Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета. Учебное пособие
.pdf
Министерство науки и высшего образования Российской Федерации
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
высшего образования
«Оренбургский государственный университет»
МЕТОДОЛОГИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВЫХ
СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Учебное пособие
Рекомендовано ученым советом федерального государственного бюджетного
образовательного учреждения высшего образования «Оренбургский
государственный университет» для обучающихся по образовательным программам
высшего образования по направлениям подготовки 24.03.04 Авиастроение, 24.03.01
Ракетные комплексы и космонавтика
Оренбург
2025
М17
Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых
скоростей полета: учебное пособие / Е. В. Осипов, С. В. Белов, А. А.
Горбунов, И. А. Кривошеев, А. Д. Припадчев, А. Г. Магдин, И. С.
Калинина; Оренбургский гос. ун-т. – Оренбург : ОГУ, 2025. – 110 с.
ISBN
ISBN
© Осипов Е.В.,
Белов С.В.,
Горбунов А.А.,
Кривошеев И.А.,
Припадчев А.Д.,
Магдин А.Г.,
Калинина И.С., 2025
© ОГУ, 2025
УДК 621.45.01
ББК 19.55
М17
Рецензент – заместитель генерального директора АО «ВПК «НПО
машиностроения», главный конструктор и начальник филиала АО «ВПК «НПО
машиностроения» – КБ «Орион», А.Д. Горбачев
Авторы: Е. В. Осипов, С. В. Белов, А. А. Горбунов, И. А. Кривошеев,
А. Д. Припадчев, А. Г. Магдин, И. С. Калинина
В учебном пособии рассмотрены методологические основы расчета
проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета.
Учебное пособие предназначено для обучающихся по
образовательным программам высшего образования по направлениям
подготовки 24.03.04 Авиастроение и 24.03.01 Ракетные комплексы и
космонавтика.
УДК 621.45.01
ББК 19.55
2
Содержание
Введение ............................................................................................................................... 4
1 Прямоточные двигатели для больших сверх- и гиперзвуковых скоростей полета... 5
1.1 Особенности методов расчета параметров сверхзвуковых прямоточных
воздушно-реактивных двигателей ................................................................................... 11
1.2 Особенности методов расчета параметров гиперзвуковых прямоточных
воздушно-реактивных двигателей ......................................................................................................... 28
1.3 Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели внешнего
горения ................................................................................................................................ 53
1.4 Анализ влияния исходных данных на удельные параметры прямоточных
воздушно-реактивных двигателей ................................................................................... 58
2 Турбопрямоточные двигатели ...................................................................................... 64
2.1 Основные схемы турбопрямоточных двигателей ................................................. 64
2.2 Особенности работы и характеристики турбопрямоточных двигателей ........... 72
3 Ракетно-турбинные двигатели ...................................................................................... 74
3.1 Основные типы ракетно-турбинных двигателей .................................................. 74
3.2 Удельные параметры ракетно-турбинных двигателей ......................................... 89
3.3 Основные принципы регулирования ракетно-турбинных двигателей и их
характеристики .................................................................................................................. 97
Заключение ....................................................................................................................... 107
Список использованных источников ............................................................................ 108
Приложение А Контрольные вопросы ......................................................................... 110
3
Введение
Освоение больших сверхзвуковых скоростей полёта в атмосфере
летательными аппаратами (ЛА) различного назначения в настоящее время стоит на
пороге практической реализации. Создание эффективных силовых установок
гиперзвуковых ЛА (ГЛА) начинает выходить из стадии поисковых научных
исследований. Силовые установки ГЛА становятся объектами работ
конструкторских организаций. Именно поэтому разработке теоретических основ
двигателей, предназначенных для ГЛА и в первую очередь прямоточных и
комбинированных реактивных двигателей, так же, как и вопросам их применения,
уделяется все возрастающее внимание.
Результаты проведенных исследований по выбору типа и параметров силовых
установок (СУ) для конкретных объектов гиперзвуковой авиации дают возможность
более правильно оценить практическую значимость комбинированных и
прямоточных двигателей различных типов. В настоящее время можно считать
установленным, что при выборе типа СУ ГЛА все большее значение приобретают
вопросы конструктивной и аэродинамической интеграции двигателя и летательного
аппарата, в ряде случаев определяющие оптимальные типы и параметры двигателей
на всех участках траектории ГЛА.
4
1 Прямоточные двигатели для больших сверх- и гиперзвуковых
скоростей полета
При больших сверхзвуковых скоростях полета от 4000 до 5000 км/ч,
эффективность прямоточного двигателя начинает ухудшаться из-за увеличения
потерь полного давления при торможении воздушного потока до дозвуковой
скорости на вход в камеру сгорания и при расширении продуктов сгорания в
реактивном сопле. При этом значительную долю потерь полного давления при
истечении могут оставлять потери из-за неравновесности процесса расширения.
