Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета. Учебное пособие
.pdf
Рисунок 1.17 – Зависимости минимальной относительной площади выходного
сечения камеры сгорания ГПВРД от степени теплоподвода; = 1,5;
= 1,0
При решении уравнения (1.38), на основе которого построены эти кривые,
предполагалось, что σ – независимый параметр. В общем случае величина потерь
полного давления при теплоподводе зависит от цикла ГПВРД, параметров воздуха
на входе в камеру и закономерностей теплоподвода. Для камеры с F = const
уравнение (1.18) имеет смысл только щи определения
определения
сужающейся камеры важно знать не только параметры воздушного
; для
потока на входе в камеру, но и распределение теплоподвода по ее длине; в камере
р = const значение
уравнениями
связано с величиной
и . Иначе, в цикле р = const
и степенью теплоподвода
при фиксированных значениях = 1,0 степень теплоподвода β, равно как и
величина потерь полного давления при теплоподводе, однозначно определены, так
как
увеличением
.Эта зависимость приведена на рисунке 1.18. Видно, что с
(или М
) значение
в
растет из-за увеличения тепловых потерь.
41
Рисунок 1.18 – Зависимости минимальной относительной площади выходного
сечения камеры сгорания с p = const от Мп ГПВРД
В качестве средства стабилизации фронта пламени в СПВРД с дозвуковой
скоростью в камере могут быть использованы плохообтекаемые тела, выступы на
поверхности тела и др. В ПВРД со сверхзвуковой скоростью в камере сгорания они
создают большие сопротивления в потоке, приводящие к необратимым потерям и
резкому ухудшению эффективности двигателя, особенно в условиях больших
гиперзвуковых скоростей полета. Особенно существенно эти потери влияют на
уменьшение удельного импульса при М
ГПВРД на переобогащенных горючим составах (целесообразных для больших М
изменение выходного импульса на 1 % (при α = 0,6) вызывает уменьшение
> 15. При работе водородно-воздушного
п
на 5
п
)
% при М
= 5, на 15 % при Мп = 15 и на 40 % при Мп = 24.
п
Тем не менее в ряде случаев использование таких устройств может оказаться
желательным и неизбежным. В частности, применение уступов на выходе из
воздухозаборника с подачей в зону за уступом топлива, не приводя к
существенному увеличению суммарных потерь из-за использования входного
импульса газообразного топлива, обусловливает хорошую подготовку смеси и
стабилизацию фронта горения.
42
Одним из основных направлений для создания условий, обеспечивающих
стабилизацию пламени на стенках камеры ГПВРД, следует считать
газодинамические воздействия на поток, приводящие к возникновению местных
скачков уплотнения перед фронтом горения с отрывом пограничного слоя и,
следовательно, к повышению температуры за скачками. К числу таких воздействий
могут быть отнесены условия, способствующие распространению сильных
возмущений навстречу потоку (например, положительный градиент давления вдоль
камеры, вдувание топлива перпендикулярно потоку и др.), а также способы
образования местных зон с устойчивым (дежурным) факелом (нишевые углубления
с дозвуковой скоростью потока в них, топливо-воздушная или
топливоокислительная горелка с высокой температурой пламени и т д.).
Наряду с диффузионными факторами на воспламенение, стабилизацию и
эффективное горение топлива оказывают влияние кинетические характеристики
смеси. Из кинетики химических реакций известно, что время реакции гомогенной
смеси, определяющееся периодом задержки воспламенения и временем собственно
реакции, зависит от давления и температуры смеси, а при снижении р и Т до очень
низких значений можно ожидать резкого ухудшения условий воспламенения и
горения даже при идеальном смешении воздуха и топлива.
Выявлению этих значений параметров смеси, как и анализу одновременного
учета диффузионных и кинетических факторов на воспламенение, стабилизацию и
горение топливовоздушной смеси, посвящен ряд исследований. Однако до
настоящего времени эти вопросы еще недостаточно изучены. Поэтому для
практических целей определения коэффициентов полноты сгорания и потребных
геометрических параметров камер сгорания сегодня наиболее надежный путь – это
использование экспериментальных данных, область применения которых
ограничена конкретными условиями опытов.
Реактивное сопло. Относительная площадь выходного сечения реактивного
сопла определяется величиной относительной площади выходного сечения камеры
сгорания, параметрами на выходе, степенью и эффективностью процесса
43
расширения. При = = invar (
определения
, вычисляют по формуле
(1.39)
В частном случае при изобарическом теплоподводе , Па, , вычисляют по
формулам
(1.40)
) и полном расширении уравнение для
.
,
(1.41)
При подстановке значений и
относительная площадь среза реактивного сопла
выходного сечения камеры, М
, δ, β и эффективности процессов сжатия воздуха в
п
воздухозаборнике и расширения продуктов сгорания в реактивном сопле, т.е.
(Mп, δ, , , β). Здесь учтено, что
в уравнение (1.40) получаем, что
будет функцией площади
(Мп, β, δ).
=
При полном расширении продуктов сгорания потребная относительная
площадь реактивного сопла будет тем больше, чем эффективнее процесс
.
