Использование ракетно-прямоточного двигателя с носовым расположением на летательных аппаратах с доминирующим пассивным участком траектории

УДК 621.455

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ С НОСОВЫМ РАСПОЛОЖЕНИЕМ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ С ДОМИНИРУЮЩИМ ПАССИВНЫМ УЧАСТКОМ ТРАЕКТОРИИ

В.В. Ветров, Е.М. Костяной

Рассмотрена целесообразность использования ракетно-прямоточного двигателя (РПД) с носовым расположением на летательных аппаратах (ЛА) тактической зоны. Представлен инструментарий исследования, позволяющий анализировать траекторию полета с учетом особенностей функционирования РПД. Проведено сравнение варианта ЛА, оснащенного РПД, с вариантом ЛА, базирующимся на классических для рассматриваемого класса решениях

Ключевые слова: ракетно-прямоточный двигатель, летательный аппарат тактической зоны, носовое расположение

РПД представляет собой двухконтурную энергетическую установку, в 1-м контуре которой формируются газообразные продукты с недостатком окислителя, а во 2-м происходит их дожигание с использованием кислорода, содержащегося в атмосферном воздухе.

Для составления физической модели происходящих при функционировании РПД процессов рассмотрим общую схему, представленную на рисунке 1. Набегающий сверхзвуковой поток тормозится в системе скачков уплотнения и попадает в камеру дожигания с дозвуковой скоростью. 1 -й контур РПД представляет собой газогенераторное устройство, производящее газообразные продукты с недостатком окислителя. Часть запасенной в топливе энергии выделяется в газогенераторе в результате процесса автономного горения пиротехнического состава без участия набегающего потока. При этом образовавшиеся продукты сгорания могут продолжить тепловыделение в случае наличия окислителя. В камере дожигания происходит смешение газовых потоков из

воздухозаборного устройства (ВЗУ) и 1-го контура и в результате реакции горения выделяется дополнительное количество тепла. Сформировавшийся при этом в камере дожигания газовый поток истекает через сопло 2-го контура.

Рис. 1. Общая схема РПД

Ветров Вячеслав Васильевич - ТулГУ, д-р техн. наук, профессор, тел. (4872) 35-18-79, e-mail: vetrov@tsu.tula.ru Костяной Евгений Михайлович - ТулГУ, аспирант, тел. (4872) 35-18-79 , e-mail: jaykem@mail.ru

При моделировании РПД с учетом отмеченных выше особенностей принят ряд допущений:

- РПД работает только на сверхзвуковых скоростях полета.

- Процесс работы РПД рассматривается как квазистационарный.

- На входе во внутренний канал диффузора образуется прямой скачок уплотнения.

- Пренебрегаем тепловыми потерями по всему газодинамическому тракту.

- Показатель адиабаты и газовая постоянная для воздуха и газообразных продуктов, полученных в 1-м и 2-м контурах, равны.

- Степень дожигания произведенных в 1 -м контуре газообразных продуктов при их взаимодействии с кислородом воздуха и потери на трение в газодинамическом тракте 2-го контура учитываем коэффициентом полноты сгорания.

Внешнее сжатие набегающего потока моделируется на основе теории конических течений [1]. Запас устойчивости двигателя к изменению параметров набегающего потока и параметров в камере дожигания характеризуется коэффициентом

противопомпажного запаса:

К = -

О-Р

где

а

д. р.

д.р. шах

рабочий

коэффициент восстановления давления диффузора; сг х -

максимальное значение коэффициента восстановления давления диффузора.

Одному и тому же значению коэффициента противопомпажного запаса (1) может соответствовать два режима: беспомпажный и помпажный. Чтобы исключить второй вариант, необходимо ввести дополнительное условие вида:

г н т нішх 5

где сри - коэффициент расхода воздуха; <^ишах -

коэффициент расхода воздуха в случае, когда параметры в камере дожигания не оказывают влияние на структуру системы скачков уплотнения в области внешнего сжатия.

В нестационарных условиях полета коэффициент (1) и условие (2) могут работать только в случае наличия регулируемого элемента в РПД. В качестве такого элемента может выступать газогенератор с переменным расходом газа.

Для описания процесса дожигания газообразных продуктов во втором контуре используются соотношения, базирующиеся на уравнениях энергии и неразрывности [2]:

Гп„а£0 + Т0т

Т =-

* Ог

т = Тов^о

п ,

-у:

+ о£„)

1 + о£п

с(1 + о£0У

Ро

где Т0 - температура торможения газа во

втором контуре; Т( - температура торможения воздуха; а - коэффициент избытка воздуха; Л( - стехиометрический коэффициент топлива; (р - коэффициент полноты дожигания; -

количество тепла, выделяемого 1 кг продуктов сгорания топлива из 1-го контура при их дожигании с атмосферным кислородом во 2-м контуре; с - удельная теплоемкость при постоянном давлении; п - отношение расхода воздуха к расходу топлива; р0г - давление торможения во втором контуре; род -давление торможения на выходе из диффузора; ^ - площадь выходного сечения диффузора;

ЕДе - площадь поперечного сечения камеры дожигания.

