Авиация Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Теория

22 января 2011


Оглавление:
1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
2. История
3. Сравнительное описание
4. Теория
5. Преимущества и недостатки ГПВРД

Любой гиперзвуковой ПВРД имеет инжекторы топлива, камеру сгорания, сопло и воздухозаборник, который сжимает приходящий поток воздуха. Иногда в двигатель также включают стабилизатор пламени, хотя температура торможения потока в области фокусирования волн плотности достаточно высока для самодостаточного горения. Другие двигатели используют пирофорные добавки, такие как силаны, с целью обхода проблем с устойчивостью сгорания. Часто используется изолятор между воздухозаборником и камерой сгорания для продления функционирования двигателя.

В случае ГПВРД кинетическая энергия воздуха, поступающего в двигатель, является большой по сравнению с выделяемой энергией при экзотермическом взаимодействии топлива и окислителя из воздуха. При скорости М=25 тепло, выделяемое при сгорании топлива, составляет около 10% от общей энтальпии потока. Вне зависимости от используемого топлива, кинетическая энергия воздуха и теоретическая полезная энергия тепла от сгорания будут равняться друг другу примерно при скорости М=8. Таким образом, конструкция ГПВРД преследует прежде всего цель уменьшения трения, а не увеличения тяги.

Высокая скорость делает сложным управление потоком внутри камеры сгорания. Так как приходящий воздушный поток является сверхзвуковым, нет обратного распространения процессов, происходящих в КС. Это не позволяет регулировать тягу изменением размера входа в сопло. Более того, весь проходящий со сверхзвуковой скоростью через камеру сгорания газ должен с минимальным трением смешаться с топливом и иметь достаточно времени для сгорания с целью последующего расширения в сопле и порождения тяги. Это накладывает сильные ограничения на давление и температуру потока и требует, чтобы впрыск и смешивание топлива были чрезвычайно эффективны. Рабочие значения давления лежат в диапазоне 20—200 КПa и при этом под давлением понимается:

где q — динамическое давление; ρ — плотность; v — скорость. Для того, чтобы поддерживать скорость сгорания постоянной, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это является проблематичным, так как системы управления воздушным потоком в таком двигателе невозможны, что означает ограничение высоты и скорости или соответствующего динамического давления, при которых конкретный ГПВРД предназначен функционировать. Таким образом, для соблюдения этого требования такой аппарат должен набирать высоту при наборе скорости. Оптимальная траектория набора высоты и спуска называется траекторией постоянного динамического давления. Считается, что аппараты с ГПВРД могут использоваться до высоты 75 км.

Порядок впрыска топлива также является потенциально сложной проблемой. Одна из возможных схем циркуляции топлива выглядит следующим образом: топливо сжимается до 100 атм турбонасосом, нагревается фюзеляжем, проходит через турбину и затем оставшаяся часть давления используется инжекторами для впрыска топлива со скоростью, большей скорости проходящего воздушного потока в основании камеры сгорания. Потоки топлива образуют сеткоподобную структуру в проходящем потоке воздуха. Высокая турбулентность из-за большей скорости топлива приводит к дальнейшему перемешиванию. При этом, чем сложнее молекулы топлива, например, как у керосина, тем длиннее должен быть ГПВРД для завершения сгорания.

Минимальное число Маха, при котором ГПВРД может работать, ограничено тем, что сжатый поток должен быть достаточно горячим для горения топлива и иметь давление, достаточно высокое для завершения реакции до того, как воздушная смесь покинет сопло. Для сохранения принадлежности двигателя к классу ГПВРД, сохранения его свойств и устойчивости работы, поток газа должен сохранять сверхзвуковую скорость на всех участках своего пути в двигателе. Степень сжатия напрямую связана со степенью торможения потока и определяет нижнюю границу использования. Если газ в двигателе затормаживается до скорости ниже М=1, то двигатель «глохнет», порождая ударные волны, при экспериментах хорошо заметные невооруженным глазом. Внезапное замедление потока воздуха в двигателе может привести к ускорению сгорания в КС, что способно вызвать разрушение ГПВРД. Кроме сжатия, на нижний предел скорости влияет также увеличение скорости звука в газе при росте температуры. На 2009 год считается, что нижний предел скорости использования «чистого» гиперзвукового ПВРД составляет М=6—8. Существуют проекты конструкций гибридных СПВРД/ГПВРД, которые предполагают трансформацию сверхзвукового двигателя в гиперзвуковой на скоростях М=3—6 и имеют более низкое значение предельной скорости, используя дозвуковое сгорание по типу СПВРД.

Высокая стоимость лётных испытаний и невозможность полноценных наземных сдерживает развитие гиперзвуковых самолётов. Наземные испытания в основном сосредоточены на частичном моделировании условий полёта и производились в криогенных установках, газодинамических установках на базе ракетных двигателей, ударных тоннелях и плазмогенераторах, но все они лишь приближённо моделируют реальный полёт. Только в последнее время в вычислительной гидрогазодинамике было накоплено достаточно экспериментальных данных для реалистичного компьютерного моделирования с целью решения проблем работы аппаратов с ГПВРД, а именно для моделирования приграничного слоя воздуха, смешивания топлива с потоком воздуха; двухфазного течения потока; отрыва потока; аэротермодинамики реального газа и тем не менее, эта область все ещё остаётся малоизученной областью ВГГ. Кроме этого, моделирование кинетически ограниченного сгорания с участием таких быстрореагирующих топлив, как водород, требует значительных вычислительных ресурсов. Как правило, используются ограниченные модели с поиском численных решений «жёстких систем» дифференциальных уравнений, для которых необходим малый шаг интегрирования и поэтому требуется много машинного времени.

Большинство экспериментов с гиперзвуковыми ПВРД остаются засекреченными. Несколько групп, включая ВМС США с двигателем «SCRAM» 1968-1974 гг, Боинг с аппаратом X-43 программа «Hyper-X» утверждают об успешном выполнении полетов с использованием ГПВРД.

Окончательный вариант дизайна гиперзвукого ПВРД скорее всего будет гибридным двигателем с расширенным диапазоном рабочих скоростей:

• двухрежимный СПВРД/ГПВРД, с возможностью дозвукового и сверхзвукового сгорания;
• ГПВРД, используемый в дополнение к ракетному двигателю с возможностью добавления в воздухосборник дополнительного окислителя.

ГРД должны иметь гораздо большие диапазоны допустимых динамического давления и скорости.

Просмотров: 7136

<<< Газотурбинный двигатель