Диссертация (1145329), страница 19
Текст из файла (страница 19)
Все эти процессыпри М>1 сопровождаются потерями, пропорциональными скорости полета. Чем больше,скорость, тем больше связанные с этим потери и больше удельный расход топлива.При М=5 даже при отказе от компрессора и переходу к прямоточному воздушнореактивному двигателю (ПВРД) удельный расход составляет уже ~2.2. Таким образом, усовременного дозвукового пассажирского самолета комплекс КМ/се~23, у СПС-2 (М=2.2) иперспективного гиперзвукового самолета (М=5) ~19.5, т.е.
при равном запасе топлива дальностьу первого будет больше. У СПС-2 и гиперзвукового самолета со скоростью полета М>5дально сть полета будет одинаковой, но у второго вдвое выше транспортнаяпроизводительность.Таким образом, разработка СПС-2 не имеет смысла и следующее окно возможностейначинается с М=5. Выход видится в переходе к иным способам создания тяги. Для ПВРД отказот торможения потока до дозвуковых скоростей приводит к существенному снижениювнутренних потерь и повышению КПД, но требует организации горения топлива всверхзвуковом потоке.Естественным следующим шагом в этом направлении представляется организациядетонационного горения в системе оптимальных ударных волн.
Это должно привести кснижению се на 25-30%, что сразу же сделает сверхзвуковые самолеты конкурентоспособнымипо сравнению с дозвуковыми.Рассмотрим какие существуют методы повышения КПД силовой установки и,соответственно, снижения удельного расхода топлива.!1092.9.2 О необходимости применения сверхзвукового горения топливно-воздушнойсмеси на гиперзвуковых скоростях полетаРассмотрим, какую оптимальную скорость горения в камере сгорания необходимообеспечить для получения достаточно высокого КПД и приемлемого се на скоростях полетаМ>5. Будем считать, что в реактивном двигателе, как обычно, используется термодинамическийцикл Брайтона сжигания топлива при постоянном давлении. Тогда закон сохранения энергиимежду двумя состояниями в начале подвода тепла (1) и в конце (2) может быть записан в виде] h1 + Ek1 + q12 = A12 + h2 + Ek 2 ,(2.85)где h=cpT - энтальпия, Ек - кинетическая энергия газа, q12 = cp(T2—Т1) - тепло, подведенное квоздуху в результате сжигания топлива, А12 - работа.После того, как к воздуху подведенотепло, газ должен расширится так, чтобы, в идеале, скорость его истечения из сопла uiравнялась скорости полета u0.
Будем считать, что расширение изоэнтропическое, тогдавыражение]1 2(ui − u22 ) = −c p (Ti − T2 )2(2.86)γ −1 21+M1Tq2] i = 1+,T0c pT0 1+ γ − 1 M 202(2.87)с учетом того, что Ti/T0=T2/T1, иможно записать в виде⎧ui ⎪2q= ⎨1+i2u0 ⎪ (γ − 1)M 0 c pT0⎩γ⎡⎢ 1+⎢1−γ⎢ 1+⎣1/2− 1 2 ⎤⎫M1 ⎥ ⎪2,− 1 2 ⎥⎬M 0 ⎥⎪⎦⎭2(2.88)где индексом "0" помечены параметры торможения невозмущенного потока и число Махаполета, "1" - в начале горения, "2" - в струе после расширения.
Введем КПД силовой установкикак отношение располагаемой работы силы тяги к подведенному теплуηp =u0 (ui − u0 ).q(2.89)Его удобно представить в виде ηp=ηiηt, где ηi = 2/(1+ui/u0) - КПД реактивной струи (отношениерасполагаемой работы к теряемой в струе кинетической энергии), а ηt - термический КПД(отношение кинетической энергии струи к подведенной тепловой энергии)!110γ −1 21+M1T02.ηt = 1− = 1−γ −1 2T11+M02(2.90)Таким образом, видно, что число Маха в начале горения М1 связано со скоростью полетаМ0 и ηt. Из соотношений (2.86-2.90) нетрудно получить эту связь] M 12 =2 ⎡⎛ γ − 1 2 ⎞⎤M 0 ⎟ (1− ηt ) − 1⎥ ,⎜⎝ 1+⎢⎠γ −1⎣2⎦(2.91)2ηγ −1 t,1− ηt(2.93)откуда следует, что если1+] M 02 ≥то М1≥1.
Например, при ηt=0.8 и скорости полета М0=5, М1=1, т.е. получается, что при М0=5начинается область эффективного применения гиперзвуковых самолетов, но заканчиваетсяобласть применения традиционных воздухозаборников и ПВРД. Нужно переходить корганизации сверхзвукового горения.2.9.3 Организация стационарного фронта горения в плоском сверхзвуковом потокепри помощи присоединенного СВЧ разрядаТермодинамический цикл детонационного горения потенциально на 25% эффективнее,чем традиционный цикл Брайтона сжигания топлива при постоянном давлении.
