Проектирование газогенератора ракетно-прямоточного двигателя с заданной расходной характеристикой

УДК 623.52

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ГАЗОГЕНЕРАТОРА РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ЗАДАННОЙ РАСХОДНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКОЙ

В.В. Ветров, Н.Ш. Гафуров, В.В. Морозов, П. Д. Шилин,

Н.С. Чулков

В статье рассмотрен один из способов повышения дальности летательных аппаратов за счет применения ракетно-прямоточных двигателей (РПД). Рассмотрены достоинства и недостатки данного вида двигателя, а также сформулированы требования к топливу. Приведена методика проектирования заряда газогенератора РПД под потребную расходную характеристику. Представлена математическая модель, позволяющая моделировать процесс работы газогенератора, для получения заданной расходной характеристики.

Ключевые слова: ракетно-прямоточный двигатель, газогенератор, расходная характеристика; методика; математическая модель.

В настоящее время среди ракетных двигателей (РД) наибольшую популярность имеют двигатели твердого топлива. Это связано с простотой эксплуатации и автономностью работы, однако отсутствие дальнейшей возможности совершенствования ракетного вооружения за счет модернизации РДТТ, которые практически достигли предела своего совершенства, привлекает особое внимание к двигательным установкам, энергетические возможности которых могут быть улучшены за счет использования атмосферного воздуха. Одним из таких двигателей является ракетно-прямоточный (РПД), сочетающий принцип работы ракетного и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. РПД имеет следующий принцип работы: в газогенераторе при высоком давлении сжигается топливо с недостатком окислителя, и продукты неполного сгорания подаются через сопла в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где догорают в потоке воздуха, одновременно производя его эжекционное сжатие.

Эффект эжекции и использование топлив с высокой теплотой сгорания позволяют увеличить тягу. Дожигание топлива в прямоточном тракте повышает экономичность (удельный импульс) РПД в несколько раз по сравнению с ракетными двигателями на твердом топливе. Однако по этому показателю РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю.

В приведённой диаграмме на рис. 1 в графической форме представлены верхние значения удельного импульса для разных типов воздушно-реактивных двигателей (ВРД), в зависимости от скорости полёта.

417

О

60 50 40

30 20 10

О

/

<

2* V

\

к 7

/

12 3 4 М

5

7 в

Рис. 1. Значения удельных импульсов двигательных установок: 1 - турбореактивный двухконтурный двигатель; 2 - турбореактивный двигатель; 3 - прямоточный воздушно-реактивный двигатель; 4 -ракетно-турбинный двигатель с охлаждением воздуха; 5 - РПД без охлаждения воздуха; 6 - гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель; 7 - ракетный двигатель

Из диаграммы следует, что по удельному импульсу РД значительно уступают ВРД всех типов. Это объясняется тем, что в расход топлива у РД включается и окислитель, который ВРД забирает из атмосферы.

Недостатками РПД является зависимость от внешних атмосферных параметров, что создает трудности в обеспечении стабильной работы летательного аппарата в целом. На рис. 2 представлены области применения различных типов двигателей.

РПД может быть использован на ракетах при полёте в плотных слоях атмосферы Они нашли применение в ракетных двигателях на твердом топливе (РДТТ), входящих в интегральную компоновку «малообъёмных» ракет. Поскольку на таких летательных аппаратах используются нерегулируемые воздухозаборные устройства (ВЗУ), то приход вещества, через заданную площадь поперечного сечения ВЗУ за единицу времени, определяется выражением:

dmв dV 0 Ш

тв =~Г = Р-^Т = Р-5 ^ = 5 'и,

dt dt dt

где р- плотность воздуха; ^ _ объем воздуха, который поступает в ВЗУ;

dt

5 - площадь сечения входа; и - скорость полета; I - длина тракта ВЗУ

Для эффективного протекания реакции продуктов разложения топ-лив, используемых в газогенераторе, которые имеют заведомо отрицательный кислородный баланс, в камере смешения РПД, необходимо обеспе-

чить стехиометрический коэффициент Ь0 (по воздуху), то есть расход воздуха через камеру смешения РПД должен в Ь0 раз превышать приход газа из газогенератора.

т в = Ь о •т т

где тт - секундно-массовый приход продуктов сгорания топлива из газогенератора.

