книги2 / 329

ЗАДАЧИ И ВОЗМОЖНОСТИ МЕЖДУНАРОДНОГО ТРАНСФЕРА ИННОВАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

аппарата (ЛА) самолетного типа, летающего на гиперзвуковых скоростях в диапазоне 3…10 М и способными выполнять полет на высотах 30…35 км.

Подобный ЛА по своим техническим решениям (как по части силовой установки, так и по своей конструкции) должен был в значительной степени отличаться от современных самолетов и космических аппаратов.

Существовавшие типы воздушно - реактивных двигателей, эффективно использовавшие атмосферу при полетах на малых высотах, из - за ограничений по температуре были приемлемы только для ЛА со скоростями полета, соответствующим до 3 Махов. С другой стороны, ракетные двигатели, для которых таких ограничений не было, из - за необходимости нести на борту полный запас топлива (горючее + окислитель), являлись нерациональными для продолжительных полетов в атмосфере.

Наиболее рациональным для принятых режимов будущего гиперзвукового самолета являлся прямоточный воздушно - реактивный двигатель (ПВРД) в комбинации с разгонным турбореактивным двигателем (ТРД) или типа жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). С целью достижения высокой эффективности силовой установки в качестве горючего предлагалось использовать жидкий водород. Для полетов в диапазоне чисел 3…5 М, наиболее приемлемой определялась комбинированная силовая установка, содержащая турбореактивный и прямоточный двигатель, работающие на углеводородном горючем или сжиженным природным газе (СПГ).

Для полетов со скоростями превышающие 5…6 М, наиболее подходящим является ПВРД на жидком водороде с разгонными ТРД на авиационном керосине или на жидком водороде аэродинамического нагрева.

Авиационное двигателестроение всегда развивалось стремительными темпами. Усовершенствование технологических решений и приближение к идеальному циклу ТРД было определяющим источником такого развития.

Водород – практически идеальное топливо, причем для большинства двигателей. К примеру, реактивному двигателю водород обеспечивает высокий удельный импульс тяги, то есть прекрасное отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива. Это прямое следствие энергоемкости и малой массы водорода.

По теплопроводности данное топливо втрое превосходит авиационный керосин. В камере сгорания водород ведет себя так же хорошо – устойчиво горит и не создает вредных пульсаций. Кроме того, водород имеет хорошую охлаждающую способность, повышающую эксплуатационные характеристики двигателей. В отличие от керосино - воздушной смеси, горючая смесь на основе водорода воспламеняется в очень широком диапазоне – от 4 до 75 % содержания водорода. Поэтому водородный двигатель может спокойно работать на таких сильно обедненных или напротив очень богатых смесях, которые, на керосине в теории было бы даже невозможно поджечь. Интересно, что даже небольшие добавки водорода (примерно 10 % от массы расходуемого керосина) намного расширяют пределы воспламенения керосино - воздушной горючей смеси, что создает

101

АГЕНТСТВО МЕЖДУНАРОДНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ● https://ami.im

предпосылки для эффективного регулирования процесса сверхзвукового горения в гиперзвуковых прямоточных двигателях.

И конечно, главным плюсом водорода в наш век тотального «озеленения» выступает экологическая чистота – в выхлопе водяной пар с небольшой примесью оксидов азота.

Высокая теплотворная способность водорода позволяет значительно уменьшить потребный запас топлива на борту самолета, уменьшить взлетный вес самолета при заданной дальности полета и заданном весе полезного груза. Меньший вес самолета позволяет уменьшить размеры и вес двигателей, что дополнительно снижает вес самолета. Кроме этого, снижаются требования по длине и покрытию взлётно - посадочной полосы, т.е. капитальные затраты при строительстве аэропортов. Меньший вес самолета позволяет уменьшить удельную нагрузку на крыло. Высокие характеристики горения водорода позволяют увеличить высотность самолетов на 3…7 км.

Основная идея заключается в том, чтобы оборудовать самолет водородной топливной системой, независимой от его штатной топливной системы, которая работает на керосине, и модифицировать двигатель для работы на водороде. Самолет должен взлетать и набирать высоту на обычном топливе, а после достижения горизонтального полета на высоте около 16400 метров топливо двигателя должно было быть переключено с керосина на водород. Когда полет будет двигаться к завершению, то поток топлива будет переключен обратно на керосин, и самолет вернется на базу в нормальных условиях эксплуатации.