Наряду с вероятностью ухудшения эффективности процесса при этих
скоростях полета возрастают трудности организации рабочего процесса
прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД):
- процесса сжатия воздушного потока в воздухозаборнике из-за увеличения
степени торможения воздушного потока;
- процесса сгорания из-за уменьшения времени пребывания смеси в камере;
- процесса расширения из-за увеличения степени расширения.
Одновременно увеличение скорости полета приводит к резкому увеличению
удельных тепловых потоков в стенке вследствие повышения в камере сгорания. Так,
при коэффициенте избытка воздуха α ≈ 1,0 и Мп > 4,0 значение Тг > 2400 К.
Одновременно с этим существенно увеличивается и температура воздушного потока
при сжатии в воздухозаборнике. Так, при
приравновесное значение температуры воздушного потока в
воздухозаборнике при дозвуковой скорости в выходном сечении
, т.е. в этих условиях проточная часть
ПВРД становится «горячей».
Поэтому уравнение скорости полета до больших сверхзвуковых скоростей
(Мп ≥ 4) требует кардинальных мер, направленных на улучшение эффективности
всех элементарных процессов, образующих термодинамический цикл ПВРД, и на
обеспечение работоспособности конструкции. Для уменьшения потерь полного
5
давления сжатие набегающего воздушного потока в сверхзвуковом ПВРД,
предназначенном для больших Мп, осуществляется в специальном входном
устройстве посредством системы косых скачков с переходом через скорость звука в
замыкающем прямом скачке. Площадь поперечного сечения камеры сгорания
выбирается таким образом, чтобы обеспечить достаточно низкие значения
приведенной скорости на входе, примерно равные соответствующим значениям
в
дозвуковом ПВРД; расширение продуктов сгорания в сверхзвуковых прямоточных
воздушно-реактивных двигателях (СПВРД) в процессе истечения при
сверхзвуковом перепаде происходит в сверхзвуковом сопле, сужающемся от камеры
сгорания до критического сечения и расширяющемся при расширении от
критического сечения до выходного сечения реактивного сопла.
Для обеспечения работоспособности конструкции камера сгорания снабжена
экраном, а значительная часть реактивного сопла, как правило, имеет специальную
систему охлаждения. Конструктивно СПВРД классической схемы представляет
собой осесимметричное тело с протоком, с последовательным расположением
входного сверхзвукового воздухозаборника, камеры сгорания со
стабилизирующими устройствами, коллекторами и экраном для защиты стенок от
тепловых потоков и сверхзвукового реактивного сопла сужающе-расширяющейся
формы, рисунок 1.1.
Н – невозмущённый поток; В – входное сечение воздухозаборника; Д – выходное
сечение воздухозаборника; Х – «холодное» сечение камеры сгорания; КС –
выходное сечение камеры сгорания; КР – критическое сечение реактивного сопла; С
– выходное сечение реактивного сопла, СТ – стабилизаторы камеры сгорания
6
Рисунок 1.1 – Расчётная схема СПВРД с обозначением характерных сечений
проточной части
Набегающий воздушный потоков после сжатия в системе косых скачков
уплотнения и замыкающего прямого скачка выравнивается к выходному сечению
воздухозаборника и направляется в камеру сгорания В-КС, где расположены
коллекторы системы топливоподачи и дежурный факел или горелка, работающая на
компонентах ракетного топлива, а продукты сгорания топливовоздушной смеси
направляются в сужающе-расширяющееся реактивное сопло КС-КР-С, где,
расширяясь до атмосферного давления, разгоняются до большой скорости к
сечению С.
Трудности использования СПВРД при увеличении М
из-за резкого
п
возрастания удельных тепловых потоков в стенки и снижения эффективности
процесса приводят к мысли о целесообразности перехода к ПВРД со сверхзвуковым
горением, т.е. к гиперзвуковым прямоточным ВРД (ГПВРД) или ПВРД
сверхзвукового горения.
В таких двигателях путем сжатия воздуха в воздухозаборнике не до
дозвуковой, а до определенной сверхзвуковой скорости удается одновременно с
уменьшением потерь в воздухозаборнике и сопле заметно снизить температуру
воздуха на входе в камеру и уменьшить теплонапряженность конструкции
двигателя.
На рисунке 1.2 представлена схема проточной части ГПВРД, а на рисунке 1.3
внешний вид ЛА с ГПВРД. Конструктивно ГПВРД с внутренним горением
представляет собой тело с протоком, основные элементы которого представляет
собой тело с протоком, основные элементы которого (воздухозаборник, камера
сгорания и сопло), выполняя те же функции, что и соответствующие элементы
СПВРД, имеют ряд особенностей, связанных со спецификой организации рабочего
процесса двигателя этого типа.
