CC BY
261
В начальный момент времени Vч=0, тогда ускорение зерновки будет равно:
у29^Р^_д.ґ = а.
(22)
с!ч рч
Далее определим скорость движения зерновки:
У = У„+^^£-Вз-^-+д)-^+С1. (23)
“ч Рч 1
Раскроем скобки:
У = У0+УЛ2^^^-(—* + ^Н + С,. (25)
<*ч Рч г
Проинтегрируем уравнение 24:
—=+ ^сг() - г+с2. (26)
с?£ с1ч рч г
Постоянные интегрирования С!, С2 при t = 0 и х=0 равны ^ = 0, С2=0, следовательно, закон движения единичной зерновки примет вид:
х = V + УДУ °'375кс Рв._+ м!)./ . (27)
0 в с1ч рч 2т 2 ' ' '
Анализ уравнений 24 и 26 позволяет сделать вывод о том, что с увеличением скорости движения
зерновки увеличивается сила трения. Следовательно, для качественной скарификации необходима определённая скорость потока и шероховатость рабочей поверхности.
Библиографический список
1. Лойцянский, Л. Г. Механика жидкости и газа : учеб. для вузов / Л. Г. Лойцянский. — М. : Наука, 1987. — 840 с.
2. Детлаф, А. А. Курс физики : учеб. пособие для втузов / А. А. Детлаф, Б. М. Яворский, Л. Б. Милковская. — М. : Высшая школа, 1973. — 384 с.
3. Патент на полезную модель 111958 РФ, МПК А 01 С 1/00. Скарификатор / Шевченко А. П., Вербовский А. В., Лукин А. Н. (РФ). - 2011 2011124427/13 ; заяв. 16.06.2011 ; опуб. 10.01.2012 // Изобретение. Полезная модель. — 2012. — № 1
ШЕВЧЕНКО Анатолий Павлович, кандидат технических наук, профессор кафедры тракторов и автомобилей, сельскохозяйственных машин.
ЛУКИН Александр Николаевич, ассистент кафедры тракторов и автомобилей, сельскохозяйственных машин.
Адрес для переписки: [email protected]
Статья поступила в редакцию 08.10.2012 г.
© А. П. Шевченко, А. Н. Лукин
УДК 681.51(075)+533.665(075) Д. Б. ЯКОВЛЕВ
Омский государственный технический университет
К ВОПРОСУ
О ВЫБОРЕ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
В статье проведен анализ основных схем жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ) с насосной системой подачи топлива. Критерием оптимизации выбран максимальный удельный импульс тяги. Результаты могут быть полезны специалистам, занимающимся разработкой ЖРДУ.
Ключевые слова: жидкостная ракетная двигательная установка, насосная система подачи, удельный импульс тяги.
Многообразие полетных задач, эксплуатационных параметров и технических характеристик летательных аппаратов (ЛА) определяет многообразие типов и схем двигательных установок (ДУ), которые могут отличаться видом применяемого топлива, способом его подачи, а также условиями эксплуатации. Кроме того, полетные задачи могут иметь различные критерии оптимизации (точность вывода ЛА на орбиту, минимум времени вывода на орбиту, максимум полезной нагрузки и др.) при различных ограничениях (минимум стартовой массы и/или габаритных размеров, минимум времени предстартовых операций и др.). Таким образом, полная информация о параметрах ЛА, полетных задачах, критериях оптимизации и накладываемых ограничениях является техническим заданием для разработчика на создание конкретной ДУ.
Разработка и проектирование двигательных установок основывается на тщательном анализе прототипов ДУ, оценке их сходства и различия с техническим заданием, возможности внесения в их состав таких изменений, которые способны улучшить свойства и характеристики вновь разрабатываемых ДУ. Существенную помощь разработчику может оказать применение системного подхода к анализу и синтезу состава ДУ как к сложной технической системе.
К основным общим свойствам жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ) как сложного технического комплекса относятся [1]:
1) композиционная сложность состава ЖРДУ, в которой тесно взаимодействуют между собой две системы — пневмогидравлическая система (ПГС) и система управления (СУ) процессом ее функционирования;
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013
Рис. 1. Классификация жидкостных ракетных двигательных установок
2) выделение из состава ЖРДУ систем, подсистем и элементов, способствующее анализу и синтезу состава ДУ;
3) сложные связи контуров управления ЖРДУ между собой, обусловленные взаимными связями процессов функционирования ПГС;
4) высокая степень сложности ЖРДУ, определяющая степень совершенства ее параметров, а следовательно, и области применения ДУ на ЛА.
