Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета. Учебное пособие
.pdf
Здесь линией abc показана оптимальная программа регулирования двигателя
в условиях большой скорости полета: на участке аb последовательно уменьшается
подача топлива в газогенератор с одновременным снижением частоты вращения
ротора от
до
– авторотирующего режима работы вдоль кривой bc.
Приведенная программа оптимального регулирования двигателя –
закономерное следствие изменения режимов его работы в различных условиях
полета. В условиях старта и малых скоростей полета, когда определяющее влияние
на работу РТД оказывает величина
, экономически более выгодно
добиваться снижения тяги уменьшением температуры в камере сгорания, чем
уменьшением расхода газогенераторного топлива, которое приводит к уменьшению
мощности турбины и значения
. В условиях больших скоростей полета, наоборот,
экономически выгоднее уменьшать расход газогенераторного топлива и тем самым
мощность турбины вплоть до полного отключения газогенератора, так как в этом
случае уменьшается расход окислителя, содержащегося в газогенераторном
топливе, а из-за возрастающей роли степени повышения давления влияние
существенно уменьшается.
на
По этой же причине при достижении скоростей полета, соответствующих
М
= 3,5–4,0 может оказаться целесообразным отключение газогенератора, т.е.
п
уменьшение
вплоть до
= 1,0 и
до 0 для перехода на прямоточный режим.
При этом некоторым снижением лобовой тяги можно добиться заметного
улучшения экономичности двигателя при одновременном уменьшении его удельной
массы, достигаемом главным образом облегчением турбокомпрессорной группы,
рисунок 3.19.
Снижение удельной тяги на режиме ПВРД, по сравнению с тягой РТД,
работающим на турбокомпрессорном режиме, в этом случае можно компенсировать
введением горючего и окислителя в форсажную камеру. Видно, что удельные
расходы топлива в этом случае при М
удельных расходов топлива РТД, работающего на режиме n =
= 3,5–4,0 будут незначительно отличаться от
п
. Однако при
равенстве тяг такого двигателя и РТД с n =
101
удельная масса двигателя с
выключенным газогенератором для рассматриваемого примера будет ниже
удельной массы РТД, работающего при n =
.
1 – расчетный режим – режим РТД (топливо – керосин + азотная кислота, n =
2 – расчетный режим – режим ПВРД (топливо – керосин; n =
режим – режим ПВРД (топливо – керосин + азотная кислота; n =
;
= 1,0
Рисунок 3.19 – Зависимости основных данных РТД от М
; 3 – расчетный
: Н = 11 км;
п
,
);
3,1
Следует однако заметить, что в общем случае потери в удельной тяге при
переключении РТД на прямоточный режим зависят от параметров двигателя (
), и поэтому целесообразность такого переключения должна решаться для
конкретного варианта с учетом массы всей СУ и особенностей работы
турбокомпрессора РТД при больших М
.
п
,
102
Высотно-скоростные характеристики РТД, рассчитанные в соответствии с
выявленными общими принципами регулирования двигателя на режимах
максимальных тяг, с площадью 11 км приведены на
рисунке 3.20. Видно, что на режиме предельных тяг при и
≈ 3,0 среднее
значение удельного расхода топлива во всем диапазоне изменения режимов полета
находится в пределах от 0,4 до 0,5 кг/(Н при достаточно высокой стартовой тяге
= 130 кН, соизмеримой со стартовой тягой ТРДФ, у которого площадь входа
и
Рисунок 3.20 – Высотно-скоростные характеристики РТД: топливо – керосин
+ азотная кислота; = 1,0; = 0,33; 1000 кДж/кг;
3,0
Сравнение высотно-скоростных характеристик РТД с разными значениями
при
двигателя по М
ТРДФ, увеличение
= const (
и Н при n =
п
= const), рассчитанных в предположении регулирования
= const, показывает, что в РТД, так же как и в
при = const приводит к значительному повышению тяги
на всех нерасчетных режимах полета и взлета и ухудшению экономичности РТД,
рисунок 3.21.
103
–– –
= 6,0; –
= 3,0; – – –
= 2,0.
