Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета - Курзинер Р.И.

Автор: Курзинер Р.И.
Теги: тепловые двигатели (кроме паровых машин и паровых турбин) воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты ракетная техника космос полет в космос ракетостроение издательство машиностроение
ISBN: 5-217-00534-3
Год: 1989
Похожие
Оптимизация траекторий движения аэрокосмических летательных аппаратов
Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок
Космонавтика. Краткий справочник Т.3. Космонавтика стран Европы и Азии
Авиация. Энциклопедия
Текст
                    Р.И.КУРЗИНЕР
ЕАКТИВНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
ДЛЯ БОЛЬШИХ
СВЕРХЗВУКОВЫХ
СЮРОСТЕР1 полета
МАШИНОСТРОЕНИЕ
Р.И.КУРЗИНЕР
РЕАКТИВНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
ДЛЯ БОЛЬШИХ
СВЕРХЗВУКОВЫХ
скоростей полета
2-е издание,
переработанное и дополненное
Москва
Машиностроение
1989
ББК 39.55-01
К93
УДК 621.452.225/.226
Рецензент д-р техн. наук. О.К. Югов
Курзинер Р.И.
К93 Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей
полета. — 2-е изд., перераб. и доп. — М.: Машиностроение, 1989 -
264 с.: ил.
ISBN 5-217-00534-3
Изложены основные положения теории реактивных двигателей, пред-
назначенных для аппаратов больших сверхзвуковых скоростей полета в ат-
мосфере; сверх- и хиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных
двигателей, комбинированных турбопрямоточных, ракетно-прямоточных,
ракетно-турбинных и др. Рассмотрены особенности циклов, предложен
единый метод расчета параметров и характеристик.
Второе издание (1-е изд. 1977 г.) переработано и дополнено изложени-
ем принципов построения математических моделей комбинированных
двигателей, анализом особенностей интеграции силовой установки с лета-
тельным аппаратом.
Для инженеров и специалистов, работающих в области авиационного
двигателестроения.
К
2705140400-238
038 (01)-89
ББК 39.55-01
-238—89 •
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ИЗДАНИЕ
Рувим Исаевич Курзинер
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ БОЛЬШИХ
СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Редактор Л.Г. Грановская
Обложка художника Е.Н. Волкова
Художественный редактор В.В. Лебедев
Технический редактор Г,Г. Семенова
Корректор Л.Г. Божина
ИБ№4760
Сдано в набор 27.04.88. Формат 60X84 1/16. Печать офсетная. Уч.-изд. л. 16,34.	Подписано в печать 14.12.88.	Т-22161. Бумага офсетная № 1.	Гарнитура Пресс Роман. Усл. печ. л. 15,35.	Усл. кр.-отт. 15,58. Тираж 3180 экз.	Заказ 4506	Цена 85 к.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство "Машиностроение”,
107076, Москва, Стромынский пер., 4
Отпечатано в московской типографии № 9 НПО
’’Всесоюзная книжная палата” Госкомиздата
109033, Москва, Волочаевская ул., с орихинал-макета
изготовленного в издательстве "Машиностроение” на наборно-пишущих машинах
ISBN 5-217-00534-3
© Издательство ’’Машиностроение”, 1977
©Издательство ’’Машиностроение”, 19$Г9,
с изменениями
ПРЕДИСЛОВИЕ
Освоение больших сверхзвуковых скоростей полета в атмосфере
аппаратами различного назначения в настоящее время стоит на пороге
практической реализации. Создание эффективных силовых установок
гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) начинает выходить из
стадии поисковых научных исследований. Силовые установки ГЛА
становятся объектами работ конструкторских организаций. Именно
поэтому разработке теоретических основ двигателей, предназначенных
для гиперзвуковых летательных аппаратов и в первую очередь прямо-
точных и комбинированных реактивных двигателей, так же как и вопро-
сам их применения, уделяется все возрастающее вниманий. За последние
двадцать лет накоплено большое количество материалов, посвященных
теории таких двигателей. Попытке обобщения этих материалов и ана-
лизу характеристик двигателей для гиперзвуковых летательных аппара-
тов с единых методических позиций было посвящено первое издание
предлагаемой читателям книги, вышедшее в 1977 г.
С момента выхода первого издания книги расширились наши пред-
ставления о закономерностях рабочего процесса сверх- и гиперзвуко-
вых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), а также
об элементах летательйого аппарата, образующих совместно с ВРД и
комбинированными двигателями силовую установку (СУ). В настоя-
щее время можно считать установленным, что при выборе типа СУ ГЛА
все большее значение приобретают вопросы конструктивной и аэроди-
намической интеграции двигателя и Летательного аппарата, в ряде слу-
чаев определяющие оптимальные типы и параметры двигателей на всех
участках траектории ГЛА.
Результаты проведенных исследований по выбору типа И параметров
СУ для конкретных объектов гиперзвуковой авиации дают возможность
более правильно оценить практическую значимое^ комбинированных
и прямоточных двигателей различных типов. Все это повлияло’на изме-
нение объема и содержания отдельных глав настоящего издания пр срав-
нению с предыдущим.
Наряду с изменением содержания и частично объема практически
всех глав, большее внимание уделяется особенностям рабочего процесса,
3
характеристикам и регулированию высокоскоростных ПВРД и комби-
нированных двигателей, добавлена новая глава, посвященнад анализу
эффективности и определению области применения комбинированных
реактивных и высокоскоростных ПВРД.
Стремление отразить наиболее общие термогазодинамические зако-
номерности работы двигателей больших сверхзвуковых скоростей по-
лета, так же как и в предшествующем издании, определило целесооб-
разность анализа параметров этих двигателей с единых методических
позиций и необходимость рассмотрения специфических особенностей
рабочего процесса в элементах двигателей конкретных схем. Исходя
из этих соображений минимальному изменению подвергались первая
глава и другие разделы, где использованный ранее ’’феноменологичес-
кий” подход оказался плодотворным для выявления общих, закономер-
ностей.
4
ВВЕДЕНИЕ
Увеличение скорости полета летательных аппаратов в воздушной ат-
мосфере приводит к возрастанию давлений и температур при торможе-
нии набегающего воздушного потока до нулевой скорости на поверх-
ности аппарата, к росту лобового сопротивления аппарата и повышению
уровня температур элементов его конструкции.
Так, при полете самолета со скоростью 1000 км/ч на высоте 11 км
(Мп = 0,93) давление набегающего потока воздуха растет от 22,55 в
невозмущенном потоке до 40,2 кПа при адиабатическом торможении
до нулевой скорости, т.е. на 17,65 кПа, а температура воздуха — от
216Л до 255К, т.е. примерно на 50К. При увеличении скорости полета
самолета на той же высоте до значения, соответствующего числу Мп =
= 4,0, повышение давления составляет 343 кПа, а температуры —
670К. Дальнейший рост скорости полета до значений, соответствующих
числам Мп = 6, обусловливает прирост давления почти до 42200 кПа
и возрастание температуры на 1400К. Лобовое сопротивление аппарата
при этом растет примерно пропорционально квадрату скорости полета,
что выдвигает жесткие требования к выбору типа силовой установки:
двигатель для больших скоростей полета должен развивать существенно
большую тяговую мощность, чем двигатель, предназначенный для малых
скоростей полета.
В отличие от силовых установок с поршневыми двигателями, тяго-
вая мощность которых несколько уменьшается с увеличением скорости
полета из-за снижения КПД винта, тяговая мощность реактивных двига-
телей растет в определенном диапазоне скоростей полета, зависящем от
типа, основных параметров рабочего процесса двигателя и способов его
регулирования. Действительно тяга ТРД увеличивается с ростом чисел
Мп от 0,3 ... 0,4, только до 2,0 ... 2,5 на высоте Я= 11 км, а при даль-
нейшем увеличении Мп она начинает уменьшаться. При этом тяговая
мощность ТРД N = PVn достигает максимального значения при Мп =
= 2,5 ... 3,0. Дальнейший рост скорости полета также приводит к сниже-
нию тяговой мощности ТРД.
Такой характер изменения тяги и тяговой мощности определяет
целесообразность использования ТРД при числах Мп не превышающих
Мп = 4,0. Действительно, с увеличением скорости полета растет темпе-
5
ратура торможения набегающего потока воздуха и при сохранении мак-
симально допустимой температуры газа перед турбиной неизбежно
уменьшается перепад давлений в компрессоре. При определенных зна-
чениях скорости полета отношение степени повышения давления воз-
духа в компрессоре к степени понижения давления на турбине становит-
ся меньше единицы. Турбина и компрессор — агрегаты, обеспечиваю-
щие повышение термического КПД ВРД благодаря повышению давления
за турбиной по сравнению с давлением перед компрессором при отно-
сительно невысоких сверхзвуковых скоростях полета, в условиях
больших сверхзвуковых скоростей создают сопротивление, приводя-
щее к снижению давления за турбиной по сравнению с давлением воз-
духа перед компрессором.
Этого недостатка лишен прямоточный воздушно-реактивный дви-
гатель, представляющий собой простейший ВРД, основанный на прин-
ципе захвата и сжатия атмосферного воздуха в воздухосборнике 1
(скоростной напор), тёплоподвода к воздуху в камере сгорания 2
при приблизительно постоянном давлении и отбрасывания массы смеси
продуктов сгорания и воздуха через реактивное сопло 5 (рис. 1).
Тяга ПВРД, как и любого ВРД, определяется приростом количества
движения воздуха, проходящего через двигатель. Величина этого прирос-
та в ПВРД самым непосредственным образом связана со степенью повы-
шения давления воздуха от скоростного напора. Чем выше степень
повышения давления воздуха при торможении потока или чем больше
скорость набегающего потока воздуха, тем больше абсолютное давление
в камере сгорания и выше эффективность теплоподвода к воздуху.
Очевидно, что при нулевой скорости полета сжатие воздуха отсутст-
вует, нет прироста количества движения воздуха и тяга ПВРД равна ну-
лю. При малых скоростях полета из-за низкой степени повышения
давления воздуха от скоростного напора ПВРД малоэффективен. Но с
увеличением скорости полета тяга и тяговая мощность ПВРД нарастают
быстрее, а их максимальные значения достигаются при существенно
больших, чем в ТРД, скоростях полета.
Поэтому ПВРД целесообразно использовать в области больших
сверхзвуковых скоростей полета. Однако простота конструкции, малая
1 - воздухозаборник; 2 - камера сгорания; 3 - топливный коллектор с форсун-
ками; 4 - стабилизаторы пламени; 5 - реактивное сопло
6
масса и отсутствие турбокомпрессорной группы позволяют считать
ПВРД вероятным типом двигателя СУ летательных аппаратов даже в
области меньших скоростей полета.
В то же время в условиях очень больших скоростей полета тяга и
тяговая мощность ПВРД на нефорсированных режимах при коэффициен-
тах избытка воздуха а > 1,0 существенно уменьшаются, обращаясь в
нуль в зависимости от уровня потерь в проточной части двигателя, типа
топлива и значений а в диапазоне чисел Мп от 8 до 12.
В самом деле, тяга ПВРД при работе на расчетном режиме, т.е.
при полном расширении в сопле, определяется уравнением
Р = Лд^в = GB [(1 + qT)сс - F„J = GB[cc - Vn +
+ <?TCcl “ ^в1^уд.в + ^т^уд.т 1 •
Здесь qT = GT/GB\ Руд в иРуд т - удельная тяга по воздуху (отношение
тяги к расходу воздуха) и по топливу (отношение тяги к расходу топли-
ва), соответственно Руд в = сс - Гп; Руд т = ес.
По мере роста скорости полета при Мп > 3,0 ... 4,0 разность сс —
— Кп, т.е. удельная тяга по воздуху, будет уменьшаться, поэтому ее
недостаток может быть компенсирован только увеличением ракетной
составляющей тяги. Это возможно в ПВРД со сверхзвуковой скоростью
в камере, форсируемых впрыском компонентов ракетного топлива
или избыточного горючего, и в ракетных двигателях (ЖРД или РДТТ),
топливные компоненты которых транспортируются вместе с двигателем.
Тяга ракетных двигателей как жидкого, так и твердого топлива
практически не зависит от скорости полета и несколько увеличивается
с повышением Н, тогда как тяга ВРД любого типа уменьшается с уве-
личением высоты примерно пропорционально плотности атмосферного
воздуха. Поэтому аппарат с ЖРД или РДТТ теоретически не имеет огра-
ничений по высоте полета.
Вместе с гем использование ракетных двигателей в плотных слоях
атмосферы из-за чрезвычайно высоких удельных расходов топлива не
может обеспечивать большой продолжительности полета. В то же время
при малой продолжительности полета, когда даже при больших удельных
расходах топлива суммарный расход невелик, применение ракетных
двигателей становится целесообразным, так что ЖРД и РДТТ с успехом
используются в качестве силовых установок разгонных систем различ-
ного типа. Для больших сверхзвуковых скоростей полета при умеренной
его продолжительности целесообразно сочетать свойства ракетных дви-
гателей и ВРД или использовать ракетный двигатель (ЖРД или РДТТ)
с присоединенной массой воздуха.
Идея использования атмосферного воздуха для уменьшения запасов
бортового окислителя не нова; в частности, применительно к ракетным
аппаратам она выдвигалась в работах Ф.А. Цандера. Однако усложнение
7
Рис. 2. Характер изменения проходных сечений проточной части двигателя при
FK с = idem:
®1, B3 ~ входное сечение воздухозаборника; с\, с^, С3 - выходное сечение
реактивного сопла
конструкции аппарата при замене ракетного двигателя воздушно-реак-
тивным или при установке дополнительного воздушно-реактивного
двигателя на аппарат в значительной мере препятствовало ее реализации.
При использовании воздуха в СУ (например, при применении ГТД
или ПВРД) по мере увеличения скорости полета меняются форма и па-
раметры самой силовой установки. В частности, масса и габаритные
размеры таких ее элементов, как воздухозаборник и реактивное сопло,
с увеличением скорости полета существенно возрастают. При этом из-за
роста энтропии в процессах сжатия воздуха в воздухозаборнике и рас-
ширения высокотемпературных продуктов сгорания в реактивном сопле
с увеличением скорости полета ухудшение эффективности этих эле-
ментов начинает оказывать возрастающее влияние на характеристики
двигателей.
Характер изменения потребных значений относительных проход-
ных сечений и длин проточной части СУ с ВРД при различных Мп приве-
ден на рис. 2. Видно значительное влияние расчетных Мп на потребные
габаритные размеры и, следовательно, массовые характеристики СУ:
с увеличением Мп растут относительные размеры воздухозаборника и
реактивного сопла, определяющие увеличение габаритных размеров и
массы СУ и возрастание относительной доли этих элементов в суммар-
ных показателях СУ.
Именно поэтому при использовании атмосферного врздуха анализ
эффективности процессов сжатия воздуха и расширения продуктов
сгорания в реактивном сопле (так же как и методов интеграции лета-
тельного аппарата с СУ, содержащей ВРД) в условиях больших скорос-
тей полета приобретает важное значение.
Смешанные силовые установки, образованные путем механического
8
сочетания друг с другом самостоятельно устанавливаемых на летатель-
ный аппарат двигателей, работают как одновременно, так и последова-
тельно (т.е. на разгоне, например, работает один тип двигателя, а на
марше другой). Смешанные СУ представляют собой естественное раз-
витие двигателей для аппаратов большой скорости полета. При соче-
тании ВРД и ЖРД высокая взлетная тяга удачно дополняется высокой
экономичностью на маршевом участке полета, а соединение ТРД и ПВРД
обеспечивает удовлетворительные характеристики как на режимах раз-
гона и набора высоты, так и на маршевом участке полета при больших
мп.
Основным типом смешанной СУ сверхзвуковых самолетов до на-
стоящего времени была установка, состоящая из ТРД и ЖРД, устанавли-
ваемых, главным образом, на истребителях с целью улучшения высот-
ных данных и увеличения максимальной скорости полета.
Французские истребители с ТРД и ЖРД ”Тридан П” и ’’Мираж III” достигали
потолка Я = 25 км при Мп « 2,2 и дальности L « 1000 км.
Английские истребители фирмы ’’Саундерс Ро” и ’’Инглиш электрик”, снаб-
женные смешанной СУ, состоящей из ЖРД (’’Спектр” и сдвоенный ’’Скорпион”)
и ТРД (’’Вайпер”, ’’Джайрон Джуниор” и ”Эвон”), были рассчитаны на скорости
полета до Мп = 2,5 ... 3,0 на высоте Я = 26 км. Американские палубные истреби-
тели F&-U и FJ-4 снабжены дополнительными ЖРД главным образом для улучше-
ния высотных характеристик.
Наряду с истребителями смешанные СУ, состоящие из ЖРД и ТРД применя-
лись также на бомбардировщиках (’’Боинг В-47” в США, ’’Канберра” в Англии).
Есть проекты использования ТРД и ЖРД на баллистических многоступенча-
тых ракетах (фирма ’’Дженерал Электрик”).
Силовая установка, состоящая из РДГТ и ПВРД, в настоящее
время является оцной из самых распространенных смешанных СУ.
В силовых уртановках подобного типа РДТТ применяется для разгона
аппарата, а ПВРД, включающийся при скоростях полета, соответствую-
щих Мп = 1,5 ... 2,0, обеспечивает дальнейший его полет.
Особую значимость в настоящее время, когда создание гиперзвуко-
вых ЛА становится задачей ближайшего будущего, приобретают смешан-
ные СУ, сочетающие высокие экономичность ВРД и лобовую тягу РД
(ЖРД или РДТТ). В частности, создание трансатмосферных самолетов
(TAV), способных функционировать как в атмосфере, так и в космосе,
и перспективных одноступенчатых авиационно-космических систем
(АКС), выводящих полезный груз на околоземную орбиту с помощью
самолета, требует применения СУ малой массы и высокой лобовой
тяги для разгона ЛА в атмосфере и космическом пространстве. Это
определяет целесообразность включения в состав СУ ракетных двига-
телей и достижения достаточно высокой экономичности при полетах в
плотных слоях атмосферы, что связано с необходимостью использования
в СУ принципов воздушно-реактивных двигателей.
К достоинствам смешанных СУ следует отнести:
независимость функционирования двигателей обоих типов от усло-
9
вий полета в атмосфере, т.е. возможность одновременного их исполь-
зования;
более благоприятное, чем в однодвигательной СУ, изменение расхода
воздуха через двигатель (при условии одновременного использования
ВРД двух типов), позволяющее минимизировать сопротивление ЛА и
донное сопротивление СУ;
облегчение конструктивной интеграции СУ и планера.
К недостаткам смешанных СУ относятся неудобство размещения на
аппарате двигателей различных типов с самостоятельными входными
системами, реактивными соплами, трудность сочетания двигательных
систем различных типов в одной силовой установке и т.д.
При последовательной работе двигателей, входящих в смешанную
силовую установку, значительно увеличивается удельная масса СУ,
т.е. масса СУ, отнесенная к тяге, развиваемой одним из двигателей,
тогда как другой не создает тяги и является просто грузом. При одно-
временной работе этих двигателей невозможно обеспечить оптимальные
условия работы каждого из них. Так, например, полетный КПД сме-
шанной СУ, состоящей из ТРД и ЖРД, не может достигать высоких
значений на всех режимах полета, так как в условиях относительно не-
больших сверхзвуковых скоростей полета (*7п)Трд =	+
стремится к единице, а (г?п)Жрд < 1,0, тогда как в условиях больших
сверх- и гиперзвуковых скоростей полета, наоборот, (i?n)WPn ** 1,0,
Приведенные особенности, свойственные различным типам смешан-
ных СУ, в значительной мере могут быть устранены в комбинированных
двигателях.
В литературе нет установившегося определения комбинированных
двигателей; комбинированным двигателем часто называют механичес-
кую комбинацию двигателей различных типов. Иногда под комбиниро-
ванным двигателем понимают двигатель, работающий в одном диапазо-
не полета как ВРД, а в другом — как ракетный двигатель. Таков, напри-
мер, РДТТ, камера сгорания которого после выгорания заряда твердого
топлива используется как камера сгорания ПВРД (так называемые
малообъемные ПВРД). Очевидно, что основные особенности подобных
двигателей обусловлены особенностями исходных двигателей класси-
ческих схем, а специфические особенности связаны с режимами включе-
ния, геометрическими размерами и т.д. В то же время существует целая
группа двигателей с элементами двигателей классических схем, рабочий
процесс в которых отличается от рабочего процесса исходных двигателей
тем, что в них реализуются два термодинамических цикла с обменом
энергией между составляющими двигатель элементами в пределах про-
точной части.
В соответствии с отмеченными принципиальными особенностями
комбинированные двигатели могут быть разделены на две группы:
10
Рис. 3. Схема РТД:
1 -компрессор; 2 - газогенератор; 3 - турбина; 4 - стабилизаторы; 5 - камера
сгорания; 6 - регулируемое реактивное сопло; 7 - редуктор; г - горючее; о -
окислитель
двигатели комбинированных циклов, т.е. двигатель с энергообменом
между элементами в пределах проточной части;
двигатели с общими элементами, входящими в состав двигателей
различных классических схем.
К комбинированным двигателям первой группы могут быть от-
несены:
турбопрямоточные двигатели (ТРДПэ) эжекционного типа, в кото-
рых энергия продуктов сгорания, выбрасываемых из сопла ТРД, пере-
дается воздуху, поступающему в контур прямоточного двигателя, рас-
положенного вокруг реактивного сопла ТРД;
двухконтурные ТРД (ТРДД), в которых часть свободной энергии
цикла двигателя расходуется на сжатие воздуха, поступающего в венти-
ляторный контур;
ракетно-турбинные двигатели (РТД) со смешением потоков, в ко-
торых свободная энергия продуктов сгорания ракетного двигателя с
помощью турбины передается воздуху, сжимаемому компрессором, а
смесь этого воздуха с продуктами сгорания РД за турбиной сгорает
в камере сгорания (рис. 3).
К комбинированным двигателям второй группы могут быть отне-
сены:
турбопрямоточные двигатели с общей форсажно-прямоточной ка-
мерой (ТРДП), работающей как форсажная камера ТРДФ в условиях
умеренных скоростей полета и как камера сгорания ПВРД в условиях
больших скоростей йолета;
турбореактивные двигатели изменяемого рабочего процесса (ТРДФи
или ТРДДФи), в которых регулируются практически все элементы про-
точной части: направляющие аппараты вентилятора и компрессора,
сопловые аппараты турбин компрессора и вентилятора, смеситель,
реактивное сопло (или сопла); к ТРДи и к ТРДДи относятся также
двигатели с переменным отбором воздуха в проточной части компрес-
11
сора и газа в проточной части турбины [18]. В результате увеличения
степени свободы при варьировании параметров рабочего процесса и рас-
хода воздуха удается адаптировать двигатель к различным условиям
полета, оптимизировать внутренние и эффективные параметры ТРДФ
и ТРДДФ и улучшить их динамические характеристики.
Исходными для создания комбинированных двигателей могут
служить двигатели и движители самых различных типов.
Следуя развитым Цвикки [24] методам морфологического ана-
лиза, можно построить матрицы, позволяющие определить число воз-
можных» типов реактивных двигателей, различающихся принципами
реализации подведенной энергии, источниками энергии, типом топлива,
его фазовым состоянием и т.д. Располагая различные признаки в столб-
цы, а свойства — в строки матрицы так, как показано ниже, можно
получить представление о возможном максимальном числе вариантов
комбинированных реактивных двигателей
	Я1	... 02	...	01/ 02/	а1п а2п	
А =	-	«/•«• ••	ajn	
	0Л	&mi	атп	
Исходные и комбинированные реактивные двигатели различаются:
1) по характеру источника энергии (внешний — 0П, внутренний —
Лп);
2)	по типу источника энергии (химический - а119 ядерный - 022);
3)	по состоянию топлива (твердое брикетное —	1, твердое грану-
лированное — 032, твердое порошкообразное — 033, гибридное — 034,
суспензии — 5, жидкое — 036, газообразное -а37 и др.);
4)	по свойствам топлива (самовоспламеняющееся — 041, несамо-
воспламеняющееся — 042; однокомпонентное — 043, двухкомпонент-
ное — 044, трехкомпонентное — а4$, смешанное — 046, криогенное —
а47, высококипящее — 043 и др.);
5)	по принципу преобразования энергии топлива в механическую
энергию (электрический двигатель —	; механический привод —
052, газовый привод — 053, плазменный ускоритель - 034, ионный дви-
гатель - д55 и др.);
6)	по типу двигателя (непрерывного действия — 061, периодического
действия - д62);
7)	по классу двигателя (компрессорный с вращающимися элемен-
тами — Л71, бескомпрессорный струйный — 072 и т.д.);
8)	по типу среды, в которой работает двигатель (воздух — 031,
вакуум — а32 9 вода — а 33, атмосфера планеты — 054 и т.д.);
12
9)	по принципу использования среды в качестве рабочего тела
(использование внешней среды — #91, собственный источник —
и т. д.);
10)	по типу аппарат^, на котором используется .двигатель
(разгонный — #ю1, маршевый — #102, разгонно-маршевый — #10з и др.).
Максимальное число условных вариантов реактивных двигателей
для десяти приведенных разнородных признаков
т	п	т	п
А = П	П а.. = П	Z i = 108000.
/=1/=1	/=if=i
Вследствие того, что некоторые признаки несовместимы, а некото-
рые — повторяются, реальное число реактивных двигателей будет суще-
ственно меньше расчетного. Большие затруднения вызывает отбор наи-
более эффективных вариантов. Такой отбор целесообразно произво-
дить, последовательно исключая из рассмотрения варианты, нереализуе-
мые по условиям совместимости.
Наиболее распространенный способ классификации, отличный от
матричного и традиционно используемый во всех учебных и научных
работах прошлых лет, - иерархический - не может выявить все воз-
можные варианты комбинированных двигателей.
Тем не менее, учитывая наглядность этого метода для классифика-
ции, его можно видоизменять и использовать для ограниченного числа
разнородных признаков. Выделим четыре основных признака, опреде-
ляющих способы комбинирования двигателей различных типов (рис. 4) :
1)	циклы, которые реализуются в различных двигателях;
2)	среда, в которой работают реактивные двигатели;
3)	топливо, используемое в двигателях;
4)	тип аппарата.
В группу I (рис. 4) входят комбинированные двигатели, работаю-
щие только по циклу р = const; в группу II — двигатели, работающие
по циклам р = const и v = const; в группу III — комбинированные дви-
гатели, работающие по циклу Ренкина; в группу IV — комбинированные
двигатели с регенерацией тепла. Область А (заштрихована) соответст-
вует примерно верхним уровням классификации, на базе которых
могут быть представлены свойства как исходных, так и комбинирован-
ных реактивных двигателей.
Примеры комбинированных двигателей первой группы приведены
на рис. 5. К ним относятся наряду с ТРДД и ТРДП ракетно-турбинные
двигатели, в которых дДя привода компрессора может быть использо-
вана энергия продуктов сгорания ракетного двигателя любого типа
(ЖРД, РДТТ или ЯРД) и ракетно-прямоточные, двигатели, в которых
ракетный двигатель (ЖРД, РДТТ или ЯРД) играет роль эжектора, сжи-
мающего воздух, поступающий в контур ПВРД.
13
Принцип реализации
знереии
Рис. 4. Классификация комбинированных двигателей по блочно-иерархическому
принципу
14
Гранулы Порошок Суспензии Гелеобразные Гибридные
Принцип полета
баллистический (ракета}	Смешанный	Летательный (самолет}
| Аппараты
Рис. 5. Схемы комбинированных двигателей:
а - ТРДЦ; 1 - воздухозаборник; 2 - компрессор низкого давления; 3 - комп-
рессор высокого давления; 4 - камера сгорания; 5 - турбина компрессора высо-
кого давления; 6 - турбина компрессора низкого давления; 7 - сопло генерато-
ра; 8 - сопло вентиляторного контура;
б - ТРДПэ: 1 - воздухозаборник; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 -
турбина; 5 - канал эжекторного прямоточного контура; 6 - камера смешения;
7 - диффузор; 8 - стабилизаторы; 9 - форсажная камера; 10 - реактивное сопло;
в - РТД со смешением потоков: 1 - воздухозаборник; 2 - компрессор; 3 v газо-
генератор; 4 - турбина; 5 - стабилизаторы; 6 - камера сгорания; 7 - сопло;
г - РПД жидкого топлива: 1 - воздухозаборник; 2 - камера сгорания; 3 - сопло
ЖРД; 4 - камера смешения и сгорания РПД; 5 - сопло РПД;
Характерным представителем второй группы может служить пуль-
сирующе-прямоточный ВРД (ПуПВРД), в котором пульсирующий ВРД
служит эжектором ПВРД (рис. 6). К этой же группе можно также отнес-
ти сочетание реактивных двигателей, работающих на криогенном топли-
ве, с системами накопления и сжижения атмосферного воздуха. В таких
16
Рис. 6. Пульсирующе-прямоточный ВРД (ПуПВРД) :
1 - камера ПуПВРД; 2 - клапанная решетка; 3 - реактивное сопло ПуВРД;
4 - воздухозаборник ПуПВРД; 5 - камера сгорания ПуПВРД; 6 - сопло
Рис. 7. РТД И ЖРД с системой накопления воздуха:
1 - воздухозаборник РТД; 2 - компрессор; 3 - теплообменник-конденсатор;
4 - нагреватель; 5 - сопловой аппарат турбины; 6 - стабилизаторы камеры дожи-
гания РТД; 7 - сопло РТД; 8 - бак жидкого криогенного топлива; 9 - насос;
10 - кран перекрытия; 11 - коллектор форсунок ЖРД; 12 - камера сгорания
ЖРД; 13 - сопло ЖРД; 14 - насос; 15 - бак сжиженного воздуха; 16 - отсеч-
ной кран
комбинациях сжиженный атмосферный воздух на одних режимах накап-
ливается и затем может быть использован на других режимах полета в
исходном или другом двигателях.
В ряде случаев для улучшения энергетических характеристик СУ
комбинированный двигатель наряду с системой сжижения может быть
снабжен также и системой разделения атмосферного воздуха на азот,
непосредственно используемый для охлаждения термически нагружен-
ных элементов, и жидкий кислород или обогащенный кислородом
атмосферный воздух. В качестве примера на рис. 7 приведена схема
17
Рис. 8. Двигатели бинарных циклов:
а - схема двигателя на ртути и воде: 1 - паровой котел; 2 - турбина; 3, 7 -
конденсаторы; 4, 8 - насосы; 6 - турбина; 5 - пароперегреватель
б - T-S - диаграмма бинарного цикла: 1 - высококипящее рабочее тело (ртуть);
2 - генераторный цикл; 3 - основной цикл; 4 - вода
силовой установки, состоящей из РТД с системой накопления атмосфер-
ного воздуха и водород-воздушного ЖРД.
К третьей группе относятся двигатели бинарных циклов, в которых
энергия от высокотемпературного рабочего тела генераторного цикла
передается низкотемпературному рабочему телу. Эта группа включает
в себя, например, двигательные установки, работающие с высокотем-
пературным генераторным циклом Ренкина при использовании высоко-
кипящего рабочего тела и низкотемпературным циклом Ренкина с
перегревом водяного пара (рис. 8); двигатели, работающие с высоко-
температурным генераторным циклом Брайтона при применении в
качестве рабочего тела обычных углеводородных топлив ГТД и низко-
температурным замкнутым циклом теплосиловой установки при ис-
пользовании в качестве рабочего тела энергоемких веществ, имеющих
низкую температуру испарения.
В двигателях внешнего сгорания с регенерацией теплоты в цикле
(группа IV) тепловая энергия топлива, сгорающего в камере, пере-
дается при р = const (двигатель Эриксона) или v = const (двигатель
Стирлинга) энергоемкому рабочему телу, которое при дальнейшем
подводе теплоты изотермически расширяется; затем последовательно
при р = const (двигатель Эриксона) или v = const (двигатель Стирлин-
га) и Т = const (оба двигателя) осуществляется отвод теплоты с утили-
зацией ее путем передачи рабочему телу перед теплоподводом (рис. 9).
Двигатели внешнего сгорания с регенерацией теплоты по способу
организации рабочего процесса также относятся к двигателям бинарных
циклов, но выделены в IV группу исключительно из-за особенностей
рабочего процесса, обусловленных регенерацией теплоты.
18
Рис. 9. Двигатели внешнего сгорания:
а - схема двигателя Стирлинга с регенератором: 1 - форсунка; 2 - камера сгора-
ния; 3 — регенератор; 4 — теплообменник; 5 — рабочий поршень; 6 — поршень;
б - T-S-jjwrpaMMb. регенеративных циклов
Разумеется, что этими примерами далеко не исчерпываются вариан-
ты возможных схем комбинированных двигателей. В частности, в за-
висимости от того, какие требования к СУ являются определяющими
(создание адаптивных в широком диапазоне режимов полета двигате-
лей, обеспечивающих минимальные удельные расходы топлива, или
двигателей минимальной удельной массы, или двигателей, обладающих
приемлемыми массовыми и экономическими характеристиками), мо-
гут быть разработаны схемы, которые должны отличаться от упомя-
нутых, главным образом, усложнением с целью осуществления широ-
кого комбинирования способов передачи энергии от генераторного к
основному циклу.
Необходимо иметь в виду, что целесообразность практической
реализации комбинированных двигателей различных схем, в том числе
и приведенных в качестве примеров, требует проведения специальных
исследований. В частности, может оказаться нецелесообразным разра-
ботка РПДГ или приведенной на рис. 8 комбинации РТД и ЖРД с систе-
мой накопления ожиженного атмосферного воздуха по энергетическим
характеристикам летательного аппарата. В общем случае анализ эффек-
тивности применения комбинированного РД конкретной схемы в ЛА
различного назначения представляется необходимым этапом, предшест-
вующим детальному ее изучению.
Комбинированные двигатели с энергообменом имеют общее свойст-
во — их рабочий процесс состоит из двух циклов: генераторного, слу-
жащего не только для получения полезной работы, но и для вырабаты-
вания энергии, передаваемой рабочему телу, участвующему в основном
цикле, и основного, в котором подведенная энергия превращается в
полезную работу. Энергия генераторного цикла может быть передана
основному в любой форме (в виде механической работы, тепла и т.п.).
Способ и совершенство процесса передачи энергии в значительной сте-
пени будут определять эффективность комбинированного двигателя.
19
Тепловой привод
Механический привод	Механический привод
(Воздушный цикл) *	(ракетный цикл) *
★тепловой привод	★тепловой привод
Механический привод Механический привод
(Воздушный цикл)	(ракетный цикл)
1	7_	"	Jff
GrI Nu 6г
Со смешением
Рис. 10. Структурные и принципиальные схемы комбинированных двигателей при различных способах энергообмена:
GB - расход воздуха; GT - расход топлива; qa - внешний подвод теплоты; N- мощность; J - импульс; Е - энергия;
I - генераторный цикл; II - основной цикл; М — масса
^пви От
вез смешения
ТРДД	РТДв
ТРДДФц	РТДР
ТРДДФ^д
Приведенная классификация не исчерпывает всех возможных спо-
собов комбинирования двигателей. Однако классификация комбини-
рованных двигателей по принципу передачи энергии от генераторного
цикла основному может явиться базой для построения общей теории
комбинированных двигателей.
В зависимости от способов передачи энергии генераторного цикла
основному комбинированные двигатели могут быть разделены на сле-
дующие группы:
1.	Двигатели с отбором механической работы, но без отбора теп-
лоты, т.е. двигатели без смешения рабочих тел, участвующих в обоих
циклах, и без передачи теплоты от генераторного цикла основному.
2.	Двигатели с отбором теплоты, но без отбора механической работы
от генераторного цикла, т.е. двигатели с теплообменниками в контуре
генератора, но без смешения рабочих тел, участвующих в обоих циклах.
3.	Двигатели с отбором механической работы и тепловой энергии
от генераторного цикла, т.е. двигатели со смешением рабочих тел, участ-
вующих в обоих циклах, или двигатели без смешения потоков, но с
передачей механической работы и теплоты от генераторного цикла ос-
новному через турбокомпрессор и теплообменник.
Методически целесообразно объединить эти типы двигателей в
группы по принципу энергообмена. Схемы трех групп комбинирован-
ных двигателей приведены на рис. 10. В качестве примеров. ВРД с высо-
ким хладоресурсом и работоспособностью криогенного топлива здесь
представлены пароводородный РТДП в котором компрессор, сжимаю-
щий атмосферный воздух, приводится во вращение от турбины, ра-
ботающей на газифицированном и подогретом водородном горючем,
и РТД, в котором турбина работает на продуктах сгорания смеси гази-
фицированного водорода и сжиженного воздуха, отбираемого за ком-
прессором (РТДСЖ).
Среди комбинированных двигателей с обменом энергией между
рабочими телами генераторного и основного циклов наибольшее рас-
пространение получили комбинированные двигатели следующих трех
типов: ракетно-прямоточные жидкого и твердого топлива (РПДЖ и
РПДТ), ракетно-турбинные (РТД) и турбопрямоточные (ТРДП). Ана-
лиз общих свойств этих двигателей позволяет получить представление
об основных качественных особенностях почти всех возможных типов
комбинированных двигателей: от двигателей, обеспечивающих весьма
высокую экономичность при умеренной взлетной тяге, низкой удель-
ной массе и широком диапазоне режимов работы по числу М, до двига-
телей, обладающих возможностью почти неограниченного.форсирования
тяги в условиях взлета и даже маршевого полета.
21
ГЛАВА 1.
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПРЯМОТОЧНЫХ
И КОМБИНИРОВАННЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Эффективность любой тепловой машины определяется двумя пара-
метрами: работой (£), производимой единицей рабочего тела, и коэф-
фициентом полезного действия (т?).
Оба параметра определяются типом цикла. В идеальном цикле
Брайтона работа Lf и термический КПД rit, как известно, определяются
из следующих уравнений:
Lt = K~lRTti(6/nK - 1)(тгк - 1);	(1.1)
т?г=1-1/я\	(1.2)
где в = Тг/Тн — отношение максимальной температуры цикла к началь-
ной его температуре; к — (к - \)1к. Уравнение эффективной работы
реального цикла Брайтона (с учетом изменения показателя адиабаты
при теплоподводе и потерь в основных процессах) имеет вид
,	„	^с^к.с^р
Le = K. ~lRTK(*K-l)[ -------------1],	(1.3)
1 + (»* - 1)ПС
а эффективный КПД
срэф	1 + (irK - l)i7c	6 - irK
Яг/Кг (1 - 1/ж'Сг)
где е = -------- -------------- — коэффициент, приближенно учитываю-
щий (1 - 1/тгк)
щий различие свойств рабочего тела до и после теплоподвода (различие
между газовой постоянной R и показателем адиабаты к для газа и возду-
ха) , т?с, т?к с и т?р — адиабатические КПД процессов сжатия, сгорания
и расширения соответственно.
22
1.1.	ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПВРД
Цикл ПВРД состоит из процесса сжатия набегающего воздушного
потока в воздухозаборнике, теплоподвода в камере сгорания при пони*
жении полного давления и расширения продуктов сгорания в реактив-
ном сопле. На рис. 1.1 показано изменение параметров состояния возду-
ха в идеальном и реальном циклах ПВРД с дозвуковой скоростью пото-
ка в камере сгорания.
Здесь н — вд — действительный процесс сжатия набегающего
потока воздуха в воздухозаборнике;
н - в — идеальный процесс сжатия набегающего потока
воздуха;
Вд —к.Сд— действительный процесс изменения параметров
потока при сгорании;
в — к.с — идеальный цроцесс теплоподвода;
к.Сд - сд - действитедьный процесс расширения рабочего
тела в сопле;
к.с — с — идеальный процесс расширения.
Выражения для работы и КПД идеального цикла в предположении
неизменности физических свойств рабочего тела имеют вид
£г = ДГ -Д»сж = к-1Л7’Н(4 -1)(0/4 -1)	(1.5)
<	р	СМ	П V о	г о
и =if/e= 1 - i/я^.	G-б)
В действительном цикле при приближенном учете различия показа-
телей адиабаты и теплоемкости воздуха и газовой смеси (продуктов
сгорания) уравнения работы и КПД записываются следующим образом:
ze = д1р-Д1сж = к-*/?Тн(4-1)[----------—---------1], (1.7)
С	р*	fl г
1 + (7Г* - 1)П
, , R
ne = Le/Q = K~1 ----- (я* — 1)х
ср.эф
1
Х[--------—------1]--------- .
i + (4-i)nc
U А)
Рис. 1.1. Изображение циклов ПВРД в
i - S-диаграмме;
------ - реальный цикл; - - - .
идеальный цикл
23
V = PVPh = О +
------М’т? ) 1^к — степень повышения давления
ПС
воздуха при сжатии потока до нулевой скорости, я
VS
= 1Гу прит?с= 1,0.
Из приведенных уравнений следует, что при заданной начальной
энтальпии воздуха эффективность цикла ПВРД зависит от двух основ-
ных параметров: степени повышения давления воздуха вследствие
динамического сжатия яу, однозначно определяемой скоростью полета,
и суммарного тепло подвода в цикле в, зависящего от скорости полета
и степени подогрева воздуха в процессе сгорания введенного топлива
т = Т*/Т* или от скорости полета и относительного подогрева (Т* -
-	)/^h =	определяемого коэффициентом избытка воздуха а.
Исключение составляет термический КПД, который, как известно,
зависит только от степени повышения давления в цикле, и следователь-
но, определяется скоростью полета.
Параметр в целесообразно использовать при ограничении максималь-
ной температуры цикла Г*, а параметр а — при отсутствии подобных ог-
раничений и задании относительного количества вводимого в цикл
топлива.
В отличие от ТРД, максимальная температура цикла которого огра-
ничена допустимой величиной температуры газа перед турбиной, и для
которого, следовательно, имеет смысл использовать параметр в, в ПВРД
могут рассматриваться оба параметра ( в и а).
Основные результаты оценки влияния степени повышения давления
в цикле от динамического сжатия набегающего воздушного потока я^
при задании параметра в на работу и КПД цикла ПВРД непосредственно
вытекают из анализа эффективности циклов ВРД, работающих при по-
стоянном давлении, и сводятся к следующему:
действительная работа и эффективный КПД цикла достигают наи-
больших значений при определенных я^, зависящих от заданного в
и уровня потерь в составляющих цикл процессах;
с увеличением 0 и уменьшением потерь эти значения як увеличи-
ваются.
Наибольший интерес представляет анализ эффективности цикла
ПВРД при задании параметра а (или г) вследствие его независимости
от скорости полета. В этом случае эффективность цикла ПВРД можно
оценивать по двум независимым параметрам: Мп и а (или г).
Выразим работу и КПД циклов ПВРД, используя Мп и т, для чего
подставим
к - ! _	Т *	к - 1 . ч
1Г„ = 1+ ---- М’ И 0=7 — =7(1+ -------- М’)
ys	2 п	Тн	2 п
24
в уравнения (1.1) ... (1.4), обозначив приведенную работу цикла
L
L =------------ .
kRTHl(k- 1)
После преобразования получаем
=(k-l)M*(r-1)/2;	(1.9)
(к - 1)м’/2
1 + (к - 1)м’/2
(1.10)
в идеальном цикле и
к - 1	eV " 1
—	±	_	— и к • и и
Le= — M^(eVK.cV-l) = b/----—-----;	(1.11)
(к - 1)М’/2
1+ (к - 1)М*/2
к Лв
— --------(еМк.с V - D
рэф
Т— [1 + (к- 1)м’/2]
к	^Vk.cV-1
k- 1 ерэф г — (1 + (k-l)M’/21
(1-12)
в реальном цикле.
На рис. 1.2 показана зависимость приведенной работы идеального
цикла от Мп и степени подогрева. Из рис. 1.2 видно, что с увеличением
Мп значение Lt растет тем значительнее, чем выше степень подогрева
в цикле. Термический КПД идеального цикла ПВРД увеличивается с
ростом Мп (рис. 1.3).
Необратимые потери энергии при сжатии потока в воздухозаборни-
ке, теплоподводе в камере сгорания и расширении в реактивном сопле
уменьшают эффективную работу цикла по сравнению с идеальной и
эффективный КПД в действительном цикле по сравнению с термическим
КПД тем значительнее, чем меньше степень теплоподвода.
Располагаемая работа цикла ПВРД преобразуется в кинетическую
энергию продуктов сгорания топливовоздушной смеси. Величина этой
энергии может быть определена из условия, что работа цикла равна
приращению кинетической энергии рабочего тела. В идеальном цикле
без учета изменения массы рабочего тела в процессе теплоподвода ско-
рость истечения
сс = y/2Ltrl(r- 1).
(1.13)
25
Рис. 1.2. Зависимость приведенной
работы циклов ПВРД от Мп:
--------- Lt =Lt(k - 1)/(*Лв Тн);
-------- _ _
а - коэффициент избытка воздуха
Рис. 1.3. Зависимости КПД циклов
ПВРД от Мп:
------------
Эффективность ПВРД как движителя можно оценивать величинами
удельной тяги Руд и удельного импульса /уд = P/G^ (или удельного
расхода топлива &?/Р).
Удельная тяга идеального ПВРД без учета изменения массы рабочего
тела при теплоподводе и в предположении полного расширения продук-
тов сгорания определяется разностью скоростей истечения и полета:
Руд-<4,-Ид.	(114)
Выражая сс и Ип через LT и т, a Lt через Мп и т, из уравнения
(1.9) получаем
/ —
PyH=V------(7Г'-1)=мп7£ятй	u.15)
у т - 1
Отнеся Руд к скорости звука во внешней среде, получим относительную
удельную тягу
— Руд Руд	-
Руд = — = --------=M„(VF-1)	(1.16)
вн /ш;
и удельный импульс ПВРД
(1-17)
26
Но, так как i* - i* = -------- R Т„ (1 + ----- М’) (г - 1), то урав-
г в к - 1 н	2 п
нение (1.17) после подстановки значений i* — /* иР „ принимает вид
г в уд
Мп(*-1)	Ни
(ч/т + 1)х<т7	1 + (*-1)(м’/2) ’
(1.18)
откуда относительный удельный импульс
(к - »Ни
= J a =J \JkRT
уд уд И yflV и
мп
(1.19)
а приведенный удельный импульс
м„
к - 1
J = -И	_____
ПР °нНи l+(*-l)M’/2
Удельный расход топлива идеального ПВРД
(1.20)
GT	JkRTH 1 + (fc - l)M’/2	^Г+ i
с = 3600 -----= 3600 -------------------------------------
УД	R	к-1	Ни	Мп
(1-21)
Относительные и приведенные значения удельных параметров иде-
ального ПВРД удобны для выявления тенденции изменения эффектив-
ности двигателя вне зависимости от начального состояния рабочего тела
(для Руд и /уд) и от начального состояния и типа топлива (для Jnp).
В реальном ПВРД из-за потерь энергии рабочего тела в процессах
сжатия воздуха в воздухозаборнике и расширения продуктов сгорания
в реактивном сопле работа цикла будет уменьшаться, а относительные
и приведенные значения удельных параметров будут ухудшаться тем зна-
чительнее, чем больше величина потерь в этих элементах двигателя.
Тяга реального ПВРД с дозвуковой скоростью в камере по этим причи-
нам будет обращаться в нуль при существенно меньших скоростях по-
лета, чем тяга идеального ПВРД.
В гиперзвуковом ПВРД из-за уменьшения потерь в воздухозаборни-
ке и сопле, обусловленных уменьшением степени сжатия набегающего
воздушного потока и степени расширения продуктов сгорания, в усло-
виях больших Мп можно увеличить работу цикла и существенно расши-
рить диапазон рабочих режимов по сравнению с ПВРД с дозвуковой
скоростью в камере сгорания. При этом в отличие от ПВРД с дозвуковой
скоростью в камере сгорания из-за большого различия статических па-
27
Рис. 1.4. Циклы ПВРД:
н-в-к- с-н - цикл ГПВРД С с =
= F^g/Fn = 1,0; н-в-к.с'-с-н -
цикл ГПВРД с рв = рк.с = const,
/к.С > 1? н-в-к.с"-с -н - цикл
ГПВРД с сужающейся камерой (fK C <
< 1); н-Вд-к.Сд-Сд-н - цикл СПВРД
На рис. 1.4 в i - S координатах
наковой величине теплоподвода (а :
раметров и параметров торможе-
ния потока в ГПВРД анализ рабо-
чего процесса необходимо выпол-
нять, используя термодинамичес-
кие значения основных парамет-
ров рабочего тела и термодина-
мических функций (р, ; Tt ct i).
изображены циклы ГПВРД при оди-
= const), но при различных условиях
протекания процесса сгорания.
Процесс сжатия воздуха (от состояния окружающей атмосферы при
рн до состояния на выходе из воздухозаборника при рв) изображается
политропой н — в; повышение давления в процессе сгорания в зависи-
мости от типа камеры — кривыми в — к.с для цилиндрической камеры
постоянного сечения (/ с = FK c/FB = °беспечиЭающей'Теплопод-
вод при повышении давления до рк > рн; в — к.с' — для расширяю-
щейся камеры (f с = F9 /F > 1), обеспечивающей изобарический
теплоподвод при Рк с = Рв> и в ~ к.с" ~ для сужающейся.камеры
с = F" c/FB < 1), обеспечивающей теплоподвод при еще большем
повышении давления, чем в камере с / = const*. Соответствующие про-
цессы расширения изображаются политропами к.с — с, к.с - с', к.с' -
с" в каждом цикле.
Для сравнения на рис. 1.4 приведено изображение действительного
цикла СПВРД с дозвуковой скоростью в камере сгорания н — вд —
к.Сд - сд - н. Как видно, изменение условий сгорания при одинаковой
величине теплоподвода в камерах сгорания ГПВРД и СПВРД (Q =
= I* с - <н —	с = ^ет) приводит к изменению параметров
в конце процесса теплоподвода: так, в расширяющейся изобарической
камере минимальны давление и температура и максимальна скорость;
в камере с /	= 1,0 и /к ч< lN0, в особенности в СПВРД, статическое
давление и температура выше, а скорость ниже, чем в изобарической
♦Здесь и далее предполагается, что в камерах сгорания всех трех типов (в том
числе и расширяющейся) существуют условия для организации процесса сгорания
с заданной величиной коэффициента полнотц сгорания 1?к с-
28
камере. Эффективная работа цикла ГПВРД, как и любого ВРД, опреде-
ляется как разность действительных работ расширения и сжатия.
Вводя КПД процессов сжатия i?c и расширения ?? , представим ра-
боту цикла и эффективный КПД в виде

«и - <P„/l>	«г>
М 1Ч»и	и р	1
(JT* - 1)17 + 1
yS с
(1.22)
(1.23)
Видно, что работа и эффективный КПД цикла ГПВРД зависят от ско-
рости полета, определяющей адиабатическую степень повышения давле-
ния при сжатии потока воздуха в воздухозаборнике тги , от степени
w	- л
теплоподвода, определяемой величиной в и уровнем потерь энергии в
элементах двигателя при сжатии воздуха в воздухозаборнике 0?с),
расширении газа в реактивном сопле (т?р) и теплоподводе в камере сго-
рания,, влияющих на статическое давление в камере сгорания.
Параметры в конечном сечении камеры сгорания (рк и Тк с) и
предельная степень подогрева определяются закономерностями тепло-
подвода к сверхзвуковому потоку в камерах различных геометричес-
ких форм (рис. 1.5). Интегральные уравнения сохранения массы, коли-
чества движения и энергии, записанные в одномерном приближении
без учета трения при нулевом импульсе впрыскиваемого топлива для
входного и выходного сечений камеры сгорания произвольной формы,
имеют вид
р с F = р с F
мв в в гк.с к.с к.с’
(1-24)
К.С
р F + р c2f + f pdF=p F + p c2 F ;
мв в гв в в Jr *к.с k.c гк.с k.c k.c’
(1-25)
29
Рис. 1 Л. Распределение параметров при теплоподвода к сверхзвуковому потоку
(р - давление; X - приведенная скорость потока) :
а - цилиндрическая камера постоянного сечения; б - сужающаяся камера; в -
расширяющаяся камера при р = const \qa - теплота, подводимая к потоку
с	с
в	к.с
i + -----+ q(i + Н п „)=(! + л )(/ р + -------------).	(1.26)
в 2 тv т и к*с	т v к.с	2 7 V
Принимая в первом приближении кт = к, уравнение энергии запишем
в виде
R Т* 1 + a (i + Н 17	) IR
к.с к.с	чт v т и 'к.с71 в в
Проведем анализ закономерностей изменения параметров при
теплоподводе в камерах различных геометрических форм с помощью
газодинамических функций.
^к с
1.	В камере постоянного сечения FK с = FB и f pdF = 0. Решение
Fb
системы (1.24 ... 1.27) при этих условиях позволяет установить связь
между параметрами на выходе из камеры сгорания и на входе в нее:
30
z(\ c) = z<V= ------------ =Z<XB) — ’	(L28)
ч/гГ(1+«т)	P
^K.C
Pb
r (XK.c)
r(XB) ‘
(1.29)
Так как при теплоподводе 0 = >/тГ( 1 + qT) всегда больше единицы,
то z(XK ) < z(X^) и \ с уменьшается, а статическое давление на выхо-
де из камеры растет (рк с > рв). При определенной степени теплопод-
вода Хк с становится равной единице, наступает „запирание” камеры, и
дальнейший теплоподвод без изменения условий на входе становится
невозможным. Предельная степень теплоподвода, при которой поток
тормозится до звуковой скорости в выходном сечении камеры, зависит
от скорости потока на входе в камеру: чем больше Хв, тем больше
предельная степень теплоподвода (рис. 1.6, кривая 1).
F
к.с
2.	В сужающейся камере FK с < F* и f pdF^ 0. В общем случае
Fb
этот интеграл можно взять, если известны закон тепловыделения и фор-
ма канала или закономерность изменения статического давления по
длине.
