Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:Методология проектирования двигателей для сверхзвуковых скоростей полета. Учебное пособие
.pdf
При α << 1 улучшаются относительные преимущества водороднокислородных и водородно-фторных топлив. В комбинированных ВРД α << 1 (при
тех же значениях
) приводит к образованию продуктов сгорания большей
работоспобности, чем при использовании углеводородной смеси.
Однако применение топлив с высоким содержанием водорода связано с
существенным уменьшением их удельной массы, что приводит в ряде случаев к
нивелированию преимуществ этих топлив по сравнению с обычными ракетными
топливами (из-за значительного уменьшения теплоты сгорания единицы объема
топлива).
Основные требования к топливам комбинированных двигателей:
1) возможность применения топлива высокой плотности или высокого
объемного импульса, что позволяет сократить габаритные размеры и массу бака
жидкого топлива или камеры сгорания твердого топлива;
2) простота системы охлаждения двигателя, что определяет необходимость
применения хотя бы одного компонента с высоким хладоресурсом;
3) минимальная сложность организации процесса сгорания и высокая скорость
сгорания гомогенной смеси в широком диапазоне температур.
Ни одна из существующих топливных композиций полностью не может
удовлетворить всем перечисленным требованиям, т.к. среди этих требований есть
взаимно противоположные (например, большой хладоресурс, как правило, не
сочетается с высокой плотностью жидких топлив). Поэтому в зависимости от
назначения ЛА, на котором используется силовая установка, выполняется только
часть требований.
Это в полной мере относится к эксплуатационным требованиям, к которым
относятся способность длительного хранения без изменения физико-химических
свойств, минимальная токсичность топлив и др.
К топливам РТД наряду с приведенными требованиями могут быть
применены также и ограничения: максимальное значение
не должно превышать
значение, максимально допустимое по условиям жаростойкости и жаропрочности
турбинных лопаток, а в составе газогенераторного топлива должно быть
81
минимальное количество конденсированной фазы, ухудшающей характеристики
проточной части и снижающей КПД турбины.
Для работы РТД могут использоваться жидкие топлива на основе:
а) азотной кислоты и других нитросоединений (азотная кислота + керосин или
анилин, четырёхокись азота или нитрометан + керосин и др.);
б) жидкого кислорода (кислород + керосин или диметилгидразин, или аммиак
и др.);
в) жидкого фтора (фтор + водород или гидразин и др.).
В РТД могут использоваться твердые и гибридные топлива, представляющие
собой горючую смесь либо твердого горючего и жидкого окислителя, либо твердого
окислителя (например, перхлората аммония) и жидкого горючего.
3.2 Сравнение параметров ракетно-турбинных двигателей, ракетно-
турбинного двигателя с форсажной камерой и смешанной силовой установки
Рабочий процесс ракетно-турбинного двигателя, как и любого типа
комбинированного двигателя, можно представить состоящим из двух циклов:
- генераторного ракетного цикла;
- основного (рабочего) воздушного цикла.
Ракетный цикл РТД показан на рисунке 3.6. Из рисунка 3.7 видно, что
воздушный цикл РТД состоит из тех же самых процессов, что и воздушный цикл
обычного турбореактивного двигателя. Различие состоит только в том, что
компрессор приводится от турбины, работающей на продуктах сгорания ракетного
топлива. Поэтому при равных значениях степени повышения давления в
компрессоре степень расширения газа в сопле РТД в
раз выше, чем в сопле ТРД.
82
1–2 – повышение давления в газогенераторе; 2–3 – теплоподвод в газогенераторе; 3–
4 – расширение в турбине; 4–5–6 –смешение в камере РТД; 6–7 – теплоподвод в
камере РТД; 7–8 – расширение в сопле
Рисунок 3.6 – Изображение ракетного цикла РТД со смешением потоков в i–S-
диаграмме
Н–1 – повышение давления в воздухозаборнике; 1–2 – повышение давления в
компрессоре; 2–3 – теплоподвод в камере РТД; 3–4 – расширение в сопле
Рисунок 3.7 – Изображение воздушного цикла РТД в i–S-диаграмме
83
Уравнение относительной работы идеального воздушного цикла РТД и ТРД,
т.е. отношение работы цикла к начальной энтальпии воздуха при М
= 0 и Н = 0,
п
имеет вид
(3.1)
где π – отношение давлений в идеальном воздушном цикле.
