Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета. Учебное пособие
.pdf
форсунки). В то же время при использовании высококалорийного топлива он
обладает высокой эффективностью, транспортабелен, весьма удобен для хранения.
Особенности работы ВРД в условиях больших скоростей рабочего тела в
проточной части и высоких температур и давлений сжатия вызывают
необходимость использовать для расчета параметров методы, основанные на
решении уравнений сохранения и химического равновесия, а в ряде случае – и
уравнения химической кинетики, позволяющее оценить потери, обусловленные
неравновесностью процессов. При детальном анализе работы двигателя в системе
ЛА может оказаться необходимым учитывать также особенности пространственного
течения (двумерного или трехмерного) и потери, вызванные трением рабочего тела
стенки двигателя при больших гиперзвуковых скоростях полета (М
≥ 12). Этими
п
методами можно пользоваться также для расчета эффективных данных и выбора
системы охлаждения элементов двигателя и при существенно меньших скоростях
полета (М
= 6–12).
п
Для оценки оптимальных условий сжатия потока в воздухозаборнике, анализа
эффективности различных циклов, определения основных тенденций влияния
параметров воздуха, топлива и условий подачи топлива на характеристики СПВРД
(и даже ГПВРД) при больших скоростях полета могут быть использованы
приближенные методы расчета.
1.1 Особенности методов расчета параметров сверхзвуковых
прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Для расчета удельных параметров СПВРД удобно пользоваться уравнением
удельной внутренней тяги, определяемой как разность импульсов сил, приложенных
к СПВРД и действующих вдоль контурной поверхности обобщенного СПВРД,
изображенного на рисунке 1.1
, Н, вычисляют по формуле
11
где
и
– идеальные скорости истечения при полном расширении
, (1.1)
газа из реактивных сопел двигателя и системы отбора соответственно;
– коэффициент отбора воздуха из двигателя (для
нужд ЛА и обеспечения устойчивости работы) – отношение отбираемого расхода
воздуха к расходу воздуха, поступающего в двигатель, соответственно;
и
–
коэффициенты потери тяги сопла двигателя и сопла системы отбора соответственно;
– коэффициент избытка воздуха в камере сгорания.
Основная особенность метода расчета удельной тяги и других удельных
параметров высокоскоростных СПВРД, работающих в условиях больших чисел М
п
при высоких температурах рабочего процесса, как уже упоминалось во второй
части, состоит в необходимости учета изменения теплоемкости и химического
состава рабочего тела в двигателе. Именно поэтому независимо от уровня
математической модели для учета этих особенностей и получения достаточно
надежных значений параметров рабочего процесса и удельных параметров СПВРД
расчет процессов сжатия воздуха в воздухозаборнике, сгорания топливовоздушной
смеси в камере и расширения продуктов сгорания в реактивном сопле необходимо
проводить с использованием уравнений химического равновесия и материального
баланса, определяющих состав и теплоемкость рабочего тела при заданном уровне
параметров состояния.
К другим особенностям относятся:
- допущение об одномерности течении рабочего тела в пределах проточной
части СПВРД, что соответствует условиям построения математической модели,
пригодной для расчета параметров и характеристик проектируемых и созданных
двигателей, которые могут использоваться для оценки летных данных
высокоскоростных ЛА;
12
- учёт потерь энергии при сжатии воздуха в воздухозаборнике, течении в
камере сгорания и расширении в реактивном сопле с помощью интегральных
коэффициентов полного давления в воздухозаборнике и в камере сгорания
(в
зависимости от приведенной скорости на входе и коэффициента сопротивления
стабилизаторов при раздельном учете гидравлических потерь и потерь полного
давления вследствие теплоподвода), а также в реактивном сопле с помощью
задаваемого на основе экспериментальных или расчетных данных коэффициента
потерь тяги сопла
.
Основные уравнения для расчета параметров рабочего процесса и удельных
параметров СПВРД при использовании этих предположений могут быть записаны
следующим образом:
- при сжатии в воздухозаборнике
,
(1.2)
(1.3)
(1.4)
(1.5)
- при сгорании в камере
;
,
,
где
;
13
при α ≥ 1,0 и при α < 1,0; в соответствующих
сечениях проточной части;
,
и
– импульсы потока на выходе из камеры сгорания,
воздушного потока и топлива в сечении на входе в камеру сгорания соответственно;
– коэффициент потерь полного давления на
– потери импульса на стабилизатор;
стабилизаторе, задается в зависимости от загромождения стабилизатора;
(
, (1.6)
(1.7)
.
При можно полагать, что , при расширении в реактивном
сопле
(1.8)
(1.9)
где
,
– полные энтальпии заторможенного потока газа на выходе из
камеры, полные энтальпии потока газа во входном и в выходном сечениях сопла
соответственно.
,
,
Для определения максимально допустимого теплоподвода в камере сгорания
СПВРД, т.е. минимальной величины , необходимо решать систему основных
уравнений сохранения (неразрывности, количества движений и энергии) при
14
задании на выходе из камеры сгорания
1,0, т.е. условия, при котором
нарушается течение на входе в двигатель.
Анализ удельных параметров сверхзвуковых прямоточных воздушнореактивных двигателей.
Удельные параметры СПВРД , (или ),
уравнения (1.1) и уравнений связи между , и
истечения из реактивных сопел и
двигатель, скорости полета
и уровня потерь в элементах двигателя (в
, определяемых степенью теплоподвода в
, как это следует из
, зависят от скоростей
воздухозаборнике, камере сгорания и реактивном сопле). Действительно, удельные
параметры ПВРД по определенным из уравнения (1.1) значениям
, Н, вычисляют
по формулам
где
– коэффициент тяги ПВРД по
где
– удельный вес двигателя;
– относительный вес СПВРД, т.е. вес СПВРД, отнесенный к
секундному расходу воздуха через двигатель
, (1.10)
, (1.11)
(1.12)
15
.
