![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов
..pdfЗависимость тяги |
Ж РД от |
высоты приведена |
на фиг. 1.10. |
Из фигуры следует, |
что с подъемом на высоту |
до 30 км тяга |
|
Ж РД растет примерно на 20%. |
|
|
|
Важной характеристикой, определяющей экономичность Ж РД, |
|||
является удельная тяга |
|
|
|
Руд' |
W.эф |
кг тяги |
|
S |
кг топлива в сек. |
|
|
|
|
Удельная тяга, так же как и сама тяга, зависит от высоты и составляет в среднем руд = 200-:--300 кг тяги/кг топлива в сек. На фиг. 1.11 приведены зависимости удельной тяги и тяги ЖРД. от высоты полета, рассчитанные для конкретного ЖРД.
Тяга и удельная тяга Ж РД от скорости движения не зависят, ибо тепловые процессы, происходящие в камере сгорания и опре деляющие эти величины, не связаны со скоростью полета.
Скорость истечения газов, от которой зависит величина тяги, оп ределяется составом горючего и окислителя (таблица 1.2).
Применение Ж РД в качестве силовой установки на КЛА позво ляет получить большую тягу при относительно небольшом весе и размерах конструкции. Кроме того, работа Ж РД не зависит от свойств окружающей атмосферы и, следовательно, обеспечивает по лет КЛА на любых высотах, на которых двигатели ТРД, ТВРД или ПРД не работают.
У существующих ЖРД расход топлива очень высокий, что яв ляется основным недостатком этих двигателей.
б) П р я м о т о ч н ы й в о з д у ш н о - р е а к т и в н ы й д в и г а тель. Прямоточный воздушно-реактивный двпатель (ПВРД) отно сится к числу наиболее простейших по конструкции силовых уста новок (фиг. 1.12).
190
I |
|
|
|
|
Таблица 1.2 |
|
|
Весовое отноше |
|
|
|
Топливо |
|
Скорость исте |
|
||
|
ние окислителя |
Удельный вес |
|||
|
чения W, м/сек |
||||
|
|
|
к горючему |
|
|
|
|
|
|
|
|
Жидкий |
кислород |
и |
2.5 |
2370 |
0,965 |
бензин |
....................... |
|
|||
Жидкий |
кислород |
и |
3,0 |
2500 |
|
метан |
....................... |
|
|
||
Жидкий |
кислород |
и |
1,4 |
2500 |
0,98 |
аммиак |
....................... |
|
|||
Жидкий |
кислород |
и |
5,33 |
3290 |
0,33 |
жидкий водород |
. . |
||||
Газообразный кислород |
0,05 |
2230 |
_ |
||
иннтрометан. . |
. . |
||||
Белая дымящая азотная |
|
|
|
||
кислота и фурфуло- |
1.'9 |
2100 |
1,37 |
||
вый с п и р т ............... |
|
Устойчивая работа ПВРД возможна только при наличии доста точного скоростного напора, так как рабочее давление в камере сго рания обеспечивается за счет торможения потока воздуха в диффу зоре.
Направление полета Форсунки
Для определения тяги прямоточного ВРД применим теорему Эй лера, согласно которой изменение секундного количества движения потока воздуха, протекающего через двигатель (фиг. 1.13), равно тяге двигателя с обратным знаком, т. е.
^ |
{V+ Щ - |
V - Wl) = - Р , |
g |
|
|
где GeeK— секундный |
весовой |
расход воздуха через двигатель, ‘ |
V — скорость потока воздуха в бесконечности, равная по величине скорости движения КЛА,
191
—скорость отбрасываемых частиц воздуха относительно корпуса двигателя,
W 2 — скорость входящих частиц воздуха относительно дви гателя.