В случаеуспешной реализации детонационные двигатели станут рекордсменами по КПД среди всехвидов тепловых моторов [ 168, 169]. Теория детонации [170], детонационного двигателя и‑‑‑распространения детонационных волн в различных средах рассмотрена в фундаментальныхтрудах Черного [171], Маркова [172 ] и Левина [173 , 174 ]. Перспективы развития двигателей‑‑‑‑вообще рассмотрены в работе Тинга [175]. Основные тенденции развития детонационных‑двигателей представлены в работах [176, 177, 178].
Обзор детонационных двигателей приведен‑‑‑в работе Волански [179].‑Различают сильную (пересжатую) детонацию, установившуюся детонацию Чепмена-Жуге,слабую (недосжатую) детонацию. Скорость продуктов сгорания относительно фронтадетонационной волны, соответственно, дозвуковая, звуковая и сверхзвуковая. В пересжатой иустановившейся детонации топливную смесь поджигает ударная волна, образованная волнамисжатия от зоны горения. Детонация Чемпена-Жуге может быть самоподдерживающейся, т.е.ударная волна распространяется по реагирующей среде, которую она поджигает, с постоянной!111скоростью.
Пересжатая детонация не может распространяться с постоянной скоростью. Дляэтого позади нее должно быть что-то, препятствующее распространению волн разрежения всторону, противоположную распространению детонационной волны. Слабая детонация можетсуществовать только при принудительном поджигании топливной смеси. Это можно сделать,например, лазером [180] или электрической дугой.‑Работы по стабилизации горения в сверхзвуковом потоке ведутся в рамках созданияпрямоточных воздушно-реактивных двигателей со сверхзвуковым горением (СПВРД) уже более20 лет. Известно, что скорость распространения фронта диффузионного горения составляетнесколько метров в секунду (м/с), поэтом даже при скорости горючей смеси порядка десятковм/с может произойти срыв пламени.
Для стабилизации горения при достаточно большихдозвуковых скоростях горючей смеси, например, в форсажных камерах двухконтурныхвоздушно-реактивных двигателей, обычно применяются плохо обтекаемые тела. Они сильнотурбулизируют поток и создают застойные зоны с рециркуляционным течением. В этих зонахреагирующая смесь находится в течение достаточно длительного времени, что и приводит кстабилизации горения, но при этом происходят потери полного давления и в большомколичестве образуются вредные оксиды азота NOx.В некоторых работах предлагается использовать аналогичную схему и в сверхзвуковыхпотоках [ 181]. Однако, из других работ [182,183, 184] известно, что обтекание обратного уступа‑‑‑‑сверхзвуковым потоком сопровождается на некоторых режимах сильными колебаниямидавления и ударно-волновой структуры.
Перспективным является переход на большихскоростях к сжиганию топлива в слабой детонационной волне, которая зафиксирована впространстве поверхностью, на которой осуществляется поджиг смеси.В работах [185, 186] рассматривается поджигание топливной смеси СВЧ - разрядом и‑‑поддержание горения в высокоскоростном потоке.Известно, что появление в потоке свободных электронов и возбуждение колебательныхэнергетических уровней атомов кислорода уменьшает время индукции. Следовательно,уменьшается и расстояние, на которое сносится потоком фронт пламени (время образованияактивных свободных радикалов). Для обеспечения таких условий необходимо осуществитьэлектрический или оптический пробой газа.
Энергия, при которой происходит пробой,называется критической энергией пробоя. Эта энергия в широком диапазоне давлений линейнозависит от давления и может достигать при нормальных условиях порядка десятков кВ/см.Столь высокие энергии пробоя делают прямые методы инициирования горения энергетическизатратными, поэтому они и не применяются. Однако, в работе [187] был предложен способ‑!112создания пробоя воздуха с помощью резонатора, представляющего собой полуволновойвибратор. Энергия поля пробоя при этом уменьшалась примерно в 500-600 раз. Авторами былполучен устойчивый присоединенный разряд, который длительное время поддерживался всверхзвуковом потоке квазиоптическим СВЧ-излучением, а также обнаружен эффектзначительного ускорения обычного горения и увеличение полноты сгорания [188].‑Ниже рассматривается эксперимент по стабилизации горения в скоростных дозвуковых исверхзвуковых потоках [189].‑Исследуется возможность поджигания резонатором смеси пропана с воздухом на скоростипотока до М=2.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