Рисунок 3.21 – Скоростные характеристики РТД: Н = 11 км; топливо –
керосин + азотная кислота; М
= 4,0;
р
= 1,0; 0 – Мп = 0; Н = 0
Тяга РТД с ростом
увеличивается вследствие роста и
тем больше,
чем значительнее отличается режим полета от расчетного; удельный расход топлива
РТД с увеличением
в области больших Мп увеличивается из-за роста доли
окислителя в газогенераторном топливе при уменьшающейся разнице в значениях
тяг; в условиях старта минимальное значение
умеренными значениями
3,0) из-за противоположного влияния роста доли
достигается у двигателей с
окислителя в газогенераторном топливе на величину часового расхода топлива и
более резкого увеличения удельной тяги из-за возрастающей роли перепада
давления в реактивном сопле.
104
Расчетный режим работы РТД с нерегулируемыми сечениями проточной
части, определяющей геометрические размеры его основных элементов и
особенности конструкции, должен выбираться с учетом соизмеримости
продолжительности горизонтального полета и полета на разгонных режимах.
Поэтому расчетные режимы основных элементов нерегулируемого РТД
выбираются на режимах полета, соответствующих скоростям, меньшим расчетной
скорости полета ЛА, а именно:
-
-
-
где
сопла соответственно;
число М
, соответствующее режиму полного расширения.
с
,
;
;
и
,
– расчетные числа М воздухозаборника, компрессора и
и
– расчетные числа М полета ЛА и расчетное
Наряду с выбором расчетных режимов на скоростях, существенно меньших
расчетных целесообразно в ряде случаев использовать отклонение параметров этих
элементов от расчетных с целью получения наиболее благоприятных характеристик
элемента во всем диапазоне режимов полета. В частности, для РТД с
. = 3,5 целесообразно использовать воздухозаборник с увеличенной площадью
горла, например, рассчитанной для М
= 2.
п
= 4,0 при
На рисунке 3.22 приведены высотно-скоростные характеристики РТД, в
котором в качестве газогенераторного топлива используется азотная кислота и
керосин, рассчитанные для работы в диапазоне М
от 0 до 4,0 при
п
= 5,8. Здесь же
для сравнения нанесены характеристики регулируемого РТД с теми же значениями
.
В РТД с нерегулируемыми сечениями проточной части обеспечивается более
высокая взлетная тяга при более медленном нарастании ее по скорости полета. Это
объясняется, с одной стороны, увеличением размеров компрессора с целью
обеспечения потребного расхода воздуха в расчетных условиях полета из-за
больших входных потерь и, следовательно, увеличением расхода воздуха в условиях
105
старта, а, с другой стороны – уменьшением относительного прироста расхода
воздуха с увеличением скорости полета.
–– – регулируемый вариант; – – – нерегулируемый вариант.
Рисунок 3.22 – Сравнение высотно-скоростные характеристики РТД: Мр = 4,0;
2,0;
3,5; 1000 кДж/кг;
= 1,0
Увеличение удельного расхода топлива РТД с нерегулируемыми сечениями
проточной части и увеличением удельной массы – следствие роста потерь и
ухудшения удельных параметров двигателя по сравнению с регулируемыми РТД.
106
Заключение
В результате изучения теоретического курса и практической реализации на
основе предлагаемых теоретических основ и методов аэродинамического
проектирования элементов ЛА обучающийся получит необходимые навыки перед
началом выполнения дипломного проектирования, при написании ВКР, а также при
проведении научно-исследовательских работ в рамках учебного процесса.
Применение обобщенных научных практических и теоретических знаний,
систематизированных и формализованных, сформированных в виде учебного
пособия, позволит обучающимся самостоятельно рассмотреть проектирования
двигателей для сверхзвуковых скоростей полета.
107
Список использованных источников
1 Аэродинамические трубы дозвуковых и сверхзвуковых скоростей:
методическое пособие / В.Т. Калугин, А.Ю. Луценко, Е.Г. Столярова,
А.И. Хлупнов. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004. – 28 с.
