Особенности ПВРД для сверхзвуковых полётов ЛА.

Принципиальная схема ПВРД, предназначенного для сверхзвуковых полётов ЛА, показана на рис. 6.5. Двигатель разделён характерными сечениями на зоны, в которых протекают основные процессы создания рабочих газов и их ускорения в виде реактивной струи. Зона 0-1 – воздухозаборное устройство с центральным телом, в котором формируется сверхзвуковой поток воздуха, поступающий из атмосферы в двигатель; зона 1-2 – диффузор, 2-3 – камера сгорания с форсунками подачи топлива, хранящегося на борту ЛА, 3-4 – сверхзвуковое сопло (сопло Лаваля).

Как и в предыдущем случае, воздухозаборник и диффузор обеспечивают понижение скорости потока воздуха, поступающего в двигатель, тем самым, преобразуя кинетическую энергию потока (его динамическое давление) в потенциальную энергию статического давления в камере сгорания (6.4). В результате торможения потока воздух поступает в камеру сгорания под значительным давлением и при относительно высокой температуре. В камере происходит смешение воздуха с парами топлива (обычно это углеводородное топливо – керосин или бензин), химическая реакция сгорания углеводородов инициируется электрической свечой зажигания и поддерживается самопроизвольно во всё время работы ВРД. Процесс горения не полностью изобарический, т.е. он не происходит при постоянном давлении, однако с достаточной достоверностью может быть описан как изобарно-изотермическая система [1]. Горячие газы из камеры сгорания поступают в сверхзвуковое сопло, где они ускоряются с максимальным преобразованием энергии теплосодержания в кинетическую энергию потока. Приращение скорости газов в двигателе вызывает приращение количества движения их массы (расход топлива, как правило, составляет сотые доли от общего расхода газов на выходе из сопла). Это, в свою очередь, вызывает появление реактивной силы тяги (6.2), действующей в направлении, обратном направлению скорости выбрасываемых газов. Сила тяги затрачивается на совершение механической работы по перемещению ЛА в пространстве.

На схеме стрелками показаны участки контура газодинамического тракта двигателя, на которых создаётся равнодействующая сила избыточного давления, направленная вдоль его оси. Отличительной особенностью является наличие участка сверхзвукового профиля сопла, увеличивающего силу тяги двигателя. Эта составляющая тяги проявляется за счёт дополнительного ускорения потока в сверхзвуковой части сопла по отношению к коническому соплу, способному ускорять поток газа только до звуковой скорости [1].

Диффузоры ПВРД. Диффузором называется входное устройство, которое обеспечивает торможение поступающего в двигатель потока воздуха с одновременным повышением давления и температуры. Идеальным был бы диффузор, в котором скоростной напор потока воздуха полностью преобразовался бы в статическое давление без потерь. Однако на практике при торможении потока газа, особенно сверхзвукового, неизбежны потери давления. В потоке за диффузором полное давление, т.е. сумма скоростного напора и статического давления всегда меньше полного давления перед входом в диффузор.

Качество диффузора оценивается величиной коэффициента восстановления sд как отношение полных давлений за диффузором р и перед ним роп:

 

sд = р/роп. (4.2)

 

Чем выше значение sд, тем меньше потери полного давления в данном диффузоре (4.2), тем выше его качество, тем совершеннее двигатель в целом.

Рассмотрим процессы, протекающие в диффузоре при торможении воздушного потока. Выше мы ознакомились с диффузором к дозвуковому ПВРД, выполненному в виде конуса, расширяющегося в направлении потока (обычно угол конусности принимают равным 10..150). Потери давления в таком диффузоре вызываются, в основном, трением потока о стенки, а также вихреобразованием на его входе. Эти потери обычно невелики, и коэффициент восстановления давления в хорошо спроектированном образце может достичь 0,85..0,95. Однако если ПВРД с таким диффузором поместить в сверхзвуковой поток, процесс торможения воздуха качественно изменится. Перед диффузором в набегающем потоке возникнет скачок уплотнения, который на оси симметрии имеет прямую форму. При этом все параметры набегающего потока будут изменяться внезапно – скачком. Скорость потока на скачке уплотнения резко уменьшится, одновременно также резко возрастут давление, плотность и температура воздуха.

