Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета. Учебное пособие
.pdf
возможно использование также двигателей, созданных на базе одноконтурного ТРД
(ТРДП).
Конструктивно ТРДДП может быть выполнен меньшей длины и массы, чем
ТРДП такой же расчетной тяги, так как камера сгорания ТРДДП органически
вписывается в мидель двигателя, определяемый вентиляторным контуром.
К числу основных достоинств ТРДДП следует отнести:
а) высокую эффективность в широком диапазоне режимов полета;
б) более низкий уровень шума в условиях старта и малых скоростей полета;
в) широкий диапазон тяги при постоянном расходе воздуха через двигатель.
Из сравнения термических КПД ТРДД и ПВРД с наилучшим возможным
уровнем КПД явствует, что ТРДДП может обеспечить величину термического КПД,
мало отличающуюся от предельно достижимого значения
цикла Брайтона.
Уровень шума, как известно, зависит от скорости истечения из реактивного сопла и
поэтому в ТРДД со смешением потоков вентиляторного и высоконапорного
контуров уровень шума будет ниже, чем у одноконтурного двигателя при
одинаковых тягах.
В ряде случаев при М
≤ 4,5–5,0, низких значениях
п
и специальном
охлаждении компрессора существует возможность отказа от использования
механизма перекрытия контуров и перевода турбокомпрессора на режим
авторотации от скоростного напора.
Наряду с ТПД различных схем к этому классу двигателей иногда относят и
механическую комбинацию турбореактивного и прямоточного двигателя с общим
воздухозаборником, рассматривая ее как ТПД без передачи энергии в прямоточный
контур [11]. Поскольку тягово-экономические показатели такой механической
комбинации не отличаются от соответствующих показателей ТРД (при 0 < М < М
вырождения ГТД и ПВРД при М > М вырождения ГТД), их высотно-скоростные
характеристики не будут отличаться от соответствующих характеристик
газотурбинных и прямоточных двигателей в адекватных условиях полета. Поэтому
анализ перспектив применения такой механической комбинации в сравнении с ТПД,
имеющим общую форсажно-прямоточную камеру (ТРДП или ТРДДП), или с ТПД,
71
работающим на режиме авторотации, состоит в сопоставлении массовых
показателей, а сравнение эффективности использования ТПД, имеющих общую
форсажно-прямоточную камеру (ФПК), с такой же комбинацией ТРД + ПВРД
должно проводиться на основе сопоставления летно-технических данных с учетом
оптимальных условий использования обоих типов СУ, т.е. таким же образом, как
при оптимизации типа двигателя для ЛА конкретного назначения.
2.2 Особенности работы и характеристики турбопрямоточных двигателей
Вследствие того, что турбопрямоточные двигатели любого типа в едином
агрегате сочетают свойства ТРД (ТРДД) и ПВРД, т.е. представляют собой
двигатели, обладающие существенно более широким диапазоном работы по числу
Мп, чем обычный ТРД (ТРДД) или ПВРД, они могут рассматриваться как
естественные и вероятные комбинированные двигатели ГЛА ближайшего будущего.
Вследствие большого диапазона изменения тяги ТРДДП во всей области
режимов полета существует принципиальная возможность использования такого
двигателя не только для многорежимного дальнего самолета, но и в силовых
установках разгоняющих устройств.
Характеристики турбопрямоточных двигателей, работающих в области
умеренных скоростей полета на турбокомпрессорном, а в области больших
скоростей полета – на прямоточном режиме, мало отличаются от характеристик ТРД
или ТРДД и ПВРД в соответствующих условиях полета.
Переход с турбокомпрессорного на прямоточный режим определяется
назначением ЛА. Режим переключения может быть рассчитан по минимальному
расходу топлива на разгон – набор высоты в разгоняющих устройствах типа
самолетов – носителей или по максимальной общей дальности – для дальних
сверхзвуковых самолетов. Особенностями режима переключения и характеристик
будет определяться особенность конструкции ТПД. В частности, сопоставление
характеристик ТПД с общей форсажно-прямоточной камерой (ТПД на базе ТРДД
или ТРДДФ) и ТПД с форсированием в наружном контуре (
72
) приводит к
следующему результату. При близком характере тягово-экономических
характеристик в широком диапазоне чисел М
в области переключения тяга ТПД с
п
общей форсажно-прямоточной камерой незначительно отличается от тяги
из-за различных значений степени повышения давления в вентиляторе и
его КПД, а также разных Мп, при которых наступает «запирание» выходного
сечения воздухозаборника. Подробный анализ закономерностей изменения
параметров рабочего процесса и тягово-экономических характеристик ТПД на базе
и
, выполненный в работе [11] позволил установить, что
обладает более плавной зависимостью изменения удельных расходов от
, чем ТПД на базе на режимах переключения, рисунок 2.8.
