Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 96
Текст из файла (страница 96)
477 Результаты оценки влияния основных параметров процесса на геометрические размеры двигателя могут служить базой для определения основных геометрических размеров ГПВРД в различных условиях полета н подхода к методу выбора типа двнгателя для аппаратов различного назначения. Характернстнкн ГП ВРД Характеристики ГПВРД прн различных законах регулнровання по М„н Н н программам дросселнровання целесообразно так же, ках н в ПВРД с дозвуковой скоростью в камере, рассматривать прн вполне определенных способах регулирования геометрических размеров его проходных сечений.
Рассмотрим два предельных случая. 1. Регулирование проходных сечений двигателя на расчетный режим, т. е. выбор оптимальных по импульсу значений /, (нлн б) н /с прн различных значениях М„, Н на всех режимах работы двигателя. 2. Двигатель с нерегулнруемымн проходными сечениями. В первом случае фиксируется площадь входного сечения камеры сгорания. Оптимальные размеры непрерывно изменяются с изменением режима работы двигателя нлн режима полета. Расход воздуха через двигатель не зависит от способов регулирования двигателя, а определяется только площадью входа, заданными режимом полета н углом;атаки. Удельные параметры идеально регулируемого ПВРД рассчнтываются по значениям удельного импульса / л н коэффициента тяги ср в расчетной точке, т.
е. прн оптимально подобранных значениях /, н /, для заданных М„Н н а, а удельные параметры нерегулируемого двигателя определяются по располагаемым характернстнкам элементов ГПВРД с помощью приведенной в предыдущем параграфе методики. С изменением высоты полета нз-за изменения температуры' Тн н давления рп меняются: степень подогрева воздуха прн фнкснрованной температуре конца сгорания Т„нлн заданном значении и; степень днссоцнацнн продуктов сгорания, а следовательно, н состав смеси; вязкостные характеристики воздуха н продуктов сгорання топлива в воздухе. В ГПВРД влияние степенн днссоцнацнн н вязкостных характеристик рабочего тела на удельные параметры двигателя будет более значительным, чем в ПВРД с дозвуковой скоростью в камере сгорания, нз-за возрастания уровня темпера- туР н скоростей в проточной части двигателя.
Рабочий диапазон высот полета прн каждом числе Мп ограничен сравнительно узкой областью: верхний предел высотностн аппарата определяется потребными тяговыми характеристиками, а нижний — максимально допустимой величиной, аэродннамнческого нагрева конструкции аппарата. Тнпнчнйй «корндор» рабочих режимов полета аппарата с ВРД приведен на рнс. 15.24. Видно, что рабочий диапазон высот в широком интервале изме- 478 Н,ан пп и тппп хппп зппп аппп пппп аппп с„,нхс Рис.
1о.24. План полета крылатых аппаратов. Заштриховав типичный «корплор» полета; — — — — веронтиый план полета аппаратов с ГПВРД нення чисел М„, характерных для ГПВРД, составляет 10 ...й20 км. В этом интервале высот полета изменение удельных параметров двигателя прн Мп = сопз1 в широком диапазоне изменения параметров процесса (а = 0,4 ... 1,0) не превышает 6 % от исходных данных. Поэтому высотно-скоростные хаРактеристики, построенные в виде зависимостей / л, сг н Р „от числа М„вдоль траекторнн, представляющей собой геометрйческое место точек средних значений высоты в приведенном интервале для заданных значений скорости н примерно соответствующей траектории гнперзвукового самолета, в значительной степени будут характеризовать скоростные характеристики двигателя.
Высотно-скоростные характеристики идеально регулнруемого водородного ГПВРД без учета потерь прн сжатии воздушного потока в воздухозаборннке (ЛЗ, = О) в виде зависимости удельного импульса тяги /тл от числа М для прнведенной на рнс. 15.24 зависимости Н = / (М) построены на рнс. 15.25. Характернстнкн рассчитаны в предположении, что М, = 0,5 М , 7'н, = 20 К. Там же приведены высотно-скоростные характеристики ГПВРД неизменной геометрии прн нспользованнн плоского односхачкового воздухозаборннка с ЛЯ,,„= 0,4. Видно, что увелнченне числа М„приводят к монотонному уменьшению удельного импульса.
Прн этом удельный импульс тяги идеального ГПВРД, использующего водородное горючее, прн са = 1,0 умень шается от 27,5 кН с/кг прн М = 10 до 16,2 кН с/кг прн М„= = 22, т. е. во всем днапазоне чисел М„,/ ГПВРД существенно выше импульса ЖРД, работающего на высококалорийном ракетном топливе (напрнмер, водородно-кислородного ЖРД с / л —— = 4,65 кН с/кг).
Удельный импульс тяги реального ГПВРД прн достаточно высоких значениях а (а ) 0,8) с увеличением 479 У~аг Ьгг/кг 3~р к(г.с «к го й ДГ РР йй 22 Дул йх й» ПК 1)К а ' Рис. 15.25. Высотио-скоростиые характерис. Рис. !5.26. Дроссельиые харак- тики ГПВРД. План полета по «коридору» теристики ГПВРД (топливо— пис. 15.24 (М = 0,5 Мп, топливо — водорою водород, Т = 20 К), T =ю К),— ид ь й гпвРДАБ = идеальиый гпвРД = О, — — — ГПВРД нерегулируемый, иерегулируемый ГПВРД, М = 10, диффуаор плоский, одиоскачко- М ГО вый Ьзв вах = 0 4 чисел М, ухудшается быстрее, чем удельный, импульс тяги идеального двигателя, а при работе на богатых смесях (а = 0,2 ...