Появление скачков уплотнения при сверхзвуковой скорости потока объясняется следующим явлением. При движении тела с дозвуковой скоростью волны уплотнения, вызванные столкновением тела с воздухом, распространяются во все стороны со скоростью звука. Эти волны являются “вестниками” движущегося тела, они задолго до приближения тела заставляют воздух “расступиться” перед ним, и слоя сжатия воздуха перед телом не образуется. При движении тела со сверхзвуковой скоростью “вестники” не могут распространяться вверх по потоку, т.е. впереди летящего тела, и тело сталкивается с покоящимся воздухом подобно удару о преграду. При этом на лобовой поверхности тела образуется слой сжатия, ограниченный поверхностью тела и скачком уплотнения.

В слое сжатия часть кинетической энергии потока переходит в теплосодержание воздуха, этот процесс сопровождается повышением температуры, плотности и статического давления, однако полное давление не восстанавливается, так как часть энергии потока затрачивается на работу проталкивания воздуха в слой сжатия.

Следует заметить, что чем больше скорость (число Маха) перед скачком, тем сильнее тормозится поток, тем ниже его скорость за скачком, тем больше потеря полного давления при его торможении. Особенно велики потери давления на прямом скачке, поверхность которого перпендикулярна направлению набегающего потока. Торможение потока на прямом скачке протекает настолько интенсивно, что скорость потока за прямым скачком при любой скорости перед ним становится дозвуковой. Взаимодействие потока с косым скачком уплотнения протекает менее интенсивно, и потери полного давления при этом снижаются.

Прямой скачок появляется перед входом в дозвуковой диффузор при использовании его на сверхзвуковой скорости. Применение дозвуковых диффузоров допустимо лишь на небольших сверхзвуковых скоростях, не превышающих Мп £ 1,5..2,0. При полёте ЛА с Мп = 2 потери полного давления на прямом скачке достигают 20%, а при Мп = 2,5 уже 50%! Потеря полного давления резко снижает степень повышения давления в диффузоре и термический КПД двигателя.

Для уменьшения потерь давления в диффузоре ПВРД целесообразно использовать устройства, позволяющие заменить торможение сверхзвукового потока воздуха на прямом скачке торможением на серии косых скачков уплотнения. Заменив интенсивный прямой скачок несколькими косыми скачками, следующими друг за другом, можно затормозить сверхзвуковой поток с меньшими потерями механической энергии, и получить в заторможенном потоке более высокое полное давление. Такая схема торможения (сжатия) воздуха, основанная на системе скачков, используется в сверхзвуковом диффузоре с центральным телом (рис. 6.6).

Для образования системы косых скачков на входе в диффузор помещают ступенчатое коническое тело 1. Кольцевой канал – вход в диффузор образован обечайкой 2. Косые скачки, возникающие при набегании на это тело сверхзвукового потока представляют собой конусные поверхности. Размеры конического тела подбираются таким образом, чтобы косые скачки пересекались на передней кромке входа в диффузор.

После первого косого скачка 3, образованного взаимодействием невозмущённого набегающего потока со скоростью wп с остриём конуса, поток воздуха отклоняется от первоначального направления и движется параллельно поверхности конуса с меньшей скоростью w1. При этом скорость остаётся сверхзвуковой, а давление, температура и плотность воздуха повышаются, число Маха потока за скачком снижается. Угол наклона скачка должен точно соответствовать положению передней кромки обечайки диффузора.

После второго косого скачка 4, образующегося при набегании потока на вторую ступень конуса, происходит дальнейшее снижение скорости и числа Маха потока, сопровождающееся повышением давления, температуры и плотности воздуха. Угол наклона и этого скачка должен быть таким, чтобы скачок замыкался на кромке обечайки диффузора.

