Формирование элементов методики проектирования ПВРД | Статья в журнале «Молодой ученый»

Библиографическое описание:

Сенюшкин Н. С., Султанов Р. Ф., Белобровина М. В., Салимова И. И. Формирование элементов методики проектирования ПВРД // Молодой ученый. — 2014. — №12. — С. 104-107. — URL https://moluch.ru/archive/71/12229/ (дата обращения: 25.06.2018).

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (рис.1) (ПВРД, англоязычный термин — Ramjet) — самый простой по конструкции воздушно-реактивный двигатель. Рабочий процесс в ПВРД, не менее сложен, чем в ТРД, несмотря на отсутствие вращающихся деталей. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи, истекающей из сопла. Требуемое для эффективной работы двигателя повышение давления воздуха достигается за счёт торможения встречного потока во входном устройстве. В связи с этим, ПВРД неработоспособен при пока недостигнута определенная скорость, обеспечивающая необходимую степень повышения давления во входном устройстве.

Рис. 1. Принципиальная схема ПВРД: н — параметры невозмущенного набегающего потока на высоте Н; вх — на входе в диффузор двигателя; в — в конце диффузора; 2' — в «холодном” сечении камеры сгорания перед фронтовым устройством; 2- в «холодном” сечении камеры сгорания за фронтовым устройством; кс — в конце камеры сгорания (в «горячем» сечении); кр — в критическом сечении сопла; с — на срезе сопла

К настоящему времени ТРД отодвинули прямоточные двигатели далеко в область сверхзвуковых скоростей. Сейчас считается, что ПВРД выгоднее ТРД на скоростях, соответствующих числам М=4,0…4,5, и в основном на гиперзвуковых скоростях, то есть при М=5,0 и более.

Длительное время принципиальным препятствием для роста скоростей, на которых ПВРД могут создавать силу тяги, большую собственного лобового сопротивления, был так называемый располагаемый температурный перепад. Это объясняется тем, что температуру воздуха, поступающего в камеру сгорания двигателя, можно повышать за счет впрыскивания и сжигания топлива только до определенных пределов. Проблема получения полезных тяг от ПВРД при больших числах М в какой-то мере решается за счет перехода на более эффективное топливо, например путем замены керосина жидким водородом. Главный же метод обеспечения нужного теплоперепада и высокой эффективности — это переход от дозвуковых к сверхзвуковым камерам сгорания.

Расчет ПВРД выполняется всегда для определенной высоты и скорости полета. Отсутствие турбины, позволяет исключить управляемое реактивное сопло, используя фиксированную площадь критического и выходного сечения. Расчет тоже возможен по двум вариантом по известным площадям сечений рассчитывается скорость или задавшись скоростью определяется площадь. Как правило скорость потоков определяется требованиями обеспечения устойчивой работы двигателя, а ограничения на площади вносят компоновочные требования со стороны летательного аппарата. Характеристики двигателя определяются условиями его работы (область применения, эшелоны, скорость и длительность полета, количество полетов и запусков для каждого двигателя, способ достижения минимальной пусковой скорости).

Расчет выполняется на основе совместного анализа законов сохранения массы, энергии и импульса [1]. Энтальпия рабочего тела берется по известным графикам в зависимости от температуры для воздуха и продуктов горения керосина.

Коэффициент mв находится по формуле:

На начальном этапе, при формировании облика уровень потерь в тракте двигателя оценивается по рекомендациям.

Из уравнения энергии определяем энтальпию в сечении КС-КС:

Рассчитываем эффективный показатель адиабаты в КС:

к эф кс = (kкс-1)=(1,226–1) =1,226.

Считается, что проточная часть двигателя не имеет теплообмена с внешней средой. Площади характерных сечений находятся по формулам:

Тяга двигателя определяется по формуле:

Для анализа большого числа параметров и критериев оптимизации при проектировании двигателей, целесообразно использовать специальные программные продукты, позволяющие оценить влияние различных параметров на характеристики двигателя, а также провести расчетные исследования многих вариантов двигателя и выбрать более оптимальные решения. Одной из таких программ является система моделирования DVIGw, разработанная в УГАТУ, которая позволяет провести термогазодинамические расчеты основных параметров двигателя.

Для моделирования ПВРД в системе DVIGw, была сформирована расчетная модель, изображенная на рисунке 2.

