1609580209-39cecbafc34f170d05c6e33ba5201c4a (Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полётаu)

Р. И, Курзииар (ОСНОВЫ ТЕОРНН) Мйсййй ьй й Ш,''й' Я О С Т Р Ф Е В И Е. 1917 Ийл Е 1 йеа права размещении файла в файловоЬь ар»иве фор.ъц ийосоцнацин Экоперииентальной йвиацинв Ьерр Лнрьйь ~ры~ пц' Сканировано и обрабоааво ай~ойдейай1а 2014 РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА УДК 689.7.036.6,001, ПРЕДИСЛОВИЕ К Гта — 77 31808-178 038(01) — 77 Рецензент канд. техн. наук, доцент.В. Н.

Вакул«в К винер Р. И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета (Основы теории). ур ии). М., «Машиностроение», !977, э!~6 с, В книге изложены основные положения теории реактивных двигателей, р ", предназначенных для аппаратов больших сверхе зв ковых зву ковых скоростей полета в атмосфере: гиперзвук ПВРД, комбинированных турбопрямоточных, ракетно-пр но-п ямо. точных, ракетно-турбинных и др. Приведена классификация комбинированных двигателей на основе морфоло алогического анализа. Рассмотрены особенности цнклвв гнперзвуковых и ком иниров б анных двигателей различных типов и изложен едиик. П изей м тод расчета их параметров и характеристик. р Р и дены принципы выбора оптимальных параметров ГПВ Д комбинированных двигателей; рассмотрены высотно-скоростсельные характеристики при различных законах о поесса регулирования ования и некоторые 'особенности рабочего р ц комбинированных реактивных двигателей. Книга предназначена для инженеров и специалистов, раб ласти авиационных двигателей, а также моботающих в оолас жет быть полезна преподавателям н студентам авиационных институтов.

Табл. 7; ял. !63; список лнт. 60 паза. © Издательство «Машиностроение» 1977 г. Потребности непрерывного увеличения скорости полета разгонных и разгонно-маршевых аппаратов различного назначения, носителей авиационных и космических аппаратов многократного применения, сверхзвуковых и гиперзвуковых самолетов будущего определяют необходимость разработки теоретических основ двигателей, предназначенных для полета с большими сверхзвуковыми скоростями в атмосфере: гиперзвуковых ПВРД, комбинированных турбопрямоточных, ракетно-прямоточных, ракетно-турбинных и др.

За последние годы появилось довольно большое число работ, посвященных, в основном, отдельным вопросам теории н в меньшей степени — конструкции сверх- и гиперзвуковых ПВРД [7, 24, 25, 27, 30, 32, 34, 7, 35, 38]. Вопросы теории и конструкции комбинированных двигателей некоторых типов также освещались в отдельных работах, опубликованных, главным образом, в периодических изданиях [7,!6, 28, 36, 38, 4), 44). Среди отечественных работ в первую очередь следует отметить монографию В. С. Зуева и В. С. Макарона «Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей», посвященную анализу закономерностей протекания характеристик сверх- и гиперзвуковых ПВРД и РПД и принципам организации рабочего процесса в основных элементах этих двигателей, а также книгу «Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей» (16), в которой на основе комплексного анализа рабочего процесса, характеристик и требований к топливам двигателей, а также баллистики летательных аппаратов, формулируются принципы проектирования РПД для беспилотных'аппаратов.

К сожалению, в отечественной и иностранной литературе отсутствуют систематические исследования других типов двигателей, представляющих несомненный интерес для использования в силовых установках аппаратов больших скоростей полета, а методы общего подхода к анализу параметров и термодинамической эффективности двигателей различных типов по существу не освещались в печати. Между тем разработка таких методов необходима для получения наиболее точных представлений об энергетических показателях двигателей различных типов, что позволит исключить субъективность оценки перспектив их применения и возможностей совершенствования.