Косые скачки 3 и 4 при взаимодействии с обечайкой образуют отражённый прямой скачок 5, перекрывающий вход в кольцевой канал диффузора, так что сверхзвуковое течение в серии косых скачков преобразуется на прямом скачке в дозвуковое течение. Так как число Маха на замыкающем прямом скачке будет существенно меньше числа Маха полёта ЛА Мп, потеря давления на нём будет существенно снижена. Дальнейший участок канала по существу представляет собой дозвуковой диффузор, который рассматривался выше.

На рис. 6.7 показана диаграмма зависимости коэффициента восстановления полного давления в диффузоре (6.13) от числа Маха полёта для различных схем скачков уплотнения на его входе. Здесь 1 – одиночный прямой скачок перед дозвуковым диффузором, 2 – система из одного косого и прямого скачков, 3 – два косых и один прямой скачок.

Видно, что начиная с Мп = 3 величина коэффициента восстановления давления sд для двухступенчатого конусного диффузора почти вдвое выше, чем одноступенчатого и почти в четыре раза для диффузора с прямым скачком уплотнения на входе. По мере повышения скорости полёта коэффициент восстановления давления существенно убывает, но преимущество диффузора с большим числом косых скачков сохраняется.

Так протекает работа диффузора на режиме, называемым расчётным по числу Маха полёта Мп. При этом все геометрические особенности диффузора, такие как углы конусности участков центрального тела, продольные размеры этих участков и положение обечайки диффузора должны строго соответствовать величине Мп. Если скорость полёта (или число Маха) будет меньше расчётной, то углы наклона скачков увеличатся, и конусные поверхности их фронтов уже не будут пересекаться на входной кромке обечайки диффузора. Это приводит к срыву режима работы диффузора и двигателя, так как в двигатель попадёт лишь часть воздуха, прошедшего через систему косых скачков, остальная часть пройдёт мимо входа в диффузор, расход воздуха в двигатель уменьшится, вызвав ухудшение всех характеристик двигателя.

Если скорость полёта ЛА будет выше расчётной, то углы наклона скачков уменьшатся, а их пересечение переместится с входной кромки в глубь диффузора. Положение замыкающего прямого скачка будет неопределённым, неустойчивым, что вызовёт пульсацию давления на входе в диффузор, срыв его режима по расходу воздуха и силе тяги.

Таким образом, при использовании многоскачкового диффузора на нерасчётном режиме полёта его эффективность и эффективность двигателя падает. При использовании ПВРД на режиме переменных скоростей полёта для поддержания его рабочих характеристик целесообразно использовать регулируемый многоскачковый диффузор, геометрия которого может изменяться непрерывно в соответствии с условиями полёта.

Сопло. Соплом реактивного двигателя является канал, служащий для ускорения потока рабочего газа. Чем больше скорость истечения газа из сопла wa, тем больше реактивная тяга двигателя (6.5). Сопло также должно соответствовать расчётному режиму истечения газа в окружающую среду.

Анализ закономерностей ускорения потока газа показывает [1, 2], что при дозвуковых скоростях (при М < 1) ускорение потока реализуется в сужающемся канале, т.е. в объёме сопла, имеющего коническую форму. При этом скорость потока достигает максимальной величины, равной скорости звука (т.е. Ма = 1) на срезе сопла. Дальнейшее ускорение потока газа коническое сопло обеспечить не может.

Для реализации сверхзвуковой скорости на срезе сопла необходимо использовать сопло Лаваля, имеющее дозвуковую часть в виде сужающегося конического канала, плавно переходящую в сверхзвуковую часть, выполненную в виде расширяющегося канала сложного профиля [2]. Сопло Лаваля работает следующим образом. В этом случае поток газа за счёт перепада давления ускоряется в сужающейся части сопла до звуковой скорости (в минимальном, критическом сечении сопла М* = 1). Далее, поток со скоростью, равной скорости звука поступает в расширяющуюся часть сопла, в которой ускоряется до сверхзвуковой скорости.

