Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 16
Текст из файла (страница 16)
Использование щелочных металлов Ыа, К, 11 требует мер предосторожности в эксплуатации. Они могут возгораться на воздухе, бурно реагируют с водой. Утечки теплоносителей из контуров недопустимы, Динамичная управляемость является непремснным свойством авиационных силовых установок вследствие необходимости быстро изменять мощность (тягу) двигателей при маневре самолета, в условиях взлета, посадки и в ряде других случаев, встречающихся при эксплуатации даже тяжелых неманевренных самолетов. Несмотря на то, что АЯР может очень быстро наращивать и сбрасывать свою нейтронную мощность, система передачи тепла в двигатель с помощью теплоносителей и теплообменных устройств оказывается очень инерционной.
Поэтому на всех режимах полета, где возможны непредсказуемые случаи, требующие бы- 76 строго изменения режима работы двигателя (взлет, набор высоты, снижение, посадка), ЯВРД работает на обычном химическом топливе. АЯР используется только в длительном крейсерском по-' лете. Система управления АЯР должна предусматривать особенности запуска с разогревом систем теплоносителя и выключения реактора. С целью отвода тепла, выделяемого в реакторе в течение некоторого времени после его останова, должна быть предусмотрена система расхолаживания АЯР.
Ресурс АЯР должен быть достаточно большим для обеспечения экономичной эксплуатации самолета (более 10 000 ч, что соизмеримо с ресурсом горячих частей обычных газотурбинных двигателей). Авиационная ядерная силовая установка Известно несколько схем АЯСУ с ЯВРД, в которых используются различные рабочие циклы. Рассмотрим наиболее простую из них, использующую обычный (открытый) цикл р = сопз( (рис. 2.8). Такая АЯСУ включает узел реактора, систему передачи тепла, двигатели (для тяжелых самолетов может потребоваться 4 ... 8 двигателей) с теплообменниками и камерами сгорания, работающими на химическом топливе.
Кроме этих основных систем, АЯСУ должна иметь две дополнительные системы теплоотвода: систему рассеяния тепла, выделяющегося в реакторе после его останова, и систему охлаждения радиационной защиты реактора. При выборе параметров термодинамнческого цикла ЯВРЛ необходимо учитывать ряд специфических особенностей, связанных, н первую очередь, с более низкой температурой подогрева газа а цикле Т„, чем у обычных двигателей, кото- Рая определяется предельно допустимой температурой материала теплообмевников, а также с их гидравлическим сопротивлением по воздушному тракту, величина которого связана с габаритными размерами и массой теплообмениых устройств.
Допустимый уровень Т, в крейсерском полете ЯВРД равен, ян!000 К или несколько больше. При использовании при взлете химического топлива Тг может быть повышена до 1200 ... 1300 К.. При указанном уровне Т„, а также по условиям эффективной теплопередачи в теплообменнике целесообразна Рис. 2.9, Схема тяжелого транспорт- относительно умеренная степень по- ного самолета с 11СУ 128); ° — кон- вышения давления, которая должна тейиер с реактором оптимизироваться. Есл сли использу- ется двухконтурный двигатель (п и ), то степень двухконтурности выбирается оптима ь г р летательного аппарата. птимальной для данного На рис. 2.9 в качестве примера показана схема тя ел а тяжелого транс а откам фирмы Локпортного самолета типа «утка» с ЯСУ по разработ ф Л хид (М„= 0,75).
Этот самолет имеет взлетную массу -700 т, из них ЯСУ составляет -39 /а, полезная нагрузка 25 %, а запас химического топлива ж8,5 'Уа. В массе ЯСУ б (=64а ) п (=,га) приходится на массу реактора и системы биологической защиты. Самолеты подобного типа рассчитываются а тся на многосуточные полеты с неограниченной дальностью полет, Д л а. Дальность полета с неработающим реактором 1850 км.
Таким образом, учитывая эксплуатационные и технические особенности ЯСУ, трудно предположить, что в обоз б щем эта силовая установка найдет массовое приме е озримом уду- рименение в самолетах общего назначения, Область примененйя ЯСУ по види" мому, — специальные летательные аппараты, в час частности, очень гпяжелые дозвуковые самолеты рассмотренного типа. Это связано с тем, что масса АЯР с биологической защитой увеличивается ти, вследствие чего значительно медленней его тепловой мощности вс е с увеличением взлетной массы самолета доля массы АЯР в ней существенно снижается, и применение ЯСУ становится образным.