С целью выявления основных
тенденций воздействия теплоподвода
на параметры конца горения в сужаю-
щейся камере достаточно предпо-
ложить, что стенки канала оказывают
потоку сопротивление, составляющее
какую-то долю от входного полного
импульса потока, т.е.
Гк с
f pdF = -aJBX (1.30)
Рис, 1.6. Зависимость степени теплоподвода
0«^Г(1+ ?т)" Pk.Jp* от хв:
1 - сужающаяся камера; 2 - цилиндри-
ческая камера; 3 - камера с р = const
31
или
f pdF = -a(p F + PB^FB) = -apJ/(XB)FB,	(1.31)
fB
где коэффициент a < 1,0 (например, a = 0,05; 0,1 ит.д.).
Тогда, подставляя выражение интеграла из уравнения (1.31) в урав-
нение (1.25), записанное с помощью газодинамических функций, привле-
кая уравнение (1.27) и проводя необходимые преобразования, получаем
уравнение для определения приведенной скорости газа на выходе из
сужающейся камеры;
z(XKC> = (1-a)-------------- Z(XD)‘	<L32>
ч/тГ(1+	)
Уравнение (1.32) отличается от (1.28) наличием множителя (1—а),
который уменьшает z(X ) при равной степени теплоподвода в'
(1-а) раз.
Последнее означает, что при одинаковой степени теплоподвода при-
веденная скорость газа на выходе из сужающейся камеры будет ниже,
чем на выходе из камеры постоянного сечения, а запирание сужающейся
камеры будет происходить при более низком предельном значении 0:
^пред = О “ a) z(\) ’ в т0 вРемя как
0пр«,-г<х.)-	<135)
На рис. 1.6 показана закономерность изменения 0 = 0(Хн) для а =
= 0,1. Видно, что предельная степень теплоподвода в сужающейся камере
при той же начальной величине меньше, чем в камере постоянного се-
чения (кривая 2 на рис. 1.6).
3.	В расширяющейся камере, когда обеспечивается условие сохра-
нения статического давления рв = рк с = р, в результате совместного
решения уравнений (1.24) ... (1.27) получаем
CK.C=Cl/(1+M’	(134)
т.е. скорость на выходе из изобарической камеры сгорания (с точностью
до влияния добавки топлива) не отличается от скорости на входе в
камеру.
Отсюда Х'к с= ------------- Хв-	(135)
V7? (1 + <?т)
Закономерность изменения предельной приведенной степени тепло-
подвода в зависимости от Хв в изобарической камере показана на
рис. 1.6 (кривая 3).
32
Анализ зависимостей, иллюстрирующих влияние степени теплопод-
вода к сверхзвуковому потоку на параметры конца теплоподвода в
камерах различных геометрических форм, позволяет сделать следующие
выводы:
при заданных условиях на входе максимальный теплоподвод может
быть реализован в изобарической расширяющейся, а минимальный -
в сужающейся камере;
максимальное статическое давление при заданной степени теплопод-
вода может быть достигнуто в сужающейся конической камере, мини-
мальное — в расширяющейся.
При одинаковых эффективности и степени сжатия воздушного
потока работы циклов в рассматриваемых камерах будут различаться
из-за разных величин работ и КПД процесса расширения. Если КПД про-
цесса расширения будет одинаков во всех сравниваемых циклах, то
наибольшая работа будет получена при теплоподводе в сужающейся ка-
мере, меньшая - в камере постоянного сечения и наименьшая — при изо-
барическом теплоподводе, т.е. соответственно уровню энтальпии и
статических давлений в конце теплоподвода.
Этот результат имеет простое физическое объяснение: при одинако-
вом уровне потерь проточной части камеры сгорания уровень тепловых
потерь, обусловленных теплоподводом к движущемуся потоку, будет
наибольшим в изобарической и наименьшим — в сужающейся камере.
Однако КПД процесса расширения с увеличением давления и температу-
ры конца процесса тепловыделения будет уменьшаться вследствие уве-
личения потерь полного давления потока при повышении степени рас-
ширения и вероятного возрастания потерь из-за неравновесности про-
цесса расширения. Поэтому преимущество камеры той или иной формы
может быть установлено только на основе сопоставления действитель-
ных работ сравниваемых циклов.
На рис. 1.4 приведено графическое изображение действительного
цикла СПВРД с теплоподводом к дозвуковому потоку (кривые н —
вд — к.Сд - сд — н). Видно, что при одинаковой величине теплоподвода
в СПВРД и в ГПВРД (/♦ - i* = const) абсолютные значения давления
и температуры перед расширением в цикле СПВРД существенно выше
соответствующих значений параметров конца теплоподвода во всех
рассмотренных циклах ГПВРД, а величина энтропии конца тепловыде-
ления для приведенных условий мало отличается от энтропии конца
теплоподвода в изобарической камере (SK с) д > S'K с > SK с > S* с.
Это означает, что при большом уровне потерь в процессе сжатия воздуха
в цикле СПВРД величина энтропии конца процесса теплоподвода может
быть и больше, и меньше величины энтропии конца тепловыделения в
ГПВРД в зависимости от уровня потерь при сжатии и теплоподводе.
Однако по величине энтропии конца тепловыделения нельзя судить о
преимуществах циклов ГПВРД перед СПВРД; эти преимущества могут
33
быть установлены только при учете реальных КПД процессов расшире-
ния, т.е. при сопоставлении действительных работ сравниваемых циклов.
Действительная работа ПВРД в соответствии с уравнением (1.22) опре-
деляется величиной теплоподвода, условиями теплоподвода, скоростью
полета и степенью торможения воздушного потока.
Решающим фактором в соотношении действительных работ циклов
СПВРД и ГПВРД при любой степени теплоподвода будет скорость полета
или Мп.
При Мп > 6,0 (Г* > 1600 К при Н > 11 км) доля работы расшире-
ния в располагаемой работе СПВРД при а = const, т/ = const, пс = const
быстро уменьшается как вследствие уменьшения относительного тепло-
подвода т, так и вследствие увеличения уровня потерь в камере из-за
возрастания скорости в проточной части до камеры сгорания; в то же
время в ГПВРД можно так подобрать степень торможения потока, что
работа сжатия и температура сгорания останутся неизменными. В этом
случае доля работы расширения будет снижаться только из-за уменьше-
ния скорости истечения, обусловленного возрастанием тепловых потерь
с увеличением скорости полета, и тем самым, скорости на входе в каме-
ру. Поэтому по мере увеличения скорости полета в зависимости от
уровня потерь (т?с и 17 ), начиная с определенных значений Мд, распо-
лагаемая работа ГПВРД будет превышать работу СПВРД с дозвуковой
скоростью в камере сгорания.
1.2. ЭФФЕКТИВНОСТЬ ЦИКЛОВ КОМБИНИРОВАННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
В комбинированном двигателе работа Le и КПД могут быть рас-
считаны по заданным параметрам основного (£еП и генераторного
(ZeI ) циклов:
Ле1+ т1еП	„
Le =	-2	_ ;	(1.36) 1 + т
^е =	el	е“ ,	(1.37) <2(1 + т)
где Q - тела.	суммарный теплоподвод в циклах на единицу массы рабочего
Здесь и в дальнейшем параметры основного и генераторного цик-
лов - параметры этих циклов после энергообмена, а исходный генера-
торный цикл — цикл до энергообмена. При теплоподводе в обоих циклах
”е =	el	1	(1.38) 1 + твц
34
~ _ СП ’тП^иП^к.сП
где Q тт — ----------------------относительная степень теплоподво-
да в основном цикле.
Тегоюподвод в основном цикле также служит генератором энергии,
однако в этом случае принятое ранее определение ’’основной цикл”
целесообразно сохранить и относить ко всем циклам, к которым пред-
варительно была подведена энергия от внешнего генератора.
При теплоподводе только в генераторном цикле, т.е. при
<7тп= ° и бц = 0> ne = nei(l + w£)/(l + т),	(1.39)
где L = Ljj/Zj — относительная работа основного цикла.
Следует подчеркнуть, что приведенные соображения справедливы
для комбинированных двигателей различных схем как разомкнутых,
т.е. в таких, в которых рабочее тело выбрасывается в атмосферу в обоих
циклах, так и в замкнутых, в которых часть рабочего тела совершает
круговой рабочий процесс в цикле, например, при передаче к основному
циклу тепловой энергии от генераторного цикла, производящего одно-
временно полезную работу. Примеры таких комбинированных двигате-
лей приведены во введении: к ним могут быть отнесены двигатели
бинарных циклов и, в частности, двигатели внешнего горения. Мож-
но синтезировать ряд комбинированных двигателей подобных схем,
сочетающих свойства реактивного двигателя с замкнутым циклом
теплосиловой установки, вырабатывающей энергию для передачи
основному циклу. В таких двигателях можно использовать основное
достоинство двигателей бинарных циклов: возможность расширения
температурного интервала между 7’гтах и Г । при реализации высо-
кой суммарной эффективной работы и при одновременной разгрузке
генераторного и основного циклов ВРД от чрезвычайно высоких темпе-
ратурных перепадов. До настоящего времени бинарные циклы не полу-
чили распространения, хотя, как следует из оценок их эффективности,
применение комбинированных двигателей с использованием замкнутых
циклов содержит потенциальные преимущества перед двигателями
разомкнутых схем.
Эффективность рабочего процесса комбинированного двигателя как
движителя, создающего реактивную тягу, определяется величиной
полного КПД	Kn/Q, хаРактеризующего совершенство преобра-
зования подведенной к двигателю теплоты в тяговую мощность,
t?2i+ ^17ЕПСП
= --------------- (1-40)
1 +
при теплоподводе в обоих циклах, т.е. при <7т1 > 0 и <7т1у > 0;
35
’?£=n£i(1+тРудП)/(1 +m)	(1.41)
при <?т1> 0 и <7TlI = O,
где
+	— у
^уд И — Ру д II /Руд 1	/	" —	г=—
(1 +	1 “ Lv V Ly
относительная удельная тяга рабочего тела основного цикла;
~	Ly	к"/2
£ = ------ = ------- — относительная работа скоростного напора
V	LX	Ll
воздуха.
Если 0j = 1/(1 + т), 0П = т/(1 + т), а теплоподвод к условной
единице массы рабочего тела в обоих циклах
Q _ GbI6I + GbIIGII _ ei+ otCII
2усл = GbI +GbII	GbI+ GbII	’
Ci	en
TO ^ = ^1^1 -7— + Wh -------------=
^усл	^усл
~ ^1^1^10 + ^ell	(1-42)
=7Js I ^1^10 + ^£11^11^110’	(1.43)
Le = ^I£I + Mir	O-44)
Наиболее широкое применение получили комбинированные двига-
тели разомкнутых схем, в которых рабочее тело выбрасывается в атмос-
феру, создавая реактивную тягу. Математическое выражение связи ра-
боты и КПД основного и генераторного циклов двигателей подобных
схем может быть получено на основе анализа способов энергообмела
между циклами. Сплошными линиями на рис. 1.7 показаны контуры
обобщенного двигателя со смешением потоков, штриховыми — без
смешения.
С целью упрощения изображения на рис. 1.7 не приведены элементы
ВРД, использующего высокую энёргоемкость криогенных топлив (топ-
ливовоздушные и топливо газовые теплообменники, устанавливаемые
на различных участках проточной части, которые также представляют
предмет исследования).
Взаимосвязь параметров основного и генераторного циклов можно
36
Основной
агрегапГ
6вж
6п
Теплообменник
йщ+Отп
5bi*6ri
Камера
смешения

Ъг
6п Генератор
Рис. 1.7. Структурная и принципиальная схемы обобщенного комбинированного
двигателя:
1 - генератор; 2 - основной агрегат; 3 - теплообменник; 4 - камера сгорания
установить решая уравнения баланса тепловой и механической энергии
рабочих тел обоих циклов:
Л, - W,o - AW,
"ll = W J '
GI ’св I ~ ^I^’cbIo “ 6j_n)
Сп’свП ~ Сп’свПо + GI@l- II
(1.45)
(1.46)
Здесь AJVj — отбираемая от генераторного цикла мощность; JVl0 — мощ-
ность исходного генераторного цикла; ТУц — подведенная к основному
циклу мощность; if — механический КПД передающего мощность
агрегата; Cj_u — количество удельной теплоты, отбираемой от генера-
торного цикла; р **в1р z*Bi0 и <*вИо — физические энтальпии затормо-
женных потоков рабочего тела на выходе из контура генераторного цик-
ла, на выходе из контура основного цикла, на выходе из контуров ис-
ходного генераторного и исходного основного циклов соответственно
(свободная энергия, которая может быть реализована в тягу или мощ-
ность) .
Обозначая коэффициент отбора мощности от генераторного цикла
в основной со =	и выражая свободную энергию генераторного
37
цикла как сумму Ncb = 2Vl0 + Ny = N^Q + G^Ly в комбинированных
двигателях с воздушно-реактивным приводом (КВРД) и NCB = N^Q
в комбинированных РД с ракетным приводом (КРД), получаем ы =
= Д^/(ЛГ1о + Ny) в КВРД и	в КРД.
Но так как из уравнения (1.45) Д7У{ =	= ^в11^к^м’то Ра’
бота сжатия воздуха в основном цикле
L'K = ----- [(1 + ?T)Li0 + Lv} в КВРД;	(1.47)
т
т" = чм
£к ------------ (1 + i)Lio в КРД.	(1.48)
ТП
Видно, что при фиксированных значениях т, ^т1, Lyy со ит?м работа
сжатия основного цикла прямо пропорциональна работе генераторного
цикла.
Работа основного цикла может быть определена из уравнения
= £рц - ЬуКЛ +	0-49)
где
Sn-'r’MO(L50>
i?pII = 17_7?j - суммарный КПД процесса расширения в основном цикле;
1? — КПД процесса расширения от состояния Г' до состояния с
Ь. *нас + Д Сто + Д *г
(рис. 1.8); 17 = 1 — -----КПД, характеризующий
(£рП)г " с
долю затрат работы расширения на привод насосов Д*нас, потери в теп-
лообменнике и потери полного давления в камере сгорания Д/г.
Величины, входящие в уравнение (1.50), могут быть определены
из уравнения теплового баланса в камере сгорания контура основного
цикла и уравнения адиабаты процесса расширения:
’Равенство (1.52) приближенное, но дает незначительное расхождение в
широком диапазоне изменения Рн/р* и к (при Рн/р* = 0,5 ... 0,005 и к = 1,25 ... 1,4
расхождение не превышает 0,5 %).
38
Рйс. 1.8. Изображение бсновного цикла
(М > 0) в i - 5-диаграмме
Рис. 1.9. Изображение основного цикла
(М = 0, Н= 0) в i - 5-диаграмме
Подставляя эти выражениями уравнение (1.50), получаем
'и + LV+ Lk+ еП + еП-1 £к’,П+£Кт,с
£_ц = К1?пП ---------------------- ------------- ’ (1.53)
₽ Р	1 + 4тц	'и+ £Г+Мп
где к = кг/к; — КПД передачи работы от генераторного основному
'д "
циклу (в компрессоре — тур;	~-----------КПД процесса ежа-
Lv
тия воздуха в воздухозаборнике. _
Обозначая L/ii^ + Ly) = /; Q = Q/(iH + Ly), запишем уравнения
для определения /рП и /ц в относительных величинах:
_ 1 + ;к+	+ ^П-1
1 + 4т11
ZpH Sh*
'k’iI* Ис
1 + Hi!
(1-54)
ZII
1 + *к+ 0Ц + GII-I
1 + а [W ГТТя </к?П + lvnc
1 + ’тП	1 + VII
1
(1.55)
В условиях старта и малых скоростей полета в области 0 < Мп <
^пред’
к - 1
где М находится из условия я* а = а (1 +
**Р^Д	г g ВX	вх
М* „ )1= 1,0, статическое и полное давление воздуха на вы-
пред	w
2
39
ходе из воздухозаборника перед сжатием в основном цикле будут
изображаться кривыми рис. 1.9 (линиями н — н0 — н' — к — г — с — н-
цикл с теплоподводом, н — н0 — нг— к — к" — Зс — н — безтеплопод-
вода). Вводя КПД, учитывающий потери полного давления рабочего
тела в камере сгорания и сопле и затраты работы на привод насосов
^£11 = “ ‘с Ж* —	’можно получить выражение для относитель-
ной работы цикла при Мп = 0 (Jv = 0) :
_ 1 + 1к+ ^П-1 +	1
Zpii ~ ln ~ ’’г пк г~	[1	~	К1 -56)
1+«т11	°bx<1+W
При <7т11= 0(ёп = 0) и Сц_1 = 0	к = 1,0 и при 1у>0
1+ Zk
777Т- (/к”п+
1 к *11
1 +1К
1п~пр11 7 .	+	“ lV'
1 к *11
а при
'и-» 'рЦ-'в-М»*'^1- -Г2------------------Ь (1-59)
'КЯП>
где аЕ = авхап ч* суммарный коэффициент полного давления в возду-
хозаборнике и канале основного контура (проточной части до реактив-
ного сопла ап ).
Из уравнения (1.58) видно, что при / = 0 относительная рабо-
та основного цикла /п <0;	= 0 в идеальном случае при отсутст-
вии потерь, т.е. при = 7?рП = 7?р1 = 1,0 и /п < 0 при учете реальных
потерь.
Минимальная работа компрессора для компенсации этих потерь,
достигаемая при /п = 0, может быть определена из уравнения
1+ ^Kmin
’’pH ^Kmin+ lVV 777	~ ~lV	О-6°)
1 + 'кт1п’?11
При а> = 0 ZK= 0 и при 1у>0
_ 1 + <?ц-1+ <?ц
/рП-К ----——-------- ^МрП’	<L61>
1	^т11
40
lII 1 + 0	+	U-62)
1 ?TlI
Видно, что минимальный теплоподвод, потребный для компенса-
ции потерь в проточной части и соответствующий /н = 0, определится из
условия
б£тш*<ёц-1+ ёП>т1„* 77^— “I-	<163)
Теплоподвод CEmin в отличие от /Kmin не зависит от скорости
полета, если соответствующие значения к, rjc и 7?р11 можно принять
одинаковыми при всех скоростях полета.
Полезная работа генераторного цикла, рассматриваемого обобщен-
ного двигателя (с отбором тепла и механической работы от генератор-
ного цикла) будет представлять собой остаток свободной энергии гене-
раторного цикла и численно равняться разности теплосодержания про-
дуктов сгорания рабочего тела на выходе из теплообменника и на срезе
сопла генераторного контура. В соответствии с обозначениями рис. 1.10
- -J; - = 'J; 11 -	> '14.41 	<1И>
где *?т 0 — КПД, учитывающий потери полного давления в теплообмен-
нике.
Подставляя в правую часть уравнения (1.64) значения i*, npjp^ в
получаем	°
£СВ " ^Т.В ! ^т.в
£pi “ £т.в “ @i - ц) _ ,—т~----------- ’Iro ЧР1 •	(1 -65)
св т.в''*т.в
При Gj-u = 0 и при отборе механической работы от контура генератор-
ного цикла, т.е. при LK > О,
Л»1 = (,‘св -£тв> *
vD	1 • D
£св £т.в^т.в
^св " £т.в ^т.в
Рис. 1.10. Изображение генератор-
ного цикла в г-S-диаграмме
(1.66)
Расчеты показывают, что в этом случае в широком диапазоне изме-
нения коэффициента отбора мощности w s в/^св (от 0 до 0,8) и
1?т в (от 0,2 до 0,9) с большой степенью точности (ошибка не более
o,i ... 0,2 %) LpI = LM « (LCB - £т в)1?р1 ИЛИ
«)ЧрГ	(1-67)
При £?1_ц = 0 и т?тв = 1,0 равенство (1.67) выполняется точно.
При£к = 0 и Cj.jj > 0
£св
^р1~^т ~('св “	7, ’'то^р!-
’св
= (£СВ “ ^I-Il'lcB^To'lpP	(1.68)
£св 'св ~ 'с. ад
где г? = ------ =---------------КПД использования свободной энер-
СВ .**	/♦
св	св
гии или КПД механического равновесия системы (см. ниже);	~
= 1-1/<в-
Так как — Lpl - L^/(l + qtI) для КВРД и £j - Lpl для КРД, то
—	— 'св 'те' в
<1<В)
’св т.в'7*т.в
где / = /к/(1 + <7Т1) в КВРД и / = 0 в КРД, а /• = /• /(С + ДД
If	г	1А	If	VD vD Л	г
Вследствие того, что /• = / /т?' , L = ml Кц.п) из уравне-
UD V0 V» 1 *0	14 ДМ
дп
ния баланса работ компрессора и турбины, a Ci_n = -----
Д1
из уравнения теплового баланса при обмене теплом между генератор-
ными и основными циклами, уравнение для определения Zj принимает
вид
	т1к 1	
^св	т “ 1 г	(	+ Сц -1 ^св	"1”т.в’’м д")] <в	"i’’t.b’’m (1.70)
Здесь = 1 + <7Ti и дп = 1 + ?тП.
Относительная эффективная работа и эффективный КПД обобщен*
ного комбинированного двигателя без смешения потоков будут опреде-
ляться уравнениями
/
Пе = "Г—~-----— *	(L72>
Cj(l + mQ п)
Из уравнений (1.71) и (1.72) видно, что эффективность комбини-
рованного двигателя любого типа зависит от величины исходной свобод-
ной энергии генераторного цикла, степени отбора, механической работы
и теплоты от генераторного цикла, степени теплоподвода в основном
цикле и КПД процессов.
В комбинированных двигателях со смешением потоков передача
энергии от генераторного цикла основному может осуществляться:
1) в процессе смешения потоков основного и генераторного циклов
в результате обмена энергией в виде тепла и механической работы При
выравнивании давления и температуры в струйном компрессоре (эжек-
торе) при J = 0, но при теплоподводе к основному циклу за зоной
смешения, т.е. при > О (РПД и др.);
2) путем передачи механической работы через систему турбина —
вал - компрессор и последующим энергообменом в процессе смешения
рабочего тела на выходе из турбины генераторного цикла с воздухом
основного цикла, поступающим из компрессора (ТРДЦсм, ТРДДФсм,
РТДсм и др.).
В этих двигателях эффективная работа будет определяться из урав-
нения	.
lV
I =	----------------=
6 РЕ 1 + Я т + Q тт
*т! чт11
1 1 +
= 1 + о + в----- lK,?P« 1 + I п	(i-73)
1 + /к”п
43
где
н т	н „
- _	ul	u II
“?т1 . . ,	1?rl+ ^тП . + , чг1Г
!н L V	'н LV
(1-74)
Величина /к в уравнении (1.73), так же как и при определении
эффективных параметров двигателей без смешения потоков, опреде-
ляется из уравнений (1.47) и (1.48) по заданным значениям £1о и£^,
со и т = GBlI/G р При выявлении наиболее целесообразных значений
коэффициента отбора мощности в двигателях со смешением потоков
со удобно рассматривать величину / как независимый параметр, а со
определять из уравнений (1.47) и (1.48).
1.3.	РАБОТОСПОСОБНОСТЬ СИСТЕМЫ
Анализ эффективности комбинированных двигателей, выявления
требований к рабочему телу генераторного и основного циклов .и опреде-
ления оптимальных условий энергообмена между ними целесообразно
проводить, используя понятие максимальной полезной работы рабочего
тела изолированной системы или работоспособности системы.
Источником энергии в комбинированных двигателях можно считать
свободную энергию генераторного цикла, которая в состоянии произвес-
ти полезную работу системы. Максимальная работа системы может
быть произведена при условии обратимости всех этапов перехода сис-
темы из исходного неравновесного в конечное равновесное состояние -
состояние окружающей среды.
Математическое выражение работоспособности в обозначениях
рис. 1.11
^max = ei “ е° =	~ *° “ ^o(5i - So),	(1.75)
где е — эксергия потока (индексы 1 и 0 относятся к исходным парамет-
рам рабочего тела на выходе из генерато-
ра комбинированного двигателя любой
схемы и параметрам окружающей атмос-
феры, т.е. при р = р0 и Т = То соответст-
венно) .
Рис. 141. Изображение в 7 - S-диаграмме идеаль-
ного процесса перехода системы в состояние
равновесия
44
Максимальная полезная работа £тах может быть получена в резуль-
тате адиабатического расширения рабочего тела до термического равно-
весия с окружающей атмосферой, а затем изотермического сжатия с
теплоотводом до атмосферного давления, т.е. путем обратимого пере-
хода в полное равновесие с окружающей средой.
В комбинированном двигателе в общем случае может быть не один,
а несколько генераторных циклов. При большом числе генераторных
циклов уравнение (1.75) может быть записано в виде
1 п 1
£тах = ~ < 2 е1.-ие0)=—[(S iit - ш0) -
" I = 1	"	«= 1
п
- Го( s slf - nS0)],
1 = 1
(1.76)
(1.77)
где п — число генераторных циклов.
При бесконечном числе генераторных циклов уравнение (1.76)
имеет вид	1
= — (feidm - те0) = — [( fh dm - mi0) -
m	m	m
-To (J Si dm-S0)L
- m
где m — масса рабочего тела.
Для газовых теплосиловых установок, к числу которых можно
отнести большинство авиационных комбинированных двигателей (в от-
личие от паровых), описанный выше процесс реализации обратимого
перехода в состояние равновесия с атмосферой при изотермическом
сжатии до атмосферного давления трудноосуществим и обычно заме-
няется ступенчатым процессом адиабатического (или политропическо-
го) сжатия с промежуточным теплоотводом между этапами сжатия.
Поэтому практический предел работоспособности системы в этом слу-
чае целесообразно оценивать величиной располагаемой работоспособ-
ности газа, т.е. максимальной работы £^тах,. производимой газом при
адиабатическом расширении до атмосферного давления (р =ро) с по-
следующим изобарическим теплоотводом до температуры окружаю-
щей среды (Т = То). Таким образом, имеет смысл использовать вве-
денное Д.Г. Никитиным понятие барэргии ер:
^pmax ” eip ~ е2р ” Ч “ Ч + ^(^2 — Л)) - zi ~ *о “ W2 ~ ЦЛ
__________ (1.78) ♦
♦Уравнение (1.78), так же как и последующие уравнения, записаны для иде-
ального газа.
45
где eip - е2р — разность барэргии в' соответствующих сечениях проточ-
ной части двигателя.
В наиболее общем виде при бесконечном числе генераторных циклов
для массы т
Lp max = 4- U (е - e2p)dm ] =	[ f (i2 - i2 )dm +
.	ш —	nt —
nt	nt
1 _ _
+ f RT2dm- mRTQ]= — [ f (i^dm* miQ)-
m	™ m
- !(U2dm-mUQ)}.	(1.79)
m
Полезная адиабатическая работа расширения от состояния 1 до со-
стояния 2 (см. рис. 1.11) определяется из уравнения
Lp = I, - i2 = - «о - («2 " 'о )	С1 -8°)
ИЛИ
£	= 4г[( f^dm-mi^-t	fi2dm-mi0)].	(1.81)
nt —	—
nt	nt
Вводя среднемассовые	значения	термодинамических функции
(г (/) = _ j idm9 S«> = — f Sdm и = — f Udm), мож-
m -	m -	m -
nt	nt	nt
но привести уравнения (1.75) ... (1.81) к виду
Lmax=71-'o-7’o(51-So);	U-82)
LPmax = 7i-’o-(^-^o);	d-83)
(1-84)
В уравнениях (1.82) ... (1.84) в зависимости от числа генераторных
циклов (конечного или бесконечного) среднемассовые значения пара-
метров (i, S, U) будут соответствовать значениям
либо
To(S-SQ)=ioln(-4- —— )•	(1.85)
<0 tfKcp
Уравнение (1.85) получено в приближении независимости газовой
постоянной R и &ср, и следовательно, ср от перепада давлений в реак-
тивном сопле. В действительности при равновесном протекании про-
46
цесса расширения R, ср и к являются функциями параметров состояния,
определяющих состав смеси, т.е. R = R(p, Г), ср = ср(р, Т) и к =
= k(pt Т) или R, ср и к являются функциями тг и а. Однако для после-
дующего приближенного анализа удобно использовать средние значения
этих параметров, имея в виду, в частности, что величина условного сред-
него значения показателя изоэнтропы связана с применяемым обычно
значением показателя адиабаты п = In (1/тг)/1п (Kj/Kj) уравнением
In Kq — In К1
к =----------------- + л, где к0 HKj определяются при значениях Т =
ср	1П It
= TQ иТ = 7\ соответственно.
Из уравнений (1.82) ... (1.85) можно получить уравнения для опре-
деления 2 v,£ и£ в единой форме:
Ill йл р 111 За	р
1=7^0,	(186)
где 1?0 — КПД, определяющий степень использования работы системы.
(1.87)
(1.88)
(1.89)
и
, 1
ирн £=£pmax 7?0 = 1----------’---------
кп1Г ср l'i
ср
„ 1
при £ = Г1 о = 1-----------.
*ср
7Г г
Здесь т?0, и 7?" - КПД при полном равновесии осредненной йассы
рабочего тела, КПД при изобарическом выравнивании температуры пос-
ле расширения и КПД при механическом равновесии соответственно,
аЛ —li/io-
Из уравнений (1.87) ... (1.89) видно, что 1?" > По> По- Поэтому
при максимальной степени расширения в цикле, когда q" -> 1,0, вели-
чина 1?о•* 1 - кср/71 > а По * 1 - 1 Hi•
Это означает, что для реализации максимальной или близкой к мак-
симальной работоспособности системы нельзя ограничиться циклом с
расширением до атмосферного давления, а следует изыскивать возмож-
ности утилизации и той энергии, которая может быть получена при воз-
вращении рабочего тела в состояние равновесия с окружающей средой.
Коэффициент использования работоспособности потока рабочего
тела в комбинированных двигателях при обычном политропическом
расширении газа в сопле
47
^цртах ^цтах
_ п	_
где L = S L. при конечном числе генераторных циклов и L — fLdm
i=l
при бесконечном числе генераторных циклов; if, if' и if" - КПД, учи-
тывающий несовершенство процесса расширения газа в соплах, КПД
использования располагаемой энергии в газовых теплосиловых установ-
ках и КПД использования работоспособности системы соответственно.
Коэффициент ^использования работоспособности потока рабочего
тела в движителе т?р, характеризующий эффективность преобразования
максимальной полезной работы потока в удельную тяговую мощность
двигателя, определяется уравнением
Ип
-	т
ПР = ------------ (1.91)
^шахц
при бесконечном числе генераторных циклов.
Уравнения (1.90) и (Г.91) написаны для комбинированных много-
контурных двигателей без смешения потоков генераторных и основных
контуров. В комбинированных двигателях со смешением потоков
^см = ^см ’
Чм =
СМ
(Г92)
(1.93)
где if =	— КПД rfpouecca смешения потоков.
Видно, что критерий эффективности комбинированных двигателей
со смешением потоков в качестве одного из определяющих коэффициен-
тов содержит 1?см — коэффициент, учитывающий изменение свободной
энергии двигателя или движителя при смешении потоков. Вследствие
того, что при смешении потоков из-за уменьшения неравномерности
распределения энергии по массе увеличивается полетный КПД г? п, смеше-
ние потоков многоконтурного двигателя в ряде случаев может оказать-
ся полезным и rip может быть как меньше, так и больше rip комбини-
рованных двигателей с раздельными потоками. Поэтому для достиже-
ния максимальной эффективности комбинированного двигателя час-
тичное или полное (в зависимости от параметров смешивающихся по-
токов и условий смешения) смешение потоков может оказаться полез-
ным даже без учета возможностей утилизации химической энергии
топлива при смешении переобогащенного горючим топлива с воздухом.
48
1.4. ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ ЦИКЛОВ
Работа цикла в зависимости от степени использования работоспособ-
ности изолированной системы может быть определена из уравнении
/ЦП1ах = Zmax ~ /сж = G - (1 + Inf, - In /с₽) -	;	(1.94)
4;ршах ^pmax ” ^сж 11	~ Кср ~ ^сж ’	0*95)
Jtcn7T Ср
ср
'«-'-'„“’о-	0-ЭД
где / = L/iQ yi /iOi г уравнения получены при использовании уравнений
(1.87) ... (1.89).
Вследствие того, что во всех приведенных уравнениях правые части
зависят от двух параметров (я и а), оптимальные параметры цикла, при
которых работа максимальна, определяются по общему правилу нахож-
дения экстремальных я и а.
При адиабатическом сжатии, когда / в я ср — 1,
L..* ь»’ср-to’.;	(I”)
О’»)
ср /ср
Iu = G-/cP-(—----------1),	(1.99)
я ср
а оптимальные значения я имеют вид
(яопттах^5 = const	(1.100)
(lira)
При изотермическом сжатии, когда /	= к In я, уравнения
(1.94) ... (1.96) примут вид
'и	!-toi.;	(1.103)
49
/inma = '1- «i/(*<.„ff*cp)-ln/cp-K-,	(1.104)
/ц = 7i - 7i//cp -1п/ср.	(1.Ю5)
Из уравнения (1.103) видно, что /цтах = invar (я);
(^oirrpmax^S = const ^оптртах^Т = const ( ^>/^ср)
(1.106)
= 1 /к
В реальных условиях работы двигателя теплоподвод осуществляет-
ся в результате добавления к рабочему телу дополнительной массы топ-
лива, что приводит к увеличению массового расхода рабочего тела в про-
цессе расширения по сравнению с массовым расходом воздуха в процес-
се сжатия в (1 + (/т) раз. При больших значениях характерных, в
частности, для работы КРД и КВРД на режимах глубокого переобога-
щения, в ряде случаев при определении работы и оптимальных значении
я это повышение расхода топлива следует учитывать. Если полагать
приближенно равными средние показатели адиабаты в процессах сжатия
и расширения рабочего тела, то уравнения (1.97) ... (1.99) для определе-
ния/цтах’/цртах И/ц ПРИМУТ ВИД
=	=	к	Я*СР - 1
'„max’h-lnh+l-lnir'P- ——- ;	(1.108)
=	1	я ср - 1
/цршах = hd----------— )-’£сР--Т7Т-;	(1109)
к я ср	'т
ср
=	1	я ср - 1
/ = 11(1--------)-------------.	(1.110)
/ср	1 + <4
Соответствующие значения яопт при адиабатическом сжатии будут
иметь вид*
(я„„„.„,„„ )с _	“* 1 +	(11И)
v опт max''о = const	пт’	v '
«Уравнения (1.111) ... (1.113), так же как и уравнения (1.108) ... (1.110),
записаны без учета затрат работы на повышение давления топлива, вводимого
в воздух.
50
(яоптр m ах )$ = con st	>^0 + )h /^cp ] CP1	(1.112)
("onA = const = \4(l + <7T)71]1/'£cp.	(1.113)
Учет реальных условий теплоподвода сдвигает оптимальные значения
я в сторону больших величин. Сопоставление уравнений (1.106) и
(1.107) при Тсж = const с уравнениями (1.101) и (1.102) при 5СЖ =
= const показывает, что еще большее влияние на увеличение яоПТ оказы-
вает переход от изоэнтропийного к изотермическому сжатию, при кото-
ром уменьшается относительная работа сжатия Z и увеличивается доля
работы расширения в работе цикла. По мере дальнейшего уменьшения
/сж оптимальные значения я, соответствующие /цтах, ^Цртах и ^ц> бу-
дут сдвигаться в сторону еще более высоких значений, достигая беско-
нечности при отсутствии затрат работы на сжатие воздуха. =
Удельная энтальпия потока на выходе из камеры сгорания i t опреде-
лится из уравнения теплового баланса продуктов сгорания и исходной
смеси:
_	<’ок1 ~'окн^ ар° + ^i*opi ” ziop>P + Ни^га
1,-1= ---------------------------------------------- , (1.114)
н	1 + av0
где у = 1,0 при а<1,0ир=0 при а > 1,0, индексы ”н” относятся к пара-
метрам системы в начале отсчета. Полагая / = iQ в общем случае для
ВРД, РД и КРД, получаем
Л	Аа+ В
ц = J с dT—------------ в области а < 1,0;	(1415)
т р	1 + (Wq
21	(А - Q)ot+ В + Q
ii= f с dT= -------------------- в области а>1,0,	(1.116)
т р	1 + avQ
1 о	—
где А =( f0K1 — 1ок0)ро +	Чор 1 ~ *горо’
Из рис. 1.12 видно, что относительная энтальпия продуктов сго-
рания смеси окислителя с керосином составляет от 10 до 31. При этом
(я	и (я пт)л„ппс+ достигают чрезвычайно высоких
v оптр max's = const v опт'о = const	г
значений (350 ... 400), что объясняется малыми затратами энергии на
сжатие. При повышении давления жидких компонентов топлива РД
или КРД когда затраты работы на сжатие пренебрежимо малы, опти-
мальные значения я Таким образом, при всех значенияхдля всех
типов ВРД, РД и КРД область рабочих значений я лежит в пределах
1,0<я<ялп_.
’	опт
51
Рис. 1.12. Зависимость относительной энтальпии газа = i ±/io от коэффициента
избытка окислителя се
i’o = 288 Дж/кг - энтальпия воздуха при То = 288 К; тонкие сплошные линии -
аппроксимирующие параболы (расчет по уравнению (1.114); 1 - О2 + керосин;
2 - АК- 20 + керосин; 3 - воздух + керосин
Рис. 1.13. Изображение в Т - 5-диаграмме идеального цикла с промежуточным
теплоотводом (я = рк /Ро; яс = рс/р о)
В реальных условиях проще отводить тепло от частично расширив-
шегося газа (например, перед соплом ВРД). Уравнения для определения
Z „ и I_______. т.е. для оценки величины работы при реальных
цшахс цртахс "	г	г г
условиях отвода тепла от частично расширившегося газа (например,
перед соплом ВРД), будут иметь вид
=	= 7ГсСР =	к
'цтахс = '1 - Й —	'1	СР)-1-/сж;	(1117)
Я СР
= %ср 7
'цртахс=?1-1--7-	-----О-/сж>	(Ы18)
ср /ср
где ЯС = РС/РО-
При адиабатическом сжатии в компрессоре максимальная работо-
способность рабочего тела в этом случае определяется процессом, изо-
браженным кривыми о—к — 1 — 1' — о' — о, а работоспособность газа
52
при изобарическом теплоотводе — кривыми о — к — 1 — 1’ — о” — о
(рис. 1.13).
При этом оптимальное значение it, соответствующее	до-
*	111ЛЛ и
стигается при
— /	1 /к Ср* —
(^oirrpmaxc^S = const Vwc(G/^Cp)
%птршах^5 = const*
(1.119)
Это означает, что теплоотвод от частично расширившегося газа умень-
шает работу цикла и сдвигает тгопт в сторону больших значении. При
=1/*со ,
я -► 7Г/ь р I_____-► Z _ что естественно, так как теплота отводит-
с ' 1 цшахс цтах
ся после расширения газа до температуры окружающей среды и, сле-
довательно, до давления, более низкого, чем давление окружающей
=1 / к
среды (р2 = pji. с₽), а при яс - 1,0 /цртахс - /цртах и
("опт, max Л = const ("опттах^ const’ Так как в »°м случае
теплота отводится после расширения газа до атмосферного давления
<Рс = Ро)-
Оптимальные значения /цтах, ^хртах и по коэффициенту избыт-
ка окислителя а, найденные по общему правилу определения максиму-
ма, могут быть получены из следующих уравнений:
ы
ц шах
при -------- = 0
эа
э/
цршах
при -------- = о
эа
1*1 1П7Г(7Г*СР - 1) Э*ср
ч -1	*31	эа
_ СР
i’l	1
(--------------7Г Ср)1п7Г + --------
к.	it
*ср" СР	Я
эа
9/“	- А
при -------— 0
эа
Ы
эа
эа
(1.120)
53
Рис, 1.14. Зависимость относительной
энтальпии газа от коэффициента из-
бытка окислителя:
------------------------ расчет по уравнению типа
(1.120);----аппроксимирую-
щая парабола
Видно, что значения а, соответствующие /цтах, ^цртах и ^ц’ зави’
сят от знака производной Э&ср/Эа, определяемой соотношением моле-
кулярных масс продуктов сгорания и исходной смеси. Анализ показы-
вает, что при сгорании топлив, в которых атомные массы элементов го-
рючего превышают атомные массы элементов окислителя, в области
рабочих значений с ростом а &ср растет. При сгорании же большинства
топлив РД, ВРД и КРД, в которых атомные массы элементов окислителя
выше атомных масс элементов горючего, &ср уменьшается с увеличе-
нием а в рабочем диапазоне изменения этого параметра*.
Так, например, в широком диапазоне изменения я уравнения для
определения среднего значения условного показателя изоэнтропы &ср
в зависимости от а при расширении продуктов сгорания могут быть
аппроксимированы уравнением прямой &ср = а - Ьа.
Вследствие того, что максимальное тепловыделение достигается
при а = 1,0, уравнение ц = /(а) удобно аппроксимировать степенной
функцией (например, параболой), производная которой dfj/Эос = 0
при а = 1,0; Э/1/Эа> 0 в области а < 1,0 и Э/1/Эа< 0 в области а>
>1,0 (рис. 1.14). Используя эти уравнения, можно, не прибегая к реше-
нию уравнений (1.116) ... (1.115), определить направление изменения
оптимальных величин а, обеспечивающих достижение максимальной
работы цикла, если известен характер изменения к в зависимости от
а. Так, рассмотрение уравнений (1.120) на примерах /цтах и /ц приводит
к следующим выводам.
1. При оптимальных значениях тг, определяемых^ уравнениями
(1.111) и (1.113), при всех значениях (Ьк /Ьа) ^0 (Эи/За).	=
=	ср	Si шах
= (dii/Э.а)^ = 0, а следовательно, (%„), ти'= (“оптЪц = 1>0 и
•Элементы и соединения, примеры которых приведены в работе [ 10] и кото-
рые имеют не монотонный характер изменения fcq, = /(а), должны исследоваться
специально, хотя анализ может быть проведен по приведенной ниже схеме
54
максимум работоспособности циклов совпадает с максимумом тепло-
выделения.
2. При фиксированных и реальных значениях я(1 < я <
< 7Гопт^5 = const производные (Э^/Эа). и Ък /Ъа кова-
_ птах	F
риантны, вто время как производные	(Э^/Эа).	и	Э£ /За	контр-
*ц	СР
варианты.
При дк /да>0 (Э/j/da),	>0	и (а ),	<1,0;
ср	‘цтах	0ПТ ‘цтах
(Э/а/Эа), < 0 и (%ПТ)/ц > 1А
При Ък /Ъа<0 (эТа/Эа), <0 и (а ),	>1,0,
ср	цтах	0ПТ цтах
а (д71/Эа)/ц>0 и (%и)7 < 1Д	(1.121)
В цикле с использованием только работы расширения до атмосфер-
ного давления для наиболее распространенных топливных композиций
(Э*ср/Эа < 0) оптимальные значения а сдвигаются в сторону переобо-
гащенных горючим составов.
В циклах с реализацией максимальной работоспособности газа
этот сдвиг имеет противоположное направление.
Учитывая реальные закономерности изменения к при утилизации
теплоты, можно считать, что для наиболее распространенных композиций
топлива увеличение степени использования работоспособности системы
сдвигает аопт в сторону единицы.
Из уравнения (1.120) виден различный характер влияния степени
повышения давления я в сравниваемых циклах на отклонение а от с^=
= 1,0, соответствующего максимуму тепловыделения: с увеличением я
абсолютные значения (Эц/За). растут, в то время как (3/Х/Эа).
цтах	ц
уменьшаются. Поэтому отклонение оптимальных по /цтах значений
а от a = 1,0 при любом характере изменения Ък /Ъа будет увеличи-
ср
ваться, а отклонение оптимальных по /ц значений а от a = 1,0 будет
уменьшаться, достигая нуля при я (7ГОПТ)(5 = const- Такой характер
сдвига аопт закономерен, так как объясняется различным характером
изменения я в обоих циклах: если в цикле с использованием максималь-
ной работоспособности газа увеличение я приводит к удалению я от
(яоптшах)$ = const то в 4111016 с адиабатическим расширением
увеличение я приближает его к (яопт)5 _ const-
Результаты расчетов зависимостей /птях, /Iinmav и I от я, иллюст-
ЦД1ДОА цршал Ц	'
55
I
Рве. 1.15. Зависимость относительной работы цикла от степени повышения давле-
ния:
1 - при использовании максимальной работоспособности газа (ZUI№); 2 - при
адиабатическом расширении до атмосферного давления и изобарическом теплоот-
воде Оц пщах) > 3 — при адиабатическом расширении до атмосферного давления
(Лсж = Л*** ~ Ь G = 53.------fcep =1,4;------*ср = 135
рирующие приведенный анализ, представлены на рис. 1.15 при /сж =
= я ср - 1 и i = 53 и на рис. 1.16 при трех значениях г Видно, что
реализация максимальной работоспособности системы позволяет уве-
личить работу цикла тем значительнее, чем меньше я и больше величина
i: при i! = 9 и я = 100 - на 18 %, а при i х = 9 и я = 10 - на 65 %.
Из рис. 1.17 и 1.18 видно, что работа цикла максимальна при а< ЦО,
причем сдвиг аопт в сторону а < 1,0 увеличивается с уменьшением я.
Из результатов сравнения зависимостей ^Цртах(а) и /ц = /(а) ПРИ
постоянном значении я = 40,..приведенных на рис. 1.20, видно, что уве-
личение теплоты сгорания топливных композиций, связанное с увели-
чением процентного содержания кислорода в окислителе и с увеличе-
нием теплоты сгорания горючего (переход к Я2, обладающему так-
же максимальной работоспособностью), приводит к уменьшению
(а ). и (а ). . Балластирование смеси нейтральным газом,
0 т 'цр*дах опт ц
связанное, например, с горением в ВРД (использованием смеси горючего
с воздухом), наряду с уменьшением работы цикла приводит к нивели-
рованию различия значений I при различных значениях а.
Увеличение я обусловливает рост (аопт)> и (а ).
(рис. 1.19).	ц₽тах
Результаты расчетов оптимальных по /ц значений а при адиабатичес-
56
L
Рис. 1.17. Зависимость относительной работы цикла от коэффициента избытка
окислителя:
--------- 41;--------41 ртах’, топливо АК-20 + керосин
ком расширении для химических ракетных топлив других составов
приведены в учебных курсах ЖРД [10, 15]. Разумеется, что в отличие
от ЖРД, в которых оптимальные по /ц тах, /цр т ах и /ц значения а совпа-
дают с соответствующими значениями а по эффективности процессов,
в ВРД оптимальные значения а (по /уд) при всех рассмотренных степе-
нях использования работоспособности рабочего тела будут существенно
выше из-за уменьшения относительного расхода топлива при увеличе-
нии а.
Степень использования работоспособности рабочего тела опреде-
ляет тип и параметры двигателя. Для реализации работы расширения
/ необходим реактивный двигатель с обычным соплом, в котором
происходит расширение рабочего тела до атмосферного давления. Для
реализации /ртах и максимальной работоспособности газа необходим
реактивный двигатель с устройством, обеспечивающим утилизацию
теплоты, отведенной в процессах р = const (или Т = const), т.е. либо
57
Рис. 1.18. Зависимость отно-
сительной работы цикла от
коэффициента избытка
окислителя (Я = 40):
-------^цршах!-------
Рис. 1.19. Зависимость опти-
мальных значений а от я.
ртах 5----------------
двигатель с регенерацией теплоты, либо комбинированный двигатель
с передачей теплоты от рабочего тела генераторного цикла воздуху
основного цикла.
Заметим, что в двигателе с регенерацией теплоты для полной утили-
зации отведенной тепловой энергии с доведением температуры газа до
начальной (Т = То) необходимо располагать хладоносителем в тепло-
обменнике с температурой топлива Тт < То. Расчеты показывают, что
при использовании в качестве теплоносителя криогенного топлива,
имеющего максимальный хладоресурс и наиболее низкое начальное
значение Тт0, полная утилизация тепловой энергии при реализации
'цтах ИЛИ цртах пРеДставляется возможной только при работе двига-
теля на режиме глубокого переобогащения (при <*тах = 0,2 ... 0,3).
На режимах а > атах регенерация теплоты топливом или воздухом и
топливом в ВРД и КРД возможна только при теплоотводе от частично
расширившегося газа с соответствующими потерями в работе цикла
по сравнению с / а v или I „.
г	цтах цртах
Передача теплоты рабочему телу другого цикла (например, от ра-
бочего тела генераторного цикла воздуху основного цикла) позволяет
58
получить близкие к максимальным значения работы генераторного цик-
ла и высокие значения rie и т?р, но сопровождается уменьшением работы
условного рабочего тела обоих циклов. Поэтому комбинированные
двигатели с передачей теплоты от генераторного цикла основному раз-
личными способами, реализующие при этом близкие к расчетным зна-
чениям /тах (или /ртах)> обладают умеренной удельной тягой и могут
рассматриваться как силовые установки, предназначенные для работы
на режимах максимальной экономичности.
В результате оптимизации основных параметров циклов реактив-
ных двигателей получена следующая закономерность. Если в обычном
ГТД с реализацией максимальной работы цикла при расширении рабо-
чего тела до атмосферного давления (7ц) увеличение максимальной
температуры цикла Г* (или /♦) требует одновременного повышения
я*, то в комбинированных двигателях, в которых можно реализовать
/цтах 115111 4ipmax пУтем регенерации тепла, увеличение Г* не требует
значительного повышения я*.
Простейшим примером возможности достижения оптимальных
параметров цикла при высоких значениях Г* и умеренных значениях
я является ТРДЦ, в котором теплота продуктов сгорания за турбиной
вентилятора частично регенерируется, так как передается воздуху за
компрессором высокого давления. Расчеты показывают, что если в
ТРДЦ обычной схемы с керосиновым горючим при т = 6 и Т* = 1600 К
удельный расход топлива при Мп = 0,8 ... 0,85 и Н = И км составляет
суд = 55 г/(Н • ч) при я*оопт = 40, то в ТРДЦ, при том же топливе и
тех же значениях Мп, Н, т и Г* регенерация теплоты продуктов сгора-
ния воздухом при степени регенерации а = 0,8 снижает суд на 7 ... 9 %
при я* = 10.
г коопт.
В комбинированных двигателях более сложных схем (например,
в РД, использующих криогенные топлива в качестве теплоносителя)
существует принципиальная возможность еще более полного использо-
вания теплоты продуктов сгорания и повышения Г* вплоть до значе-
ний, соответствующих стехиометрическому соотношению между компо-
нентами горючего и окислителя, при весьма умеренных значениях я£.
1Л. ПАРАМЕТРЫ ГЕНЕРАТОРНОГО И ОСНОВНОГО ЦИКЛОВ
Генераторный и основной циклы комбинированного двигателя в
общем случае могут состоять из произвольно протекающих процессов
изменения состояния рабочего тела при его сжатии, теплоподводе и рас-
ширении продуктов сгорания до достижения заданных параметров
окружающей среды. Рассмотрим циклы с подводом теплоты при по-
стоянном давлении: основной - цикл Брайтона и генераторные — циклы
59
РгГ /Рк
/Рг
Рис. 1.20. Изображение в Т-S и р-v-диаграммах циклов комбинированного
двигателя:
н-к-г-с-н - основной цикл; н-к'-г-л-с-н - генераторный цикл
с различным характером протекания процессов сжатия и расширения
(рис. 1.20).
Генераторный цикл. Работа генераторного цикла определяется
уравнением
ZI - zpl -
1
77^ ~q /сж
4 гор * чок
^гор
+9 /нг°р
чгор чок
%к
1 + ^гор + %к
^н.ок ’
(1.122)
где ^сж’ ^н гор и^н ок “ работа сжатия воздуха, работы насосов горюче-
го и окислителя соответственно; я = (7	/<7о и q „ = G/GL -
’ “гор гор' в ^ок ок' в
относительные массовые расходы горючего и окислителя соответственно.
При использовании в качестве топлива одного горючего
q =0; ^ОК	’	1н.ок 0 и «гор.	L г о
Тогда	аг£о ,	1
ZI= 1р\ -	1 * аг ‘сж 1 + а/0 /нхГОР
Уравнения (1.122) и (1.123) дают возможность определить работу
генераторного цикла в зависимости от типа топлива, его массового
расхода и закономерностей протекания процессов сжатия и расширения.
60
Рис. 1,21. Изображение в Т — S вр — p-диаграммах генераторного цикла:
1-2 - адибатическое сжатие; 1-21 - политропическое сжатие; 1-211 - изотерми-
ческое сжатие; 1—2 ^—2^ — смешанное сжатие; Lo — работа цикла при ядияКяуц-
ческом сжатии
Графическое изображение изменения параметров генераторного
цикла при различных закономерностях протекания процесса сжатия
воздуха (адиабатическое, политропическое, изотермическое с отводом
тепла) приведено на рис. 1.21, а при сжижении воздуха — на рис. 1.22.