При анализе используемых схем обнаруживается тенденция выбора сложных ЖРДУ для нижних ступеней ракет-носителей и более простых — для верхних. Для ДУ космических летательных аппаратов (КЛА) в последнее время наибольшее распространение получили простейшие вытеснительные системы питания. В связи с этим при проектировании ЖРДУ необходимо в первую очередь выбрать наиболее рациональный вариант схемы ЖРДУ.
Таким образом, целью данной работы являлся анализ возможных схем ЖРДУ по способам подачи топлива, направленный на выявление варианта, позволяющего получить наибольшее давление в камере сгорания, а значит и максимальный удельный импульс тяги.
По способам подачи топлива в камеру двигателя ЖРДУ подразделяются на (рис. 1):
— ДУ с вытеснительной системой подачи (подача топлива прямым его вытеснением из баков в камеру двигателя) — ВСП;
— ДУ с насосной системой подачи (подача топлива в камеру двигателя с помощью турбонасосного агрегата) — НСП.
Непосредственное вытеснение топлива из баков является простейшим способом подачи топлива. Для вытеснения топлива может быть использован, либо газ, запасенный в аккумуляторе давления (АД), либо продукты сгорания твердого топлива, либо продукты сгорания жидкого топлива в специальном газогенераторе. ВСП нашли преимущественное применение в ДУ с низкими давлениями подачи (до 6 МПа) и небольшими расходами топлива, что обеспечивает невысокие давление в камере сгорания и удельный импульс тяги двигателя. Это прежде всего жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) для КЛА.
Попытки увеличения давления в камере сгорания приводят к возрастанию сухой массы бака и сухой массы АД (из-за увеличения толщин их стенок), что делает их неконкурентоспособными по сравнению с системами с НСП. Однако преимущества ВСП в их простоте, надежности и быстром приведении ДУ в работоспособное состояние. Замена газа продуктами сгорания твердого или жидкого топлива приводит к некоторому выигрышу в энергомассовых характеристиках ДУ с вытеснительной системой подачи топлива.
Необходимо отметить, что вытеснительная система является частью НСП топлива в камеру двигателя, обеспечивая работу насосов турбонасосного агрегата (ТНА) без кавитации. При этом давление в этой системе будет на порядок ниже, чем при автономном применении ВСП топлива в камеру двигателя.
Насосная система подачи топлива в камеру двигателя используется преимущественно для двигателей больших тяг (маршевых ДУ, ДУ нижних ступеней). Принципиально различают (рис. 1) ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа в камере двигателя после его использования в турбине для привода насосов и ЖРДУ без дожигания. Системы без дожигания подразделяются на два вида:
— с автономным топливом для питания турбины;
— с питанием турбины основными компонентами топлива.
Рассмотрим систему подачи с автономным топливом для питания турбины рабочим телом (рис. 2). Таким топливом является унитарное топливо (Т), способное к разложению в присутствии катализатора. Автономное рабочее тело для питания турбины должно иметь низкую температуру газов перед турбиной и приемлемый состав продуктов сгорания, не вызывающих активной коррозии сопел и лопаток рабочего колеса турбины. Такими компонентами, например, являются гидразин и перекись водорода, концентрация которой определяет температуру ее разложения на катализаторе в широких пределах.
Принцип действия такой ЖРДУ можно коротко описать следующим образом (рис. 2). Газ высокого давления подводится в бак с автономным топливом Т и в баки с основными компонентами топлива:
лл
Рис. 2. Насосная система подачи с автономным топливом для питания турбины
Рис. 3. Насосная система подачи без дожигания с питанием турбины основными компонентами
Рис. 4. Насосная система подачи с дожиганием восстановительного газа после турбины
Рис. 5. Насосная система подачи с дожиганием окислительного газа после турбины
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013
— с восстановительным газогенератором;
— с окислительным газогенератором;
— с двумя газогенераторами, в одном из которых восстановительный газ, а в другом — окислительный.
В схеме с дожиганием газ, содержащий избыток одного из компонентов топлива, после турбины можно направить на дожигание в камеру (рис. 4 — 6). В этом случае химическая энергия генераторного газа используется для создания тяги, т.е. нет энергетических потерь топлива. Таким образом, система с дожиганием выгоднее системы питания без дожигания генераторного газа, хотя и намного сложнее. Применяемые турбины в схемах с дожиганием ма-лоперепадные и высокорасходные.
