Прямоточные воздушно-реактивные двигатели Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М. (1014191), страница 51
Текст из файла (страница 51)
Такой же тяговый эффект, как при подогреве, можно получить, вводя в камеру двигателя воображаемый газ с тем, чтобы удельный объем смеси увеличился в требуемое число раз. Коэффициент тяги с, (1О. 30) 317 Коэффициент расхода у при подогревах, меньших расчетного о <'3, „, определяется скоростью полета Л,, конфигурацией и положением отклоняющей иглы днффузора, а при подогревах, бдльших расчетного 9)й ...— сечением выходного сопла 5, и параметрами газов перед истечением роо и То„ а также коэффициентом давления дозвукового участка сопла о,'. В расчетном случае, когда скачки фокусируются на входной кромке, р,=р, и Х„,=О. Тогда 5и=5ь о7 = 1.
Подставив (10. 20) и (10. 27) в (10. 19), получим Эффективный коэффициент тяги (10. 31у СЛ вф ба Са аоп' где с,„„— коэффициент дополнительного волнового сопротивления, относимый к миделеву сечению и определяемый экспериментально. Чистый коэффициент тяги са „„„ (10.32) СЛ ояст СЛ Салоп "лобв где с .а — коэффициент сопротивления оболочки. Чистая тяга СПВРД й„п„должна быть больше аэродинамического сопротивления крыльев, фюзеляжа, хвостового оперения и дру.
гих частей летательного аппарата, На фиг. 181 приведено сопротивле- ба а,б а,г Угаа атааи аб Ф Ю о,о аз ал аг а В г г Е б бна фяг. !81. Зависимость ковффвккекта сопрогявлеякя ракеты у-2 ог числа Маха к от угла атака. ние ракеты у-2 при сверхзвуковых скоростях полета. Сопротивление оболочки ВРД обусловливается в основном поверхностным трением и давлением на обечайку диффузора, так как сопротивление иглы учитывается при определении тяги, а кормовое сопротивление при Во=Я„ отсутствует. Поэтому сопротивление оболочки составляет 50— 7ОЧа от сопротивления оживального тела, приведенного на фиг.
181. При больших сверхзвуковых скоростях полета степень расширения сопла е должна быть большой, поэтому площади выходного и миделевого сечения сравниваются: Во=5„(см. фнг. 183). Если скачки фокусируются на передней кромке, то 3„=3, и дополнительное сопротивление Х„.=О. Если при этом ~выходное сечение имеет расчетную величину, определяемую выражением (10. 14), то давление на выходном срезе равно противодавлению рв=р„, и формулу реактивной тяги можно упростить; используя (2. 55) и (2. 74), получим „+1 318 Подставив расчетное отношение конечных сечений — (10. 14), Юг 88 получим формулу, подобную той, которая была выведена выше для дозвуковых ПВРД (см.
9. 27): й= "" 3,р„),г.(Л,)[1 Коэффициент тяги са — — —. д Фн Использовав (2. 70) и (10. 34), получим (10.35) йгс (гх) [ хг(р 8~8 При заданном подогреве В =сова( с увеличением скорости поле. та й коэффициент тяги меняется незначительно. При заданной максимальной температуре То„— — сопз! или при заданном составе смеси а=сопз! коэффициент тяги с ростом скорости убывает. Удельная тяга в общем случае равна 7 !! Нн'г' (10.36) 0г Аен Сила тяги определяется уравнением (10.
2б) или (1О. 29). При рх=р„и Я,=Вх удельная тяга СПВРД выражается формулой (9. 34) или (9. 43) у ~ 1 гхг()г 0 — 1 2а — 1 Нн "н гхг()г  — 1 (10 37) 88+1 А ах 8(8 — 1) Полный к. п. д. Аахен Аахрнтсг Ааах1нс(1н) тсг ФО 80нсрТдх( — 1) ВбнсрТн(0 — !) При Ю, 5г и р,=рн (10. 38) .1=2 1.'„Р,„ ВК- !Г — 1 х), и+ 1 'н'Всг з(0 1) (10. 39) Тепловая мощность, потребляемая двигателем, гхо 0 — 1 Ыо — — с О;(1҄— = Н„Сх„нкал'(сек, тсг и + 1 тсгх (1н) 310 При заданном относительном подогре ве В потребная тепловая мощность Фо с увеличением х„быстро растет за счет увеличе- 1'„ ния расхода О и конечной температуры газов Т,„=В н 'с (1н) Прн заданной температуре Го„=сопз1 тепловая мощность с увеличением скорости сначала растет, переходит через макТн снмум н прн Т,„= падает до нуля. т (Лн) Дальность полета крылатого летательного аппарата с воздушно- реактивным двигателем выражается формулой Циолковского (1.