Имея в виду, что степень сжатия воздуха (с точностью до потерь полного
давления) совпадает со степенью расширения продуктов сгорания (до
Рис. 1.22. Изображение в Т-S вр-у-днаграммахгенераторногоциклй:
1-2-3-4-5-6-1 - работа цикла при сжижении рабочего тела перед повышением
давления (в р - v-диаграмме); 1-1 -2 '-3 '-4 *-5-6-1 - цикл с предварительным
адиабатическим сжатием и сжижением рабочего тела перед последующим повыше-
нием давления
61
достижения ими начального давления рн), и считая процесс расширения
изоэнтропийным*, получаем следующие выражения для определения
работы расширения продуктов сгорания, сжатия воздуха и повышения
давления жидкого топлива:
работа расширения продуктов сгорания, равная работе сжатия про-
дуктов сгорания от состояния с до состояния г' (см. рис. 1.20):
к	1	к
/p = (cp)r'7’c'<ff Г-1>=—ЛгТс,(я г—1);	(1.123)
с	“г
работа адиабатического сжатия воздуха
н	к
работа политропического сжатия
(с„)г (як - 1) Т
г 1 и	и
I
сж.пол
= (ср)ГнГн(я“/Ппо"-1) =
(1.125)
^сж.см
работа изотермического сжатия
/сж=ЯвГн1п’г’	(1.126)
работа смешанного сжатия (адиабатическое + изотермическое)
= 2?ВТН . — [(ая)* - 1] + (ая)к Ina -,
(1.127)
где 1/я<а<1,0; а = р/р* ; при а = 1,0 р = р*
и 'сж.см = 'сж.ад! приа=1/яр = рн и
•В общем случае процесс расширения продуктов сгорания (до давления
р = рн) может отличаться от изоэнтропийного (например, политропическое рас-
ширение газа в турбине или расширение с подводом теплоты и т.д.). Возможные
потери энергии в процессе расширения в дальнейшем могут быть учтены КПД про-
цесса передачи энергии от генераторного основному циклу. Непосредственный
и наиболее точный учет особенностей процесса расширения продуктов сгорания
генераторного цикла в двигателях со смешением рабочих тел генераторного и ос-
новного . Циклов целесообразно проводить при разделении генераторного цикла
на две части: на цикл, состоящий из процессов изменения параметров до р = рт в,
производящего полезную работу, и цикл агрегата мощности.
Агрегатом мощности газотурбинных двигателей со смешением потоков, сле-
дуя предложению С.М. Шляхтенко, будем называть в ТРДЦ элемент тепловой ма-
шины, включающий компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины
высокого и низкого давления при я£м = а в РТД^ - насос, теплообменник
подогрева горючего и турбину при к*м = и т.д.
работа повышения давления сжиженного воздуха
_ РН(Я- 1)
. сж. в.	~	9
'сжв
(1.128)
где рсж в - плотность сжиженного воздуха;
работа при смешанном процессе: адиабатическое сжатие воздуха
до достижения промежуточного давления + сжижение при р « const и по-
вышение давления сжиженного воздуха
^сж.ад + н.сж.в
1 Рн
= Л Тн^ [(атгГ-1] - +
в н	к
Рсж.в
7г( 1 — а) •,
(1.129)
Рн
где 1/тг<а<1,0; р = -------- ;
R в гн
работа, затраченная на повышение давления горючего и окислителя
соответственно:
/	= п (я-1)/р	;	(1.130)
н.гор v 7,^ж.гор’	v 7
/нок=Рн(’г-1)/Ржок.	(1131)
где р и р — плотность горючего и окислителя соответственно.
* *ж.гор 'ж. ок	Г
Для анализа относительного вклада каждого из составляющих
элементов в работу генераторного цикла целесообразно уравнение
(1.121) записать в виде
1
“гор “ок
^гор^з + ^ОК^4
----------*--------),
1 + ^гор + %к
(1.132)
где 0 = ЯгТс/(Яв Тн) — степень увеличения работоспособности рабочего
тела в процессе теплоподвода при постоянном атмосферном давлении;
— коэффициент, учитывающий влияние изменения показателя адиа-
баты рабочего тела на эффективность процесса расширения,
при изо энтропийном процессе расширения уравнение (1.133) примет
вид
__ к
Л=к(я г-!)/(*“-1);
(1.134)
63
ч>з,ч>ь
Рис. 1.23. Зависимость коэффициентов затрат энергии на сжатие жидких компо-
нентов топлива (£з и от степени повышения давления в цикле я*
> 1,0 при теплоподводе и < 1,0 при отводе теплоты; =
= ^СЖЛСЖ ад — коэффициент относительной работы сжатия воздуха
или отношение действительной работы сжатия к адиабатической рабо-
те сжатия; = /н гор//сж.ад и = /нок//сж.ад - коэффициенты
относительных затрат энергии на повышение давления жидких горю*
чего и окислителя соответственно, в долях адиабатической работы
сжатия воздуха.
Доля затрат работы расширения на повышение давления жидких
компонентов топлива даже при использовании топлива минимальной
плотности (например, Н2) весьма низка и не превышает 1,5 % от работы
сжатия (рис. 1.23).
Изменение физических свойств рабочего тела при теплоподводе,
как это следует из результатов расчета зависимости = <^(^г), также
незначительно влияет на долю работы расширения.
Решающее влияние на величину работы генератора цикла оказывает
степень увеличения работоспособности рабочего тела 0 = ^г^с/^в^н
при р = рн = const и коэффициент относительной работы сжатия воз-
духа^ (рис. 1.24).
Видно, что относительная работа генераторного цикла Zj = Zj/ZC3K ад
растет примерно пропорционально 0, значение которой особенно велико
в области а < 1,0 в силу большой энергоемкости переобо^ащенной
топливовоздушной смеси. Изменения Rr, Тг^0 в диапазоне а = 0 ... 3,0
показаны на рис. 1.25.
Увеличение КПД процесса сжатия (путем приближения к адиабати-
ческому сжатию), равно как и уменьшение относительной работы сжа-
тия, при постоянном а вызывает увеличение Zp и тем более существен-
64
Рис. 1.24. Зависимость относительной
работы генераторного цикла Zj от сте-
пени увеличения работоспособности
рабочего тела при теплоподводе 0: топ-
ливо - водород + воздух; к = 1,4;
Гн = 288 К; ф = 1,0
Рис. 1.25. Зависимость степени увели-
чения работоспособности рабочего тела
0, газовой постоянной Яг и темпе-
ратуры цикла Г* от коэффициента
избытка окислителя а при тепло-
подводе: топливо - водород + воздух;
к = 1,4; Гн = 288 К; р = рн = 001,81
ное, чем ниже исходное значение 0, но существенно меньшее, чем увели-
чение 0. Этот факт объясняется тем, что в области рассматриваемых
реальных значений а (0 <	< 3,0) доля работы расширения в работе
цикла превышает 60 %, и поэтому уменьшение затрат энергии на сжатие
при фиксированных значениях а в этом интервале достигает только
~ 30 % даже при весьма высоких и нереальных значениях я*. На рис. 1.26
приведены значения ZImax и Zp
При ограничении температуры газа Т* относительная работа сжатия
/сж при увеличении степени повышения давления в генераторном цикле
65
Lgjt
Рис. 1.26, Зависимость от7Г* максимальной
относительной работы генераторного цикла
h max = h тах/^1сж.ад ПРИ = <Рз = 0 и от-
ношения работы цикла при политропическом
сжатии _к работе цикла при адиабатическом
ежами - (Л)Псж = 0 8/Z 1ад
Рис. 1.27. Изображение генераторного цикла
в р-v-диаграмме при	= const:
1-2-Д-0-1 - работа сжатия при Я = рЛ/р0;
1-2'-д'-0-1 - работа сжатия при Я' =
—Ра /Ра* 1-2-3-4-1 - работа цикла при
П = Ра/Рй] 1-2'-3'-4 -1 - работа цикла
приЯ'=ра'/р0
Рис. 1.28. Зависимость степени повышения
давления я от коэффициента избытка окис-
лителя
я* начинает играть существенно большую роль в работе цикла, чем npq
а = const. Это объясняется тем, что при фиксированном значении Т*
(или в) при а > 1,0 степень теплоподвода с увеличением я непрерывно
уменьшается, обращаясь в нуль при Т* -> Г*, т.е. когда работа расшире-
ния становится равной работе сжатия и в цикле не производится полез-
ной работы. Увеличение доли сжатия и уменьшение 1^/1 сж ад показано
на рис. 1.27. Видно, что отношение площади 1 —2' - а — 0 — 1 к площа-
66
ди 4' — 3' - а — 0 — 4', изображающей работу расширения, увеличивает-
ся с ростом степени сжатия. Иначе, с увеличением степени сжатия я*
при ограничении Т* роль затрат работы на сжатие возрастает, и любое
снижение относительных затрат энергии на сжатие воздуха становится
все более заметным в располагаемой работе цикла.
Это подтверждается анализом преобразованного уравнения (1.132),
выражающего зависимость доли работы сжатия от работы генераторного
цикла /сж = ^сжЛр от максимальной температуры цикла Т* (или 0) и
коэффициентов <р2 и <р3. ПриqQK = 0 это уравнение имеет вид
7	Ъ
^СЖ M'l дТ	zy г
arLo	1
-------------------«р--------------
к 1 +	*	1 + a Ln
г	г о	г о
я
(1.135)
При ограничении Тг (или RrTr, или О' = 0/я г) по мере роста я*
степень теплоподвода к рабочему телу должна непрерывно уменьшаться,
т.е. при otj, исх > 1,0 значение аг должно возрастать, а при аг исх < 1,0 —
непрерывно уменьшаться. Зависимость между и я*, определенная из
уравнения сохранения энергии в процессе теплоподвода (типа уравне-
ний 1.114), имеет вид
KQ 1	1+^(7ГК-1) _
[Л(аг£0 + 1)-----] —— =-------------------к
т arL0	т
при аг>1,0;	(1.136)
кёаг. х 1 + <р2(it* - 1)
[Л(аг^0+ 1)---------] ---— = ---------------- к
т arL0	т
при аг < 1,0,	(1.137)
ГДе	Н Г) + с т
-	- и11г сгор2гор
R = Rг /Лв = R(“)’ Q-------:------—L •	(i л38)
'н+ LV
Взаимосвязь и я, описываемая уравнением (1.137) для цикла с
адиабатическим сжатием воздуха (<р2 = 1,0) и сгоранием водородно-
воздушной смеси при аг < 1,0, кг = к* = 1,4, Тн = 288 К, 0 = 4,0 (Г**
« 1150 К) и 0 = 5,0 (Г* * 1450 К), приведена на рис. 1.28 ..Видно, что
с ростом я значение уменьшается тем быстрее, чем ниже максималь-
ная температура цикла. В соответствии с уравнением (1.135) доля ра-
67
боты сжатия / будет расти с увеличением я при любых закономернос-
тях протекания процессов сжатия и расширения, в том числе и при реа-
лизации ракетного цикла.
Таким образом, при ограничении максимальной температуры цикла
уменьшение доли работы сжатия увеличивает свободную энергию генера-
торного цикла тем значительнее, чем ниже величина Т* (или 0) и чем
меньше работа расширения. Поэтому в реальных конструкциях комби-
нированных двигателей, в которых максимальная температура цикла
ограничена условиями жаростойкости или жаропрочности материала
элементов конструкции, уменьшение работы сжатия наряду с увеличе-
нием располагаемой работы расширения представляется одним из важ-
ных средств увеличения свободной энергии генераторного цикла.
Уменьшение доли действительной работы сжатия по сравнению с
долей работы адиабатического сжатия, т.е. при < 1,0, связано с отво-
дом теплоты в процессе сжатия, прогрессивно возрастающим по мере
приближения процесса теплоотвода к изотермическому. Отведенную
теплоту можно использовать либо путем возвращения ее в генераторном
цикле, либо передачей в основной цикл. Регенерация этой теплоты в
генераторном цикле позволяет повысить термический КПД.
Таким образом выявляются следующие основные направления
повышения эффективности генераторного цикла.
1.	Увеличение работы расширения путем переобогащения топлива
и организации подвода теплоты в процессе расширения.
2.	Уменьшение работы сжатия воздуха (в КВРД) путем перехода от
политропического сжатия с п. > к к процессам с теплоотводом, а при
использовании хладоносителя с большим хладоресурсом — к процессу
повышения давления сжиженного воздуха.
3.	Увеличение термического КПД цикла в результате регенерации
теплоты, отведенной с топливом, в процессах сжатия и расширения, что
определяет целесообразность применения в качестве компонента рабо-
чего тела криогенных топлив высокой энергоемкости.
Основной цикл. Работа основного цикла комбинированного двига-
теля любого типа зависит от свободной энергии генераторного цикла,
работы сжатия воздуха в основном цикле ZK и степени теплоподвода к
нему. Но так как степень теплоподвода к основному циклу определяет-
ся количеством вводимого в воздух основного цикла топлива ^т11
и теплоты, отведенной от генераторного цикла т0 ПРИ заданных
значениях <7тц(Си) и 2ц-1 Ра^та основного цикла будет определять-
ся работой, затрачиваемой на повышение в нем давления воздуха. Вели-
чина этой работы в соответствии с уравнением баланса прямо пропорцио-
нальна ZCB:
“Vcb 'ам 6l
I -------------------=----
m	mm
68
Видно, что работа сжатия основного цикла пропорциональна тепло-
подводу генераторного цикла, отнесенному к расходу воздуха в основ-
ном цикле Q^m и эффективному КПД цикла агрегата мощности rieV
В идеальном случае	и при адиабатических процессах сжатия
и расширения и изобарическом теплоподводе термический КПД, как
указывалось ранее, определится из уравнения 17 = 1 — l/ir*. Тогда
уравнение (1.139) примет вид
1
/к= ---- (1-------).	(1.140)
т тгк
Независимо от типа топлива величина предельно достижимой работы
сжатия в основном цикле комбинированного двигателя определяется
двумя параметрами: удельным теплоподводом Q\/m и степенью повыше-
ния давления в цикле я. При одинаковых значениях я в генераторных
циклах комбинированных двигателей различных типов .увеличение
удельного теплоотвода приводит к_росту работы сжатия ZK, а при фикси-
рованных значениях ^тц (Сц) и Сц-1 “ к увеличению работы основно-
го цикла/п.
В двигателях со смешением потоков рабочего тела основного и гене-
раторного циклов располагаемая работа в условиях старта (Мп = 0,
Н = 0) равна работе расширения в основном цикле, величина которой
в двигателях без регенерации тепла при адиабатическом расширении
определяется из уравнения
'Hi’tan.'!»»- -v>-	<114»
’п
Независимо от типа используемого топлива при одинаковом тепло-
подводе работа расширения Zp и, следовательно, термический КПД ??f,
определяются степенью повышения давления в цикле я, т.е. чем выше я,
тем больше и работа Zp п:
7рП	’’гп	1 ” 1/яп
_ = --------- = ------------ .	(1.142)
,рПо	’’г По	1 - 1 /я*1о
Анализ возможностей улучшения параметров основного цикла
комбинированных двигателей по сравнению с ГТД обычных схем легко
провести путем сопоставления работ РТД и ТРДФ.
Сравнение работ расширения РТД и ТРДФ при одинаковом топливе,
равном теплоподводе и одинаковых значениях я* показывает, что ра-
бота расширения РТД тем значительнее превышает работу расширения
ТРДФ, чем выше я£ (рис. 1.29). Действительно, при малых значениях
69
Рис. 1.29. Зависимость относительной работы расширения ТРДФ от як о:
топливо - керосин Lp - (Ьр)трДФ/(Ьр) ртд; 1 - 7? = 1200 К; як э тах * 1,5;
2 — Т’р = 1400 К; Як0 max *2,2
Рис. 1.30. Зависимость отношения термических КПД РТД и ТРДФ от я£:
(як)ртД=	М = 0; Н = 0; Тг= 1400 К; (<7т)ртД= ^г)урДф
я* возможности РТД используются не полностью, т^к как максимальная
работа расширения в РТД искусственно ограничивается, поэтому /р РТД
мало отличается от / ТРД. В реальных условиях при ят* = const и одина-
ковых я£ работа расширения и, следовательно, идеального основного
цикла РТД будут превышать соответствующие величины / и ТРДФ
тем больше, чем ниже я* (рис. 1.30).
70
(^ртд-*00’’ м=0’ я= °; 7Т= 7Тг= 1400К; (Г*ф)трд= (г5))рТд = 1400К;
1 - ТРД; топливо Т = 1 или Н2 * 2 - ТРДФ; топливо Т = 1 или Н2; 3 - РТД;
<7т - Ят Трд; топливо Т-1; 4 - РТД; qT = qT рдф; топливо Т-1; 5 - РТД; qT =
= qT урд; топливо Н3; 6 - РТД; qT — qT трДФ’ т007™0 нз
В то же время область значений я£ РТД (для керосина я* ~ 1,5 при
Т* = 1200 К; я* « 2,2 при Т* = 1400 К, а для водорода я♦ = 5 ... 6 при
Т* = 1200 К; я* > 10 при Т* = 1400 К и т.д.) нереализуема, так как
даже при отношении давлений на турбине ят* -> °° потребные значения
работы расширения для реализации больших значений я* при равных
с ТРД относительных расходах топлива выше максимально достижимых.
Для выявления предельных возможностей двигателей обоих типов и
условий достижения заданных значений я* целесообразно сопоставить
оба типа двигателя при реальных ограничениях, определяемых, величиной
свободной энергии генераторного цикла. Результаты такого сопоставле-
ния свидетельствуют о том, что работа основного цикла РТД тем значи-
тельнее превышает работу ТРД, чем ниже исходное я*0 и выше темпера-
тура цикла (рис. 1.31).
В общем случае для реализации потенциальных преимуществ комби-
нированного двигателя перед ТРД, работающим по циклу Брайтона,
необходимо увеличить свободную энергию генераторного цикла / .
Это-может быть достигнуто в результате увеличения энергоемкости
рабочего тела, что делает целесообразным использование высококало-
рийных криогенных топлив (водорода, метана и др.). Так,например,
увеличение теплоты сгорания топлива при переходе от керосина к водо-
роду расширяет область, в которой РТД имеет преимущества в работе
цикла перед ТРД (рис. 1.32).
Сравнение РТД с ТРДФ показывает, что при Т* = 1400 К и темпера-
туре газа в форсажной камере 7^ = 1400 К во всей области рабочих
значений я* РТД имеет более высокую работу цикла, чем ТРДФ. Физи-
71
- цикл Брайтона при а > 1,0
сенного к расходу воздуха в основном цикле, Q = Q \1т от степени повышения
давления в цикле агрегата мощности яа^
--------цикл Брайтона при а < 1,0
ческий смысл такого улучшения параметров заключается в том, что
в РТД при увеличении расхода топлива наряду с ростом энтальпии на вы-
ходе из двигателя одновременно возрастает и свободная энергия цикла,
что приводит к увеличению термического КПД основного цикла. Увели-
чение работы основного цикла при использовании криогенных топлив в
генераторном цикле может быть достигнуто без повышения яс как след-
ствие более высокой энергоемкости продуктов сгорания криогенных
топлив по сравнению с энергоемкостью продуктов сгорания керосино-
воздушных смесей, что определяется большим количеством теплоты,
подводимой к рабочему телу генераторного цикла± отнесенной к едини-
це массы воздуха, проходящего через двигатель Qjm. Действительно,
из уравнения (1.140) видно, что при фиксированном значении степенй
повышения давления в агрегате мощности термические КПД идеальных
циклов остаются неизменными, а все увеличение работы основного
цикла может быть вызвано только увеличением удельного теплоподво-
да к единице массы рабочего тела, проходящего через двигатель. Рас-
четные зависимости относительного теплоподвода Qv /т от степени по-
вышения давления в агрегате мощности при использовании водородно-
воздушной смеси при а<1,0иа>1,0и одинаковых значений т приведе-
ны на рис. 1.33. Видно, что в области значений яо м > 2 ... 4 удельный
теплоподвод при а > 1,0 становится больше, чем при использовании
ТРДФ с а > 1,0 при том же значении т.
Сравнение работы и термического КПД основного цикла РТД со
смешением потоков генераторного и основного циклов с соответствую-
щими параметрами цикла ТРД показывает, что РТД имеет преимущества
перед ТРД как в количестве подводимой в генераторный цикл энергии,
72
так и в эффективности ее преобразования в кинетическую энергию ис-
течения из двигателя; в РТД можно допустить более высокую, чем в
ТРД, максимальную температуру цикла и из-за более высокой работо-
способности продуктов неполного сгорания криогенного топлива можно
повысить удельный теплоподвод, обеспечив тем самым увеличение сте-
пени повышения давления в основном цикле по сравнению с соответст-
вующими значениями як в ТРД:
(/р!рРТД _ ^к^РТД-1	(ЛрРТД
7Г~)------------к-------- ---------->	(1143)
^рп'трд (<)ТРД-1	(Тс)трд
(^НрРТД	тг
---------=---------,	(1.144)
(^ipTPfl	тг-1
где (як)ртд > (як^ТРД по Условиям выбора экстремальных значений
я, а (тс)ртд = (Гс)ртд/Тн > (тс)ТРД по конструктивно-эксплуата-
ционным соображениям.
1.6.	ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ
КОМБИНИРОВАННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
При термодинамическом исследовании основных критериев, харак-
теризующих комбинированный двигатель как движитель, удобно рас-
сматривать однозначно связанные с эффективной работой Lg и полным
КПД удельную тягу Руд = (Pj + Рц) / (GB j + GbII) и удельный им-
пульс /уд = (Pj + Ри) I (Gr j+ GT ц):
где P — относительный расход воздуха в контуре основного (I) и гене-
G т
в I
раторного (П) циклов. Но так как в КВРД /3, = --------- , то в наи-
GbI+GbII
более общем виде при теплоподводе в основном и генераторном циклах
’уд =
(1-147)
73
?уд(1+т) Ml%l+ "»М11ссП-(1+ т)Ип
J--------У—-------------------------------------. (1.148)
У «т1+т’т11	«т1+т«т11
В КРД Pi = GTj/GBn = l/mp; 0П = 1,О;
Дп = ^в11+Сти)/Св11 = 1 + ^1Р	<1149>
Сс1
РуД = ~Z~ + ДПСсП ” Пг
Р
Р „т	СоТ+ Мтт™ С - m К
j =	“ р сП____L2L,	(1.150)
УД 1 + тр*тП	1 + тр«т11
где 01=1,0; ДП = 1 + <7Т1Г
Условия максимума Руд и J по любому из оптимизируемых
параметров (ЭРуд/ЭП) = 0 при Э*Руд/ЭП2 < 0 и Э/уд/ЭП = 0 при
Э2/уд/ЭП2 <0) приводят к уравнениям
9сс1	9сс11 д.	+ тцп — + 1 эп	“ эп	дПссП ~ д1сс1 1 + т	Ът ЭП	= 0;	(1.151)
9сс1	9ссП Дп	+ тцп “ эп	11 эп	+			
?т!ДПссП “ «т11Д1сс1 + 	-	 «т!+ м«тП	- <4ТП “ ?т!)Ип	Ът ЭП	»	(1-152)
для КВРД и				
9сс1	9ссП		L = о			(1.153)
ЭП	Р 11 ЭП	тр ЭП			
9сс1	9сс11 ,	+ щ п 	 4-	_	дПссП “ flTlI Сс1 “	Гп	Эти Р	(1.154)
ЭП	р 11 эп	1 + тр<?т11		ЭП	
для КРД.
В качестве оптимизируемых параметров целесообразно рассматри-
вать следующие:
1) / = Ьк/(*н + Ly) — относительную работу сжатия основного
цикла;
2) бц-1 = бп_ j/G’h + Ly) — относительную теплоту, предаваемую
рабочему телу основного цикла от рабочего тела генераторного цикла;
3) т = GbII/GbI в КВРД и тир = G* ц/^т j в КРД - относительный
расход рабочего тела в основном цикле, характеризующий степень
двухконтурности комбинированного двигателя.
Заметим, что оптимизируемыми параметрами могут быть и другие,
характеризующие отбор механической и тепловой энергий от генератор-
ного цикла: со = ц/^св 0 - коэффициент механической работы;
о/ = Qi.n/ICB0 — коэффициент отбора тепловой энергии. Однако
использование рассматриваемых в работе параметров предпочтительнее,
так как позволяет непосредственно определять важные конструктивные
показатели комбинированного двигателя; степень повышения давления
в основном цикле я, однозначно связанную с величиной /к уравнением
1 /к	_
я = (1 + /к^п) ср, и относительный теплоподвод Q к основному цик-
лу, связанный с эффективной работой комбинированного двигателя.
Анализ уравнений (1.151) ... (1.154) показывает, что в общем
случае при обмене энергией в виде механической работы и теплоты
между циклами комбинированного двигателя и при теплоподводе в
основном цикле оптимальные по Руд и /уд параметры рабочего про-
цесса не определяются в явном виде, а могут быть найдены путем реше-
ния систем из трех нелинейных алгебраических уравненийс тремя неиз-
вестными.
При обмене механической работой между циклами комбинирован-
ного двигателя, но без теплообмена и теплоподвода в основном цикле
или при обмене теплотой между циклами без обмена механической
энергией приведенные системы уравнений упрощаются и после ряда
преобразований дают возможность определить оптимальные значения
параметров рабочего процесса в явном виде.
Передача энергии в виде механической работы от генераторного
цикла основному
Условия./К>0; 2п_1 = 0; 2п = 0 (<7т11=0) при 1у > 0:
('к.опт>° и (топт)р = 0 при Vb/^m =^1 = ^11 =
= 1,0;
21V	I ;,
. = ~-----Id-ЧЁ.Р+ 71	1	(1.155)
УД ’is п
75
Степень повышения давления в основном цикле'
И1'" -
Ну	________
= [	; Цц (1	+ х/1 ”1?ЕЦ,)+
^ЕП
(1.156)
КптЬуд=
^К.ОПр/уд
-и_______
(/К.ОПТ^/уД
(1.157)
При 1у = О (/к опт) р = 0 и (топт) р = 0, так же как при 1у > О
и при всех значениях К?ПД отдельных процессов,
^к.оптЪуд
2(1 - а* )
^хп +	~ 1
(1.158)
]
1 + (ZK.onpJya
1-*-т?и-о*	]1/к
1 -<4 + ”п(2а£ -*>
(1.159)
♦Условные КПД и i?'s д в отличие от fj£ । и определяют суммарные
потери энергии в генераторном и основном циклах при использовании приближен-
ных зависимостей
Г	________________
ccl“ eVn21UCB -	) и ссП - "Vn’sn(/K + lr ),
которые достаточно хорошо соптасуются с уравнениями (1.122) и .(1.423) при
^П+ I+ еп = 0,
76
(т0ПТ)/уД =
’’si 1
”s II ц2
M
2	" l-S
”n+as~1 }
(1.160)
В уравнениях (1.159) ... (1.160)	- КПД сжатия воздуха, в основ-
ном цикле однозначно связанный с адиабатическим КПД сжатия воздуха
т?п = (/ - i}!L и работой сжатияL уравнением
11 К Н К	К
1 + /к
T/tj	(1*
П П 1+Vhl
Коэффициент полного давления, учитывающий потери при входе
и в проточной части, = <\равх и использованное в уравнениях
(1.156) ... (1.158) выражение КПД основного цикла связаны
зависимостью
(’Гопт)/д-1+”11
”s п = -----------------------------------------”ir <1162)
При замене значением полученные уравнения применимы
к определению и оптимальных параметров КРД. Рассмотрение зави-
симостей оптимальных значений (яопт) j от скорости полета при раз-
личных значениях ri'z и (рис. 1.34), построенных по приведенным выше
уравнениям, показывает, что потребная степень повышения давления
основного цикла, обеспечивающая максимальную экономичность комби-
нированного двигателя любого типа, увеличивается в ростом скорости
полета независимо от типа привода (газотурбинный или ракетный).
При этом оптимальные значения я увеличиваются с уменьшением услов-
ного КПД основного цикла Оптимальные значения ZR при задан-
ном режиме полета определяются исключительно его КПД 77^, п или
о£, а оптимальные значения я зависят от (рис. 1.35 и 1.36). Замет-
ное влияние т?п на (яопт)7 ПРИ больших и низких (т^п <
< 0,9) - закономерное следствие уменьшения эффективности сжатия от
скоростного напора при увеличении 77 ц, определяемого произведением
f7nZK (см. (1-156). При высоких значениях С®111^) влияние 77п
на (яопт)^ ) невелико.
УД	77
78
Оптимальные по /уд значения степени двухконтурности (т^ =
= GBll/GBl В КВРД и Шр = Св п /<7т1 в КРД) зависят от параметров
генераторного и основного циклов и скорости полета (рис. 1.37). С уве-
личением свободной энергии (L_) степень двухконтурности растет
СВ	t
по линейному закону, причем тем больше, чем выше или оЕП.
Потребное значение (т)7 при заданных параметрах генератор-
уд
ного и основного циклов уменьшается с увеличением скорости полета.
Передача теплоты от генераторного цикла дсновному
Условия. Сп_1 > 0;	= 0 (<7Т д = 0); 1К = 0- При/К = 0 теплопод-
вод к неподвижному воздуху предопределяет необратимые потери сво-
бодной энергии генераторного цикла и поэтому не имеет смысла. При
1у > 0, так же как и при передаче механической работы, (^опт)р —
= 0 и (Сц_1опт) Руд = °-
(бц-1оптЪ ,	,?БП+ ’’бП) ’	(1.163)
’’еп
Zcb
’’б! ’’св 1+ ^Il-IonpJ
------------- ----------------.	(1.164)
”еП	^II-IonP/уд
Видно} что при передаче теплоты от генераторного основному циклу
оптимальная по удельному импульсу величина Сц_1 определяется толь-
ко значением условного КПД т?Е ц.
Сравнение уравнений (1.163), (1.164) и (1.156), (1.157) показы-
вает, что структурная запись параметров в них идентична. Однако если
(Сц_1опт) J — теплота генераторного цикла и 1к/1у — механическая
УД
работа, передаваемая основному циклу, тождественно равны, то урав-
нения (1.157) и (1.164) различаются наличием в правой части уравне-
ния (1.164) члена т?св//у, характеризующего свободную энергию, прихо-
дящуюся на единицу работы скоростного напора. Это объясняется тем,
что при фиксированном значении / уменьшение скорости полета увели-
чивает долю механической работы в работе расширения основного цик-
ла, и поэтому при уменьшении 1у целесообразно увеличивать степень
^-lonPjyn^H + LV от ’’еП(/к - °’
Рис. 1.39. Зависимость (mom)j от £p(/K = 0, fijj-O)
----------^11 = °’8’--------У- ^П = 0’9
двухконтурности т\ при неизменной же величине 2П уменьшение
скорости полета не изменяет вклада теплоподвода в работу расшире-
ния и поэтому увеличение т при отборе теплоты от генераторного цикла
бесполезно.
Из приведенных на рис. 1.38 и 1.39 зависимостей видно, что опти-
мальное значение Сц_1 уменьшается с ростом 1?^, обращаясь в нуль
при отсутствии потерь в основном цикле, а потребное тлопт увеличивает-
ся с ростом 1у тем значительнее, чем больше / .
Сравнение эффективности передачи теплоты
и механической работы
Принципиальное различие в характере изменения оптимальных па-
раметров основного цикла при изменении 1у определяет и различный
характер изменения удельных параметров комбинированный двигате-
лей с обменом теплотой и механической работой между циклами по ско-
рости полета. Анализ зависимостей приведенных значений удельных
импульса и тяги при передаче механической работы
•^УД.М “ ^уд.м^	+	и ^уд.м ”	Ly)
80
Рис. 1.40. Зависимость 7 q< lv при передаче
механической работы: ’
^П-1 = *11 = 0; /к> 0;-----= °’8;---------
^211 = °’9
Рис. 1.41. Зависимость Руд.м от 1у при передаче
механической работы:
0Ц-1 - Сц - 0; /к> 0; 1?эд - 0/8 ; т?^ц W
от 1у (рис. 1.40 и 1.41) показывает, что с увеличением 1у экономичность
комбинированных двигателей ухудшается, аРуд м растет, что находится
в прямом соответствии с характером изменения оптимальных значений
т. При передаче теплоты приведенные значения удельного импульса
/ т = /уД т/ V2(z'H + Ly) с увеличением 1у возрастает тем значитель-
нее, чем выше КПД основного цикла. По мере уменьшения работоспо-
собности генераторного цикла этот рост замедляется и прекращается при
уменьшении / и увеличении т?св до некоторых значений, зависящих от
потерь в основном цикле. Дальнейшее уменьшение / и увеличение
т?св приводит к снижению / т с ростом 1у. Приведенная удельная
тяга Руд т = Руд т/ л/2(/н + Ly) при передаче теплоты в основной цикл
имеет минимум по 1у при значениях 1у, определяемых величиной сво-
бодной энергии / и КПД ее использования в генераторном цикле
т?св, зависящих от КПД основного цикла (рис. 1.42 и 1.43).
Подобный характер зависимостей 7уд т = ^уд т(/к) и ^уд.т w
= Руд т (1у) на различных уровнях работоспособности генераторно-
81
Рис. 1.42. Зависимость./ т от 1у при передаче теплоты:
СП-1 > 0:/к= 0: СП = ’’св = °>4;-------= 0.8;----------= 0,9; - . - . -
’’еп = 0,6
Рис. 1.43. Зависимость Руд т от при передаче теплоты:
/к=0;^п = 0;’’св = 0’4: ёп-1>°:-------,?sn=0>9:---------’’sn= °>8; ~ ~
i?LII = °.6
го цикла с образованием экстремума приведенной оптимальной удель-
ной тяги Руд т по 1у объясняется влиянием двух противоположно дей-
ствующих факторов: повышением эффективности теплоподвода к ос-
новному циклу с ростом яу и увеличением потребной энергии генератор-
ного цикла при повышении 1у.
На рис. 1.44 и 1.45 сопоставляются приведенные значения Jу и
/ т в зависимости от 1у. Видно, что при одинаковом ZCB значения/уд м
и /уД т сравниваются при определенных значениях относительной работы
скоростного напора 1у = 1у,.
При 1у < 1у, передача механической работы предпочтительнее; при
1у > 1у, выгоднее для достижения / тах производить обмен теплотой
между циклами.	_
Большое влияние на значения / тах при обоих способах обмена
энергией между циклами имеет относительный расход топлива (?т1 =
= GT\/GBi в КВРД и ?тр = l/mp = 6т1/6в1 в КРД), непосредственно
связанный с его теплотой сгорания (qT ~ 1/Ни)- С уменьшением qT
82
еП-1 ”	~ °’ ,к> 0: (7уд.м>»	- °*®П—I* 0:/к-0’
(7уд.т)» ^св =	1 — ^ХП = ®’^’ ~ ^ЕП = О’®
Рис. 1.45. Зависимости от 1у при обмене механической работой и теплотой
между циклами комбинированного двигателя:
	= ^ii-i= 0; ^к> 0 Weii =	--------£?п = °’ ^п-1> °»^к “
= 0; 1-----------------------------------------= ^свЛсв =	2 — 1?св = 0,8
при заданных ZCB и 1?св Руд м и /уд т увеличиваются, в то время как
Рул м и Руд т практически остаются неизменными.
Проведенное сопоставление позволяет сделать некоторые общие
выводы о возможных направлениях получения максимальной Эконо-
мичности ’’обобщенного” двигателя с обменом теплотой и механической
работой между циклами.
1.	Увеличение работоспособности (/ ) генераторного цикла в ком-
бинированных двигателях с обменом механической работой, а также.
83
увеличение / и уменьшение т?св в комбинированных двигателях с теп-
лообменом между циклами приводят к увеличению оптимальных значе-
ний удельного импульса комбинированного двигателя любого типа при
всех режимах работы и условиях Полета.
2.	Уменьшение относительного расхода топлива фт, достигаемое
увеличением массовой теплоты сгорания топлива, позволяет повысить
оптимальные значения /уд комбинированных двигателей на всех режи-
мах полета при практически неизменной тяге двигателя.
3.	Минимизация потерь по проточной части и, в особенности, в основ-
ном контуре комбинированных двигателей приводит к увеличению оп-
тимальных /уд тем значительнее, чем больше скорость полета.
Передача теплоты и механической работы
от генераторного цикла основному
Условия. 2П_ f > 0, /к> 0, т = const.
На всех режимах полета при/^ > 0 оптимальные значения (/К//0ОПТ
и теплоты 2ц_10ПТ> соответствующие/удтах и^удтах, ПРИ неизменной
степени двухконтурности могут быть определены как по общему пра-
вилу путем совместного решения приведенных выше уравнений, так и
путем численного определения влияния энергообмена между циклами
ёп-i-cv + '«”.) —
^св
rn(ZK+ еП-1’’м’1сВ) = /св^”м-
Л”свт’м<1-/К’’п>
где
’’sil ДП 1	1
А =-----------------------.
’’si	”св”м *
СВ ’М
(1 -
(1.165)
(1.166)
(1.167)
Результаты расчета, выполненные по этим уравнениям и приведен-
ные частично на рис. 1.46 ... 1.48 показывают, что максимальные значе-
ния /уд в комбинированных двигателях, сочетающих оба способа под-
вода энергии к основному циклу, достигаются при определенных значе-
84
Рис. 1.46. Зависимость j _ ____
__	'удХ опт
11 f К ;011Т от Q'
^св = °’8*» ^св = 10» m = 1>°;
4тц = °; ?т! = °’029;топливо
- керосин;----lv = ОД 67;-----
----------1у = 0,644
Рис. 1.47. Зависимость 7ул£оиг и 7КОП1 от Q и т:
Ч® = О’8» ^св ~ Ю» ^т11 = 0» ^т! = 0»029; 1у = 6,44; топливо - керосин; ---
^уд.Еопт»	'копт
ниях (/к//к)опт и теплоты Сц_1ОПТ, зависящих от величины свобод-
ной энергии генераторного цикла / , степени двухконтурности т, ре-
жима полета и КПД элементов. С увеличением / (при фиксированных
режиме полета, т и КПД элементов) GK/^y)onT и 2ц-1ОПТ увеличи-
ваются. Этот результат естественен, так как с увеличением / (ростом
энтальпии генераторного цикла) возрастает необходимость увеличения,
энергии обмена между основным и генераторным циклами для дости-
жения высокого полетного КПД.
Увеличение степени двухконтурности, наоборот, приводит к умень-
шению (/к//к)опт и Сц_10ПТ при фиксированных /св, режиме полета
и КПД элементов (вследствие естественного увеличения энергоподвода
к основному циклу из-за увеличения т возрастает отбор энергии от ге-
85
Рис. 1.48. Зависимость /уд £опт от he. и Q-
7?св = 0.8» *св = Ю, т = 1,0; <7тц = 0;	* 0,029; 1у = 0,167
Рже. 1.49, Зависимость 7удХопт и/к.опт отбк/св
т = 1,0; Tfae = 0,8; qT п = 0; ?Ti = 0,029
86
Рис. 1.50. Зависимость ^деопт и /к.опт от <?при различных значениях т:
1св= 10; ZK= 0,644
нераторного цикла, и поэтому потребная доля подводимых i? основному
циклу механической работы и теплоты должна быть снижена).
С увеличением скорости полета при неизменных т, I и КПД эле-
ментов из-за роста степени повышения давления в основном цикле Яц
потребности в передаче механической работы для достижения /уд опт
уменьшаются, т.е. (7кЛуЭ0ПТ уменьшается, а эффективность передали
теплоты, т.е. 1оП1 увеличивается (рис. 1.49).
Абсолютней экстремум при фиксированных / , режиме полета и
КПД элементов, соответствующий условиям достижения максималь-
ного удельного импульса при изменении энергоподвода к основному
циклу и степени двухконтурности при конечных значениях (JK/ly),
2ц_Г и т не реализуется. Действительно, при конечных значениях мощ-
ности и теплоты, отбираемых от генераторного цикла, определяемых
=/KGBlI (или/кОТ) «Сг =бп-1 СвП (или<2П_1'я)>/уд.тах может
быть достигнуто при бесконечно большом G* п, т.е. при т -> °°, но при
бесконечно малом энергоподводе к основному циклу GK//^)	0 и
0 (рис. 1.50). В этих условиях реализуется максимальный по-
летный КПД двигателя.
87
1.7.	ТРЕБОВАНИЯ К ТОПЛИВАМ
КОМБИНИРОВАННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Выбор типа и параметров топлив комбинированных двигателей
представляет собой сложную задачу. Топлива комбинированных реак-
тивных двигателей должны удовлетворять разнообразным требованиям
(энергетическим, эксплуатационным, экономическим и др.).
Энергетические требования к топливам комбинированных двигате-
лей имеют общие черты с требованиями к топливам других РД. Они от-
ражают, в первую очередь, стремление реализовать максимальные зна-
чения удельного импульса /уд (или минимальные суд) и коэффициента
тяги Ср. В отличие ot ракетных двигателей, для которых значения
•^удтах и сРтах совпаДают> в комбинированных двигателях, так же как
в ВРД обычных схем, эти максимумы в общем случае достигаются при
использовании различных топлив. В зависимости от назначения летатель-
ного аппарата определяющее значение в выборе топлива может иметь
либо требование максимальной экономичности (Ууд тах), либо требо-
вание (сртах)‘ Однако в отличие от ВРД обычных схем в комбиниро-
ванных двигателях ^удтах реализуется при достижении максимальных
значений эффективного, или полного, КПД генераторного и основного
циклов, а максимальный Сртах достигается при максимальных значе-
ниях работы генераторного Zj и основного (Z^) циклов.
Тип привода определяет специфические требования к топливу для
реализации максимальной эффективности комбинированного двигателя:
а)	при использовании ракетного привода, т.е. в КРД, для достиже-
ния ^удтах и <ртах необходимо обеспечить максимальную работу
генераторного цикла ZJmax, так как условияZj = ZImax ит?е1 =r?elmax
в ракетном двигателе совпадают;
б)	при использовании газотурбинного привода, т.е. в КВРД, реализа-
ция /уд тах связана с необходимостью либо достижения rje Imax (в КВРД
без теплоподвода к основному циклу), либо получения *?етах (в КВРД
с теплоподводом к основному циклу). При этом достижение Сртах
требует реализации условия Z{ =
В КВРД без смешения потоков и без теплоподвода к основному
циклу (например, в ракетно-вентиляторном двигателе) отбор энергии
в виде механической работы от генераторного цикла практически не
приводит к изменению Zmax, поэтому единственным требованием,
предъявляемым к топливу с энергетических позиций, является достиже-
ние (аг опт) j , а выбор наиболее эффективного типа топлива опреде-
УД
ляется условиемпеХ = Пе1тах (илипе = Петах).
88
В КВРД без смешения потоков и без теплоподвода к основному цик-
лу (например, в турбовентиляторном двигателе) по тем же причинам
топливо выбирается по максимальной экономичности генераторного
цикла (^удтах) или по максимальной для достижения Сртах
В комбинированных двигателях без смешения потоков с теплопод-
водом к основному циклу Независимо от типа привода (КРД или КВРД)
работа основного цикла определяется значением ZK, зависящим от Lel
и степени двухконтурности т (или (3) и теплоподвода = 2ц_1 +
+ QIV
При использовании различных систем теплоподвода в основном и
генераторном циклах мощность генераторного цикла будет определяться
значением a будет слабо зависеть от параметров генераторного
цикла. Поэтому эффективность КРД и КВРД с изолированными система-
ми топливоподачи к основному и генераторному циклам без смешения
потоков будет определяться эффективностью исходных циклов. Это
означает, что требования к топливам генераторного цикла таких КРД
и КВРД будут совпадать с соответствующими требованиями к топливам
КРД и КВРД без теплопрдвода к основному циклу, а требования к топ-
ливам основного цикла будут совпадать с соответствующими требова-
ниями к топливам ВРД.
При использовании в основных циклах КРД и КВРД избыточного
горючего генераторного цикла и при работе генератора на режиме <
<1,0 N = L ^/т будет зависеть от типа и параметров топлива,
а именно:
увеличение теплоты сгорания топлива (определяющее увеличение
относительного теплоподвода к генераторному циклу) обусловливает
увеличение I* « и относительного теплоподвода **г/тгг и» тем самым»
увеличение мощности генераторного цикла;
значение аг оказывает слабое влияние на мощность генераторного
цикла, и поэтому оптимальные значения Т* во всем диапазоне 0 <
< аг < 1,0 следует выбирать с учетом жаропрочности конструкции;
при использовании топлив, в которых 6j = 6j/(#Milrar) < 1>0
во всем диапазоне 0 < аг < 1,0, уменьшение доли избыточного горюче-
го в топливе при увеличении аг вплоть до приближения к режимам
(а „„) г или а -► 1,0 может несколько увеличить N т и L , т.е.
v г.опт'/уд г ’	7	е! к’
улучшить эффективность двигателя при заданном значении а£ и при
перераспределении горючего межд^ генераторным и основным циклами;
при использовании топлив с Qj > 1,0 оптимальные значения мо-
гут быть найдены из анализа влияния аг на и N при учете затрат
энергии на повышение давления генераторного топлива.
89
В отличие от комбинированных двигателей без теплоподвода к
основному циклу в КРД с теплоподводом и использованием в основном
цикле генераторного горючего влияние на эффективные параметры
двигателя существенно слабее при всех значениях Qr
В КВРД с газотурбинным приводом и в бескомпрессорных комби*
нированных двигателях с обменом тепловой энергией между циклами
с помощью теплообменных устройств без смешения рабочих тел гене-
раторного и основного циклов значение Г*тах также ограничивается
условиями жаропрочности и жаростойкости элементов конструкции.
Это значение Г* > (Г*)	, и поэтому несмотря на увеличение работы
®ОПТ
расширения при снижении а наивыгоднейший состав топлива при <
< 1,0 в двигателях таких схем, обеспечивающий/удтах иСрт , может
быть реализован в широком диапазоне изменения Т£тах. При > 1Д
когда наивыгоднейший режим может достигаться при Г* < Г£тах, не-
обходимо рассмотреть возможность реализации равновесных значений
аг при использовании конкретного топлива заданного состава.
Необходимо заметить, что при « 1, а это характерно для подав-
ляющего большинства топливных композиций, мощность генераторного
цикла при всех значениях в диапазоне 0 <	< 1,0 близка к оптималь-
ной и существенно превышает значения Ng9 достигаемые при ограничен-
ных значениях Г* на режиме аг > 1,0.
В двигателях со смешением потоков свободная энергия продуктов
сгорания топливовоздушной смеси на выходе из двигателя опреде-
ляется работой расширения основного цикла:
lV	1
/р=/е+ —-------- = /г* (1-— )П= /Г.Н(^-ПП.	(1.168)
S	7ГК
Здесь 7г =	+ Ly) = ^*0, + 7*С0П - относительная энтальпия
смеси на выходе из камеры сгорания двигателя при р = р*; отно-
сительная энтальпия смеси при р = рн; индексы гг и п.с относятся к
рабочему телу генераторного и основного циклов соответственно;
= (<7т + Gr доп)/^в = 1/^ — относительный расход топлива (от-
ношение суммарного количества топлива в основном и генераторном
циклах к расходу воздуха через двигатель); q — КПД процесса расши-
рения рабочего тела основного цикла.
Экономичность комбинированного двигателя со смешением потоков
удобно характеризовать величиной удельной свободной энергии продук-
тов сгорания, приходящейся на единицу топлива, вводимого в двигатель:
90
zyA = ZP<1 + w)= z?0- — )W + m).
1tK
(1.169)
Видно, что оба параметра, характеризующие эффективность двигате-
ля со смешением потоков (Zp и /уд), при заданной степени двухкон-
турности т зависят от энтальпии продуктов сгорания смеси i * и отно-
шения давления в сопле к атмосферному тгс = р*/рн- Уравнение для оп-
ределения 7 ♦ имеет вид
(1.170)
при ав < 1,0,	(1.171)
где Он — коэффициент избытка воздуха в смеси избыточного горючего
генераторного цикла и дополнительного горючего основного^ цикла
с воздухом; тгг = ^в/^гг — отношение расхода воздуха к расходу
рабочего тела генераторного цикла; т = ^В/(С7ГГ + доп) ~ отноше-
ние расхода воздуха к суммарному расходу рабочего тела генераторного
цикла и дополнительного горючего основного цикла; /гор = *гор/(*н +
+ Ly) - относительная величина физической энтальпии горючего.
Значение я может быть определено по работе сжатия воздуха в
основном цикле Z . В общем случае эта работа может быть найдена из
уравнения энергетического баланса:
G I + G Г + 67 Г +
в к гор.г.г н.гор гор.доп н.гор
+ 67 Z = 67 Z
ок н.ок гг т
(1.172)
где Grop.rr’ ^гор.доп’ GOK ~ массовые расходы горючего генераторного
цикла, дополнительного горючего основного цикла и окислителя соот-
ветственно; I* гор, I* гор — работы насосов горючего при повышении
давления от рк до ргг и от рн до рк соответственно; Z ок, /т - работа
насосов окислителя и работа турбинь! соответственно. Выражая величи-
ны массовых расходов и работ через параметры цикла, получаем
1	Рн f
- + ------------ ------ ],♦(»• -1)+(Я*-1) X
тгг (1 + «Г %) Рж.гор L
91
гг	ч г О
X [ --- (1 + “r%)-«r’'oi+-------- — 1) ’ =
т	Vok
= ----- ,	(1.173)
где гор и ^ж ок “ плотность жидкого горючего и жидкого окислите-
ля соответственно. Видно, что в общем случае степень повышения давле-
ния в компрессоре определяется значениями я*, типом и составом топ-
лива и КПД элементов. С точностью до учета затрат энергии на повыше-
ние давления топлива, т.е. при Г* гор = /" гор = /н ок = О,
Оба параметра, характеризующие эффективность комбинированно-
го двигателя со смешением потоков (I? и /уд) и определяемые значения-
ми я*, / * и ди, будут зависеть в основном от следующих четырех величин:
1)	RrrT*lmrr = СггЛггГ*г/(СвЯвГ»), характеризующей прирост
работоспособности рабочего тела генераторного цикла, отнесенный к
относительному расходу воздуха основного цикла и определяемого
величиной теплоподвода в генераторном цикле на единицу свободной
энергии рабочего тела основного цикла*; _
2)	степени теплоподвода к воздуху Ницг1 ав (при ав > 1,0) или
Hurir (приав<1,0);
3)	степени двухконтурности т\
4)	отношения давлений на турбине я*.
Для выявления влияния состава и типа топлива на эффективность
комбинированных двигателей со смешением потоков, необходимо
определить условия достижения максимальных значений Z и /уд в ши-
роком диапазоне изменения параметров процесса. Этот анализ может
быть упрощен при некоторых условиях, накладываемых целевым назна-
чением сопоставления: Z = const дает возможность сопоставить харак-
теристики двигателей, снабженных одинаковыми компрессорами (я* =
= idem, q = idem); Z = const — характеристики двигателей с примерно
одинаковым числом ступеней турбины; р*г = const - характеристики
двигателей при ограничении максимально допустимого давления в гене-
♦Заметим, что отношение i = (1 Мгг) <ЛггГг/тгР также определяет-
ся величиной теплоподвода к генераторному циклу (см. разд. 1.6).
92
раторе; я* = const — характеристики двигателей, поставленных в оди-
наковые условия по степени использования располагаемой работы
системы. Последняя характеристика, как это было показано выше, опре-
* КрГ
деляется КПД механического равновесия т?” = 1 — (1/тгт ), величина
которого (с точностью до влияния кгг) зависит только от отношения
давлений я ♦.
Энергетические возможности применения различных топлив в
комбинированных двигателях со смешением потоков можно оценить,
сопоставляя / и /уд при условии я* = invar (состава и типа топлива),
соответствующем максимальному КПД механического равновесия сис-
темы, или при условии / = invar (состава и типа топлива), соответствую-
щем максимуму работы расширения генераторного цикла. При я* 00
или при я* -> л*Пред, когда реализуется максимальная работа расшире-
ния рабочего тела, можно сопоставить максимальные энергетические
возможности топлив различного типа и состава*. После преобразований
из уравнения (1.174) можно получить уравнение для определения степе-
ни повышения давления в основном цикле
*ггГг* 1/К
= -------------+1> ’ <1175)
тгг
где
1
1 --------
я гг
а = гг Ч ------------- (1.176)
Ml	д
При я* = const (с точностью до независимости т?м и г?т от типа топлива)
а = const. При / = const с такой же степенью точности а = а(<р).
Рассмотрение уравнений (1.170) или (1.171) для определения
z *, (1.175) — для определения яп, (1.168) и (1.169) — для определе-
ния /р и /Уд показывает с достаточной точностью, что эффективность
комбинированного двигателя со смешением потоков при характерных
для выявления энергетических возможностей условиях сопоставления
(я* = idem или /т = idem) зависит, главным образом, от суммарного
относительного теплоподвода_к рабочему телу генераторного (i' *г/тгг)
и основного (#и*?гМв или Яд1?г) циклов и степени двухконтурности
*3десь я* - максимально допустимое значение отношения давлений на
т.пред
турбине, определенное при заданных топливе и давлении перед турбиной по пара-
метрам продуктов сгорания за турбиной.
93
(ти при я* = const, т и тгг при /т = const). Этот результат является
прямым подтверждением вытекающего из физических представлений
принципа аддитивности свойств рабочего тела при смешении потоков
рабочего тела основного и генераторного циклов. Исходя из этого прин-
ципа при фиксированном значении ттп можно определять параметры
рабочего процесса на выходе из двигателя, условно перераспределяя
массовые доли и, следовательно, состав рабочего тела генераторного и
оснсвного циклов таким образом, чтобы они при сохранении неизменной
заданной величины i* соответствовали заранее известным соотношениям
между компонентами рабочего тела в генераторе, для которых парамет-
ры уже определены в предшествующих работах. В частности, при задании
величины i* удобно заменить массовые доли рабочего тела генераторно-
го (0j) и основного (/Jjj) циклов значениями иРц_1’ характеризую-
щими условные массовые доли рабочего тела генераторного цикла при
стехиометрическом соотношении компонентов (Pj-j) и основного
цикла при сгорании в камере смеси горючего с воздухом при текуп ем
значении а = ав:
1	+ ‘'о	1	1 + %
Ру—1 ~	— '
11	1 1 + аг р0 1	1 + т 1 + аг i
(1+ аг po)W+ (1-агг)
Ртт _ т Ртт	=
11	11	(1 + аг ) т
1 “ аг	т
= [ 1 + -----------] ------ .	(1.178)
(1+ 1 + т
Заменяя и значениями газовых постоянных и
определяющих параметры рабочего тела при стехиометрическом соот-
ношении компонентов генераторного цикла (^i_j) и продуктов сгора-
ния горючего в воздухе (^jj-j), можно записать уравнение для опре-
деления i♦ в виде
я-
= Ы' “ ~~~ - ”1-1 +
кг	-у
+ гп.со^П —I = ~	+
Лгг
+ ЛП-1ГП-1 011-I’	(1.179)
94
где 1гго и /п*сТотносительные энтальпии при стехиометрическом соотно-
шении компонентов в газогенераторе и продуктов сгорания горючего
в воздухе при а = ав соответственно.