расширения и больше число М
высоких
уже при М
= 10. С увеличением
п
;
достигает значительных величин при достаточно
п
растут мидель двигателя и суммарное
сопротивление ЛА, что ухудшает эффективные параметры ГПВРД. Относительная
длина реактивного сопла
выбранной степени геометрического расширения
увеличением
, как правило, растет. Однако при изменении типа сопла, например,
в общем случае зависит от типа сопла и
; для сопла данного типа с
44
при переходе от осесимметричного к несимметричному, это условие может и не
выполняться в связи с возможностью уменьшать длину сопла до определенного
значения, не уменьшая существенно тяги двигателя, но создавая дополнительную
подъемную силу от вертикальной составляющей реактивной силы.
В общем случае определение потребных размеров реактивного сопла (
вызывает необходимость детального анализа системы ЛА – ГПВРД и определения
коэффициента потерь тяги сопла (на трение, неравномерность и
неравновесность),что особенно важно в условиях больших степеней теплоподвода,
чисел М
и высот полета при учете изменения коэффициента подъемной силы и
п
внешнего сопротивления ЛА в зависимости от утла отклонения струи.
Результаты анализа влияния основных параметров процесса на
геометрические размеры двигателя могут служить базой для определения основных
геометрических размеров двигателя в различных условиях полета и выбора типа
двигателя для аппаратов различного назначения.
Для ГПВРД маршевого назначения в соответствии с заданными условиями
полета и потребными значениями тяги выбираются:
1) газодинамическая схема системы двигатель – ЛА;
)
2) тип воздухозаборника и оптимальная система скачков, обеспечивающая
наибольшее значение
3) оптимальная степень торможения δ, и
степени теплоподвода и три значения в диапазоне от
площади, обеспечивающей на срезе и промежуточное значение
при заданном расчетном числе Мп = М
в зависимости от цикла и
;
п.р
до относительной
< <
.
Для выбранных относительных геометрических параметров (с учетом
внешнего сопротивления, если мидель двигателя определяет мидель аппарата) по
приведенной выше схеме рассчитываются
(с поправкой на внешнее
сопротивление при больших габаритных размерах сопла) и выбирается оптимальная
степень расширения реактивного сопла. Затем по заданной тяге и найденным
удельным параметрам рассчитывают абсолютные геометрические размеры
двигателя.
45
Режимы разгона и набора высоты ЛА учитываются следующим образом:
оцениваются потребные значения относительных проходных сечений двигателя по
типовой траектории полета (например, траектории с
= const); рассчитываются
тяговые и экономические характеристики на характерных участках траектории
полета (например, при минимальном числе Мп). Если располагаемые значения тяг
ниже потребных в каком-то режиме, то двигатель в расчетных условиях выбирается
таким образом, чтобы на всех режимах полета располагаемая тяга превышала
потребную.
Для ГПВРД разгонного назначения в соответствии с большим числом
режимов работы оцениваются удельные параметры и относительные
геометрические размеры по всей траектории полета, затем выбираются исходные
абсолютные геометрические параметры в различных условиях и оцениваются
удельные и абсолютные параметры на всех участках траектории полета. После
сопоставления потребных и располагаемых тяг окончательно выбираются
абсолютные геометрические размеры двигателя.
В работе приведены ряд немаловажных допущений при подборе элементов: в
частности, не все относительные размеры проходных сечений проточной части
двигателя выбираются соответствующими расчетными условиями, т.к. в ряде
случаев оказывается полезным выбрать площадь горла воздухозаборника больше
расчетной, а площадь среза – меньше расчетной. Это позволяет путем увеличения
числа вариантов выбрать такие размеры проточной части двигателя, при которых
реализуются наиболее рациональные его характеристики.
В качестве конечного критерия правильности выбора схемы ГПВРД и его
основных параметров служит оценка эффективности ЛА, например, по
относительной массе полезного груза, выводимого в заданные условия для ЛА
разгонного назначения, и максимальной дальности полета или экономическим
характеристикам (стоимости) для ЛА маршевого назначения.
Исходным условием для получения количественных результатов по этим
критериям служит знание высотно-скоростных и дроссельных характеристик
ГПВРД.
46
Характеристики ГПВРД. Характеристики ГПВРД целесообразно (так же, как
и ПВРД с дозвуковой скоростью в камере) рассматривать при вполне определенных
способах регулирования геометрических размеров его проходных сечений.
Рассмотрим два предельных случая.
1 Регулирование проходных сечений двигателя на расчетный режим, т.е.
выбор оптимальных по удельному импульсу значений (или δ) и
М
; Н на всех режимах работы двигателя.
п
при различных
2 Регулирование проходных сечений двигателя отсутствует.
В первом случае фиксируется площадь входного сечения двигателя или
камеры сгорания. Оптимальные размеры проходных сечений проточной части
непрерывно изменяются с изменением режима работы двигателя или режима
полета.