Рис. 2. Модель СПВРД в системе DVIGw: 1-начальные условия, 2-входное устройство, 3-канал, 4-вход топлива, 5-форсажная камера, 6-канал 2, 7- выходное устройство, 8-суммарные параметры

Таблица 1

Исходные данные модели «Начальные условия»

Высота полета, [м]

11000

Теплотворная способность топлива, [кДж/кг]

43000

Тип применяемого топлива (0-жидкое, 3-газообразное)

0

Число М полета, [-]

3

В таблице 1 приведены исходные данные и результаты расчета основных параметров СПВРД в системе DVIGw.

Основные результаты расчетов основных параметров ПВРД по методике Барановского и с помощью системы моделирования Dvigw представлены в таблице 2.

Таблица 2

Результаты термогазодинамического расчета

Сечение

Параметры

при pc≠ pн

pc=pн

DVIGw

1

Полное давление воздуха, Па

837905,1

837905,1

839181,7

Скорость полета, м/с

884

884

886

2

Статическое давление на выходе из ВУ, Па

545818,1

545818,1

546232,43

3

Температура воздуха на

выходе из КС, К

1928

1928

1928

4

Давление в критическом сечении сопла, Па

480557,2

480557,2

465881,1

Скорость газа в критическом сечении сопла, м/с

783,622

783,622

765,54

Площадь критического сечения, м2

0,4165

0,4165

0,41

5

Площадь среза сопла, м2

0,8

1,4

1,385

Тяга двигателя, Н

149597,3

114908,56

115913,4

Удельная тяга двигателя,Н

876,53

669

709,9

Удельный расход топлива, кг/Н∙час

0,236

0,2545

0,2264

Расхождение полученных результатов расчета ПВРД на срезе сопла на расчетном режиме работы объясняется тем, что по методике, предложенной С. И. Барановским [1], расчет параметров двигателя производится с заданной площадью сопла на срезе FC, обусловленной конструктивной компоновкой летательного аппарата, т. е. при условии, что давление на срезе сопла не равно давлению невозмущенного набегающего потока на высоте: pc не равно pн, а в системе моделирования Dvigw расчет производится на режиме полного расширения, т. е. когда pc равно pн., что ведет к увеличению расчетной площади выходного сечения.

Для анализа потребительских свойств двигателя, при различных условиях работы, в программе Dvigw были рассчитаны высотно-скоростные характеристики (ВСХ) ПВРД для высот полета: 100 м, 6000 м, 11000 м. Примеры графиков изменения параметров работы двигателя рассчитанные ВСХ приведены на рисунке 3.

Закон управления двигателем: Тг*=1928К=const.

Рис. 3. График изменения удельной тяги и удельного расхода топлива от скорости полета летательного аппарата

Исходя из полученных результатов можно сделать вывод о том, что наиболее экономичный режим полета достигается на больших высотах, т. к. при этом наблюдается большая тяга двигателя и меньший суммарный расход потребляемого воздуха и топлива.

В связи апробированностью системы Dvigw [2], соответствия ручного и автоматизированного расчета, а так же подтверждения ВСХ современной теорией ГТД можно заключить, что элементы методики расчета могут быть задействованы в формировании облика ПВРД при его проектировании для заданных условий эксплуатации.

Работа выполнена при финансовой поддержки гранта МК 4746.2014.8.

Литература:

1.      Газодинамический расчет прямоточных ВРД и их характеристик: Учебное пособие / С. И. Барановский, Ю. В. Зикеева, В. В. Козляков, А. А. Степчков, А. Г. Тихонов. — М.: Изд-во МАИ, 1988.– 55с.: ил.

2.      Проектирование авиационных газотурбинных двигателей // Учебник под ред. Ахмедзянова А. М. М.: Машиностроение, 2000. 454с.

Основные термины (генерируются автоматически): скорость полета, критическое сечение сопла, летательный аппарат, тяг двигателя, срез сопла, температура воздуха, удельный расход топлива, формирование облика, фронтовое устройство, характеристика двигателя, входное устройство, скорость, система моделирования, расчет, параметр, невозмущенный набегающий поток, выходное сечение, высота полета, число М.


Похожие статьи

Обзор особенностей работы камер сгорания ПВРД

При увеличении скорости полета давление и температура торможения набегающего потока увеличиваются. Скорость в начале камеры w2 с увеличением скорости полета Мн растет до тех пор...

Исследование влияния числа Маха и температуры вязкой...