Спроектируя это векторное выражение на направление оси двигателя, получим
|
|
|
|
|
Р — |
(W, - |
|
Wt). |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
Скорость |
U/ 2 |
по сравнению со скоростью |
истечения |
незначи |
|||||||||||||||
тельна и |
при качественном |
анализе |
влияния |
|
различных |
факто- |
||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ров на тягу ею можно прене |
|||||||||||
|
|
2 |
|
|
|
I |
|
|
бречь. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
Для расчета тяги |
по высо |
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
там |
|
можно |
|
рекомендовать |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
следующие |
|
|
|
|
приближенные |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
формулы, |
справедливые |
при |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
М = |
const: |
|
|
|
|
|
км |
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
до |
высоты //< 1 1 |
|
||||||||
|
|
|
Фиг. |
1.13 |
|
|
|
|
|
|
|
р |
|
_ |
р |
|
ДО,75 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
г н |
— |
|
|
> |
|
|
||
где |
Рн, |
Р0— соответственно тяга на |
высоте |
|
Н и |
|
на земле; |
|||||||||||||
|
на высотах Н > |
11 км |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
р |
я |
— |
р |
__ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
г н~п |
Д |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Я -1 1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
где |
Рн ^п — тяга |
на |
высоте |
11 км, |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
Ря |
|
|
|
|
|
|
|
|
воздуха. |
|
|
|
|
|
|
|
|||
Д = --------относительная плотность |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
|
Ро |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
С ростом |
||
|
Тяга ПВРД сильно зависит от скорости полета. |
|||||||||||||||||||
скорости |
возрастает степень |
сжатия |
воздуха |
|
в диффузоре, |
что |
||||||||||||||
в свою очередь |
вызывает увеличение |
|
скорости |
|
|
истечения |
W u |
|||||||||||||
достигающей |
величины |
|
порядка |
400—500 м/сек. |
|
Кроме |
того, |
|||||||||||||
с ростом |
скорости |
возрастает |
расход |
воздуха |
|
через |
двига |
|||||||||||||
тель GeeK. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
На фиг. 1.14 |
и 1.15 |
представлены |
|
графики |
изменения |
тяги |
|||||||||||||
от скорости |
полета и относительной |
|
|
- |
|
р н |
от высоты по- |
|||||||||||||
тяги Р = |
|
|
|
Р о
дета.
Важными характеристиками ПВРД, определяющими эконо мичность его работы, являются удельная тяга и удельный рас ход топлива.
192
Удельная тяга равна отношению тяги к секундному расходу массы воздуха через двигатель, т. е.
W, |
W o |
кг тяги |
Ру» |
|
кг воздуха в сек. |
|
|
Удельный расход топлива равен отношению часового расхо да топлива к тяге двигателя:
кг топлива в час " кг тяги
Удельная тяга и удельный расход топлива ПВРД до высо ты 11 км при M =const уменьшаются, что обусловлено прежде всего падением температуры наружного воздуха, на высотах
более 11 км — остаются практически постоянными. На фиг. 1.14 и 1.15 приведены графики, характеризующие изменение удель
ной тяги |
и удельного расхода топлива |
в зависимости |
от числа М - |
|||||||
полета и |
зависимости |
относительной |
|
|
|
_ |
р |
|||
удельной тяги Руд — |
* удЪ |
|||||||||
(Рудо— удельная тяга у земли), |
относительного |
удельного |
||||||||
рас- |
||||||||||
|
— |
С |
(ср0— удельный |
расход у земли) от вы- |
||||||
хода топлива cp = - s- |
||||||||||
соты. |
• |
сро |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
ПВРД целесообразно использовать при полете на значительных |
||||||||||
сверхзвуковых скоростях, соответствующих числам |
М «=Д,5 -е 4,5. |
|||||||||
На меньших числах М полета характеристики • ПВРД резко ухуд |
||||||||||
шаются и они не могут конкурировать с ТРД. |
'Турбореактивный |
|||||||||
в) |
Т у р б о р е а к т и в н ы й |
д в и г а т е л ь . |
||||||||
двигатель в современной авиации является |
основным |
двигателем |
||||||||
для скоростных самолетов. |
|
|
|
|
|
|
13 А. Г. Бедункович и др. |
193 |
Принципиальная схема ТРД показана на фиг. 1.16:
ТРД, так же как и ПВРД, может работать только при наличии атмосферы, содержащей кислород, т,ак как в качестве окислители здесь используется кислород воздуха.
(входное устройство компрессор |
' |
Камера сеорания |
|
1 |
' |
Тазовая турбина |
zРеактивное сопло
-Подача топлива
Фиг. 1.16
Конструкция ТРД значительно сложнее конструкции ПВРД й ЖРД, но обладает лучшими экономическими показателями на до звуковых и околозвуковых скоростях полета.
Тяга и удельные параметры ТРД определяются по тем же фор мулам, что и соответствующие параметры прямоточного воздушнореактивного двигателя, т. е.