Для определения п используется закон сохранения количества движения:

Л ч 1 \Тп ., ч п + \ г(Лд) + -1—-г(Лт) = -

п

5мЛ),

где

Т

г\.

температура торможения

газообразных продуктов из 1-го контура; А, -относительная скорость газа на выходе из сопла 1-го контура; г(А) - газодинамическая функция.

Вычисляя с помощью выражения (6) П, можем найти потребный расход газа из 1-го контура, при котором будет исключен помпаж двигателя. Результирующей характеристикой является тяга РПД, которая вычисляется по зависимости:

р = —ол

п

I 2 к и + 1

КГ„_ -ОУ +Р

к

1-*^-к +1 ’

где (гг: - расход воздуха; Яа - относительная скорость в выходном сечении сопла второго контура; Е - площадь выходного сечения

невозмущенного потока; р - статическое давление невозмущенного потока.

Для описания внешней баллистики использовалась классическая система уравнений движения [3]. В рамках численной реализации математической модели на каждом шаге по времени внешнебаллистического расчета проводилось вычисление

характеристик РПД в зависимости от внешних условий.

В ходе исследования в качестве прототипа выбран снаряд с комбинацией ракетный двигатель на твердом топливе (РДТТ) и донный газогенератор (ДГГ), которая, среди классических для рассматриваемого класса ЛА решений, является наиболее предпочтительной с точки зрения энергобаллистической эффективности. Масса топлива РПД (3,7 кг) бралась близкой к суммарной массе топлива РДТТ (3,2 кг) и пиротехнического состава ДГГ (0,8 кг). Масса целевого груза за счет изменения компоновки и ухудшения формы внешних обводов варианта с РПД оставалась неизменной (рис. 2).

РПП

Целевой груз

Целебой груз РЛТТ ПГГ

Рис. 2. Прототип и вариант ЛА с РПД

По итогам исследований выявлено, что наибольшее влияние на дальность полета оказывают площадь входного сечения ВЗУ и площадь критического сечения сопла 2-го контура (рис. 3). Для каждой конфигурации ВЗУ существует оптимальное с точки зрения дальности полета значение диаметра критического сечения сопла 2-го контура. При этом ограничением на минимальный диаметр критики сопла 2-го контура является условие беспомпажной работы.

сопла

2-го контура; V

скорость

0.056 0.060 0.064 0.068 0.072 0.076 0.080 0.084

От, м

Рис. 3. Зависимость дальности полета от диаметра критического сечения сопла 2-го контура для разных площадей входного сечения ВЗУ

п

0г

Наличие ВЗУ и камеры дожигания приводит к формированию дополнительного лобового сопротивления. Так, сопротивление носовой части из-за наличия РПД может увеличиваться более чем в 3 раза, что приводит к существенным дополнительным потерям энергии на продолжительном пассивном участке траектории. В связи с этим становится актуальным снижение лобового сопротивления за счет использования принципа полетной трансформации. Так, в частности, рационально перемещение центрального тела в осевом направлении и тем самым перекрытие входного отверстия ВЗУ после окончания работы РПД (рис. 4).

до трансформирования

после трансформирования

Рис. 4. Трансформация носовой части

На рис. 5 представлены траектории полета для прототипа и вариантов ЛА с РПД. Использование РПД позволяет повысить дальность полета на 30 % по сравнению с прототипом, а применение принципа полетной трансформации дает возможность довести это значение до 46 %.

Рис. 5. Траектории полета

Полученные результаты свидетельствуют о том, что РПД позволяет получить значения дальности полета, достичь которых за счет использования классических для

рассматриваемого класса ЛА решений, не представляется возможным.

Литература

1. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Ч. II. Методы

аэродинамического расчета.: Учебник для студентов

втузов. - 3-е изд., перераб. И доп. - М.: Высш. Школа, 1980. - 416 с. с ил.

2. Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю. и др. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. М.: Машиностроение, 1967.

3. Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика / А.А. Дмитриевский, Л.Н. Лысенко. - М.: Машиностроение, 2005. - 608 с

Тульский государственный университет

USE OF THE ROCKET-RAMJET PROPULSION WITH A NASAL ARRANGEMENT ON AIRCRAFT WITH DOMINATED PASSIVE PART OF TRAJECTORY

V.V. Vetrov, E.M. Kostyanoi

It considers expediency of use the rocket-ramjet propulsion with a nasal arrangement on tactical short range aircraft. The toolkit of research is presented. It allows to analyze a flight trajectory, considering the peculiarities of rocket-ramjet propulsion. It is compared the version of aircraft with rocket-ramjet propulsion and aircraft, based on classical solutions for this class

Key words: rocket-ramjet propulsion, tactical short range aircraft, nasal arrangement