При дополнительном теплоотводе за турбиной ТРД и одном и том же топливе
в ТРДФ и в РТД температура и работоспособность газа для обоих сравниваемых
двигателей будет одинаковой. Поэтому отличие располагаемых работ циклов РТД и
ТРДФ будет определяться различным уровнем давления перед их соплами. Выше
было показано, что отношение этих работ при
, т.е.
,
.
(3.2)
Поэтому увеличение работы и КПД идеального цикла РТД по сравнению с
ТРДФ определяется исключительно увеличением отношения давления в реактивном
сопле РТД по сравнению с ТРДФ в
одним и тем же
.
При выборе оптимальных по располагаемой работе значений
раз, если использовать двигатели с
для каждого
из рассматриваемых типов двигателей (даже при использовании одного и того же
сорта топлива, т.е. при равных и
) термодинамические преимущества РТД
перед ТРДФ могут проявиться только в том случае, если степень повышения
давления в компрессоре РТД не ограничивается располагаемой работой
генераторного цикла.
Сравнение работы циклов РТД и ТРДФ показывает, что при:
84
-
-
Во всей области рабочих значений
;
.
РТД превосходит ТРДФ, т.е. что при
переходе к форсированным режимам преимущества РТД возрастают.
Сравнение с помощью уравнения КПД идеальных циклов РДТ со смешением
потоков и ТРДФ при одинаковых топливе и теплоподводе
равных
и различных
показывает, что с увеличением
относительные
преимущества РТД перед ТРДФ уменьшаются.
Термодинамические преимущества РТД перед ТРД и ТРДФ, выявленные при
сравнении их циклов, обусловливают и возможность получения в РТД более
высоких значений удельной тяги и более низких значений удельных расходов
топлива при работе на одном и том же топливе.
,
В частности, в РТД и ТРДФ, работающих на одинаковых криогенных
топливах высокой работоспособности (например, водороде), при весьма низких
значениях удельных масс удается реализовать отмеченные термодинамические
преимущества РТД перед ТРДФ.
При использовании различных топив отмеченные термодинамические
преимущества РТД перед ТРДФ зачастую не могут быть реализованы. Так, из-за
необходимости применения в обычных РТД топлива, содержащего кислород и
горючее, а в ТРДФ – содержащего только горючее (например, керосин), удельный
расход топлива в РТД выше, чем в ТРДФ.
Сопоставление характеристик РТД, работающего на двухкомпонентном
жидком ракетном топливе с избытком горючего (например, на азотной кислоте и
керосине), и ТРДФ, работающего на керосине, показывает, что РТД развивает
большие лобовые тяги и имеет более низкие удельные массы и более высокие
удельные расходы топлива, чем ТРДФ, рисунок 3.8. С увеличением высоты полета
преимущества РТДЖ перед ТРДФ несколько возрастают из-за частичного
использования в РТД принципов работы ЖРД, приводящих к улучшению силовой
установки.
85
–– – РТД (топливо – керосин + азотная кислота); – – – ТРДФ (топливо – керосин).
Рисунок 3.8 – Зависимости удельного расхода топлива, относительной
удельной массы, лобовой тяги РТД и ТРДФ от температуры газа в форсажной
камере
Вследствие того, что РТД представляет собой органическое сочетание ЖРД и
ТРД, целесообразно сравнить его смешанной силовой установкой, состоящей из
самостоятельно устанавливаемых на аппарат ЖРД и ТРДФ.
