|
ОЦЕНКА В ПЕРВОМ ПРИБЛИЖЕНИИ ПЕРСПЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КАМЕР ПОЛНОГО СМЕШЕНИЯ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Александр Григорьевич Прудников, начальник сектора ЦИАМ, д.т.н.
Артем Михайлович Подвальный, аспирант МГУПИ
В данной статье дается сравнение тягово-экономических характеристик идеальных ракетно-прямоточных двигателей (РПД) для двух камер дожигания: с полным смешением и без полного смешения. На частном примере при показано, что экономичность идеального РПД с камерой полного смешения может быть на ~ 30% выше.
This article compares the traction and economic characteristics of the ideal rocket-ramjet for the two afterburning chambers: with complete mixing and without complete mixing. There is an example when shows that the efficiency of the ideal rocket-ramjet and complete mixing chamber may be at about ~ 30% higher.
Ключевые слова: ракетно-прямоточный двигатель, камера полного смешения, удельный импульс, стехиометрическое дожигание.
Keywords: rocket-ramjet, complete mixing chamber, specific impulse, afterburning stoichiometric.
В работах [1, 2] уже рассказывалось об исследованиях в области процессов горения и неполного смешения в камерах дожигания (КД) ракетно-прямоточных двигателей (РПД) и о полученных результатах проведенных исследований.
Еще тогда начало формироваться представление об оптимальной КД. В данной работе такая КД получила четкий облик:
- это, прежде всего, КД наибольшего среднего давления (для наибольшего КПД теплогазоаэродинамического (ТГАД) цикла); по этому критерию вход в камеру должен быть под углом 90°, а сама камера должна быть изобарической (с давлением в факелах пламени, равным донному давлению камеры);
- смешение газогенераторных (ГГ) струй и его факела дожигания с аэродинамическими (АД) струями должно быть максимальным и заканчиваться на длине камеры одновременно с дожиганием (при отсутствии отсека полного смешения); отсутствие отсека полного смешения может быть только при наличии более короткого стартового заряда;
- проходные сечения камеры и воздухозаборника должны быть одинаковыми, без внезапных расширений, изломов и зон отрыва на стенках и за стабилизаторами факелов пламени; поскольку это требование противоречит первому требованию и две зоны отрыва все же существуют, их объемы необходимо использовать с пользой для процессов смешения, горения и расширения без существенного снижения давления, оставляя сами зоны при минимальной температуре воздушного потока;
- во все пристеночные пограничные слои (ППС) (не только зон отрыва, но и всех стенок КД) не должны попадать объемы горящих слоев ГГ-струй высокой температуры.
Реальная КД РПД по своим особенностям трехмерного разворота и двухмерного расширения после разворота и слоисто-одномерного разгона не может быть изобарической по определению. Условие изобаричности и следующие из него результаты аналитических решений параметрических уравнений движения следует поэтому рассматривать как решения первого (линейного) приближения, поясняющие физические особенности процессов смешения и дожигания при постоянных вдоль камеры значениях параметров спутности и перегрева.
Результаты изобарических решений, полученные в [1, 2], достаточно точны для малых углов входа и разворота воздушной струи в КД РПД на участке течения после второй зоны отрыва, когда возможность расширения воздушного потока компенсируется сжатием его расширяющимися продуктами дожигания газогенераторных (ГГ) струй. После участка выравнивания за зоной отрыва изобарические решения при постоянном значении параметров спутности дают завышенные значения среднего радиуса факелов пламени ГГ-струй, то есть должны определяться с учетом роста скоростей (и воздушного потока, и ГГ-струй) вдоль КД РПД.
Перечисленные выше требования по созданию оптимальной КД РПД, кроме требования отсутствия отсека полного смешения, на сегодняшний день выполнимы. Поэтому первоначально в первом приближении дано сравнение тягово-экономических характеристик (ТЭХ) КД РПД полного смешения (после стехиометрического полного дожигания) и неполного смешения на примере полученных разных идеальных удельных импульсов.
При оценке характеристик РПД с данными камерами были сделаны три следующих упрощающих допущения: пренебрегали потерями тепла и импульса в стенку и все характерные значения газодинамической функции принимали, как в идеальном двигателе, одинаковыми.
Для КД идеального РПД стехиометрического дожигания полного смешения формула для расчета удельного импульса бралась по известному классическому одномерному соотношению [3]:
I уд=А×(β×(Q*a)0,5-1) (1)
где A=(k-1)/gk×a*н×zн×α×L0; k - показатель адиабаты; a*н - критическая скорость набегающего воздушного потока; g - ускорение свободного падения; zн - газодинамическая функция от начальной приведенной скорости набегающего воздушного потока; α - коэффициент избытка воздуха; L0 - стехиометрический коэффициент; b - расходный комплекс; Q*a - отношение температур соответственно полного торможения продуктов сгорания на выходе к полному торможению набегающего воздушного потока на входе.
Для КД идеального РПД стехиометрического дожигания без полного смешения согласно механике взаимодействующих сред [4-8] было выведено следующее выражение удельного импульса:
I уд=А×((Q*2)0,5 /αL0 + (1-1/α) + L0/αL0 ×(Q*c) 0,5-1) (2)
где индексы 1, 2, с - индексы соответственно воздушного потока, генераторных струй и вихревого слоя продуктов дожигания.
После подстановки в формулы (1) и (2) экспериментальных значений при Mн = 3,15 были получены следующие данные: Iуд полного смешения равен 1170 с, а без полного смешения - 768 с. Эти данные показали, что идеальный удельный импульс КД неполного смешения на 34 % хуже, чем идеальный удельный импульс для КД полного смешения.
Выигрыш в реальном удельном импульсе при полном смешении будет, конечно, меньше из-за потерь тепла, трения и разных значений функций zн, z1, z2, zс, zа. В результате такой оценки ясна перспективность применения камер полного смешения РПД, так что в первом приближении делается вывод о необходимости продолжения исследований камер полного смешения, но с учетом вышеупомянутых потерь.
Литература
1. Прудников А.Г., Подвальный А.М. Вихревая механика взаимодействующих и перемежающихся сред в процессах смешения и горения в камерах дожигания ракетно-прямоточных двигателей на твердом топливе // "Двигатель", № 1, 2011. -c. 22-24.
2. Бондарюк М.М., Ильяшенко С.М. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. - М.: Гос. изд. оборон. пром., 1958. - 392 с.
3. Прудников А.Г. Механика взаимодействующих сред - физическая основа авиакосмических летательных аппаратов // В межвузовском сб. научных трудов. Информатика и технология. Материалы научно-технической конференции МГУПИ. Выпуск XVI. / Под ред. к.т.н., доц. Белова В.Г., к.т.н., доц. Пирумова А.Р. - М.: МГУПИ, 2010. - С. 21-32.
4. Прудников А.Г. К вопросу о вихревом горении // "Физика горения и взрыва", Т. 46, № 6, 2010. - С. 12-31.
5. Podvalny A.M., Prudnikov A.G., Severinova V.V. Algorithms and methods for determining the geometrical, thermogasaerodynamical and structural parameters chamber afterburning rocket-ramjet with solid fuel [Электронный ресурс] // В сб. Авиадвигатели XXI века. Сборник тезисов III Международной научно-технической конференции. - М.: ЦИАМ, 2010. - С. 1094-1096. - 1 электрон. опт. диск (CD-ROM).
Связь с автором:
tema_mix1987@mail.ru;
8-903-298-00-61