CC BY
35
УДК: 629.7.036.22.001 (024)
М. А. Катренко
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ СОВМЕСТНОЙ РАБОТЫ СВЕРХЗВУКОВОГО ДИФФУЗОРА И РАКЕТНОЙ СТУПЕНИ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО
ДВИГАТЕЛЯ
Проведенное исследование посвящено анализу некоторых особенностей согласования основных параметров сверхзвукового воздухозаборника и жидкостной ракетной ступени (ЖРД) комбинированного, ракетно-прямоточного двигателя (РПД).
Введение
Совокупность воздушного контура и ракетной ступени в составе РПД представляет из себя, достаточно сложную техническую систему. Разнообразие конфигураций различных элементов этого типа двигателя обусловливает сложность согласования их совместной работы. Вместе с тем, имеющиеся публикации по тематике ракетно-прямоточных двигателей говорят о перспективности их использования в летательных аппаратах с широким диапазоном назначения и применения, и актуальности работ и исследований.
Цель исследования
Целью данной работы является определение основных особенностей совместной работы сверхзвукового входного устройства и камеры сгорания жидкостной ракетной ступени комбинированного, ракетно-прямоточного двигателя.
Результаты исследования
Из уравнения сохранения массы, протекающей через сечения н и входа в камеру смешения двигателя д, (рис. 1) [1, 2]:
PHFH д(Хн) РДРДЧ(ХД)
(1)
В процессе адиабатного повышения давления воздуха в диффузоре примем, что полная температура воздуха проточной части воздухозаборника постоянна. Отсутствует влияние диссоциации ком -понентов воздуха на газовую постоянную R и показатель адиабаты k. Воздухозаборник выполнен с оптимальной системой скачков - четырехскачковой (3 косых скачка + 1 прямой скачок).
Известно, что для достижении максимального од для системы т - 1 косых и одного прямого скачков при фиксированном значении Мн значения нормальных к фронту косых скачков компонент числа М одинаковы:
Мнп = М^=...= idem
Мнп sinan = М1П sinai
.= idem.
Отсюда следует равенство отношения полных давлений на косых скачках, а также равенство отношений других параметров. Число М перед прямым скачком в оптимальной системе должно быть меньше, чем в косых скачках [3].
Тогда, очевидно, что отношение соответствующих площадей диффузора можно выразить в виде:
Рис. 1. Схема совместной работы диффузора и ступени ЖРД РПД
FH _ MH -e(M д ) i
рд мд 'е(мн) о д
(2)
где ад = ПаКС1 - Яд . 1
На рис. 2 представлены зависимости Ен/Ед = /(Мп, Мд, аД).
Из рис. 2 видно, что в диапазоне чисел Мп 1^6, при незначительном изменении площади входа в
© М. А. Катренко, 2008 - 16 -
1.4
1,2 10
"А
ОБ
0.4 02 0,0
1,й 1.6 1.4 1.2 1,0 О.Е 0,5 0.4 0,2 о.о
I
-
I
*
ш Мя-0,5 * М, 0,11
1 М -Г) я
,Г1
т VI -».О VI -1
м
. м.,-0,5
-4 VI -П.Я
Л
т м
N■1 1
3 4
м
Рис. 2. Зависимости РнРд = /(Мп, Мд,аД)
воздухозаборник, сохранении максимального восстановления полного давления и числа Мд, его относительная площадь уменьшается более чем в 10 раз.
Это потребует использования комбинированных методов регулирования проточной части. В то же время для поддержания расчетности сопла ракетной ступени, необходимо изменять его высотность. Особенно это обстоятельство важно для односоп-ловой, осесимметричной схемы РПД.
Так например, для ракетной ступени, используемой в составе РПД с параметрами:
- компоненты топлива: кислород + керосин;
- давление в камере сгорания 1500000 Па;
- коэффициент избытка окислителя а = 0,8;
- массовый расход топлива т = 278 кг/с;
- диаметр критического сечения камеры сгорания 0,22 м;
- изменение статического давления на срезе сопла от 100000 Па до 15000 Па, диаметр среза сопла, при условии соблюдения его расчетности будет изменяться от 0,99 м до 2, 49 м - т.е. более 2,5 раз.
Для компонентов топлива кислород + водород, при тех же параметрах изменение диаметра среза сопла будет изменяться более, чем 2,6 раза.
С учетом того, что для рассматриваемой схемы РПД площадь поперечного сечения двигателя опре-
деляется из соотношения:
Р = Р + Р
гДВ гс ^гд ,
(3)
то при изменении высотности ракетной ступени появится кольцевое Рк пространство, затрудняющее процесс смешения воздуха и продуктов сгорания
Р = Р * + Р + Р
1 ДВ 1 С ^ 1 Д ^ 1 К ■
Следовательно, для выполнения (3) необходимо увеличивать площадь на выходе из диффузора, что приведет к уменьшению приведенной скорости воздуха.
Если же сопло ЖРД не регулируемо и поддерживается звуковая скорость воздуха в выходном сечении диффузора, ступень ЖРД будет работать на режиме перерасширения, и в случае достижения значения Хс = 1 и уровня критического теплоподво-да в двигателе, произойдет запирание воздушного контура.