Замена реального процесса описанным условным позволяет по из-
вестным значениям	соответствующим стехиометрическому
соотношению компонентов рабочего тела генераторного цикла, и задан-
ным значениям и ав (или , или т) определить степень относитель-
ного теплоподвода к рабочему телу и без проведения дополнительных
расчетов определить компоненты ракетного топлива, обеспечивающие
максимальное значение i ♦ ♦.
г
При одинаковых значениях степени повышения давления в основном
цйкле (Яц = idem) и т = idem увеличение суммарного теплоподвода
(в генераторном и основном циклах), определяющее рост i *, приводит
к увеличению работы и удельной свободной энергии комбинированного
двигателя со смешением потоков. Оптимальные тип и состав топлива,
обеспечивающие /ртах и /уд Jnax, могут быть определены из условия
достижения максимальной величины физической энтальпии продуктов
сгорания на выходе из двигателя.
Нетрудно показать, что в этих условиях применение топлива, реали-
зующего максимальную удельную работоспособность генераторного цик-
ла, отнесенную к расходу воздуха через двигатель 0Tr^rPmax* опРе"
деляет необходимость увеличения относительного расхода воздуха тигг,
что при фиксированном значении т приводит к уменьшению а£ и сг
♦Предполагается, что в основном и генераторном циклах используется один
и тот же сорт горючего. Если в основном цикле вводится другое горючее (напри-
мер, с большим значением Я^), то схема рассуждений сохраняется и усложняется
только вид правой части уравнений (1.170) и (1.171J.
При тгц = idem и я♦ = idem RnTvlmrr = ^гг^гг^"1 Д°лжна быть одинаковой
у топлив различного типа, поэтому увеличение Т*р при прочих равных условиях,
например при Г* = const, должно компенсироваться пропорциональным ростом
95
т
^0
vo
m +----
Lo
mrr(1+ar*'o)-mttr,'o
(1.180)
a„ —-----------------------;--------
^0	1 ®ок Gok 1
---( ---- -----) +------------
vo ax GB CB aZLo
L0 1	“r^o	“Л 1
---[ ----------------------] +------------------------
vo as mrr(1+ttrl'o) as£o mrr(1 + ar"o)
(1.181)
Cb mrr<1 +arpo)
где — коэффициент избытка сложного окислителя, состоящего из
воздуха и окислителя генераторного цикла.
Изменение состава или типа топлива генераторного цикла, приводя-
щее к изменению v = при GQK/G* = const или к изменению относи-
тельного расхода окислителя G0K/<?B = * vl[mrr (1 + *0] при v = const,
приводит при т = const и увеличении тгг к уменьшению ав и аЕ, т.е.
к увеличению степени теплоподвода и улучшению эффективности дви-
гателя (см. уравнения (1.180), (1.181), (1.146) ... (1.149), (1.168) ...
(1Л71)).
При фиксированных значениях az увеличение тгг (при у = аг% =
= const и уменьшении G0K/GB) приводит к росту т = GB/(Grop + G0K +
+ ^гдоп) и одновременному уменьшению о^, если исходное значение
> аЕкр = ИЛИ увеличению о^, если < аЕкр. Но так как
критическое значение а£, представляющее собой стехиометрическое
отношение расхода сложного окислителя к расходу воздуха^ практичес-
ки всегда меньше единицы, то в области	ав<аВкр =
= (vq/Lq)2 < 1,0 и ее увеличение (с точностью до влияния уменьшения
Gok/Gb на Р°ст w/(l + w) не приводит к изменению энтальпии z*.
В области > а£кр степень теплоподвода к воздуху основного цикла
несколько увеличивается при ав > 1,0. Однако в обоих случаях (при
96
as < аЕкр и az > °ткр) несмотРя на увеличение т и некоторый при-
рост теплоподвода к воздуху при ав > 1,0 увеличение тгг мало влияет
на Z , но существенно увеличивает удельную работу /уд = /р(1 + т).
При = const и 7Гц = const увеличение тгг при неизменном значе-
нии Gqk/G* определяет повышение относительного расхода т при од-
новременном увеличении , если ^в/^ок >	:
т = ------------------------------- .	(1.183)
Но так как в области реальных значений для обычных компонентов
ракетных топлив ^в/^ок > а£, то растет, что приводит к некоторо-
му уменьшению относительного теплоподвода к воздуху. При этом из-за
роста т и увеличения множителя т/(1 + т) I меняется незначитель-
но, а / возрастает пропорционально множителю (1 +ти) (см. (1.169)).
Действительно, из сопоставления приведенных в табл. 1.1 значении
i*г и величины работы турбины £т для ракетных топлив, использующих
один и тот же тип горючего — керосин, но разные окислители (HNO3,
_ 97
Н2О2 и 02), видно, что физическая энтальпия продуктов сгорания ге-
нераторного цикла i*r и работа турбины £т при одинаковом Тг = 1400 К
максимальны при использовании в качестве окислителя кислорода.
Это означает, что /удтах КРД со смешением потоков генераторного j
и основного циклов может быть достигнуто при использовании кисло- j
родно-керосиновой смеси в генераторном цикле. Результаты расчета от-s
носительной тяги Р и удельного расхода топлива суд РТД со смешением
потоков различных топлив генераторного цикла при а£ = 1,0 в диапа-
зоне Мд от 0 до 4,0 и высот от 0 до 11 км подтверждают, что с увели-
чением /*г экономичность РТД со смешением потоков улучшается
(рис. 1.51).
При сравнении параметров таких двигателей без ограничений по п^,
как это следует из уравнений (1.168), (1.169), увеличение комплекса
^*г/шгг наРядУ с увеличением суммарной степени теплоподвода к рабо-
чему телу при а£ = const приводит одновременно к увеличению Яц,
что и определяет улучшение экономичности двигателя.
98
ГЛАВА 2.
МЕТОДЫ РАСЧЕТА ПАРАМЕТРОВ
РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ПВРД
И КОМБИНИРОВАННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
При разработке методов расчета сверхзвуковых и гиперзвуковых
ПВРД и комбинированных реактивных двигателей необходимо учиты-
вать особенности протекания термодинамических процессов в газах в
широком диапазоне изменения параметров состояния в условиях боль-
ших сверхзвуковых скоростей полета. При значительном диапазоне
изменения температур рабочего тела в проточной части двигателя и их
высоких абсолютных значениях теплоемкость и состав его переменны
как вследствие процессов диссоциации и рекомбинации, сопровождаю-
щих сжатие и расширение рабочего тела, так и в результате химических
реакций между составляющими рабочее тело веществами. Необходимо
также учитывать необратимость протекания процессов из-за диссипации
энергии вследствие трения, скачков (особенно при больших скоростях
движения рабочего тела в проточной части) и вследствие теплопередачи
(особенно при высоких температурах рабочего тела и принудительном
охлаждении элементов конструкции).
Поэтому целесообразно построению математической модели рабоче-
го процесса в двигателях больших сверхзвуковых скоростей полета
предпослать изложение некоторых положений термодинамики газовых
смесей.
2.1. ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ПРОЦЕССЫ В ГАЗАХ
Процессы изменения состояния газа, например в результате тепло-
подвода или подвода механической работы, могут протекать в общем
случае при достаточно произвольном характере изменения давления р
и температуры Г. Однако при этом запас его энергии в соответствии с
законом сохранения остается неизменным, а изменение параметров опре-
деляется переходом одного из видов энергии в другой: например, тепло-
подвод может произвести механическую работу или расходоваться
на увеличение внутренней энергии газа. Количественная связь между
величинами внутренней энергии, работой и теплом устанавливается с
помощью первого закона термодинамики, а для определения направле-
99
ния протекания процесса изменения параметров может служить второй
закон термодинамики.
Согласно первому закону термодинамики количество теплоты,]
подведенной к газу, должно быть равно сумме работы и изменения]
внутренней энергии этого газа. При адиабатическом процессе внутрен-i
няя энергия расходуется на совершение работы или, наоборот, механи-
ческая работа, совершаемая газом, приводит к изменению его внутрен-
ней энергии.
Второй закон термодинамики, устанавливающий невозможность
самопроизвольного (без затраты работы) перехода теплоты от тела
с меньшей температурой к телу с более высокой температурой, опреде-
ляет условия осуществимости всех этих процессов и, в частности, ука-
зывает на то, что во всех процессах, за исключением адиабатического,
энтропия газа увеличивается. В адиабатическом процессе при идеальных
условиях протекания (без расходования энергии на трение й скачки)
энтропия остается неизменной.
Основное свойство идеальных процессов — обратимость их протека-
ния. т.е. такое изменение параметров состояния и состава газа, при ко-
тором изолированная система в результате прямого и обратного процес-
сов возвращается в исходное состояние. Адиабатические обратимые
процессы протекают при неизменной энтропии.
Следует заметить, что понятие обратимость протекания термодина-
мического процесса будет распространяться и на неадиабатические про-
цессы: теплоподвод, осуществляемый при бесконечно малой разнице
температур газа и источника, — пример обратимого неадиабатического
процесса. Понятие обратимости также распространяется и на химически
активные газы, например, на продукты сгорания ПВРД, содержащие
при определенных условиях, в особенности при близких к стехиометри-
ческим значениям коэффициента избытка воздуха, определенное коли-
чество реакционно-способных составляющих — радикалов (СО и ОН)
и атомарных 0, Н и N.
В условиях очень высоких температур можно обнаружить также из-
менение состава казалось бы инертного вещества — воздуха — вследст-
вие диссоциации, обусловливающей появление атомарных кислорода,
азота и т.д. Понижение температуры диссоциированного воздуха При
расширении приводит к рекомбинации (воссоединению) образовавших-
ся продуктов диссоциации в молекулы. Бесконечно медленный подо-
грев воздуха при сжатии и его охлаждении при расширении до исходного
давления в изолированной цистеме не приведут к изменению исходных
параметров состояния, т.е. такой процесс будет обратимым.
Химические реакции в газах являются обратимыми химическими
реакциями, т.е. такими, в которых одновременно с образованием нового
продукта вследствие реакций соединения отдельных молекул исходных
элементов (прямая реакция) происходит разложение образующегося
продукта на исходные элементы (обратная реакция).
100
Обратимость химических реакций отнюдь не означает обратимость
термодинамического процесса, необходимым условием которого являет-
ся бесконечно медленное прохождение через бесконечно мало отличаю-
щиеся состояния.
Количество продуктов прямой реакции и исходных элементов одно-
значно определяется параметрами состояния газовой смеси. Действи-
тельно, вероятность протекания прямой и обратной реакции определяет-
ся числом эффективных столкновений реагирующих веществ и продук-
тов реакции, т.е. таких соударений молекул, которые приводят к разру-
шению старых связей и образованию новых веществ. При этом число
эффективных столкновений зависит от полного числа соударений и
энергии активации, т.е. энергии сталкивающихся частиц, необходимой
для протекания реакции в том или другом направлении. Так, например,
реакция образования водяного пара при использовании в качестве го-
рючего водорода, а окислителя — атмосферного воздуха может быть
записана следующим образом:
Н2+О2^Н2О.	(2.1)
Динамическое равновесие, определяющее массовые количества обра-
зующихся водяных паров и исходных продуктов в смеси, устанавливает-
ся в зависимости от параметров, в которых эта реакция протекает: при
относительно низкой температуре преобладает образование Н2О, а при
повышении температуры возрастает диссоциация Н20 на Н2 и 02, так
как увеличивается относительное количество молекул реагирующих
веществ и образовавшегося продукта, имеющих большие запасы энер-
гии. Поэтому каждому энергетическому уровню состояния рабочего
тела соответствует определенный химический состав. Иначе при задан-
ных параметрах состояния устанавливается динамическое равновесие,
определяющее массовый состав продуктов реакций и исходных эле-
ментов.
Количественные соотношения, определяющие условия установле-
ния равновесия в газовой смеси, могут быть получены из анализа скорос-
тей химических реакций при различных значениях параметров смеси.
22. УРАВНЕНИЯ РАВНОВЕСИЯ
Динамическое равновесие, определяющее количество продуктов
реакции и исходных реагирующих веществ, устанавливается при равен-
стве скоростей прямой и обратной реакций. На основе закона действую-
щих масс скорость химических реакций пропорциональна концентраци-
ям реагирующих веществ, взятых в степенях, определяемых коэффици-
ентами в уравнениях реакции. Так как реакция образования какого-ли-
бо вещества из исходных продуктов А и В может быть выражена уравне-
101
нием дА + Z?B -> dD, то скорость ее протекания определяется из урав-
нения
«1 =К1С^ .	(2.2)
Обратная реакция — разложение образовавшегося вещества на исход-
ные продукты А и В — выражается уравнением dD -* дА + ЬВ, а скорость
этой реакции может быть записана уравнением
В этих уравнениях с — концентрация вещества. При динамическом рав-
новесии i/i =г/2, т.е
^2 =4/(фв)-	<2-4)
Концентрация вещества (число молей М, приходящихся на едини-
цу объема)
с. = М./Г.	(2.5)
Выражая число молей через парциальные давления и температуру
смеси, получаем
CrPtKRT^.	(2.6)
Уравнение (2.4) после подстановки значений с, из уравнения (2.6)
может быть приведено к виду
K'=KlIKi=p^(RTyi + b-dl(pakp^	(2.7)
или
Kb=K\RT)d-^»=pll(p£pb).	(2.8)
Здесь Кр — константа равновесия реакции образования вещества D. Ее
величина для идеальных газов является функцией только температуры
и определяется на основе экспериментальных данных.
Таким образом, для заданных условий состояния (р и Т) и химичес-
кого состава газовой смеси, т.е. при знании элементов, входящих в
смесь, всегда можно определить константы химического равновесия
смеси, устанавливающие взаимосвязь между парциальными давлениями
составляющих эту смесь веществ. При сгорании продуктов, содержа-
щих 4 элемента (N, Н, О и С), наиболее часто встречающиеся в рабочем
теле ПВРД и комбинированных двигателей, константы равновесия мож-
но определить для следующих химических реакций:
102
l.N2^2N;	2. H2^2H;
3.02 # 20;	4. H2O#H2 + 02/2;	.
5. H20# OH + H2/2 6. C02 #C0 + O2/2;
7. N2 +Ol#2NO.
Соответствующие уравнения констант равновесия будут иметь вид
1.^1 =Pn/pNj (г);	2=Рн/Рн,
З.Кз -Pq/Pq	4. К4 = Р^Р#*/РНгО= f* (ТУ,
5.KS =РОН Рн^/Рщо =fs (^’’	~ РСОРО^РСОЛ = ?6
7 *7=p£o/(pNjPo1) = ^(7’)-	(2.10)
Так как константы равновесия определены для заданного типа реак-
ции и температуры, то приведенные уравнения устанавливают связь меж-
ду входящими в них 12 неизвестными значениями парциальных давле-
ний продуктов сгорания, которые могут содержаться в смеси.
2.3. УРАВНЕНИЯ СОХРАНЕНИЯ ЭНЕРГИИ И МАССЫ
Для расчета состава и параметров любой смеси (в том числе и реаги-
рующей) необходимо воспользоваться основными уравнениями сохра-
нения энергии и массы.
Уравнение энергии. Уравнение сохранения энергии для сме-
си двух веществ (например, воздуха и топлива) может быть представле-
но в виде
Gi* + сЛ*у =Сг*Лу	(2.И)
или для неизменной массы веществ, когда Gf = GB + GT, то в ииде
Gi* + Gt Се = (Gn + GT) 'Л е •	(2.12)
В В и Т Т2 4 В Т' П.СЕ	4	7
Обозначая отношение массового расхода воздуха GB к массовому
расходу топлива б?т через т = GJG^ можем записать
Ч*в + /тг = <1 + 'я)/Лх-	(2.13)
Здесь zz* — полная удельная энтальпия:
'£* = 1*+£/хим;	(2-14)
103
т*
i*=p*v*+U=f cdT*;	(2.15)
т.
^хим = ДЯт + Дб ’	(2-16)
т
где ДЯТ - энергия, затраченная на образование веществ; ДС=/сп cdT-
т	т9
- J сисх(1Т - количество теплоты, поглощаемой рабочим телом из-за раз-
Го
личия теплоемкостей продуктов сгорания и исходного вещества.
При Г* = Го в выбранной системе отсчета Дб = 0 и ДНТ = ДЯТ0 -
энергия образования вещества. При этих условиях уравнение (2.15) мо-
жет быть приведено к виду
i * = + ДЯ = f * cndT* + ДЯ .	(2.17)
2.	ТО J Р	ТО	4
Го
В наиболее распространенной системе отсчета (системе А.П. Ваничева)
Го = 293 К (г = 20°С). Тогда уравнение (2.17) записывается следующим
образом:
i£ = J cpdT*+ а#293 ^Hra3OB	(2Л8)
293 р
и
i* = c(T*-293) +Д#293 Для жидкостей.	(2.19)
Полная энтальпия горючего или окислителя, составленных из нес-
кольких индивидуальных химических соединений, может быть вычисле-
на по формуле
п
is = S i*g. + А/ ,	(2.20)
**	рас г»
где gy - массовые доли отдельных химических соединений; Д/раств -
теплота, выделяющаяся при растворении одного соединения в другом
(определяется экспериментально).
Пример. Полная энтальпия окислителя, составленного из 98 % HNO3
и 2 % Н2О, определится из уравнения i = 0,98 /NH0 + 0»02 zH q +
+ 0,02 Д/раств.
Полная энтальпия топлива по заданным или вычисленным значениям
энтальпий компонентов и vT = ^ок/^гор “ массового соотношения се-
104
кундного расхода окислителя к секундному расходу горючего* опреде-
ляется из уравнения
i + pT
Полная энтальпия продуктов сгорания определяется суммированием
полных энтальпий отдельных газов, входящих в смесь:
п
<222’
где Mj — число граммолей /-го газа в 1 кг смеси продуктов сгорания;
ij — полная энтальпия /-го газа
м.=м„г.=м„ Л-
1 s/ s ps
1000 Ру _ 1000 Pj
(2.23)
где — суммарное число граммолей; д2 — кажущаяся молекулярная
масса продуктов сгорания; pz — статическое давление; — молекуляр-
ная масса /-го газа; pj - парциальное давление /-го газа; п — объемная
доля /-го газа. Подставляя выражение Mj из уравнения (2.2з) в формулу
(2.22), получаем
п
1000 Е /*. р.
i* =Ml2''
п.сЕ п
/= 1 ' '
(2.24)
Но так как /п с = /п*с +	с/2, где сп с — скорость продуктов сгора-
ния в камере, то, решая совместно уравнения (2.13) и (2.24), получаем
первое исходное уравнение системы для определения параметров рабоче-
го процесса при сгорании:
п
Е
mi* + 'гор£+ утгокд e 0 + 1Ооо 2±1-----------------+
в£ 1 + V	И.
1	'	(2-25)
+ -5^- (1+т).
2
* Предполагается, что в общем случае топливо состоит из горючего и окисли-
теля.
105
Уравнение расхода массы. Для определения параметров
рабочего тела при реакции между двумя веществами условие равенства
массы реагирующих веществ массе продуктов реакции необходимо
трансформировать в условие материального баланса элементов реагиру-
ющих веществ и продуктов реакции. Это значит, что при химических ре-
акциях масса элементов исходного вещества должна быть равна массе
элементов, содержащихся в продуктах сгорания.
Для получения отчетливого представления о методике составления
уравнений материального баланса химической реакции целесообразно в
качестве примера рассмотреть сгорание смеси ракетного топлива с воз-
духом, содержащей 4 элемента: N2, Н2, О2 и С. Масса каждого из этих
элементов, содержащихся в 1 кг реагирующей смеси, определится по за-
данной массе каждого из этих элементов, содержащейся в горючем,
окислителе и воздухе (например, NB, Nrop, N0K). Тогда массы этих эле-
ментов в реагирующей смеси составляет
™nb* (Nrop^i;TNOK)/(14-pT)
1 + т
^Нв + (Нгор + Ь’т^ок)/+ ^т)
^Ов + (Огор + ^т^ок)/	+ ^т)
1 + т
Crop + ^СОк
(1 + т)(1 + ут)
При определении массы элементов в продуктах реакции будем исхо-
дить из того, что каждый из этих элементов может входить в состав сле-
дующих продуктов сгорания: азот — в состав молекулярного азота N2,
атомарного азота N и окиси азота NO; водород ~ в состав молекулярно-
го водорода Н2, атомарного водорода Н, гидроксила ОН и воды Н2О;
кислород — в состав молекулярного кислорода О2, атомарного кислоро-
да О, гидроксила ОН, воды Н2 О, окиси углерода СО, углекислого газа
СО2, окиси азота NO; углерод — в состав окиси углерода СО и углекис-
лого газа СО2.
Соответствующие количества граммолей, приходящихся на 1 кг про-
дуктов сгорания,будут составлять:
*4 ’ ^NO’	^ОН^Нз О’ МО> МСО> МСО*
106
Масса каждого из четырех элементов (в граммах), содержащихся
в 1 кг продуктов сгорания, может быть подсчитана путем суммирования
масс элементов, входящих в состав соответствующих газов:
n = 7^~(28"n, + ‘4«n+««No’;
H=7^r<2"".+"" + 2М“.о + "о»);
°"7^7 <32«O, +	32MCO, + 16M„>0*
* 16«0H+ 16Mcot 16MN0);
C'7^-(12"co.+ 12"co)-
Число граммолей может быть выражено через парциальные давле-
ния газов и температуру продуктов сгорания
M.^p-v/RT.	(2.26)
Но так как y-M^RT/p^, то число молей можно определить через парци-
альные давления газов, статическое давление и суммарное число грам-
молей продуктов сгорания Мs:
Так как масса каждого из элементов, содержащихся в продуктах
реакции, не должна отличаться от массы этого же элемента в реагирую-
щих веществах, то уравнения массового баланса окончательно могут
быть записаны в виде
^NB+ (NrOp + PTN0K)/(1 + Рт) _
1 + т
14	<2-27»
юоо 7i“(2'’n,+Pn + '>no)’
u __ шНв + (Нрор + РТНОК)/ (1 + ^т) __
1 + т
1	(2.28)
7^	(2рн1+₽н + 2₽н1о + Рон)’
107
Q _ тОъ + (Огор + ^т^ок )/(1 + Ут) =	16	Ms
1 + т	1000	Pj
+ Ро + 2pC0!i + рсо +PHj0 +РОН +pNC>)’
С = Crop * -,СОК = 12 М± ( t .
(l+p)(l+m)	1000 ps
(2.29)
(2.30)
Уравнения (2.27) ... (2.30) дают еще четыре связи для определения
п
состава и температуры смеси. Эти уравнения и условие = S Р/, до-
полненные системой уравнений равновесия, составляют необходимые 12
уравнений для определения двенадцати значений известных парциаль-
ных давлений рабочего тела.
2.4. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
Приведенные методы расчета с использованием уравнений равнове-
сия и уравнений сохранения массы, энергии и количества движения мо-
гут быть применены для расчета элементарных процессов, составляющих
циклы прямоточных и комбинированных реактивных двигателей.
Сжатие воздуха. Для определения параметров потока в конце про-
цесса сжатия воздуха целесообразно использовать уравнение энергии и
условие изоэнтропичности сжатия. При этом следует иметь в виду, что
идеальный процесс сжатия протекает равновесно, а необратимые потери
энергии в скачках и на трение, обусловливающее нарастание погранич-
ного слоя, могут быть учтены дополнительными коэффициентами
= 'в + <СВ / 2) = + (Гп2 / 2);	(2.31)
S* = Sh=Sb-	(232)
Если сжатие воздушного потока не сопровождается значительным из-
менением температуры, т.е. если в процессе сжатия практически сохра-
няются неизменными состав воздуха и его теплоемкость, то уравнения
(2.31) и (232) могут быть приведены к виду
Г* = Гв +	[2<^>ср] = 7н + (Кп /2) <сЛр >	<2-33>
Р*/Р*Л=Рн/Рн=РХ>	(234)
где к = к* = кп = къ — среднее значение показателя адиабаты в процессе
сжатия; (ср)ср — среднее значение удельной теплоемкости воздуха в
процессе сжатия.
108
Используя газодинамические функции, можно после преобразова-
ний уравнений (2.33) и (2.34) определить параметры воздуха на входе
в камеру сгорания идеального ПВРД для заданных условий полета и
числа М в камере в следующем виде:
7’в = гн~т^“;	<2-35)
В Н Т(*п)
_ я(Хв)
Рв.ид-Рн я(Хп)
где РВ(ИД — статическое давление на выходе из воздухозаборника при
идеальном процессе.
В реальных ПВРД и комбинированных двигателях сжатие воздуха
сопровождается необратимыми потерями энергии, величина которых мо-
жет быть оценена либо эксперементальным путем, либо методом расчета
воздухозаборников [1]. Эти потери обычно оценивают величиной коэф-
фициента восстановления полного давления на участке сжатия (т.е. от
сечения невозмущенной струи, поступающей в двигатель, до сечения на
выходе из воздухозаборника) ав =р5/рЙ.
Используя эти значения ав, нетрудно определить давление воздуха
на входе в камеру' сгорания реального двигателя любого типа для задан-
ных условий полета — числа Мв и величины полного давления потока
я(Хв)
^5- 	<2J7>
Методика расчета, основанная на предположении неизменности сос-
тава и теплоемкости воздуха в процессе сжатия, может быть использова-
на при определении параметров ПВРД и комбинированных двигателей в
условиях полета со скоростью, не превышающей значений, соответствую-
щих числам Мтах = 2,5 ... 3,0. В СПВРД и ГПВРД приМтах > 3 ... 4 сжа-
тие потока сопровождается значительным подогревом воздуха, при ко-
тором уже нельзя пренебрегать изменением его теплоемкости, а при
Мтах >6,0 и изменением состава воздуха. В этих условиях расчет па-
раметров воздуха на выходе из воздухозаборника может быть выполнен
либо с помощью приближенной оценки средних значений теплоемкости и
состава воздуха в процессе сжатия, либо путем решения уравнений
(2.31) и (2.32) с использованием уравнений равновесия.
Если максимальная скорость набегающего воздушного потока не
превышает скорости, соответствующей Мтах = 6,0, а максимальная тем-
пература равна 1650 К, то состав воздуха в этих условиях и в условиях
старта практически совпадает,, а средняя теплоемкость изменяется су-
щественно [(ср).р « 1,0 кДж/(кг-К) при Го = 228 К и (ер)ср «
«1,6 кДж/(кг-К) при Г* = 1650 К]. Поэтому в диапазоне М = 0 ... 6 для
109
приближенных оценок можно вести расчеты по средним значениям теп-
лоемкости в процессе сжатия, считая состав воздуха постоянным.
Расчет сводится к определению средних значений теплоемкости
(ср)ср и показателя адиабаты сжатия fccp методом последовательных
приближений. Исходное уравнение для определения (^)ср может быть
получено из уравнения энтальпии. При торможении наоегающего потока
до скорости на выходе из воздухозаборника съ оно может быть записано
в виде
Т*	V*	cl
&v-f-.
тн	L	L
(238)
V 2— с2
откуда (с ) = 5—5- (239)
р ср 2(Г*-ТН)
и*сР=7-Ц— •	(240)
% >ср
Методически расчет проводится следующим образом. Задаваясь зна-
чениями ср = 1 кДж/(кг-К) и к = 1,4, по уравнениям адиабатического
сжатия для заданных значений <н, и съ определяем в первом прибли-
жении Т* и р£. Затем, подставляя значения ср в уравнения (239) и
(2.40), находим новые значения (ср)ср и £ср, по которым снова уточня-
ем Т* ирв*. Расчет повторяется до практического совпадения найденных
таким способом значений (ср)ср и £ср в двух последовательных при-
ближениях.
Результаты вычисления (ср)ср и fccp в диапазоне изменения Т от 280
до 1000 К приведены ниже. Видно, что, начиная с 500 К, т.е. со скорос-
тей полета, соответствующих Мп % 2,5 на высотах Н > 11 км, средние ве-
личины теплоемкости и показателя адиабаты воздуха нельзя считать не-
изменными, т.е (Ср)ср > 1,005 и £ср < 1,4, так что их изменение из-за
нагрева воздуха необходимо учитывать.
TJ, к . . . .	288	300	400	500	600	800	1000
кДж/(кгК)	1,005	1,005	1,005	1,042	1,064	1,108	1,13
*ср		1,4	1,4	1,4	1,38	1,37	1,35	1,34
Использование средних значений ср и R в расчете процессов сжатия
воздуха при Мп > 6,0, т.е. при изменении температуры воздуха от 216,5
до Г* > 1650 К (при Н = 11 ... 25 км), может привести к погрешностям
из-за большого диапазона изменения температур и неучета влияния дис-
110
социации. Поэтому единственно правильным является метод расчета,
основанный на решении приведенной выше системы уравнений с исполь-
зованием уравнений равновесия и баланса элементов воздуха в процессе
его сжатия.
Результаты расчета параметров воздушного потока в широком диа-
пазоне изменения Т (от 90 до 6000 К) и р (от 0,01 до 500 кПа) в виде
таблиц или /-S-диаграмм приведены в таблицах и атласах книг и учеб-
ных пособий.
Методически расчет процесса сжатия воздуха с помощью /-S-диа-
грамм сводится к отысканию параметров состояния на адиабате, про-
ходящей через исходную точку и пересекающей изобару максимально-
го давления в искомых условиях, т.е. при заданном р = рисхя. Несовер-
шенство процесса сжатия вследсвие необратимых затрат энергии на на-
растаете пограничного слоя и образование скачков уплотнения при боль-
шой степеци торможения потока целесообразно оценивать соответству-
ющим увеличением энтропии потока.
Сгорание топливовоздушной смеСи. Процесс, проходящий в камере
сгорания, сопровождается изменением фазового состояния, состава и па-
раметров смеси. Для определения характеристик смеси после сгорания
по заданным исходным массовым соотношениям между воздухом и топ-
ливом m = G^/G^ и составам топлива рт = Сок/Сгор целесообразно ис-
пользовать основные уравнения сохранения массы, энергии (2.11) ...
(2.13) и количества движения.
Уравнение количества движения (импульса) для камеры сгорания
произвольной формы записывается следующим образом:
(1 + тп) с + —с- F =с + F + тс +
v ' П.С г	П.С В	в т
GB
р	^п.с	^бокк.с	(2*41)
+ 7- + j-J	w
Св	gb^b + Ft	о
где ^бок.к.с “ площадь поверхности камеры сгорания.
При заданных параметрах воздуха на входе в камеру сгорания
(Св, ^в, Рв), топлива (GT, ст и рт) и геометрических размерах камеры
правая часть уравнения (2.41) или известна (например, при цилиндри-
ческой камере постоянного сечения, когда f pdF = 0, или при заданном
законе изменения статического давления по длине камеры р = р (F), или
может быть определена по заданному закону теплоподвода.
В этом случае параметры газа в камере сгорания находят путем сов-
местного решения основных уравнений, записанных в дифференциаль-
ной форме. В одномерном приближении, если не учитывать увеличения
111
массы воздуха и полагать, что в процессе теплоподвода независимо от ре-
жима течения не возникает скачков уплотнения, можно получить урав-
нения: импульсов d(pF + Gc) = pdF\ энергии d(i + с2/2) = dQ массы
dG = d(cF/v) = 0 и состояния d[pv/(/?T)] = 0. Процесс решения этой сис-
темы весьма трудоемок. При произвольном законе теплоподвода доста-
точно строгое решение ее можно получить, используя для расчетов элек-
тронно-вычислительные машины.
Для цилиндрической камеры постоянного сечения Fr = FB + FT;
J pdF = 0 и уравнение (2.41) принимает вид (без учета трения)
(1 + ) с + —F =с + F +
'	' П.С	П.С В	в
GB
СТ	Рт
+------+------гт = const.
т	GB
(2.42)
Уравнение энергии удобно записать в виде
wn * + i + Н т = (1 + т) i* ,
ВТ U Г 4	7 П.С
откуда
2
СП.С W,B + JT + FuTlT
(2.43)
(2.44)
где 17г — коэффициент тепловыделения в камере сгорания, или коэффи-
циент полноты сгорания.
Из уравнения сохранения массы
С с = —= Gn + G = const 1 = Cl.	(2.45)
П.С „	в т	1 х	47
v П.С
Совместное решение уравнений (2.42), (2.44) и (2.45) позволяет
получить следующую систему:
Л п с п с 1	—
(1+ш)с„ +Ci ——— ----------------= const2=C2	(2.46)
П *С	_
СП.С СВ
к	с2
И —-------R с Т г = const4 = С4.	(2.47)
ъ	,	П.С П.С	о	v
*п.с -	1	2
В'уравнениях (2.46) и (2.47) два неизвестных: скорость сп с и темпера-
тура Тп,с. Показатель адиабаты £п с и газовая постоянная Апс зависят
от температуры и состава исходных продуктов. Обычно для наиболее
112
распространенных типов топлив при фиксированных значениях соотно-
шения т между секундными расходами воздуха и топлива, определяе-
мыми величиной коэффициента избытка воздуха а, значения кпс и
(ср)п.с определены заранее. Расчет сводится к приближенному определе-
нию температуры заторможенного потока продуктов сгорания:
с
Г* _ = —------ = const3 = С3.	(2.48)
(с )
4 р7 П.С
По значению Т£с определяется кпс и (Ср)п.с> а из уравнения Rn<с =
= *п.с (ср)п.с находят Япс. Подставляя эти значения в уравнения (2.46)
и (2.47), находят сп с и Тпс, по величинам которых уточняется значе-
ние кп<с и (ср)п.с. Расчет повторяется до достижения полного соответ-
ствия определенных таким образом значений Тп с и £п.с (или (ср)п.с)
данным зависимостям кп с = &(ГП С) и (ср)п,с ~ср (Гп,с).
При использовании уравнений равновесия нет надобности предвари-
тельно находить Rn с и (Ср)п.с> так как параметры продуктов сгорания
определяются точно из совместного решения уравнений равновесия, ба-
ланса элементов и энергии подобно тому, как это делалось при опреде-
лении параметров в процессе изоэнтропического сжатия.
Порядок определения параметров состояния и скорости продуктов
сгорания в камере в этом случае будет следующим. По заданному сос-
таву топлива и соотношению между массами воздуха и топлива записы-
ваются уравнения баланса веществ до и после реакции. Так как при сго-
рании смеси, состоящей из четырех элементов, можно ожидать семь
реакций, то к четырем уравнениям баланса вещества (2.27) ... (2.30)
можно добавить еще семь уравнений, связывающих константы равнове-
сия с парциальными давлениями. Используя уравнение энергии (2.25),
находим последнее, двенадцатое, уравнение, позволяющее замкнуть сис-
тему. Приведем искомую систему уравнении.
wNB + (NrOp + vTNOK) / (1 + vT) __ 14 М
1 + т	1000 р2
* (2pNj + PN + PNq) (N);
™нв + (HrOp + vthok)/(i + vT)	x
1 + m	1000 ps
X (2pHj + PH + 2pHjO + pOH) (H);
wOB + (ОГор + vt®qk) / (1 + ^t) __ 16
1 + m	1000 pe
113
х (2 POj + Pq + 2 pCOj + pc0 + pHj 0 + p0H + pN0) (0);
Crop + ^tCqK
(l+PT)(l+m)
12
7^—^CO^PCO) <C)’
(2.49)
Kt =Pn/pNj =Л (D; К =p^/pHj = A (T);
*3 =Po/Po, =/з (ТУ, ^4 =PHjP^2/Ph2O (ТУ
К* =РонРн/2/Рн,О (ТУ ^6 =PC0P0^/pC0t (ТУ,
Ki ” P^q!(Pn^O3 ) = -^7 (^)>
п
i +v i	1000 2 ZT/P/
mi* + 2£OPJ2^OK = (1 + m) ni=i*’’	+
1 + рт	Д/Л
[C, - Cl (Яп.стп.с)/(сп ,CGB)]2	"
+ ---------------------------• n = S Л..
2(1 + m)	nc /= 1 7
Величина сп c определяется из уравнения (2.47). В этих уравнениях
п
М^/р^ = 1000/ S 1 Ду Ру. Неизвестными в этих уравнениях являются 11
парциальных давлений p^^, pCOj, рон, рсо, pN0, pHj, р^, POj, Рн>
PN и р0, температура и давление продуктов сгорания Тп с и рп с, что в
точности соответствует числу уравнений. Если бы полученная система
уравнений была сведена к одному, то это было бы уравнение высокой
степени и имело бы несколько корней. Доказано, что система уравнений
констант равновесия и баланса, аналогичная приведенной, имеет только
единственное решение, в котором каждый корень имеет положитель-
ное и действительное значения, в точности отвечающие поставленной тех-
нической или физической задаче*. Решение рассматриваемой системы
(2.49) сводится к нахождению действительных корней. Это наиболее
просто достигается сведением системы к одному или двум уравнениям
и решению этих уравнений либо методом подбора, либо методом после-
довательных приближений. Для проведения массовых расчетов по урав-
нениям равновесия обычно используются ЭВМ.
* Сказанное в полной мере относится и к изложенному выше точному спосо-
бу определения параметров в процессе сжатия воздуха.
114
Истечение продуктов сгорания из реактивного сопла. В процессе ис-
течения происходит расширение, т.е. изменение давления продуктов сго-
рания от давления в камере сгорания до атмосферного давления или до
давления, которое при заданных геометрических параметрах сопла мо-
жет установиться на его срезе. В общем случае продукты сгорания могут
представлять собой химически активную смесь газов, и вследствие этого
процесс расширения может сопровождаться изменением не только пара-
метров и теплоемкости, но и химического состава смеси. При равновес-
ном расширении в каждом сечении сопла состав смеси соответствует па-
раметрам состояния, т.е. определяется уравнениями равновесия и эле-
ментным составом, и при отсутствии тепловых потерь в стенки процесс
протекает термодинамически обратимо, т.е. при постоянной энтропии.
Показатель изоэнтропического процесса расширения п определяется
аналогично показателю адиабатического процесса расширения к смеси
постоянного состава как отношение теплоемкостей cp/cN. Однако входя-
щие в это отношение теплоемкости в отличие от их выражения для ади-
абатического процесса расширения нереагирующих газов должны учиты-
вать и изменение химической энергии в зависимости от температуры, т.е.
д,п Д/ + ДС/Хим , д^хим
С =------ =-------------= е + ---------
Рп ьт дт р ьт
д^хим
ДТ
Показатель изоэнтропического процесса
Срп ср+ (д^хим/д71) су+ (д^хим/дП + К
п =------= _£---------------=----------------------
cvn су + (дС/ХИм/АГ> СУ + Л^хим/Д^
R
= 1 + ----------------.
Су + (ДС/ХИМ/ДТ)
При AUxl/iMl&T 0 п к, оставаясь всегда меньше к, что естественно,
так как процесс равномерного расширения химически активной смеси
сопровождается превращением химической энергии в тепловую.
Расчет состава и температуры продуктов сгорания на срезе сопла це-
лесообразно проводить с помощью системы уравнений, аналогичной той,
которая была использована для определения состава воздуха в процессе
сжатия:
2	2
i* =i . + =i + —— ;	(2.50)
п.с пс 2 с 2
115
S*=S.	(2.51)
П.С c	v 7
В двигателях рассматриваемых типов уровень исходных температур
газа в камере и перепад температур газа в сопле весьма значительны, а
продукты сгорания представляют собой химически активную газовую
смесь. Поэтому для расчета необходимо использовать метод, основанный
на применении уравнений равновесия. Методически определение пара-
метров газа на срезе сопла при заданной степени расширения повторяет
определение параметров воздуха при сжатии потока. Принципиальное от-
личие заключается в ином составе рабочего тела и заданном отношении
давлений я = Р*.с/^с (Рс “ любое заданное значение давления на срезе ре-
активного сопла). Расчет параметров процесса расширения при истечении
из сопел СПВРД, ГПВРД и комбинированных двигателей может быть
проведен так же, как и расчет параметров при сжатии воздуха с помо-
щью z-S-диаграмм, построенных в широком диапазоне параметров со-
стоянии (р и Т) для продуктов сгорания топлив различного состава.
При истечении из сопел неизбежны потери энергии AS. Источниками
этих потерь могут быть:
1)	трение газа о стенки;
2)	потери полного давления на входе в сопло;
3)	неравномерность распределения скорости в плоскости среза соп-
ла, определяющая потери, связанные с вертикальными составляющими
(рассеивание в вертикальном направлении);
4)	нерасчетный режим истечения из сопла (рс ¥= рн) ;
5)	неравновесность расширения продуктов сгорания в сопле;
6)	теплоотвод от расширяющегося потока в стенки сопла.
Некоторые из упомянутых источников потерь (трение газа, нерасчет-
ный режим истечения и т.д.) могут быть с достаточной степенью точности
определены при испытании моделей. Учет потерь на неравновесность рас-
ширения и теплоотдачу газа в стенки требует знания действительных гео-
метрических параметров сопла. При этом потери энергии на теплоотдачу
газа в стенки могут быть учтены на основе известных методов расчета
теплопередачи. Однако эти методы используются обычно только при по-
верочных расчетах выполненного сопла, а при предварительном расчете
параметров газа в процессе его расширения в сопле проектируемого дви-
гателя эти потери не учитываются, если специально не оговорены конс-
трукция и способ охлаждения сопла. Кроме того, при высоких значени-
ях температуры воздушного потока значительная часть тепла, подведен-
ного в камеру сгорания с топливом, будет расходоваться на диссоциацию
образовавшихся продуктов, а при достаточно низком абсолютном давле-
нии на срезе сопла и высокой степени понижения давления в сопле рас-
ширение будет сопровождаться явлениями физико-химйческой релакса-
ции, приводящими к незавершенности процессов рекомбинации диссо-
циированных продуктов в более тяжелые молекулы и к уменьшению эф-
116
фективности использования тепловой энергии топлива. Поэтому хими-
ческие реакции, необходимые для установления равновесия в газовой
смеси, не завершаются в пределах сопла, и часть энергии теряется с поки-
дающими двигатель продуктами сгорания.
Для оценки максимально возможных потерь энергии вследствие не-
равновесности рассматривается наиболее невыгодный случай предельно
неравновесного процесса расширения, в ходе которого сохраняются те
же состав и теплоемкость продуктов сгорания, что и в начале расшире-
ния — так называемое замороженное истечение. Параметры и потери
энергии предельно неравновесного процесса могут быть определены при*
ближенно по вычисленным средним значениям показателя адиабаты и
теплоемкости продуктов сгорания в камере. Действительные &Ср и
Рср
будут меньше, поэтому их можно оценивать по значениям парамет*
ров, определенным как средние между значениями для предельно равно*
весного и предельно неравновесного процессов.
Учет потерь энергии из-за неравновесности процесса расширения осо-
бенно необходим только при расчете истечения высокотемпературной хи-
мически активной (диссоциированной) смеси, т.е. при расчете истечения
из двигателя, работающего в условиях больших Мп и составах смеси,
близких к стехиометрическим. При Тг < 2500 К расчет может быть вы-
полнен с достаточной степенью точности без учета неравновесности про-
цессов расширения, так как низка исходная степень диссоциации продук-
тов сгорания перед соплом.
При высоких температурах химически активной горючей смеси, ис-
текающей из сопла двигателя, приведенные приближенные оценки по-
терь, обусловленных физико-химической релаксацией в установлении
равновесного состояния рабочего тела на срезе сопла, уже не могут счи-
таться удовлетворительными. Неучет или даже приближенный учет этих
потерь по приведенной выше схеме может внести особенно заметную по-
грешность в условиях больших Мп, когда скорость истечения становится
соизмеримой со скоростью полета и любая погрешность в оценке сс
многократно усиливается при определении удельной тяги двигателя. В
условиях процесса истечения из сопла двигателя необходимо привлекать
методы расчета неравновесной рекомбинации'диссоциированного газа в
соплах реактивных двигателей, т.е. совместно решать системы диффе-
ренциальных уравнений химической кинетики и газовой динамики, опи-
сывающих процесс течения в сопле заданных геометрических размеров*.
Суммарные потери энергии из-за несовершенства процесса расшире-
ния химически активной (диссоциированной) смеси продуктов сгорания
* Имеется ряд работ, посвященных численному интегрированию этих уравне-
ний и приближенным методам расчета, основанным на экспериментальных данных
и удовлетворительно согласующихся с результатами численного интегрирования
уравнений неравновесной рекомбинации в сопле [21].
117
обычно оценивают по соответствующим величинам потерь энергии при
расширении инертного газа, определенным по экспериментально уста-
новленным значениям коэффициентов тяги сопла рс = Рс1Рст или ско-
рости <ic = сс/сс<ид с поправкой на неравновесность процесса расширения.
Расчет параметров процесса в конце сжатия (в воздухозаборниках
ГПВРД и комбинированных двигателях) целесообразно проводить с ис-
пользованием термодинамических функций для определения энтальпии
воздуха или рассчитанных в широком диапазоне изменения р и Т на
/-^-диаграммах (см., например, работу [17]).
Расчет параметров процесса при истечении газа также необходимо
проводить с использованием /-S'-диаграмм, построенных для топлива
заданного состава.
118
ГЛАВА 3.
ПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ БОЛЬШИХ
СВЕРХ- И ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
При больших сверхзвуковых скоростях полета, превышающих
4000 ... 5000 км/ч, эффективность прямоточного двигателя начинает
ухудшаться из-за увеличения потерь полного давления при торможении
воздушного потока до дозвуковой скорости на входе в камеру сгорания
и при расширении продуктов сгорания в реактивном сопле. Эти потери
обусловлены, главным образом, ростом степени повышения давления
при сжатии и степени понижения давления в реактивном сопле. При этом
значительную долю потерь полного давления при истечении могут сос-
тавлять потери из-за неравновесности процесса расширения.
Наряду с вероятностью ухудшения эффективности процесса при
этих скоростях полета возрастают трудности организации рабочего про-
цесса ПВРД: процесса сжатия воздушного потока в воздухозаборнике
из-за увеличения степени торможения воздушного потока, процесса сго-
рания из-за уменьшения времени пребывания смеси в камере и процесса
расширения из-за увеличения степени расширения.
Одновременно увеличение скорости полета приводит к резкому уве-
личению удельных тепловых потоков в стенку вследствие повышения
температуры торможения воздушного потока и температуры газа в
камере сгорания. Так, при коэффициенте избытка воздуха а « 1,0 и
Мп > 4,0 значение Тт > 2400 К. Одновременно с этим существенно уве-
личивается температура воздушного потока при сжатии в воздухоза-
борнике. Так, при Мп = 3,0 Т$ а 600 К, при Мп =4,0 Гв а 850 ... 880 К,
при Мп = 6,0 равновесное значение температуры воздушного потока в
воздухозаборнике при дозвуковой скорости в выходном сечении Т/ &
« 1600 К, а при Мп ~ 7,0 Т$ > 2000 К, т.е. в этих условиях проточная
часть ПВРД становится ’’горячей”.
Поэтому увеличение скорости полета до больших сверхзвуковых ско-
ростей (Мп > 4) требует кардинальных мер, направленных на улучшение
эффективности всех элементарных процессов, образующих термодина-
мический цикл ПВРД, и на обеспечение работоспособности конструкции.
Для уменьшения потерь полного давления сжатие набегающего воздуш-
ного потока в сверхзвуковом ПВРД, предназначенном для больших Мп,
119
Рис. 3.1. Расчетная схема СПВРД с обозначением характерных сечений проточной
части:
н - невозмущенный поток; в - входное сечение воздухозаборника; г - ’’горло”
воздухозаборника; д - выходное сечение воздухозаборника; х - ’’холодное”
сечение камеры сгорания, кс - выходное сечение камеры сгорания, кр - крити-
ческое сечение реактивного сопла, с - выходное сечение реактивного сопла, ст -
стабилизаторы камеры сгорали
осуществляется в специальном входном устройстве посредством систе-
мы косых скачков с переходом через скорость звука в замыкающем
прямом скачке. Площадь поперечного сечения камеры сгорания выбира-
ется таким образом, чтобы обеспечить достаточно низкие значения при-
веденной скорости на входе, примерно равные соответствующим значе-
ниям Хв в дозвуковом ПВРД; расширение продуктов сгорания в СПВРД
в процессе истечения при сверхзвуковом перепаде происходит в сверх-
звуковом сопле, сужающемся от камеры сгорания до критического се-
чения и расширяющемся при расширении от критического сечения до
выходного сечения реактивного сопла.
Для обеспечения работоспособности конструкции камера сгорания
снабжена экраном, а значительная часть реактивного сопла, как правило,
имеет специальную систему охлаждения. Конструктивно СПВРД клас-
сической схемы представляет собой осесимметричное тело с протоком,
с последовательным расположением входного сверхзвукового воздухо-
заборника, камеры сгорания со стабилизирующими устройствами, кол-
лекторами и экраном для защиты стенок от тепловых потоков и сверх-,
звукового реактивного сопла сужающе-расширяющейся формы
(рис. 3.1). Набегающий воздушный поток после сжатия в системе косых
скачков уплотнения и замыкающего прямого скачка выравнивается к
выходному сечению воздухозаборника и направляется в камеру сгора-
ния в-кс, где расположены коллекторы системы топливоподачи и де-
журный факел или горелка, работающая на компонентах ракетного
топлива, а продукты сгорания топливовоздушной смеси направляются
в сужающе-расширяющееся реактивное сопло кс-кр-с, где, расширяясь
до атмосферного давления, разгоняются до большой скорости к сече-
нию с.
Трудности использования СПВРД при увеличении Мп из-за резкого
возрастания удельных тепловых потоков в стенки и снижения эффектив-
ности процесса приводят к мысли о целесообразности перехода к ПВРД
120
Рис. 3.2. Расчетная схема ГПВРД
с обозначением характерных сече-
нии проточной части
Рис. 3.3. Внешний вид гиперзвуко-
вых летательных аппаратов с ГПВРД
со сверхзвуковым горением, т.е. к гиперзвуковым прямоточным ВРД
(ГПВРД) илиПВРД сверхзвукового горения.
В таких двигателях путем сжатия воздуха в воздухозаборнике не до
дозвуковой, а до определенной сверхзвуковой скорости удается одно*
временно с уменьшением потерь в воздухозаборнике и сопле заметно
снизить температуру воздуха на входе в камеру и уменьшить теплона-
пряженность конструкции двигателя.
На рис. 3.2 представлена схема проточной части ГПВРД, а на
рис. 3-.3 внешний вид аппарата с ГПВРД. Конструктивно ГПВРД с внут-
ренним горением представляет собой тело с протоком, основные эле-
менты которого (воздухозаборник, камера сгоранця и сопло), выпол-
няя те же функции, что и соответствующие элементы СПВРД, имеют ряд
особенностей, связанных со спецификой организации рабочего процесса
двигателя этого типа.
Скорость набегающего потока воздуха, уменьшаясь в воздухоза-
борнике ГПВРД до определенного значения, как правило, остается на всех
режимах больше скорости звука. Степень сжатия воздушного потока в
воздухозаборнике ГПВРД выбирается из соображений достижения мак-
симальной эффективности процесса и определенного уровня статичес-
кой температуры топливовоздушной смеси, обеспечивающей горение
смеси в камере. Большие скорости потока определяют относительно ма-
лое время пребывания частиц воздуха и топлива в пределах проточной
части ГПВРД. Поэтому длины участков камеры сгорания, потребных для
смешения потоков в ГПВРД, должны быть увеличены по сравнению с
121
соответствующими длинами СПВРД. Это определяет возможность выно-
са части топливных форсунок в воздухозаборник.
Воздухозаборник ГПВРД переходит в канал, представляющий собой
совмещенную камеру смешения и горения, на начальном участке кото-
рой осуществляется впрыск оставшейся части топлива.
Сгорание топливо-воздушной смеси в ГПВРД может происходить
или в сверхзвуковом потоке без сильных скачков, но со стабилизацией
в какой-либо зоне отрыва, или в волне, образующейся в камере при ус-
тановке специальных клинообразных стабилизирующих устройств. В со-
ответствии с этим ПВРД с горением смеси в сверхзвуковом потоке назы-
вают двигателями со сверхзвуковым горением (или двигателями с само-
воспламенением потока), а двигатели со стабилизаторами — двигателями
с горением в скачке. Источником воспламенения, обеспечивающим воз-
можность повторного запуска и гарантию от срыва, может быть так же
как и в СПВРД, дежурный факел или горелка, работающая на компо-
нентах ракетного топлива. Наряду с этим источником воспламенения в
ГПВРД может использоваться и факел, образующийся в отрывной зоне
при введении топлива в условиях, когда температура смеси будет превы-
шать температуру самовоспламенения топлива. Следует при этом отме-
тить, что источник воспламенения в ГПВРД должен играть существенно
меньшую роль, чем в до- и сверхзвуковом ПВРД, так как в отличие от
этих типов прямоточных двигателей воспламенение топливовоздушной
смеси в обоих типах ГПВРД должно осуществляться автоматически в зо-
нах стабилизации при превышении температуры смеси над температурой
самовоспламенения топлива.
Процесс расширения в ГПВРД отличается тем, что продукты сгора-
ния, покидающие камеру, уже имеют сверхзвуковую скорость. Увеличе-
ние этой скорости может быть достигнуто приданием соплу расширяю-
щейся формы.
ГПВРД с внешним горением потока принципиально сохраняют ос-
новные элементы ГПВРД с внутренним горением потока и может быть
выполнен как двигатель 1) с непрерывным горением и 2) с горением за
скачками.