Давление ра в потоке газа на срезе сопла, влияющее на величину тяги двигателя (4.1), может быть как больше, так и меньше давления р¥ в окружающей атмосфере. Как уже говорилось [2], максимальная тяга двигателя будет соответствовать случаю ра = р¥, т.е. на расчётном режиме истечения газа в атмосферу. Для реализации максимальной тяги двигателя при полёте ЛА на различных высотах используется сопло с регулируемой степенью расширения, определяемой как отношение площади среза сопла к площади его критического (минимального) сечения Fa/F*, изменяя тем самым число Маха Ма и давление ра в зависимости от изменения давления в атмосфере р¥.

Камера сгорания. Камера сгорания ВРД служит для сжигания горючего, т.е. для преобразования его химической энергии в тепловую энергию (теплосодержание) рабочего газа, представляющего смесь воздуха с продуктами сгорания.

В настоящее время в качестве горючего для ВРД применяется в основном авиационное топливо (керосин) со сравнительно высокой теплотворной способностью, способное развивать достаточно высокую температуру в камере Т ³ 2.103 К.

Совершенство камеры сгорания оценивается в первую очередь коэффициентом полноты сгорания топлива jк, т.е. отношением теплоты, выделившейся в результате сгорания, к запасу химической энергии, которая в этом горючем содержится. Степень полноты сгорания зависит не только от качества подготовки горючей смеси, но и от длины камеры сгорания. С увеличением длины увеличивается время пребывания горючей смеси в камере [2], что способствует завершению идущих в ней процессов горения. Однако с удлинением камеры увеличивается и её боковая поверхность, а, следовательно, увеличиваются тепловые потери рабочего газа и потери на трение. При этом также возрастает вес конструкции двигателя. Следует иметь в виду, что начиная с некоторой длины дальнейшее удлинение камеры сгорания приводит к незначительному увеличению полноты сгорания топлива. Исходя из этого, длину камеры сгорания выбирают такой, чтобы, с одной стороны, получить приемлемую полноту сгорания, а с другой стороны, сделать конструкцию двигателя как можно более лёгкой и компактной.

Для обеспечения приемлемой полноты сгорания топлива в камере необходимо тщательно распылить его в потоке воздуха, и тем самым создать однородную горючую смесь. Смесеобразование включает в себя следующие процессы: подачу горючего в камеру сгорания, дробление струй горючего на мелкие капли, испарение капель в потоке воздуха и, наконец, перемешивание паров горючего с воздухом. Горючее подаётся в камеру сгорания насосом. Распыл жидкого горючего производится при помощи форсунок. Степень распыла зависит от физических свойств жидкости (вязкости, плотности, поверхностного натяжения и т.п.), а также от скорости движения струйки жидкости относительно потока воздуха и от конструкции форсунки. Наиболее эффективны центробежные форсунки, обеспечивающие тонкий распыл жидкости на капли размером в десятки микрон даже при небольших скоростях истечения жидкости (т.е. при малых перепадах давления, создаваемого топливным насосом). При истечении из такой форсунки жидкости придаётся интенсивное вращательное движение, и при выходе струи из форсунки центробежные силы растягивают её в тонкую коническую плёнку, которая распадается на мельчайшие капли.

Первоначальное воспламенение горючей смеси обеспечивается специальным запальным устройством, в дальнейшем горение в камере поддерживается за счёт передачи теплоты из зоны горения непрерывно поступающим порциям горючей смеси. Однако для обеспечения непрерывности и надёжности горения в объёме камеры необходимы специальные устройства – стабилизаторы пламени (аналогичные меры по организации горения топлива рассмотрены ранее в разделе камер сгорания газотурбинных установок, раздел 4.5).

