CC BY
202
УДК 629.7. 036.22
МОДЕЛЬ КОМБИНИРОВАННОГО ВОЗДУШНО-РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ПУЛЬСИРУЮЩЕЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ
Е.Н. Вышегородцев, В.В. Голубятник, А.В. Солодовников, Д.В. Сопин
В статье показана необходимость создания комбинированного воздушно - ракетного двигателя для перспективных летательных аппаратов и обосновано применение в нем пульсирующей камеры сгорания. Разработана схема комбинированного двигателя с прямоточной камерой пульсирующего горения и получены основные ее технические характеристики
Ключевые слова: комбинированные двигатели, пульсирующие камеры сгорания, технические характеристики
Решение современных задач по освоению околоземного пространства специалисты аэрокосмической отрасли видят в реализации концепции воздушно - космического самолёта (ВКС), ориентированного на многоразовый взлет и посадку авиационным способом в различных точках земного шара. При выполнении исследований в данной области возникла необходимость решения научно - технической проблемы по созданию комбинированного воздушно - ракетного двигателя (КВРД), работающего как в атмосфере, так и в космосе. На современном этапе решение этой задачи является ключевой в технологии создания ВКС .
Актуальность научной проблемы определена необходимостью обеспечения опережающего развития современных средств выведения космических аппаратов Российской Федерации над другими космическими державами.
За рубежом проектированию двигателей, использующих дополнительно воздушный контур, в последнее время уделяется особое внимание [1, 2]: создаются новые схемы, проектируются и испытываются отдельные агрегаты и системы, совершенствуется теория смесеобразования и горения. По данным специалистов США [1], предполагается, что выбор оптимальной схемы КВРД произойдет до 2015 года, а первый опытный образец будет создан к 2020 г.
Однако, несмотря на многообразие идей [1 - 3], ни одна из них пока не реализована.
Целенаправленный поиск [1 - 3, 6] схемы КВРД показал, что одним из возможных направлений развития мирового двигателестрое-
Вышегородцев Евгений Николаевич - СВИ РВ, канд. техн. наук, доцент, тел. 8 - 4967 - 78 - 95 - 07 Голубятник Вячеслав Васильевич - СВИ РВ, канд. техн. наук, научный консультант, е-шаД: 81ауа6123 @ rambler.ru Солодовников Алексей Витальевич - СВИ РВ, соискатель, тел. 8 - 903 - 192 - 45 - 99
Сопин Дмитрий Владиславович - ВГТУ, аспирант, тел. 8 - 4732 - 92 - 09 - 29
ния является использование синтеза двух силовых установок: пульсирующего воздушно - реактивного двигателя (ПуВРД) - для полета ВКС в атмосфере и жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) - для полета летательного аппарата (ЛА) в безвоздушном пространстве.
На современном этапе развития техники использованию пульсирующих силовых установок, реализующих цикл с подводом тепла при постоянном объёме (термодинамический цикл Гемфри), зарубежные исследователи и конструкторы, работающие в области двигате-лестроения, уделяют особое внимание. Так как новые научно - технические разработки могут обеспечить технологическое преимущество в военной и гражданской космонавтике [1 - 3, 6].
Отсутствие отечественных системных исследований в области комбинаций ПуВРД с ЖРД подчеркивает важность и актуальность темы.
С целью выбора наиболее оптимальной конструкции КВРД авторами в Серпуховском военном институте ракетных войск (СВИ РВ) были проведены теоретические и экспериментальные исследования [6], включающие:
- теоретическую проработку основ пульсирующего горения (математических моделей);
- разработку схемы и конструкции пульсирующей камеры сгорания (ПКС) с резонансной трубой (РТ) для воздушного режима работы (топливо: атмосферный воздух + керосин);
- выбор способа перевода ПКС, работающей по циклу V = const (топливо: керосин + воздух), на цикл р = const (топливо: керосин + газообразный кислород);
- изготовление и испытание модели КВРД.
В классификационной схеме аэрокосмических силовых установок авторами установлено, что КВРД с единой камерой сгорания (КС), работающей как по термодинамическому циклу V = const, так и по циклу р = const, является новым типом двигателя, который ранее не исследовался и не создавался.
Большая заинтересованность в ПКС объясняется тем, что термический коэффициент полезного действия в зависимости от условий реализации термодинамического цикла может значительно превышать КПД реализуемого при процессах горения с постоянным давлением.
Однако главным преимуществом ПКС является предельная конструкторская простота (отсутствуют агрегаты подающие сжатый воздух в КС) и она является наиболее привлекательной для использования в КВРД [4].
В технике наиболее известна схема пульсирующего агрегата, представляющая собой трубу с установленным на её входе клапанной решёткой. Воздух всасывается через клапанную решетку (или аэродинамический клапан) вследствие возникающего в камере сгорания перепада давления в конце фазы выхлопа. При каждом заполнении КС воздухом в неё подаётся горючее для образования топливной смеси заданного состава. Сжатие рабочего тела осуществляется вследствие сгорания топлива. Исключительная простота и ожидаемая низкая стоимость таких систем привлекает двигатели-стов, хотя нужно отметить, что отсутствие предварительного сжатия воздуха не позволяет реализовать предельно высокие удельные параметры, а низкие частоты пульсации вызывают повышенный уровень шума.