Незначительное отличие тягово-экономических характеристик обоих типов
ТПД от соответствующих характеристик ПВРД при М
= 3–5 может быть объяснено
п
некоторым увеличением потерь полного давления потока из-за дополнительных
сопротивлений, вносимых каналами перепуска в прямоточный контур.
Рисунок 2.8 – Зависимость тягово-экономических характеристик
от М
–– – ; – – –
: топливо – водород; Н = 11–20 км, = 216,5 К, 1,2
п
73
.
и
3 Ракетно-турбинные двигатели
3.1 Основные типы ракетно-турбинных двигателей
В ракетно-турбинных двигателях (РТД), органически сочетающих элементы
ТРД и ракетных двигателей, компрессор, повышающий давление атмосферного
воздуха, приводится во вращение турбиной, работающей от ракетного двигателя,
играющего роль генератора газа.
В РТД со смешением потоков продукты сгорания от газогенератора, пройдя
через турбину, смешиваются с воздухом, сжатым в компрессоре, и догорают в
общей камере сгорания; в РТД без смешения в газовый поток за турбиной или в
специальную камеру за компрессором вводится дополнительно топливо.
Многочисленные разновидности схем РТД могут быть сведены к двум
принципиальным схемам:
- РТД со смешением парагазового и воздушного потоков, рисунок 3.1;
- РТД без смешения потоков, рисунок 3.2.
Рисунок 3.1 – РТД со смешением потоков
74
Рисунок 3.2 – РТД без смешения потоков
Выбор двигателя со смешением или с разделением потоков в значительной
степени зависит от условий его применения: РТД с разделением потоков обладает
существенно более широкими возможностями форсирования на всех режимах
полета (в том числе и в условиях больших высот) путем увеличения подачи
компонентов топлива за турбиной газогенератора и за компрессором. Однако РТД
со смешением потоков при использовании в газогенераторе обычного
двухкомпонентного ракетного топлива обладает более высокой экономичностью в
широком диапазоне режимов полета вследствие полной утилизации горючего при
дожигании его в воздушном потоке. Работоспособность РТД смешением потоков
может быть обеспечена при использовании более простых средств, чем в РТД
разделением потоков, так как отпадает необходимость в охлаждении стенок камеры
дожигания рабочего тела генераторного контура.
По конструктивным особенностям РТД могут быть разделены на две
основные группы:
- РТД с прямой связью роторов компрессора и турбины;
- РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по
сравнению с частотой вращения ротора турбины.
Выбор редукторного или без редукторного РТД должен проводиться на основе
детальной проработки конструкции в широком диапазоне изменения параметров
75
рабочего процесса с анализом габаритных размеров, массовых данных, сложности
конструкции и условий применения.
Конструктивно РТД может быть объединен с другим двигателем, входящим в
состав силовой установки, или монтироваться на летательный аппарат отдельно, т.е.
иметь самостоятельные воздухозаборник и реактивное сопло.
В качестве примера интегрированного РТД можно привести ракетно-
турбинный двигатель комбинированного типа, представляющий собой комбинацию
РТД с ЖРД, смонтированных в едином двигателе и образующих блочную
конструкцию, рисунок 3.3.
Рисунок 3.3 – Ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа
Такая интеграция двух двигателей в единый блок позволяет, минимизируя
массу и объем СУ, обеспечить широкий диапазон изменения режимов работы СУ
путем включения РТД или ЖРД и варьирования их параметрами при различных
условиях полета. В частности, РТД комбинированного типа американская фирма
Эроджет Тексистемз рассматривает как вероятный тип СУ воздушно-космического
самолета при работе РТД в атмосфере и ЖРД в космосе.
В качестве рабочего тела генераторного ракетного цикла может
использоваться унитарное или двухкомпонентное топливо в различных фазовых
состояниях (жидком, твердом и газообразном). В зависимости от типа топлива
различают:
- ракетно-турбинные двигатели жидкого топлива (РТДЖ);
- твердого топлива (РТДТ);
76
- газового топлива (РТДГ);
- гибридного (смешанного) топлива (РТДГТ).
Выбор типа топлива для РТД, как и для других типов комбинированных
двигателей с генераторным ракетным циклом, весьма сложная задача, т.к. число
разнообразных требований, которым должны удовлетворять эти топлива при
использовании их в силовых установках аппаратов различного назначения, очень
велико. Эти требования можно разделить на три основных группы:
1) высокая энергетическая эффективность единицы массы и объема топлива;
2) максимальная простота конструкции и надежная работа двигателя;
3) удобство эксплуатации.
