Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 91
Текст из файла (страница 91)
5), когда опРеделЯющУю Роль оказывает величина Ч„./ д и 1Р „ растут с уменьшением а и поэтому, например, экстремальнйе значения а при М ~ 6,0 достигаются при а, близких к единице, уменьшаясь с увеличением М,. Коэффициент тяги из-за уменьшения степени теплоподвода как при а = сопз1, так и, в особенности, из-за роста степени подогрева воздуха при торможении с увеличением скорости полета при 0 = сопз1, непрерывно уменьшается с ростом М н увеличивается с уменьшением а или увеличением О. При неизменных М и коэффициенте избытка воздуха удельные '452 ./„г, к//с/кг Тбб, клЕ/'кг ср лб г)б 1(4 д 4 к Р 2 Х б/ ПВРД от чнсла Мд.' а/ Рпе. 15.9.
Завненмоеть удельных параметров и — а = саван 6 — В = соааг НиЧг г а Тп 0 — т(М) Е~ 453 параметры ПВРД при изменении высоты полета будут зависеть только от степени подогрева, однозначно определяемой на рис. 8.2 закономерностью изменения Т, по высоте полета. В соответствии с этим удельные импульс /рд и тяга Р „с увеличением высоты полета при Мп = сопз( и а = сопз1 увеличиваются из-за роста степени подогрева при уменьшении Т до высоты 11 км, остаются неизменными при Н = 11 ... 20 км и уменьшаются при дальнейшем увеличении высоты по той же причине.
Аналогичный, но еще более резко выраженный характер имеет закономерность увеличения коэффициента тяги сп в диапазоне высот Н = 0 ... 11 км и падения с„ на высотах более 20 км. Необходимо подчеркнуть, что при постоянном значении О (неизменной температуре газа перед турбиной) увеличение / „, Р„„ и сд в диапазоне Н = 0 ... 11 км н ухудшение удельнйх параметров на высотах, больших 20 км, проявляется еще более существенно, чем при а = сопз1 из-за более значительного изменения степени подогрева вследствие увеличения а с уменьшением Т„ Действительно, при О = = сопл(, М = сопи( и Н„= = сопл( а 1!Т„ увеличивается с уменьшением Т„.
Закономерность изменения лобовой тяги, отнесенной к площади входа в двигатель в зависимости от условий полета (высоты Н, км) при различных значениях степени тепло- подвода (и и О) приведена на рис. 15.10. Видно, что с увеличением Н лобовая тяга падает тем значительнее, чем меньше а и больше О. С увеличением высоты полета из-за снижения ри удельная масса непрерывно увеличивается. лл М т кто'их Р ~ тй ю гр л, Рис.
15.10. зависимость лобовой тяги ПВРД от высоты полета Н. Мп — 4, топливо — керосин 15.5. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПВРД Расчетный режим работы ПВРД Закономерности изменения удельных параметров Г1ВРД в зависимости от высоты и скорости полета определяются возможностями регулирования геометрических параметров 454 Характеристики прямоточного ВРД представляют собой зависимости основных данных двигателя (в первую очередь, тяги и удельного импульса) от режима полета (М и Н) и параметров топливо-воздушной смеси (типа топлива, коэффициента избытка воздуха а и др.). В общем случае в зависимости от требований, предъявляемых к аппарату, характеристики ПВРД так же, как и других ВРД, принято рассматривать при различных способах регулирования: законах регулирования по М и Н и программе дросселирования в заданных условиях полета.
В качестве регулирующих факторов, определяющих режим работы ПВРД при изменении внешних условий (М и Н), могут быть использованы либо коэффициент избытка воздуха а, либо величина О (Т„'), определяющие закон изменения расхода топлива 6, при неизменных значениях площадей сечения проточной части, либо площади сечений проточной части, либо коэффициент избытка окислителя при условии применения в качестве топлива ПВРД двухкомпонентного ракетного топлива, либо ал и а и т. п.
Напомним, что число параметров должно соответствовать числу степеней свободы, определяемых возможностями регулирования площадей проходных сечений входного устройства и реактивного сопла ПВРД. Рие. 15.11. Зависимости потребных значений относительной площади камеры сгорания = си, е/гн и площади критического сечения реактивного сопла )нп = = Рко/Рн от числа Мп, о„, с= 0,95, й=!,4, й„— 1,3.
Топливо — керосин, ---Л,=.0,1; Л„=0,15 и степени теплоподвода с изменением условий полета для реализации заданных характеристик элементов двигателя. Потребные относительные геометрические раз- 6х,г меры площадей поперечного сечения двигателя на ла расчетном режиме могут (л гй за быть определены из уравнения расхода, связывающего, различные сечения проточной части, 1. Относительная площадь камеры сгор а н и я определяется из уравнения расхода, связывающего сечение невозмущенного потока воздуха и площадь камеры сгорания р,',д (Лп) Ра = ряпехРк. ед (Л„), откуда Рн. с Ч (Лп) (15.8) Ри оах 4(йв) ' где ов = ов (М,) определяется по характеристике воздухозаборннка, а Л, задается из условия: Л, ~ Ламах - 0,2 в рабочем диапазоне чисел М,. Видно, что потребное значение относительной площади камеры сгорания )„,с определяется числом М, и заданной величиной Л,.
