Диссертация (Методика выбора проектных параметров комбинированного пульсирующего ВРД со свободнопоршневым нагнетателем для малоразмерных БПЛА), страница 5

Необходимо отметить, что ВРДнашли применение на БПЛА среднего класса с массой от 500 кг (Боинг X-48),однако если проводить сравнение с классическими полноразмерными ТРД(General Electric GE90-115B с взлётной тягой до 39680 кгс), они все же относятсяк малоразмерным двигателям.Для ступеней современных компрессоров величина дисковых потерь иутечек в зазорах обычно не превышает 2 %. Одна ступень осевого компрессорапозволяет достигать величины степени сжатия до 2 и КПД до 0,88 – 0,9. Однакогазодинамическая эффективность существенно зависит от режима работы иразмера лопаточной машины. Осевые компрессоры для небольших расходоврабочего тела имеют маленькие высоты лопаток. Это приводит к существенномуувеличению влияния процессов, происходящих в пограничных слоях ирадиальных зазорах на течение в межлопаточных каналах, на увеличение потерьутечек и снижению КПД [79].С ростом технологических возможностей и культуры производства сталипоявляться малоразмерные ГТД в диапазоне тяг 80 – 400 Н, однако свойственныеим высокий удельный расход топлива (до 1,7 – 1,9 кг/кг⋅ч), высокая стоимость(ценовой диапазон от $3000), малый ресурс, КПД и сложность в эксплуатациисдерживают широкое применение микро-ГТД в рассматриваемом классемалоразмерных БПЛА (рис.

1.3).23Рис. 1.3. График потребных и располагаемых тяг двигателей малоразмерных БПЛАЕсли рассматривать возможность применения БПЛА не только в плотныхслоях атмосферы, но и в космическом пространстве, то в этом случае в качестведвигательной установки целесообразно применение ракетных двигателей. Группаракетных двигателей делится на двигатели с ядерным топливом и на двигатели схимическим топливом. Последние можно подразделить на ракетные двигатели,использующие жидкое топливо, и на двигатели, использующие твердое топливо.Ракетно-прямоточныйдвигательконструктивновыполненкаксочетаниеракетного двигателя (на жидком или твердом топливе) и прямоточного двигателя.Эффективностьреактивныхдвигателейпринятооценивать удельнымимпульсом – отношением тяги к секундному расходу топлива [26].

Этотпоказатель является также мерой экономичности двигателя. В приведённой нижедиаграмме (рис. 1.4) в графической форме представлены верхние значения этогопоказателя для разных типов двигателей, в зависимости от скорости полёта,выраженной в форме числа Маха, что позволяет видеть область применимостикаждого типа двигателей.Из диаграммы следует, что по удельному импульсу ракетные двигатели(РД) значительно уступают ВРД всех типов. Это объясняется тем, что в расход24топлива у РД включается и окислитель, который ВРД забирает из атмосферы, вотличии от РД, для работы которого необходимо иметь запас окислителя на бортуЛА.Рис. 1.4.

Удельный импульс двигателей различного типаВ спецификациях двигателей с воздушными винтами тяга и удельныйимпульс обычно не указываются. Для этих двигателей характерным параметромявляетсямощность,анетяга.Дляхарактеристикиэффективностииэкономичности винтовых двигателей используется удельный расход топлива –отношение расхода топлива в час к развиваемой мощности. Чтобы сравнитьэффективность поршневых ДВС с турбовинтовыми можно привести значениеэтого показателя для двух конкретных образцов двигателей этих типов:– поршневой АШ-82 – 0,381 кг/л. с. час;– ТВД НК-12 – 0,158 кг/л. с. час.Таким образом, турбовинтовой двигатель (в расчёте на 1 л. с.) в 2,5 разаэкономичнее поршневого, и в этом состоит одна из главных причин, по которойВРД вытеснили из «большой авиации» поршневые двигатели.

Кроме того, и помассовым характеристикам ВРД значительно превосходят поршневые.25В качестве массовой характеристики авиадвигателей, обычно, используетсяодин из показателей: удельная мощность – отношение мощности двигателя к егомассе (для двигателей с воздушным винтом), или удельный импульс тяги –отношение тяги к массе двигателя на поверхности Земли (для ВРД и ракетныхдвигателей). На диаграмме (рис. 1.5) приведены показатели для некоторыхавиационных и ракетных двигателей разных типов.Удельная тяга различных типов двигателей120100806040200Рис. 1.5. Удельная тяга двигателей различных типов1.2. Анализ особенностей современных малоразмерныхдвигательных установокСтатистика существующих малоразмерных и средних ДПЛА показывает,что массовые характеристики колеблются от максимальной величины у среднихБПЛА от 300 до 1 000 килограммов, временем полета 10 – 12 часов и высотойполета до 9 – 10 километров (MQ-1A Predator) до микро БПЛА массой до 10килограммов, временем полёта около 1 часа и высотой до 1 километра безнаддува (Lehmann Aviation LM450).Существующие малоразмерные поршневые двигатели имеют малый ресурсработы – порядка 200-300 часов [40].