В случае работы ступени ЖРД на режиме недо-расширения и при околозвуковых скоростях воздуха во втором контуре двигателя (рис. 3) также возможен режим запирания воздухозаборника при достижении потоком воздуха в некотором сечении камеры смешения скорости звука.
188М1727-0219 Вестник двигателестроения № 2/2008
- 17 -
Для определения условий запирания используем уравнения количества движения и сохранения
ЕД = Тд в) PB 1
Ев ]Тв 'т(Х д ) РД Ч(Х д )
(4)
Для струи газов из ступени ЖРД и воздуха второго контура уравнение количества движения:
к +1
кс +1
■°КРД '(г(Хд ) - 2)'Св =
акр.с •((Х'с) - 2(Ха)) (5)
Г •
ток + т г
\
Откуда с учетом
О
в
X =
к +1
к кС +1
кС +1 \ к +1 кС
получим:
1
Ч0[ X • ((Х'с) - 2 (Хс))
тД ((ХД) -2) '
(6)
Подставив (5) в (4) получим:
Т 1
2 (Х'с) = Л Т^ ^ ((Х Д) - 2)+ 2 (Хс) =
^ •(<Х Д) - 2)+ 2 <ХС) =
§Д) • ((Х Д) - 2)+ 2 (ХС),
(8)
Рис. 3. Режим запирания воздухозаборника РПД
массы для участка 1-2 цилиндрической камеры смешения рис. 3. В данном случае есть определенная условность вследствие того, что подразумеваются несмешивающиеся потоки.
Для несмешивающегося воздушного потока имеем:
Объединив уравнения (7) и (8) и предположив изоэнтропичность течения в рассматриваемых сечениях можно определить приведенную скорость потока продуктов сгорания, статическую температуру воздуха в сечении 2 и коэффициент эжекции п,
из расчета площадей Ес + Ев = Ев + Ед , соответствующих режиму запирания воздухозаборного устройства. При этом необходимо будет учесть потери в скачках уплотнения расширяющейся струи из сопла ЖРД.
Уравнения 7-8 можно решить численными методами, используя тепловые расчеты ступени ЖРД для различных значений полных давлений на срезе сопла ракетной ступени и чисел М полета. В частности, это обусловлено различием процесса расширения сверхзвуковой струи в потоке движущегося газа от свободного расширения. Поэтому площадь струи в сечении запирания Е'с аналитически вычислить достаточно трудно.
Например, на рис. 4. приведена зависимость коэффициента эжекции на режиме запирания, при
Ее
Ед
= 0,5,
Рс =-
РС
рр
= 5 и различных Мп.
г* • 1 и
ток + т г
V /
к
к
с
8 =
п =
Ес - Ес + 1 = Ев
I Тс -0,833 а 1 X ((Х'с) - 2(Хс))
рв • т(Х Д) 1-2 д(Х Д) п (г (Х Д) - 2) , (7)
где а^2 - коэффициент восстановления полного давления на участке 1-2.
Газодинамическая функция 2(Х'с), как неизвестная величина в уравнении (6), выражается через параметры проточной части и потоков в виде: - 18 -
Рис. 4. Зависимость коэффициента эжекции от параметров работы РПД
Если же в камере смешения и дожигания установится такой режим течения, что дозвуковая смесь газов и воздух на выходе из диффузора достигнут скоростей звука - будет также существовать режим запирания. Для этого случая критическая степень
эжекции, при догорании топлива из ракетной ступени и без подвода дополнительного топлива
G
в
( • ^ m0 + m г
V /
делена по соотношению:
•(а ЖРД • К m )
■ = 0 может быть опре-
^ (ко )2 P2
1 J_
7+7
т; Rc То
гДе 7 = 1 1Г *
Vrb Тв
kc • (k +1)
к • (kc +1)
и представлена на рис. 5. Выводы
Z (ко )2
• Z (ко ) •
к • (kc +1) kc • (k +1)
1. Проточная часть РПД должна быть регулируема как по сверхзвуковому диффузору, камере сгорания ЖРД так и по камере смешения и дожигания РПД и реактивному соплу.
2. Можно получить для фиксированного числа Мп и параметров двигателя ЖРД множество конфигураций проточной части, при которых может реализовываться помпажная работа воздухозаборника.
3. Глубина регулирования рассмотренных элементов РПД изменяется в очень широких пределах.
Рис. 5. Зависимость критического коэффициента эжекции РПД от относительной удельной тяги РПД
Перечень ссылок
1. Зуев В.С., Макарон В.С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. - М: Машиностроение, 1971. - 367 с.
2. Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю. и др. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. -М: Машиностроение, 1967. - 424 с.
3. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. - М: Машиностроение, 1987. - 568 с.
Поступила в редакцию 25.02.2008
1
n =
1
+
Проведене до^дження присвячене anani3y деяких особливостей узгодження основних napaMempie надзвукового nовimpозбipникy i рiдинного ракетного двигуна (РРД) комбтова-ного, ракетно-прямоточного двигуна (РПД).
The carried out research is devoted the analysis of some features of the coordination of main parameters ofthe supersonic air intake and a liquid rocket stage (LRS) of the rocket based combined cycle engine (RBcc).
ISSN 1727-0219 Вестник двигателестроения № 2/2008
- 19 -