15); 1= „Нг 1п 1 =ПК. 1 — о (10. 41) Из (10. 36) следует, что фактор дальности г) =ггг„1 равен произведению теплотворностн горючего Н (в механических единицах) на полный коэффициент полезного действия ВРД: В=тгг Т= — "ч м. Ннч н (10. 42) Полный к. и. д. воздушно-реактнвного двигателя ч наряду с аэродинамическим качеством гг, н относительным запасом горючего э= 1 — к определяют дальность полота. Здесь к †относительн вес конструкции, равный частному от деления конечного полетного веса на начальный 1 нон к=— Рнач Идеальный термический к. и.
д. чг с увеличением скорости полета т)г растет, приближаясь к единице: й — 1 2 т)г= — Лн — э 1. к+1 320 Эффективный тяговый к. и. д. (т)„„),э определяется относительным подогревом 6 н газодинамическим коэффициентом двигателя К. Об изменениях тягового к. и. д. со скоростью изложено в 9 б этой главы. Пример расчета сверхзвукового ПВРД. Допустим, что скорость полета равна расчетной величине: Мн — Много — 4, т ц 1' Лн — 2,14. Примем, что при втой сиорсстн коэффициент восстановления давления диффуэора (который должен быть определен опытным путем) о =0,3. Высота полета Н=25 км.
По международной стандартной атмосфере р«=18,6 мм рг. ст««253 кг)мт; Т«=216,5«К, та=0,04 кг(мг;"г =295 м)еек. Найдем тяговые параметры двигателя, работающего на керосине, если «=2,0; Н„=!0200 ккал/кг; 5=14,8 ног=1. Миделевое сечение хм=1 мг; сечение входа 6 =0,9 мг, коэффициент расхода э= 1, выходное сечейне сопла равно миделю ог = Ян. Коэффициент давления сопла о« = 0,9. Коэффициент сопротивления камеры с = 3. Параметры торможения набегающего потока (фиг. 204 и 205) Тн й — 1 2,14э — (Лн) — 1 ' — Лг = 1 — ' 0,238; Тн 216.5 Т „= —" = — ' = 909' К; он — 0 238 — 0 238 ь 1,4 и(Х ) (т(Х ))4 1 О 238о,4 000667 Р» Ро» 253 ро» вЂ” — — — 38 000 кг/мг = 3,8 ата.
0,00667 Максимально возможное давление на входе в камеру роз = «зр«» = 0,3.38 000 = 11400 нг/мг = 1,14 ата, Энтальпня торможения набегающего потока ггТ» О 24 216 5 — — 218 кнал/кг. т (1»),0.238 .. Энтальпия торможения продуктов сгорания К К ит«г 10 200 го, — — 14„+ " «" = 218+ = 218+333 = 551 ккал/нг. ', 1т«Е 1+2 14,8 Припав, что давление перед истечением роз 1 кг/смт, находим по 1", — Т-диаграмме (см. фиг.
88) температуру торможения после сгорания: Т«г = 1920«К Относительный подогрев Т, 1920 Ог Ток 909 Показатель адиабаты при.«=2 н температуре 1920'К1й=1,312. Скорость набегающего воздуха аь т»»» сМ4 — — 295 4= 1180 м/сгк. ,, Расход воздуха через двигатель О, = тго»1»51 = 1180 0,040 0,9 = 42,5 кг/сгк. Расход горючего б» 42,5 ьггг = — ' = — ' = 1,435 нг/сгк. «5 2 14,8 Расход газов через выходное сспло О,= 6»+0»»» 42,5+1,435 44 кг/сгк.
