage motora pri polijetanju:

=MM +Mel kgM,P (86c)Pek,o W

Vana karakteristika propulzivnih motora jeste i njihov volumen, posebno kodtransportnih aviona, gdje je razmjetaj motora esto problematian. Za ocjenumotora u pogledu njegove ukupne zapremine koristi se pokazatelj jedininog

zapreminskog potiska, koji pretstavlja odnos potiska motora na reimu polijetanjaaviona Fo i zapremine motora VM:

FV =Fo /VM [N/ m3 ]

2.5. Toplotni bilans

Toplotni bilans turbomlaznih motora omoguava da se ocijeni efikasnost

iskoritenja dovedene toplote, kako bi se na osnovu toga analizirali toplotni gubicikoji nastaju u toku odvijanja procesa u radnim ciklusima. U tom cilju trebaju seodrediti pojedine komponente toplote kod turbomlaznih motora, kao to su:

Q1 ukupna dovedena toplota u ciklus,Q2 toplota ekvivalentna sili potiska,Q3 gubitak energije potiska u mlazu gasova,Q4 toplotna energija koja se izbacuje u okolinu mlazom izduvnih gasova,Q5 dio toplote koji se vraa od izduvnih gasova vazduhu (regeneracija toplote),Q6 energija koju turbina predaje kompresoru.

Prema tome toplotni bilans se moe izraziti:

Q1 =Q2 +Q3 +Q4 +Q5 +Q6

(87)

79


39/48

Ako se izraz (87) podijeli sa Q1 i pomnoi sa 100, komponente u toplotnom bilansue biti izraene u procentima:

100 =q1 =q2 +q3 +q4 +q5 +q6

(87a)

Raspodjela toplotne energije, odnosno, snage u turbomlaznom motoru moe seprikazati u tzv. Senkijevom dijagramu, koji je ematski pretstavljen na slici 50.

Slika 50. Toplotni bilans turbomlaznog motora

Na ematskom prikazu na slici 50. naznaene su lokacije pojedinih dijelova motora(U-uvodnik, K-kompresor, KSkomora sagorijevanja, T-turbina, M-mlaznik). Naemi je prikazan pojednostavljeni Senkijev dijagram. Stvarni toplotni bilans jesloeniji jer postoji prenos toplote konvekcijom i zraenjem, odvodjenje toplote

preko sredstava za hladjenje, dio toplote ekvivalentan mehanikim gubicima itd.

2.6. Karakteristike turbomlaznih motora

Karakteristike turbomlaznih motora prikazuju promjene sile potiska, specifinepotronje goriva i drugih pokazatelja radnog ciklusa od brzine, visine leta i brojaobrtaja rotorskog sklopa za date radne uslove motora.

Svaki TMM je projektovan i izradjen za pouzdan rad na propisanim reimima,visinama i brzinama leta, pri emu se stalno mijenjaju sila potiska, specifina

potronja goriva, maksimalna temperatura radnog fluida i drugi parametri.Promjene navedenih pokazatelja prikazuju se analitiki pomou odredjenih izrazaili grafiki u vidu preglednih dijagrama koji se obrazuju na osnovueksperimentalnih ispitivanja na probnim stolovima.

80


40/48

g

Kad su poznate navedene zavisnosti pokazatelja mogue je izvriti racionalan izbormotora za projektovani avion.

Za ocjenu osobina turbomlaznih motora koriste se prvenstveno parametri potiskakoji su prikazani u taki 2.4., kao i parametri potronje goriva i stepeni korisnosti.Iz te analize proizlazi da specifina potronja goriva stoji u direktnoj vezi saukupnim stepenom korisnosti motora ge= m g /F [kg/(Ns)]. Smanjenje ge,odnosno,

poveanje potiska pri istoj specifinoj potronji goriva, stalna je tenja u razvojupropulznih motora. To je vezano sa ukupnim stepenom korisnosti u:

=FVo

um Qd

odakle se moe izraziti specifina potronja ge:

ge =Q

Vo

d u

(88)

