1598005503-634bb8193a0a063d19abf81fb6d27ecd (811219), страница 50
Текст из файла (страница 50)
Меньшие Ь 2 11 70 Ю В 7 б Ф б б 7 В 1т1 Рис. 7.19. Зависимость двльиости полета сверхзвукового самолета от скорости при вепользоваиии различных топлив: 2 жидкого водорода: 2 -жидкого метака; 2 — кероокка размеры и масса самолета и двигателя снижают их стоимость, кроме того, меныпая масса самолета позволяет снизить требования к длине и покрытию взлетно-посадочных полос для большегрузных самолетов и за счет этого снизить капитальные затраты на строительство аэропортов. Увеличение теплоты сгорания водородного топлива в 2,8 раза по сравнению с керосином приводит к почти такому же увеличению удельного импульса двигателя. Это становится особенно важным при сверхзвуковых скоростях полета, так как с ростом скорости происходит снижение удельного импульса двигателей и использование жидкого водорода может сделать экономичным полет с ббльшимн числами М, чем использование обычных топлив.
Результаты различных работ по оптимизации параметров пассажирских самолетов при числах 3<М(8 крейсерского полета показывают, что наибольшая дальность полета для самолета на жидком водороде достигается вблизи М=б, в то время как при использовании керосина оптимально М=З. При одинаковой взлетной массе дальность полета самолета на жидком водороде увеличивается в 1,5 раза 247 (рис. 7.19). Если сравнивать самолеты этих типов при одинаковой дальности полета, то применение водорода приводит к зна4ительному снижению необходимого запаса топлива, обеспечивая более низкую удельную нагрузку на крыло и большую высоту крейсерского полета. Сжигание водорода в камере сгорания авиационных газотурбинных двигателей является легко управляемым процессом, отличается улучшенной полнотой сгорания, особенно на форсажных режимах и на режимах малого газа.
11ламя водорода имеет низкую нзлучательную споСобность, поэтому тепловые потоки излучением на стенки камеры сгорания для водорода в 1,5 — 2 раза ниже, чем для керосина. Водород вводится в камеру сгорания в виде газа, равномерно распределяется и быстро диффундирует в смеси, что исключает ее местное переобогащение, хорошо горит при бедных смесях и обеспечивает большую устойчивость процесса сгорания к высокочастотным колебаниям при составах смеси, близких к стехиометрическим. В связи с этим камера сгорания для водорода может быть меньшей длины при меньших термических напряжениях в элементах конструкции. Благодаря хорошим характеристикам горения водорода высотность полетов может быть увеличена на 3 — 7 км.
Для сверхзвуковых самолетов увеличение высотности полетов, уменьшение массы самолета, удельной нагрузки на крыло и размеров крыла позволяет существенно уменьшить интенсивность воздействия звуковой волны на поверхность Земли. Кроме того, при уменьшенной нагрузке на крыло взлет сверхзвуковых самолетов может производиться с задросселированными двигателями и с меньшим шумом в районе аэропорта. При использовании водорода в качестве топлива не происходит выбросов в атмосферу СО, СОа, радикалов СН н могут быть значительно уменьшены выбросы окислов азота.
Большая теплоемкость жидкого водорода позволяет использовать его хладоресурс в системах охлаждения двигателя и самолета. Может быть создана система охлаждения турбины двигателя без отбора воздуха на охлаждение, что заметно улучшит экономичность двигателя, ресурс двигатсля может быть увеличен на 25 %.
Повышение эффективности охлаждения позволяет организовать рабочий процесс при более высоких температурах и давлениях газа перед турбиной, что может привести к дополнительному повышению удельной тяги и снижению удельного расхода топлива на 15 — 20 %. При гиперзвуковом полете высокий уровень аэродина- 248 мнческогб нагрева требует специального охлаждения узлов самолета. Сравнение потребностей охлаждения двигателя и наличного хладоресурса топлива на борту самолета говорит о возможности использования обычного углеводородного топлива только до скоростей М=4, при использовании же для этой цели жидкого водорода предельная скорость возрзстет до М=11.
При этом только выигрыш в массе самолета за счет изменения системы охлаждения носовой части фюзеляжа, передних кромок крыльев и оперения может увеличить полезную нагрузку жидководородного самолета в 1,5 — 1,7 раза. Многие авгоры указывают, что для гиперзвуковых пассажирских и транспортных самолетов жидкий водород является практически единственным приемлемым топливом. Таким образом, жидкий водород может быть эффективным новым топливом для авиации и хорошо приспособлен к использованию для существующих типов двигателей и самолетов, что позволяет осуществить его поэтапное внедрение. Вместе с тем жидкий водород как авиационное топливо имеет и ряд недостатков, препятствующих его немедленному внедрению. Главные из ннх: низкан температура кипения (криогенность), низкая плотность, большие энергозатраты на получение и ожижение, высокая стоимость, большие затраты на переоборудование аэропортов н создание сети их снабжения жидким водородом, большие потери по пути от завода-ожижителя до баков самолета при перекачке и хранении и связанный с этим низкий коэффициент использования топлива, необходимость большого (до 20 лет) времени на подготовку и осуществление перехода на водород.