Попытка анализа параметров и характеристик комбинированных н прямоточных двигателей для больших сверхзвуковых скоро- стей полета с общих методических позиций на основе рассмотрения термодинамическнх закономерностей, свойственных этим двигателям как тепловым машинам н движителям, составляет особенность данной монографии. Это определяет в изв~стном смысле феноменологический характер основных ее разделов. Специфические.особенности отдельных элементов рабочего процесса более глубоко рассматриваются только в связи с нх особой значимостью нли новизной. Работа содержит результаты оригинальных исследований автора, а также обобщение и анализ некоторых опубликованных работ по отдельным вопросам теории ГПВРД и комбинированных двигателей.

Автор выражает признательность С. М. Шляхтенко и Г. Н. Абрамовичу за ценные соображения, высказанные при обсуждении основных направлений работы, а также В. И. Бакулеву за советы, данные после прочтения рукописи. Автор благодарит также Г. Н. Куан за помошь в подготовке рукописи и оформлении материалов. ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ Параметры У вЂ” скорость потока, м/с; Н вЂ” высота, км; М вЂ” число Маха; а — скорость звука, м/с; Р— давление, Па; Т вЂ” температура, Кг о — удельный объем, м'/кг; Д вЂ” сила тяги, Н; и — газовая постоянная вещества, Дж/(кг К); А' — мощность, кВт; йтд — удельная тяга, Н. с/кг.„ Иг — лобовая тяга, Н/м', с„„— удельный расход топлива, кг/(Н с); /т» — удельный импульс, Н с/кг; и=-Р1/Р 1 — степень повышения (понижения) давления иа .сом участке; и — частота вращения ротора, 1/с; т — степень подогрева рабочего тела; о — энергия, Дж/кг; Ь вЂ” работа, Дж/кг; Š— длина, м; Ч вЂ” коэффипнент полезного действия; гп= О» гг/6~ г — степень двухконтурности, коэффициент эжекцни; дт= 666 — относительный расход топлива; 0 — массовый расход рабочего тела, кг/с; Р— площадь, м', тхч — удельный вес двигателя уа — удельная масса двигателя, кг/Н; Са — коэффициент тяги; фс — коэффициент скорости реактивного сопла; Х вЂ” сила сопротивления, Н; /= 6У+Рà — полный импульс потока, Н; Ф а,=РЛРг г — коэффициент сохРанениа полного давленнЯ на Ьом Участке; 6 — количество тепла, подводнмого (отводимого) к единице массы (удельный тепловой поток), Дж/кг; й — показатель адиабаты процесса; с„ — теплоемкость при постоянном давлении, Дж/(кг К); // — низшая теплотворная способность топлива, Дж/кг; з — антропия единицы массы, Дж/(кг К); /-физическое теплосодержаине единицы массы (удельиаяэнтальпия), Дж/кг; (/„„ — химическая энергия единицы массы, Дж/кг; гв — — (+Ух«« — полное теплосодержание единицы массы, Днокг; Ьа — стехиометрический коэффициент горючего при сгорании в воздухе; т» — стехиометрический коэффициент горюя«го при сгорании в окислителе; ах — суммарный коэффициент избытка окислителя в камере; и, — коэффициент избытка окислителя в газогенераторе; 1з — молекулярная масса, относительная масса воздуха+топлива; р=й+д,.

Индексы н — невозмущенный поток воздуха; в — воздух, воздухозаборник; к — выход из компрессора ГТД; гг — параметры в газогенераторе; т — параметры на выходе из турбины; ф — параметры на входе в форсажную камеру РТД; — параметры заторможенного потока; е — эффективные параметры; кр — критическое сечение сопла, критические параметры; с — реактивное сонно; р — расчетные параметры; 0 — параметры, соответствующие М=О, 11=0; охл — охлаждение; Х вЂ” суммарный; вх — вход; вых — выход; к, с — камера сгорания; сух — «сухая» масса изделия (масса изделия без топлива); сж — сжиженне; э — эжекционный; п — полетный; г — газ. Газодннамические функции п(л) = — "-'Л 1 — — Лз)"-'1 Я+11 — / й — 1 2 ) ~ 1+1 ) й — 1 п(Л) -1 —: Лг) 1+1 й — 1 м(Л) ~1- — Ла)"-'; 1+1 1 г (Л) (1+ Лэ) (1 — — Лз)а в+1 ) й+1 ~— г у (Л) — )а-' 1 — Лз(й — ЦДй+ Ц ' 1 — Лэ(й — Ц!(й+ ц г(Л) = 1+ Лз «(Л) = — ~Л+ — ).