В прямоточных двигателях различных типов могут быть использова-
ны горючие, а также и одно- и многокомпонентные топлива, содержащие
окислитель. При этом наряду с жидкими топливами (керосин, двухком-
понентные ракетные топлива и т.д.) в ПВРД могут найти применение
твердые топлива, главным образом, пирофорные — триэтилалюминий.
Рис. 3.4. Принципиальная схе-
ма ПВРД твердого топлива
(ПВРДТ):
1 - воздухозаборник; 2 -
заряд твердого топлива; 3 -
камера сгорания; 4 - реактив-
ное сопло
122
триметил алюминий, триэтилборан, металлы (Mg, Al, Li и др.) или гидри-
ды металлов, т.е. топлива, практически не содержащие окислителя. Спе-
цифические особенности использования топлива, находящегося в
жидкой или твердой фазе, определяют особенности конструкции двига-
теля и области его применения. Поэтому по типу используемого топлива
ПВРД можно разделить на два класса: ПВРД жидкого топлива и ПВРД
твердого топлива.
К первому классу ПВРД относятся двигатели, имеющие специальные
системы подачи жидкого топлива, включающие насосы, коллекторы и
блок форсунок, размещаемых в камере сгорания и воздухозаборнике.
Прямоточные ВРД этого класса, в которых используют в качестве топли-
ва наряду с горючим (например, керосин) компоненты ракетного топли-
ва, называют форсированными ПВРД.
Их конструкция принципиально не отличается от ПВРД, в которых
используют обычное горючее (например, керосин). Для подачи компо-
нентов ракетного топлива вводится специальная топливная система с
форсуночным блоком.
Типичная схема ПВРД, работающего на твердом топливе (ПВРДТ),
приведена на рис. 3.4.
ПВРДТ представляет собой органический элемент летательного ап-
парата; он используется, как правило, на аппаратах одноразового назна-
чения. Двигатель конструктивно весьма прост (отсутствуют трубопро-
воды, клапаны, коллекторы, стабилизаторы пламени и форсунки). В
то же время при использовании высококалорийного топлива он облада-
ет высокой эффективностью, транспортабелен, весьма удобен для хра-
нения.
Особенности работы ВРД в условиях больших скоростей рабочего те-
ла в проточной части и высоких температур и давлений сжатия вызывают
необходимость использовать для расчета параметров методы, основан-
ные на решении уравнений сохранения и химического равновесия, а в ря-
де случаев — и уравнения химической кинетики, позволяющие оценить
потери, обусловленные неравновесностью процессов. При детальном ана-
лизе работы двигателя в системе аппарата может оказаться необходи-
мым учитывать также особенности пространственного течения (двумер-
ного или трехмерного) и потери, вызванные трением рабочего тела о
стенки двигателя при больших гиперзвуковых скоростях полета (Мп >
>12). Этими методами можно пользоваться также для расчета эффек-
тивных данных и выбора системы охлаждения элементов двигателя и
при существенно меньших скоростях полета (Мп = 6 ... 12).
Для оценки оптимальных условий сжатия потока в воздухозаборни-
ке, анализа эффективности различных циклов, определения основных
тенденций влияния параметров воздуха, топлива и условий подачи топли-
ва на характеристики СПВРД (и даже ГПВРД) при больших скоростях
полета могут быть использованы приближенные методы расчета.
123
3.1. ОСОБЕННОСТИ МЕТОДОВ РАСЧЕТА
ПАРАМЕТРОВ СПВРД
Для расчета удельных параметров СПВРД удобно пользоваться урав-
нением удельной внутренней тяги, определяемой как разность импуль-
сов сил, приложенных к СПВРД и действующих вдоль контурйой поверх-
ности обобщенного СПВРД, изображенного на рис. 3.1:
Руа = (1 + — )сс ид (1 - Д^с)(1 -Дботб) +
УД	_,г	с.ид
° -	(3.1)
+ Сс .ОТб .ИД (1 А^с.отб ) Кп *
гДе Сс.ид и Сс.отб.ид “ идеальные скорости истечения при полном расши-
рении газа £3 реактивных сопел двигателя и системы отбора соответ-
ственно; Д60Тб = (GB - Got6)/Gb — коэффициент отбора воздуха из
двигателя (для нужд ЛА и обеспечения устойчивости работы) — отноше-
ние отбираемого расхода воздуха к расходу воздуха, поступающего в
двигатель, соответственно; ДРС = (Р - ^с)/^с.ид и Д^с.отб ~
= (Л>.отб.ид - рс.отб)/рс.отб.ид - коэффициенты потери тяги сопла
GB
двигателя и сопла системы отбора соответственно; а =----------(1 -
СтЬо
- ДС?отб) — коэффициент избытка воздуха в камере сгорания.
Основная особенность метода расчета удельной тяги й других удель-
ных параметров высокоскоростных СПВРД, работающих в условиях
больших чисел Мп при высоких температурах рабочего процесса, как
уже упоминалось в гл. 2, состоит в необходимости учета изменения теп-
лоемкости и химического состава рабочего тела в двигателе.. Именно по-
этому независимо от уровня математической модели для учета этих осо-
бенностей и получения достаточно надежных значений параметров рабо-
чего процесса и удельных параметров СПВРД расчет процессов сжатия
воздуха в воздухозаборнике, сгорания топливовоздушной смеси в ка-
мере и расширения продуктов сгорания в реактивном сопле необходи-
мо проводить с использованием уравнений химического равновесия и
материального баланса, определяющих состав и теплоемкость рабочего
тела при заданном уровне параметров состояния.
К другим особенностям относятся:
допущение об одномерности течения рабочего тела в пределах про-
точной части СПВРД, что соответствует условиям построения математи-
ческой модели, пригодной для расчета параметров и характеристик про-
ектируемых и созданныхщвигателей, которые могут использоваться для
оценки летных данных высокоскоростных летательных аппаратов;
учет потерь энергии при сжатии воздуха в воздухозаборнике, те-
124
чении в камере сгорания и расширении в реактивном сопле с помо-
щью интегральных коэффициентов полного давления в воздухо-
заборнике овх и в камере сгорания ак>с (в зависимости от приведен-
ной скорости на входе и коэффициента сопротивления стабилизаторов
при раздельном учете гидравлических потерь и потерь полного давления
вследствие теплоподвода), а также в реактивном сопле с помощью за-
даваемого на основе экспериментальных или расчетных данных коэф-
фициента потерь тяги сопла ДРС.
Основные уравнения для расчета параметров рабочего процесса и
удельных параметров СПВРД при использовании этих предположений
могут быть записаны следующим образом:
при сжатии в воздухозаборнике
/н+0’5Гп =,в+0>5св ='н*;
при сгорании в камере*
_ i*qT + iff _ /*Чкх=1,0<7т+/Я’’Я1Л1 ’W а
J =(J +J )-Д/ -Д/ ,
К.С ' Вх т*' ст тр *
где = 1/о£0; р = 0приа>1,0ир = 1,0 при а <1,0; J= Gc + pF в соот-
ветствующих сечециях проточной части, JK #C, JBx и JTx — импульсы пото-
ка на выходе из камеры сгорания, воздушного потока и топлива в сече-
нии на входе в камеру сгорания соответственно; Д7СТ = Jx “ ^к.с = А “
РХУ(\')
-	Jx —-------------потери импульса на стабилизаторе, ар*» = р* -
рхсх
-	$ст —-----коэффициент потерь полного давления на стабилизаторе,
задается в зависимости от загромождения стабилизатора (см., например
[П]): .
(GB + Ст>сс + Pk.cFk.c -Свсв +PbFb + Gtct +
fKC
+ prFr+ J pdF~AFCT;
---------- FB+FT
♦ Заметим, что уравнение энергии в числителе в наиболее общем случае может
содержать член qa = ср (7к#с ™ - Tw)> характеризующий теплоотвод в стенку, т.е.
^к.с истинное = ’й.с ~ При регенеративном охлаждении камеры топливом и
возвращении отведенной теплоты в цикл этот член можно не учитывать.
125
Д7тр= f0K	•.
Обычно при Хх < 0,2 можно полагать, что Д/тр 0;
при расширении в реактивном сопле
i* =i +0,5 с2 =i +0,5 с2;
к.с к.с * к.с с * с ’
(3.4)
$♦ =S.
к.с с’
где i * с, iK с, ic — полные энтальпии заторможенного потока газа на
выходе из камеры, полные энтальпии потока газа во входном и в выход-
ном сечениях сопла соответственно.
Для определения максимально допустимого теплоподвода в каме-
ре сгорания СПВРД, т.е. минимальной величины а, необходимо решать
систему основных уравнений сохранения (неразрывности, количества
движения и энергии) при задании на выходе из камеры сгорания Мк с -►
-► 1,0, т.е. условия, при котором нарушается течение на входе в двига-
тель.
Анализ удельных параметров СПВРД
Удельные параметры СПВРД Руд, /уд (или суд), сР, как это следует
из уравнения (3.1) и уравнений связи между /уд, сР и Руд, зависят от
скоростей истечения из реактивных сопел сс и ес.отб.ид, определяемых
степенью теплоподвода в двигатель, скорости полета Кп и уровня потерь
в элементах двигателя (в воздухозаборнике, камере сгорания и реактив-
ном сопле). Действительно, удельные параметры ПВРД по определен-
ным из уравнения (3.1) значениям Руд нетрудно рассчитать с помощью
уравнений
^уд “^уд/^т’
с =q IP ;
уд *т' уд ’
(3.5)
^mid
- коэффициент тяги ПВРД по F
Г'
1Р = GaJP- = GH»/Fmid °’5 Рн Кп СРР ~	.	(3.6)
mid
где 7р - удельный вес двигателя; GF = GRBf63 = G^p/G^ - относи-
тельный вес СПВРД, т,е. вес СПВРД, отнесенный к секундному расходу
воздуха через двигатель
126
G = G IF ; Gn =G IF : =F IF .	(3.7)
дв F дв' bx ’ BF в' вх ’ h' bx	v 7
Для расчетных условий работы, когда </?н = 1,0 относительный вес СУ
СПВРД (включая вес воздухозаборника и реактивного сопла) зависит
отСдвГиРУД-
Поэтому, если известны закономерность изменения лобовой массы
в зависимости от условий полета, определяющих геометрические пара-
метры ’’холодной” части силовой установки СПВРД и режим работы
двигателя, влияющий на геометрические параметры его ’’горячей”
части, то все удельные параметры (включая и удельный вес двигателя)
будут определяться закономерностями приращения работоспособности
рабочего тела в двигателе и потерями в элементах с изменением высоты
иМп.
Приращение работоспособности рабочего тела, определяемое тепло-
подводом к воздуху, может быть найдено из уравнения энергии
‘’«J-
(3.8)
Эта величина без учета разницы в теплоемкости продуктов сгорания
и воздуха и влияния добавки массы топлива к воздуху равна
7 =0О * ТЧ Т„* = 1 + — = о----.	(3.9)
г'н	т*	к _ 1 ,
7н 1+-----------М2
2 п
Поэтому с увеличением Мп как при а = const, так и при 0= Т*/	= const,
вследствие роста температуры торможения воздушного потока на входе,
степень теплоподвода 0 и, следовательно, в0 уменьшаются вплоть долол-
ного прекращения теплоподвода при 7J* = Тг*. В то же время с ростом Мп
при увеличении степени сжатия воздушного потока в воздухозаборнике
СПВРД (даже при условии сохранения неизменным давления в камере
сгорания и высоты полета) увеличивается перепад давления в реактив-
ном сопле, что приводит к увеличению удельной тяги двигателя. При пос-
тоянной высоте полета это увеличение перепада становится еще более
значительным.
Таким образом, увеличение скорости полета при постоянном значе-
нии а приводит к увеличению температуры и давления в камере сгорания
практически при любых реальных потерях в элементах СПВРД и законо-
мерностях изменения высоты по траектории. Зависимости давления и
температуры в камере угорания СПВРД от Мп, рассчитанные при овх и
127
Дрс, характеризующих тенденцию увеличения потерь в воздухозаборни-
ке с ростом Мп, приведены на рис. 3.5 для различных высот полета.
Мп...... 2	3	4
<^х.... 0,85	0,6	0,45
Д?с...% 1,5	2,0	3,0
5	6	7	8
0,3	0,2	0,15	0,1
4,0	5,0
Из рис. 3.5 видно, что на режимах, близких к режимам максимально-
го теплоподвода (а -> 1,0), в широком диапазоне высот полета
(Я = 11-47 км) при Мп >6 fi Г* > 3000 К. При увеличении даже в ди-
апазоне а = 0,6 ... 1,6 значения Tf становятся весьма высокими, а давле-
ние в камере сгорания (при учете изменения высоты по траектории)
практически не превышает соответствующих значении в области умерен-
ных Мп (рис. 3.5). Сопоставление расчетных значении Тг* в камерах сго-
рания СПВРД, в которых используются керосин, метан или водород, ука-
зывает на несущественное влияние типа топлива на эти параметры. Этот
результат закономерен, так как при существенном различии теплот сго-
рания топлив (42850 кДж/кг — керосина, 50000 кДж//кг - метана и
120000 кДж/ кг — водорода) теплоты сгорания топливовоздушных
смесей стехиометрического состава различаются незначительно
(2915 кДж/кг - керосина, 2908 кДж/кг метана и 3496 кДж/кг водоро-
да). С увеличением Мп 0О растет, а отношение давления в реактивном
сопле pt.c/Ря уменьшается. Поэтому удельный импульс тяги (по топли-
от Мп; топливо - водород; Ни = 120000 кДж/кг; а = 1,0; г?к с = 0»95
128
камере сгорания СПВРД от коэффи-
циента избытка топлива; топливо —
керосин
Рис. 3.7. Зависимость удельных парамет-
ров СПВРД от Мп:
Я = 11 км; топливо - керосин; Ни =
= 42900 кДж/кг; ffo.c = 0,95
ВУ) ^уд и удельная тяга (пб воздуху) Руд достигают максимальных зна-
чений при определенных Мп, зависящих от степени теплоподвода и уров-
ня потерь в элементах двигателя. При этом чем больше степень теплопод-
вода (больше отношение i?K с/а или при i?K с = const меньше а), тем при
большем Мп достигаются /удтах и ^удтах (рис. 3.7). Видно, что при
а > 1,0 этот максимум реализуется при Мп < 2,5 ... 3,5, а при Мп >4,0
удельные параметры СПВРД ухудшаются, и только переобогащение сме-
си (снижение а в сторону а < 1,0) может нарушить эту тенденцию. Такая
закономерность — естественное следствие увеличения роли ракетной со-
ставляющей горючего в тяге ПВРД при повышении скорости полета.
Для реализации приведенных значений удельных параметров СПВРД
в заданных полетных условиях необходимо выбрать геометрические па-
раметры двигателя, согласовав пропускную способность проходных се-
чений проточной части с условиями полета, работы и уровнем потерь в
элементах двигателя. Уравнения для определения потребных относитель-
ных площадей проточной части приближенно с использованием газоди-
намических функций могут быть записаны следующим образом:
F
fT = —— = q(\)l овх — горла воздухозаборника;
FH
fkc * (Ап) 1
/	=---:— =-------------------камеры сгорания;	(3.10)
к’ ян авх q (Хв)
129
<7(X„) mvn n
f = —!S£_ = (i + q )--------S------£•— V0O - критического сече-
Kp fh	’ ffBxffK.c '"кр.г
ния реактивного сопла;
у = А. . (1 ♦ , ) -------,(Х»>	- среза
FH	^р.г
реактивного сопла
Анализ уравнений (3.10) показывает, что относительные площади
проходных сечений проточной части ПВРД/Г, /КеС и/кр при выборе ко-
эффициентов потерь в элементах двигателя по типовым характеристи-
Рис. 3.8. Зависимость площадей относительных проходных сечений проточной
части СПВРД от
Н = 20 км; = 0,2; топливо - водород; а = 1,0; -----------f *------------f-
у. X	KkC	кр
- • - • - Jc
Рис. 3.9. Характер изменения лобовой тяги Рр коэффициента тяги Ср и удельного
импульса тяги (по топливу) /уд по Мп при различных законах регулирования:
--------идеальный ПВРД; - • - регулирование воздухозаборника и сопла;----
регулирование сопла; >---------------------------------------------------нерегулируемый ПВРД; а = const
130
кам и постоянных значениях приведенных скоростей на входе в камеру
(Хв тах = 0,2 = invar (Мп)) как при а = const, так и при 0 = Г*/Гн =
= invar (Мп) непрерывно уменьшаются (fr и/к/с— из-за увеличения плот-
ности потока на входе в камеру, /кр также и из-за уменьшения степени
теплоподвода 0О), а /с ~ относительная площадь выходного сечения —
изменяется в очень малой степени, но при Мп > 4,0 увеличивается, глав-
ным образом, из-за существенного увеличения потерь полного давления
в проточной части двигателя) (рис. 3.8).
Высотно-скоростные характеристики
Характеристики СПВРД целесообразно рассматривать при различных
законах регулирования по Мп нН и программе дросселирования в задан-
ных условиях полета. В качестве параметров регулирования при измене-
нии условий полета (Мп и Н) могут быть использованы коэффициент из-
бытка воздуха а, определяющий закон изменения расхода топлива GT,
закон изменения площадей проходных сечений, характерных сечений
проточной части или изменения площадей проходных сечений проточ-
ной части и степени теплоподвода одновременно. Поэтому скоростные
и высотные характеристики СПВРД целесообразно рассматривать при
определенных законах регулирования. В наиболее общем виде взаимо-
связь параметров рабочего процесса с расходными характеристиками
двигателя может быть установлена совместным решением уравнений
расхода и энергии при теплоподводе в камере через сечение невозму-
щенного потока воздуха и критическое сечение реактивного сопла дви-
гателя.
Решение этих уравнений позволяет установить основное уравнение
воздействия, определяющее изменение коэффициента расхода воздуха
через двигатель в зависимости от регулирующих факторов — измене-
ния площади проходных сечений проточной части и приращения работо-
способности рабочего тела:
_ авхак.сас.дозв у/ 7»
~ 7(Хп)АаТ^) /кр/к-с
(з.п)
ГДС<РН ^н/^н.расч’ ? ^/^расч’ ° а^арасч’
°* =0о/%рвсч; 1 + *т = (1 + <7Т)/(1 +*т.расч);
f =f /F • f' =F IF .
J кр кр' K.C ’ J K.C K.C' BX
При заданных степени теплоподвода 0О, Мп и авх_= авх (Мп) закон
изменения отвечающий максимальным значениям приведенного рас-
131
хода по числу Мп при Н = const, может быть реализован путем срответ-
ствующего изменения /к'р и /к.с, входящих в уравнение, и наоборот,
при заданных геометрческих параметрах единственным средством воз*
действия на <Ai(Mn) является изменение 0Q. Очевидно, что из-за ограни-
ченных возможностей воздействия регулирующих параметров, напри-
мер, из-за ограничения максимального значения или 0 или ограниче-
ния пределов регулирования площади критического сечения реактивно-
го сопла характеристики реального СПВРД будут существенно отличать-
ся от характеристик идеального двигателя во всем диапазоне чисел Мп
и для всех законов регулирования.
В соответствии с практическими возможностями регулирования
СПВРД, исключающими регулирование площади поперечного сечения
камеры сгорания СПВРД, целесообразно рассмотреть следующие зако-
ны регулирования двигателя (по числу Мп):
1)	поддержанием выбранной на расчетном режиме степени теплопод-
вода при нерегулируемой площади сечения проточной части;
2)	поддержанием степени теплоподвода и изменением площади про-
ходных сечений реактивного сопла;
3)	изменением площадей проходных сечений проточной части (воз-
духозаборника и реактивного сопла).
Характер изменения скоростных характеристик СПВРД при различ-
ных законах регулирования приведен на рис. 3.9, а управляющих пара-
метров на рис. 3.10.
1.	Для поддержания степени теплоподвода при неизменных проход-
ных сечениях проточной части в диапазоне Mnmin < Мп	<1,0
(согласно уравнению 3.11), а потери полного давления в проточной час-
ти увеличиваются из-за необходимости снижения степени подогрева в
этой области (Мп < Мпр) по сравнению с расчетной для поддержания
(1 + Qr) V 0о = const. Результатом уменьшения подогрева будет сниже-
ние Ср и PF в области Мп < Мр. Одновременно с этим в этой области /уд
будет снижаться по сравнению^с соответствующим /уд идеального двига-
теля из-за уменьшения авх и Рс при неизменном значении а. В интервале
значений Мпр < Мп < МПтах = 1,0, а авх при неизменной степени те-
плоподвода (1 + qT) будет уменьшаться с ростом чисел Мп прямо
пропорционально уменьшению q (Хп) и поэтому PFt сР и /уд также бу-
дут ниже соответствующих значений 7>тах, cpmax и/УДтах’ пРичем 5то
различие увеличивается с ростом Мп. При Мп = Мпр значения PFp, срр и
/уДф также будут несколько ниже, чем PFmax, cPmax и ^удтах из’за от-
линия реальных значений овх и Рс от единицы. Аналогичный характер
имеют закономерности изменения PF и сР по числу Мп при постоянном
значении Тг* (в = Тт/Тп * const).
2.	При изменении площади проходных сечений цроточной части и
поддержания неизменным и максимальным приведенного расхода воз-
132
Рис. 3.10. Закономерности изменения управляющих параметров регулирования
ПВРД (frt /кр, 0) и коэффициентов Овх и рс при различных законах регулиро-
вания; а = const Обозначения те же, что и на рис« 3.9
духа через двигатель (например Хх = 0,2) <рн растет до 1,0 при увеличе-
нии Мп до Мпр, но остается выше, чем в двигателе с нерегулируемыми
сечениями проточной части. При Мп > Мпр, когда = 1,0, для поддер-
жания авх = Овхтах необходимо уменьшать /кр. При таком характере
изменения «д, и авх во всем диапазоне чисел Мп значения PF, сР и /уд бу-
дут ухудшаться в меньшей степени, чем в двигателях с нерегулируемы-
ми сечениями реактивного сопла из-за более высоких значений и авх
(см. рис. 3.9).
3.	Регулирование площадей проходных сечений воздухозаборника и
реактивного сопла должно обеспечить при любом законе теплоподвода
максимальное значение сохранение авх = аВХшах по характеристике
воздухозаборника, а регулирование /кр и /с — минимальные потери в
сопле при увеличении Мп. Приведенные на рис. 3.9 характеристики
СПВРД приближаются к параметрам идеального ПВРД, а удельный им-
пульс тяги (по топливу) во всем диапазоне Мп остается ниже удельно-
го импульса идеального СПВРД из-за более низких значений авх.
Высотные характеристики СПВРД определяются закономерностями
изменения температуры (для коэффициента тяги сР и удельного импуль-
са по топливу /Уд) и давления (для относительной тяги) атмосферного
воздуха по высоте полета. Для них характерны рост сР и /уд в диапазо-
133
Рис. 3.11. Зависимость удельного
импульса тяги /уД, коэффициента
тяги Ср и относительной тяги Р =
= P/Ph=q от высоты полета. Топливо
- керосин, Мп = 4,0
Рис. 3.12. Зависимость лобовой тяги
Рр и удельного импульса тяги УуД
от коэффициента избытка воздуха сс
топливо - керосин; Я = 11 км;
-----Мп = 4,0;----------Мп = 6,0
не Н = 0 ... 11 км вследствие уменьшения температуры Тн и увеличения
относительной степени подогрева; постоянство сР и /уд в интервале Я =
= 11 ... 20 км (Тн = 216,5 К) и более замедленное их снижение при
Я > 20 км из-за увеличения Тн; снижение относительной тяги, главным
образом, из-за уменьшения давления атмосферного воздуха с увеличе-
нием Я (рис. 3.11).
Дроссельные характеристики представляют собой зависимости ос-
новных параметров двигателя (тяги и удельного импульса) от степени
теплоподвода к рабочему телу при заданных Мп и Я и способа регули-
рования двигателя. Анализ уравнений удельных параметров двигателя
(35) показывает, что Руд непрерывно увеличивается с увеличением сте-
пени теплоподвода, а удельный импульс тяги (по топливу) имеет макси-
мум, зависящий от условий полета (Мп и Я) и уровня потерь в элемен-
тах двигателя. Тяга СПВРД зависит от закона регулирования двигателя,
определяющего закономерности изменения расхода воздуха и Руд по а.
С уменьшением степени теплоподвода (увеличением а) лобовая тяга
снижается тем значительнее, чем больше число Мп, а удельный импульс
достигает максимального значения при определенных значениях а, за-
висящих от Мп, причем с увеличением Мп аопт уменьшается (рис. 3.12).
134
3.2.	ОСОБЕННОСТИ МЕТОДОВ РАСЧЕТА
ПАРАМЕТРОВ ГПВРД
Основные данные ГПВРД — тяга, массовые расходы воздуха и топли-
ва С?т в единицу времени, как и СПВРД, определяются на основе расчета
удельных тягово-экономических параметров.
Для расчета основных параметров ГПВРД можно воспользоваться
приведенными для СПВРД уравнениями (3.5) удельной внутренней тя-
ги, определяемой как разность импульсов сил, приложенных к ГПВРД
и действующих вдоль контурной поверхности обобщенного двигателя,
изображенного на рис. 3.2.
Особенности' работы воздушно-реактивных двигателей в условиях
больших скоростей рабочего тела в проточной части и высоких темпера-
тур и давлений заторможенного потока воздуха определяют необходи-
мость использования для расчета параметров ГПВРД приведенных в гл. 2
методов, основанных на применении уравнений сохранения и химическо-
го равновесия. При этом в условиях гиперзвуковых скоростей полета
из-за больших скоростей течения рабочего тела в проточной части учет
потерь, обусловленных трением о стенки, является необходимым. В ря-
де случаев, учитывая малое время пребывания рабочего тела в проточ-
ной части, необходимо использовать уравнения химической кинетики,
позволяющие оценить потери, обусловленные неравновесностью проте-
кания процессов. При детальном анализе работы двигателя в системе ап-
парата и, в особенности, в условиях интеграции элементов СУ ГПВРД и
планера может оказаться необходимым использование методов расчета,
учитывающих особенности пространственного течения в элементах СУ
(двух- и трехмерного).
Для построения математической модели нулевого уровня при усло-
вии приближенного задания характеристик воздухозаборника И'реактив-
ного сопла могут быть использованы следующие допущения:
1)	движение рабочего тела в проточной части одномерное;
2)	необратимые потери энергии при сжатии воздуха в воздухоза-
борнике и расширении продуктов сгорания в реактивном сопле оцени-
ваются интегральными коэффициентами: КПД сжатия = (ZB ~ i£)l Ов “
- /н) (или адиабатическим КПД сжатия) и КПД расширения т?р = (ir ~
- ic)l Or ~ 'с.ад) (РИС. 3.13);
3)	влияние трения рабочего тела о стенки камеры сгорания на харак-
теристики течения считается пренебрежимо малым.
Расчет проводится в следующем порядке.
1. По заданному значению степени торможения определяется энталь-
пия zB конца процесса адиабатического сжатия; далее оцениваются сред-
ние значения условных Показателя адиабаты fccp и теплоемкости ерср
процесса сжатия.
2. Для заданного КПД ?7С определяется энтальпия воздуха при адиа-
135
Рис. 3.13. Изображение цикла
ГПВРД с камерой F = const
в i - 5-диаграмме
батическом расширении по-
литропически сжатого воз-
духа = /в - (iB - 1н>с.
3, По уравнению
для найденного значения £ср определяется давление рв, а по формуле
*вАрср = Тер оценивается температура Тв,ср.
4.	Параметры в конце тепловыделения в камере сгорания определя-
ются по заданным значениям zB и степени теплоподвода или qT = GT/GB.
5.	Скорость истечения из реактивного сопла при расчетном режиме
определяется по уравнению
с =х/сп + 2(fp яп) TL + 2 / [ 1 - ( -^2-)кср ]п .
с v г 4 г с. ад' *р v г г* v z J,p
"г
6.	Удельные параметры ГПВРД определяются по известным уравне-
ниям:
УД
Ср = 2[-^-(1+<7т)-1].
Для наиболее простого случая изобарического теплоподвода в
ГПВРД с целью получения представления о тенденциях изменения пара-
метров может быть использован предельно приближенный метод расчета
данных, основанный на применении условий одномерности, инвариант-
ности теплоемкости воздуха и газа к изменениям скорости и температу-
ры и пренебрежения трением рабочего тела в камере. В этом случае мож-
но получить формулы, определяющие удельный импульс и коэффициент
тяги в зависимости от основных управляющих параметров рабочего про-
цесса ГПВРД. При изобарическом теплоподводе совместное решение
уравнений расхода и импульсов позволяет определить скорость на выхо-
136
де из камеры сгорания по известной скорости на входе в нее и относитель-
ному расходу топлива. Выражая параметры конца процесса тепловыде-
ления через параметры воздуха на входе в камеру и степень теплоподво-
да, получаем уравнения для определения удельных параметров ГПВРД
с изобарической камерой сгорания:
/уд = — [	-/---Г	' +
«т . К 1 м2 2
2 п
+ <?т ( Т. Ц-К^С- + ——	—— )] X	(3.12)
» „	2	1 + <?т
Аг — 1 о
1 + —z----М2 (1 - в2)(1 -п )
2	н	ь
А. — 1 о	о
1 +	-----М2П(1 -б2)
k кт - 1
fc - 1

V
v п
(3.13)
или в предположении, что кг = к = const,

* *	I
—	1
2 п
+ ('т*"ЦПК.с +±Z-Lm2
'н	2 п
-*------------j---------т
1 -62
Х ----к—i-----------Vo “ 1
К — 1 о	<5	Р
1 + —---М2 (1 ~«2)
к - 1
—----М2(1-62
2 пЧ
б2
(3.14)
1 + <7Т
Видно, что удельные параметры ГПВРД существенно зависят не толь-
ко от режима полета (Мп и Н), типа и относительного расхода топлива
(Ям и <?т), но и от степени торможения воздушного потока в воздухоза-
борнике 6 = съ1Уп и совершенства процессов сжатия и расширения (т?с и
т?р). При постоянном уровне потерь на элементарных участках сжатия
воздуха в воздухозаборнике и расширения продуктов сгорания в реак-
тивном сопле и не зависят от геометрических размеров воздухоза-
борника и сопла и от степени торможения воздушного потока 6. Поэто-
му каждому заданному значению т?с и будет соответствовать опреде-
ленное значение 6, обеспечивающее максимальный уровень /уд и Ср. По-
явление этого оптимума (по 6) имеет простое физическое объяснение.
137
1 у* , кН с/кг
Рис, 3.14. Зависимости удельных параметров ГПВРД с камерой р = const от сте-
пени торможения воздушного потока 6 = cB/Fn в воздухозаборнике:
М = 16; Н = 20 км; топливо - водород; а= 1,0
Рис. 3.15. Зависимости удельных параметров ГПВРД с камерой р = const от степени
торможения 6:
М = 10; Н= 20 км; топливо - водород; а= 1,0
При заданных и неизменных значениях т)с и г/р уменьшение степени
сжатия потока в воздухозаборнике (увеличение 6) приводит к уменьше-
нию абсолютного уровня входных потерь и потерь в реактивном сопле
(из-за уменьшения перепадов давления в воздухозаборнике и сопле) при
одновременном увеличении потерь в камере из-за теплоподвода к воз-
душному потоку большей скорости.
При каком-то значении 6, определяемом режимом полета, совершен-
ством основных элементов, суммарные потери в проточной части дости-
гают минимального значения, при котором /уд /уд тах и Ср ~^Сртлх.
В качестве примера на рис. 3.14 и 3.15 приведены зависимости удель-
138
ного импульса /уд и коэффициента тяги ГПВРД от 6 для разных режи-
мов полета.
Видно, что при 5 -> 1,0 все кривые имеют тенденцию сходиться в точ-
ке /уд = 0 и СР = 0, т.е. при изобарическом теплоподводе ГПВРД не соз-
дает внутренней тяги, что естественно, так как в этом случае перепад дав-
лений отсутствует, и при всех режимах полета и любой степени совер-
шенства элементов выходной импульс не может отличаться от входного.
При 6 -► 0, т.е. при св -► 0, удельные параметры ГПВРД будут совпа-
дать с соответствующими удельными параметрами СПВРД. В самом деле,
при 6=0 уравнения (3.12) и (3.13) обращаются в уравнения СПВРД и
при кт = к принимают вид
Из рис. 3.14 и 3.15 видно, что с уменьшением г?с оптимальная степень
торможения воздушного потока на входе уменьшается (6 растет). Это
объясняется тем, что с уменьшением пс возрастает доля потерь в возду-
хозаборнике в суммарных потерях в проточной части ПВРД, и поэтому
для уменьшения абсолютных потерь необходимо уменьшать степень тор-
можения потока.
Аналогичную роль играет и уровень потерь при расширении потока
в сопле: увеличение т?р в силу уменьшения доли потерь при расширении
в суммарных потерях в проточной части обусловливает сдвиг оптимума
в сторону большей степени торможения потока (меньших 5), и наобо-
рот, с уменьшением 7?р растут оптимальные значения 6.
Максимальные /уд и сР ГПВРД с камерой р = const, определенные по
общему правилу, рассчитываются с помощью уравнения
------- [У (Ло-1)- 1 ] ,	(317)
Д_2_ м* 2 i-»WJp
2 п
где Ао = (1+?т) (1 + —-----) +
к - 1
+ qT —----М^, v = 0приа> 1,0 ир = 1,0приа< 1,0.
139
Оптимальные значения 6, при которых достигаются/удтах исртах,
в ГПВРД с камерами сгорания других геометрических форм могут быть
найдены на основе расчетов с использованием закономерностей тепло*
подвода в этих камерах, полученных расчетным или экспериментальным
способами. Оценка величины 6 в камерах различных геометрических
форм может иметь значение для начальной итерации при определении
примерной величины потребной степени торможения воздушного пото*
ка для заданных режимов полета и работы двигателя по а.
Основные принципы определения
геометрических параметров
В зависимости от требований, предъявляемых к двигателю, выбор
геометрических параметров проточной части и расчетных параметров
ГПВРД, а также методы его термогазодинамического расчета будут раз*
личными.
При использовании ГПВРД в качестве маршевого двигателя аппарата
с характерным заданным расчетным режимом полета в основу выбора
параметров должен быть положен их расчет на этом режиме с учетом осо*
бенностей работы отдельных элементов в нерасчетных условиях (напри*
мер, с учетом запуска воздухозаборника, работы камеры сгорания в за*
данном диапазоне и др.).
При применении ГПВРД в разгонной силовой установке многоре-
жимного аппарата необходимо определить геометрические параметры
двигателя и рабочего процесса, наилучшим образом обеспечивающие
технические требования, предъявляемые к аппарату во всем даапазоне
режимов полета.
Заметим, что и в маршевых ГПВРД анализ требуемых геометричес-
ких параметров на разгонных режимах может оказаться необходимым
для уточнения оптимальных геометрических параметров, особенно при
использовании нерегулируемого двигателя.
При выборе геометрических параметров отдельных элементов
ГПВРД в частности реактивного сопла, необходимо определять их харак-
терные размеры при максимальных эффективных импульсах и коэф-
фициентах тяги, а не при максимальных значениях внутренних удель-
ных параметров, которые, в общем случае, могут не совпадать с макси-
мальными значениями эффективных параметров из-за влияния внешне-
го сопротивления.
Изложению принципов выбора геометрических параметров ГПВРД
различных типов целесообразно предпослать анализ влияния основных
параметров рабочего процесса, режима полета и совершенства элементов
двигателя на их геометрические размеры.
К основным геометрическим параметрам двигателя относятся:
/в =FB/ FH	— относительная площадь ’’горла” возду-
хозаборника;
140
/к с = FK c/FH	~ относительная площадь поперечного
сечения камеры сгорания;
/с =Fc/FH	— относительная площадь выходного се-
чения реактивного сопла;
I в = L в/— относительная длина воздухозйбор-
ника;
/к с “ к	” относительная длина камеры сгора-
___	ния;
'с=£с^С^с/^скр)Х
и и п	и	Л »V 14 р
/Т	-
X yj —j	_ относительная длина реактивного соп-
г»	С ЭКВ Кр
* н	ла;
l'c = £C/VFK с кр	— отношение длины сопла к эквивалент-
ному диаметру наименьшего попереч-
ного сечения камеры сгорания.
Воздухозаборник, Относительная площадь выходного сечения воз-
духозаборника FB, равная в ГПВРД площади горла, определяется режи-
мом полета, степенью сжатия воздуха в воздухозаборнике и эффектив-
ностью процесса сжатия (совершенством воздухозаборника). В наибо-
лее общем виде эта зависимость может быть получена из совместного
решения уравнений расхода и политропического сжатия воздуха, запи-
санных для условий невозмущенного потока и на входе в камеру сгора-
ния (выходе из воздухозаборника):
F	i	1+
f= —— =— ------------— -------------------- .	(3.18)
F" 5	[ 1 + —~г--Mn (1 “ 52)
Зависимость /в = /(6), рассчитанная по этому уравнению для к = 1,3 при
различных значениях т?с, приведена на рис. 3.16. Здесь же нанесены зави-
симости 1 оптимальной для каждого значения т?с величины /в опт, опре-
деленной из условия достижения максимального удельного импульса
^удтах НРИ сгора™и водорода при а = 1,0 и /кс = 1,0 и зависимости
2 статической температуры на выходе из воздухозаборника, определен-
ные по уравнению
к - 1	_
Гв = [1+—— М2 (1-82)]Гн.	(3.19)
Видно, что потребная площадь горла непрерывно увеличивается с умень-
шением т?с (ухудшением эффективности воздухозаборника), а стати-
ческая температура воздуха непрерывно уменьшается.
С увеличением Мп наряду с уменьшением относительной площади
141
Рис. 3.16. Зависимость относительной площади сечения горла воздухозаборника/в
и статической температуры на входе в камеру Тв от степени торможения воздуш-
ного потока 6:
1 - /в.опт = (Кв/^н)7удтах; 2 - 7в
Рис. 3.17. Зависимости минимальной относительной площади выходного сечения
камеры сгорания ГПВРД от степени теплоподвода; X® = 1,5; \ = ЬО
^K.cmLn
горла /в непрерывно повышается уровень статической температуры на
выходе из воздухозаборника.	__
Относительная длина воздухозаборника ZB = Lj\/Fn зависит от его
типа, совершенства процесса сжатия воздуха и режима работы двигате-
ля и выбирается на основе комплексного анализа эффективности сило-
вой установки в системе летательного аппарата. При увеличении Мп на-
ряду с возрастанием относительной площади отбираемого воздуха (в се-
чении невозмущенного воздушного потока), т.е. уменьшением/в, увели-
чивается длина и масса воздухозаборника и растут тепловые потоки в
стенки. Для уменьшения габаритных размеров и массы воздухозаборни-
ка, а также с целью повышения эффективности процесса сжатия возду-
ха целесообразна интеграция воздухозаборника с носовой частью ЛА
путем использования ее в качестве поверхности сжатия воздухозаборни-
ка. Высокое совершенство воздухозаборника, которое характеризует-
ся большим т?с и низким дополнительным схв (высоким значением ^),
может быть достигнуто уменьшением толщины пограничного слоя и ор-
142
ганизацией течения в пространственном канале, что позволяет умень-
шить потери, обусловленные трением потока, по сравнению с потерями
при обтекании плоского клина, весьма значительными из-за нарастания
пограничного слоя.
Камера сгорания. Относительные поперечные размеры камеры сго-
рания определяются выбранной относительной площадью выхода из воз-
духозаборника, потребной величиной теплоподвода и циклом двигате-
ля Формулу, связывающую размеры выходной площади из камеры сго-
рания (FK с)вых с величиной теплоподвода (^т) и параметрами на вхо-
де, можно получить из уравнения расхода, связывающего параметры в
выходном и входном сечениях камеры сгорания (с точностью до незави-
симости среднего показателя адиабаты в камере от М и Н и степени теп-
лоцодвода и возможности применения для расчетных оценок газодина-
мических функций).
х/т/	а (Хв)
f = f - - - (1 +<7 ) --	=
?к.с •'к.с.вх п v	„ (\ ч
ак с	<7(АГ)
«	,<Х„>	<3 ЭД
ок.с
к
где о = p*lp*\f =f = F IF \f c=F /F .
к.с ^г,гв’ 'к.с	'к.с.вых к.с.вых' н’'к.с.вх* к.с.вх' н
Площадь выходного сечения камеры сгорания обычно принимается
равной площади выходного сечения воздухозаборника, т.е. FK с вх =
= FB. В камерах с F = const /КоС.вх ~ /в = /к.с» в сужающейся камере
/к.с </в. Закономерность изменения минимальной площади выходного
сечения камеры сгорания в зависимости от 0 = \777(1 + ?т) при фик-
сированных значениях /к.с.вх = /в = 0,1 и различных ак с приведена на
рис. 3.17 при Мк.с = 1Д Видно, что увеличение степени подогрева при
ак .с = сопз^или уменьшении ак.с требует увеличения площади выход-
ного сечения камеры сгорания.
При решении уравнения (3.20), на основе которого построены эти
кривые, предполагалось, что а. — независимый параметр. В общем слу-
чае величина потерь полного давления при теплоподводе зависит от цик-
ла ГПВРД, параметров воздуха на входе в камеру и закономерностей
теплоподвода. Для камеры с F = const уравнение (3.20) имеет смысл
только для определения акс; для определения /кс сужающейся каме-
ры важно знать не только параметры воздушного потока на входе в ка-
меру, но и распределение теплоподвода по ее длине; в камере р = const
значение ок.с связано с величиной Хв и степенью теплоподвода урав-
нениями ак с = я(Хв)/я(Хг) и Хв/Хг = 0. Иначе, в цикле р = const при
фиксированных значениях Хв и Хг = 1,0 степень теплоподвода 09 равно
как и величина потерь полного давления при теплоподводе, однознач-
143
Рне. 3.18. Зависимости минимальной относи-
тельной площади выходного сечения камеры
сгорания с р = const от Мв ГПВРД
но определены, так как/к.с. min = /ВМ2В.
Эта зависимость приведена на рис. 3.18.
Видно, что с увеличением Хв(ипи Мв)
значение /к.спйп растет из-за увеличе-
ния тепловых потерь.
В качестве средства стабилиза-
ции фронта пламени в СПВРД с до-
звуковой скоростью в камере могут
быть использованы плохообтекаемые
тела, выступы на поверхности тела и др. В ПВРД со сверхзуковой ско-
ростью в камере сгорания они создают большие сопротивления в пото-
ке, приводящие к необратимым потерям и резкому ухудшению эффек-
тивности двигателя, особенно в условиях больших гиперзвуковых ско-
ростей полета. Особенно существенно эти потери влияют на уменьшение
удельного импульса при Мд > 15. При работе водородно-воздушного
ГПВРД на переобогащенных горючим составах (целесообразных для
больших Мп) изменение выходного импульса на 1 % (при а = 0,6) вы-
зывает уменьшение /уд на 5 % при Мп = 5, на 15 % при Мп = 15 и на 40 %
при Мп = 24.
Тем не менее в ряде случаев использование таких устройств может
оказаться желательным и неизбежным. В частности, применение уступов
на выходе из воздухозаборника с подачей в зону за уступом топлива,
не приводя к существенному увеличению суммарных потерь из-за ис-
пользования входного импульса газообразного топлива, обусловливает
хорошую подготовку смеси и стабилизацию фронта горения.
Одним из основных направлений для создания условий, обеспечива-
ющих стабилизацию пламени на стенках камеры ГПВРД, следует считать
газодинамические воздействия на поток, приводящие к возникновению
местных скачков уплотнения перед фронтом горения с отрывом погра-
ничного слоя и, следовательно, к повышению температуры за скачками.
К числу таких воздействий могут быть отнесены условия, способствую-
щие распространению сильных возмущений навстречу потоку (напри-
мер, положительный градиент давления вдоль камеры, вдувание топли-
ва перпендикулярно потоку и др.), а также способы образования мест-
ных зон с устойчивым (дежурным) факелом (нишевые углубления с до-
звуковой скоростью потока в них, топливо-воздушная или топливоокис-
лительная горелка с высокой температурой пламени и т.д.).
Наряду с диффузионными факторами на воспламенение, стабилиза-
цию и эффективное горение топлива оказывают влияние кинетические
144
характеристики смеси. Из кинетики химических реакций известно, что
время реакции гомогенной смеси, определяющееся периодом задержки
воспламенения и временем собственно реакции, зависит от давления и
температуры смеси, а при снижении р и Т до очень низких значений мож-
но ожидать резкого ухудшения условий воспламенения и горения даже
при идеальном смешении воздуха и топлива.
Выявлению этих значений параметров смеси, как и анализу одно-
временного учета диффузионных и кинетических факторов на воспламе-
нение, стабилизацию и горение топливовоздушной смеси, посвящен ряд
исследований. Однако до настоящего времени эти вопросы еще недоста-
точно изучены. Поэтому для практических целей определения коэффици-
ентов полноты сгорания и потребных геометрических параметров камер
сгорания сегодня наиболее надежный путь — это использование экспери-
ментальных данных, область применения которых ограничена конкрет-
ными условиями опытов.
Реактивное сопло. Относительная площадь выходного сечения реак-
тивного сопла определяется величиной относительной площади выходно-
го сечения камеры сгорания, параметрами на выходе, степенью и эффек-
тивностью процесса расширения. При кт = кв = к = invar fPc/Рн) и полном
расширении уравнение для определения /с = FC/FH имеет вид
= Рг Л’(Хг) <?(ХГ)	1
'с 'к.с „	„ А Ч 'к.с ч „
Рн У (\)	Я (Ас)
В частном случае при изобарическом теплоподводе
Рг=Р.-М-^м;(1-6’),с+ !)«“;
2^-„Хг>М;(1-8г>Мр
1
(3.21)
(3.22)
При подстановке значений рг/₽н и.\; в уравнение (3.21) получаем, что
относительная площадь среза реактивного сопла /с будет функцией пло-
щади выходного сечения камеры, Мп, 6, (3 и эффективности процессов
сжатия воздуха в воздухозаборнике и расширения продуктов сгорания
в реактивном сопле, т.е. /с = /к С/(МП, 5, 7?с, т?р» 0). Здесь учтено, что
Хг = Хв/0=Л(Мп,0,5).
При полном расширении продуктов сгорания потребная относитель-
ная площадь реактивного сопла будет тем больше, чем эффективнее про-
цесс расширения и больше число Мп; fc достигает значительных величин
при достаточно высоких т?р уже при Мп = 10. С увеличением/с растут ми-
дель двигателя и суммарное сопротивление ЛА, что ухудшает эффектив-
145
ные параметры ГПВРД. Относительная длина реактивного сопла 1С =
= в общем случае зависит от типа сопла и выбранной степени ге-
ометрического расширения /с; для сопла данного типа с увеличением
/с /с,как правило, растет. Однако при изменении типа сопла, например,
при переходе от осесимметричного к несимметричному, это условие мо-
жет и не выполняться в связи с возможностью уменьшать длину сопла до
определенного значения, не уменьшая существенно тяги двигателя, но
создавая дополнительную подъемную силу от вертикальной составляю-
щей реактивной силы.
В общем случае определение потребных размеров реактивного сопла
(fc и /с) вызывает необходимость детального анализа системы ЛА —
ГПВРД и определения коэффициента потерь тяги сопла (на трение, не-
равномерность и неравновесность), что особенно важно в условиях боль-
ших степеней теплоподвода, чисел Мп и высот полета при учете измене-
ния коэффициента подъемной силы и внешнего сопротивления ЛА в за-
висимости от угла отклонения струи.
Результаты анализа влияния основных параметров процесса на гео-
метрические размеры двигателя могут служить базой для определения
основных геометрических размеров двигателя в различных условиях по-
лета и выбора типа двигателя для аппаратов различного назначения.
Для ГПВРД маршевого назначения в соответствии с заданными
условиями полета и потребными значениями тяги выбираются:
1)	газодинамическая схема системы двигатель — ЛА;
2)	тип воздухозаборника и оптимальная система скачков, обес-
печивающая наибольшее значение т?с при заданном расчетном числе
Мп = Мп,р;
3)	оптимальная степень торможения 5р/в и/к >с в зависимости от
цикла и степени теплоподвода и три значения /с в диапазоне от fc =
= /к. с Д° относительной площади, обеспечивающей на срезе рс = рн и
промежуточное значение/кс < /с < /ср-
Для выбранных относительных геометрических параметров (с уче-
том внешнего сопротивления, если мидель двигателя определяет ми-
дель аппарата) по приведенной выше схеме рассчитываются /уд и ср
(с поправкой на внешнее сопротивление при больших габаритных разме-
рах сопла) и выбирается оптимальная степень расширения реактивного
сопла. Затем по заданной тяге и найденным удельным параметрам рас-
считывают абсолютные геометрические размеры двигателя.
Режимы разгона и набора высоты ЛА учитываются следующим
образом: оцениваются потребные значения относительных проходных
сечений двигателя по типовой траектории полета (например, траекто-
рии с ^^тах п = const); рассчитываются тяговые и экономические
характеристики на характерных участках траектории полета (например,
при минимальном числе Мп). Если располагаемые значения тяг ниже
потребных на каком-то режиме, то двигатель в расчетных условиях
146
выбирается таким образом, чтобы на всех режимах полета располагав*
мая тяга превышала потребную.
Для ГПВРД разгонного назначения в соответствии с большим чис-
лом режимов работы оцениваются удельные параметры и относительные
геометрические размеры по всей траектории полета, затем выбираются
исходные абсолютные геометрические параметры в различных условиях
и оцениваются удельные и абсолютные параметры на всех участках
траектории полета. После сопоставления потребных и располагаемых
тяг окончательно выбираются абсолютные геометрические размеры
двигателя.
Нами здесь опущен ряд немаловажных элементов подбора: в част-
ности, не все относительные размеры проходных сечении проточной
части двигателя выбираются соответствующими расчетными условия-
ми, так как в ряде случаев оказывается полезным выбрать площадь
горла воздухозаборника больше расчетной, а площадь среза — меньше
расчетной. Это позволяет путем увеличения числа вариантов выбрать
такие размеры проточной части двигателя, при которых реализуются
наиболее рациональные его харктеристики.
В качестве конечного критерия правильности выбора схемы ГПВРД
и его основных параметров служит оценка эффективности аппаратов,
например, по относительной массе полезного груза, выводимого в
заданные условия для аппаратов разгонного назначения, и максималь-
ной дальности полета или экономическим характеристикам (стоимости}
для аппаратов маршевого назначения.
Исходным условием для получения количественных результатов
по этим критериям служит знание высотно-скоростных и дроссельных
характеристик ГПВРД.
ХАРАКТЕРИСТИКИ ГПВРД
Характеристики ГПВРД целесообразно (так же как и ПВРД с до-
звуковой скоростью в камере) рассматривать при вполне определен-
ных способах регулирования геометрических размеров его проходных
сечений.
Рассмотрим два предельных случая.
1. Регулирование проходных сечений двигателя на расчетный режим,
т.е. выбор оптимальных по удельному импульсу значений /в (или 6) и
/с при различных Мп; Н на всех режимах работы двигателя.
2. Регулирование проходных сечений двигателя отсутствует.
В первом случае фиксируется площадь входного сечения двигателя
или камеры сгорания. Оптимальные размеры проходных сечений про-
точной части непрерывно изменяются с изменением режима работы
двигателя или режима полета.
Расход воздуха через двигатель не зависит от способов регулирова-
147
ния двигателя, а определяется только площадью входа, заданными
режимом полета и углом атаки. Это объясняется тем, что при сохра-
нении сверхзвуковой скорости в проточной части изменение парамет-
ров за входным сечением воздухозаборника не может распространяться
вверх по потоку и влиять на расходные характеристики двигателя.
Удельные параметры идеально регулируемого ПВРД рассчитываются
по значениям удельного импульса /уд и коэффициента тяги ср в расчет-
ной точке, т.е. при оптимальных fK ,с и/с для заданных значений М, Н и
а9 а удельные параметры нерегулируемого двигателя определяются по
располагаемым характеристикам элементов ГПВРД с помощью приве-
денной в разд. 3.2 методики.
С изменением высоты полета из-за изменения температуры Гн и
давления рн изменяются:
а)	степень подогрева воздуха при фиксированной температуре
конца сгорания Тг или заданном а обратно пропорционально Тн.
б)	степень диссоциации продуктов сгорания, а следовательно, и
состав смеси;
в)	вязкостные характеристики воздуха и продуктов сгорания
топлива в воздухе.
В ГПВРД влияние степени диссоциации и вязкостных характерис-
тик рабочего тела на удельные параметры двигателя будет более зна-
чительным, чем в ПВРД с дозвуковой скоростью в камере сгорания,
из-за возрастания уровня температур в проточной части. При этом в
зависимости от области применения двигателя упомянутые факторы
будут по-разному сказываться на характеристиках ГПВРД. Так, в диа-
пазоне 0 < Н < 11 км повышение высоты при а ~ 1,0 и постоянной
скорости полета и уменьшение рн ПРИ одновременном снижении Гн
приведут к более медленному возрастанию уровня диссоциации, чем в
диапазоне высот 11 < Н < 20 км, где Гн = invar(//), и к значительно
более медленному, чем в области Я > 20 км, где одновременно с умень-
шением рн увеличивается Гн. Увеличение высоты полета приводит также
к уменьшению чисел Re воздушного и газового потоков в характер-
ных сечениях проточной части, причем в зависимости от области работы
двигателя (0 < Н < 11 км, 11<Ж 20 км иЯ> 20 км) относительное
снижение чисел Re будет различным. Наибольшее уменьшение Re дости-
гается (так же как и увеличение степени диссоциации) в области Н >
> 20 км. Увеличение степени диссоциации и уменьшение чисел Re
в характерных сечениях проточной части могут привести к ухудшению
параметров ГПВРД. Увеличение высоты полета будет приводить к наи-
большему ухудшению параметров ГПВРД по сравнению с их расчетными
значениями (без учета диссоциации и трения) в области Н > 20 км и к
наименьшему — в области 0 < Н< 11 км.