К первой группе относится прежде всего требование высокого КПД
генераторного цикла при максимальном удельном импульсе комбинированного
двигателя, для чего необходимо обеспечить высокую работоспособность рабочего
тела генераторного цикла. В двигателях со смешением потоков это условие
эквивалентно условию достижения максимума работы генераторного цикла при
неполном использовании тепловой энергии топлива.
Анализ требований к топливам комбинированных двигателей показал, что
удельная тяга и экономичность комбинированного двигателя при фиксированных
значениях
определяются степенью теплоподвода в генераторном цикле,
отнесенной к расходу воздуха основного цикла. Относительный теплоподвод в
генераторном цикле характеризуется произведением
относительной энтальпии
При заданном значении относительного расхода
, пропорциональным
воздуха эта величина пропорциональна работе генераторного цикла и определяется
или
Таким образом, по значениям
.
и
, определенным на основе
анализа рецептуры газогенераторного топлива, можно судить о его энергетических
возможностях при использовании в комбинированных двигателях. Может оказаться,
что топлива, обладающие примерно одинаковой максимальной теплопроводностью,
т.е. выделяющие одинаковые теплоты сгорания одного килограмма смеси воздуха с
топливом стехиометрического состава, будут иметь существенно разные значения
77
или располагаемой работы генераторного цикла. В качестве примера таких
топлив можно рассматривать керосин, теплопроизводительность которого при
α = 1,0 составляет
том же значении α
работы генераторного цикла при одинаковых
кДж/кг, и водород, у которого при
кДж/кг. В то же время величина располагаемой
(например,
1400 К) у водорода
более чем на порядок превышает располагаемую работу газифицированного и
подогретого керосина.
Поэтому решение о целесообразности использования того или иного топлива в
комбинированных двигателях должно приниматься с учетом работоспособности
генераторного цикла.
На рисунке 3.4 представлены значения предельной работоспособности
генераторного цикла высокого давления РТД для различных двухкомпонентных
жидких топлив с использованием в качестве окислителя кислорода, азотной кислоты
и перекиси водорода, а на рисунке 3.5 – результаты расчета параметров РТД, в
которых используются те же топливные компоненты, при работе на режиме
1,0.
=
цикла
Рисунок 3.4 – Зависимость предельной работоспособности газогенераторного
=
от теплоты сгорания (типа) топлива (
78
1400 К)
а – зависимость Суд от Мп;
б – зависимость Руд от Мп.
1 – керосин + О2; 2 – керосин + азотная кислота; 3 – керосин + Н
О
; 5 – Н2 + О2; 6 – Н2 + воздух.
2
Рисунок 3.5 – Зависимость удельных параметров РТД от Мп при
использовании различных топлив: 1,0,
20,
= 0,95;
79
2О2
; 4 – С
2Н5
ОН +
Топливо
, молекулярная масса
, кДж/кг
, (кН·с)/кг
Углерод + Кислород
3995
33,6
9000
2,73
Водород + Кислород
3600
16
13450
3,69
Водород + Фтор
4980
18
16100
4,03
Видно, что при использовании одного и того же окислителя – кислорода
удельный расход топлива изменяется обратно пропорционально теплоте сгорания, в
то время как при использовании окислителей других типов подобной
закономерности не наблюдается.
Так, двухкомпонентное ракетное топливо керосин + азотная кислота с
6110 кДж/кг (кривая 2, рисунок 3.5) по удельным параметрам мало отличается от
двухкомпонентного ракетного топлива, состоящего из смеси жидкого водорода с
кислородом (кривая 5), теплотворная способность которого
> 13400 кДж/кг.
Подобный результат закономерен и объясняется существенным влиянием на
энергетическую эффективность топлив комбинированных двигателей
работоспособности генераторного цикла.
Максимальная работа генераторного цикла при использовании наиболее
употребляемых в ЖРД двухкомпонентных топлив может быть оценена на примере
сгорания смесей, следующих трех групп:
- углерод + кислород;
- водород + кислород;
- водород + фтор.
Приведенные в таблице 3.1 результаты такой оценки свидетельствуют о том,
что при заданном отношении давлений в сопле (в таблице 3.1 при расширении от
давления p = 9810 Па) и заданном значении
= 1,0 переход от углеродного
горючего к водороду на единицу увеличивает значение удельного импульса, а
использование в качестве окислителя фтора дает новый качественный скачок в
направлении увеличения эффективности цикла.
Таблица 3.1 – Параметры некоторых смесей
Подавляющие большинство двухкомпонентных ракетных топлив ЖРД по
энергетическим характеристикам незначительно отличается от первых двух.
80
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]