Iz (88) se vidi da je vano postii to vei u pri odredjenoj brzini leta Vo i vrstikoritenog goriva Qd. Na osnovu izraza (83b) i (85) proizilazi poznati izraz:

u =e p =t M

p

(88a)

koji ukazuje da je potrebno poveati i unutranji e i propulzivni pstepen korisnosti, da bi se poveao u. Praktino sav dosadanji razvoj motora

bavio se u stvari poveanjem u i to poveanjem tri parametra: temperature naulazu u turbinuT3, stepen kompresije kompresora k i protoka mase vazduha mv . Poveanje T3omogueno je pronalaskom i primjenom novih materijala, dok je poveanje krealizovano novim konstrukcijama kompresor niskog i visokog pritiska.Poveanje m

v

ostvareno je primjenom dvojnog strujanja vazduha pomou

prednjeg ili zadnjeg ventilatora.

Prema izrazu (88) specifina potronja goriva je direktno proporcionalna brzini leta

Vo i obrnuto proporcionalna ukupnom stepenu korisnosti u motora.

Vana karakteristina veliina TMM je i propulzivna snaga motora koja se dobijaproizvodom sile potiska F i brzine leta Vo:

Pp =FVo [W] (89)

81


41/48

Snaga koja se dobija na vratilu turbine TMM troi se za unutranje potrebe, tj. zapogon kompresora i pomonih uredjaja, a propulzivna snaga nije snaga na vratilu(kao na vratilu kod klipnih motora), ve snaga koja odgovara promjeni koliinekretanja radno-propulzivnog fluida kroz motor i brzine leta aviona.

Umjesto sloenih analitikih izraza, za svaki izvedeni motor daju se grafiki

prikazi zavisnosti parametara motora. Ti prikazi su mnogo pregledniji ijednostavniji za praktinu upotrebu. Za praksu su posebno vane tri osnovnekarakteristike TMM: unutranje (motorne), brzinske i visinske karakteristike.

A. Unutranja ili motorna karakteristika

U ovoj karakteristici prikazuje se promjena sile potiska (F), specifine potronjegoriva (ge), ili nekog drugog pokazatelja, od broja obrtaja rotorskog skupa pristalnoj brzini (Vo) i visini (H) leta (sl.51.). Na dijagramu na slici 51. prikazana je i

promjena temperature T3 na ulazu u turbinu (prikazuje se i promjena temperatureT4 iza turbine, koja se moe lake mjeriti). Kako se vidi iz dijagrama,

sa poveanjem broja obrtaja (n) sila potiska (F) raste po zakonu kubne parabole,pri emu se poveava i T3 sve do dozvoljene granice T3max pri kojoj sedefiniu i granice nmax i Fmax.

Slika 51. Unutranje karakteristike F-n, ge-n i T3-n jednog TMM

82


42/48

Na nekom ekonominom broju obrtaja (nek) je minimalna specifina potronjagoriva (gemin), dok se na manjim (nnek) brojevima obrtaja ge

poveava.

U eksploataciji TMM radi na raznim reimima, medju kojima se izdvajaju:

Ma k s i m alni re i m to je rad sa nmax i Fmax uz propisane uslove. Koristi se samo pri

forsiranju motora i to u ogranienom vremenu trajanja zbog visokih toplotnihoptereenja. U eksploatacionim uslovima svakog motora propisana su dozvoljenavremena rada na maksimalnom reimu.

N o m inalni re i m rad a karakterie rad sa nnom i potisak koji iznosi oko 0,9 Fmax.Proraun motora je izvren prema ovom reimu, a koristi se za polijetanje, penjanjei postizanje brzine leta koja je bliska maksimalnoj pri horizontalnom letu. Upotrebaovog reima vremenski je ograniena, obino od 30 do 60 minuta.

E k ono m i ni re i m karakterie ga minimalna specifina potronja goriva gemin, priekonominom broju obrtaja (nek) i potisku, priblino (0,6-0,8) Fmax. Ne postojivremensko ogranienje rada motora u ovom reimu. Primjenjuje se za letove

maksimalnog ostajanja u vazduhu.