Рассмотрим теперь потенциальные возможности схем с НСП с точки зрения получения максимально возможного удельного импульса тяги Jуд.
Из общей теории ЖРД [2] известно, что решающее повышение Jуд возможно за счет увеличения скорости истечения продуктов сгорания из сопла камеры сгорания:
2 к Я
к — 1М
Ра_
Рк
к-1
к
(1)
Рис. 6. Насосная система подачи с дожиганием окислительного и восстановительного газов после турбины
окислителем О и горючим Г. Автономное топливо вытесняется в камеру газогенератора (ГГ) через его форсуночную головку, где в присутствии катализатора разлагается. Горячие газы, образующиеся в результате этой реакции, используются для приведения во вращение турбины ТНА, которая находится на общем валу с насосами компонентов топлива. По мере раскрутки турбины возрастают давления за насосами и расходы компонентов О и Г, подаваемых в камеру сгорания двигателя через соответствующие форсуночные головки. Химическая энергия, выделяемая в результате горения компонентов в камере, преобразуется в камере в потенциальную, а затем, далее, в сопловой части — в кинетическую энергию реактивной струи.
Применение основных компонентов топлива для питания турбины рабочим телом предусматривает отбор топлива за насосами ТНА в газогенератор, рабочее тело которого (продукты неполного сгорания топлива вследствие избытка одного из компонентов) питает турбину (рис. 3). После турбины газ, содержащий избыток одного из компонентов топлива, может быть выброшен за борт или направлен на наддув баков компонентов топлива. В последнем случае химическая энергия генераторного газа частично используется. Вследствие того, что давление и температура генераторного газа в схеме питания турбины основными компонентами топлива в настоящий момент выше, чем в случае с автономным топливом (используется реакция не разложения, а окисления), получаемое давление в камере двигателя тоже будет выше. Турбины, применяемые в схеме (рис. 3), обычно высокоперепадные и малорасходные.
ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа в камере двигателя подразделяют на три вида (рис. 1):
Увеличение скорости истечения возможно вследствие понижения отношения ра/рк, увеличения температуры в камере Т , понижения молярной массы продуктов сгорания М и повышения показателя адиабаты продуктов сгорания топлива к.
Из формулы (1) видно, что существенное повышение Jуд возможно только за счет увеличения давления в камере рк. Возможности по увеличению рк связаны с выбором способа подачи топлива.
Давление в камере зависит от давления, создаваемого насосами ТНА (за вычетом потерь давления в магистралях компонентов и на форсунках), которое, в свою очередь, определяется мощностью насосов, приводимых в действие турбиной (турбинами):
*г I IV ™г(рн.г _Рг) . ™о(Рн.О“Ро)
^н.Г+^н.О ~------------+---------------
РгПд.г РоЛл.о
= Ыт - тт1ад-г\т'
(2)
где ЫнГ, ЫнО — приводные мощности насосов горючего и окислителя; тг, т0 — массовые расходы горючего и окислителя; р, ро — плотности горючего и окислителя; пнГ, Пн О— КПД насосов горючего и окислителя; рн Г, рн О — давления за насосами горючего и окислителя; рГ, рО — давления на входе в насосы горючего и окислителя; ЫТ — эффективная мощность турбины; тт — расход рабочего тела через турбину; Lад — адиабатная работа газа; пТ — КПД турбины.
Наиболее существенным фактором увеличения мощности турбин (см. выражение (2)), а значит, и давления в камере сгорания, является расход рабочего тела, проходящего через турбину тт, т.к. возможности по увеличению адиабатной работы газа ограничены температурой и давлением газа на входе в турбину (в газогенераторе):
ад '
к-1
-ДтГт
РТ2 Рті)
*-1
к
RТ, ТТ — удельная газовая постоянная и температура газа, проходящего через турбину; р, рТ2 — полные
давления газа перед турбиной и на выходе из турбины соответственно.
Проводя сравнение систем без дожигания с питанием турбин основными компонентами топлива и систем с дожиганием, можно сделать следующий вывод. Системы питания без дожигания с питанием основными компонентами (рис. 3) не позволяют получить столь высоких давлений в камере сгорания как системы с дожиганием газа вследствие малого расхода рабочего тела через турбину (в ГГ поступает лишь 5.. .10 % от суммарного расхода компонентов в камеру сгорания). Увеличить существенно мощность турбин за счет повышения перепада давления на них не представляется возможным.