Криогснность и низкая плотность водорода требуют создания громоздких топливных баков с экранно-вакуумной изоляцией на борту самолета, из-за чего увеличиваются масса и размеры самолета, повышается лобовое сопротивление, на 10 — 12 % (по сравнению с самолетом на керосине) ухудшается аэродинамическое качество. Возрастают размеры и масса топливной системы, требуется создание новых клапанов и насосов в системе подачи, приборов КИПиЛ и других агрегатов. В связи с тем что при контакте с жидким водородом возможно наводораживание и охрупчивание многих металлов и других материалов, теряющих конструкционную прочность, требуется разработка новых материалов и элементов конструкций, устойчивых в среде жидкого водорода.
)Кидкий водород летуч, 17 — 12 249 пожаро- и взрывоопасен прн утечках нз бакой н трубопрбводов, в связи с чем требуется повышенная герметичность коммуникаций и система жесткого контроля и обеспечения пожаро- и взрывобезопасности на борту самолета. При использовании жидкого водорода существенно усложняется процедура заправки, должно быть исключено попадание воздуха в систему (частицы отвердевшего воздуха засоряют топливную систему), затрудняется одновременное обслуживание самолета различными службами, увеличивается время подготовки к полету.
Обратная перекачка жидкого водорода нз заправленного самолета в хранилище в настоящее время малоэканомична как в связи с большими потерями, так и в связи с жесткими требованиями к чистоте, составу, температуре жидкого водорода, подаваемого в хранилище, Современная практика использования жидкого водорода характеризуется низким коэффициентом непользования (не более 0,6 — 0,7) и большими его потерями при перекачке, захолаживании емкостей, длительном хранении.
Затраты на переоборудование крупного аэропорта на жидководородное топливо оказываются весьма велики— по оценкам компании «Локхид» для аэропорта г. Лос-Анджелеса они составили бы около 1 млрд. долл, США (в ценах 1974 г.). В связи с этим особенно важное значение приобретают разработки, направленные на совершенствование технологии транспорта, хранения и потребления жидкого водорода. Современный уровень и быстрый прогресс криогенной техники дают основания полагать, что отмеченные выше трудности могут быть эффективно преодолены уже в относительно недалеком будущем. В 70-е годы нашего столетия в СССР и за рубежом выполнены многочисленные сравнительные проработки типовых транспортных сверхзвуковых н дозвуковых самолетов на керосине, жидком водороде, сжиженном метане и некоторых других альтернативных топливах. Во всех случаях прн использовании криогенных топлив оказывается более рациональным размещение топливных баков в фюзеляже, а пе в крыльях, как при использовании керосина, Таким образом достигается меньшее отношение поверхности баков к их объему, улучшаются условия теплоизоляции, уменьшаются полная масса и потери топлива, Особенно подробные исследования выполнены в США компанией «Локхид».
На рис. 7.20 приведена компоновка сверхзвукового самолета на жидком водороде, а на рис, 7.21 дано сравнение размеров сверхзвуковых транс- 280 портных самолетов на керосине и водороде по разработкам этой компании [153, 1551. В обоих вариантах самолет имеет стреловидное крыло и однокилевое хвостовое оперение, четыре турбовентиляторных двигателя (в крыле), трехточечное шаоси, фюзеляж с топливными баками в носовой и хвостовой частях и пассажирским салоном (двухпалубный салон длиной 28, высотой в свету 1,9 и 2,0 м) А-А хзм Рпс. 7.20.
Компоновке сверхзврковых пассажкрскпх самолетов вв жидком водороде 11881 между ними, полезную нагрузку 22 т (234 пассажира с багажом), дальность полета с учетом резерва 7800 км, крейсерскую скорость И=2,7, стандартные взлетно-посадочные характеристики (длина аэродрома — до 3 км) и шумность. В варианте на жидком водороде габариты составили; длина — 101,2, размах крыльев — 32,6, высота 12,2 м. Сравнение характеристик обоих вариантов показало, что несмотря на усложнение топливной системы (увеличенный объем баков, криогенное исполнение) и ухудшение аэродинамики (увеличение лобового сопротивления„ снижение аэродинамического качества) полетная масса самолета на жидком водороде составила около 50 % (172 против 340 т), а сухая масса — около 75% массы самолета на керосине н соответственно относительный расход энергии (на 1 пассажиро-километр) 70 %, стоимость серийного 17» 201 ТОплпаО Кезеепа сн, 232 060 84 780 107 360 370,2 58,5 60,0 5,84 185 030 О,ОЯ5 225 580 69 040 1!6 170 385, О 58,9 61,4 б,!О 177 030 0,0504 168 740 25 600 , 103300 29О,7 51,8 65,7 6,63 135 000 0,0206 Взлетная масса, кг Полный запас топлива, кг Сухая масса, кг Г!лошадь крыла, ма Размах крыльев, м Длина фюзеляжа, м Диаметр фюзеляжа, м Тяга одного двигателя, Н Удельный расход топлива в крейсерском режиме, кгХ Хя-'11-' Длина разбега при взлете, и Достигаемая скорость, и с-' Азродивамическое качество в 2431 65,3 19,13 2430 66,5 19,21 2440 71 17,4 креисерском режнме Рис.
7.21. Сравнение размеров сверхзвуковых пассажирских самолетов иа керосине (вверху) и на жидком водороде (внизу) (!581 самолета 72% (48 против 67 млн. долл.), стоимость разработки 76% (3,28 пртив 4,28 млрд, долл.). Кроме того, существенно больше потолок, меньше нагрузки при прохождении звукового барьера, меньше необходимая тяга, размеры н стоимость двигателей, больше их долговечность, лучше полнота сгорания и условия охлаждения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