Reim najmanjih dozvoljenih brojeva obrtanja (nmin) zove se i reim praznoghoda, kod koga potisak iznosi priblino (0,03-0,07) Fmax. Pri radu na manjem brojuod nminmotor se gasi. Ukoliko se to desi, koristi se elektrini (ili drugi) pokreta starter za ponovno stavljanje motora u rad i njegovo dovodjenje na obrtaje nmin.Rad na ovom reimu nije ogranien.

B. Brzinska karakteristika TMM

Brzinske karakteristike prikazuju zavisnost sile potiska (F) i specifine potronje

goriva (ge) od brzine leta vazduhoplova (Vo), pri emu ostaju konstantni: brojobrtaja (n), temperatura ispred turbine (T3) i visina leta (H). Za svake druge n, Vo iH dobile bi se nove karakteristike. Prema poznatom izrazu F= m v (Vml-Vo),

pri mv

=const., sila potiska trebala bi da opada linearno sa poveanjem Vo. Ali,pripoveanju Vo poveava se kompresija u uvodniku (u), protok mase mv , a time ibrzina mlaza Vml. Tako e pri manjim Vo potisak F opadati, a pri daljem poveanjubrzine leta Vo poveavae se i sila potiska F.

Pri poveanju brzine leta Vo specifina potronja goriva (ge) se poveava kodveine TMM.

83


43/48

Slika 52. Zavisnost sile potiska F od brzineleta aviona V

o

Promjena sile potiska sa promjenombrzine leta vazduhoplova Vo zarazliite vrste propulzivnih motora

prikazana je na slici 52. Kako se vidi,

jedino kod RaMM nema promjene F,dok se kod klipno elisnih motora(KEM) i TEMM smanjuje F zbogsmanjenja stepena korisnosti elise.Kod TMM prvo opada F do odredjeneVo iza koje nastaje poveanje F.

Kod nabojnomlaznih motora tipaLoren (NMM-L) i tipa pulzirajuimotor (NMM-P) pri poveanju brzineleta Vo poveava se sila potiska F i to

progresivno u domenu nadzvunih

brzina leta letilica.

C. Osnovni podaci o atmosferi

Prema promjeni temperature sa visinom razlikuju se slojevi:

- Troposfera je najdonji sloj atmosfere, do visine H11 km u kom temperaturaprosjeno opada sa visinom za 0,65oC/100 m. Do visine 6-8 km je donjatroposfera, a iznad tog sloja do 11 km je gornja troposfera.

- Stratosfera je sloj iznad troposfere, na visini 11 do 50 km, u kome jetemperatura stalna, ili pak s visinom neto raste.- Tropopauza je prijelazni sloj izmedju troposfere i stratosfere i on je u naim

krajevima na visini 9-11 km, zavisno od godinjeg doba i vremenskog stanja(visine u polarnim predjelima su 8-10 km, a u ekvatorskom pojasu 16-18 km).Konstantna temperatura je iznad tropopauze do visine 25 km, a iznad te visineumjereno raste (od 25-46 km raste za 0,28oC/100 m).

Zavisnost promjene atmosferskog pritiska (pa) sa poveanjem visine (H) prikazanaje na slici 53., gdje se uoavaju razliite zakonitosti pada pritiska pri poveanjuvisine od 0-11 km i od 11-25 km.

84


44/48

Slika 53. Zavisnost pritiska okolne atmosfere od nadmorske visine

U podruju visine od 0-11 km vai zakonitost promjene pritiska:

pa=po (1-0,0000226 H)5,26

dok u podruju visine od 11 25 km vai zakonitost:

pa'=po exp(11,7558-1,57810-4H)

gdje je po pritisak pri H=0.

Na slici 54. prikazana je promjena temperature atmosferskog vazduha u zavisnostiod nadmorske visine. Sa poveanjem visine H do 11 km vai zakon promjene Ta:

Ta

=To

H

gdje je =6,510-3 K/m, a To temperatuara pri H=0. U gornjim izrazima visina Hje u metrima.