Критическая скорость набега ощего воздуха а,= ~/ ' = 1 г, ' ' 909 = 18,3 гг909»»550 м/сек. I 2ДЮТок Г 19,6 1,4.29,3 /г+1 1' ' 24 Критическая температура 2 То» 909 Т = То = = — —— 756«К: ко х 1+1 1,2 1,2 »вЂ” Критическое давление й ( 2 1ь-1 ро, 11400 Ржи = ) Рщ = — = = 6030 нг/мг=0,603 ата. (1+1) ' 1 89 1 89 Критическая плотность 21 316 Ржо 14Т 1»о 6030 = 0,272 нг/мз. 29,3.756 Сечение горловины днффузора Па 84»р = = ' = 0,284 мз.
74»ртеткр 0.272 550 Расчетное критическое сечение выходного сопла найдем, допустив, что о,,анастас 0 9: 55 1~8 1,о1 1,оз у'2; П1 ос»р = ° от»р = ' 0,284 = 0,476 мз. о„а,о а 0,9 Для того чтобы исключить возможность вытеснения замыкающего скачка из горловины днффузоРа при случайисм снижении скорсссн полета или при увеличении подогрева 8, выбираем выходное критическое сечение немногим больше расчетного: 84»р — — 0,500 мг, Степень расшиРения сопла 285 ~ Л»1 $ 19 6'1с4 Л 2 141 = 5360 кг.
Реактивная тяга й = Рг — Р„ — Р»(54 — 3») = 7300 †5360 253 (1 — 0,9) = 1915 кг. Удельная тяга 1915 = — = 1330 сек. 1, 435 й 0„ Удельный расход горючего 3600 Сг =— 7 3690 — 2,7 1/час. 1300 Скоростной напор й Ч = 4а»м» » = 0,7 253.4г = 2830 кг(мз. 322 84 1 е= — = — =2. 34»р О,5 По графику, изображенному на фиг. 77, находим приведенную скорость на выходе н относительное падение давления в сопле: Л4 = 1,75; и = — = 10,3; ггес Рг 1 1 Лг+ — = 1,75 + — = 2,32. Л4 ' 1,75 Реактивная тяга (см.
2. 90): й= Р4 — Р» — Р» (ос о»). Сила реакции отходящих газов 'гl 2лдг ~ Лг г = 1/ ' ' 44 2,32 = 1,635 у' 1920 44 2,32 = 7300 кг. Г2,312 29,5.1920 19,6 1,312 Тормозящая сила захватываемого потока при р = 1, Е» = 34 Коэффициент тяги й 1915 сд = = — = 0,677, 8иу 2830 Производим газодинамическяй расчет камеры. Даваение торможения перед истечением «г+г Г"')' Р— "'..;- т,згэ в /23121э,зш 29 5 44 т' 1920 — 10000 лг~мэ.
2 ) 9,8 1,312 0,5 Скорость перед истечением Лз по фиг. 170 Лз = 0 311 л (Лэ) = 3.54. Приведенная скорость перед сгоранием л (Лэ) = 15 Эг В л (Лс) = 1, 01 1,03 ~ 2, 11 3,54 = 5,37, Отсюда (Лэ) л (Лэ) ~~ Л' = — — ~ э 1 — 1 = 2,685 — Уг2,б852 — 1 = О 195. Коэффициент давления при сгорании л(Лэ) Ч (Лэ) 5,37 0,195 0,984 л (Лс) 4 (Лэ) 3,54 0,31 0,96 Коэффициент сохранения давления при обтекании местных сопротивлений И э 1,4.3 а„ 1 — Лэ —— 1 — †' 1,9э 0,93. а+1 2,4 Давление торможения на выходе из диффузора Рог 10 000 ааасг 0,93.0,985 Коэффициент восстановления давления в диффузоре рэ~ 10 900 ах —— — — — — — — — 0,287 реа 38 000 немного меньше магсимально возможной величины.
Таким образом, выбранное сопла подходит для заданного диффузора. Общий коэффициент сохранения давления в двигателе а,„= ахамасгас = 0 287 0.93 Ог985 0 9 = 0,238. Полный к. и. д. двигателя А тш А УеМ 1330. 295.4 Наба На 427. 10200 2)э Дальность полета при отнссительном запасе горючего ч„=0,68 и аэродина- мическом качестве Д = 4: 1 1 1=сМгл!п = 295 4 1330 4!п =7160 клг.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
