Термогазодинамический расчет высотно-cкоростных характеристик спврд в программе DVIGw Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

14. Wang, L. (2016). Research on Multiple-Objectives Stochastic Dominance for Multiple Attribute Decision Making. Proceedings of the 3d International Conference on Applied Social Science Research. doi:10.2991/icassr-15.2016.278

15. Weik, M., Computer Science and Communications Dictionary. Heidelberg: Springer, 2001.

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИИ РАСЧЕТ ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК СПВРД В ПРОГРАММЕ DVIGW Губайдуллина Р.Р.

Губайдуллина Римма Ринатовна - магистр, факультет авиационных двигателей, энергетики и транспорта, Уфимский государственный авиационный технический университет, г. Уфа

Аннотация: в статье выполнен термогазодинамический расчет высотно-скоростных характеристик СПВРД, приведены исходные данные и результаты расчета основных параметров СПВРД в системе DVIGw, выполнен анализ зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости и высоты полета. Ключевые слова: ПВРД, тяга, расход топлива, высота и скорость полета.

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 [1].

Одной из таких программ является система моделирования БУЮм/, разработанная в УГАТУ, которая позволяет провести термогазодинамические расчеты основных параметров двигателя.

Для моделирования ПВРД была сформирована расчетная модель, изображенная на рисунке 1 [2].

Рис. 1. Модель СПВРД в системе БУЮм/

Ниже приведены исходные данные и результаты расчета основных параметров СПВРД в системе DVIGw.

Высота полета, [м] 35000

Коэффициент избытка воздуха, [-] 1000000

Температура топлива (20 - для норм. усл.), [0С] 20

Тип применяемого топлива (0-произв.,1-норм.,2-водород) 1

Число М полета, [-] 5

Таблица 2. Исходные данные элемента модели "Входноеустройство"

Заданное значение коэффициента полного давления ВУ, [-] 0,9

Приведенная скорость на выходе ВУ, [-] 0,6

Приведенный расход воздуха на входе ВУ, [кг/с] 16,75

Таблица 3. Исходные данные элемента модели "Форсажная камера"

Коэффициент полного давления "холодный", 0,98

Коэффициент полноты сгорания топлива, [-] 0,93

Приведенная скорость в холодном сечении ФК, [-] 0,2

Приведенная скорость на входе в форсажную камеру, [-] 0,3

Температура газа на выходе из форсажной камеры, [К] 2000

Таблица 4. Исходные данные элемента модели "Выходное устройство"

Заданное значение коэффициента скорости, [-] 0,99

Приведенная скорость в критическом сечении сопла, [-] 0,1

Приведенная скорость на входе в сопло, [-] 0,5

Тип реактивного сопла (1, 2, 3, 4) 1

Таблица 5. Результаты расчёта элемента модели "Начальныеусловия"

Влагосодержание воздуха [кг воды/кг вл.воздуха] 0

Давление воздуха, [кПа] 340,538

Коэффициент избытка воздуха, [-] 1000000

Скорость звука, [м/с] 308,474

Скорость полета, [м/с] 1542,372

Стехиометрическое отношение, [кг воздуха/кг топлива] 14,929

Температура воздуха, [К] 1325,037

Теплотворная способность топлива, [кДж/кг] 42914,7

Энтальпия топлива, [кДж/кг] 2,32Е-15

Таблица 6. Результаты расчёта элемента модели "Входное устройство"