становится целесо- ЧАСТ ЬЦ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ ВРД ГЛАВА 3. ВХОДНЫЕ УСТРОЙСТВА ВРД 0.1. тРеБОВАния, пРедъяВляемые к ВхОдным УСТРОЙСТВАМ Входные устройства силовых установок с ВРД предназначаются для эффективного преобразования кинетической энергии набегающего потока в потенциальную. Требование эффективного преобразования энергии возрастает при увеличении скорости полета. Это объясняется возрастающей ролью входного устройства в общем сжатии потока воздуха в силовой установке.
На рис. 3.1 приведено изменение степени повышения давления во входном устройстве и„= р",/р„= = о,х)п ()ь„) в зависимости от М,. Степень повышения давления во входном устройстве при М =- 3,5 оказывается больше оптимальной степени повышения давления в цикле. Это означает, что при скоростях полета, больших указанной, для достижения высокой эффективности достаточно динамического сжатия воздуха без сжатия его в компрессоре. Для дозвуковых самолетов число М„, соответствующее скорости полета, изменяется от 0 до 0,9 ... 0,95; высота полета гт'— от 0 до ...
11 км. Для современных сверхзвуковых самолетов число Мп изменяется от 0 до 3,5, а высота — от 0 до 20 ... 25 км. В будущем скорости и высоты полета будут возрастать. Для нормальной работы элементов силовой установки, следующих за входным устройством, необходимо обеспечить заданное значение скорости потока в выходном сечении входного устройства. Поддержание скорости, потребной для нормальной работы двигателя, достигается введением в конструкцию входного устройства регулируемых элементов. з(В.Изменение условий работы входного устройства, а также размещения его и двигателя на летательном аппаратесоздают неравномерность параметров потока перед двигателем '.
Устойчивая работа двигателя возможна лишь при определенном значении степени неравномерности, не превышающем некоторой величины. Помимо неравномерности поля параметров необходимо учитывать еще и пульсационные характеристики потока на входе ' Неравномерность поля параметров может быть оценена отношением разности их максимальной и минимальной величин н данном сечении к средне массовой величине. 79 дтр Рнс.
3.!. Иамененне степенн повышение дав- леная но входном устройстве в аавнснмостн отмп; овн = ! — бев потерь;пав ст — стан- дартные потерн во входном устройстве аа в двигатель. Источниками пульса!а ций являются неравномерность поля параметров, неустойчивость пограат пичного слоя, конструктивные и технологические уступы в проточной ат части входного устройства и др. б При невысоких значениях неравномерности 0,05 ... О,1 основным источником пульсаций является пограничный слой, который при положительном градиенте давления может потерять устойчивость и вызвать образование отрывных зон, неустойчивых во времени.
Часто возникновение неустойчивых режимов течения потока делает невозможной безопасную работу силовой установки. Таким образом, входное устройство должно быть спроектировано так, чтобы уровень неравномерности поля параметров и пульсационные характеристики потока в выходном сечении его не приводили к неустойчивой работе двигателя. К силовым установкам с ТРДД и большой степенью двухконтурности помимо требований, изложенных выше, предъявляются специфические требования, обусловленные компоновкой двигателя в индивидуальной гондоле. В этом случае должно быть сведено к минимуму сопротивление силовой установки при высоких дозвуковых скоростях полета (применение конструкции с малой строительной высотой и внешних обводов с высокими значе- НИЯМИ Мар) ° Весьма специфичны условия работы входных устройств самолетов вертикального и укороченного взлета и посадки (СВВП и СУВП).
Для таких входных устройств характерным является работа на углах атаки, близких к Ю', что требует использования специальных устройств (выдвижные щитки, ковши, створки и т. д.), создающих благоприятные условия притекания воздуха к двигателю и обеспечивающих их устойчивую работу. Одним из наиболее существенных требований является эффективная работа системы входное устройство — двигатель при наличии углов атаки и скольжений. Изменение этих углов в некотором диапазоне является совершенно необходимым для обеспечения нормальной эксплуатации летательного аппарата. При умеренных дозвуковых скоростях полета можно считать, что справедлив принцип независимости в работе входного устройства и летательного аппарата. В этих условиях интерференция входного устройства и летательного аппарата учитывается, при 80 этом требуются небольшие поправки. По мере роста скорости по- (особенно сверхзвуковой) возрастает взаимовлияние вход- лета ( ного устройства и'летательного аппарата, особенно при ск рост о ях полета, соответствующих М„) 2,5.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