При работе на высотах более 2000 метровтребуют наддува и не экономичны. К недостаткам существующих поршневыхдвигателейможнотакжеотнестизначительные26вибрациикривошипно-шатунного механизма и большую площадь миделя, за счет конструктивныхособенностей исполнения двигателей такого типа. Применение винтов иимпеллеров ограничивает скорость полета дозвуковым режимом и делает БПЛА споршневыми двигателями уязвимыми для средств противовоздушной обороны, засчет ярко выраженных акустических шумов.Создание же альтернативных малоразмерных газотурбинных двигателейклассических схем экономически не выгодно и довольно затруднительно стехнической стороны. Сложность заключается в больших потерях приперетекании на лопатках турбокомпрессорного агрегата и низкой лобовой тягипри использовании центробежных компрессоров и центростремительных турбинв них [77].

Наличие истекающей горячей реактивной струи у БПЛА с реактивнымдвигателем,делаеттакойБПЛАуязвимымдляинфракрасныхголовоксамонаведения средств противовоздушной обороны.Использование турбореактивных двигателей в качестве ДУ современногомалоразмерного ЛА, становится удовлетворительным при массе до 100 кг, тяге намаксимальном режиме до 450 Н, удельном расходе топлива до 0,71 кг/кгс⋅ч,диаметре 330 мм, длине 850 мм (параметры малоразмерного двухконтурноготурбореактивного двигателя «36МТ», серийно выпускаемого НПО «Сатурн»).Рис.1.6.ЗависимостьКПДтурбореактивного двигателя ототносительнойвысотылопаткикомпрессорного блока R/r (R, r –высота лопатки полноразмерного ималоразмерного ТРД соответственно,мм)Однако, основной недостаток ТРД – потери в зазоре, невозможностьиспользования многоступенчатых компрессоров с большой степенью повышения27давления, не возможность использования мощных многоступенчатых турбин –большие относительные потери через периферию.С уменьшением размеров двигателя зазор и высота лопатки становятсяравными и лопатка «вырождается» (рис.

1.6), следовательно растут потери, заисключением схем без перетекания, каждая из которых имеет свои недостатки,преодолимые при современном развитии техники (консольный вал [45] илидисковая система с большой площадью миделя [57]).Технологических сложностей при изготовлении в малом размере лишеныпрямоточныйвоздушно-реактивныйипульсирующийдвигатели.ПВРДприменяемый для беспилотных ЛА, в том числе на летающих мишенях и боевых(в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазонескоростей 2 < M < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжностипредпочтителен. Однако прямоточный двигатель неработоспособен при низкихскоростях полёта, тем более – при нулевой скорости.

Для достижения начальнойскорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателемнуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен,например, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем, скоторого запускается аппарат с ПВРД [63].Классический ПуВРД характеризуется как шумный и неэкономный (на 1 кгтяги затрачивается 1 г/с углеводородного горючего), зато простой и дешёвый.Высокий уровень шума и вибрации вытекает из самого пульсирующего режимаего работы.

О неэкономном характере использования топлива свидетельствуетобширный факел, «бьющий» из сопла ПуВРД – следствие неполного сгораниятоплива в камере [88, 90].ПуВРД во много раз дешевле в производстве, чем газотурбинныйили поршневой ДВС, поэтому при одноразовом применении он выигрываетэкономически у них. При длительной эксплуатации аппарата многоразовогоиспользования, ПуВРД проигрывает экономически этим же двигателям из-забольшого расхода топлива.28По простоте и дешевизне ПВРД практически не уступает ПуВРД, но наскоростях менее 0,5М он неработоспособен. На более высоких скоростях, ПВРДпревосходитпоэффективностиПуВРД(призакрытомклапанерезковозрастает лобовое сопротивление ПуВРД и на околозвуковых скоростях оно«съедает» почти всю тягу, создаваемую этим двигателем).Совокупность этих обстоятельств и определяют ту нишу, в которой находитприменение ПуВРД – беспилотные ЛА одноразового применения с рабочимискоростями до 0,5М, летающие мишени, беспилотные разведчики.Однако быстроизнашивающиеся клапаны, а, следовательно, невысокийресурс работы зачастую перевешивают достоинства ПуВРД, указанные выше.Для ЛА, совершающих полет в верхних слоях атмосферы или вкосмическом пространстве в качестве двигателя нашли применение ЖРД и РДТТ[3].К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:самый высокий удельный импульс тяги в классе химических ракетныхдвигателей (свыше 4500 м/с для пары кислород – водород и 3500 м/с для парыкеросин – кислород);управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменятьвеличину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя споследующим повторным запуском.