Специалистами СВИ РВ в 2006 - 2008 годах были созданы и испытаны модельные ПКС [6] с впускными элементами следующей конструкции: с вращающейся клапанной решёткой; с соосным металлическим лепестковым и аэродинамическим клапаном, с механическим мембранным клапаном, который расположен перпендикулярно к КС. Все перечисленные ПКС прошли предварительные огневые испытания на компонентах топлива: керосин + воздух.
В результате поисковых исследований [3, 6] наиболее перспективной для применения в КВРД оказалась конструкция, состоящая из ПКС с механическим мембранным (материал мембраны - полихлорвинил) клапаном, который расположен перпендикулярно к оси КС (рис. 1).
Такая конструкция исключила контакт горячего газа с лепестком клапана и позволила вместо металлического лепестка использовать поли-хлорвиниловую мембрану, как наиболее надёжную и обладающую большим ресурсом работы.
Предполагается, что при сгорании топлива в КС образуется ударная волна, которая движется в двух направлениях: первая распространяется по каналу форкамеры, а вторая - в РТ, создавая тягу.
В форкамере ударная волна запирает проходное сечение клапана мембранной и сжимает находящийся в полости холодный воздух, образовывая область сжатого воздуха с температурой до ударной волны 350 - 450 К, а после неё -1200 К (при горении воздуха и керосина). В начале следующего цикла под действием перепада давлений в КС и атмосфере открывается мембрана и новая порция поступающего воздуха дополнительно ее охлаждает. Поэтому, горячий газ не контактирует с полихлорвиниловой мембранной.
На современном этапе проектирования геометрические размеры КС и РТ подбираются экспериментально из условий возбуждения низкочастотных автоколебаний [4].
Испытание модельной камеры (рис. 1) продемонстрировали высокую её работоспособность, простоту конструкции и эксплуатации. Однако, по результатам огневых испытаний на воздушном режиме работы (V = const) возник эффект «провала» тяги из - за зон пониженного давления между импульсами при вибрационном горении топливной смеси. Указанная проблема была устранена авторами с помощью установки универсального комбинированного насадка (УКН), который совмещает в своей компоновке эжекторный увеличитель реактивной тяги - ЭУРТ (для воздушного режима работы) и сопло Лаваля (для ракетного полета ЛА). Схема КВРД с установленным УКН показана на рис. 2.
Рис. 1. Модельная ПКС с перпендикулярным расположением механического мембранного клапана
Рис. 2. Схема и вид модели комбинированного воздушно - ракетного двигателя
ЭУРТ, работающий в пульсирующем потоке газа, может в зависимости от своих размеров увеличивать тягу в 1,2.. .1,7 раза.
На ракетном режиме УКН сдвигается вдоль резонансной трубы на расстояние N (рис. 2) и используется как сопло Лаваля (рис. 3). Газодинамический профиль для ракетного режима УКН рассчитывается под сопло Лаваля согласно методики изложенной в [5]. Эскиз данной конструкции КВРД с ПКС и УКН представлен на рис. 2 и работает он следующим образом: на воздушном режиме газ из КС истекает через РТ и ЭУРТ, а в безвоздушном пространстве через сопло, которое сдвигается на срез резонансной трубы.
В разряжённой атмосфере на ракетном режиме работы РТ используется как дозвуковой удлинительный газовод. Предположив, что основные потери будут происходить только за счёт трения и для поверхностей со средней шероховатостью коэффициент трения примерно равен 0,005, то уменьшение тяги силовой установки не будет превышать 2 % [5].
С целью уменьшения габаритных размеров двигательной установки РТ была изогнута под углом 180 градусов (рис. 2).
Авторами статьи в результате исследований [6] определены оптимальные безразмерные конструктивные параметры УКН, которые представлены в таблице.
Оптимальные безразмерные конструктивные параметры УКН
№ Соотношение параметров Значение
1 ¿и / ¿рт 1,6
2 Dn / ¿н 4,6
3 Ьн / Dн 1,1
4 L3 / d* 2
5 ¿в / ¿н 1,8
6 Ьв / ¿н 1,2
Таким образом, оптимальные значения УКН позволяют спроектировать его конструкцию любых размеров.
В дальнейшем с целью создания модели КВРД была решена задача по переводу ПКС на режим р = const (топливо, применяемое в ЖРД -керосин + газообразный кислород). Особенностью схемы является то, что переход от воздушного режима работы к ракетному осуществляется через останов двигателя. При этом воздушный клапан перекрывается, и поток атмосферного воздуха в КС заменяется газообразным кислородом. Поддержание соотношения компонентов топлива в зоне горения осуществляется увеличением расхода керосина.