Системы питания с дожиганием газа после турбины в настоящий момент позволяют получить много более высокие давления в камере (от 15 до 50 МПа). Сравним между собой возможные варианты таких схем.
В системе с дожиганием восстановительного газа (рис. 4) весь расход горючего и необходимая часть расхода окислителя подается в ГГ. Таким образом, расход рабочего тела, проходящего через турбину для создания мощности ТНА, будет:
■Ш'Т’ = 1Л.р + 2 ^0,
где i — доля окислителя, необходимая для получения восстановительного газа. Здесь мощность турбин обеспечивается в основном расходом горючего.
Для схемы с окислительным газом (рис. 5), в которой весь окислитель и необходимая часть горючего подается в ГГ, а мощность турбин обеспечивается в основном расходом окислителя, расход рабочего тела через турбину определится:
тт = ] ■ тг + т0,
где j — доля горючего, необходимая для получения окислительного газа.
Вследствие того, что расход окислителя в кт раз
больше расхода горючего (кт=^}@- — соотношение
тг
компонентов топлива), максимальное давление в камере будет получено для схемы с дожиганием окислительного газа. Оно лежит в пределах 30.35 МПа. Для систем с дожиганием восстановительного газа — 25.30 МПа.
В схеме с дожиганием окислительного и восстановительного газов (с двумя газогенераторами) оба компонента попадают в камеру сгорания в газифицированном состоянии (рис. 6), поэтому такую схему еще называют системой «газ-газ». Так как в этом случае мощность турбин обеспечивается расходом всего топлива, подаваемого в газогенераторы:
тТ = тг + т0'
то именно для такой схемы может быть получено максимальное давление в камере для систем с дожиганием. Эта же схема получила название предельной. Предельное давление в камере сгорания в зависимости от вида топлива находится в диапазоне 40.50 МПа.
Исходя из выше изложенного, можно сделать следующие выводы. Системы питания, использующие основные компоненты топлива для питания турбины рабочим телом (системы без дожигания, с дожиганием), всегда ограничены по максимально возможному давлению в камере сгорания вследствие того, что только часть химической энергии топлива может быть использована для привода турбины ТНА, а основная часть должна быть направлена в камеру двигателя для создания тяги. Однако именно применение этих систем питания обеспечивает в настоящее время наибольшие давления в камере и сохраняет при этом топливно-энергетическую автономию ЖРДУ.
Принципиально схема с автономным питанием турбины не имеет ограничений по давлению в камере сгорания. Подавая энергию к ТНА извне за счет автономного энергетического источника, можно получить любое давление на выходе из насосов, а значит, и любое давление в камере. Однако при этом теряется топливно-энергетическая автономия ЖРДУ. В настоящий момент не существует высокоэффективных источников энергии, превосходящих ракетное топливо, а значит, возможности значительного повышения давления в камере сгорания (а значит, и удельного импульса тяги) остаются лишь потенциальными.
Библиографический список
1. Козлов, А. А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок / А. А. Козлов, В. Н. Новиков, Е. В. Соловьёв. — М. : Машиностроение, 1988. — 352 с.
2. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. В 2 кн. Кн. 1 / А. П. Васильев [и др.] ; ред. В. М. Кудрявцева. — М. : Высшая школа, 1993. — 383 с.
ЯКОВЛЕВ Алексей Борисович, кандидат технических наук, доцент (Россия), доцент кафедры «Авиа-и ракетостроение».
Адрес для переписки: [email protected]
Статья поступила в редакцию 21.08.2012 г.
© А. Б. Яковлев
Книжная полка
621.45/С40
Системы автоматического управления авиационными ГТД : энцикл. справ. / под ред. О. С. Гуревича. - М. : ТОРУС ПРЕСС, 2011. - 207 с. - ISBN 978-5-94588-096-2.
Справочник содержит базовую информацию о принципах управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД), некоторых современных аспектах теории управления ГТД, аппаратурных решениях, применяемых при разработке регуляторов. Рассмотрены вопросы построения систем автоматического управления (САУ) двигателями различных типов и их основные характеристики, а также методы исследования САУ ГТД, включая особенности математического моделирования и стендовых заданий.
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК № 1 (117) 2013 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