Для расчетных условий работы, когда относительный вес СУ СПВРД
(включая вес воздухозаборника и реактивного сопла) зависит от
и
.
Поэтому, если известны закономерность изменения лобовой массы в
зависимости от условий полета, определяющих геометрические параметры
«холодной» части силовой установки СПВРД и режим работы двигателя, влияющий
на геометрические параметры его «горячей» части, то все удельные параметры
(включая и удельный вес двигателя) будут определяться закономерностями
приращения работоспособности рабочего тела в двигателе и потерями в элементах с
изменением высоты и М
п.
Приращение работоспособности рабочего тела, определяемое теплоподводом
к воздуху, может быть найдено из уравнения энергии
, Дж, вычисляют по
формуле
(1.13)
Эту величину без учета разницы в теплоемкости продуктов сгорания и воздуха
и влияния добавки массы топлива к воздуху , вычисляют по формуле
(1.14)
Поэтому с увеличением М
как при α = const, так и при
п
,
вследствие роста температуры торможения воздушного потока на входе, степень
теплоподвода и, следовательно,
уменьшаются вплоть до полного увеличения
степени сжатия воздушного потока в воздухозаборнике СПВРД (даже при условии
.
сохранения неизменным давления в камере сгорания и высоты полета)
увеличивается перепад давления в реактивном сопле, что приводит к увеличению
16
М
п
2 1 4 5 6 7
8
0,85
0,6
0,45
0,1
0,2
0,15
0,1
, %
1,5
2,0
1,0
4,0
5,0
удельной тяги двигателя. При постоянной высоте полета это увеличение перепада
становится еще более значительным.
Таким образом, увеличение скорости полета при постоянном значении α
приводит к увеличению температуры и давления в камере сгорания практически при
любых реальных потерях в элементах СПВРД и закономерностях изменения высоты
по траектории. Зависимости давления и температуры в камере сгорания СПВРД от
М
, рассчитанные при и
п
, характеризующих тенденцию увеличения потерь в
воздухозаборнике с ростом М
полета, таблица 1.1.
Таблица 1.1 – Зависимости давления и температуры в камере сгорания СПВРД
от М
, рассчитанные при и
п
в воздухозаборнике с ростом М
, приведены на рисунке 1.5 для различных высот
п
, характеризующих тенденцию увеличения потерь
п
а – зависимость температуры;
17
б – зависимость давления.
Рисунок 1.5 – Зависимость температуры и давления в камере сгорания СПВРД
от М
; топливо – водород; 120000 кДж/кг; α = 1,0;
п
= 0,95
Из рисунка 1.5 видно, что на режимах, близких к режимам максимального
теплоподвода (, в широком диапазоне высот полета ( км) при
М
≥ 6,0
п
> 1000 К. При увеличении
даже в диапазоне α = 0,6–1,6 значения
становятся весьма высокими, а давление в камере сгорания (при учете изменения
высоты по траектории) практически не превышает соответствующих значений в
области умеренных М
, рисунок 1.6. Сопоставление расчетных значений
п
в
камерах сгорания СПВРД, в которых используются керосин, метан или водород,
указывает на несущественное влияние топа топлива на эти параметры. Этот
результат закономерен, т.к. при существенном различии теплот сгорания топлив
(42850 кДж/кг – керосина, 50000 кДж//кг – метана и 120000 кДж/кг – водорода)
теплоты сгорания топливоздушных смесей стехиометрического состава различаются
незначительно (2915 кДж/кг – керосина, 2908 кДж/кг метана и 1496 кДж/кг
водорода).
18
Рисунок 1.6 – Зависимость температуры в камере сгорания СПВРД от
коэффициента избытка топлива; топливо – керосин
С увеличением М
растет , а отношение давления в реактивном сопле
п
уменьшается. Поэтому удельный импульс тяги (по топливу)
воздуху)
достигают максимальных значений при определенных М
и удельная тяга (по
, зависящих от
п
степени теплоподвода и уровня потерь в элементах двигателя. При этом чем больше
степень теплоподвода (больше отношение
при большем М
этот максимум реализуется при М
достигаются
п
и
< 2,5–1,5, а при Мп ≥ 4,0 удельные параметры
п
или при
= const меньше α), тем
, рисунок 1.7. Видно, что при α ≥ 1,0
СПВРД ухудшаются, и только переобогащение смеси (снижение α в сторону α < 1,0)
может нарушить эту тенденцию. Такая закономерность – естественное следствие
увеличения роли ракетной составляющей горючего в тяге ПВРД при повышении
скорости полета.
19
Рисунок 1.7 – Зависимость удельных параметров СПВРД от Мп: Н = 11 км;
топливо – керосин; 42900 кДж/кг;
= 0,95
Для реализации приведенных значений удельных параметров СПВРД в
заданных полетных условиях необходимо выбрать геометрические параметры
двигателя, согласовав пропускную способность проходных сечений проточной
части с условиями полета, работы и уровнем потерь в элементах двигателя.
Уравнения для определения потребных относительных площадей проточной части
приближенно с использованием газодинамических функций могут быть записаны
следующим образом:
- горла воздухозаборника –
;
(1.15)
(1.16)
- камеры сгорания –
20
;
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]