Скорость набегающего потока воздуха, уменьшаясь в воздухозаборнике
ГПВРД до определенного значениям, как правило, остается на всех режимах больше
скорости звука. Степень сжатия воздушного потока в воздухозаборнике ГПВРД
7
выбирается из соображений достижения максимальной эффективности процесса и
определенного уровня статической температуры топливовоздушной смеси,
обеспечивающей горение смеси в камере. Большие скорости потока определяют
относительно малое время пребывания частиц воздуха и топлива в пределах
проточной части ГПВРД. Поэтому длины участков камеры сгорания, потребных для
смешения потоков в ГПВРД, должны быть увеличены по сравнению с
соответствующими длинами СПВРД. Это определяет возможность выноса части
топливных форсунок в воздухозаборнике.
Рисунок 1.2 – Расчётная схема ГПВРД с обозначением характерных сечений
проточной части
Рисунок 1.3 – Внешний вид гиперзвуковых ЛА с ГПВРД
Воздухозаборник ГПВРД переходит в канал, представляющий собой
совмещенную камеру смещения и горения, на начальном участке которой
осуществляется впрыск оставшейся части топлива.
8
Сгорание топливовоздушной смеси в ГПВРД может происходить или в
сверхзвуковом потоке без сильных скачков, но со стабилизацией в какой-либо зоне
отрыва, или в волне, образующейся в камере при установке специальных
клинообразных стабилизирующих устройств. В соответствии с этим ПВРД с
горением смеси в сверхзвуковом потоке называют двигателями со сверхзвуковым
горением (или двигателями с самовоспламенением потока), а двигатели со
стабилизаторами – двигателями с горением в скачке. Источником воспламенения,
обеспечивающим возможность повторного запуска и гарантию от срыва, может
быть так же, как и в СПВРД, дежурный факел или горелка, работающая на
компонентах ракетного топлива. Наряду с этим источником воспламенения в
ГПВРД может использоваться и факел, образующийся в отрывной зоне при
введении топлива в условиях, когда температура смеси будет превышать
температуру самовоспламенения топлива. Следует при этом отметить, что источник
воспламенения в ГПВРД должен играть существенно меньшую роль, чем в до- и
сверхзвуковым ПВРД, так как в отличие от этих типов прямоточных двигателей
воспламенение топливовоздушной смеси в обоих типах ГПВРД должно
осуществляться автоматически в зонах стабилизации при превышении температуры
смеси над температурой самовоспламенения топлива.
Процесс расширения в ГПВРД отличается тем, что продукты сгорания,
покидающие камеру, уже имеют сверхзвуковую скорость. Увеличение этой
скорости может быт достигнуто приданием соплу расширяющейся формы.
ГПВРД с внешним горением потока принципиально сохраняют основные
элементы ГПВРД с внутренним горением потока и может быть выполнен как:
- двигатель с непрерывным горением;
- двигатель с горением за скачками.
В прямоточных двигателях различных типов могут быть использованы
горючие, а также и одно и многокомпонентные топлива, содержащие окислитель.
При этом наряду с жидкими топливами (керосин, двухкомпонентные ракетные
топлива и т.д.) в ПВРД могут найти применение твердые топлива, главным образом,
пирофорные – триэтилалюминий, триметилалюминий, триэтилборан, металлы (Mg,
9
Al, Li и др.) или гидриды металлов, т.е. топлива, практически не содержащие
окислителя. Специфические особенности использования топлива, находящегося в
жидкой или твердой фазе, определяют особенности конструкции двигателя и
области его применения. Поэтому по типу используемого топлива ПВРД можно
разделить на два класса: ПВРД жидкого топлива и ПВРД твердого топлива.
К первому классу ПВРД относятся двигатели, имеющие специальные системы
подачи жидкого топлива, включающие насосы, коллекторы и блок форсунок,
размещаемых в камере сгорания и воздухозаборнике. Прямоточные ВРД этого
класса, в которых используются в качестве топлива наряду с горючим (например,
керосин) компоненты ракетного топлива, называют форсированными ПВРД.
Их конструкция принципиально не отличается от ПВРД, в которых
используют обычное горючее (например, керосин). Для подачи компонентов
ракетного топлива вводится специальная топливная система с форсуночным блоком.
Типичная схема ПВРД, работающего на твердом топливе (ПВРДТ), приведена
на рисунке 1.4.
1 – воздухозаборник, 2 – заряд твердого топлива, 1 – камера сгорания, 4 –
реактивное сопло.
Рисунок 1.4 – Принципиальная схема ПВРД твердого топлива (ПВРДТ)
ПВРДТ представляет собой органический элемент ЛА; он используется, как
правило, на ЛА одноразового назначения. Двигатель конструктивно весьма прост
(отсутствуют трубопроводы, клапаны, коллекторы, стабилизаторы пламени и
10
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]