Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета. Учебное пособие
.pdf
снижения удельного импульса и коэффициента тяти с ростом чисел М
замедляется.
существенно
п
Рисунок 1.21 – Высотно-скоростные характеристики ГПВРД с
нерегулируемыми сечениями проточной части: диффузор – плоский односкачковой;
М
= 10; М
пр
= 5,0; топливо – водород
в.р.
Так, если при α = 0,8 увеличение Мп от 10 до 24 приводит к снижению
удельного импульса реального ГПВРД неизменных геометрических размеров (с
= 0,4) от 20,5 до 0,5 (кН с)/кг, то при α = 0,2 и тех же значениях М
п
снижается от 6,1 до 1,8 (кНс)/кг. Это объясняется возрастанием роли ракетной
51
составляющей тяги из-за массоподвода при глубоком переобогащении смеси в
условиях значительного снижения абсолютной тяги.
Дроссельные характеристики идеального и реального ГПВРД, в которых в
качестве горючего используется водород, приведены на рисунках 1.22, 1.23.
–– – ; – – –
.
Рисунок 1.22 – Дроссельные характеристики идеальных ГПВРД топливо –
водород;
-20 К
Видно, что закономерности изменения
и коэффициента тяти существенно
зависят от уровня потерь в проточной части. Сопоставление дроссельных
характеристик идеального и реального ГПВРД (при
увеличение потерь в проточной части, обусловливающее уменьшение
одновременно приводит к уменьшению оптимальных (по
значительному, чем выше М
.
п
= 0,4) показывает, что
) α, тем более
,
52
Рисунок 1.23 – Дроссельные характеристики ГПВРД с М
= 5,0; топливо – водород;
Так, если в идеальном ГПВРД оптимальные значения α существенно больше
1,0, то в реальном ГПВРД
при М
= 24.
п
1.3 Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели
внешнего горения
–– – ; – – –
-20 К
снижается от 1,4 до 1,6 при Мп = 8–10 до
.
= 10, 0,4;
п.р
Внешнее горение в общем случае представляет собой процесс сгорания
топлива в потоке, обтекающем ЛА. При подаче топлива в какую-либо зону
обтекающего ЛА потока вследствие массо- и теплоподвода при сгорании
53
образующейся топливовоздушной смеси происходит отклонение внешнего потока и
местное повышение давления, приводящее к возникновению усилия, действующего
на ЛА.
В зависимости от места приложения этого усилия внешнее горение может
рассматриваться:
- как средство создания тяги или уменьшения сопротивления;
- как средство создания подъемной силы;
- как способ создания бокового усилия для управления положением ЛА;
- как средство, сочетающее отдельные способы (например, создание тяги и
подъемной силы).
Принципиальные схемы ГПВРД с внешним горением приведены на рисунке
1.24, а расчетные схемы течения при впрыске топлива у вершины клиновидного
ГПВРД и постоянном давлении – на рисунке 1.25, 1.25а – при малом теплоподводе,
достаточном для уменьшения интенсивности расширения при прандтльмейеровском обтекании вершины профиля, на рисунке 1.25б – при большом
теплоподводе, достаточном для образования косого скачка уплотнения.
а – на симметричном ЛА;
54
б – на несимметричном ЛА.
1 – скачки уплотнения; 2 – подача топлива; 3 – зона горения
Рисунок 1.24 – Принципиальные схемы ГПВРД с внешним горением
а – теоретическая модель для малого теплопровода;
б – теоретическая модель для большого теплопровода с косым скачком.
1 – поверхность раздела; 2 – головная ударная волна; 3 – скачок уплотнения от
пламени; 4 – топливо; 5 – слабые волны прандтль-майерского расширения
Рисунок 1.25 – Расчетная схема течения в ГПВРД с внешним горением на
клине при постоянном давлении в процессе теплоподвода
Расчеты параметров на выходе из зоны реакции (в сечении «В», на рисунке
1.25), выполненные на основе решения основных уравнений сохранения в
55
предположении массо- и теплоподвода в зону реакции «А» (между стенками клина и
поверхностью раздела, отделяющую зону реакции от внешнего потока) при полном
сгорании (
и без массо- и теплообмена с поверхностью ЛА и внешним
потоком, позволяют определить характеристики такого клиновидного ГПВРД при
различных значениях коэффициента избытка воздуха α, геометрических размерах
клина (угла раствора переднего клина , угла раствора заднего клина
числах М
.
п
, хорды с) и
В результате этих расчетов удалось установить, что наиболее характерный
для маршевых ЛА с ГПВРД параметр дальности крейсерского полета
определяемый из уравнения Бреге как отношение крейсерской дальности полета L к
натуральному логарифму отношения стартовой и конечной масс аппарата
слабо зависит от угла и достигает максимума при минимальной
При использовании в качестве минимального для тонких тел =
значений
влияния М
из конструктивных соображений в работе [9] был проведен расчет
на
п
самолета, снабженного ГПВРД с внешним горением при
и выборе
,
.