Практический опыт использования водорода в авиационных двигателях в СССР

начался в конце 1967 года с наземных испытаний вертолетного двигателя ГТД - 350 в ЦИАМ.

Разработка летательного аппарата с двигателем на жидком водороде (проект Ту - 155) в Советском Союзе началась в 1988 году.

Авиационные конструкторы впервые столкнулись с криогенной техникой. Поэтому проектирование шло не только в конструкторских залах, но и в исследовательских лабораториях. Конструкторы шаг за шагом внедряли новые конструкторские решения и технологии, обеспечивающие создание принципиально новых систем самолета, криогенной силовой установки и систем, позволяющих ее безопасную эксплуатацию.

Летающая лаборатория создавалась на базе серийного Ту - 154, доработанного под стандарт Ту - 154Б с использованием турбореактивного двухконтурного двигателя НК - 88. Этот двигатель был создан в двигателестроительном конструкторском бюро им. Кузнецова (г. Самара) опять же на базе серийного двигателя для Ту - 154 НК - 8 - 2 и предназначался для работы на водороде или природном газе. Главным конструктором Ту - 155 был назначен Владимир Александрович Андреев.

Получается, что именно водородное топливо позволяет развивать запредельные скорости и вплотную подойти к созданию нового класса машин шестого поколения.

102

ЗАДАЧИ И ВОЗМОЖНОСТИ МЕЖДУНАРОДНОГО ТРАНСФЕРА ИННОВАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

На современной стадии использование криогенных топлив для авиационных ТРД основными объектами изучения и исследования являются: турбонасосный агрегат (ТНА); теплообменник; камера сгорания; системы топливопитания, управления и регулирования криогенных топлив; масляная система. Проточная часть двигателя остается в неизменном виде, как и на двигателе - прототипе, работающем на керосине. Поэтому особенности компоновки двигателя относятся только к расположению криогенных и других агрегатов систем и обвязки их трубопроводами.

Необходимо тщательно проработать вопрос об использовании хладоресурса криогенных топлив для охлаждения воздуха перед компрессором и за компрессором, а также идущего на охлаждение турбины. Для этого можно применить специальные теплообменники - газификаторы. При этом, конечно, нужно специально конструировать и место для теплообменника и отвода - подвода охлажденного после теплообменника воздуха. Нельзя также оставлять геометрию камеры сгорания, выбранную для керосина.

Уже сейчас ясно, что нужно ее делать в два раза короче, а это значит уменьшить длину валов, что может существенно изменить всю силовую схему двигателя. Кроме того, нужно для криогенных топлив закладывать двухзонную камеру сгорания, т.к. только она может дать почти экологически чистый выхлоп. В свою очередь это повлечет за собой полную переделку традиционной системы топливопитания с системы управления и регулирования.

Эффективность ТРД может быть улучшена за счет установки дополнительного теплообменника перед компрессором (рисунок 1).

Рисунок 1. Схема ТРД на криогенном топливе.

Состав: 1 – турбонасос водорода; 2 – теплообменник; 3 – компрессор; 4 – редуктор; 5 – турбина; 6 – коллектор форсунок; 7 – предкамера; 8 – теплообменник; 9 – камера дожигания; 10 – сопло. В этой схеме жидкий водород, после его сжатия турбонасосным агрегатом 1 вначале поступает в теплообменник - охладитель 2, снижающий температуру воздуха перед компрессором. При этом сам жидкий водород испаряется и подогревается до определенной температуры,

103

АГЕНТСТВО МЕЖДУНАРОДНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ● https://ami.im

которая определяется потребным снижением температуры воздуха на входе в двигатель.

Охлаждение воздуха обеспечивает увеличение степени повышения давления компрессора, чем достигается дополнительное улучшение эффективности термодинамического цикла, а также защищается компрессор от воздействия высоких температур, что особенно важно в крейсерском гиперзвуковом полете.

Следует напомнить, что, например, при скорости в 5 и 6 Махов температура заторможенного потока на входе в двигатель составляет, соответственно, 1250 и 1650 К. Далее водород из теплообменника - охладителя 1 подается в теплообменник - регенератор 5 и здесь уже нагревается до температуры, допустимой и целесообразной по условиям работы пароводородной турбины.