0 4) темп снижения удельного импульсаеи коэффициента тяги с ростом чисел М„существенно замедляется, что объясняется возрастанием ролийракетной составляющей силы тяги из-за массоподвода при глубоком переобогащении смеси в условиях значительного снижения абсолютной тяги. Дроссельные характеристики идеального и реального ГПВРД,. использующих в качестве горючего водород, приведены на рис. 16.26, Видно, что закономерности изменения Утл от коэффициента тяги существенно зависят от уровня потерь в проточной части.
Так, из сопоставления дроссельных характеристик идеального ГПВРД с соответствующими характеристиками реального ГПВРД (при ЛБ,,„= 0,4) видно, что увеличение потерь в проточной части„обусловливающее уменьшение значений импульса тяги, одновременно приводит к уменьшению оптимальных значений а тем более значительному, чем выше М . Так, если в идеальном ГПВРД оптимальные значения а существенно больше 1,0, то в реальном ГПВРД аорт от 1,4 ... 1,6 при М, = 8 ... 10 снижается до а, ра < 0,2 прй М„= 24. гл А в А 16.
КОМВИНИРОВАННЫЕ РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Силовые установки летательных аппаратов с автономным стартом, работающие в широком диапазоне скоростей полета, должны обладать известной адаптивностью к режимам полета, т. е. иметь приемлемые массовые показатели и достаточно невысокие удельные расходы топлива на малых высотах и скоростях полета и при полете аппарата с большой скоростью в условиях малой плотности атмосферного воздуха. Этим требованиям могут удовлетворять, в первую очередь, составные силовые установки, представляющие собой механическую комбинацию устанавливаемых на летательный аппарат двигателей различных типов, каждый из которых обладает удовлетворительными характеристиками в ограниченной области режимов полета.
Однако такие силовые установки обладают некоторыми органическими недостатками. При одновременной работе двигателей, образующих составную силовую установку, невозможно обеспечить оптимальные условия работы каждого из них на всех режимах работы. Так, например, при использовании составной силовой установки, состоящей из ТРД и ЯРД, нельзя достичь высокой эффективности двигателей обоих типов в широком диапазоне режимов полета (на умеренных скоростях из-за низкой эффективности ЖРД, а при числах М ) 4,0— из-за низкой эффективности ТРД), При последовательной работе двигателей, образующих составную силовую установку, ухудшаются ее массовые показатели, так как на различных участках полета вместе с полезным грузом транспортируется неработающий двигатель.
Отмеченных недостатков составных силовых установок в известной степени лишены так называемые комбинированные двигатели, представляющие собой органическое соединение отдельных агрегатов реактивных двигателей различных типов в одном сложном реактивном двигателе. 16.1. ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ И ПРИНЦИПЫ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ КОМБИНИРОВАННЫ Х РЕАКТИВНЫ Х ДВИГАТЕЛЕЯ Комбинированными называются двигатели, представлякхцие собой органическое сочетание реактивных двигателей (воздушно-реактивных или ракетных) в общей двигательной установке. Можно выделить две основные группы комбинированных двигателей: 1) двигатели комбинированных циклов, органически сочетающие циклы различных исходных двигатейей в пределах тракта с обменом энергией между составляющими циклы процессами; 16 в. м.
акимов 481 Рис. 16.!. ТРДП эжекииоиного типа: 1 — компрессор; у — канапэ 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 6 — камера смешения; 6 — блок форсуиок; 7 — стабилизаторы; 8 — аагурбинная камера сгорания( у — регу- лируемое сопло 2) комбинированные двигатели; использующие общие элементы для реализации различных процессов в разных условиях (режимах полета и режимах работы). Исходными базовыми двигателями для комбинированных РД обеих групп могут служить либо только воздушно-реактивные двигатели, либо только ракетные двигатели, либо воздушно- реактивные и РД.
В качестве примеров двигателей первой группы можно назвать турбопрямоточные двигатели эжекторною типа (ТРДП), в которых ТРД используется в качестве эжектора прямоточного ВРД (рис. 16.1). К ним также могут быть отнесены даже обычные ТРДД, в которых свободная энергия контура высокого давления передается вентилятору. Примером комбинированных двигателей, органически сочетающих свойства ВРД и РД, может служить ракетно-турбинный двигатель (РТД), в котором энергия продуктов сгорания топлива РД передается атмосферному воздуху, сжимаемому в компрессоре и сгорающему затем в смеси с продуктами сгорания РД в общей камере сгорания за турбиной — РТД со смешением потоков (рис.
16,2) или в самостоятельной камере сгорания — РТД без Рис. !6.3. Ракетно-турбинный днкгатель с раздельными контурами: 1 — компрессор; 3 — редуктор; 3 — насос окислителя; 4 — газогенератор; 6 — насос горючего; 6 — турбина; 7 — камера сгорания аоздушного контура; 8 — камера сгорания ракетного контура; у — реактизнае сопло раиетного контура; 1Π— реактианое сонло яоадушиого контура смешения потоков (рис. 16.3), К двигателям этого типа также относятся ракетно-прямоточные двигатели, в которых роль струйного эжектора прямоточного ВРД играет ракетный двигатель, продукты сгорания которого сжимают атмосферный воздух ПВРД, и смешиваются с этим воздухом (РПД со смешением) или догорают затем в смеси с воздухом в камере (РПД с догоранием) (рис. 16.4).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