оптимальных значениях α. Результаты этого расчета в сравнении с
характеристиками самолета с СПВРД обычного типа, имеющего = 0,92,
и
= 0,96 при аэродинамическом качестве самолета К = 6,0 для полета по
= 0,95
траектории с постоянным скоростным напором кПа, приведены на
рисунке 1.26.
Видно, что по сравнению с идеальным СПВРД с равновесным течением
клиновидный ГПВРД с внешним горением будет обеспечивать более высокий
параметр дальности самолета при М
= 9–11, причем с увеличением теплоты
п
сгорания топлива (перехода от керосина к водороду) наряду с увеличением
абсолютного значения этого параметра растут и оптимальные значения Мп, при
которых целесообразно перейти от идеального СПВРД к ГПВРД с внешним
горением.
Рассмотренная модель процесса теплоподвода при постоянном давлении была
уточнена Биллигом: учтена возможность появления зоны отрыва в месте подачи
56
топлива и некоторого падения давления вниз по потоку. Эта модель в большей
степени совпадала с экспериментальными данными.
Термодинамическая эффективность ГПВРД внешнего сгорания, как и любого
ВРД, определяется совершенством составляющих процесс элементов: сжатия
воздуха до зоны теплоподвода, теплоподвода к воздуху и расширения продуктов
сгорания. При этом подобно ГПВРД обычного типа максимальные значения
удельного импульса ГПВРД с внешним горением будут достигаться при
определенных значениях степени торможения воздушного потока, характеризуемых
отношением
, при которых достигается максимальная работа цикла.
–– – ГПВРД с внешним горением, хорда с = 15 м, рисунок 1.25; – – – ГПВРД с
внешним горением без учета трения; – · – · – СПВРД с равновесным течением; 1, 2,
3 – жидкий Н2; 4, 5, 6 – керосин
Рисунок 1.26 – Сравнение теоретических значений параметров дальности
крейсерского полета
= 47,90 кПа;
СПВРД и клиновидного ГПВРД с внешним горением:
, ,
57
;
Поэтому в условиях умеренных гиперзвуковых скоростей полета (Мп = 5–6),
при которых степень торможения потока мала (близко к единице), а потери
полного давления при сжатии потока незначительны, из-за больших потерь полного
давления при теплоподводе термодинамическая эффективность будет низка. С
увеличением скорости полета соотношения между потерями давления при сжатии и
теплоподводе изменяются в сторону повышения термодинамической
эффективности цикла, определяющей улучшение характеристик ГПВРД с внешним
горением.
1.4 Анализ влияния исходных данных на удельные параметры
прямоточных воздушно-реактивных двигателей
Для определения удельных параметров воздушно-реактивных и
комбинированных двигателей и, в первую очередь, ПВРД при отклонении исходных
данных (режимов полета и работы, сорта топлива или КПД основных элементов) от
заданных значений целесообразно использовать метод линеаризации нелинейных
уравнений связи удельных параметров с определяющими их основными данными,
известный в литературе как метод малых отклонений. Так же, как и при анализе
удельных параметров в качестве основного уравнения можно воспользоваться
уравнением удельной тяти
, Н, вычисляют по формуле
(1.42)
Так как входящие в уравнение значения скорости истечения из сопла
двигателя и из сопла системы отбора являются функциями режима работы, условий
58
.
полета и КПД элементов, а (M
ПВРД будет зависеть от 6ольшего числа параметров,
, Н) , то в общем случае удельная тяга
п
, Н, вычисляют по формуле
.
(1.43)
Линеаризованное уравнение (1.42) имеет вид
(1.44)
где
и
– логарифмические производные
внутренней удельной тяги и i-гo параметра П(Мп Н, α и т.д.) соответственно;
,
– коэффициенты влияния условий полета, типа топлива и полноты
сгорания, параметров полного давления импульса потока в проточной части и
коэффициентов отбора воздуха на удельную тягу.
Применительно к ПВРД уравнение (1.44) может быть записано следующим
образом
,
(1.45)
где
;
;
.
полагается независимым параметром,
Β уравнении (1.45) для простоты
который определяется по скорости потока на входе в камеру и степени
теплоподвода без разделения потерь на потери при обтекании стабилизаторов и
59
потери на трение и теплоподвод к движущемуся газу в камерах сгорания СПВРД и
ГПВРД.
Коэффициенты влияния, представляющие собой отношение логарифмических
производных искомого основного параметра
данным, могут быть определены:
- для условий полета
(1.46)
(1.47)
- для полного давления
к соответствующим исходным
;
,
(1.48)
(1.49)
- для полного импульса потока
- для различных типов топлива и полноты его сгорания
;
;
,
(1.50)
60
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]