CC BY
74
УДК 531.55; 533.6; 623.41
ОБОСНОВАНИЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ПРОГРАММИРУЕМЫМ РАСХОДОМ ГАЗОГЕНЕРАТОРА ДЛЯ ПРЕДПИСАННОЙ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА
В.В. Ветров, В.В. Морозов, Н.С. Чулков
Рассмотрены способы регулирования расхода газогенератора (ГГ) для различных классов летательных аппаратов(ЛА) и приведено обоснование использования ра-кетно-прямоточного двигателя (РПД) в ракетах класса «поверхность - поверхность» и артиллерийских системах с программируемым расходом ГГ для предписанной траектории полета и логика его проектирования для ракет класса «поверхность - поверхность» и артиллерийских систем.
Ключевые слова: ракетно-прямоточный двигатель, газогенератор, расходная характеристика, поверхность горения, дальность полета.
Конкуренция в области создания ракетного вооружения, требует от разработчиков совершенно новых решений или внедрение перспективных идей, зарекомендовавших себя в прошлом, в уже имеющиеся изделия, позволяющие повысить боевую эффективность при как можно меньших затратах на их реализацию.
Одним из основных критериев совершенства ЛА является достижимая дальность полета. К данному результату можно прийти разными путями, но для рассматриваемых типов ЛА с внутриатмосферной зоной эксплуатации в условиях габаритных и массовых ограничений, оптимальным является интегрирование в ЛА твердотопливного РПД. При своей сравнительной простоте РПД имеют высокие значения удельного импульса в определенном диапазоне высот и скоростей полета, что позволяет при обеспечении высоких скоростей иметь, при определенных условиях, дальность до 1,5 - 2 раза превышающую изделия, использующие РДТТ.
Одной из главных проблем при проектировании данной разновидности двигательной установки (ДУ) остается выбор способа изменения основных внутрибаллистических характеристик (ВБХ), под текущие условия полета ЛА. На сегодняшний день существует три основных способа:
- регулирование площади сечения воздухозаборного устройства
ВЗУ;
- регулирование расхода ГГ, используя принцип дросселирования сопловых отверстий;
- регулирование расхода ГГ, за счет варьирования геометрическими и энергетическими параметрами топлива ГГ.
Учитывая сложность реализации узла регулирования ВЗУ, первый вариант не получил широкого применения, вследствие чего в качестве примера по способу изменения внутрибаллистических характеристик РПД можно представить иностранную ракету класса «воздух-воздух» средней дальности «Метеор» и отечественный зенитный ракетный комплекс «Куб» [2].
Ракета «Метеор» использует узел управления, изменяющий тягу двигателя в соответствие с текущими условиями полета. Управление расходом продуктов газогенерации первого контура осуществляется за счет использования принципа дросселирования двух сопловых отверстий ГГ, располагающихся вблизи от входа переходного канала соответствующего патрубка коробчатого ВЗУ. Применение данного способа обосновывается невозможностью заранее предсказать траекторию полета ЛА, в связи с чем возникает потребность подстраиваться под поведение цели. Можно выделить и ряд недостатков, заключающихся в снижении надежности ДУ связанные с использованием дополнительных узлов, таких как устройства дросселирования продуктов газогенерации первого контура, а так же в принципе выбора количества топлива, не рационально использующегося в случае отсутствия необходимости выполнять условия по максимальному времени работы. Для рассматриваемых классов, данный способ может быть использован, но заранее предсказанная траектория полета делает его не эффективным, так как сразу отпадает требование по наличию узла дросселирования.
1 - крышка входных отверстий ВЗУ; 2 - вход ВЗУ; 3 - переходный канал ВЗУ; 4 - газогенератор; 5 - маршевое топливо; 6 - секция управления; 7 - воспламенитель; 8 - заглушка выходного ВЗУ;
9 - камера сгорания; 10 - заряд твердого топлива стартовой ступени; 11 - маршевое сопло
Вторым вариантом является способ, применяемый в зенитном ракетном комплекс «Куб» использующий регулирование с жестко программируемым расходом топлива исходя из условий типовой траектории полета, которую разработчики считали наиболее вероятной, за счет заряда твердого топлива (ТТ) ГГ, имеющего регрессивную зависимость расхода от времен, достигавшуюся набором из 5 - 9 таблеток ТТ с различной скоростью горения. Данный вариант наиболее приближен к рассматриваемой идеи, но отказ от дальнейшего развития и переход на обычный РДТТ, показывает, что данный способ, не столь эффективен.