Результаты такого сравнения, проведенного в предположении равенства
расходов воздуха РТДЖ и ТРДФ и внутренних тяг РТД и смешанной силовой
установки при М
= 4,0, рисунок 3.9, показывают, что преимущество РТДЖ перед
п
ТРДФ + ЖРД по экономичности сохраняется в широком диапазоне режимов полета
86
и на высоте Н = 20 км достигает при
= 1,0 примерно 30 % (при использовании
ЖРД с отношением давлений в сопле ЖРД
а – зависимость С
, лобовой тяги и относительных площадей входа смешанной
уд
силовой установки;
= 50).
б – зависимость Р
, лобовой тяги и относительных площадей входа смешанной
F
силовой установки;
–– – РТД (топливо – азотная кислота + керосин); – – – ТРДФ + ЖРД (топливо ЖРД –
азотная кислота + керосин); 1.
Рисунок 3.9 – Зависимости удельных расходов топлива, лобовой тяги и
относительных площадей входа смешанной силовой установки (ТРДФ + ЖРД) и
РТД от высоты полета:
4,0 и Н = 20 км,
87
;
50
при М =
Для получения удельных расходов топлива в рассматриваемой смешанной СУ,
не превышающих значение
РТДЖ в тех же условиях полета, потребуется
увеличить размеры ТРДФ, обеспечив повышение расхода воздуха через него до
15 % и, тем самым, повысить массу двигателя.
Заметим, что при таком сравнении РТДЖ ставится в невыгодные условия, т.к.
двигатели сравниваются при одинаковых значениях температур газа перед турбиной
и одинаковых внутренних тягах. Действительно, во-первых, при равенстве
допустимых напряжений в лопатках турбины максимально допустимое значение
температуры газа перед турбиной РТДЖ может быть принято от 200 до 300 К выше,
чем перед турбиной ТРДФ (из-за меньшей высоты лопаток). Во-вторых, при
равенстве внутренних тяг эффективная и лобовая тяги РТДЖ меньше
соответствующих параметров смешанной силовой установки.
Ракетно-турбинные двигатели имеют определенные термодинамические
преимущества перед другими типами комбинированных двигателей, в которых
передача энергии от цикла высокого давления воздушному циклу происходит с
более низким КПД, чем в РТД, и в первую очередь, перед ракетно-прямоточными
двигателями.
Действительно, если в РТД КПД процесса передачи энергии воздуху высок
условиях М = 0, Н = 0 не превышает
0,5, то в РПД КПД сжатия в струйном нагнетателе (эжекторе) в
= 0,12–0,14. Этим объясняется
преимущество РТД перед РПД по удельной тяге и экономичности в широком
диапазоне режимов полета и работы двигателей, рисунок 3.10.
88
Рисунок 3.10 – Области значений удельных параметров РТД и РПД (топливо –
азотная кислота + керосин)
3.2 Удельные параметры ракетно-турбинных двигателей
Удельные параметры РТД определяются температурами рабочего тела в
газогенераторе
компрессоре
и в камере сгорания
и величиной работы турбины
1 – РПД; 2 – РТД.
, степенью повышения давления воздуха в
.
89
В общем случае перечисленные параметры рабочего процесса зависят от
режима полета, сорта используемого топлива, коэффициентов избытка окислителя
и и отношения давлений на турбине
.
Рассмотрение рисунков 3.11 и 3.12 показывает, что увеличение степени
повышения давления в компрессоре при неизменных значениях и
улучшению экономичности (уменьшению
) и росту удельной тяги двигателя.
приводит к
–– –
0; – – – = 1,75, .
Рисунок 3.11 – Удельные параметры РТД: топливо – керосин + азотная
кислота; М
= 0; Н = 0
п
Увеличение температуры газа перед турбиной вызывает рост удельной тяги в
условиях старта, ухудшая экономичность двигателя. Введение дополнительного
горючего в камеру сгорания РТД приводит к росту удельной тяги двигателя в
различных условиях полета и уменьшению
90
на больших скоростях полета из-за
Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]