Рабочий диапазон высот полета при каждом М ограничен сравни-
тельно узкой областью: верхний предел высотности аппарарата опреде-
148
заштрихованная область - типичный ’’коридор” полета крылатых аппаратов с ВРД;
А - вероятный план полета аппаратов с ГПВРД; ---р, кПа;----------
ляется потребными тяговыми характеристиками, а нижний — макси*
мально допустимой величиной аэродинамического нагрева конструк-
ции аппарата. Типичный ’’коридор” рабочих режимов полета аппарата
с ВРД приведен на рис. 3.19. Видно, что рабочий диапазон высот в ши-
роком интервале изменения Кп, характерном для ГПВРД, составляет
примерно 20 км. В этом интервале высот изменение удельных парамет-
ров двигателя при Кп = idem в широком диапазоне существенно увели-
чивается с увеличением чисел Мп; если при Мп <8 снижение/уд в диапа-
зоне а = 0,6... 1,0 при увеличении высоты на 10 км не превышает 8 % от
исходных данных, то при Мп = 18 оно достигает 60 %.
Характеристики идеально регулируемого водородного ГПВРД без
учета потерь при сжатии воздушного потока в воздухозаборнике (Д$в =
= 0) в виде зависимостей коэффициента тяги ср и удельного импульса
/уД от числа Мп для представленной на рис. 3.19 зависимости Н = Я(КП)
вдоль средней линии приведены на рис. 3.20. Характеристики рассчитаны
в гфедположении, что Мв = 0,5 Мп, Гн = 20 К, Видно, что увеличение
чисел Мл приводит к монотонному уменьшению удельного импульса и
коэффициента тяги.
При этом удельный импульс идеального ГПВРД, работающего на
водородном горючем, при а = 1,0 уменьшается от 32 при М = 8,0 до
15,6 кН-с/кг при М = 24, т.е. во всем диапазоне чисел Мп существенно
выше импульса ЖРД, работающего на высококалорийном ракетном
топливе (например, водородно-кислородном ЖРД с/уд = 4,35 кН с/кг).
Высотно-скоростные характеристики ГПВРД неизменных геометри-
ческих размеров с плоским воздухозаборником (при ASB max = 0,4)
149
Рис. 3.21. Высотно-скоростные характеристики ГПВРД с нерегулируемыми сече-
ниями проточной части:
диффузор - плоский односкачковый; Мцр = 10; МВ р = 5,0; топливо - водород
Рис. 3.20. Высотно-скоростные характеристики идеального ГПВРД:
план полета см. рис. 3.19; топливо - водород; --«/уд;---------Ср
представлены на рис. 3.21. Видно, что удельные параметры реального
ГПВРД при достаточно высоких значениях о(а > 0,8) с увеличением Мп
ухудшаются быстрее, чем удельные параметры идеального двигателя, а
при работе на богатых смесях (а = 0,2...0,4) темп снижения удельного
импульса и коэффициента тяги с ростом чисел Мп существенно замед-
ляется.
Так, если при а= 0,8 увеличение Мп от 10 до 24 приводит к сниже-
нию удельного импульса реального ГПВРД неизменных геометрических
размеров (с Д5В тах = 0,4) от 20,5 до 0,5 кН*с/кг, то при а = 0,2 и тех
же значениях Мп /уд снижается от 6,3 до 3,8 кН-с/кг. Это объясняется
возрастанием роли ракетной составляющей тяги из-за массоподвода при
глубоком переобогащении смеси в условиях значительного снижения
абсолютной тяги.
Дроссельные характеристики идеального и реального ГПВРД, в
которых в качестве горючего используется водород, приведены на
рис. 3.22 и 3.23. Видно, что закономерности изменения /уд и коэффи-
циента тяги существенно зависят от уровня потерь в проточной части.
Сопоставление дроссельных характеристик идеального и реального
ГПВРД (при Д5В п1ах = 0,4) показывает, что увеличение потерь в про-
150
Рис. 3.22. Дроссельные характеристики идеальных ГПВРД:
топливо - водород; 7щ-20К; -------/уд;----------Ср
Рис. 3.23. Дроссельные характеристики ГПВРД с Мщр = 10:
Д$в = 0,4; Мв.р = 5,0; топливо - водород; Гщ-ЭДГК; -----/уд;------Ср
точной части, обусловивающее уменьшение /уд, одновременно приво*
дит к уменьшению оптимальных (по /уд)а, тем более значительному,
чем выше Мп.
Так, если в идеальном ГПВРД опримальные значения а существенно
больше 1,0, то в реальном ГПВРД Oom- снижается с 1,4... 1,6 приМп =
= 8... 10 до а опт «№ приМп = 24.
3.3.	ГПВРД ВНЕШНЕГО ГОРЕНИЯ
Внешнее горение в общем случае представляет собой процесс его*
рания топлива в потоке, обтекающем летательный аппарат. При подаче
топлива в какую-либо зону обтекающего аппарат потока вследствие
массо- и теплоподвода при сгорании образующейся топливовоздушной
смеси происходит отклонение внешнего потока и местное повышение
давления, приводящее к возникновению усилия, действующего на ле*
тательный аппарат.
151
Рис. 3.24. Принципиальные схемы ГПВРД с внешним горением:
а - на симметричном летательном аппарате; б - на несимметричном летательном
аппарате; 1 - скачки уплотнения; 2 - подача топлива; 3 - зона горения
Рис. 3.25. Расчетная схема течения в ГПВРД с внешним горением на клине при
постоянном давлении в процессе теплоподвода:
а - теоретическая модель для малого теплоподвода; б — теоретическая модель
для большого теплоподвода с косым скачком; 1 - поверхность раздела; 2 -
головная ударная волна; 3 - скачок уплотнения от пламени; 4 - топливо; 5 -
слабые волны прандтль-мейеровского расширения
Рис. 3.26. Сравнение теоретических
значений параметров дальности крей-
серского полета L СПВРД и клино-
видного ГПВРД с внешним горением
<?Гтах.= 47-90 кПа’. а = “опт-й1 =
= г783 =SonT;-------ГПВРД с внеш-
ним горением, хорда с = 15 м
(рис. 3.25);------------ГПВРД с
внешним горением без учета трения;
СПВРД с равновесным
течением; 1, 2, 3 - жидкий Н2;
4, 5, 6 - керосин
152
В зависимости от места приложения этого усилия внешнее горение
может рассматриваться: как средство создания тяги или уменьшения
сопротивления; как средство создания подъемной силы; как способ
создания бокового усилия для управления положением летательного
аппарата; как средство, сочетающее отдельные способы (например,
создание тяги и подъемной силы).
Принципиальные схемы ГПВРД с внешним горением приведены на
рис. 3.24, а расчетные схемы течения при впрыске топлива у вершины
клиновидного ГПВРД и постоянном давлении — на рис. 3.25, а — при
малом теплоподводе, достаточном для уменьшения интенсивности рас-
ширения при прандтль-мейеровском обтекании вершины профиля,
на рис. 3.25, б — при большом теплоподводе, достаточном для образова-
ния косого скачка уплотнения.
Расчеты параметров на выходе из зоны реакции (в сечении В, на
рис. 3.25), выполненные на основе решения основных уравнений со-
хранения в предположении массо- и теплоподвода в зону реакции А
(между стенками клина и поверхностью раздела, отделяющую
зону реакции от внешнего потока) при полном сгорании (т?к.с = 1,0)
и без массо- и теплообмена с поверхностью аппарата и внешним пото-
ком, позволяют определить характеристики такого клиновидного
ГПВРД при различных значениях коэффициента избытка воздуха а,
геометрических размерах клина (угла раствора переднего клина 5Х,
угла раствора заднего клина 62, хорды с) и числах Мп [ 25 ].
В результате этих расчетов удалось установить, что наиболее ха-
рактерный для маршевых аппаратов с ГПВРД параметр дальности крей-
серского полета £°, определяемый из уравнения Бреге как отношение
крейсерской дальности полета L к натуральному логарифму отношения
стартовой и конечной масс аппарата £° = L/\n(G^/G^ слабо зависит от
угла S2 и достигает максимума при минимальной 5 х. При использовании
в качестве минимального для тонких тел 5Х = 5° и выборе значений S2
из конструктивных соображений в работе [25] был проведен расчет
влияния Мп на £° самолета, снабженного ГПВРД с внешним горением
при оптимальных значениях а. Результаты этого расчета в сравнении с
характеристиками самолета с СПВРД обычного типа, имеющего 1?е =
= 0,92, т?кс = 0,95 и т?р = 0,96 при аэродинамическом качестве само-
лета К= 6,0 для полета по траектории с постоянным скоростным напо-
ром qy ^47,9 кПа, приведены на рис. 3.26. Видно, что по сравнению с
идеальным СПВРД с равновесным течением клиновидный ГПВРД с внеш-
ним горением будет обеспечивать более высокий параметр дальности
самолета при Мп = 9...11, причем с увеличением теплоты сгорания
топлива (перехода от керосина к водороду) наряду с увеличением
абсолютного значения этого параметра растут и оптимальные значения
Мп, при которых целесообразно перейти от идеального СПВРД к ГПВРД
с внешним горением.
153
Рассмотренная модель процесса теплоподвода при постоянном дав-
лении была уточнена Биллигом: учтена возможность появления зоны
отрыва в месте подачи топлива и некоторого падения давления вниз
по потоку. Эта модель в большей степени совпадала с экспериментальны-
ми данными.
Термодинамическая эффективность ГПВРД внешнего горения, как
и любого ВРД, определяется совершенством составляющих процесс
элементов: сжатия воздуха до зоны теплоподвода, теплоподвода к
воздуху и расширения продуктов сгорания. При этом подобно ГПВРД
обычного типа максимальные значения удельного импульса ГПВРД
с внешним горением будут достигаться при определенных значениях
степени торможения воздушного потока, характеризуемых отношением
св/Кп> при которых достигается максимальная работа цикла. Поэтому
в условиях умеренных гиперзвуковых скоростей полета (Мп	5...6),
при которых степень торможения потока мала (св/Кп близко к едини-
це) , а потери полного давления при сжатии потока незначительны, из-за
больших потерь полного давления при теплоподводе термодинамичес-
кая эффективность будет низка. С увеличением скорости полета соот-
ношения между потерями давления при сжатии и теплоподводе изменя-
ются в сторону повышения термодинамической эффективности цикла,
определяющей улучшение характеристик ГПВРД с внешним горением
(см. рис. 3.26).
3.4.	АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ИСХОДНЫХ ДАННЫХ НА УДЕЛЬНЫЕ
ПАРАМЕТРЫ ПРЯМОТОЧНЫХ ВРД
Для определения удельных параметров воздушно-реактивных
и комбинированных двигателей и, в первую очередь, ПВРД при откло-
нении исходных данных (режимов полета и работы, сорта топлива
или КПД основных элементов) от заданных значений целесообразно
использовать метод линеаризации нелинейных уравнений связи удельных
параметров с определяющими их основными данными, известный в лите-
ратуре как метод малых отклонений (см., например, [ 20]). Так же как
и при анализе удельных параметров в качестве основного уравнения
можно воспользоваться уравнением удельной тяги (3.1) :
Руд = (1 + 1/а£0)сид(1 - ДРС) (1 - Д6отб) +
+ сид.отб (1-ДРсотб)ДСотб-7П	(3.23)
Так как входящие в уравнение значения скорости истечения из сопла
двигателя и из сопла системы отбора являются функциями режима ра-
боты, условий полета и КПД элементов, а Кп = янМп = /(МП,Я), то в
общем случае удельная тяга ПВРД будет зависеть от большого числа па-
раметров, т.е. РУд = Р(МП,Ну а, ??к,с,Huq^Q, 1 + ^то» ^вх> ^к.с, А^с.отб»
Д^огб) • Линеаризованное уравнение (3.23) имеет вид
154
5Руц= Stf/вП/,	(3.24)
где 6 />уД = </Руд/Руд и 6П/ = dll//П/-логарифмические производные
внутренней удельной тяги и Лго параметра П(МпЯ, а и т.д.) соответ-
ственно, Kf — коэффициенты влияния условий полета, типа топлива
и полноты его сгорания, параметров полного давления импульса потока
в проточной части и коэффициентов отбора воздуха на удельную тягу.
Применительно к ПВРД уравнение (3.24) может быть записано сле-
дующим образом:
5Р5д=/Суп6Мп + *Тн5 н + ^чтвхок.с 8(овхак.с) +
+Л>;ё<яв«^С1в) +^то6(Яи<7то) + K(i.qto) 5(1 + <?то) +
+ Кг)к^к.с+Ка61а,	(3.25)
ГДеРс =Рс/^С.ИД» ^отб = ^отб/^в»^то = 1/^0»
В уравнении (3.25) для простоты ак.с полагается независимым па-
раметром, который определяется по скорости потока на входе в камеру
и степени теплоподвода без разделения потерь на потери при обтекании
стабилизаторов и потери на трение и теплоподвод к движущемуся газу
в камерах сгорания СПВРД и ГПВРД.
Коэффициенты влияния, представляющие собой отношение логариф-
мических производных искомого основного параметра Руд к соответ-
ствующим исходным данным, могут быть определены:
для условий полета	*
5 Руд	/м	1 'У'
Ч'	* г'с[
к = ЛЧ_-_Д,уе[1----------------------];
н 5 Тн 2	1к.с.(1 + <?т)
для полного давления
К - 8*УД	- г К 1
овх’к.с 6(авха*.с) УС 2 < - 1 ’
для полного импульса потока
к = 8РУД = г .
Р^отб 6(РсСотб) УС’
2
(3.27)
(3.28)
(3.29)
155
для различных типов топлива и полноты его сгорания
_	8/>УД	_	УД _ 1 г 1 'н
Я“<7то 8(Я^ТО) КС «Пк.с 2 УС »к.с(1+<?т)
К - 8Руа =1	1+«го	1
1+<7то 8(1+<?то)	а>
•	___!_Л---]lz!L+_^
“ 8e 2 УС 1к.с(1+«т) а 1 + <?т
(3.30)
(3.31)
(3.32)
где v = 0 при а > 1,0 и р = 1 при а < 1,0,
В этих уравненияхгус = 1 + (янМп/РУд) коэффициент усиления тяги,
представляющий собой отношение количества движения потока, выте-
j кк с	^кс— 1	к
кающего из двигателя, к тяге: к = —-—— = ----------------отно-
*	к - 1
шение функций средних показателей изоэнтропы продуктов сгорания
в камере и воздухе. В приведенных уравнениях отсутствуют члены,
учитывающие утилизацию энергии отобранного воздуха. Очевидно, что
они достаточно легко могут быть найдены аналогично представленным
коэффициентам влияния исходных данных на параметры двигателя
для заданных условий истечения из сопла системы отбора или исполь-
зования энергии отбираемого воздуха любым другим способом (напри-
мер, в виде мощности на валу воздушной турбины для энергопривода
вспомогательных агрегатов и т.п.).
Анализ приведенных уравнений показывает, что все коэффициенты
влияния зависят от коэффициента усиления тяги двигателя, т.е. от сте-
пени влияния выходного импульса на внутреннюю удельную тягу двига-
теля: А/ = гус К?, где Af тождественно равны соответствующим коэф-
фициентам влияния исходных данных на величину выходного импульса
продуктов сгорания, покидающих двигатель. Видно такжё, что боль-
шинство коэффициентов влияния существенно зависит от степени тепло-
подвода в камере сгорания, характеризуемой относительным прираще-
с (1 + т)
нием энтальпии рабочего тела—:---------, а коэффициенты влияния
полного давления в проточной части (авх ак.с) и числа Мп зависят
также от степени повышения давления в камере, определяющей отно-
шение давлений в реактивном сопле я*.
Следует отметить, что коэффициенты влияния исходных данных
156
к
Рис. 3.27. Зависимость коэффициен-
тов влияния Мп и Тн на удельную
тягу и выходной импульс тяги про-
дуктов сгорания на выходе из реак-
тивного сопла от условий полета
Рис. 3.28. Зависимость коэффициента
усиления относительной тяги сопла
коэффициентов усиления и
^авх°к.с = ^руд/^авхак.с) от мп:
Н = 20 км; топливо - водород;
------а = 1,0;------------а = 2,0
на величину выходного импульса продуктов сгорания, как прави-
ло, во всем диапазоне условий полета меньше или равны единице
(рис. 3.27). Видно, что наибольшее влияние на удельные парамет-
ры ПВРД оказывают потери полного импульса потока, для которых
Рс^отб = 1’ О’ а Гус = 1 +---------- заметно увеличивается с рос-
157
том Мп. При этом любое уменьшение удельного импульса, обуслов-
ленного или снижением ?с (увеличением потерь тяги сопла ДРС), или
отбором воздуха (ростом Д^отб) усиливается тем значительнее, чем
больше Мп и коэффициент избытка воздуха а. Последнее объясняется
тем, что с увеличением а уменьшается удельная тяга двигателя.
Среди приведенных выше коэффициентов большого значения дости-
гает и — коэффициент влияния Мп на удельную тягу (рис. 3.28).
Из рис. 3.28?1 видно также, что потери полного давления в проточной
части авх. ак.с оказывают существенно меньшее влияние наРуд, чем по-
тери импульса потока. Это закономерно, так как увеличение потерь
полного давления в проточной части с ростом Мп оказывает все меньшее
влияние на выходной импульс двигателя в результате увеличения сте-
пени повышения давления воздуха от скоростного напора, приводящего
к уменьшению что в значительной степени парирует рост
обусловленный повышением коэффициента усиления.
158
ГЛАВА 4
ТУРБОПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ТПД)
4.1.	ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ ТУРБОПРЯМОТОЧНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Ухудшение характеристик основных типов воздушно-реактивных
газотурбинных двигателей, работающих по циклу Брайтона, при Мп =
= 3,5 ...4,0 связано с увеличением температуры сжимаемого в компрес-
соре воздуха и увеличением относительной доли затрат мощности тур-
бины на сжатие подогретого воздуха в компрессоре. Это приводит к
уменьшению давления за турбиной по сравнению с давлением воздуха
перед компрессором при определенных значениях скорости полета, за-
висящих от степени подогрева воздуха в двигателе т = Г*, Т* и степени
совершенства турбины и компрессора (ifK л Чг ) •
Из рис. 4.1 видно, что отношение я£/ят* достигает единицы в диа-
пазоне чисел Мп = 3,0...4,0 в зависимости от Т? (Мп « 3,0 при Т*₽
= 1200 А, Мп = 4,0 при 7? = 1600 К). С увеличением чисел Мп отноше-
ние я£/ят* становится меньше единицы и давление газа перед соплом
уменьшается по сравнению с давлением перед компрессором, что при-
водит к ухудшению параметров ТРД по сравнению с ПВРД. В работе
[ 18] приводится приближенное уравнение для определения числа М
вырождения ТРДДФсм, выше которого ПВРД становится термодинами-
чески эффективнее ТРДДФсм.
Из рассмотрения приведенных на рис. 4.2 зависимостей следует, что
удельные параметры ТРДФ и ПВРД примерно одинаковы в диапазоне
чисел Мп = 3,5...4,0, а при Мп = 4,5,..5,0 удельные расходы топлгаа
ПВРД становятся меньше, чем с уд ТРДФ. При этом в области больших
чисел М ПВРД будет развивать более высокие абсолютные тяги, чем
ТРДФ, из-за существенно больших значений приведенного расхода воз-
духа 6ВПр =	Это нетрудно обнаружить при анализе законо-
мерностей изменения приведенного расхода воздуха через двигатели
при регулировании ТРДФ путем поддержания постоянной максималь-
ной частоты вращения ротора. Из рис. 4.3 видно, что с увеличением
чисел Мп приведенный расход воздуха ПВРД будет превосходить приве-
денный расход воздуха ТРДФ тем значительнее, чем больше степень
повышения давления в компрессоре ТРДФ. Поэтому и абсолютная тяга
ПВРД при Мп > 3,5 ...4,0 становится больше абсолютной тяги ТРДФ.
159
Рис. 4.1. Зависимость изменения
отношения в ТРД от Мп (Я = 11 км)
Рис. 4.2. Дроссельные характеристики ТРДФ и ПВРД (топливо - керосин) при
различных скростях полета:
--------ПВРД; заштрихованная область - ТРДФ
Як о - степень повышения давления воздуха в компрессоре
Рис. 4.4. Зависимость температур газа на входе в компрессор Гв* и на выходе
из него Т£ от Мп
Наряду с ухудшением эффективности при увеличении чисел Мп
выше 3,5 ...4,0 чрезвычайно сложно обеспечить работоспособность ТРДФ.
Из рис. 4.4 видно, что при ограничении максимальной температуры
воздуха значением 1100...1200 К только условиями жаростойкости
стенок конструкции область максимально допустимых чисел Мп ТРДФ
ограничивается значениями Мп = 3,5...4,3, в то время как ПВРД может
работать вплоть до чисел Мп = 4,5...5,0. Если иметь в виду отсутствие
160
вращающихся деталей в ПВРД и возможность охлаждения топливом сте-
нок, фронтовых и стабилизирующих устройств, то допустимые макси-
мальные значения числа Мп для ПВРД могут быть выше 5,0.
Таким образом, в двигателях, рассчитываемых на работу в широком
диапазоне скоростей полета, следует сочетать высокую термодинамичес-
кую эффективность, свойственную ТРД и ТРДФ в диапазоне от Мп 0 до
3,5...4,0 с удовлетворительными удельными параметрами ПВРД при
Мп > 3,5...4,0.
Этим условиям удовлетворяют комбинированные турбопрямоточ-
ные двигатели (ТПД), сочетающие в одном агрегате элементы турбо-
реактивного двигателя (ТРД или ТРДЦ) и прямоточного ВРД, эффек-
тивно работающие в достаточно широком диапазоне чисел Мп (от 0 до
4...4,5).
В соответствии с общими принципами классификации комбини-
рованных двигателей различают ТПД с энергообменом между генера-
торным и основным циклом, т.е. передачей энергии от газотурбинно-
го контура ТРД или ТРДЦ воздуху, поступающему в прямоточный
контур, и ТПД, имеющие общие элементы при работе на газотурбинном
и прямоточном режимах.
К первой группе относятся турбопрямоточные двигатели эжекцион-
ного типа (ТПДЭ), в которых ТРД (или ТРДЦ) играет роль эжектирую-
щего контура ПВРД, а функцию основного выполняет прямоточный
контур (рис. 4.5). В двигателях этого типа за счет сжатия воздуха в
прямоточном контуре теоретически можно было бы улучшить харак-
теристики ПВРД и, в особенности, на режимах малых скоростей полета.
Однако для организации эффективного рабочего процесса в ТПДЭ при
М = 0, Я = 0 и на малых скоростях полета необходимо предусмотреть
ряд конструктивных мер, обеспечивающих миниминизацию потерь
при смешении и теплоотводе в камере: применение зауженной камеры
смешения и специального смесителя, предкамерного диффузора с боль-
шим отношением площадей сечения и камеры сгорания больших попе-
речных размеров. При высоких скоростях смешивающихся потоков
чрезвычайно трудно обеспечить высокий КПД струйного эжектора.
Рис. 4.5. ТРДП эжекционного типа:
1 - компрессор; 2 - камера сгорания ТРД; 3 - турбина; 4 - камера смешения;
5 - диффузор камеры смешения; 6 - блок форсунок; 7 - стабилизаторы; 8 -
камера сгорания; 9 - регулируемое реактивное сопло
161
Рис. 4.6. Схема ТРДП на базе одноконтурного ТРД:
1 — канал прямоточного контура; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания ТРД;
4 - турбина; 5 — механизм перекрытия прямоточного контура; 6 — стабилизато-
ры; 7 — форсажная камера сгорания ТРДФ (ПВРД); 8 — регулируемые створки
реактивного сопла
Поэтому из-за больших потерь при смешении потоков и утяжеления
конструкции вследствие больших линейных размеров камеры смеше-
ния и установки громоздких элементов (смесителя, камеры смешения,
диффузора) ТПДЭ к настоящему времени не нашел применения.
В ТПД второй группы форсажные камеры представляют собой
одновременно и камеры сгорания прямоточных двигателей, образуе-
мых путем отключения турбокомпрессорных контуров и подачи топ-
лива только в форсажные камеры сгорания. Принципиальные схемы
двигателей с общими элементами при работе на газотурбинном и прямо-
точном режимах представлены на рис. 4,6 и 4.7.
Целесообразность применения турбопрямоточного двигателя на базе
одноконтурного или двухконтурного ТРД определяется назначением
аппарата. Для достижения максимальной экономичности в условиях
малых (дозвуковых) скоростей полета и высокой эффективности
в условиях крейсерского полета на больших скоростях (Мп = 4,5...
...5,0), наиболее целесообразно применять турбопрямоточный двигатель
на базе двухконтурного двигателя (ТРДДП); если решающую роль
играет большая взлетная тяга и высокая эффективность на больших
скоростях полета или только высокая эффективность при больших
Мп\то возможно использование также двигателей, созданных на базе
одноконтурного ТРД (ТРДП).
Конструктивно ТРДДП может быть выполнен меньшей длины и
массы, чем ТРДП такой же расчетной тяги, так как камера сгорания
ТРДДП органически вписывается в мидель двигателя, определяемый
вентиляторным контуром.
К числу основных достоинств ТРДДП следует отнести:
а)	высокую эффективность в широком диапазоне режимов по-
лета;
б)	более низкий уровень шума в условиях старта и малых ско-
ростей полета;
162
в)	широкий диапазон тяги при постоянном расходе воздуха через
двигатель.
Из сравнения термических КПД ТРДЦ и ПВРД С наилучшим воз-
можным уровнем КПД явствует, что ТРДДП может обеспечить величи-
ну термического КПД, мало отличающуюся от предельно достижимого
значения щ цикла Брайтона. Уровень шума, как известно, зависит от
скорости истечения из реактивного сопла и поэтому в ТРДЦ со смеше-
нием потоков вентиляторного и высоконапорного контуров уровень
шума будет ниже, чем у одноконтурного двигателя при одниковых
тягах.
В ряде случаев при Мп <4,5...5,0, низких значениях тг^р и специаль-
ном охлаждении компрессора существует возможность отказа от ис-
пользования механизма перекрытия контуров и перевода турбоком-
прессора на режим авторотации от скоростного напора.
Наряду с ТПД различных схем к этому классу двигателей иногда
относят и механическую комбинацию турбореактивного и прямоточного
двигателя с общим воздухозаборником, рассматривая ее как ТПД без
передачи энергии в прямоточный контур [18]. Поскольку тягово-эко-
номические показатели такой механической комбинации не отличаются
от соответствующих показателей ТРД (при 0 < М < М вырождения
ГТД и ПВРД при М > М вырождения ГТД), их высотно-скоростные
характеристики не будут отличаться от соответствующих характерис-
тик газотурбинных и прямоточных двигателей в адэкватных условиях
полета. Поэтому анализ перспектив применения такой механической
комбинации в сравнении с ТПД, имеющим общую форсажно-прямоточ-
ную камеру (ТРДП или ТРДДП), или с ТПД, работающим на режиме
авторотации, состоит в сопоставлении массовых показателей,а сравне-
ние эффективности использования ТПД, имеющих общую форсажно-
прямоточную камеру (ФПК), с такой же комбинацией ТРД + ПВРД
должно проводиться на основе сопоставления летно-технических данных
с учетом оптимальных условий использования обоих типов СУ, т.е.
таким же образом, как при оптимизации типа двигателя для аппаратов
конкретного назначения.
Рис. 4.7. Схема ТРДДП на базе ТРДДФ;
1 - канал прямоточного контура; 2 - компрессор низкого давления; 3 - компрес-
сор высокого давления; 4 - камера сгорания ТРД; 5 - турбина; 6 - стабилиза-
торы; 7 — форсажная камера сгорания; о — регулируемые створки реактивного
сопла; 9 - механизм перекрытия прямоточного контура
163
4.2.	ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ
ТУРБОПРЯМОТОЧНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Вследствие того, что турбопрямоточные двигатели любого типа в
едином агрегате сочетают свойства ТРД (ТРДД) и ПВРД, т.е. представ-
ляют собой двигатели, обладающие существенно более широким диа-
пазоном работы по числу Мп, чем обычный ТРД (ТРДД) или ПВРД,
они могут рассматриваться как естественные и вероятные комбини-
рованные двигатели ГЛА ближайшего будущего.
Вследствие большого диапазона изменения тяги ТРДДП во всей
области режимов полета существует принципиальная возможность
использования такого двигателя не только для многорежимного даль-
него самолета, но и в силовых установках разгоняющих устройств.
Характеристики турбопрямоточных двигателей, работающих в об-
ласти умеренных скоростей полета на турбокомпрессорном, а в об-
ласти больших скоростей полета — на прямоточном режиме, мало отли-
чаются от характеристик ТРД или ТРДД и ПВРД в соответствующих
условиях полета.
Переход с турбокомпрессорного на прямоточный режим опреде-
ляется назначением аппарата. Режим переключения может быть рассчи-
тан по минимальному расходу топлива на разгон — набор высоты в раз-
гоняющих устройствах типа самолетов — носителей или по максималь-
ной общей дальности — для дальних сверхзвуковых самолетов. Особен-
ностями режима переключения и харакеристик будут определяться
особенностями конструкции ТПД. В частнос-
ти, сопоставление характеристик ТПД с об-
щей форсажно-прямоточной камерой (ТПД
на базе ТРДД или ТРДДФ) и ТПД с форсиро-
ванием в наружном контуре (ТРД ЦФП) при-
водит к следующему результату. При близком
характере тягово-экономических характерис-
тик в широком диапазоне чисел Мп в области
переключения тяга ТПД с общей форсаж-
но-прямоточной камерой незначительно отли-
чается от тяги ТРДЦФц из-за различных
Рис. 4.8. Зависимость тягово-экономических ха-
рактеристик ТРДДФц и ТРДДФ с^от Мп:
топливо -водород; — -------^ДДФц,-----------
ТРДЦФСМ; Н = 11—20 км. Тн = 216,5 К, Ои, =
= 1,2 [18]
значений степени повышения давления в вентиляторе и его КПД,а также
разных Мп, при которых наступает ’’запирание” выходного сечения
воздухозаборника [18]. Подробный анализ закономерностей измене*
ния параметров рабочего процесса и тягово-экономических характе-
ристик ТПД на базе ТРДЦФСМ и ТРДЦФц, выполненный в работе [ 18]
позволил установить, что ТРДДФц обладает более плавной зависимостью
изменения удельных расходов от Мц, чем ТПД на базе ТРДДФСМ на
режимах переключения (рис. 4.8). Незначительное отличие тягово-
экономических характеристик обоих типов ТПД от соответствующих
характеристик ПВРД при Мп — 3...5 может быть объяснено некоторым
увеличением потерь полного давления потока из-за дополнительных со-
противлений, вносимых каналами перепуска в прямоточный контур.
165
ГЛАВА 5i
РАКЕТНО-ТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ (РТД)
5.1. ОСНОВНЫЕ ТИПЫ РТД
В ракетно-турбинных двигателях < органически сочетающих элемен-
ты ТРД и ракетных двигателей, компрессор, повышающий давление
атмосферного воздуха, приводится во вращение турбиной, работающей
от ракетного двигателя, играющего роль генератора газа.
В РТД со смешением потоков продукты сгорания от газогенера-
тора, пройдя через турбину, смешиваются с воздухом, сжатым в ком-
прессоре, и догорают в общей камере сгорания; в РТД без смешения
в газовый поток за турбиной или в специальную камеру за компрессо-
ром вводится дополнительно топливо.
Многочисленные разновидности схем РТД могут быть сведены к
двум принципиальным схемам: РТД со смешением парогазового и воз-
душного потоков (рис. 5.1) и РТД без смешения потоков (рис. 5.2).
Выбор двигателя со смешением или с разделением потоков в значи-
тельной степени зависит от условий его применения: РТД с разделением
потоков обладает существенно более широкими возможностями форси-
рования на всех режимах полета (в том числе и в условиях больших
высот) путем увеличения подачи компонентов топлива за турбиной газо-
генератора и за компрессором. Однако РТД со смешением потоков при
использовании в газогенераторе обычного двухкомпонентного ракетного
топлива обладает более высокой экономичностью в широком диапазоне
режимов полета вследствие полной утилизации горючего при дожигании
его в воздушном потоке. Работоспособность РТД со смешением потоков
может быть обеспечена при использовании более простых средств, чем в
РТД разделением потоков, так как отпадает необходимость в охлажде-
нии стенок камеры дожигания рабочего тела генераторного контура.
По конструктивным особенностям РТД могут быть разделены на
две основные группы: РТД с прямой связью роторов компрессора и
турбины и РТД* с редуктором, понижающим частоту вращения ротора
компрессора по сравнению с частотой вращения ротора турбины. Выбор
редукторного или безредукторного РТД должен проводиться на основе
детальной проработки конструкции в широком диапазоне изменения
параметров рабочего процесса с анализом габаритных размеров, мас-
совых данных, сложности конструкции и условий применения.
166
ред 2 J
Рис. 5.1. Ракетно-турбинный двигатель со смешением потоков:
1 - компрессор; 2 - газогенератор; 3 - турбина; 4 - стабилизаторы; 5 - камера
сгорания; 6 - регулируемое реактивное сопло; гор - горючее; ок - окислитель;
ред - редуктор
4	6	7
Рис. 5.2. Ракетно-турбинный двигатель без смешения потоков:
1 - компрессор; 2 - газогенератор; 3 - турбина; 4 - стабилизатор; 5 - камера
сгорания воздушного контура; 6 - камера сгорания ракетного контура; 7, 8 -
реактивные сопла; гор - горючее; ок - окислитель; ред - редуктор
Рис. 5.3. Ракетно-турбинный двигатель
комбинированного типа:
1 - компрессор РТД, 2 - газогенератор
ТРД, 3 - турбина РТД 4 - РД
Конструктивно РТД может быть объединен с другим двигателем,
входящим в состав силовой установки, или монтироваться на лета-
тельный аппарат отдельно, т.е. иметь самостоятельные воздухозабор-
ник и реактивное сопло.
В качестве примера интегрированного РТД можно привести ракетно-
турбинный двигатель комбинированного типа, представляющий собой
комбинацию РТД с ЖРД, смонтированных в едином двигателе и образую-
щих блочную конструкцию (рис. 5.3). Такая интеграция двух двига-
167
телей в единый блок позволяет, минимизируя массу и объем СУ, обеспе-
чить широкий диапазон изменения режимов работы СУ путем включе-
ния РТД или ЖРД и варьирования их параметрами при различных усло-
виях полета. В частности, РТД комбинированного типа американская
фирма Эроджет Тексистемз рассматривает как вероятный тип СУ воз-
душно-космического самолета при работе РТД в атмосфере и ЖРД в
космосе.
В качестве рабочего тела генераторного ракетного цикла может
использоваться унитарное или двухкомпонентное топливо в различных
фазовых состояниях (жидком, твердом и газообразном). В зависимос-
ти от типа топлива различают ракетно-турбинные двигатели жидкого
топлива (РТДЖ), твердого топлива (РТДТ), газового топлива (РТДГ)
и гибридного (смешанного) топлива (РТДГТ) .
Выбор типа топлива для РТД, как и для других типов комбини-
рованных двигателей с генераторным ракетным циклом, — весьма
сложная задача, так как число разнообразных требований, которым
должны удовлетворять эти топлива при использовании их в силовых
установках аппаратов различного назначения, очень велико. Эти требо-
вания можно разделить на три основных группы:
1)	высокая энергетическая эффективность единицы массы и объема
топлива;
2)	максимальная простота конструкции и надежная работа дви-
гателя;
3)	удобство эксплуатации.
К первой группе относится прежде всего требование высокого КПД
генераторного цикла при максимальном удельном импульсе комбини-
рованного двигателя, для чего необходимо обеспечить высокую работо-
способность рабочего тела генераторного цикла. В двигателях со смеше-
нием потоков это условие эквивалентно условию достижения макси-
мума работы генераторного цикла при неполном использовании тепло-
вой энергии топлива.
Анализ требований к топливам комбинированных двигателей пока-
зал, что удельная тяга и экономичность комбинированного двигателя
при фиксированных значениях и тгт определяются степенью тепло-
подвода в генераторном цикле, отнесенной к расходу воздуха основно-
го цикла. Относительный теплоподвод в генераторном цикле характе-
ризуется произведением ^ггТ*/тпгг, пропорциональным относительной
энтальпии /Гг/^г*г- При заданном значении относительного расхода
воздуха эта величина пропорциональна работе генераторного цикла и
определяетсяRГГТ* или:*!? =(ср)ггТг-
Таким образом, по значениям RrrT? и^р)^*, определенным на
основе анализа рецептуры газогенераторного топлива, можно судить о
♦ Здесь - газовая постоянная продуктов сгорания рабочего тела генераторного
цикла.
168
его энергетических возможностях при использовании в комбинирован-
ных двигателях. Может оказаться, что топлива, обладающие примерно
одниковой максимальной теплопроизводительностью, т.е. выделяющие
одинаковые теплоты сгорания 1 кг смеси воздуха с топливом стехиомет-
рического состава, будут иметь существенно разные значения Rrr^r или
располагаемой работы генераторного цикла. В качестве примера таких
топлив можно рассматривать керосин, теплопроизводительность кото-
рого при а = 1,0 составляет Wmax = Ни/(\ + £0) = 2730 кДж/кг, и водо-
род, у которого при том же значении а Й/тах = 3406 кДж/кг. В то же вре-
мя величина располагаемой работы генераторного цикла при одинако-
вых Тг* (например, Т* = 1400 К) у водорода более чем на порядок
превышает располагаемую работу газифицированного и подогретого
керосина.
Поэтому решение о целесообразности использования того или иного
топлива в комбинированных двигателях должно приниматься с учетом
работоспособности генераторного цикла.
На рис. 5.4 представлены значения предельной работоспособности
генераторного цикла высокого давления РТД для различных двухкомпо-
нентных жидких топлив с использованием в качестве окислителя кисло-
рода, азотной кислоты и перекиси водорода, а на рис. 5.5 — результаты
расчета параметров РТД, в которых используются те же топливные ком-
поненты, при работе на режиме а£ = 1,0.
Видно, что при использовании одного и того же окислителя — кисло-
рода — удельный расход топлива изменяется обратно пропорционально
теплоте сгорания, в то время как при использовании окислителей других
типов подобной закономерности не наблюдается.
Так, двухкомпонентное ракетное топливо керосин + азотная кислота
с Ни = 6110 кДж/кг (кривая 2 на рис. 5.5) по удельным параметрам
мало отличается от двухкомпонентного ракетного топлива, состоящего
из смеси жидкого водорода с кислородом (кривая 5), теплотворная спо-
собность которого Ни > 13400 кДж/кг. Подобный результат закономе-
рен и объясняется существенным влиянием на энергетическую эффек-
тивность топлив для комбинированных двигателей работоспособности
генераторного цикла.
Максимальная работа генераторного цикла при использовании
наиболее употребляемых в ЖРД двухкомпонентных топлив может быть
оценена на примере сгорания смесей следующих трех групп: углерод+
+ кислород, водород+кислород, водород + фтор. Приведенные в табл.5.1
результаты такой оценки свидетельствуют о том, что при заданном от-
ношении давлений в сопле (в табл.5.1 при расширении от давления р=
= 9810 до 98,1 кПа) и заданном значении аЕ = 1,0 переход от углерод-
ного горючего к водороду на единицу увеличивает значение удельного
импульса, а использование в качестве окислителя фтора дает новый
качественный скачок в направлении увеличения эффективности цикла.
169
1 - керосин +
кислота; 3 -
Н + О2; 5 -
ой работоспо-
цикла /г*	=
к (типа) топли-
параметров
различных
Таблица 5.1
Топливо	Тг,К	Д молеку- лярная масса	кДж/кг	Ад, кН.с/кг
Углерод + кислород	3995	33,6	9000	2,73
Водород + кислород	3600	16,0	13450	3,69
Водород + фтор	4980	18,0	16100	4,03
170
Подавляющее большинство двухкомпонентных ракетных топлив
ЖРД по энергетическим характеристикам незначительно отличается от
первых двух (см. табл. 5.1).
При а «1,0 улучшаются относительные преимущества водородно-
кислородных и во дородо-фторных топлив. В комбинированных ВРД
а « 1 (при тех же значениях Т*) приводит к образованию продуктов
сгорания большей работоспособности, чем при использовании углеводо-
родной смеси.
Однако применение топлив с высоким содержанием водорода
связано с существенным уменьшением их удельной массы, что приво-
дит в ряде случаев к нивелированию преимуществ этих топлив по срав-
нению с обычными ракетными топливами (из-за значительного уменьше-
ния теплоты сгорания единицы объема топлива).
Основные требования к топливам комбинированных двигателей:
1)	возможность применения топлива высокой плотности или высо-
кого объемного импульса, что позволяет сократить габаритные размеры
и массу бака жидкого топлива или камеры сгорания твердого топлива;
2)	простота системы охлаждения двигателя, что определяет необходи-
мость применения хотя бы одного компонента с высоким хладоресурсом;
3)	минимальная сложность организации процесса сгорания и высокая
скорость сгорания гомогенной смеси в широком диапазоне температур.
Ни одна из существующих топливных композиций полностью не может
удовлетворить всем перечисленным требованиям, так как среди этих тре-
бований есть взаимопротивоположные (например, большой хладоресурс,
как правило, не сочетается с высокой плотностью жидких топлив). Поэ-
тому в зависимости от назначения аппарата, на котором используется
силовая установка, выполняется только часть требований.
Это в полной мере относится к эксплуатационным требованиям, к
которым относятся способность длительного хранения без изменения
физико-химических свойств, минимальная токсичность топлив и др.
К топливам РТД наряду с приведенными требованиями могут быть
применены также и ограничения: максимальное значение Tf не должно
превышать значение, максимально допустимое по условиям жаростой-
кости и жаропрочности турбинных лопаток, а в составе газогенератор-
ного топлива должно быть минимальное количество конденсирован-
ной фазы, ухудшающей характеристики проточной части и снижаю-
щей КПД турбины.
Для работы РТД могут использоваться жидкие топлива на основе:
а) азотной кислоты и других нитросоединений (азотная кислота +
+ керосин или анилин, четырехокись азота или нитрометан + керосин
и др.) ;
б)	жидкого кислорода ( кислород+керосин или диметилгидразин,
или аммиак и др.);
171
в)	жидкого фтора (фтор + водород или гидразин и др.).
В РТД могут использоваться твердые и гибридные топлива, представ-
ляющие собой горючую смесь либо твердого горючего и жидкого окис-
лителя, либо твердого окислителя (например, перхлората аммония) и
жидкого горючего.
5.2. СРАВНЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ РТД, ТРДФ
И СМЕШАННОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Рабочий процесс ракетно-турбинного двигателя, как и любого типа
комбинированного двигателя, можно представить состоящим из двух
циклов: генераторного ракетного цикла и основного (рабочего) воз-
душного цикла.
Ракетный цикл РТД показан на рис. 5.6. Из рис. 5.7 видно, что воз-
душный цикл РТД состоит из тех же самых процессов, что и воздушный
цикл обычного турбореактивного двигателя. Различие состоит только
в том, что компрессор приводится от турбины, работающей на продук-
тах сгорания ракетного топлива. Поэтому при равных значениях степени
повышения давления в компрессоре степень расширения газа в сопле
РТД в тг* раз выше, чем в сопле ТРД.
^«с. 5.6. Изображение ракетного цикла РТД со смешением потоков в i - З-диаграм-
1~"2 — повышение давления в газогенераторе: 2— 3 — теплоподвод в газогенера-
торе; 3-4 - расширение в турбине; 4-5-6 - смешение в камере РТД; 6-7 - теп-
лоподвод в камере РТД; 7-8 - расширение в сопле
Рис. 5.7. Изображение воздушного цикла РТД в i - 3-диаграмме:
н-1 - повышение давления в воздухозаборнике; 1-2 - повышение давления в
компрессоре; 2—3 — теплоподвод в камере РТД; 3—4 — расширение в сопле
172
Уравнение относительной работы идеального воздушного цикла
РТД и ТРД, т.е. отношение работы цикла к начальной энтальпии воздуха
при Мп = 0 и Н = 0, имеет вид
—=/, = 0г0г*-1) = 7г0гк-1),	(5.1)
*н
где тг — отношение давлений в идеальном воздушном цикле.
При дополнительном теплоотводе за турбиной ТРД и одном и том
же топливе в ТРДФ и в РТД температура и работоспособность газа для
обоих сравниваемых двигателей будет одинаковой. Поэтому отличие
располагаемых работ циклов РТД и ТРДФ будет определяться различ-
ным уровнем давления перед их соплами. Выше было показано, что
отношение этих работ при f* ~ idem, т.е. (ср7*)ргд = (ср^грдф
^РТД _ fyPTfl = 1 - У^РГД
4 ТРДФ ^ГТРДФ 1 - ^ТРДФ
Поэтому увеличение работы и КПД идеального цикла РТД по сравне-
нию с ТРДФ определяется исключительно увеличением отношения давле-
ния в реактивном сопле РТД по сравнению с ТРДФ в(я!£)трдф раз, если
использовать двигатели с одним и тем же 7г*0.
При выборе оптимальных по располагаемой работе значений тг£р для
каждого из рассматриваемых типов двигателей (даже при использовании
одного и того же сорта топлива, т.е. при равных Ни и qT) термодина-
мические преимущества РТД перед ТРДФ могут проявиться только в том
случае, если степень повышения давления в компрессоре РТД не ограни-
чивается располагаемой работой генераторного цикла.
Сравнение работы циклов РТД и ТРДФ показывает, что при
ТОгрдф = (гРегд> 1400К
и <гф)ртд= (Г^ГРДФ> 1600К
во всей области рабочих значений 7г*кр РТД превосходит ТРДФ, т.е. что
при переходе к форсированным режимам преимущества РТД возраста-
ют (см. рис. 1.32).
Сравнение с помощью уравнения (1.155) КПД идеальных циклов
РДТ со смешением потоков и ТРДФ при одинаковых топливе и тепло-
подводе [(Тр^д = (Тг^дф], равных и различных (ят*)Трдф показы-
вает, что с увеличением ir^> относительные преимущества РТД перед
ТРДФ уменьшаются (см. рис. 1.30).
Термодинамические преимущества РТД перед ТРД и ТРДФ, выяв-
ленные при сравнении их циклов, обусловливают и возможность получе-
173
Рйс. 5Л. Зависимости удельного расхода топлива, относительной удельной массы,
лобовой тяги РТД и ТРДФ от температуры газа в форсажной камере Тф*:
---------РТД (топливо - керосин + азотная кислота);-------ТВДФ (топливо
- керосин)
Рис. 5.9. Зависимости удельных расходов топлива, лобовой тяги и относительных
площадей входа смешанной силовой установки (ТРДФ + ЖРД) и РТД от высоты
полета:
^вх = <^вх)трдф/(^вх)рудУ*вх)трдф = (^вх)ртд = 1 м* ПРИ М = 4,0 и Н =
= 20 км, (^/?)трд = ^у^ТРДФ + ^ЖРД’ ^*^ЖРД=	----РТД (топливо -
азотная кислота + керосин);----------ТРДФ + ЖРД (топливо ЖРД - азотная
кислота + керосин) ; Cfc »= 1
ния в РТД более высоких значений удельной тяги и более низких значе-
ний удельных расходов топлива при работе на одном и том же топливе.
В частности, в РТД и ТРДФ, работающих на одинаковых криогенных
топливах высокой работоспособности (например, водороде), при весьма
низких значениях удельных масс удается реа/Гизовгатъ отмеченные тер-
модинамические преимущества РТД перед ТРДФ
При использовании различных топлив отмеченные термодинами-
ческие преимущества РТД перед ТРДФ зачастую не могут быть реали-
зованы. Так, из-за необходимости применения в обычных РТД топлива,
содержащего кислород и горючее, а в ТРДФ — содержащего только го-
174
рючее (например, керосин), удельный расход топлива в РТД выше,
чем в ТРДФ.
Сопоставление характеристик РТД, работающего на двухкомпо-
нентном жидком ракетном топливе с избытком горючего (например,
на азотной кислоте и керосине), и ТРДФ, работающего на керосине,
показывает, что РТД развивает большие лобовые тяги и имеет более
низкие удельные массы* и более высокие удельные расходы топлива,
чем ТРДФ (рис. 5.8). С увеличением высоты полета преимущества
РТДЖ перед ТРДФ несколько возрастают из-за частичного использова-
ния в РТД принципов работы ЖРД, приводящих к улучшению силовой
установки.
Вследствие того, что РТД представляет собой органическое сочета-
ние ЖРД и ТРД, целесообразно сравнить его со смешанной силовой
установкой, состоящей из самостоятельно устанавливаемых на аппа-
рат ЖРД и ТРДФ.
Результаты такого сравнения, проведенного в предположении равен-
ства расходов воздуха РТДЖ и ТРДФ и внутренних тяг РТД и смешан-
ной силовой установки при Мп = 4,0 (рис. 5.9), показывают, что преи-
мущество РТДЖ перед ТРДФ + ЖРД по экономичности сохраняется в
широком диапазоне режимов полета и на высоте Н = 20 км достигает
при аЕ = 1,0 примерно 30 % (при использовании ЖРД с отношением
давлений в сопле ЖРД тг* = 50). Для получения удельных расходов
топлива в рассматриваемой смешанной СУ, не превышающих значение
Суд РТДЖ в тех же условиях полета, потребуется увеличить размеры
ТРДФ, обеспечив повышение расхода воздуха через него до 15 % и, тем
самым, повысить массу двигателя (см. рис. 5.9).
Заметим, что при таком сравнении РТДЖ ставится в невыгодные
условия, так как двигатели сравниваются при одинаковых значениях
температур газа перед турбиной и одинаковых внутренних тягах. Дейст-
вительно, во-первых, при равенстве допустимых напряжений в лопатках
турбины максимально допустимое значение температуры газа перед
турбиной РТДЖ может быть принято на 200...300 К выше, че^ перед
турбиной ТРДФ (из-за меньшей высоты лопаток) . Во-вторых, при равен-
стве внутренних тяг эффективная и лобовая тяги РТДЖ меньше соот-
ветствующих параметров смешанной силовой установки.
Ракетно-турбинные двигатели имеют определенные термодинами-
ческие преимущества перед другими типами комбинированных двига-
телей, в которых передача энергии от цикла высокого давления воз-
душному циклу происходит с более низким КПД, чем в РТД, и в пер-
вую очередь, перед ракетно-прямоточными двигателями.
Действительно, если в РТД КПД процесса передачи энергии воздуху
достаточно высок т?£ = т?*т?*	то в РВД КПД сжатия в струйном
* Удельная масса РТД меньше, чем ТРДФ вследствие увеличения давления в гене-
раторном цикле и сокращения размеров камеры сгорания.
175
Рис. 5.10. Области значений удельных пара-
метров РТД и РПД (топливо - азотная
кислота + керосин):
] - РПД; 2 - РТД
нагнетателе (эжекторе) в условиях М =
= 0,Я= 0 не превышает= 0,12...0,14.
Этим объясняется преимущество РТД
перед РПД по удельной тяге и экономич-
ности в широком диапазоне режимов по-
лета и работы двигателей (рис. 5.10).
5.3.	УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ РТД
Удельные параметры РТД опреде-
ляются температурами рабочего тела в
газогенераторе Т* и в камере сгорания
степенью повышения давления воз-
духа в компрессоре я*и величиной ра-
боты турбины £т.
В общем случае перечисленные па-
раметры рабочего процесса зависят от
режима полета, сорта используемого топлива, коэффициентов избытка
окислителя и и отношения давлений на турбине тг*.
Рассмотрение рис. 5.11 и 5.12 показывает, что увеличение степени
повышения давления в компрессоре при неизменных значениях az и
Тг* приводит к улучшению экономичности (уменьшению суд) и росту
удельной тяги двигателя. Увеличение температуры газа перед турбиной
вызывает рост удельной тяги в условиях старта, ухудшая экономич-
ность двигателя. Введение дополнительного горючего в камеру сгора-
ния РТД приводит к росту удельной тяги двигателя в различных усло-
виях полета и уменьшению суд на больших скоростях полета из-за увели-
чения эффективности теплоподвода (сопоставьте на рис. 5.12 сплошные
линии при аЕисх = 2,5 с пунктирными линиями на том же значении
«Гия- »0 = var)*.
Введение дополнительного топлива в камеру сгорания РТД увели-
чивает удельную тягу ценою роста удельных расходов топлива и при-
ближает характеристики РТД к характеристикам ЖРД.
* Здесь исх равно до введения дополнительного горючего в камеру РТД за
турбиной.
176
Рис. 5.11. Удельные параметры РТД:
топливо - керосин + азотная кислота; Мп = 0; Н = 0;---------Ofc = 1,0, р>
> 0; — • — • — • Ofc = 1,75, 0 > 0; --0 = ^гор.допЛ^гг + ^в) = 0
Рис. 5.12. Удельные параметры РТД:
топливо - керосин + азотная кислота; Мп = 4,0; Н = И км; Тг = 1200 АС;
0 = 0;----------аЕ = 1,0;---------аЕ = 1,75
177
реальных компрессоров
Рис. 5.14. Влияние работы турбины £т на от
носительную удельную массу 7^ = 7р/(7р£ »
относительную тягу Р =Р /ф)г и удельный
ьто
расход топлива (азотная кислота + керосин);
1ТО = 780 кДж/кг
Основные параметры рабочего процесса РТД — степень повышения
давления в компрессоре як* , тепло перепад на турбине £т и темпера-
тура газа перед турбиной Т* — определяются с учетом влияния этих
параметров на удельные параметры и основные данные РТД.