Сжигание водорода осуществляется в камере сгорания 7, причем как и в любой схеме ТРД, двигатель может работать при и < 1 за счет регулирования подачи водорода. В указанной схеме достигается выигрыш в удельном импульсе, а главное, регламентируется температурное состояние компрессора.

Льдообразование на теплообменных поверхностях приводит к следующим отрицательным последствиям:

-нестационарности параметров газифицируемого водорода на стационарных режимах из - за нарастания льда во времени и возможного скалывания его от вибраций теплообменника;

-недогреву водорода или необходимости увеличения поверхности теплообмена

сучетом образования льда;

-увеличению внешнего сопротивления теплообменника по линии теплоносителя за счет загромождения льдом тракта и как следствие ухудшению удельных параметров двигателя.

Проектирование системы охлаждения условно включает три этапа:

1.Анализ условий работы системы, выбор схемы системы охлаждения и теплообменника.

2.Определение основных параметров системы.

3.Расчет геометрических и тепловых характеристик теплообменника (или теплообменников).

Важное значение имеет первый этап, поскольку последствия ошибочного выбора проявятся только в процессе доводки системы.

На втором этапе производится оценка потребного расхода хладагента и температур в характерных точках системы охлаждения.

На третьем этапе, ввиду недостаточной исследованности процессов тепло и массопереноса в кипящих двухфазных средах, кроме проведения расчетных работ, потребуется, по - видимому, исследование процесса на моделях и экспериментальных установках.

Таким образом расчетные исследования позволят смоделировать физические явления протекания криогенного процесса в теплообменнике перспективного ТРД воздушно - космического самолета вместо изучения натурального явления, что

104

ЗАДАЧИ И ВОЗМОЖНОСТИ МЕЖДУНАРОДНОГО ТРАНСФЕРА ИННОВАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

практически невозможно получить в реальных условиях экспериментального исследования, например, путем продувки больших самолетов в аэродинамических трубах.

Существуют два вида теплового расчета: конструктивный и поверочный. Конструктивный расчет выполняется при проектировании теплообменного

аппарата, когда заданы теплопроизводительность аппарата, теплоносители, их расходы и параметры. Целью такого расчета является определение поверхности теплообмена и конструктивных размеров выбранного типа аппарата. Конструктивный расчет состоит из теплового, гидравлического и механического расчетов.

Цель теплового расчета определить требуемую поверхность теплообмена. Расчет теплообменника состоит их двух этапов:

1)предварительный тепловой расчет, рамках которого определяют ориентировочную поверхность теплообмена;

2)уточненный тепловой расчет проводится с целью уточнения поверхности теплообмена путем расчета параметров, характеризующих процесс теплообмена – коэффициентов теплоотдачи и теплопередачи с учетом режимов движения потоков в предварительно выбранном аппарате.

Гидравлический расчет проводится с целью определения достаточности давления, создаваемого насосами (компрессорами) для преодоления сопротивлений, возникающих при движении потока через аппарат.

Вмеханическом расчете аппарата обоснованно выбирают материалы для изготовления элементов конструкции и проводят все необходимые прочностные расчеты, подтверждающие возможность его безопасной и длительной эксплуатации при заданных параметрах работы (температура, давление) и с учетом свойств теплообменивающихся потоков.

Для выполнения конструктивного расчета необходимы следующие исходные данные:

1)тип теплообменного аппарата;

2)теплоносители;

3)теплопроизводительность аппарата: расход теплоносителей и их начальная и конечная температуры.

По ходу выполнения расчета определяют:

1)физические параметры и скорости движения теплоносителей;

2)среднюю разность температур;

3)коэффициенты теплоотдачи и теплопередачи;

4)поверхность теплообмена;

5)конструктивные размеры аппарата.

Алгоритм теоретического исследования системы автоматического управления, работающей при повышенной температуре, в двигательном отсеке на криогенном топливе для воздушно - космического самолета представлена на рисунке 2.