Давление воздуха на выходе из ВУ, [кПа] 306,484

Коэффициент избытка воздуха на выходе из ВУ, [-] 1000000

Коэффициент полного давления ВУ, [-] 0,9

Площадь на выходе из ВУ, [мЛ2] 0,096

Приведенная скорость на выходе из ВУ, [-] 0,6

Приведенный расход воздуха на входе во ВУ, [кг/с] 16,75

Приведенный расход воздуха на выходе из ВУ, [кг/с] 18,611

Расход воздуха на входе во ВУ, [кг/с] 26,248

Температура воздуха на выходе из ВУ, [К] 1325,037

Давление газа на выходе из форсажной камеры, [кПа] 297,265

Коэффициент избытка воздуха на выходе из ФК, [-] 2,965

Коэффициент полного давления "тепловой", [-] 0,989

Коэффициент полного давления 'холодный' в ФК, [-] 0,98

Коэффициент полноты сгорания топлива в ФК, [-] 0,93

Относительный расход топлива на выходе из ФК камеры, [-] 0,022

Площадь 'холодного' сечения форсажной камеры, [мЛ2] 0,257

Площадь на входе в форсажную камеру, [мЛ2] 0,171

Площадь на выходе из форсажной камеры, [мЛ2] 0,257

Приведенная скорость в 'холодном' сечении ФК, [-] 0,2

Приведенная скорость на входе в форсажную камеру, [-] 0,3

Приведенная скорость на выходе из форсажной камеры, [-] 0,257

Расход газа на выходе из форсажной камеры, [кг/с] 26,841

Расход топлива в форсажной камере сгорания, [кг/с] 0,592

Суммарный коэффициент полного давления в ФК камере, [-] 0,969

Температура газа на выходе из форсажной камеры, [К] 2000

Таблица 8. Результаты расчёта элемента модели "Выходное устройство"

Коэффициент избытка воздуха на выходе из сопла, [-] 2,965

Коэффициент расхода сопла, [-] 0,99

Коэффициент скорости сопла, [-] 0,97

Площадь критического сечения сопла, [мЛ2] 0,105

Площадь на входе в сопло, [мЛ2] 0,144

Площадь среза сопла, [мЛ2] 3,039

Приведенная скорость в критическом сечении сопла, [-] 0,97

Приведенная скорость газа на входе в сопло, [-] 0,5

Приведенная скорость газа на выходе из сопла, [-] 2,359

Расход газа на выходе из сопла, [кг/с] 26,841

Скорость газа в критическом сечении сопла, [м/с] 796,823

Скорость газа на выходе из сопла, [м/с] 1926,556

Статическая температура газа на выходе из сопла, [К] 431,622

Статическое давление в критическом сечении сопла, [кПа] 162,917

Статическое давление на срезе сопла, [кПа] 0,574

Степень понижения давления газа в сопле, [-] 517,353

Тяга сопла, [кН] 51,709

Таблица 9. Результаты расчёта элемента модели "Общие результаты"

Суммарная степень повышения давления, [-] 1

Суммарный расход воздуха, [кг/сек] 26,248

Суммарный расход топлива, [кг/сек] 0,592

Тяга двигателя, [кН] 11,765

Удельная тяга, [кН*с/кг] 0,427

Удельный расход топлива, [кг/(Н*ч)]; [кг/(кВт*ч)]. 0,191

Р, кН 600

500

400

300

200

100

0

О 10000 20000 30000 40000 Н>м

-*-М=1,5 -*-М=2,5 -*-М 3,5 -*-М 5

Рис. 2. График изменения тяги

Суд, кг/(Н-ч) 0,65

0,55

0,45

0,25 1 1 -т

0,15 --

О 10000 20000 30000 40000 Н, м

-•—М=1,5 -»-М=2,5 -•—М=3,5 -*-М=5

Рис. 3. График изменения удельного расхода топлива

Тяга двигателя возрастает с увеличением скорости полета, но падает с увеличением высоты. Удельный расход топлива при увеличении скорости и высоты полета снижается, а суммарный расход растет при увеличении скорости полета и падает при увеличении высоты.

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.

Список литературы

1. Бондарюк М.М., Ильяшенко С.М. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1958. 392 с.

2. Зуев Ю.В., Лепешинский И.А. Приближенный газодинамический расчет сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя: Учебное пособие. М.: Изд-во МАИ, 2009. с.: ил.