В результате успешно проведённых теоретических и экспериментальных исследований [3, 6] был собран модельный КВРД (рис. 3), работающий на двух режимах:
1. Воздушном (V = const, тяга 1,75 Н, топливо: керосин (0,00035 кг/с) и атмосферный воздух (0,0044)). Частота пульсации давления в ПКС составляла 120 Гц.
2. Ракетном (р = const, тяга 2,6 Н, топливо: керосин (0,0013 кг/с) и газообразный кислород (0,0044 кг/с)).
Рис. 3. Испытание модели КВРД на воздушном (1) и ракетном режимах (2).
Экспериментальные исследования позволили получить зависимость тяги КВРД от расхода топлива (дроссельные характеристики) на воздушном (рис. 4) и ракетном (рис. 5) режимах; распределение тепловых потоков по длине КС и РТ, а также другие технические параметры.
300 250 200 150 100 50 0
— У xlU-J , КГ 2 /
/ / і к* «■
1
л X
і /
тг хЮ'4, кг/с
12 3 4
Рис. 4. Дроссельные характеристики модели КВРД на воздушном (V = const) режиме (1 - модель без УКН; 2 - модель с УКН).
Согласно программе испытаний на воздушном режиме установка проработала непрерывно 1800 с, а на ракетном режиме, из - за отсутствия системы охлаждения ПКС и ограниченного запаса газообразного кислорода, модельный КВРД наработал в сумме 120 с.
Перевод УКН из положения ЭУРТ в положение сопла Лаваля может осуществляться с
помощью гидравлических приводов, шариковинтовой системы с приводом от электродвигателя или другими способами. Процесс сдвижения не представляет серьезных технических трудностей, так как схожие по конструкции сдвигаемые насадки используются в аэрокосмической технике более 30 лет [5].
450
1 PxlO-3, 1 КГ 1 2
/
- і
- ^ *
4
1
r ХІ0 "3, кг/
400
350 300 250 200 150 100 50 О
12 3 4
Рис. 5. Дроссельные характеристики модели КВРД на ракетном (р = const) режиме (1 - модель без УКН; 2 - модель с УКН).
По предварительным расчетам масса УКН составит до 15 % от общей массы силовой установки, при этом тяга на воздушном режиме увеличивается до 70 %, а на ракетном до 30 %.
Представленная схемно - конструктивная проработка, основанная на расчете тягово - экономических и удельно - массовых характеристик КВРД, позволяет сделать вывод о перспективности применения этих двигателей на ЛА различного целевого назначения. Но, несмотря на проведенные разработки, требуется более углубленное исследование схемы КВРД на модельных и демонстрационных образцах.
В итоге, проведенные теоретические и экспериментальные исследования подтвердили возможность создания полноразмерного комбинированного воздушно - ракетного двигателя
(с единой пульсирующей камерой сгорания), предназначенного для работы как в атмосфере (цикл V = const), так и в безвоздушном пространстве (цикл р = const).
КВРД обеспечивает по сравнению с существующими ВРД и ЖРД улучшение экономичности и повышение удельной тяги наряду со значительным упрощением конструкции, снижением массы, уменьшением стоимости, улучшением экологических характеристик и обеспечением безаварийности в работе.
На современном этапе, демонстрационный двигатель тягой 10 кН - 30 кН может быть в короткие сроки доведен до натурных испытаний, используя накопленный теоретический и практический опыт. Полноразмерный двигатель, созданный на базе действующей модели, может использоваться на перспективных ЛА горизонтального и вертикального старта.
Литература
1. Голубятник В.В. Ракетно - воздушный двигатель для перспективного летательного аппарата. Сборник статей научно - практической конференции «ИНФОБУК-2008», г. Воронеж: ВАИУ, 2008. с. 136.
2. Работы в США по пульсирующему двигателю с детонационным горением. М.: Аэронавтика и космос, 27 октября - 2 ноября 2003. с. 68, 73.
3. Нечаев Ю.Н., Полев А.П., Тарасов А.Н. Пульсирующий детонационный двигатель - это реальность. М.: Вестник Воздушного флота, № 4, 2003. с. 72 - 76.
4. Быченок В.И. Теплотехника рабочего процесса в аппаратах пульсирующего горения, дис. док. тех. наук: Воронеж: ВГТУ, 2004 г., 350 с.
5. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования. М.: Машиностроение, 1968, 395 с.
6. Вышегородцев Е.Н., Голубятник В.В., Солодовников А.В., Сопин Д.В. Комбинированный пульсирующий воздушно - ракетный двигатель. Сборник тезисов научных трудов XXIV Академических чтений по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010, с 37.
Серпуховской военный институт ракетных войск Воронежский государственный технический университет
MODEL COMBUSTION AIR-ROCKET ENGINE WITH PULSATING COMBUSTION CHAMBERS
E.N. Vishegorodcev, V.V. Golubyatnik, A.V. Solodovnikov, D.V. Sopin
In article necessity of creation of air-rocket engine for perspective flying machines is shown and application in it of the chamber of combustion is proved. The scheme of the combined engine with the direct-flow chamber of pulsing and basic technical characteristics are received.
Keywords: combined engines, pulsing chambers of combustion, technical characteristics.