Ключевые слова: срез сопла, летательный аппарат, сверхзвуковой поток, начальный участок струи, ось струи, течение струи, граница струи, число Маха, температура, давление, степень нерасчетности, поток, струя, ударная волна.

Анализ нагрузок, действующих на элементы конструкции ГТД

1 Нагрузки, действующие на входные устройства авиационных ГТД. Входное устройство (ВУ) в ТРД представляет собой либо часть конструкции самого двигателя, либо образуется сочетанием частей двигателя и летательного аппарата.

Формирование подходов к моделированию авиационных...

реверса тяги; 12 – подача топлива в форсажную камеру; 13 – подача воздуха в эжекторный контур сопла; 14 – критическое сечение сопла; 15 – выходное сечение сопла

Оценка влияние внешних факторов на работу авиационного...

Скоростными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги и удельного расхода топлива от числа М полета

Связано это с изменение по высоте плотности воздуха, температуры, а также скоростью полёта самого летательного аппарата (ЛА).

Получение индивидуальной модели авиационного двигателя

Возрастание погрешности при расчёте площади критического сечения РС на режиме ПФ связано с изменением коэффициента расхода сопла (при переходе на форсированные режимы), что в свою очередь вызвано повышением неравномерности потока...

Определение некоторых параметров летательных аппаратов...

Таким образом, около поверхности обтекаемого тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха.

Направим ось Оx вдоль скорости потока газа и обозначим через и – скорость, давление, плотность и температура в невозмущенном телом потоке газа, т.е. до...

Разработка алгоритма расчета аэродинамических сил...

Мощность ветрового потока пропорциональна плотности воздуха, площади поперечного сечения потока и скорости ветра в третьей степени. В силу кубической зависимости от скорости мощность ветра является крайне непостоянной величиной...

Установки для аэродинамического эксперимента

Эти безразмерные параметры называют критериями подобия. Аэродинамические трубы позволяют создать такой поток воздуха, который отвечает

В сужающейся части скорость потока увеличивается и в наиболее узкой части сопла достигает скорости звука.

Обсуждение

Социальные комментарии Cackle

Похожие статьи

Обзор особенностей работы камер сгорания ПВРД

При увеличении скорости полета давление и температура торможения набегающего потока увеличиваются. Скорость в начале камеры w2 с увеличением скорости полета Мн растет до тех пор...

Исследование влияния числа Маха и температуры вязкой...

Ключевые слова: срез сопла, летательный аппарат, сверхзвуковой поток, начальный участок струи, ось струи, течение струи, граница струи, число Маха, температура, давление, степень нерасчетности, поток, струя, ударная волна.

Анализ нагрузок, действующих на элементы конструкции ГТД

1 Нагрузки, действующие на входные устройства авиационных ГТД. Входное устройство (ВУ) в ТРД представляет собой либо часть конструкции самого двигателя, либо образуется сочетанием частей двигателя и летательного аппарата.

Формирование подходов к моделированию авиационных...

реверса тяги; 12 – подача топлива в форсажную камеру; 13 – подача воздуха в эжекторный контур сопла; 14 – критическое сечение сопла; 15 – выходное сечение сопла

Оценка влияние внешних факторов на работу авиационного...

Скоростными характеристиками двигателя называют зависимости его тяги и удельного расхода топлива от числа М полета

Связано это с изменение по высоте плотности воздуха, температуры, а также скоростью полёта самого летательного аппарата (ЛА).

Получение индивидуальной модели авиационного двигателя

Возрастание погрешности при расчёте площади критического сечения РС на режиме ПФ связано с изменением коэффициента расхода сопла (при переходе на форсированные режимы), что в свою очередь вызвано повышением неравномерности потока...

Определение некоторых параметров летательных аппаратов...

Таким образом, около поверхности обтекаемого тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха.

Направим ось Оx вдоль скорости потока газа и обозначим через и – скорость, давление, плотность и температура в невозмущенном телом потоке газа, т.е. до...

Разработка алгоритма расчета аэродинамических сил...

Мощность ветрового потока пропорциональна плотности воздуха, площади поперечного сечения потока и скорости ветра в третьей степени. В силу кубической зависимости от скорости мощность ветра является крайне непостоянной величиной...

Установки для аэродинамического эксперимента

Эти безразмерные параметры называют критериями подобия. Аэродинамические трубы позволяют создать такой поток воздуха, который отвечает

В сужающейся части скорость потока увеличивается и в наиболее узкой части сопла достигает скорости звука.

Задать вопрос