Стабилизаторы пламени представляют собой плохо обтекаемые тела различной формы, установленные в начале камеры в виде плоских пластин, конусов, угольников и т.д. При обтекании стабилизатора потоком воздуха за ним образуется вихревой след с возвратным течением (рис. 4.25), в котором скорость потока по сравнению с соседними участками будет сильно замедлена. Здесь происходит наиболее интенсивное перемешивание горючей смеси, которая успевает полностью выгореть с выделением теплоты, достаточной для прогрева и воспламенения холодной смеси, обтекающей стабилизатор. Таким образом, за стабилизаторами возникают устойчивые зоны горения, обеспечивающие непрерывное воспламенение свежей смеси из подаваемых в камеру топлива и воздуха.

В зависимости от организации процесса горения камеры подразделяются на одноконтурные и двухконтурные. В одноконтурной камере горючее вводится сразу в весь воздушный поток, такие камеры используются на двигателях сравнительно малой тяги, т.е. с небольшим расходом воздуха. В двухконтурной камере поток воздуха, по аналогии с камерами ГТУ, делится на первичный, меньшего расхода, и вторичный. Горючее вводится в первичный поток, здесь образуется богатая смесь, для которой легко получить высокую полноту сгорания. Затем происходит смешение первичного потока продуктов сгорания с воздушным потоком из второго контура, в результате чего достигается более высокая температура газов или при заданной температуре экономия топлива.

Температура в камере сгорания Т зависит, прежде всего, от расхода и теплотворной способности горючего, и от коэффициента полноты сгорания. Анализ термохимии горения топлива в атмосфере воздуха выполнен в [1], там же приведены методики расчёта температуры Т в зависимости от соотношения массовых расходов топлива и воздуха, подаваемых в камеру сгорания двигателя.

Особенности пульсирующего ВРД. Впервые принцип ПуВРД предложил французский исследователь Караводен. Современная схема ПуВРД разработана и испытана немецким изобретателем Паулем Шмидтом в 1928 г. Двигатель использовался на немецком самолёте-снаряде V-1, использовавшемся для бомбардировки Лондона в 1944..1945 г. Причиной интереса к ПуВРД является возможность осуществить изохорное сгорание топлива, эффективность которого по достигаемой температуре продуктов сгорания выше, чем при его изобарном горении [1].

Схема пульсирующего ВРД (ПуВРД) представлена на рис. 6.9, где 1 – входной диффузор воздухозаборника; 2 – решётка с клапанами, пропускающими воздух только в направлении движения потока воздуха; 3 – камера сгорания с топливными форсунками и свечой зажигания; 4 – сопло, ускоряющее поток продуктов сгорания; 5 – выхлопная труба, через которую продукты сгорания выбрасываются в атмосферу.

В полёте ЛА со скоростью wп (при непрерывной подаче горючего) поток воздуха поступает в диффузор двигателя, в котором за счёт преобразования его динамического давления статическое давление воздуха повышается. При этом клапана в решётке открываются, и воздух поступает в камеру сгорания. Топливная смесь в камере первоначально воспламеняется искрой от электрической свечи зажигания, при работающем двигателе необходимость в системе зажигания отпадает. Повышение давления в камере в результате сгорания топливной смеси вызывает закрытие клапанов впускной решётки. В идеальном случае процесс горения должен быть изохорным, но из-за конечного времени сгорания топливной смеси его характер значительно отличается от процесса при постоянном объёме. При повышенном давлении и с относительно высокой температурой продукты сгорания выходят через сопло и выхлопную трубу со скоростью, значительно большей скорости входа воздуха в двигатель. В результате возникает сила тяги, направленная по движению ЛА.

Выход газов снижает давление в КС до величины, сравнимой с давлением потока воздуха перед блоком клапанов впускной решётки. При этом клапаны вновь самопроизвольно открываются и цикл возобновляется. Давление в камере меняется циклически, циклы повторяются с частотой, которая зависит от конструкции двигателя.

Подобно ПВРД, эффективность и тяга ПуВРД повышаются с увеличением скорости полёта ЛА [1,2]. Двигатель способен развивать тягу при нулевой скорости полёта, но при этом весьма неэффективен и расходует большое количество горючего. Применение системы клапанов для организации изохорного горения топлива показало их плохую работоспособность в условиях больших тепловых и импульсного воздействия силовых нагрузок.