85


45/48

Slika 54. Zavisnost temperature vazduha od nadmorske visine

Promjena parametara atmosfere u zavisnosti od nadmorske visine premastandardnoj atmosferi SA-73 prikazana je u tabeli 1. Podaci su dati samo za

podruja toposfere i stratosfere koje su od interesa za vazduhoplovstvo.

Tabela 1. Standardna atmosfera SA-73 (skraenipregled)

Visinanad

moremM

TemperatuaoC

Pritisakmbar

Gustinakg/m3

Ubrzanje

sile teem/s2

Brzinazvuka

m/s

05001000200030004000500070001000011000120002000030000

4000050000

15,0011,758,502,00-4,50-11,00-12,50-30,50-50,00-56,50-56,50-56,50-46,50

-22,10-2,50

1013,3954,61898,75794,52701,09614,60540,20410,61264,36226,32193,3054,75011,719

2,7750,759

1,22501,16731,11161,00650,909120,819130,736120,589500,412710,363920,310830,088040,01801

0,003850,00098

9,80669,80519,80369,80059,79749,79439,79129,78519,77589,77279,76979,74509,7143

9,68369,6530

340,29338,37336,43332,53328,58324,58320,53312,27299,46295,07295,07295,07301,80

317,63329,80

86


46/48

D. Visinska karakteristika TMM

Kod ove karakteristike prikazuje se zavisnost sile potiska (F) i specifine potronjegoriva (ge) od promjene visine leta (H), pri emu ostaju konstantni: broj obrtaja (n),temperatura ispred turbine (T3) i brzina leta (Vo). Za druge parametre n, T3 i Vo,koji se odravaju konstantni u toku ispitivanja, dobile bi se karkteristike koje biodstupale od onih koje su prikazane na slici 55.

Prema slici 55. sa poveanjemvisine leta H sila potiska ispecifina potronja gorivaopadaju, jer sa porastom visineopadaju temperatura atmosfere Tai

protok mase vazduha m v

.

Temperatura vazduha opada dovisine 11.000 m, zatim ostaje stalnai iznosi 56,5oC.

Slika 55. Zavisnost potiska (F) i specifinepotronje goriva (ge) od visine leta (H)

Kad se izraze protoci za H=0 ineku veu visinu H, te iskoristi

jednaina stanja lako je pokazati dapromjena pritiska (opadanjepa sa poveanjem H) jae utie od

promjene temperature, tako da sa poveanjem H dolazi do smjanjenja mv

.

To je takodje vidljivo i iz podatakasa dijagrama na slici 56., gdje je

pored promjene F i ge prikazana ipromjena ukupnog stepenakorisnosti u. Iz ovog dijagrama se

jasno vidi da opadanje pritiska uodnosu na opadanje temperature jaeutie na smanjenje protoka masevazduha m

v

sa poveanjem H. Pri

tome sa porastom visine do 11.000m opada m

v

po jednom zakonu, a

Slika 56. Uticaj poveanja H na F, ge i u

iznad te visine po drugom zakonu.Iznad visine leta H>11 km sila

potiska pokazuje intenzivnijesmanjenje, ukupni stepen korisnostiu zadrava praktinonepromijenjenu vrijednost.

87


47/48

Slika 57. Promjena sile potiska pri poveanjuvisine leta za razne vrste propulzivnih motora

Na slici 57. prikazan je dijagrampromjena sile potiska sapromjenom visine leta za raznevrste propulzivnih motora. Kakose vidi, kod svih motora, osimRaMM, potisak opada sa rastom

visine leta (ovdje do 10 km).Jedino kod raketnog motora(RaMM) sila potiska se poveava

pri porastu H i to zbog smanjenjagustine vazduha i time smanjenjaaerodinamikih otpora i

poveanja brzine isticanja mlazagasova.

Pored prikazanih osnovnih karakteristika propulzivnih motora, navedenipokazatelji se mogu prikazati i na druge naine, kao to su apsolutne, relativne ili

redukovane veliine u zavisnosti od razliitih parametara. Tako je na slici 58prezentiran grafiki prikaz karakteristinih linija relativne sile potiska F/Fmax ispecifine potronje goriva ge u zavisnosti od brzine leta Ma (Mahov broj) za raznevisine leta H pri maksimalnom reimu nmax za jedan odredjeni TMM.