Л

у { Г1. ВРД

/ / п I р \ ВРД пд х I-

/ТРД шЦ \ 2

0 2 4 6 8 М

Рис.2. Области применения РПД: 1 - предел по ограничению подъемной силы; 2 - предел по значениям аэродинамического нагрева и прочностным характеристикам

Как правило РПД используется при полете на большие дальности. Однако при этом необходимо достаточно большое время работы газогенератора (ГГ) и соответствующий массовый приход воздуха через сечение ВЗУ. Траектория полета ЛА при этом будет иметь вид баллистической кривой. При этом будет происходить изменение атмосферных параметров, а также и самой скорости летательного аппарата. В связи с этим встает задача проектирования топливного элемента газогенератора под заданную расходную характеристику, полученную в результате внешнебаллистиче-ского расчета. Общий вид типичной потребной расходной характеристики представлен на рис. 3.

В качестве ограничений при выборе схемы заряда и его проектировании выступают массовые и габаритные характеристики, условия функционирования РПД в составе ЛА, в частности, действующие продольные и центробежные перегрузки при старте, температурный диапазон эксплуатации ЛА, максимально допустимое давление, а также экономические требования.

Работа газогенератора по физической природе совпадает с работой ракетного двигателя твёрдого топлива, и требования, предъявляемые к то-пливам РПД, в значительной степени совпадают с требованиями, предъявляемыми к топливам РДТТ.

1,с

Рис. 3. Потребная расходная характеристика

Одним из таких требований для топлив, используемых в газогенераторе, является минимизация содержания металлических добавок в рецептуре, так как из-за наличия вращения ЛА возможно осаждение частиц металла, содержащихся в продуктах сгорания, в существенных количествах на стенках сопла, из-за чего может произойти перекрытие («забитие») критического сечения расходных отверстий.

Среди общих требований следует выделить такие, как обеспечение высоких значений единичного импульса топлива гТ, который применительно к газогенератору, работающему в составе РПД, называется автономным и зависит только от энергетических характеристик топлива, и плотности Гт, слабая зависимость скорости горения топлива от давления в камере сгорания и начальной температуры топлива.

Зависимость скорости горения от давления и начальной температуры является существенным недостатком твёрдых ракетных топлив, ограничивающих применение их в составе РПД. Рост скорости горения при увеличении начальной температуры приводит к существенному повышению давления в камере сгорания, а рост давления в свою очередь приводит к повышению скорости горения, что стимулирует дальнейшее повышение давления. Указанная зависимость создают трудности обеспечения стабильности расхода газа из газогенератора в соответствии с требованиями оптимального баллистического решения. Поэтому в ГГ РПД должны использоваться топлива с показателем степени V в степенном законе горения приближающемся к нулю, что практически означает независимость скорости горения от давления.

Слабую зависимость скорости горения от начальной температуры обеспечивают топлива, имеющие высокое значение термохимической константы Б.

Плотность топлива определяет размеры и относительную массу конструкции ГГ. С уменьшением плотности растёт масса первого контура, то есть ухудшаются массовые характеристики, а также растут размеры РПД, а следовательно, и ЛА.

При выборе топлива РПД, что особенно важно для РПД, устанавливаемых на малогабаритных ЛА, необходимо стремиться к тому, чтобы продукты сгорания обладали достаточной реакционной способностью при взаимодействии с атмосферным кислородом, то есть, чтобы дожигание их обеспечивалось с достаточной полнотой в относительно короткой камере и при сравнительно низком давлении. Последнее требование особенно важно при полёте в верхних слоях атмосферы.

Поскольку габариты камеры сгорания РПД ограничены прежде всего в радиальном направлении, а в предположении, что заряд будет торцового горения, ограничена и поверхность горения, то для обеспечения требуемого прихода в камеру продуктов сгорания топливо должно иметь высокую скорость горения в приемлемом диапазоне уровня давления в ней.

Как отмечалось ранее, работа газогенератора совпадает с работой РД, поэтому возможно применение законов и уравнений термодинамической модели расчета внутрикамерных процессов в камересгорания.

В соответствии с уравнениями термодинамики тела переменной массы для газа, находящегося в камере газогенератора, и энергетической схемой представленной на рис. 4 в любой период процесса можно записать:

dU „ dZв „ dZт „ р dQ

-= 51—в + 52—--53—- ——;

dt dt dt dt dt

dm

dt

= 5^ + 52^т -5з<^;

р = (к -1)и; Ж

т = (к-1) и

т Я'

dZв

где —в - секундный приход энергии с газом, образующимся от сгорания

dt

dZ т

воспламенительнго состава; —т - то же от сгорания основного состава;

dt

dZ р

—- - секундный расход энергии с газом, истекающим из камеры; dt

dQ

—- секундная отдача теплоты от газа стенкам камеры и основному заря-с1г

ду (до воспламенения последнего); Gв - секундный массовый приход газа от сгорания воспламенительного состава; Gт - секундный массовый при-

ход газа от сгорания основного заряда; - секундный массовый расход

газа из камеры; Ж - свободный объем камеры; к, Я - отношение теплоем-костей, газовая постоянная; 5Ь 52,83 - логические множители.