•» |
p = ^ i L (U71_ H 7 2), |
Ф |
194
|
|
w t - w |
3 |
кг тяги |
, 1 |
|
у д |
о . |
|
g |
кг воздуха в сек.] ’ |
||
|
|
|||||
|
ср |
Gпу час |
кг топлива |
в час |
|
|
|
р |
|
кг тяги |
|
|
Максимальная тяпа ТРД получается При максимально допусти мых оборотах турбины и температуре газов перед турбиной.
Скоростные характеристики ТРД, т. е. зависимости тяги, удель ной тяги и удельного расхода топлива (или же отношение этих ве личии к соответствующим значениям при нулевой скорос+и), приве дены на фиг. 1.17.
Высотные характеристики ТРД, т. е. зависимости тяги и удель
ного |
расхода топлива (относительные |
величины), |
приведены |
на |
||
фиг. |
1.18. Тяга ТРД с ростом |
высоты |
непрерывно |
падает из-за |
||
уменьшения плотности воздуха |
(уменьшается |
секундный весовой |
||||
расход воздуха через двигатель). Удельный |
расход топлива |
при |
М = const до высоты' 11 км падает из-эа уменьшения температуры наружного воздуха, затем остается практически постоянным.
При расчете летио1технических данных КЛА важное значение имеют дроссельныё характеристики, представляющие зависимость
тяги и удельного |
расхода |
топлива от |
числа оборотов турбины- |
|
(фиг. 1.19). |
! |
|
|
|
Для существующих ТРД величина удельной тяги фавна |
||||
|
|
|
кг тяги |
|
Руд—55 |
65 |
[кг воздуха |
в сек. |
|
величина удельного расхода топлива находится в пределах |
||||
с -= |
„ п , |
, |
кг топлива |
в час |
0,9 ч- 1,1 |
кг тяги |
|
||
|
|
|
|
105
§ 1.4. Д И Ф Ф Е Р Е Н Ц И А Л Ь Н Ы Е У Р А В Н Е Н И Я Д В И Ж Е Н И Я |
К |
Л Е Т А Т Е Л Ь Н О Г О А П П А Р А Т А |
|
Изучение движения КЛА, как известно, осуществляется на базе решения дифференциальных уравнений движения. При этом важное ■значение имеет удачный выбор кинематических параметров, определяющнх положение КЛА в пространстве. От правильного выбора этих параметров с учетом потребностей конкретной поставленной за дачи. а также от выбора соответствующей системы отсчета, на оои которых проектируются уравнения движения, можно выиграть в простоте уравнений, облегчая, таким образом, изучение вопроса.
Желая удовлетворить практические потребности решения раз личных задач, ниже составлены дифференциальные уравнения дви жения КЛА в земной сферической системе координат, в системе ко ординат, связанной с объектом, и в так называемой полусвязанной
системе координат. |
у р а в н е н и я |
д в и ж е н и я |
|
а) Д и ф ф е р е н ц и а л ь н ы е |
|||
КЛА в |
з е м н о й с ф е р и ч е с к о й |
с и с т е м е |
к о о р д и н а т с |
у ч е т о м |
к р и в и з н ы и в р а щ е н и я З е м л и . |
В связи с раз |
витием и освоением ракетной техники и увеличением дальности по лета различных летательных аппаратов назрела необходимость в изучении движения этих объектов с учетом кривизны и угловой ско рости вращения Земли.
196
Положение центра тяжести |
КЛА в этом случае определяется |
|||||
тремя |
сферическими |
координатами X, |
«р и г (фиг. 1.20). |
Дол |
||
гота |
X отсчитывается |
от нулевого |
меридиана, проходящего |
|||
через Гринвич, или от любой |
другой |
наперед заданной |
точки |
|||
земного шара; географическая |
широта <р и расстояние от КЛА |
|||||
до центра |
Земли г определяют остальные две координаты цент |
|||||
ра тяжести |
КЛА относительно |
Земли. |
|
|
Прямоугольные оси координат OS, О-ц и ОС (фиг. 1.20) с на чалом в центре ^тяжести служат для определения положения КЛА при его вращении вокруг центра тяжести. Ось Oil прове
дена по касательной к меридиану места, ось Оу направлена по вертикали и ось ОС —по касательной к параллели данного места.
Положение связанной системы отсчета относительно С^С опре деляется тремя углами Эйлера: — курсовым углом, отсчиты ваемым от плоскости меридиана до проекции связанной оси О хг на горизонтальную плоскость; &— углом тангажа, отсчитываемым от связанной оси О ху до плоскости горизонта данной местности и углом крена ?, равным углу между связанной осью Оуг и вер тикальной плрскостью, проходящей через продольную ось О хг
КЛА (фиг. 1.21).