Isprekidane linije prikazuju specifinupotronju goriva ge. Iz dijagrama sevidi da u oblasti malih brzina sa

porastom brzine leta relativni potisakopada i to jae na manjim, a sporije naveim visinama, dok u oblasti veih

brzina on raste zbog jaeg uticaja

poveanja kompresije u uvodniku.Promjene brzine leta i visine utiu nastabilnost sagorijevanja u komori.

Slika 58. Zavisnost relativnog potiska ispecifine potronje goriva od brzine Ma i

visine H leta

Pri odredjenoj brzinin Vo i brojuobrtaja nmax motor e na nekoj visini

poeti da se gasi i ta visina je visinskagranica rada motora. Da bi se ovogaenje sprijeilo, na kritinoj visiniavion bi trebao poveati brzinu leta,ime se poveava ova kritina visinskagranica gaenja. Takoe, sa porastom

visine leta mora se poveati i nmin nareimu praznog hoda da ne dodje do gaenja pri odredjenoj brzini leta.

88


48/48

Sa poveanjem brzine leta na raznim visinama postojae razliit i porast relativnogpotiska F/Fmax. Iz dijagrama se vidi da su granine vrijednosti brzine leta na veimvisinama H pomjerene ka veim Mahovim brojevima Ma. Iznad visine oko 11 kmgranina linija ostaje konstantna u vidu vertikale pri nekoj brzini leta (oko 1,8 Ma).Ova granina linija Ma brojeva za razne H, uslovljena je izdrljivou kompresora.

Naime, sa poveanjem Ma poveava se i temperatura na ulazu u kompresor T1zbog dinamikog djelovanja uvodnika, ime se dovodi u pitanje sigurnost rada

kompresora, jer otpornost materijala kompresorskog rotora moe toliko opasti zbognavedenog zagrijavanja da nastupi i lom. Zato se za svaki kompresor propisujemaksimalna temperatura na ulazu T1max, koja se postie pri graninom Ma brojuleta (Ma,max razliit na raznim visinama H). Ovaj granini Ma,max broj raste pri

porastu visine do 11 km, pri emu temperatura atmosfere stalno opada, a iznad 11km ostaje Ma,max=const., jer je i temperatura atmosfere Ta=const. Prema tome,navedenu graninu liniju uslovljavaju osobine materijala za izradu kompresora.Kod izvedbi od lakih legura je T1,max 550 K, a iznad ove temperature prekoraujese granica elastinosti lake legure, tj. ulazi u oblast mogueg loma. TemperaturaT1,max=550 K postie se priblino kod Ma =1,8 u stratosferi.

Titan i elik bolje podnose visoke temperature i imaju granine linije u oblasti

veih Ma brojeva. Kod elinog rotora kompresora granini Ma broj leta iznosi 2,7do 3,5 u stratosferi. Prema tome, kod brzina leta Vo veih od brzine zvukapreporuuje se primjena elinih kompresora.

Sa poveanjem visine leta pri brzini Ma =const. specifina potronja goriva opadado visine H=11 km, a iznad nje postaje konstantna, jer je tad i temperatura ustratosferi Ta=const. Pri poveanju brzine leta poveava se i specifina potronjagoriva, bre pri malim visinama i sporije kod veih visina leta aviona. Navedenekonstatacije mogu se pratiti i prikazom na slici 58.

Prethodne konstatacije ukazuju na prednost letenja na veim visinama u pogledubolje racionalnosti, ukoliko ne postoje posebna ogranienja.

Radi lakeg i potpunijeg razumijevanja termodinamikih procesa u turbomlaznimmotorima potrebno je blie poznavanje konstruktivnih izvedbi i nainafunkcionisanja njihovih osnovnih dijelova. U te dijelove spadaju uvodnici vazduha,kompresori, komore za sagorijevanje, turbine i mlaznici.

89

idealni ciklus i stvarni ciklus

Documents