105

АГЕНТСТВО МЕЖДУНАРОДНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ● https://ami.im

Рисунок 2. Алгоритм расчетного исследования теплообменника

Методика частного теплового расчета теплообменного аппарата (ТОА), где теплоносителем является жидкий водород и предназначенного для снижения полной температуры воздуха перед компрессором турбореактивного двигателя, с целью достижения перспективным воздушно - космическим самолетом гиперзвуковой скорости в 6 Махов на высоте 30 километров приведена ниже. В качестве ТНА будем использовать водородный шнекоцентробежный насос для двигателя НК - 88. При выборе геометрических параметров трубки теплообменника было учтено, что замораживание однотрубного теплообменника прекращается при диаметре трубы 12 мм.

Техническое задание на тепловой расчет теплообменного аппарата

По условию технического задания в трубном пространстве течет охлаждающая среда – жидкий водород, а межтрубном пространстве охлаждаемая среда – атмосферный воздух.

Обмерзание поверхностей теплообменного аппарата необходимо свести к

106

ЗАДАЧИ И ВОЗМОЖНОСТИ МЕЖДУНАРОДНОГО ТРАНСФЕРА ИННОВАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

5)температура заторможенного потока атмосферного воздуха на входе ТОА

=1687,8 ;

6)температура заторможенного потока атмосферного воздуха на выходе ТОА

теплоносителей

Теплообмен между теплоносителями существенно изменяется в зависимости от физических свойств и параметров движущихся сред, а также от гидродинамических условий движения.

Физические параметры теплоносителей зависят от температуры и определяются по справочной литературе в зависимости от выбранной средней температуры среды [1, 2].

Средняя температура среды, приближенно определяется как среднее арифметическое начальной и конечной температур. Найдем средние температуры

теплоносителей:

̅̅ ⁄⁄

Основными физическими параметрами рабочих сред являются плотность, вязкость, теплоемкость, теплопроводность, температура кипения, скрытая теплота испарения или конденсации и др.

Все теплофизические свойства жидкого водорода на линии насыщения «жидкость – пар» (англ. «liquid – steam») при их характерных температурах приведены в таблице 1. Все производные единицы измерений параметров жидкого водорода переведем в основные единицы измерений принятой Международной системой (СИ).

Таблица 1 – Физические характеристики жидкого водорода на линии насыщения «жидкость – пар»

107

АГЕНТСТВО МЕЖДУНАРОДНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ● https://ami.im

Скорость потока жидкого водорода по электрополированной трубке с внутренним диаметром = 8 мм определяем по формуле

Плотность невозмущенного атмосферного воздуха на высоте 30 км при температуре минус 46,641 , согласно справочной литературы [2], будет составлять 0,0184101 .

Далее определим плотность заторможенного воздушного потока в районе теплообменника, которая будет существенно отличаться от статических параметров атмосферы.

Плотность заторможенного потока атмосферного воздуха можно легко найти,

Скорость заторможенного потока атмосферного воздуха определим по формуле:

108

ЗАДАЧИ И ВОЗМОЖНОСТИ МЕЖДУНАРОДНОГО ТРАНСФЕРА ИННОВАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

Физические свойства заторможенного потока атмосферного воздуха зависят от температуры и определяются по справочной литературе [1].

Значение полученной средней температуры в районе ТОА могут не совпадать с табличными. Если температура среды изменяется линейно, то и значения каждого параметра могут интерполироваться линейной функцией в пределах табличных значений.

Для этого определим ближайшие табличные значения к средней температуре

Физические параметры заторможенного потока атмосферного воздуха определяем через решение системы линейных алгебраических уравнений и

где – значение физического параметра с учетом изменения температуры, указанного в таблице.

Решая систему уравнений, получим значения коэффициентов интерполяционных полиномов

Полученные коэффициенты интерполяционных полиномов подставим в формулу

̅ ̅

и получим значение ̅ физического параметра заторможенного потока атмосферного воздуха при =1093,9 К, после чего внесем их в таблицу 2.

Таблица 2 – Физические параметры заторможенного потока атмосферного воздуха

109

АГЕНТСТВО МЕЖДУНАРОДНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ● https://ami.im

Определение коэффициентов теплоотдачи и теплопередачи жидкого водорода

Коэффициент теплоотдачи жидкого водорода стенке трубки теплообменника на линии насыщения «жидкость – пар» определим как суммарное среднее квадратическое по формуле

Тогда, коэффициент теплоотдачи жидкого водорода стенке ТОА будет равен:

√ ( )

110