Увеличение я*0 при заданной тяге в расчетных условиях полета
(заданном миделе воздухозаборника) приводит к росту тяги на всех
нерасчетных режимах полета вследствие роста удельной тяги и увели-
чения расхода воздуха.
Из рис. 5.13 видно, что в рабочем диапазоне изменения як£ отно-
сительный расход воздуха возрастает с увеличением яко приблизитель-
но по линейному закону.
Увеличение работы турбины при неизменных значениях аЕ, Г* и
як$ определяет уменьшение удельных расходов топлива и незначи-
тельное снижение удельной тяги двигателя. Так, в ракетно-турбинном
двигателе, в котором в качестве газогенераторного топлива исполь-
зуется азотная кислота и керосин, при = 1,0 увеличение работы тур-
бины в два раза определяет уменьшение удельных расходов топлива
примерно на 26 % и снижение удельной тяги на 10 %.
Анализ влияния работы турбины на массу РТД показывает, что
минимальная £т определяется условиями достижения приемлемых
178
удельных расходов топлива, а £т тах — допустимой температурой газа
перед турбиной, давлением в камере газогенератора и массой двига-
теля.
Например, при максимально допустимых значениях тах =
= 29400 кПа и Т* = 1400 К в РТД с аэотно-керосиновым газогенера-
тором при as = 1,0, ZT = 900...1500 кДж/кг.
Результаты расчетов удельных параметров и относительной тяги
РТД, иллюстрирующие эти результаты, приведены на рис. 5.14.
Одновременно с увеличением удельной и абсолютной тяг двигателя
при повышении я£о и£т растет и масса двигателя. Это увеличение мас-
сы, как показывает расчетно-конструктивные исследования РТД, явля-
ется, главным образом, следствием повышения массы компрессора
(из-за увеличения числа ступеней и поперечных размеров) и турбины
(из-за роста теплоперепада и расхода рабочего тела). При этом увели-
чение работы турбины, обусловливающее некоторое снижение относи-
тельной и удельной тяг, будет приводить к увеличению удельной мас-
сы при постоянных значениях ar, а£ и тгк*.
В то же время увеличение якJ (при неизменных значениях £т, аг и
а£) определяет увеличение массы и одновременно приводит к росту
удельной и абсолютной тяг двигателя, причем этот рост достигает макси-
мума при относительно умеренных значениях я А
Поэтому в условиях старта увеличение ttkq до определенных зна-
чений, зависящих от основных параметров рабочего процесса и сорта
газогенераторного топлива, при неизменных £т и и аг приводит к
уменьшению удельной массы двигателя, а при дальнейшем росте тг*0
из-за уменьшения темпа прироста удельной тяги удельная масса дви-
гателя начинает увеличиваться. Иначе, удельная масса РТД при Мп = 0
и Н = 0 достигает минимальных значений, зависящих от сорта топлива
и параметров рабочего процесса, при определенных значениях ttkJ.
На больших скоростях полета, когда увеличение irKJ практически
мало сказывается на удельной тяге двигателя, даже при работе на турбо-
компрессорном режиме (из-за возрастающей роли скоростного напора)
увеличение irKJ при аг = const, aL = const и ZT = const приводит к рос-
ту удельной массы двигателя, тем более значительному, чем больше
значения тгк$ £т и скорость полета.
При больших скоростях полета с целью уменьшения удельных
расходов топлива и обеспечения надежной работы РТД оказывается
целесообразным отключение газогенератора и турбокомпрессора или
перевод турбокомпрессора на режим авторотации, а двигателя — на
прямоточный режим. В этих условиях при переходе турбокомпрессора
на режим авторотации или его отключении увеличение тгк$ практически
не влияет на тягу двигателя (с точностью до разницы в потерях полного
давления в проточной части при различных значениях но при G* =
<= idem и = idem).
179
Рис. 5.15. Влияние степени повышения
давления в компрессоре на основные
параметры РТД (топливо - керосин +
+ азотная кислота):
Мп = 0; Я = 0; Мр = 4,0; Яо= И км;
£т = const; аБ = const; аг= const;
1 - расчетный режим РТД; «2 - расчет-
ный режим ПВРД
Минимальный удельный рас-
ход топлива в условиях Мп — 0
и Н = 0 реализуется при определен-
ных значениях тгк^ , зависящих от
сорта топлива и параметров двига-
теля. В условиях же больших ско-
ростей полета различие в удель-
ных расходах топлива при измене-
нии тгк$ как на турбокомпрессор-
ном режиме, так и на прямоточ-
ном, становится незначительным.
При равных тягах в расчетных условиях полета одинаковые значе-
ния удельных масс двигателей с различными як* могут быть достигнуты
путем подбора размеров (или числа двигателей в многодвигательной
СУ) или температуры газа в камере сгорания РТД (суммарной степени
теплоподвода). Очевидно, что двигатели с большими ттк* должны иметь
меньший мидель, чем двигатели с малыми значениями тгк* • Вследствие
этого при одинаковых значениях коэффициента аБ двигатели с малыми
я *0 будут развивать большую абсолютную тягу на малых скоростях
полета. Это означает, что при малых Мп относительная тяга РТД, т.е.
отношение текущего значения тяги к тяге в расчетных условиях, будет
максимальным при определенных значениях Яко > зависящих от сорта
топлива и параметров рабочего процесса.
Данные о влиянии тг *0 на изменения удельного расхода топлива,
относительной удельной массы двигателя (т.е. отношения удельной
массы РТД при текущем значении я*0 к удельной массе РТД при 7гк0 =
= 6,0), относительной тяги двигателя при Мп = 0, Н = 0 (т.е. отношейия
тяги двигателя при Мп = 0, Н = 0 к тяге двигателя в расчетных усло-
виях полета, т.е. приМп = 4 иЯ = 11 км), полученные в предположении
сохранения одинаковых масс и абсолютных значений внутренних тяг
РТД, работающих на керосине и азотной кислоте, приведены на рис.5.15.
В расчетных условиях полета удельные параметры и относительная тяга
РТД мало изменяются с изменением ттк*0 при любых условиях выбора
расчетного режима работы двигателя (на турборакетном или прямо-
точном) .
180
Видно, что целесообразные значения 3...6, потому что как при
як* <3,0, так и в области тгк* > 6...7, одновременно с увеличением удель-
ного расхода топлива увеличивается удельная масса и снижается относи-
тельная тяга двигателя.
5.4. ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ РТД
И ИХ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Программа регулирования РТД в общем случае определяется усло-
виями использования его на аппаратах различного типа. На самолетах
разгонного назначения, где большие величины избыточных тяг необхо-
димы для достижения хороших разгонных характеристик аппарата,
целесообразно, по-видимому, регулировать двигатель по высоте и ско-
рости полета таким образом, чтобы обеспечить максимальную тягу на
всех режимах полета; на самолетах дальнего действия с большой про-
должительностью маршевого полета целесообразно регулировать двига-
тели на дроссельных режимах с целью достижения минимальных удель-
ных расходов топлива.
Анализ параметров РТД в расчетных условиях полета показывает,
что для достижения максимальных удельных тяг РТД должен регулиро-
ваться по числу Мп и высоте Н таким образом, чтобы обеспечить, во-пер-
вых, максимальную частоту вращения ротора компрессора итах (макси-
мальную величину работы компрессора LK max) , во-вторых, минималь-
ную величину относительного расхода воздуха GB/GT = опреде-
ляющую значение аБ тв1. в этих условияхдри GB max достигается макси-
мум тяги РТД.
Для получения максимального расхода воздуха на всех режимах
полета необходимо регулировать проходные сечения проточной части
и в достаточно широких пределах площадь критического сечения реак-
тивного сопла.
Увеличение тгк$ приводит к уменьшению диапазона регулирования
критического сечения реактивного сопла, что объясняется, главным об-
разом, расширением диапазона изменения производительности нерегу-
лируемого компрессора и приближения его к потребному диапазону
изменения производительности воздухозаборника при /н = FH/FH,p =
= 1,0 (рис. 5.16).
В РТД с нерегулируемым критическим сечением реактивного сопла
на всех режимах, отличных от расчетного, наряду с изменением расхода
воздуха при сохранении Руд = Руд тах регулирование осуществляется
изменением степени теплоподвода в камере до величины, при которой
обеспечивается максимальный расход воздуха (fH = 1,0).
Анализ показывает, что ’’тепловое” регулирование при /н = 1,0
с изменением удельной тяги менее эффективно, чем регулирование РТД
на режиме максимальных удельных тяг при/н = var.
181
Рис. 5.16. Зависимость относительной
площади критического сечения реак-
тивного сопла от Т£ топливо —азотная
кислота + керосин; /кр = FKp/FKp.p;
= 1,0
Рис. 5.17. Зависимости удельного расхода топлива Суп и относительной лобовой
тяги рр от Мп при различных способах регулирования гГД: Мр = 4,0; Яр = 11 км;
Г* = 1400 К; тгк* = 3,0; топливо - керосин + азотная кислота ; pF = Рр/Рр^'
1 - идельные регулирование; /н = 1,0,	= 1,0; О^.доп = 0; 2 -/кр = 1,0; /н =
= var; = 1,0; 0^.доп “°; 3 “Аср = 1.0; /н = 1,0;	= 1,0; 0^ доп = 0, впрыск
дополнительного топлива; 4 - /кр = 1,0; /н = var;as = 1,0 - впрыск дполнитель-
но го топлива
Из рис. 5.17 видно, что регулирование при сохранении FKp = const
для достижения Рудтах обеспечивает примерно такие же значения суд,
что и в идеальном случае, уступая идеально регулируемому РТД с /н =
= 1,0 по величине относительной лобовой тяги на всех режимах, отлич-
ных от расчетного.
В то же время РТД, регулируемый на режим Руд тах при FKp =
= const, имеет более высокие значения лобовых тяг и существенно более
низкие величины удельных расходов топлива, чем РТД с ’’тепловым”
регулированием при FH = const.
Дросселирование РТД с цепью уменьшения тяги двигателя может
осуществляться следующими путями: 1) снижением температуры газа в
камере сгорания РТД в результате уменьшения подачи в нее топлива;
2) уменьшением мощности турбины путем снижения расхода газогене-
раторного топлива.
Уменьшение температуры газа в камере сгорания РТД при одно-
временном регулировании площади критического сочетания реактив-
ного сопла 7^р позволяет оставить неизменным режим работы турбо-
компрессора, т.е. сохранить выбранное для данных условий полета
расчетное значение .
Уменьшение мощности турбины, достигаемое уменьшением подачи
182
газогенераторного топлива, приводит к уменьшению значения даже
в двигателе с регулируемым критическим сечением реактивного сопла.
Оптимальная программа снижения тяги РТД, при которой могут
быть реализованы наименьшие удельные расходы топлива в условиях
старта и малых скоростей полета, включает в себя сначала уменьшение
подачи горючего в камеру сгорания РТД при постоянном расходе газо-
генераторного топлива, а затем, для более глубокого дросселирования,
уменьшение подачи топлива в газогенератор.
Наиболее экономичный способ дросселирования РТД в условиях
больших скоростей полета состоит в последовательном уменьшении
подачи топлива в камеру газогенератора вплоть до полного ее прекра-
щения и переводе двигателя на прямоточный режим, а при необходимос-
ти более глубокого дросселирования — в уменьшении подачи горючего
в камеру РТД.
На рис. 5.18 приведена дроссельная характеристика РТД с я ко =
= 3,0 (при использовании в качестве топлива азотной кислоты и кероси-
на) , рассчитанная для Мп = 4иЯ=11 км. Здесь линией abc показана
оптимальная программа регулирования двигателя в условиях большой
скорости полета: на участке ab последовательно уменьшается подача
топлива в газогенератор с одновременным снижением частоты враще-
ния ротора от итах до ИавТ — авторотирующего режима работы вдоль
кривой Ьс.
Приведенная программа оптимального регулирования двигателя —
закономерное следствие изменения режимов его работы в различных
условиях полета. В условиях старта и малых скоростей полета, когда
определяющее влияние на работу РТД оказывает величина я$ = р*/Рн *
« я*, экономически более выгодно добиваться снижения тяги уменьше-
нием температуры в камере сгорания, чем уменьшением расхода газо-
генераторного топлива, которое приводит к уменьшению мощности
турбины и значения я£ В условиях больших скоростей полета, наобо-
рот, экономически выгоднее уменьшать расход газогенераторного
топлива и тем самым снижать мощность турбины вплоть до полного
Рис. 5.19. Зависимости ос-
новных данных РТД от Мп:
Н = 11 км; Яко= 3,1; 1 -
расчетный режим - режим
РТД (топливо - керосин +
азотная кислота, п = лтах);
2	- расчетный режим -
режим ПВРД (топливо —
керосин; л = ладт); 3 -
расчетный режим - режим
ПВРД (топливо - керосин +
азотная кислота; п = лавт,
PF ПВРД = РГТРДГр;	=
= 1,0
скоростей полета, соответст-
целесообразным отключение
газогенератора, т.е. уменьшение я* вплоть до я£ = 1,0 и аг до 0 для
перехода на прямоточный режим. При этом некоторым снижением
лобовой тяги можно добиться заметного улучшения экономичности
двигателя при одновременном уменьшении его удельной массы, дости-
гаемом главным образом облегчением турбокомпрессорной группы
(рис. 5.19). Снижение удельной тяги на режиме ПВРД, по сравнению
с тягой РТД, работающим на турбокомпрессорном режиме, в этом
случае можно компенсировать введением горючего и окислителя в
форсажную камеру. Видно, что удельные расходы топлива в этом слу-
чае при Мп = 3,5 ...4,0 будут незначительно отличаться от удельных
расходов топлива РТД, работающего на режиме п = лтах. Однако при
равенстве тяг такого двигателя и РТД с п = итах удельная масса двига-
теля с выключенным газогенератором для рассматриваемого примера
будет ниже удельной массы РТД, работающего при п = итах.
Следует однако заметить, что в общем случае потери в удельной
тяге при переключении РТД на прямоточный режим зависят от пара-
метров двигателя (я^*0, 7?), и поэтому целесообразность такого пере-
ключения должна решаться для конкретного варианта с Учетом массы
всей СУ и особенностей работы турбокомпрессора РТД при больших
Мп.
184
Сул.кгКНч)
Рис. 5.20. Высотно-скоростные характеристики РТД:
топливо - керосин + азотная кислота; = 1,0; 0^ = 0,33; £т = 1000 кДж/кг;
<о * ’.О
Рис. 5.21. Скоростные характеристики РТД:
Я = 11 км; топливу - керосин + азотная кислота; Мр= 4,0; as = 1,0; О - Мп =
= 0; Я= 0; --------- 7Гко= 6»°;  ------Лко= 3»°;-----------7ГК*О = 2»°
Высотно-скоростные характеристики РТД, рассчитанные в соответ-
ствии с выявленными общими принципами регулирования двигателя
на режимах максимальных тяг, с площадью = 1 мг; Мр = 4; Яр >
> 11 км приведены на рис. 5.20. Видно, что на режиме предельных тяг
при аЕ = 1,0 и я*0	3,0 среднее значение удельного расхода толива во
всем диапазоне изменения режимов полета находится в пределах от
0,4 до 0,5 кг/(Н ч) при достаточно высокой стартовой тяге PF = 130 кН,
соизмеримой со стартовой тягой ТРДФ, у которого площадь входа
Fe > 1 м2 и Яко > 10-
Сравнение высотно-скоростных характеристик РТД с разными зна-
чениями тг *0 при я * = const (£т = const), рассчитанных в предположении
регулирования двигателя по Мп и Я при п = лтах = const,.показывает,
что в РТД, так же как и в ТРДФ, увеличение Яко при а 2 = const приводит
к значительному повышению тяги на всех нерасчетных режимах полета
и взлета и ухудшению экономичности РТД (рис. 5.21).
Тяга РТД с ростом як^ увеличивается вследствие роста Руд и GB
тем больше, чем значительнее отличается режим полета от расчетного;
185
Рис. 5.22, Сравнение высотно-скоростных ха-
рактеристик РТД:
Мр = 4,0; Мр,к = 2,0; Мр,в = 3,5; £т *
« 1000 кДж/кг; аБ = 1,0; ---------регули-
руемый вариант;-------------------нерегулируемый
вариант
удельный расход топлива РТД суд с уве-
личением 7rKJ в области больших Мп
увеличивается из-за роста доли окис-
лителя в газогенераторном топливе при
уменьшающейся разнице в значениях
удельных тяг; в условиях старта ми-
нимальное значение суд достигается у
двигателей с умеренными значениями
тгк*о (% 3,0) из-за противоположного
влияния роста доли окислителя в газо-
генераторном топливе на величину ча-
сового расхода топлива и более резкого
увеличения удельной тяги из-за воз-
растающей роли перепада давления в
реактивном сопле.
Расчетный режим работы РТД с нере-
гулируемыми сечениями проточной части,
определяющей геометрические размеры
его основных элементов и особенности
конструкции, должен выбираться с учетом
соизмеримости продолжительности горизонтального полета и полета
на разгонных режимах.
Поэтому расчетные режимы основных элементов нерегулируемого
РТД выбираются на режимах полета, соответствующих скоростям,
меньшим расчетной скорости полета аппарата, а именно
Мр.в< Мп>р; Мр>к < МДр; Мр.с < Мс.п.рааи-
Здесь Мр.Вв, Мр.к. и Мр с - расчетные числа М воздухозаборника,
компрессора и сопла соответственно; Мп «.иМс,п.расш. - расчетные
числа М полета аппарата и расчетное число Мс, соответствующее режиму
полного расширения.
Наряду с выбором расчетных режимов на скоростях, существенно
меньших расчетных, целесообразно в ряде случаев использовать откло-
нение параметров этих элементов от расчетных с целью получения наи-
более благоприятных характеристик элемента во всем диапазоне режи-
186
мов полета. В частности, для РТД с Мп.р. = 4,0 при Мр,в. = 3,5 целе-
сообразно использовать воздухозаборник с увеличенной площадью
горла, например, рассчитанной для Мп = 2.
На рис. 5.22 приведены высотно-скоростные характеристики РТД,
в котором в качестве газогенераторного топлива используется азотная
кислота и керосин, рассчитанные для работы в диапазоне Мп от 0 до 4,0
при Яко = 5,8. Здесь же для сравнения нанесены характеристики регу-
лируемого РТД с теми же значениями я^о, и •
В РТД с нерегулируемыми сечениями проточной части обеспечи-
вается более высокая взлетная тяга при более медленном нарастании
ее по скорости полета. Это объясняется, с одной стороны, увеличением
размеров компрессора с целью обеспечения потребного расхода воздуха
в расчетных условиях полета из-за больших входных потерь и, следова-
тельно, увеличением расхода воздуха в условиях старта, а, с другой
стороны, — уменьшением относительного прироста расхода воздуха с
увеличением скорости полета.
Увеличение удельного расхода топлива РТД с нерегулируемыми
сечениями проточной части и увеличением удельной массы — следст-
вие роста потерь и ухудшения удельных параметров двигателя по срав-
нению с регулируемыми РТД.
187
ГЛАВА 6
КОМБИНИРОВАННЫЕ РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
НА КРИОГЕННЫХ ТОПЛИВАХ
Расширение диапазона работы воздушно-реактивных двигателей
в сторону увеличения скоростей полета, так же как и улучшение эконо-
мических характеристик современных ВРД, в настоящее время обос-
нованно связывается с использованием криогенных топлив с высокой
теплотой сгорания. Для выявления рациональных путей использования
криогенных горючих следует рассмотреть их свойства в сопоставлении
с используемым в настоящее время керосиновым горючим.
6.1.	ОСНОВНЫЕ СВОЙСТВА И СПОСОБЫ ПОЛУЧЕНИЯ
КРИОГЕННЫХ ТОПЛИВ
Наиболее важные параметры, характеризующие физико-химические
и другие свойства криогенных топлив (водорода и метана) и керосина,
пиведены в табл. 6.1. Анализ приведенных в табл. 6.1 параметров позво-
ляет установить следующие основные закономерности.
1.	Массовая теплота сгорания метана на 16 %, водорода в 2,8 раза
выше, чем керосина, в то время как объемная теплота сгорания жид-
кого метана на 40 %, а жидкого водорода на 76 % ниже объемной тепло-
ты сгорания керосина (вследствие существенного уменьшения плотности
жидких метана и водорода по сравнению с керосином; ржСН4 в 1,93,
а Ржн в И Л Раз меньше, чем рж керосина.
2.	Хладоресурс криогенных горючих существенно выше, чем керо-
сина: метана примерно в 3 раза, водорода более, чем в 15 раз.
3.	Характеристики горения жидкого водорода существенно пре-
восходят основные характеристики жидких керосина и метана: макси*
мальная нормальная скорость распространения пламени при горений
водорода в 8...9 раз превышает соответствующие значения ин тах длд
керосина и метана, а концентрационные пределы распространения пла-
мени существенно шире, чем у керосина и метана. Водород и метан име^
ют также более низкое, чем керосин, минимальное давление распростра-
нения пламени.
Приведенные данные позволяют оценить возможности и способы
использования криогенных топлив в силовых установках летатель-
188
Таблица 6.1
Параметры некоторых топлив
Параметры	Керосин	Метан	Водород
Низшая массовая теплота сгорания, кДж/кг i	42850	50000	120000
Плотность жидкости при р = 98 кПа (кг/м3)	820	424	70,9
Низшая объемная теплота сгорания, кДж/м’	352,5 • 10’	212-10s	85 • 105
Температура кипения при р = 98 кПа (К)	423...453	111,6	20,43
Температура плавления, К	Ниже 213	90	14
Теплота испарения, кДж/кг при р = 98 кПа	259	515	458
Теплота плавления, кДж/кг при р = 98 кПа	—	58,6	58,1
Теплоемкость газа при р = = const и Т= 293 К (кДж/(кг-К))	1,465	2,164	14,16
Газовая постоянная, к Дж/(кг * К)	0,0533	0,518	4,12
Хладоресурс, кДж/кг	930 при нагре-	2950 при нагре-	13950 при
	ве от 293 до 553К	ве от 20 до 922 К	нагреве от 20 до 922 К
Стехиометрический коэффи- циент (по воздуху)	14,7	17,23	34,5
Максимальная нормальная скорость распространения пламени, см/с	40	33,8	318
Минимальное давление распро- странения пламени, Па	4400...4600	2530	1534
Концентрационные пределы рас-	От 1,4 до 7,4	От 5 до 15	От 4 до 74,2
пространения пламени, % объема
ных аппаратов. Так, например, увеличение Ни в 2,8 раза при Переходе
от керосина к водороду обусловливает примерно пропорциональное
уменьшение удельных расходов топлива, но одновременно требует
примерно в 4,15 раза увеличения емкости бака (из-за уменьшения
плотности) при равноценных энергетических запасах на борту.
Увеличение хладоресурса криогенных топлив по сравнению с ке-
росином может быть использовано для охлаждения термически нагру-
женных элементов двигателя и аппарата. В результате использования
хладоресурса и высокой работоспособности продуктов сгорания крио-
генных топлив достигается возможность повышения скоростей полета
и улучшения параметров двигателя путем увеличения максимальной
температуры цикла или повышения эффективности цикла.
Вместе с тем из-за большого хладоресурса и низкой температуры
кипения криогенных горючих их транспортировка и хранение на борту
летательного аппарата связаны с разработкой способов тепловой изо-
1*9
ляции топливных баков, трубопроводов и арматуры (вакуумной, экран*
но-вакуумной и др.), обеспечивающей минимум потерь на выкипание
как в стационарных при длительном хранении, так и в транспортируе-
мых на летательных аппаратах емкостях.
С целью уменьшения потерь криогенного горючего на испарение
и увеличения его хладоресурса рассматривается возможность приме-
нения предварительно переохлажденного криогенного горючего. Так,
применение водородной шуги, состоящей из 50 % твердого и 50 % жид-
кого водорода, теоретически позволит снизить потери на испарение и
уменьшить давление в баке при одновременном увеличении примерно
на 12 % плотности по сравнению с жидким водородом. Следует также
отметить, что ухудшение свойств конструкционных материалов при
низких температурах и усложнение системы подачи топлива из-за необ-
ходимости предварительного охлаждения ее элементов не создают
непреодолимых трудностей для использования жидких метана и водо-
рода и ВРД.
Применение криогенных топлив наряду с улучшением характе-
ристик горения требуют повышенных мер безопасности по сравнению
с керосиновым горючим из-за увеличения вероятности возникновения
пожаров при разливе горючего, авариях элементов топливной системы
и взрывоопасности смесей криогенных топлив с воздухом.
Целесообразность использования криогенных топлив в ВРД опре-
деляется также истощением запасов нефтяного горючего на планете
и непрерывным ростом его стоимости. При условии разработки эффек-
тивных способов получения жидкого водорода из воды это горючее,
обладающее огромцой теплотой сгорания, высокими хладоресурсом
и работоспособностью, превращается в идеальный энергоноситель, процесс
воспроизводства которого теоретически можно реализовать непрерывно
при расходовании энергии от какого-нибудь внешнего источника. В то же
время добываемые из недр земли нефть и естественный газ, представ-
ляющие собой продукты длительных геологических преобразований,
являются топливом, непосредственно не воспроизводимым при любых
затратах энергии.
Стоимость сжиженного метана в настоящее время соизмерима
со стоимостью керосина, а стоимость жидкого водорода имеет тен-
денцию неуклонного уменьшения по мере совершенствования техноло-
гии и развития масштабов производства, а также снижения стоимости
электроэнергии.
В настоящее время используются три основных способа получения
жидкого водорода:
1)	реакции конверсии (или парокисло родной конверсии) из угле-
водородов (естественного газа и других нефтепродуктов);
2)	термическое разложение нефтепродуктов;
3)	электролиз воды.
190
Таблица 6.2
Относительная стоимость производства жидкого водорода
Процесс	Суточная производительность, т 1500	3000
Электролиз воды Разложение нефтепродуктов Реакция конверсии СН4	1,0	0,96 0,79	0,74 0,63	0,58
В табл. 6.2 приведена зависимость стоимости производства жидкого
водорода от стоимости электролиза воды при производительности
1500 и 3000 т в сутки.
Видно, что стоимость водорода, получаемого путем реакции кон-
версии из естественного газа, минимальна. Однако этот способ, так же
как и способ разложения, не являются перспективными, ибо связаны
с получением жидкого водорода из нефтепродуктов, запасы которых
уменьшаются, а стоимость растет: В то же время стоимость производства
жидкого водорода путем электролиза воды непрерывно уменьшается.*
6.2.	СПОСОБЫ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЦИКЛОВ ВРД
ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ КРИОГЕННЫХ ТОПЛИВ
Хладоресурс и работоспособность водорода и метана могут быть
использованы для улучшения циклов воздушно-реактивных двигателей.
Действительно, как было доказано выше, использование хладоресурса
криогенных топлив открывает широкие возможности повышения тем-
пературы газа в проточной части и улучшения удельных параметров
двигателей. Так, например, при замене керосина метаном в результате
использования хладоресурса метана для охлаждения ступеней турбины
принципиально возможно повысить температуру газа перед турбиной
ТРДФ примерно на 200..300 К и расширить диапазон эффективного ис-
пользования этого типа двигателя вплоть до Мп > 4. Использование
хладоресурса водорода теоретически (по потребным затратам холода
для обеспечения работоспособности двигателя) позволяет повысить
температуру газа перед турбиной ТРДФ до 2400...2600 К.
Однако столь значительное увеличение температур газа в проточной
части требует разработки рациональных систем активного охлаждения,
поиска соответствующих материалов и новых конструктивных решений.
Поэтому практический интерес приобретают методы использования
большой энергоемкости (хладоресурса и высокой работоспособности)
* В последние годы в качестве перспективных способов получения жидкого водо-
рода рассматриваются также фотохимический, плазмохимический и др.
191
топлив, не связанные с необходимостью столь существенного повышения
максимальной температуры генераторного цикла.
Высокая энергоемкость криогенных топлив может быть использова-
на для улучшения эффективности циклов ВРД в двигателях новых
схем либо путем непосредственного воздействия на рабочее тело гене-
раторного цикла, либо с помощью специальных устройств.Эти устройст-
ва призваны обеспечивать понижение температуры рабочего тела вплоть
до сжижения воздуха генераторного цикла, приводящего к уменьшению
работы сжатия и (или) к увеличению работоспособности продуктов
расширения, достигаемому путем переобогащения топливовоздушной
смеси в генераторном цикле. Поэтому целесообразно рассмотреть неко-
торые схемы ВРД, в которых используется высокая энергоемкость
криогенных топлив для увеличения работы цикла по сравнению с обыч-
ным воздушным циклом Брайтона. К числу методов повышения эффек-
тивности цикла относятся использование хладоресурса криогенного
топлива для уменьшения относительной работы сжатия и высокой ра-
ботоспособности продуктов сгорания криогенного топлива для увели-
чения относительной работы расширения, благодаря регенерации тепла
с топливом и др.
На рис. 6.1 в Т-S-диаграмме изображены некоторые циклы идеаль-
ных ВРД. Исходный идеальный цикл ВРД изображается адиабатой сжа-
тия 1-2, изобарой теплоподвода 2-3, адиабатой расширения 3-4 и изоба-
рой выхлопа 4-1. Цикл с изотермическим сжатием изображается изотер-
мой 1-2", изобарой 2"-3", адиабатой 3"-4"и изобарой 4-1. Цикл с двух-
ступенчатым промежуточным охлаждением — замкнутыми кривыми
цикл со сжижением воздуха — кривыми 1-10-Г-2'-3'-4'-1.
Использование теплоподвода в процессе расширения (изобара
fc-Z и m-п при ступенчатом теплоподводе или изотерма 3-и при изо-
термическом расширении) позволяет увеличить работу расширения и,
тем самым, располагаемую работу цикла (при ограничении максималь-
ной температуры газа), но связано с уменьшением термического КПД
цикла.
Из рис. 6.2 видно, что охлаждение воздуха (переход от адиабатичес-
кого сжатия к сжатию с промежуточным охлаждением или к изотерми-
ческому сжатию) приводит к уменьшению относительной работы сжа-
тия, тем более значительному, чем больше степень повышения давле-
ния воздуха. Еще меньше относительная работа сжатия при охлажде-
нии воздуха перед сжатием (при одинаковой степени отвода теплоты
от потока). Минимальная работа сжатия достигается в цикле, включаю-
щем сжижецие воздуха.
Характерной особенностью рассмотренных циклов является ути-
лизация теплоты, т.е. естественная регенерация теплоты сч топливом
в процессе энергоподвода), что обеспечивает увеличение термическо-
го КПД наряду с увеличением работы цикла.
192
Рис. 6,1. Изображение циклов идеальных ВРД и 7- 5-диаграмме :
1-2-3-4-1 - исходный цикл Брайтона; 1-10-Г-2'-3'-4'-1 - цикл со сжи-
жением воздуха на входе; 1-2"-3"-4"-1 - цикл с изотермическим сжатием;
1 “• никл с промежуточным охлаждением воздуха при сжа-
тии; 1-2-3-л-1 - цикл с промежуточным подогревом в процессе расши-
рения; 1-2-3-Л-1 - цикл с изотермическим расширением
Рис. 6.2. Зависимость относительной работы сжатия от степени повышения давления:
1 - адиабатическое сжатие; 2 - сжатие с промежуточным охлаждением; 3 - изо-
термическое сжатие; 4 - сжатие с предварительным охлаждением; 5 - повышение
давления сжиженного воздуха
Применение промежуточного подогрева газа в процессе расшире-
ния и использование переобогащенной топливовоздушной смеси уве-
личивают работу расширения тем значительнее, чем выше степень расши-
рения газа и чем больше процесс расширения газа приближается к изо-
термическому.
Приведенные на рис. 6.3 зависимости показывают, что наиболее
существенную роль при ограничении температуры газа перед турбиной
(Тг* = 1600 К) в увеличении работы расширения играет повышение
энергоемкости газа, достигаемое переходом к работе на переобогащен-
ных топливом смесях (переход от кривой 4 к кривым 1...3). Рост распо-
лагаемой работы рассмотренных циклов по сравнению с работой цикла
Брайтона позволяет перейти к более высоким значениям степени повы-
шения давления, давая возможность увеличить и термический КПД
цикла.
Увеличение энергоемкости газа при переходе на переобогащенные
смеси приводит к увеличению работы расширения, определяемой, глав-
ным образом, произведением R^Tf-
Как следует из приведенных ранее данных (см. рис. 1.25), переход
193
Рис. 6.3. Зависимость относительной
работы расширения от степени по-
вышения давления:
1 - изотермическое расширение;
а < 1,0; 2 - расширение с проме-
жуточным подогревом; а < 1,0;
3 - адиабатическое расширение;
а < 1,0; 4 - адиабатическое рас-
ширение; а> 1,0
Рис, 6.4. Зависимости относитель-
ной работы цикла от л* и а (Г* =
= 1500 К; Т*= 288 К)
от бедных (а « 2,8) к богатым смесям (а ~ 0,2) при неизменном значе-
нии T*(Tf = 1500 К) приводит к росту RrT* приблизительно в два ра-
за. Одновременно с этим переход а < 1 обусловливает существенное
увеличение оптимальных (с точки зрения максимума работы и КПД)
значении степени повышения давления в цикле. Последнее достаточно
наглядно иллюстрируется зависимостями относительной работы цикла
/ц = Lujin от степени повышения давления я* при различных значениях
а (рис.6.4).
Таким образом, при ограничении температуры газа перед турбиной
ее значением, допустимым по условиям прочности, охлаждение возду-
ха топливом на входе и в процессе сжатия (вплоть до снижения возду-
ха) и увеличение энергоемкости газа, достигаемое работой на пере-
обогащенных смесях и промежуточным подогревом, могут рассматри-
ваться как вероятные пути увеличения располагаемой работы цикла,
а в ряде случаев и его термического КПД.
Приведенные выше возможности использования хладоресурса и
высокой работоспособности криогенных топлив для увеличения работы
и КПД цикла двигателя явились основой разработки воздушно-реактив-
194
ных двигателей ряда новых схем, в которых используются возможности
криогенного топлива как высококалорийного горючего, хладоносите-
ля и рабочего тела с высокой газовой постоянной. В некоторых из
них предполагается использовать только высокую работоспособность
криогенного топлива, в других хладоресурс или и то, и другое.
Отмеченные направления улучшения эффективности и увеличения
работы термодинамического цикла реактивных двигателей имеют единое
происхождение и являются конкретным выражением возможностей
утилизации энергии сжижения водорода.
В работе [31] приводятся результаты анализа максимальной работо-
способности (эксергии) рабочего тела при трансформации энергии сжи-
жения водорода в располагаемую работу цикла и термический КПД.
В зависимости от параметров и сложности схемы увеличение работы
и ее эффективности будут различными, так же как различными будут
массовые показатели двигателей разных схем. Именно поэтому большое
значение имеет анализ работы двигателей, различающихся способами
реализации энергии сжижения криогенных топлив и степенью ее исполь-
зования.
Целесообразно все реактивные двигатели с использованием
энергии сжижения разделить на две группы:
1)	комбинированные реактивные двигатели ракетного типа, энер-
гия сжижения криогенных топлив в которых дает возможность увели-
чить работу и экономичность ракетных двигателей;
2)	комбинированные воздушно-реактивные двигатели, использо-
вание большого хладоресурса и работоспособности криогенных топ-
лив в которых улучшает тягово-экономические характеристики ВРД по
сравнению с двигателями обычных схем.
6.3.	КОМБИНИРОВАННЫЕ ДВИГАТЕЛИ РАКЕТНОГО ТИПА
В качестве примера возможных способов повышения располагаемой
работы цикла двигателей первой группы целесообразно рассмотреть
так называемый водородно-воздушный жидкостно-ракетный двига-
тель или ЖВЦД (жидкостно-воздушный цикл двигателя) (рис. 6.5).
В этом двигателе весь воздух, поступающий в воздухозаборник, сжи-
жается водородом в специальном теплообменнике, расположённом за
воздухозаборником, и подается в камеру сгорания водородно-воздуш-
ного ЖРД, куда также направляется газифицированный в процессе
теплообмена с воздухом водород. Из-за существенного уменьшения
затрат работы на повышение давления сжиженного воздуха по сравне-
нию с атмосферным в таком двигателе может быть достигнуто высокое
значение оптимальной степени повышения давления цикла я*. В то же
время для сжижения всего воздуха, поступающего в двигатель, потре-
буется израсходовать жидкий водород в количестве, существенна превьг-
195
Рис. 6.5. Схема жидкостно-воздушного цикла двигателя:
1 - воздухозаборник; 2 - насос жидкого водорода; 3 - насос сжиженного воз-
духа; 4 - камера сгорания; 5 - сопло
шающем стехиометрическую величину*. Последнее приводит к росту
располагаемой работы расширения из-за увеличения RT*9 но работа
при а « 1,0 неэкономична, так как в атмосферу выбрасывается неис-
пользованное водородное горючее.
Для повышения тяги ЖВЦЦ до значений тяги водородногкислород-
ного ЖРД наряду с водородом в камеру сгорания можно подавать
жидкий кислород. Разумеется, что при этом увеличение лобовой тяги
и уменьшение удельной массы будут достигаться ухудшением экономич-
ности двигателя, если для сжижения воздуха используется хладоресурс
только жидкого водорода. Очевидно, что утилизация энергии сжижения
и другого криогенного компонента ЖРД — жидкого кислорода позволит
увеличить хладоресурс топлива и повысить относительное количество
сжижаемого воздуха (уменьшить количество водорода, потребного для
сжижения единицы массы воздуха, и увеличить а в камере ЖВЦД).
Утилизация энергии сжижения, так же как и возможности исполь-
зования теплоты плавления шугообразных водорода и кислорода в
баках (в результате многократного прохождения основной части расхо-
дуемых жидких Н2 и О2 под низким давлением через теплообменник —
сжижитель атмосферного воздуха и бак при одновременном прохожде-
нии остальной части Н2 и О2 через теплообменник — сжижитель и тепло-
обменник — холодильник системы предварительного охлаждения воз-
духа под высоким давлением и подачи этих компонентов вместе со
сжиженным воздухом в камеру сгорания водородно-кислородо-воз-
душного ЖРД) использованы в предложенном японской фирмой Мицу-
биси реактивном двигателе [ 28]. Схема проточной части двигателя и
♦Для сжижения одного килограмма воздуха потребуется (в зависимости от уровня
давления в магистралях теплообменника) от 200 до 300 г жидкого водорода,
что соответствует а = 0,1...0,15.
196
ВозОцх
Рис. 6.6. Схема и внешний вид комбинированного РД со сжижением воздуха (фир-
ма Мицубиси) [28]:
1 и 1' - баки жидкого водорода и кислорода; 2 и 2' - насосы низкого давления
водорода и кислорода; 3 и 3' - насосы высокого давления водорода и кислорода
соответственно; *4 - насос сжиженного воздуха; 5 - пароводородная турбина;
6 - камера ЖВРД; 7 - воздухозаборник; 8 — теплообменник-конденсатор
его общий вид приведены на рис. 6.6, а закономерности измене-
ния параметров по Мп - на рис. 6.7. Из-за увеличения относи-
тельного количества воздуха, сжижаемого единицей массы водорода,
по сравнению с ЖВЦД, в двигателе такого типа удается существенно
улучшить экономичность по сравнению с ЖРД при одновременном сох-
ранении удельной массы на низком уровне. Так, согласно заявленным
данным, при использованном способе сжижения воздуха почти при двух-
кратном по сравнению с ЖРД увеличении среднего удельного импульса
(7УДср ~ с) реализуется высокая величина габаритной тяги (Ррс =
— P/Fc ~125 т/м2) и низкий удельный вес (?0 0,025 кгс/кг).
6.4.	КОМБИНИРОВАННЫЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Комбинированные воздушно-реактивные двигатели, в которых
хладоресурс и высокая работоспособность криогенного горючего исполь-
зуются для улучшения эффективности термодинамического цикла,
могут быть разделены на две группы:
197
1) ВРД, в которых хладоресурс и работоспособность ’’энергии
сжижения” криогенного топлива реализуются в увеличение эффектив-
ности и работы цикла путем непосредственного охлажения воздуха
топливом.
2) ГТД различных схем, реализующих приведенные выше прин-
ципы увеличения работы и улучшения эффективности воздушно-реак-
тивных двигателей с помощью турбокомпрессорных устройств путем
энергообмена через систему турбина—вал—компрессор.
Особенности газового теплового компрессора (ГТК). Если исклю-
чить из рассмотрения способы охлаждения потока, связанные, например,
с отбором энергии от потока с помощью турбодетандеров или перерас-
пределением энергии по массе рабочего тела с помощью вихревого
разделителя потока, то в качестве возможных способов непосредствен-
ного охлаждения газового потока могут рассматриваться теплоотвод
от потока через стенки канала и введение в газовый поток вещества,
вступающего с ним в эндотермическое взаимодействие.
Для выбора целесообразного направления поиска таких способов
необходимо в наиболее общем виде рассмотреть закономерности изме-
нения параметров газа при течении его в канале при трении, изменении
геометрии канала, массо- и теплоподводе или массо- и теплоотводе и
т.д. В результате совместного решения основных уравнений сохране-
ния (массы, количества движения и энергии) в одномерном приближе-
нии можно получить обобщенное уравнение, связывающее изменение
параметров потока с различными воздействиями (см., например, работы
[13, 29]). В соответствии с задачей выбора рационального способа уве-
личения полного давления целесообразно это уравнение записать в
виде
КМ2	dx
d\np* =--------[dlnT* + 4cf ----+ 2(1 - K)dlnG - ding], (6.1)
2	^экв
где Су — коэффициент поверхностного трения; 2)экв — эквивалентный
диаметр канала; V — Vx/c — относительная скорость вводимой массы
в направлении оси х; д — молекулярная масса; G — массовый секунд-
ный расход рабочего тела.
Видно, что при отсутствии функциональной зависимости между
членами в квадратных скобках уравнения (6.1), определяющими
изменение полного давления газа, величина р* уменьшается при тепло-
подводе (din. 7* > 0) из-за трения о стенки канала и из-за уменьшения
относительной скорости вводимого вещества Vx и молекулярной массы,
но увеличивается при теплоотводе, увеличении Vx и росте молекулярной
массы. Характерно также, что влияние всех отмеченных параметров
на изменение 1пр* пропорционально квадрату числа М потока.
При анализе течения реального газа следует учитывать взаимное
198
влияние различных воздействий на поток, так как изменение одного из
них автоматически меняет вклад другого в величину р*. Так, напри-
мер, связаны функциональной зависимостью теплообмен через стенки
канала и трение газового потока о стенки. В самом деле, полагая, что
количество передаваемой через стенки теплоты пропорционально работе
трения, т.е что для течения газа в канале справедливы закономерности
обобщенной гидродинамической теории теплообмена, получаем, что для
условий, при которых критерий Рг « 1,0, существует подобие полей
скоростей и температур в канале, т.е.
= VT-
dLr	с2
с2 dx
или, так как dq„ = cnd Т*, a dLr = с г-----
Р	J 2 РЭкв
устанавливаем связь между температурным перепадом и трением:
dx	d.T
с f------=---------.
2^экв Г* —
В формулах (6.2) и (6.3) qa — внешняя теплота, Lr — работа сил
трения, Cf — коэффициент трения, Tw и 7* — температуры стенки и
потока, соответственно.
Подставляя значения cydx/2D3KB в уравнение (6.2) и проводя необ-
ходимые преобразования, получаем при Vx = 0., dG = 0 и dp = 0 (т.е. при
течении газового потока по каналу с учетом трения без массоподвода
или массоотвода) уравнение для определения приращения полного
давления
кМ2 т* + т
dlnp* -----------------— d In Т*.	Г 6.4)
2 т* - Tw
Из полученного уравнения следует, что как при теплоподводе через
стенки канала, когда Tw > Т*, a din 7* > 0, так и при теплоотводе,
когда Тц/ 7*, a' din Т* < 0, полное давление газового потока умень-
шается, так как в обоих случаях din/?* <Q.Иначе, теплоотводом от
газового потока через стенки канала нельзя повысить полное давление
газа.
Физический смысл полученного вывода ясен: при увеличении степе-
ни теплоподвода, приводящего к уменьшению величины р*, растет ра-
бота сил трения, обусловливающая дополнительное снижение р*. При
теплоотводе с увеличением степени теплоотвода от потока р* растет,
но увеличивается работы сил трения, действующая в обратном направ-
лении, в итоге полное давление газового потока уменьшается. Тепло-
отводом от потока через стенки канала можно только уменьшить сниже-
ние р*, обусловленное трением газа о стенки канала.
199
Рис. 6.8. Схема течения в цилиндричес-
ком канале с трением и тепловым
воздействием:
1-	входное сечение; 2 - выходное
сечение
С, Т* - параметры потока на входе;
- температура стенки; qa - под-
веденная теплота; FTp - сила трения
Повышения полного давления р* можно добиться путем введения
в газовый поток вещества, интенсивно поглощающего теплоту вследст-
вие эндотермического взаимодействия с потоком (испарения вещества
или химических превращениях).
Расчетная схема течения при впрыске жидкости в газовый поток
приведена на рис. 6.8.
Анализ закономерностей течения при впрыске жидкости проведен
при следующих предположениях:
1)	жидкость вводится в поток с пренебрежимо малой осевой ско-
ростью (сх = 0 или V= 0);
2)	показатель адиабаты к и молекулярная масса неизменны;
3)	течение газа происходит без диссипации энергии, т.е. можно
пренебречь трением газа о стенки канала и теплообменом с окружающей
средой или, что адекватно, велика скорость реакции взаимодействия,
или канал имеет достаточно большой диаметр;
4)	газ не совершает внешней работы.
При этих предположениях уравнение (6.1) может быть приведено
к виду	а
кМ2
(Ппр* = *-------dln(f*G2),	(6.5)
2
где /* — физическая энтальпия заторможенного газового потока в произ-
вольном сечении канала.
Из уравнения (6.5) видно, что увеличения полного давления потока
можно добиться только в том случае, когда физическая энтальпия га-
зового потока при введении вещества заметно уменьшается. Иначе,
вследствие того, что при впрыске жидкости поток испытывает одновре-
менно воздействие двух факторов (подвода массы и изменение фазово-
го состояния или химического состава в результате испарения и реакции
взаимодействия), вещество для повышения полного давления потока
должно подбираться так, чтобы эффект от процесса теплопоглощения
не компенсировался эффектом массоподвода, т.е. чтобы удовлетворя-
лось условие
d(i*G2)<0.
(6.6)
200
При этом повышение давления газового потока на участке 1 — 2 (см.
рис. 6.8) приближенно (с точностью до инвариантности к) может быть
найдено из уравнений
Р* ЛХ1)
я ♦= —— = —--------- ,
Р2
где
(6.7)
z(X2) =tz (KJ,	(6.8)
Пропускная способность канала при различных количествах впрыс-
киваемой жидкости
^2 max - G W *	<7(^1)
со= ------------- =тя*=-------.
^imax	Я (^2)
(6.10)
Видно, что независимо от режима (X 1,0) увеличение степени теп-
лоотвода от потока, приводящее к росту т, определяет увеличение
степени повышения давления одновременно с улучшением пропускной
способности канала.
Наиболее простой способ теплоотвода от потока при впрыске жид-
кости заключается в изменении фазового состояния вещества, вводимо-
го в высокотемпературный газовый поток. Можно показать, что полное
давление потока при впрыске в него испаряющейся жидкости может
быть увеличено, если значение критерия А, характеризующего относи-
тельное уменьшение энтальпии газового потока, будет больше нуля, т.е.
А =r + iwTucn - (С +1‘пГисП	>0’	(611)
1 +
где г — скрытая теплота испарения жидкости; /*, /^исп , i	—
физические энтальпии газа, жидкости при Т = Тисп, пара при Т = Гисп и
впрыскиваемой жидкости, соответственно; Gw =	- относитель-
ный расход впрыскиваемой жидкости.
Аналогичный критерий может быть найден и для более сложного
воздействия на поток, когда одновременно с изменением фазового сос-
тояния вещества происходит эндотермическое взаимодействие. Так,
при термическом разложении вещества, введенного в газовый поток,
уравнение для нахождения критерия А вследствие расходования энергии
на испарение и термическое разложение вещества будет иметь вид
А = г + а + £♦ ^исп _ а ♦ + f ♦ ^исл +	*	» *4	zz- ..
А	"и/ п	1 + г"	(6.12)
201
где б/разл — теплота эндотермической реакции разложения введенного в
газовый поток вещества.
Заметим, что неравенство А > 0 может быть получено из условия
(6.6), если рассматривать начальное и конечное состояния потока (до и
после впрыска) и выразить конечное значение if через исходные физи-
ческие энтальпии компонентов газового потока и впрыскиваемой жид-
кости, теплоту испарения и теплоту эндотермической реакции разложе-
ния.
Среди веществ, впрыск которых в газовый поток создает предпо-
сылки повышения полного давления и увеличения пропускной способ-
ности канала, могут быть рассмотрены как химически инертные (вода и
другие), так и химически активные, вступающие в эндотермические
реакции взаимодействия с рабочим телом потока. Разумеется, что в зави-
симости от параметров потока одни и те же вещества могут быть отне-
сены как к разряду химически инертных, так и к химически активным.
Так, например, при очень высоких температурах газового потока хими-
чески инертная вода может разлагаться с поглощением большого коли-
чества тепловой энергии.
В табл. 6.3 приведены характерные значения параметров теплопогло-
щения при впрыске в газовый поток вещества при атмосферном давле-
нии.
Таблица 6.3
Теплоты испарения и реакции разложения, кДж/кг
Вещество	Н/	СН4	СН3ОН	С2Н5ОН	Нз	Н2О
Скрытая теплота испарения	457	515	1210	930	1332	2250
Теплота эндотерми- ческой реакции разложения	—	4690	7440	6020	2722	13450
Суммарный тепловой 457	5205 эффект ♦Предполагается, что температура процесса			8650	6950 ниже Тр^.н, •		4054	15700
Видно, что у большинства приведенных веществ суммарный эффект
теплопоглощения велик. В табл. 6.3 представлены только энергетичес-
кие параметры веществ без указания их теплофизических реакций
разложения. В реальных условиях каждое из перечисленных веществ
может быть использовано в качестве теплопоглощающего компонента
при впрыске в поток только при определенных параметрах вещества и
потока: скорость изменения фазового состояния и химического состава
вещества будет существенно зависеть от характеристик смешения ве-
щества с потоком и кинетических характеристик смеси. Поэтому наряду
с обеспечением высоких значений суммарного теплового эффекта (испа-
рения и эндотермической реакции разложения) выбор веществ для
202
создания эффективно работающего газового теплового компрессора
потребует решения ряда задач.
К их числу относятся:
1) обеспечение условий протекания эндотермической реакции по ки-
нетическим характеристикам, т.е. введение вещества в газовый поток
с такими р и Г, при которых скорость химических реакций разложения
или взаимодействия настолько значительна, что потребное время реак-
ции заметно меньше времени пребывания смеси в зоне взаимодействия;
2) обеспечение таких условий смешения впрыскиваемого в поток
вещества, при которых может быть организовано достаточно эффектив-
ное испарение и эндотермическое взаимодействие потока с веществом.
Выбору типа вещества должен предшествовать анализ скоростей
протекания реакции с помощью определенных из эксперимента кон-
стант скоростей химических реакций, а также анализ влияния качества
распыла жидкости на время испарения и реакции при взаимодействии с
потоком.
При выборе типа вещества и анализе целесообразных параметров
потока при впрыске приходится сталкиваться с двумя противоположно
действующими факторами. С одной стороны, для увеличения степени
повышения давления потока я^* и пропускной способности канала со
необходимо увеличивать относительное количество впрыскиваемого
вещества Gw = GwIGXi приведенную скорость на входе в зону взаимо-
действия (см. на рис. 6.8 сечение 1) и уменьшать начальную энтальпию
смеси (рис. 6.9 и 6.10), а с другой стороны (с точки зрения осуществи-
мости процесса), выгодно иметь более высокую температуру (большую
i’i*), меньшую (большее время пребывания в зоне взаимодействия)
и меньшее G w (обеспечение условий смесеобразования и распыла). Из
приведенных на рис. 6.9 и 6.10 данных видно, что без учета реальных
ограничений, которые накладывают условия протекания реакций, теоре-
тические значения я^ достигают огромных величин.
Если учесть невозможность протекания реакции при очень низких
температурах смеси за зоной воздействия, то достигаемые величины
я^ существенно, уменьшаются (я^	3,6) и требование реализации
минимальных значений г* по энергетическим соображениям отпадает.
Рис, 6,9. Зависимость яс^ от относи-
тельного количества впрыскиваемого
аммиака:
------Х= 1,5;-----------Х= 2,0;
------Х=1,1
203
Рис. 6.11. Зависимость Я^ от начальной энтальпии при сжатии потока после
впрыска NH3 для поддержания Т2 = 400 К = const
Это подтверждают зависимости реализуемых значений я^ в тепловом
компрессоре при впрыске аммиака в сверхзвуковой поток инертного
газа в процессе его непрерывного сжатия, обеспечивающем сохранение
температуры смеси за зоной воздействия Т2 = 400 К (рис. 6.11).
Из изложенного ясно, что выбор вещества, обеспечивающего мак-
симально возможную величину я^ в реальных условиях протекания
процессов изменения фазового состояния и химического состава, по-
требует тщательного исследования всех отмеченных аспектов реализа-
ции газового теплового компрессора и учета вероятной диссипации энер-
гии в процессе течения смеси в зоне воздействия.
Сопоставление значений температур испарения вещества и темпера-
тур, при которых происходит его термическое разложение, показывает,
что равновесные значения температур термического разложения при
пренебрежимо малом количестве исходного вещества превышают значе-
ния температур кипения на порядок и более. Поэтому при достаточно
невысоких значениях температур газового потока эндотермические
реакции взаимодействия не происходят; значит в этих условиях для
достижения я^ тах возможно использование скрытой теплоты паро-
образования.
