CC BY
113
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2014. Технические науки
Для увеличения расхода теплоносителя через гидравлический контур СТР запускается в работу резервный ЭНА.
Рис. 2. Схема изменения положения рабочей точки гидравлической характеристики циркуляционного тракта СТР при двухпоточном режиме работы гидроблока
Под действием напора теплоносителя, поступающего из полости резервного ЭНА, тарель отходит от левого крайнего положения и занимает в коллекторе среднее положение (показано пунктиром поз. 8), обеспечивая поступление теплоносителя в контур системы одновременно от двух работающих ЭНА. Таким образом, реализуется схема двухпоточной подачи теплоносителя
в гидравлический тракт системы терморегулирования. При неизменности номинального гидравлического сопротивления тракта Нном такая схема работы увеличивает расход теплоносителя Q примерно в 2 раза, от значения Q1 до значения Q2 = 2Q1, см. рис. 2. Реализация рассмотренной схемы функционирования гидроблока СТР в нештатной ситуации возможна при выполнении нескольких условий. В частности, сохранения приемлемой антикавитационной устойчивости работы гидроблока при увеличении объёмного расхода теплоносителя до значении Q2 и отсутствия режима автоколебаний тарели клапана из-за пульсаций статического давления в потоке.
Библиографические ссылки
1. URL: http://www.spaceflight101.com/space-station-encounters-thermal-control-system-failure.html (дата обращения: 10.03.2014).
2. URL: http://www.vesti.ru/doc.html?id=345670&m=2.3 (дата обращения: 10.03.2014)
3. Вейнберг Д. М., Верещагин В. П., Мирошник О. М. и др. Уникальные электромеханические бортовые системы орбитальной космической станции «Мир». М. : Наука, 2001. 55 с.
© Баршаев А. В., 2014
УДК 621.45.02
М. В. Белобровина Научный руководитель - Н. С. Сенюшкин Уфимский государственный авиационный технический университет, Уфа
РАСЧЕТ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ПВРД
Рассмотрен термогазодинамический расчет ПВРД в ручную по известной методике и с помощью специальной программы для ПЭВМ. Проведено сравнение результатов о обоснована разница.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель -реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Однако, рабочий процесс, протекающий в нем не менее сложен, чем в ГТД, что обусловлено процессами сжатия, расширения, деформации потока, испарения, смешения и горения топлива.
ПВРД предназначены для полётов в диапазоне 1 < М < 5. Верхний предел скоростей, до которых могут применяться ПВРД, определяется температурой газов перед истечением. Торможение сверхзвукового газового потока во входном устройстве происходит всегда разрывно (скачкообразно) - с образованием ударной волны (скачок уплотнения). Чем интенсивнее скачок уплотнения, т. е. чем больше изменение скорости потока на его фронте, - тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %. Геометрия сверхзвуковых ВРД определяется расчетной скоростью полета и назначением двигателя [1].
В основу выполненного ручного термогазодинамического расчета ПВРД в данной работе положена методика [2], разработанная коллективом авторов под
руководством С. И. Барановского. Она позволяет на начальном этапе проектирования провести расчет основных параметров двигателя, его характеристик и определить форму проточной части двигателя.
Для численного моделирования и анализа работы ПВРД в системе летательного аппарата необходимы быстродействующие программы расчета тягово-экономических характеристик, 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 была сформирована расчетная модель (см. рисунок).
Расчет проводился при следующих заданных параметрах:
скорость полета 3 Маха, высота полета 11 км, потребная тяга 122800 Н, коэффициент избытка воздуха
Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»
в камере сгорания 1,4, полнота сгорания 0,93, теплотворная способность горючего 43,3-106 Дж/кг, заданная площадь на срезе сопла 0,8 м2.
Результаты расчетов основных параметров ПВРД по методике Барановского и с помощью системы моделирования DVIGw представлены в таблице.
Расхождение полученных результатов расчета ПВРД на срезе сопла на расчетном режиме работы объясняется тем, что по методике, предложенной С. И. Барановским, расчет параметров двигателя про-
изводится с заданной площадью сопла на срезе Рс, обусловленной конструктивной компоновкой летательного аппарата, т. е. при условии, что давление на срезе сопла не равно давлению невозмущенного набегающего потока на высоте: рс не равно рн, а в системе моделирования DVIGw расчет производится на режиме полного расширения, т. е. когда рс равно рн, что ведет к увеличению расчетной площади выходного сечения.
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
Сечение Параметры По методике DVIGw
1 Давление воздуха , Па 837 905,1 839 181,7
Атмосферное давление воздуха , Па 22 699 22 699,9
Температура воздуха, К 601,1 601,8
Скорость полета, м/с 884 886
2 Давление воздуха на выходе из ВУ , Па 561 396,4 562 251,76
Статическое давление на выходе из ВУ, Па 545 818,1 546 232,43
Температура воздуха на выходе из ВУ, К 601,1 601,8
Площадь на выходе из ВУ, м2 0,523 5 0,513 7
3 Давление воздуха на выходе из КС, Па 490 364,5 488 374,24
Статическое давление на выходе из КС, Па 473 851,1 442 726,7
Температура воздуха на выходе из КС, К 1 928 1 928
Площадь на выходе из КС, м2 0,56 0,657 6 (вход 0,52)
4 Давление в критическом сечении сопла, Па 480 557,2 465 881,1
Статическое давление в критическом сечении сопла, Па 268 124,5 266 118,5
Скорость газа в критическом сечении сопла, м/с 783,622 765,54
Площадь критического сечения, м2 0,416 5 0,41
5 Давление на срезе сопла, Па 466 140,5 413 563,23
Статическое давление на срезе сопла, Па 187 128,3 22 699
Статическая температура газа на выходе из сопла, К 1 602 977
Скорость газа на выходе из сопла, м/с 962,5 1 527,73
Площадь среза сопла, м2 0,8 1,385
Тяга сопла, Н 149 597,3 260 673,87
Работа выполнена при поддержке гранта МК 4746.2014.8.
Библиографические ссылки 1. Бондарюк М. М., Ильяшенко С. М. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. М. : Гос. изд-во оборонной промышленности, 1958. 392 с.
2. Газодинамический расчет прямоточных ВРД и их характеристик : учеб. пособие / С. И. Барановский, Ю. В. Зикеева, В. В. Козляков, А. А. Степчков, А. Г. Тихонов. М. : Изд-во МАИ, 1988. 55 с.
© Белобровина М. В., 2014