Рис. 4. К построению уравнения энергобаланса в камере сгорания

Решение системы в соответствии с алгоритмом представленном на рис. 5 осуществлено в среде программирования Borland C++Builder с применением численного метода Эйлера и представляет собой пользовательский интерфейс, который включает в себя два блока.

Первый блок - блок исходных данных, предназначенный для ввода характеристик камеры, топливного элемента, воспламенительного состава, а также начальных параметров атмосферы.

Второй блок представлен в виде различных графиков, характеризующих рабочий процесс в камере газогенератора: параметры состояния (давление, температуру, расход) во времени.

Расходная характеристика имеет дигрессивный характер, такой же характер должна иметь и расходная характеристика топлива, а следовательно и поверхность горения. Это возможно реализовать за счет двух зарядов твердого топлива (рис. 6), размещенных в камере сгорания газогенератора:

- головного, представляющего из себя кольцевую шашку, горящую по торцу, обращённому к переднему днищу, заключённую в прочный стальной стакан, имеющий центральный канал для прохода газов, образующихся при горении заряда по торцу;

- хвостового, представляющего заряд торцового горения, вложенный в часть камеру ГГ, входящей в камеру смешения РПД, и обращённый горящим торцем к передней части, к расходным отверстиям.

В результате итерационного подбора формы заряда, начальной поверхности горения и площади критического сечения, для обеспечения требуемого расхода была принята окончательная форма заряда, обеспечивающая вид расходной характеристики представленной на рис. 7, которая достаточно точно повторяет вид заданной кривой и имеет приемлемое время работы газогенератора.

( Л'онгч ^

Рис. 5. Алгоритм расчета

Рис. 6. Схема зарядов ТТ в камере газогенератора

423

О

Рис. 7. Расходная характеристика

Предложенный подход к проектированию заряда твердого топлива для газогенератора с заданной расходной характеристикой позволяет существенным образом сократить время на выбор основных геометрических размеров шашек ТТ и оценивать на этапе предэскизного проектирования основные термодинамические параметры в камере сгорания первого контура РПД.

Список литературы

1. Никитин В.А., Швыкин Ю.С., Юрманова Н.П. Термодинамические основы внутренней баллистики. Тула: Изд-во ТулГУ, 2003. 168 с.

2. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах (Основы теории и расчета) / В.Н. Александров, В.М. Быцкевич, В.К. Верхоломов и др. М.: ИКЦ «Академкнига», 2006. 343 с.

Ветров Вячеслав Васильевич, д-р техн. наук, проф., проф., holod-Oayandex.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,

Гафуров Наиль Шайхрамович, канд. техн. наук, доц., gafurovnsamail.ru , Россия, Челябинск, Южно-Уральский государственный университет,

Морозов Виктор Викторович, канд. техн. наук, доц., holod-Oayandex.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,

Шилин Павел Дмитриевич, студент, pvlshilinagmail.com, Россия, Тула, Тульский государственный университет,

Чулков Никита Сергеевич, инженер, holod-Oayandex.ru, Россия, Тула, АО «Конструкторское бюро приборостроения им. академика А. Г. Шипунова»

424

действительный расход

•Требуемое значение

t,c

DESIGNING A RAPID GAS-GENERATOR FOR A SPECIFIED CONSUMABLES

CHARACTERISTIC

V.V. Vetrov, N.S. Gafurov, V.V. Morozov, P.D. Shilin, N.S. Chulkov

In article one of methods of increase in range of aircraft due to use of the rocket straight-flow engines is considered. The technique of design of a charge of a gas generator of RSFE is given. Merits and demerits of this type of the engine are considered and also requirements to fuel are formulated. The mathematical model allowing to model process of work of a gasgenerator for obtaining the set account characteristic is presented.

Key words: rocket-direct-flow motor, gas generator, flow characteristic; methodology; mathematical model.

Vetrov Vyacheslav Vasilevich, doctor of technical sciences. professor, holod-0@yandex.ru, Russia, Tula, Tula State University,

Gafurov Nail Shayramovich, candidate of technical sciences, docent, gafu-rovns@mail.ru, Russia, Chelyabinsk, South Ural State University,

Morozov Viktor Viktorovich, candidate of technical sciences, docent, holod-0@yandex.ru, Russia, Tula, Tula State University,

Shilin Pavel Dmitrievich, student, pvlshilin@,gmail. com, Russia, Tula, Tula State University,

Chulkov Nikita Sergeevich, engineer, holod-0@yandex. ru, Russia, Tula, JSC "KBP named after Academician A. Shipunov"