197
Направляющие' |
косинусы между осями координат |
и х ly 1z 1 |
||
приведены в таблице 1.3. |
Т а б л и ц а 1.3 |
|||
|
|
|
||
|
* 1 |
У1 |
z i • |
|
5 |
cos 'l* cos & |
sin ty-sin -f—cos ф sin ftcos 7 |
sin 4 cos 7 -)-cos |
sin ft sin 7 |
•п |
sin ft |
cos ft cos 7 |
— cos ft sin 7 |
|
С |
— sin ф cos Э |
cos ф sin 7 -{-sin ф sin ftcos 7 |
cos <1/ cos 7 —sin |
sin ft sin 7 |
Для определения проекций относительной скорости и ускоре
ния относительно земной |
поверхности |
используем известные из |
||
кинематики теоремы о сложении скоростей и ускорения. |
зем |
|||
Проекции скорости центра тяжести |
КЛА относительно |
|||
ной поверхности на оси |
|
имеют вид: |
|
|
|
1Л = ?г |
|
(1.14) |
|
|
Уч= г |
|
||
V^ — ^ r c o s <р |
|
|
||
Проекции ускорения: |
|
|
1 |
|
.................. |
|
|||
уе==срг+ 2срг+ X2rsin<p cos<p |
|
|||
j^ = r — се*r — X*rcos2<p |
(1.15) |
|||
ye= \r C O S tp + 2Xr C O S tp — 2X<prSinep |
|
|||
Согласно теореме о движении центра масс имеем |
|
|||
G _ |
_ |
_ _ _ |
_ |
|
g j ~ |
R + G+Je + Je, |
|
где у — ускорение центра масс КЛА относительно Земли, проек
|
ции которой на оси |
StjC даны в формулах (1.15), |
|
R —■равнодействующая |
аэродинамических |
сил и силы |
|
_ |
тяги, определяемая по формулам (1.1) |
или (1.2), |
Je и Je— соответственно кориолисова и переносная силы инерции. Сила веса, входящая в это уравнение, должна быть опреде
лена без учета влияния переносной силы инерции, т. е.
G = G * ^ -, |
(1.16) |
198
где |
G* — вес КЛА на полюс'е, |
|
|
|||
|
R — радиус Земли. |
|
|
|
||
|
Кориолисова сила инерции |
|
|
|||
|
|
|
Je = |
- |
2 — 2 х V, |
(1.17) |
|
|
|
|
|
S |
|
где |
2 — угловая |
скорость Земли. |
|
|||
|
Нереносная сила инерции |
|
|
|||
|
J . |
2 2rcos <р, |
|
(1.18) |
|
|
которая действует в плоскости мери |
|
|||||
диана перпендикулярно к оси враще |
|
|||||
ния Земли (фиг. 1.22). |
|
движе |
|
|||
|
Спроектировав уравнение |
|
||||
ния центра масс |
на оси |
с учетом |
|
|||
формул (1.1), (1.12), (1.14), (1.15), |
|
|||||
(1.16), (1.17), (1.18) и таблицы |
1.3 на |
|
||||
правляющих косинусов получим сле |
|
|||||
дующие |
дифференциальные |
|
уравнения: |
|
||
|
. <pr + |
2tpr-i-rsln 9 C0s.cp (i. -f 2 )* = g-* [n^cos &cos<{) + |
|
4- riy (sin ф sin т — co's ysin &cos <b) + nZl (cos f sin ф -}-
+ sinYsin&cos<{')]
r — (p2r — (X + 2)3rcos2<p ==g* [/i^sin.d +
,(1.19)
+ tly^COS &COS X — COS &sin ч ~
Ir cos cp + 2 (>. -f- 2 ) (r cos cp — <prsin <p) =
= g* [— sin 4*cos &+ riyx(cos tb sin y + cos y sin &sin 4»)
,+ nZ] (cos <]>.eosY— sin ysin &sin <!>)]
где g* = 9,832 м/сек2 — ускорение силы тяжести на полюсе.
Угол атаки |
и угол’ |
скольжения в соответствии cv |
обозначе |
ниями, принятыми на фиг. 1.5, связаны с проекциями |
линейной |
||
скорости, на связанные |
оси, т. е. |
|
|
|
|
= |
( 1.20) |
|
|
Vxi |
|
s |
|
sinp = - j^ , |
(1.21) |
1 9 9