ТРД малой тяги для беспилотного летательного аппарата

Производительность вычислительных средств экспоненциально возрастает с каждым годом, пропорционально этому происходит процесс миниатюризации бортовой аппаратуры. Создаются системы управления и целевой нагрузки с массой в сотни грамм, позволяя создавать беспилотные летательные аппараты со взлетным весом в единицы килограмм. Они способны действовать практически в любом районе земного шара, оснащенные системами спутниковой навигации и радиосвязи.

Для удовлетворения требований всепогодности (преодоление ветрового сноса) и повышения оперативности получения информации при использовании микро-БПЛА («микро» — массой до 10 килограммов, временем полёта около 1 часа и высотой до 1 километра) требуется создание силовой установки обеспечивающей, с одной стороны, высокую крейсерскую скорость БПЛА на уровне М=0,3..0,5, а с другой – достаточную продолжительность полета.

При уменьшении размеров БПЛА происходит уменьшение чисел Рейнольдса и как следствие не пропорциональное увеличение потребной тяги для достижении высоких скоростей полета. Применение в качестве силовой установки ТРД малой тяги открывает возможность обеспечения высоких скоростных характеристик.

Проблематикой создания воздушно-реактивных двигателей малых тяг на основе ТРД занимаются частные фирмы: Франции- Vibraye (JPX-t240…), Японии- Sophia-Precision (J-450…), Германии- (P-80…),Австрии- Schneidtr-Sanchez (FD-3), Китая – JetJoe (JJ-1800…). Перечисленные выше двигатели фирм предназначены для авиамоделей, но, по-видимому, за неимением лучшего, они применяются в гражданской и военной беспилотной авиации, например фирмы JetCat.

На первый взгляд конструкция ТРД малой тяги достаточно проста по сравнению с полноразмерными ТРД. Однако они имеют те же конструктивные узлы, что и полноразмерные ТРД: лопаточные машины – компрессор и газовую турбину, работающих при периферийных окружных скоростях до 450 м/с и температурой перед турбиной до 700 градусов Цельсия и камеру сгорания, обеспечивающую при очень компактных габаритах полное сгорание топлива и достаточно широкую срывную характеристику.

Задачей исследования было создание ТРД малой тяги с параметрами:

- тяга на максимальном режиме – 90 Н;

- температура газа перед турбиной – не более 973 К;

- частота вращения ротора – не более 120 000 об/мин.

При разработке в качестве аналогов были выбраны двигатели Sophia Precision J-850 и KJ-66 (KampsJetеngine-66mm).

В двигателе был применен серийный ротор (рис.1), так как характеристика компрессора (рис.2) удовлетворяла требования по расходу воздуха и степени повышения давления для обеспечения заданных параметров.

Рис. 1. Ротор, колесо компрессора и колесо турбины

Рис.2. Характеристика компрессора

За максимальный режим была принята точка соответствующая:

расходу воздуха G_в=0,225 кг/с ;

степени повышения давления ;

частоте вращения ротора ;

КПД компрессора .

Термогазодинамический расчет был произведен в системах моделирования авиационных ГТД Gasturb [2] и DVIGw [1] при условиях: Н=0, М_п=0, САУ.

Результаты расчета:

- тяга P = 85,7 Н;

- температура газа перед турбиной ;

- удельный расход топлива С_уд = 0,1338 кг/Н∙ч;

- удельная тяга P_уд = 380,9 м/с;

- степень понижения давления на турбине ;

- cтепень понижения давления на реактивном сопле .

Продольный разрез приведен на рисунке 3.

Рис.3. Эскиз продольного разреза ТРД

Компрессор: одноступенчатый центробежный.

Турбина: одноступенчатая центростремительная.

Камера сгорания: кольцевая с восемью форсунками испарительного типа.

Топливный насос: шестеренчатый с электроприводом.

Система смазки опор: открытая.

Основное топливо: керосин.

Сухая масса двигателя без агрегатов: 1090 грамм.

Таким образом, используя серийный ротор, был создан ТРД с тягой в 90 Н с высокими удельными параметрами для своей размерности. На базе газогенератора ТРД можно реализовать турбовальный двигатель с мощностью до 6,5 кВт, заменив реактивное сопло на свободную турбину.

Области применения микроГТД:

1. Движитель/двигатель для летательного аппарата

1.1 Тяга создается с помощью реактивной струи.

1.2 Тяга создается воздушным винтом, вращаемым свободной турбиной.

2. Генератор электрической и тепловой энергии

2.1 Цикл с рекуперацией тепла.

2.2 Привод генератора от свободной турбины.

2.3 Применение котла утилизатора для отбора тепловой энергии на подогрев жидкости, газ (воздуха).

3. Учебный стенд

3.1 Глубокая препарация узлов микроГТД.

3.2 Наглядное учебное пособие при проведении лабораторных работ и исследований рабочего цикла ГТД для студентов.

Литература:

1. Ахмедзянов Д.А. Термогазодинамический анализ рабочих процессов ГТД в компьютерной среде DVIGw / Д.А. Ахмедзянов, И.А. Кривошеев и др. Уфа: УГАТУ, 2003. - 162 с.

2. http:// www.gasturb.de

3. Джадж А. Газотурбиные двигатели малой мощности/ А. Джадж. Издательство иностранной литературы. Москва. – 1963. - 420 с.

4. Арепьев А.Н. Вопросы проектирования легких самолетов / А.Н. Арепьев. – Москва.- МГТУГА. – 2003. – 136 с.