1 1 Сокращения ТРД вЂ” турбореактивный двигатель; )1(РД вЂ” жидкостно-ракетный двигатель; РДТТ вЂ” ракетный двигатель твердого топлива; ТРДД вЂ” двухконтурный турбореактивный двигатель; ТРДП вЂ” турбопрямоточный двигатель на базе ТРД; ТРДДП вЂ” турбопрямоточный двигатель на базе ТРДД; ТРДПэ — турбопрямоточиый двигатель эжекционного типа; ГПВРД вЂ” гнперзвуковой прямоточный двигатель; ПВРДТ вЂ” прямоточный двигатель твердого топлива; РПД вЂ” ракетно-прямоточиый двигатель; РТД вЂ” ракетно-турбинный двигатель; РТЦр — ракетно-турбинный двигатель с,раздельнымн контурами; РТД, — ракетно-вентиляторный двигатель; РТД вЂ” РТД с «паровой» турбиной; РТД«м — РТД с системой сжижения воздуха; РТДП вЂ” РТД с прямоточным контуром; ЯРД вЂ” ядерный ракетный двигатель; СУ вЂ” силовая установка; Гà — газогенератор, ВВЕДЕНИЕ Увеличение скорости полета летательных аш ратов в воздушной атмосфере приводит к возрастанию давлений и температур при торможении набегающего воздушного потока до нулевой скорости па поверхности аппарата, к росту лобового сопротивления аппарата и повышению уровня температур элементов его конструкции, твк, при полете самолета со скоростью го=1000 км/ч ив высоте Н=!! км давление пвбегзюшего потока воздуха растет от 22,55 кПе в иевозмущеииом потоке ло 40,2 кПв при вдизбзтическом торможеияи до нулевой скорости, т.

е, иа !7,65 кПв, з температура воздуха — от 216,5 до 255 К, т. е. яримерпо иа 50 К; при увеличеиии скорости полета самолета ив той же высоте по значения, соответствующего числу Мв=ч!О, повышение давления составляет 343 кПа, а температуры — 67ОК. Дзлыиейший рост скоргкти полета яо значений, соответствующих числам М =6, обусловливает прирост давления почти до 42200 кПи и возрастание температуры па 1400 К. Лобовое сопротивление аппарата при этом растет примернб пропорционально квадрату скорости 'полета, что выдвигает жесткие требования к выбору типа силовой установки; двигатель для больших скоростей полета должен развивать существенно боль-.

шую тяговую мощность, чем двигатель, предназначенный для ма- . лых скоростей полета. В отличие от силовых установок с йоршневымн двигателями, тяговая мощность которых несколько уменьшается с увеличением скорости полета из-за снижения к. п. д. винта, тяговая мощность реактивных двигателей растет в определенном диапазоне скоростей полета, зависящем от типа, основных параметров рабочего процесса двигателя и от способов его регулирования. Действительно, в зависимости от выбранных значений степени повышенйя давления в компрессоре пк и температуры газа перед турбиной Т,г при регулировании двигателя по пшел=сопи( сила тяги ТРД увеличивается с ростом скорости полета от скоростей, соответствующих числам Ми=0,3 †: 0,4, только до скоростей полета, соответствующих числам М,=2,0 †: 2,5 на высоте О= 11 км, а при дальнейшем увеличении значений М сила тяги К начинает уменьшаться.