2 Белов, И.А. Задачи и методы расчета отрывных течений несжимаемой
жидкости / И.А. Белов. – Л.: Судостроение, 1989. – 154 с.
3 Белоцерковский, С.М. Отрывное и безотрывное, обтекание тонких крыльев
идеальной жидкостью / С.М. Белоцерковский, М.И. Ништ. – М.: Наука, 1978. – 152
с.
4 Бочкарев, А.Ф. Аэромеханика самолета / А.Ф. Бочкарев,
В.В. Андриевский. – М.: Машиностроение, 1985. – 126 с.
5 Горбунов, А.А. Аэродинамика управляющих поверхностей летательного
аппарата: учебное пособие / А.А. Горбунов, А.Д. Припадчев; Оренбургский гос. унт. - Оренбург: ОГУ, 2016. – 96 с.
6 Горшенин, Д.С. Методы и задачи практической аэродинамики /
Д.С. Горшенин, А.К. Мартынов. – М.: Машиностроение, 1977. – 240 с.
7 ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. – Введен 1982 – 07 – 01.
– М.: ИПК Издательство стандартов, 2004.
8 Кейслер, Г. Теория моделей / Г. Кейслер, Ч.Ч. Чэн. – М.: Машиностроение,
1997. – 166 с.
9 Краснов, Н.Ф. Аэродинамика. Основы теории. Аэродинамика профиля
крыла в 2 ч.: – Ч. 1. / Н.Ф. Краснов. – М.: Высш. шк., 1980. – 184 с.
10 Калугин, В.Т. Весовые измерения аэродинамических сил и моментов в
сверхзвуковом потоке: метод. указания к лаб. работе / В.Т. Калугин. – М.: Изд-во
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1999. – 16 с.
11 Курзинер, Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых
скоростей полета. – 2-е изд. – М.: Машиностроение, 1989. – 264 с.
12 Лойцянский, Л.Г. Механика жидкости и газа / Л.Г. Лойцянский. – М.:
Наука, 1970. – 679 с.
108
13 Москаленко, В.О. Определение аэродинамических характеристик профиля
крыла в дозвуковом потоке: методические указания к лабораторной работе по курсу
«Аэродинамика» / В.О. Москаленко; под ред. С.К. Холоднова. – М.: Изд-во МГТУ,
1995. – 16 с.
14 Определение аэродинамических характеристик тел методом импульсов:
методические указания / М. Н. Дьяконов [и др.]. – М.: Изд-во МГТУ, 1994. – 12 с.
15 Петров, К.П. Аэродинамика элементов летательных аппаратов / К.П.
Петров. – М.: Машиностроение, 1985. –272 с.
16 Проектирование самолетов / под ред. М.А. Погосяна. – 5-е изд., перераб. и
доп. – М.: Инновационное машиностроение, 2017. – 864 с.
109
Приложение А
(обязательное)
Контрольные вопросы
1 Режимы работы двигателя
2 Сила тяги ВРД
1 Уравнения течения газа по тракту двигателя: уравнение неразрывности или
уравнение расхода, обобщенное уравнение Бернулли или уравнение энергии в
механической форме, основное уравнение турбомашины или уравнение Эйлера.
4 Удельные и абсолютные параметры двигателя
5 Эффективный, тяговый (полетный) и полный (общий) КПД ПВРД для ГЛА
6 Назначение и основные требования, предъявляемые к входным устройствам
7 Классификация входных устройств
8 Принцип действия дозвукового входного устройства
9 Принцип действия сверхзвукового входного устройства
10 Схема трехскачкового входного устройства
11 Неустойчивая работа входного устройства
12 Принцип действия ступени компрессора, уравнение Бернулли для ступени
компрессора
11 Основные и форсажные камеры сгорания
14 Требования, предъявляемые к камерам сгорания
15 Виды камер сгорания
16 Работа форсажных камер сгорания
17 Эксплуатационные характеристики камер сгорания
18 Классификация выходных устройств
19 Регулируемые и нерегулируемые выходные устройства
20 Назначение и принцип действия систем топливоподачи.
21 Устройство систем топливоподачи.
22 Системы подачи топлива в основные и форсажные камеры сгорания
110
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]