Соответствующие значения)м с при двух значениях Л, (0,1 и 0,15) приведены на рис. 15.11. С увеличением чисел М потребная площадь камеры сгорания при фиксированной величине Л, уменьшается из-за увеличения плотности тока воздуха на входе в камеру сгорания при типичной закономерности изменения потерь полного давления при сжатии воздуха на входе.
2. Относительная площадь критического с е ч е н и я р е а к т и в н о г о с о п л а, приведенная на том же рис. 15.11 в виде зависимости )„р — — 1(М„), выражается уравнением ~нр (1 + ) Ч(дп) агар. а ° О* Ч(де) лгкр в Т/~~ гн пикон, с жир г он с тлнр, г (15.9) Видно, что при постоянных значениях Л, н гт„,, потребное значение относительной площади критического сечения реактивного сопла с ростам числа Ми уменьшается еще в большей степени, 455 чем относительная площадь камеры сгорания 1к., из-за уменьшения степени подогрева 0' как прн а = сопз(, так и, в особенности, при 0 (Т„') = сопз!. 3. Относительная площадь реактивного сопла (15.10)' Так как с увеличением чисел М приведенный расход воздуха чеРез выходное сечение сопла «7 (Х,) УменьшаетсЯ из-за Роста пс = ! = — т — — — а«кзот, то потребная площадь среза реактивного ««( с) сопла при Мк > 4,0 растет. Заметим, что уравнения (15.9) и (15.10) определяются из уравнений расхода, связывающих сечения не- возмущенного потока воздуха и соответствующие сечения тракта (Ркр Рк.
с и Рг) ° 4. Потребная относительная площадь «горла» воздухозаборника, как уже отмечалось (гл. 3), с ростом чисел М уменьшается из-за увеличения комплекса «г,„lд ()«,), так как 1, = Р,~Р„= «) (). )lо,„, где овк — коэффициент полного давления при сжатии от Мл до М, = 1,О. Таким образом, потребные площади поперечных сечений элементов ПВРД в основном уменьшаются с увеличением чисел М .
Располагаемые же площади этих сечений тракта зависят от возможностей регулирования отдельных элементов двигателя и принятой закономерности изменения степени теплоподвода. Неизменными при всех законах регулирования площадей сечений и степени теплоподвода предполагаются геометрические размеры камеры сгорания. Законы регулирования и высотно-скоростные характеристики С к о р о с т н ы е х а р а к т е р и с т и к и Они представляют собой зависимости тяги и удельного импульса двигателя от скорости (или числа Мл) при заданных высоте полета и законе регулирования двигателя. Для анализа закономерностей изменения параметров и характеристик двигателя при различных законах регулирования необходимо установить взаимосвязь параметров рабочего процесса ПВРД с расходными характеристиками тракта ПВРД (см.
рис. 15.!). Из уравнения расхода, записанного через сечения на входе и в критическом сечении реактивного сопла, Скр —— С (1 + «7,). Предколагаетев, что ас ч« осверквв. часта соклв. 456 Из уравнения теплового баланса камеры сгорания ср,Т, (О!— — 1) см «7,0 «)г. Совместное решение этих уравнений приводит к уравнению для определения коэффициента расхода воздуха через двигатель «р, = '" 1„'р1'„,,А, (15.11) д(Х,) ,'В,* (! + чт) где «рв = Рв(Рв.р: 1кр = Ркр(Рк.с, 1к.с = Рк.с7Рвк, 1 = Ир', о = о/«тр, 1 + «7, = (1 + «),)/(1 + «),р); А = йк, сос. „„вр„; индекс р относится к расчетным условиям. Очевидно, что при заданных характеристиках воздухозаборника о,„= о, „= ов (М,) и степени теплоподвода О! (М„), обычно определяемой условием а = сопз1 или 0 = сопз1, заданный закон изменения «р„= «рк (Мо)н,„к«может быть реализован путем изменения значений 1„'р, 1„'., и А.
Для идеального ПВРД «р„= 1,0 = !пчаг (М„) при о,„= 1,О, А = 1,0 и оптимизации 1„'р и 1'„, На примере идеального ПВРД можно наиболее отчетливо проследить основные тенденции изменения тяги и удельного импульса от скорости полета. Представляя тягу ПВРД в виде суммы тяг, создаваемых воздухом, к которому подводится тепло, и подогретым топливом так, как это было сделано ранее при анализе удельных параметров, получаем; Р = С,Р „ = С,Р „ „ + + С,Р ,.
При полете на постоянной высоте в условиях, когда площад™ь сечения струи набегающего воздушного потока Р„ о:тается неизменной (при «р = 1,0), в пренебрежении влиянием добавки топлива на Увеличение 1 д и Рк, т. е. пРи «7, = О, Расход воздуха пропорционален числу )р(„, а так как удельная тига, как было показано выше, при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета пропорциональна М„то абсолютная тяга двигателя Р = — С,Р„„М'„.. При больших сверхзвуковых скоростях полета на постоянной высоте Ррд 1/М„, а Р = С,Р д ж 1,0. Это означает,"что в первом приближении тяга идеального ПВРД а дозвуковых режимах возрастает примерно пропорционально М„", а в сверхзвуковых ПВРД тяга двигателя, начиная с М„' = = 2,5 ...
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