Расход воздуха через двигатель не зависит от способов регулирования
двигателя, а определяется только площадью входа, заданными режимом полета и
углом атаки. Это объясняется тем, что при сохранении сверхзвуковой скорости в
проточной части изменение параметров за входным сечением воздухозаборника не
может распространяться вверх по потоку и влиять на расходные характеристики
двигателя.
Удельные параметры идеально регулируемого ПВРД рассчитываются по
значениям удельного импульса и коэффициента тяги
при оптимальных
, для заданных значений М, Н и α, а удельные параметры
в расчетной точке, т.е.
нерегулируемого двигателя определяются по располагаемым характеристикам
элементов ГПВРД с помощью приведенной в п. 1,2 методики.
С изменением высоты полета из-за изменения температуры и давления
изменяются:
а) степень подогрева воздуха при фиксированной температуре конца сгорания
или заданном α обратно пропоршонально
.
б) степень диссоциации продуктов сгорания, а следовательно, и состав смеси;
в) вязкостные характеристики воздуха и продуктов сгорания топлива в
воздухе.
47
В ГПВРД влияние степени диссоциации и вязкостных характеристик рабочего
тела на удельные параметры двигателя будет более значительным, чем в ПВРД с
дозвуковой скоростью в камере сгорания, из-за возрастания уровня температур в
проточной части. При этом в зависимости от области применения двигателя
упомянутые факторы будут по-разному сказываться на характеристиках ГПВРД.
Так, в диапазоне 0 < Н < 11 км повышение высоты при α ≈ 1,0 и постоянной
скорости полета и уменьшение при одновременном снижении приведут к
более медленному возрастанию уровня диссоциации, чем в диапазоне высот
0 < Н < 20 км, где
Н > 20 км, где одновременно с уменьшением увеличивается
= invar(H), и к значительно более медленному, чем в области
. Увеличение
высоты полета приводит также к уменьшению чисел Re воздушного и газового
потоков в характерных сечениях проточной части, причем в зависимости от области
работы двигателя (0 < Н < 11 км, 11 < H < 20 км и Н > 20 км) относительное
снижение чисел Re будет различным. Наибольшее уменьшение Re достигается (так
же как и увеличение степени диссоциации) в области Н > 20 км. Увеличение
степени диссоциации и уменьшение чисел Re в характерных сечениях проточной
части могут привести к ухудшению параметров ГПВРД. Увеличение высоты полета
будет приводить к наибольшему ухудшению параметров ГПВРД по сравнению с их
расчетными значениями (без учета диссоциации и трения) в области Н > 20 км и к
наименьшему – в области 0 < Н < 11 км.
Рабочий диапазон высот полета при каждом М ограничен сравнительно узкой
областью: верхний предел высотности ЛА определяется потребными тяговыми
характеристиками, а нижний – максимально допустимой величиной
аэродинамического нагрева конструкции ЛА. Типичный «коридор» рабочих
режимов полета аппарата с ВРД приведен на рисунке 1.19. Видно, что рабочий
диапазон высот в широком интервале изменения
, характерном для ГПВРД,
составляет примерно 20 км. В этом интервале высот изменение удельных
параметров двигателя при
увеличивается с увеличением чисел Мп; если при М
= idem в широком диапазоне существенно
≤ 8 снижение в диапазоне
п
48
α = 0,6–1,0 при увеличении высоты на 10 км не превышает 8 % от исходных данных,
то при М
= 18 оно достигает 60 %.
п
Характеристики идеально регулируемого водородного ГПВРД без учета
потерь при сжатии воздушного потока в воздухозаборнике ( ) в виде
зависимостей коэффициента тяги и удельного импульса
от числа Мп для
представленной на рисунке 1.19 зависимости Н = Н( вдоль средней линии
приведены на рисунке 1.20.
заштрихованная область – типичный «коридор» полета крылатых ЛА с ВРД; А –
вероятный план полета ЛА с ГПВРД; –– – р, кПа; – – –
Рисунок 1.19 – План полета крылатых ЛА
Характеристики рассчитаны в предположении, что М
что увеличение чисел М
приводит к монотонному уменьшению удельного
п
= М
в
,
= 20 К. Видно,
п
импульса и коэффициента тяги.
При этом удельный импульс идеального ГПВРД, работающего на водородном
горючем, при α = 1,0 уменьшается от 12 при М = 8,0 до 15,6 кНс/кг при М = 24, т.е.
во всем диапазоне чисел М
существенно выше импульса ЖРД, работающего на
п
49
высококалорийном ракетном топливе (например, водородно-кислородном ЖРД с
= 4,15 кНс/кг).
Высотно-скоростные характеристики ГПВРД неизменных геометрических
размеров с плоским воздухозаборником (при
= 0,4) представлены на
рисунке 1.21.
–– – ; – – –
.
Рисунок 1.20 – Высотно-скоростные характеристики идеального ГПВРД: план
полета на рисунке 1.19, топливо – водород
Видно, что удельные параметры реального ГПВРД при достаточно высоких
значениях α (α > 0,8) с увеличением Мп ухудшаются быстрее, чем удельные
параметры идеального двигателя, а при работе на богатых смесях (α = 0,2–0,4) темп
50
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]