Рис. 2. РПД: а-с жестко программируемым расходом топлива; б - программируемый по времени расход топлива
Имеющиеся аргументы позволяют предположить, что для ракет класса «поверхность-поверхность» и артиллерийских систем с заранее предсказанной траекторией наиболее рациональным является регулирование расхода ГГ за счет программирования поверхности топливного элемента под текущие параметры полета ЛА, из соображений достижения максимальной дальности, позволяющее выполнять поставленные задачи, эффективно используя весь объем топлива, при этом избегая усложнения конструкции и увеличение массы.
Как уже было сказано работа первого контура напрямую зависит от условий полета, а, следовательно, и от работы ВЗУ, из этого можно сделать вывод, что поверхность горения топливного элемента будет являться функцией прихода воздуха через нерегулируемый ВЗУ
^ = /(Свв) (1)
Далее записываем уравнения для определения поверхности горения:
СВВ .
Г —Г _
"прихода ГГ "расхода ГГ ,
С ГГ = А
"расхода ГГ
V ■ ^
кр.ГГ'
V =
^ _ ^приход ГГ _
_ ^расхода ГГ _
СВВ
А-Б
кр.ГГ СВВ
Ьп-А-Р
кр.ГГ
_ -Fkp.it-
(2)
(3)
(4)
V , V-1
^о-р-вЛ-,
свв
-)г
р-Вт'С ВВ
У-1
(5)
Ьо'^'^кр.ГГ
■прихода ГГ - приход продуктов сгорания (ПС)от топлива; ^расхода ГГ
где £г
расход ПС из ГГ; £вв — приход воздуха через ВЗУ; Ь0 — стехеометриче-ские коэффициент топлива; гг — площадь критического сечения ГГ; А — расходный коэффициент.
У
5 =
а
_ г кр.ГГ
г ь-1 '
где а — коэффициент учитывающий параметры топлива:
а =
р-Вт
(6)
(?)
Учитывая факт, необходимости достижения потребой дальности ЛА имеющего баллистическую траекторию полета, возникает вопрос о выборе формы топливного элемента ГГ. Наиболее подходящей является шашка торцевого горения (рис. 4) поверхность которой спрофилирована согласно закону (1).
1 1 \
\ 1
\ \ А
\ \ \
V \ ч
ч ч N
ч ч ч
ч к ■ч.
_ л ----.
_ бав
. йгг
0,5
\j\psJZ
Рис. 3. График зависимости расхода ВЗУ и ГГ от времени работы
Рис. 4. Схема заряда торцевого горения с программируемой поверхностью
Рис. 5. Алгоритм проектирования РПД
50
Проектирования топливного элемента и ГГ в общем, является лишь одной задачей из многих, при создании данного вида двигателя, поэтому для понимания всего процесса на рис. 5 представлен общий алгоритм проектирования РПД.
Список литературы
1. Никитин В.А., Швыкин Ю.С., Юрманова Н.П. Термодинамические основы внутренней баллистики. Тула: Изд-во ТулГУ, 2003. 168 с.
2. Сорокин В. А., Яновский Л.С., Козлов В. А. Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах. М.: Физматлит, 2010. 320 с.
3. Ветров В.В., Гафуров Н.Ш., Морозов В.В., Шилин П.Д., Чулков Н.С. Проектирование газогенератора ракетно-прямоточного двигателя с заданной расходной характеристикой // Известия тульского государственного университета, 2017. Вып. 12. Ч. 2. С. 417 - 425.
Ветров Вячеслав Васильевич, д-р техн. наук, профессор, [email protected], Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Морозов Виктор Викторович, канд. техн. наук, доцент, holod-0@yandex. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Чулков Никита Сергеевич, аспирант, benzema1992@,mail. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет
JUSTFICA TION FOR THE USE OF ROCKET RAMJET ENGINE WITH PROGRAMMABLE FLOW FOR PRESCRIPTION OF THE FLIGHT PA TH
V.V. Vetrov, V.V. Morozov, N.S. Chulkov
The article discusses how to control the flow rate of a gas generator (GG) for a various classes of aircraft and provides a rationale for the use of a rocket ramjet engine in surface-to-surface missiles and artillery system with a programmable flow rate of the GG for prescription flight.
Key words: rocket ramjet engine, gas generator, flow characteristic, burning surface, range of flight.
Vetrov Vyacheslav Vasilyevich, doctor of technical sciences, professor, holod-Qayandex. ru, Russia, Tula, Tula State University,
Morozov Victor Victorovich, candidate of technical sciences, docent, holod-Qayandex. ru,Russia, Tula, Tula State University,
Chulkov Nikita Sergeyevich, postgraduate, benzema1992amail. ru, Russia, Tula, Tula State University