Из табл. 6.3 видно, что в этом случае вода представляется идеаль-
ной жидкостью для целей использования ее в газовом тепловом ком-
прессоре. Так, в работе [29] экспериментально удалось показать, что
даже при умеренных скоростях потока на входе (Mj « 0,8) и относи-
тельном количестве врыскиваемой воды ^н2О — 0,3 удается повысить
полное давление газового потока на 15 %, получив я^, соизмеримое
со степенью повышения давления в ступени дозвукового компрессора.
В качестве примера использования химической реакции разложения
204
впрыскиваемого вещества для повышения были проведены упомя-
нутые выше расчеты параметров высокотемпературного инертного
газового потока при впрыске аммиака. Расчеты выполнены по прибли-
женной методике в предположении постоянства показателя адиабаты к
при обычных, приведенных ранее предположениях (течение в цилинд-
рическом канале без трения при впрыске перпендикулярно потоку).
Показано, что теплоотвод от газа при впрыске аммиака в поток
приводит к увеличению степени сжатия я^ и пропускной способности
канала со тем более значительному, чем больше приведенная скорость
и чем ниже энтальпия газа на входе, если не учитывать ограничений
по минимальной температуре смеси за зоной взаимодействия. При после-
довательном чередовании охлаждения потока (в результате испарения
NH3 и его разложения на водород и азот) и сжатия охлажденного по-
тока без потерь в предельном случае при минимально допустимом
значении температуры за зоной взаимодействия » 500 К можно
повысить полное давление в 1,..2,5 раза в зависимости от параметров
потока и значения . Заметим, что в реальных условиях из-за ко-
нечности времен смешения и реакции, а также из-за влияния потерь
полного давления в скачках (в варианте с последовательным охлажде-
нием и сжатием потока) и на трение, особенно при больших значениях
скорости потока с19 малых величинах £>экв и низких значениях /*,
можно ожидать снижения полезного эффекта.
При проведении эндотермической реакции разложения воды по-
требовалась бы чрезвычайно высокая температура исходного потока
(большое значение ), поэтому практическая возможность использо-
вания теплоты этой реакции для сжатия потока была бы ограничена
весьма узкой областью режимов работы.
Определенный практический интерес представляют вещества, кото-
рые вступают в эндотермическую реакцию с продуктами сгорания.
К таким веществам следует отнести метан, который вступает в эндо-
термическую реакцию с водой, присутствующей в продуктах сгорания
любого водосодержащего топлива (реакция конверсии). Можно пред-
положить, что реакция взаимодействия между впрыскиваемым в поток
метаном и водяным паром, содержащимся в продуктах сгорания водо-
родно-воздушной или углеводородно-воздушной смеси, при а < 1,0
протекает по схеме *:
конверсии метана: СН4 + Н2О-----—* ЗН2 + СО;
конверсии СО: СО + Н2 О -----* СО2 + Н2
СН4 + 2Н2О-----► СО2 + 4Н2 -
♦Реакция ускоряется при высоких значениях Т и при применении никелевого
катализатора.
205
При этом каждый килограмм вступившего в реакцию метана погло-
щает до 10450 кДж/(кг К) (по сравнению с 2250 к Дж/(кг К) при
испарении воды). Использование реакции взаимодействия метана с водой
тем более желательно, что конечные продукты этой реакции содержат
высококалорийное горючее.
Так как в этой реакции существенно изменяется состав газовой
смеси, определение параметров газового теплового компрессора (ГТК)
требует проведения сложных расчетов с использованием уравнений
равновесия и применением ЭВМ.
Расчетная модель ГТК включала водородно-воздушную камеру
сгорания при сгорании смеси при а ~ 1,0, сопло Лаваля, где газовый
поток разгоняется до высокой скорости, и цилиндрическую камеру
с зоной подачи метана, где осуществляется эндотермическая реак-
ция конверсии. Расчеты были проведены при различных степенях
расширения газа в сопле (разных Xj) и различных количествах впрыс-
киваемой жидкости с использованием стандартной методики равно-
весного расчета и обычных допущений. Результаты расчетов представ-
лены на рис. 6.12. Как и следовало ожидать, степень повышения давле-
ния имеет оптимальное значение при определенном количестве впрыс-
киваемой жидкости. Величина я^ растет с увеличением скорости на вхо-
де в ГТК и относительного количества впрыскиваемой жидкости, дости-
гая при Gch4 = 0,12 величины я^ = 1,7, а затем с увеличением Gch4
начинает снижаться, так как при (?сн4 > 0,12...0,15 эффект массопод-
вода будет иметь большее значение, чем теплоотвод от потока из-за
химического взаимодействия.
Повышение давления потока и увеличение пропускной способности
канала вследствие изменения фазового и химического составов при
впрыске в поток вещества создают условия для использования ГТК в
ВРД и комбинированных ВРД ряда схем. Однако такая возможность
возникает только тогда, когда в процессе испарения или эндотерми-
ческого взаимодействия вещества с рабочим телом потока образую-
щаяся химически активная смесь воздуха с продуктами разложения
введенного вещества не вступает в реакцию непосредственно за зоной
взаимодействия, а сгорает в камере сгорания после сжатия потока и
повышения его температуры.
В комбинированных ВРД целесообразно рассмотреть возожность
использования ГТК в генераторном цикле для увеличения относите-
льной работы Zi при введении вещества в химически инертный газовый
поток. Можно образовать ряд схем ВРД и комбинированных ВРД с ис-
пользованием ГТК.
В качестве примера на рис. 6.13 приведена схема ПВРД с исполь-
зованием ГТК и предварительным подогревом рабочего тела, на рис.
6.14 — схема двухконтурного ПВРД (т.е. воздушно-топливного РПД)
с ГТК и предварительным сжиганием рабочего тела генераторного цик-
206
Рис. 6.12. Зависимость тгс^ от Сод = Gqj /Gt при реакции конверсии сЩО при
а «в 1,0
Рис. 6.13. Схема ПВРД с ГТК:
1 - воздухозаборник; 2 - топливный коллектор; 3, 5 - стабилизаторы; 4 -
зона впрыска и взаимодействия; 6 - сопло
_________________________б____________________
1	2 J 4 5 7 в
Рис. 6.14. Схема двухконтурного ПВРД
с ГТК (топлиЛого РПД с ГТК):
1 - воздухозаборник; 2 - топливный
коллектор; 3, 8 - стабилизаторы;
4 - сопло; 5 - зона впрыска и взаимо-
действия; 6 - основной контур;
7 - сопло генераторного контура;
9 - камера сгорания; 10 - сопло
Рис. 6.15, Изображение в i-S-диаграм-
ме изменения параметров ПВРД с
использованием ГТК:
н-в-г-с-н - исходный цикл ПВРД,
H-Hj-Rj-rx-Cj-H - цикл ПВРД с
ГТК, А/ - работа расширения цикла
исходного ПВРД, Д/ — работа расшире-
ния цикла ПВРД с ГТК
5
207
ла при вр < 1,0, а на рис. 6.15 — характер изменения параметров рабо-
чего процесса ПВРД с ГТК наиболее простой схемы (без предварите-
льного подогрева) при впрыске жидкости, эндотермически взаимодей-
ствующей с потоком.
Видно, что теплоотвод от потока позволяет увеличить работу исход-
ного ПВРД тем значительнее, чем больше степень теплоотвода и выше
величина я^* . Очевидно также, что эффективность двигателей с газо-
вым тепловым компрессором будет определяться эффективностью
повышения давления потока в ГТК. При ограничении статической тем-
пературы на выходе из эоны взаимодействия каким-то минимальным
значением в качестве средства достижения я^ могут быть рекомендо-
ваны сжатие сверхзвукового потока за зоной взаимодействия с мини-
мальными потерями или многоступенчатый теплоотвод с промежу-
точным теплоподводом при малых значениях X в зоне теплоподвода.
Удельная тяга, а кроме того лобовая тяга и удельный импульс
ПВРД с ГТК, работающим на аммиаке, при предельных значениях я^*
и со, т.е. при оптимальных условиях организации процесса и Xt опг,
теоретически могут быть увеличены почти в два раза при Мп = 1,1 и
Н= 0 и на 15...17 % приМп = 3,5 иН= 20 км.
Однако практическая возможность и целесообразность использо-
вания ГТК для повышения я^ и со может быть установлена только
после проведения большого объема исследовательских работ.
Особенности комбинированных ГТД на криогенных топливах.
Отмеченные возможности использования хладоресурса и высо-
кой работоспособности криогенных топлив при одновременной реге-
нерации тепла с топливом (осуществляемые благодаря уменьшению
затрат работы на сжатие воздуха при его сжижении, предварительном
или промежуточном охлаждении топливом и вследствие увеличения
работы расширения и степени повышения давления в цикле) наибо-
лее ярко проявляются в газотурбинных двигателях различных схем.
Наряду с процессами, составляющими обычный цикл ВРД — цикл
Брайтона, для увеличения работы и эффективности в комбинирован-
ный воздушно-реактивный ГТД могут быть включены элементы ра-
кетного цикла. Это могут быть элементы цикла ЖВЦД, используемые
в генераторном цикле ГТД при сжижении воздуха генераторного цик-
ла, или элементы топливного цикла высокого давления при работе
турбины ГТД на переобогащенных топливом составах.
В качестве примеров подобных двигателей можно привести два
наиболее характерных: пароводородный ракетно-турбинный двига-
тель (рис. 6.16) и ракетно-турбинный двигатель с системой сжижения
(рис. 6.17).
В пароводородном двигателе рабочим телом турбины 3, приводящей
во вращение компрессор 2, служит газифицированный и подогретый
в газоводородном теплообменнике 5 водород. После расширения на
208
Рис. 6.16. Схема пароводородного РТД:
1 - газогенератор; 2 - компрессор; 3 - пароводородная турбина; 4 - стабилиза-
тор; 5 - теплообменник подогрева водорода; 6 - насос жидкого водорода; 7 -
камера сгорания; 8 - сопло
Рис. 6.17. Схема РТД со сжижением (патент США, Англии, ФРГ, 1960) :
1 - компрессор; 2 - редуктор; 3 - насос сжиженного воздуха; 4 - водородно-
воздушный теплообменник-конденсатор; 5 - насос жидкого водорода; 6 - газо-
генератор; 7 - стабилизаторы; 8 - турбина; 9 - камера сгорания; 10 - реак-
тивное сопло
Рис. 6.18. Схема пароводородного РТД фирмы Пратт-Уитни:
1 - компрессор; 2 - трансмиссия; 3 — редуктор; 4 - пароводородная турбина;
5 — камера сгорания; 6 — теплообменник подогрева водорода перекрестного
типа; 7 — камера дожигания; 8 — сопло; 9 — водородный насос
209
турбине водород смешивается с воздухом, поступающим из компрессо-
ра, и сгорает в камере сгорания 7.
Демонстрационный вариант двигателя такой схемы был создан и испытан фир-
мой ’’Пратт-Уитни” (рис. 6.18).
Двигатель ’’Пратт-Уитни” имел пятиступенчатый осевой компрессор с ре-
гулированием направляющих аппаратов всех ступеней и во семнадцати ступен-
чатую двухсекционную турбину, связанную с компрессором посредством редук-
тора с передаточным числом от 2500 на валу турбины до 6150 об/мин на валу
компрессора. Камера сгорания имела две зоны теплоподвода: предварительную
для подогрева водорода и теплообменнике и камеру дожигания за теплообменни-
ком для реализации расчетных значений температуры газа. Теплообменник пе-
рекрестного типа выполнен в виде многозаходной спирали.
В пароводородном двигателе используется чрезвычайно высокая
энергоемкость газообразного водорода 4,15 кДж/(кг-К), но не ис-
пользуется большой хладоресурс водородного горючего. При реальных
значениях суммарного коэффициента избытка воздуха ~ 1,1)
из-за малого относительного расхода рабочего тела через турбину, сос-
тавляющего 1/38 расхода воздуха через компрессор, достижимое зна-
чение степени повышения давления воздуха в компрессоре даже при
температуре 7н * = 1200 К при Мп = 0, Н = 0 не превышает як*0 %
« 5,0, что ограничивает максимальное значение термического КПД и
основные параметры двигателя этой схемы на режиме максимальной
тяги.
Наряду с РТД фирмы ’’Пратт-Уитни” известны схемы пароводород-
ных двигателей с теплообменниками подогрева водорода, расположен-
ными как в камере сгорания, так и на входе в двигатель (рис. 6.19).
В таких двигателях наряду с высокой работоспособностью подогре-
того водородного горючего используется и его хладоресурс. Это по-
зволяет несколько увеличить як* и улучшить основные данные дви-
гателя. Однако в этом двигателе, так же как и в РТД фирмы ’’Пратт-
Уитни”, относительный расход рабочего тела через турбины в 35...40 раз
Рис. 6.19. Схема пароводородного РТД "Тексако-эксперимент” (США):
1 - насос жидкого Hj; 2 - водородно-воздушный теплообменник; 3 - компрес-
сор; 4 - редуктор; 5 - пароводородная турбина; 6 - стабилизаторы; 7 - пред-
камера; 8 - газоводородный теплообменник; 9 - сопло
210
меньше расхода воздуха через компрессор, и поэтому максимальная
величина як* не может быть существенно увеличена по сравнению с як
РТД типа Пратт-Уитни.
Относительный расход рабочего тела через турбину может быть
существенно увеличен при использовании ракетно-турбинного двига-
теля с системой сжижения атмосферного воздуха (см. рис. 6.18). В
нем часть воздуха, отобранного за компрессором, охлаждается и сжи-
мается в водородно-воздушном теплообменнике-конденсаторе и на-
правляется в газогенератор, куда поступает газифицированный водо-
род. Продукты неполного сгорания водорода в воздухе (аг < 1) после
расширения на турбине подаются в основную камеру сгорания, где до-
горают в воздухе, сжимаемом компрессором.
Относительный расход рабочего тела через турбину в этом двига-
теле в три-пять раз превышает расход двигателя пароводородной схе-
мы. Использование хладоресурса и работоспособности водорода в двига-
теле этой схемы позволяет получить большие степени повышения дав-
ления в компрессоре и более высокий термический КПД, чем в паро-
водородном двигателе.
6.5. ПАРАМЕТРЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОДОРОДНЫХ ГТД
КОМБИНИРОВАННЫХ СХЕМ
На рис. 6.20 приведены зависимости удельного расхода топлива
водородных ГТД от удельной тяги для различных значений" я* и а£.
Удельные параметры пароводородных РТД ограничены линией Лу а
РТД с сжижением — линией Б. Для сопоставления на эту сетку нане-
сены удельные параметры ТРДФ с Гг*= 1500 К и як* = 20 (я* = 5,15
при Н = 0, Мп = 0) при различных значениях а£.
Видно, что на режимах максимальных тяг (аЕ « 1,0) наибольшие
значения степени повышения давления, максимальные значения удель-
ной тяги и минимальные значения удельного расхода топлива дости-
гаются у РТД с системой сжижения. Удельные параметры пароводо-
родного РТД и ТРДФ близки.
В соответствии с характером изменения удельных параметров
водородных ГТД изменяются основные параметры двигателей в рас-
четных условиях полета. Основные параметры двигателей (коэффи-
циент тяги Ср = P/(qy^mjd) и удельный расход топлива суд = GT/R)
в нерасчетных условиях полета зависят от закономерностей измене-
ния удельных параметров, выбора расчетного режима работы двига-
теля (М« и Нр) и взаимосвязи контуров генераторного и бсновного
циклов. При одинаковой размерности комбинированных ГТД с различ-
ными значениями я* в условиях старта приведенный расход воздуха
с увеличением скорости полета будет уменьшаться с увеличением я*.
При этом, если генераторный и основной контуры комбинирован-
211
с, кгЦНм)
Рис. 6.20. Удельные параметры водородных
двигателей:
Н = 0, М = С полное расширение газов в сопле;
А — предельные параметры пароводородногр
РТД; Б - предельные параметры РТД с системой
сжижения; В - предельные параметры ТРДФ
с Г* = 1500 К и 7ГК q = 20
Рис. 6.21. Высотно-скоростные характеристики
комбинированных водородных ГТД:
= 1,0 у * 50 МПа; ----------турбокомпрес-
сорный режим, 7ГК^ =6,0;----турбо-
компрессорный режим, 7FK* =18; - • - • -
режим ПВРД
кого двигателя не связаны, то на всех нерасчетных режимах полета
существует возможность путем соответствующего регулирования топ-
ливоподачи и геометрических параметров поддерживать максимальную
работу генераторного цикла и реализовать термодинамически оптима-
льные параметры двигателя.
Высотно-скоростные характеристики таких комбинированных водо-
родных ГТД, в которых используется высокая энергоемкость водоро-
да (РТДсж, РТДп), приведены на рис. 6.21.
Видно, что двигатели с большей степенью повышения давления в
212
компрессоре (тг^ = 18) во всем диапазоне чисел Мп имеют лучшие
экономические характеристики, чем двигатели як0 = 6,0. Так, в диа-
пазоне чисел Мп от 0 до 4,0 экономичность двигателей с як0 = 18 выше
экономичности двигателя с я^о = 6,0, а коэффициент тяги ниже при
Мп > 2|0 из-за уменьшения расхода воздуха в двигателях при увели-
чении Яко.
На дроссельных режимах полета при одинаковой степени повыше-
ния давления в компрессоре в расчетных условиях полета переход к
двигателям с более высокими предельными значениями я* (например,
от РТДп с як0 шах = 6,0 к РТДсж с як0 max = 20) приводит к улучшению
экономичности (см. рис. 6.21).
В водородаых комбинированных ГТД (РТДп, РТДсж и др.), так же
как в РТД, работающих на двухкомпонентных ракетных топливах,
существует принципиальная возможность уменьшения удельных масс
по сравнению с ГТД обычных схем, работающих по циклу Брайтона,
при одинаковых исходных значениях я^0 : К основным причинам, обус-
ловливающим уменьшение у^, можно отнести:
1) увеличение Руд из-за роста я*
2) облегчение элементов горячей части двигателя из-за повышения
давления генераторного цикла (р* РТДп и РТДсж в несколько раз пре-
вышает р * ТРДФ и ТРДДФ). Вследствие этого даже при равенстве удель-
ных параметров ТРДФ и РТДп (одинаковых значениях я * и аЕ) послед-
ний тип двигателя будет иметь более низкую удельную массу.
213
ГЛАВА 7
РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (РПД)
Наиболее простой способ использования атмосферного воздуха
в качестве дополнительного компонента рабочего тела ракетных дви-
гателей, позволяющий повысить их экономичность, заключается в дожи-
гании продуктов неполного сгорания топлива в воздушном потоке
расположенного за ними прямоточного ВРД.
Ракетно-прямоточный двигатель представляет собой органическую
комбинацию газогенератора высокого давления, играющего роль
струйного нагнетателя, дополнительно сжимающего воздух, поступаю-
щего в камеру сгорания ПВРД, и прямоточного ВРД.
7.1.	ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ РПД
В зависимости от типа газогенератора в РПД могут использоваться
жидкие, твердые и гибридные топлива. В соответствии с этим, как уже
упоминалось, различают ракетно-прямоточные двигатели жидкого топ-
лива (РПДЖ), ракетно-прямоточные двигатели твердого топлива (РПДТ)
и ракетно-прямоточные двигатели гибридного топлива (РПДГТ).
В РПДЖ удается осуществить оптимальное регулирование состава
смеси по траектории полета, обеспечивающее достижение максималь-
ных значений удельного импульса на всех участках траектории.
В то же время необходимость создания специальной системы топли-
воподачи, усложняющей конструкцию двигателя, эксплуатационные
трудности использования токсичных и криогенных компонентов жидко-
го топлива, так же как и ограниченность сроков хранения изделий с
РПДЖ в заправленном состоянии, значительно усложняют использо-
вание этого двигателя на летательных аппаратах.
В РПДГТ, в особенности, РПДТ достигаемые величины удельного
импульса ниже, чем в РПДЖ, а оптимальное регулирование состава
топлива по траектории обеспечивается специальной конструкцией
заряда, в котором расход и состав топлива программируется для оп-
ределенной расчетной траектории полета. Отклонение траектории аппа-
ратов с РПДГТ или РПДТ от расчетной ухудшает характеристики дви-
гателей тем существеннее, чем значительнее отклонение.
214
РПДТ конструктивно более просты, чем РПДЖ, так как не требуют
специальной системы топливоподачи и, так же как ракетные двигате-
ли твердого топлива, допускают возможность хранения изделия в за-
правленном состоянии.
В зависимости от условий смешения и сгорания в РПД различают
двигатели с совмещенной камерой смешения и сгорания (рис. 7.1)
и РПД с раздельными камерами смешения и сгорания (рис. 7.2).
В РПД с раздельными камерами смешения и сгорания рабочий про-
цесс может быть организован более эффективно в результате улучшения
Рис. 7.1. Ракетно-прямоточные двигатели с совмещенной камерой смешения и сго-
рания:
а - РПДТ; 1 - воздухозаборник; 2 - газогенератор твердого топлива; 3 - решет-
ка на выходе из газогенератора; 4 - сопло газогенератора; 5 - корпус РЦЦ;
6 - камера смешения и сгорания; 7 - сопло
б - РПДЖ; 1 - воздухозаборник; 2 - газогенератор жидкого топлива; 3 - сопло
рзогенератора; 4 - камера смешения и сгорания; 5 - корпус прямоточного кон-
тура РПД; 6 - сопло
Рис. 7.2. Схема РПД с раздельными
камерами смешения и сгорания:
1 - воздухозаборник; 2 -г газогене-
ратор; 3 - сошго газогенератора;
4' - камера смешения; 4 - диффу-
зор эжектора; 4" - камера сгорания;
5 - корпус РПД; 6 - сопло
Рис. 7.3. Схема ракетного двигателя
с воздушным форсированием:
1 - блок РД; 2 - прямоточный кон-
тур; 3 - подвод дополнительного
горючего
215
условий сжатия воздушного потока и теплоподвода в камере. Однако
такой двигатель конструктивно сложней, имеет большие габаритные
размеры, определяемые, в частности, размером камеры сгорания и про-
тяженностью проточной части, а следовательно, более низкую лобовую
тягу и большую массу, чем РПД с совмещенными камерами смешения
и сгорания.
Принципы организации рабочего процесса с совмещенными камера-
ми с успехом могут быть использованы при создании ракетных двига-
телей с воздушным форсированием, т.е. обычных ракетных двигателей,
вокруг кормовой части которых устанавливается эжекторный сопло-
вой насадок для дополнительного сжатия атмосферного воздуха и час-
тичного дожигания продуктов неполного сгорания ракетного топлива
(рис. 7.3). РПД с совмещенными камерами смешения и сгорания явля-
ется предметом нашего рассмотрения.
Цикл ракетно-прямоточного двигателя подобно рабочему процес-
су РТД удобно представлять состоящим из генераторного (ракетного)
и основного (рабочего) воздушного циклов. Эффективность РПД будет
определяться, с одной стороны, степенью завершенности процесса тепло-
выделения в пределах проточной части двигателя, характеризуемого зна-
чениями энтальпии рабочего тела на выходе из камеры сгорания, а с
другой стороны, совершенством составляющих ракетный и воздушный
циклы процессов сжатия, расширения и энергообмена между рабочим
телом газогенератора и воздухом.
Процессы, составляющие основную часть ракетного цикла (повыше-
ние давления в газогенераторе, теплоподвод в камере газогенератора
и расширение продуктов сгорания до давления в камере сгорания РПЦ),
аналогичны соответствующим процессам в циклах ракетных двигате-
лей жидкого, твердого и смешанного топливОтличие может заклю-
чаться только в степени повышения давления р = р*1р£ , степени теп-
лоподвода и сорте используемого топлива.
Процессы сжатия воздуха в воздухозаборнике и расширения про-
дуктов сгорания в реактивном сопле идентичны соответствующим
процессам в воздушно-реактивных двигателях обычных схем (ТРД,
ПВРД и др.).
К специфическим особенностям процессов, составляющих циклы
РПД, следует отнести процессы энергообмена между рабочим телом
газогенератора и воздухом, включающие дополнительное сжатие воз-
духа продуктами сгорания газогенератора, смешение воздуха с продук-
тами сгорания и сгорание в камере, а также влияние незавершенности
процессов в камере газогенератора на характеристики РПД.
В соответствии с этим анализу особенностей рабочего процесса
должны предшествовать выявление специфики топлив РПД, определяю-
щих состав и параметры РПД при заданных условиях на выходе из газо-
генератора.
216
7.2.	ТОПЛИВА РПД
В общем случае выбор сорта топлива для ракетно-прямоточных
двигателей существенно зависит от типа аппарата с РПД, поэтому наряду
с энергетическими харктеристиками должны учитываться фазовое
состояние топлива, эксплуатационные, стоимостные и другие факторы.
Требования к топливам РПД любых типов с точки зрения их энерге-
тических характеристик во многом идентичны соответствующим требо-
ваниям к топливам РТД, а именно: сорт и рецептура топлива должны
выбираться из условия достижения максимального удельного импульса
РПД и наивысшего удельного импульса газогенератора, достигаемого
при максимальном значении комплекса RrrT*.
Поэтому, так же как и в РТД, в качестве топлив РПД могут исполь-
зоваться как однокомпонентные и двухкомпонентные жидкие ракетные
топлива, так и твердые топлива с содержанием горючих компонентов в
продуктах сгорания газогенераторного топлива. В соответствии с этим
в качестве жидких топлив могут использоваться окись этилена, гидра-
зин, нитропарафиновые соединения и другие (однокомпонентные топли-
ва), кислород + керосин, кислород + горючее на основе гидразина или
нитроуглеводородных соединений, азотная кислота + керосин и другие
(двухкомпонентные топлива).
Твердыми топливами РПДТ могут служить баллиститные пороха
с основой на базе нитроклетчатки с нитроглицерином и другими нит-
росоединениями в качестве растворителя и смесевые топлива, представ-
ляющие собой механическую смесь минерального окислителя (например,
перхлората аммония, содержащего высокий процент свободного ки-
слорода) с высокомолекулярным органическим соединением на основе
углеводорода, играющего роль связки.
Однако в отличие от РТД в РПД могут быть сняты ограничения по
содержанию в продуктах сгорания твердых частиц. Поэтому характерис-
тики упомянутых выше топлив могут быть заметно улучшены путем
введения в эти топлива добавок металлов, металлоидов или их водо-
родных соединений.
Эти добавки увеличивают либо теплоту сгорания топлива (напри-
мер, бор, бериллий), либо его теплопроизводительность при относитель-
но невысокой теплоте сгорания.
Металлические добавки и жидкое топливо вводят в виде соединений
или коллоидных растворов с диспергированием частиц металла весьма
малых размеров (10...0,1 мкм). Для предотвращения выпадания частиц
в суспензию приходится добавлять поверхностно-активные вещества,
повышающие ее вязкость.
Введение металлических добавок в твердые смесевые топлива
РПД не представляет больших трудностей, поэтому они могут быть об-
разованы с очень большим процентным содержанием металлов, что
придает им весьма высокие свойства.
217
Основные свойства веществ, вводимых в топлива РПД
Таблица 7.1
Вещества	*пл» °C	t	°C *кип» v	р, кг/мэ	Ьо	Ни, кДж/кг	кДж/кг
Магний	650	1100	1740	2,84	24900	6480
Алюминий	658	2460	2700	3,84	31200	6450
Литий	180	1336	530	4.97	32200	5400
Бор	2300	2540	2340	9,56	59000	5600
Бериллий	1280	2970	1850	7,65	68000	7860
Таблица 7.2
Расчетные характеристики топлив с добавкой А1
Варианты	Состав топлива в %			m = GB/Gn	а			кНУ^’/кг
	А1	NH4CIO4	связка					
I	45	45	10	0	0	3884	47	2,52
				1,29	1	3360	36	3,64
II	60	30	10	0	0	2366	35	2,05
				2,09	1	3376	35	4,23
Основные физические свойства, теплота сгорания и теплопроизво-
дительность веществ, используемых в качестве добавок к топливам РПД,
приведены в табл. 7.1.
Видно, что при существенном различие в теплоте сгорания теплопро-
изводительность топлив W различается в меньшей степени. Однако до*
бавление металлов, улучшая характеристики РПД, практически не влияет
на долю конденсированной фазы в продуктах сгорания: (7В = G3/Gn,c
(табл. 7.2). Увеличение содержания А1 в твердом топливе от 45 до
60 % при сгорании в РПД с а = 1,0 увеличивает суммарный удельный
импульс по топливу от 3,64 до 4,23 кН - с/кг, т.е. на 16 % при примерно
неизменном количестве конденсированной фазы. Заметим, однако, что
при этом в составе конденсированной фазы увеличивается доля сравни-
тельно медленно сгорающего А1, что приводит к известным трудностям
в организации горения высокоэффективных топлив РПД; в общем слу-
чае для обеспечения высокой полноты сгорания твердых топлив с метал-
лическими добавками требуется большая длина камеры сгорания РПД.
7.3.	ОСНОВЫ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА РПД
Расчет параметров рабочего тела по проточной части РПД с сов-
мещенными камерами смешения и горения, как и в ПВРД, базируется
на использовании трех основных уравнений механики (энергии, массы
и количества движения). Отличие заключается только в том, что в РПД
218
Рис. 7.4. Схема РПД с характерными сечениями:
аЬ - граница струи на начальном участке РПД при Р\> р2
всегда используется входной импульс продуктов сгорания газогене-
раторного топлива, который и приводит к увеличению выходного импу-
льса из камеры сгорания РПД по сравнению с импульсом ПВРД.
Поэтому основные уравнения для камеры сгорания РПД в обозна-
чениях рис. 7.4 для наиболее общего случае (камеры произвольной
формы и с учетом трения) примут следующий вид:
уравнение энергии
Ge + Фе^2 =(^i	+	(7.1)
уравнение количества движения
Л +	=/3;	<7-2)
уравнение потока массы
G1 + G2 = б*з.	(7«3)
Здесь i’x s , i2 * и 13* — полные удельные энтальпии продуктов сгора-
ния газогенераторного топлива, воздуха и продуктов сгорания РПД
соответственно; J2 и J3 — полные импульсы потоков продуктов
сгорания газогенераторного топлива, воздуха и продуктов сгорания
РПД соответственно, причем
Л=С1<Ч + Р1Л;	(7.4)
J2 = G2c2 + p2F2;	(7.5)
F3 ^2-3
^з=6*зСз+ / pdF + f PfdFfo*;	(7.6)
Fl,2	0
Pf— сила трения, приходящаяся на единицу площади.
Обозначая f pdF = epF3 и выражая интеграл сил трения в долях от
FM	F
Г 2 -3
количества движения на выходе из камеры / PjdF^K = %Gc3, получаем
О
Л = Сз(1+ £Хз+ epF3.	(7.7)
219
Для камеры постоянного сечения без учета сил трения уравнение
принимает вид
A = G3c3 + P3F3,	(7.8)
а для изобарической камеры
/з = Сз(1+ екз.	(7.9)
Приведенную выше интегральную форму системы уравнений для
определения параметров в конце камеры сгорания можно использовать
для других случаев, если известны приближенная закономерность изме-
нения коэффициента трения в проточной части и распределение давле-
ния вдоль оси камеры.
Для камеры постоянного сечения (F3 =	+ F2) расчет распре-
деления параметров рабочего тела в совмещенной камере сгорания РПД
сводится к совместному решению системы уравнений (7.1) ...(7.3).
Решение этих уравнений в газодинамических функциях имеет вид
т	81 _ z(\i)
Z(X3) =-------т^Н1+ —	~L	(7.10)
m+ 1 o363 m z(\2)
Z“ f к + \к 2	< о	“
где о = V --—	—V-y а индексы 1, 2, 3 относятся к эжектирующеи
к	к2 +1
струе, эжектируемому воздуху и продуктам сгорания соответственно;
e = ^RT*l(RJ.Tf).
Величина в3 определяется по заданным значениям параметров
эжектирующих продуктов сгорания газогенераторного топлива и эжек-
тируемого воздуха из уравнения энергии:
63 =
«2
(1 */»*) + m + T?r(Qmax/i*)
1 + т
(7.П)
где т?г — коэффициент полноты догорания газогенераторного топлива
в камере РПД; т = GB/Gr —коэффициент эжекции; Стах - количест-
во теплоты, подведенной в камере РПД при сгорании единицы массы
газогенераторного топлива в воздушном потоке.
При отсутствии теплоподвода (смешение без горения) или при
условном разделении процессов смешения продуктов сгорания и газо-
генераторного топлива с воздухом и сгорания этих продуктов в воздухе
уравнение (7.11) примет вид
220
—(—
т+1 i*
+ т).
(7.12)
Здесь к3 определяется по среднеэнтальпийному значению теплоем-
кости смеси: ср = (f* + ли *)/[(1
Однако такое разделение при смешении и сгорании в цилиндричес-
кой камере для определения действительного значения отношения
давлений в реактивном сопле тг* не является необходимым, поэтому,
как правило, потери полного давления в процессе сгорания условно
включаются в величину степени повышения давления в эжекторе.
Если суммарный коэффициент полноты сгорания в РПД т?гЕ = 1,0
и любая незавершенность процесса в камере сгорания газогенератора
компенсируется увеличением степени теплоподвода в камере сгора-
ния РПД, то тогда для определения 53 достаточно знать значения энталь-
пий компонентов газогенераторного топлива и воздуха. Поэтому для
приближенной оценки можно воспользоваться уравнением
^тах/;2
т+ 1
(7.13)
где Gmax = Ни ПРИ “г > <4iax = (Яи -'<?гг>г + Сгг ПРИ “г <
< 1,0; QTT — количество теплоты, выделенной единой массы газогене-
раторного топлива.
Но так как Хь Х2, кх и к2 заданы, то, оценив к3 (по средне-
энтальпийному значению ср* или по уравнениям равновесия), из урав-
нения (7.10) можно найти z(X3) и
Хз = 2(X3)±Vz(X3)2 -1."
(7.14)
Степень повышения давления в эжекторе РПД тгэ* = р3/р* при
известном значении приведенной скорости газа на выходе из камеры
сгорания (или из камеры смешения при отсутствии теплоподвода)
определяется из уравнения расхода во входном и выходном сечениях
камеры сгорания (сечения 1 — 2 и 3, см. рис.7.4)
ш+1 mKp2	q(\2)	1
,Г*=-------------03-------------
m m.kpi	ч(Х3) 1+ ф
2
где тКр = к(----) 2	; Ф = Fi/Ft.
г к+1
(7.15)
221
Это уравнение является исходным при расчете удельных парамет-
ров и основных данных РПД с помощью единого для всех комбини-
рованных двигателей метода расчета, приведенного в гл. 2.
Порядок расчета параметров состояния и скорости газового потока
по проточной части РПД в одномерном приближении при использовании
газодинамических функций следующий:
1)	определяются параметры воздуха в сечении 2 по заданному
режиму полета и соотношению сечений Fn/{Fl + F2 ) = /н:
Q (^2 ) — (/н/ав х) (\i) >
л =p^oBxff(xj);
(7.16)
(7.17)
Т2 = Т*т(к») ;
(7.18)
2)	рассчитываются параметры продуктов сгорания на входе в каме-
ру смешения и сгорания по уравнениям истечения из сопла РД*;
3)	при разделении процессов смешения и сгорания параметры на
выходе из камеры смешения РПД находятся по уравнению (7.12), а
потери полного давления на выходе из камеры сгорания при после-
дующем теплоподводе устанавливаются по величине потерь полного
давления в цилиндрической камере постоянного сечения:
Рз _ шкрз 03'
Рз ^крз	^(^з)
(7.19)
где йз и Х3 определяют по заданной величине степени теплоподвода
из уравнений сохранения энергии и количества движения;
4)	рассчитываются параметры в выходном сечении реактивного
сопла на основе решения уравнения расхода, связывающего параметры
на выходе из камеры сгорания и в выходном сечении двигателя.
♦ В некоторых случаях (при достаточно больших отношениях Р*1Р2 и ^кр =
= F2 расход воздуха и продуктов сгорания газогенератора определяются не про-
пускной способностью воздухозаборника и выходного сечения камеры сгорания,
а пропускной способностью какого-то промежуточного сечения между сечениями
2 и 3. В этом случае воздушный поток от сечения 2 разгоняется до звуковой ско-
рости в сечении 2f, и тогда в уравнении (7.1)...(7.3) подставляют значения Х2,
определенные из совместного решения основных уравнений в сечениях 1- 2 и
1! в предположении отсутствия смешения продуктов сгорания и воздуха, как это
делается при расчете сверхзвуковых эжекторов.
222
7.4.	УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ РПД
_Удельные параметры РПД при различных режимах работы (аг,
т, р) могут быть выбраны из условия их оптимальности по /уд как
на различных режимах полета, так и на каких-нибудь характерных
режимах. Первое условие соответствует как бы идеально регулируемому
РПД, а второе — работе реального РПД с нерегулируемыми сечениями
по проточной части.
Максимальный прирост тяги и удельного импульса ракетно-прямо-
точного двигателя по сравнению с соответствующими параметрами ис-
ходного газогенератора при оптимальных значениях р и аг достига-
ются при нулевой скорости полета и больших значениях коэффициента
эжекции т, т.е. в условия, когда относительная скорость смешиваю-
щихся потоков максимальна. По мере увеличения скорости полета и
уменьшения т этот прирост уменьшается.
В качестве примеров, иллюстрирующих закономерности измене-
ния параметров и характеристик идеально регулируемых РПД, ниже
приведены параметры и характеристики РПДТ по данным работы [14].
При постоянном Мп удельный импульс РПД увеличивается с ростом
т (рис. 7.5).
Увеличение давления в газогенераторе при постоянных режиме
полета и коэффициенте эжекции т приводит к увеличению удельных
параметров РПД тем более значительному, чем меньше Мп. Видно (рис.
7.6), что даже при условиях сверхзвуковых скоростей полета увеличе-
Мп = 2,0, Н = 12 км, т = 8	2000	4000	6000 р*пкПа
223
lp
2
г
2
J
4 Мп
Рис. 7.7. Скоростные характеристики иде-
ально регулируемого РПД:
твердое топливо, Стах = 17000 кДж/кг,
Pit — 1961 кПа, Я = 12 км; ---------7уд;
ср
0,5
Зуд, кН-с/кг
10'---------
2Л
1,9
Ю
7,7
^3Ч»гг
JyAf к Нс/кг
6,2
6,00	5	10 Н,км
Рис. 7.8. Высотные характеристики идеально
регулируемого РПД:
твердое топливо, Qmax = 17000 кДж/кг,
р£=1961 кПа, Мп = 2
Рис. 7.9. Скоростные характеристики РПД
с нерегулируемыми сечениями проточной части:
твердое топливо, Стах= 20900...25100 кДж/кг
и/гг= 1,3...1,7 кН*с/кг[4]
Соответствующие приведенным на рис. 7.6 удельным параметрам
РПД скоростные характеристики идеально регулируемого РПД при
Стах “ 17000 кДж/кг ирг* = 1961 кПа на высоте Я = 12 км приведены
на рис. 7.7, а высотные характеристики такого двигателя — на рис. 7.8.
Видно, что удельные параметры идеально регулируемого РПД имеют
экстремальные значения при определенных значениях Мп« зависящих
от коэффициента эжекции т и высоты полета Я.
С увеличением высоты полета свыше 11 км коэффициент тяги не*
значительно увеличивается, так как наряду с увеличением степени по*
догрева воздуха при Мп = const и р *г = const растет степень расширения
газа в сопле газогенератора.
При использовании РПД с частично регулируемыми или с нерегули-
руемыми сечениями проточной части его геометрические параметры
подбираются таким образом, чтобы обеспечить наиболее благоприятный
уровень характеристик РПД во всем диапазоне рабочих режимов полета.
В качестве критериев в зависимости от назначения аппарата могут быть
использовайы либо минимальное время достижения аппаратом задан-
ной точки пространства, либо минимальный расход топлива до дости-
жения этой точки и т.д.
224
При проектировании геометрические размеры РПД как с частично
регулируемыми, так и с нерегулируемыми сечениями при выборе лю-
бого из критериев в условиях старта оказываются далекими от оптима-
льных, а его удельный импульс получается ниже удельного импульса
газогенератора. Аналогичные результаты получаются и в диапазоне Мп =
= 0... 1,0. При этом ухудшение удельных параметров и характеристик
РПД по сравнению с параметрами газогенератора тем значительнее,
чем меньше регулируемых элементов имеет двигатель, а наихудшие
характеристики будет иметь РПД с нерегулируемыми сечениями.
На рис. 7.9 приведены характеристики нерегулируемого РПД в виде
зависимости относительного импульса </уд = /уД//уД£Г от Мп, построен-
ные в предположении использования двух типов топлив: 1) неизмен-
ного состава, т.е. при постоянном соотношении горючего и окислителя;
2) переменного состава, у которого по мере разгона уменьшается Доля
о кислоте ля. Видно, что в широком диапазоне изменения Мп относитель-
ный импульс РПД, работающих на обоих типах топлив, в 2,5...3,0 раза
превышает импульс газогенератора. Для РПД с переменным составом
окислителя при уменьшении доли окислителя в топливе по траектории
разгона расчетный режим целесообразно выбирать на больших скоростях
полета, чем для РПД с неизменным составом топлива. Поэтому на отно-
сительно невысоких скоростях полета относительный удельный импульс
РПД с неизменным составом топлива превышает относительный удель-
ный импульс с РПД с топливом переменного состава, а по мере увеличе-
ния скорости нерегулируемый РПД с топливом переменного состава
будет иметь более высокую экономичность, чем РПД с топливом пос-
тоянного состава.
Незавершенность процесса в камере газогенератора, уменьшая
импульс газогенератора, ухудшает его удельные параметры и основные
данные.
Если предположить, что суммарный теплоподвод в РПД остается
неизменным, то уменьшение импульса газогенератора, характеризую-
щее ухудшение эффективности цикла высокого давления, должно
привести к уменьшению степени повышения давления в цикле и им-
пульса РПД.
Сопоставление характеристик ракетно-прямоточных и ракетных
двигателей показывает, что РПД имеют более высокие удельные им-
пульсы, чем РД, что, однако, достигается ценою увеличения его удель-
ной массы по сравнению с РД. Расчеты показывают, что при использо-
вании РПД в качестве силовой установки разгоняющего устройства
аппаратов одноразового назначения и твердом или жидком одноком-
понентном углеводородном топливе с(2тах = 25100 кДж/кг средне-
траекторный импульс двигателя (/удтах)ср = 4,9...6,86 кН-с/кг. т.е.
приблизительно в 1,5—2 раза превосходит удельный импульс ракетного
двигателя, работающего на самых совершенных топливных компонен-
225
тах (например, углеводородном топливе + кислороде или даже водоро-
де + кислород) [8].
В то же время удельная масса РПД из-за присоединения к газоге-
нератору прямоточного контура, воздухозаборника и реактивного сопла
заметно выше удельной массы ракетных двигателей.
Сравнение параметров ПВРД и РПД с регулируемыми сечениями
проточной части, работающих на одинаковых топливных компонентах,
показывает, что РПД имеет преимущество перед ПВРД как по Ср, так и
по /уд; с увеличением Мп эти преимущества уменьшаются. При работе
РПД на двухкомпонентном топливе, а ПВРД — на керосине. РПД будет
иметь более высокие значения с р, но более низкие Jvn чем ПВРД [ 4, 8,
14].
7.5.	ОСОБЕННОСТИ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ РПД И ПВРД
Продукты сгорания топлив в камерах сгорания ПВРД и РПД различ-
ных типов могут содержать как горючие и негорючие газовые ком-
поненты (Н2, СО, СО2, СН4 и др.), так и конденсированные горючие и
негорючие частицы (сажа, металлы, окислы и др.). Дожигание горючих
компонентов в потоке воздуха, поступающего в камеры сгорания ПВРД
и РПД в общем случае будет определяться, с одной стороны, условиями
диффузионного перемешивания продуктов сгорания с воздухом, а с
другой — кинетическими характеристиками выгорания твердых частиц,
присутствие которых в продуктах сгорания, покидающих газогенератор,
неизбежно при использовании в нем топлива содержанием Al Mg, В и др.
Для подавляющего большинства случаев при сгорании в камерах сгора-
ния ПВРД и РПД жидкого, смешанного и даже твердого топлив процесс
дожигания в воздухе в основном будет определяться диффузионным
перемешиванием топливной струи с воздухом.
Исключение составляют области низких значений давления и темпе-
ратур, при которых скорость протекания химических реакций стано-
вится соизмеримой со скоростью пребывания смеси в камерах.
Установление закономерностей процессов топливоподачи, смешения,
воспламенения, стабилизации горения и сгорания топливовоздушных
смесей с учетом всех факторов, влияющих на эти процессы, многоплано-
вая и, пожалуй, наиболее сложная задача в теории прямоточных и ра-
кетно-прямоточных двигателей.
Несмотря на то, что основы теории диффузионного горения, сфор-
мулированные Я.Б. Зельдовичем еще в конце 40-х годов (см ., например
[ 7]), теория горения, базирующаяся на закономерностях турбулентного
смешения горючего и окислителя, до настоящего времени весьма далека
от завершения.
Для расчетов процессов сгорания в различных технических устройст-
вах используются как расчетные интегральные модели с ограниченным
226
количеством экспериментальных данных, так и более сложные модели
с дифференциальными уравнениями относительно кинетической энер-
гии и с применением численных методов решения (модели турбулент-
ности) .
Первая группа интегральных моделей (разработанных Г.Н. Абрамо-
вичем и В. Б. Рутовским, Л.А. Вулисом, Ш.А. Ершиным и П.П. Яриным
в СССР и А. Ферри и другими исследователями за рубежом), различаю-
щихся выбором определяющих факторов достаточно проста и позволяет
получать аналитические зависимости, как правило, подтверждаемые
экспериментальными исследованиями. Однако даже простое сопостав-
ление расчетов по разным интегральным полуэмпирическим методам
приводит зачастую к существенному расхождению результатов и значи-
тельному их отличию от экспериментальных данных. В ряде случаев
использование упрощенных методов первой группы не позволяет уло-
вить особенности турбулентного смешения и организации диффузион-
ного горения.
В последние годы в СССР и за рубежом разрабатывается вторая
группа методов расчета процесса диффузионного горения, основанных
на применении более сложных моделей турбулентности, учете влияния
пульсаций концентрации и кинетических факторов на закономерности
процесса горения (В.Р. Кузнецов, А.Н. Секундов, Е.А. Мещеряков,
В.А. Сабельников и др. в СССР, Сполдинг и др. за рубежом). Приме-
нение этих методов для решения ряда задач дало положительные резуль-
таты. Однако, несмотря на потенциальные возможности и перспективы
использования этих методов, расчеты процессов сгорания в камерах
РПД и ПВРД с их применением пока еще затруднительны из-за необхо-
димости применения большого числа экспериментальных коэффициен-
тов, достоверность которых сомнительна, а трудоемкость решения (при
более полном учете особенностей турбулентного смешения) чрезвычайно
велика.
Поэтому в настоящее время для приближенных оценок основных
характеристик процесса сгорания обычно используются упрощенные
интегральные теоретические модели, результаты применения которых
требуют экспериментального подтверждения в той области изменения
параметров, для которой они применяются. Полуэмперические инте-
гральные модели турбулентности при расчетах процессов сгорания в
камерах ПВРД (и РПД) нашли применение в работах Ю.М. Аннушкина,
В.А. Сосунова, В.Н. Строкина и др.
В частности, основываясь на полуэмпирической теории турбулентных
струй Г.Н. Абрамовича, Ю.М. Аннушкин экспериментально исследовал
влияние различных факторов на закономерности смешения и сгорания
топливовоздушных смесей и разработал инженерные методы предва-
рительного определения кривой выгорания, длины факела, потребных
геометрических параметров камеры сгорания, способов топливоподачи
227
и других параметров, характеризующих процесс диффузионного горения
в ПВРД и РПД [5].
Потребная длина камеры Для полного сгорания топлива опре-
деляется длиной диффузионного факела, образующегося в турбу-
лентной струе продуктов сгорания газогенераторного топлива. Поэ-
тому в основу определения протяженности камеры сгорания РПД
может быть положена модель квазигазового диффузионного фа-
кела [4].
Из полуэмпирической теории турбулентного смешения известно, что
интенсивность смешения газовой турбулентной струи инертного газа
со спутным открытым потоком воздуха определяется соотношениями
скоростей и плотностей смешивающихся потоков. При смешении реак-
ционно способной смеси продуктов неполного сгорания газогенератор-
ного топлива со спутным потоком воздуха длина открытого факела бу-
дет также зависеть от стехиометрического коэффициента £0, определяю-
щего относительное количество воздуха, которое будет диффундиро-
вать к оси струи в конце открытого факела. На смешение реакционно
способных продуктов сгорания газогенераторного топлива с воздушным
потоком в ограниченном стенками камеры сгорания ПВРД иди РПД
пространстве будет оказывать влияние также градиент давления вдоль
камеры при фиксированном расходе смеси через ее выходное сечение.
Смешение в этих условиях приводит к удлинению диффузионного
факела при коэффициенте избытка воздуха, меньшем чем его среднее
значение в турбулентной струе в конце факела, определяемое из эмпи-
рического соотношения Оф = 2,5 + 1,5/£0[4]. При а = Оф внешние
границы турбулентной струи продуктов сгорания достигают стенки ка-
меры одновременно с завершением сгорания в факеле на оси струи.
При а < Оф внешние границы струи достигают стенки раньше, чем закон-
чится горение на оси струи факела. При а -> 1,0 теоретически длина
факела должна стремиться к бесконечности, так как весь воздух должен
быть перемешан с газогенераторным топливом.
Таким образом, длина камеры сгорания ПВРД и РПД, необходимая
для полного сгорания газогенераторного топлива, зависит от большого
числа параметров. Важнейшие из них:
а)	режим работы двигателя, определяемый величиной коэффици-
ента избытка воздуха и температурой воздушного потока до вход-
ном сечении камеры сгорания (Т* );
б)	сорт используемого топлива, определяющий величину £0 и им-
пульс газогенератора/уд гг;
в)	относительные площади критических сечений реактивного сопла
РПД и ПВРД /^р = ^кр/^к.с и газогенератора fкр .гг	*с’
Характер влияния этих параметров на длину факела, установлен-
ный расчетом для ряда топлив, приведен на рис. 7.10 [4]. Видно, что
увеличение Тв* и £0 приводит к наибольшему увеличению длины факе-
228
Рис. 7.10. Характер влияния различных f
факторов на длину диффузионного фа-
кела (тг - параметр)
ла. Это является следствием умень-
шения относительной скорости сме-
шивающихся потоков генераторного
газа и воздуха при возрастании Т£ и
увеличения потребной массы диф-
фундирующего воздуха при уве-
личении £ф. Увеличение /уд.Гг оп-
ределяет уменьшение длины факе-
ла из-за увеличения относительной
скорости смешивающихся потоков.
При повышении а в области а > 1,0 длина факела уменьшается из-за
уменьшения потребной массы диффундирующего воздуха при заверше-
нии процесса сгорания на оси струи. В области а > 1,0 Дф уменьшается
с уменьшением а, так как фронт факела в этих условиях, замыкаясь
на стенках камеры сгорания, по той же причине передвигается в сторо-
ну входа.
Расчеты показывают, что в условиях больших скоростей полета
при Тв* > 500...600 К, £0 > 1,5 и а % 1 отношение длины камеры сгора-
ния к ее диаметру	достигает больших значений (порядка
нескольких десятков и даже сотен калибров). Для сокращения длины
камеры сгорания РПД (ПВРД) целесообразно заменить один факел
большим числом диффузионных факелов, что может быть достигнуто
применением многосоплового газогенератора. На рис. 7.11 показана
окружность камеры сгорания односоплового газогенератора, эквива-
лентного многосопловому по длине диффузионного факела, и схема
соответствующего односоплового РПД (ПВРД).
Под эквивалентной длиной камеры сгорания РПД (ПВРД) с много-
сопловым газогенератором следует понимать относительную длину
камеры сгорания РПД (ПВРД), выраженную в калибрах эквивалентного
многосопловому РПД (ПВРД) о дносопловогз двигателя:
—	с	с /*с
ЬК.С	~72
^зкв DK с 1
гдее/ц т = ^ц.т/^к.с - относительный диаметр центрального тела РПД
(ПВРД); Ne — число сопел газогенератора.
Из рис. 7.12 видно, что увеличение числа сопел при заданных потреб-
ных отношениях Ьк C/Z>K с может привести к существенному увеличе-
нию £кс и, следовательно, к возможности реализации потребной вели-
чины Дф = Дф/Д>к.с при заданном отношении	в том числе
и при малых Дк.с/Асс-
229
Рис. 7.1L Схема образования единичного
факела при многосопловой головке РПД
(Ьф - ^ф.экв) И1
Рис. 7.12. Зависимость относительной длины
камеры сгорания от числа сопел РПД при
различных значениях LK c/DK сОЛьт = 0.6)
[4]
Для камер сгорания ПВРД и РПД
любой формы (осесимметричной, плос-
кой или какой-либо иной) при перемен-
ной по длине площади Fl(x) = F(x)/NCi
имеющей эквивалетный диаметр единич-
ного осесимметричного канала £>экв =
= xM/nF^x) = у/ 4/ttF(x)INc, относи-
тельная эквивалетная длина камеры сго-
рания может быть найдена из уравнения
= L* c - £кс £кс
С °экВ Лк.с 4	’	(721)
! F(x)dx
о
где F(x) = F(x))Fq — относительная площадь канала в сечении х; Fo -
1 х
площадь канала в сечении х = 0;F(x) = — / F(x)dx - средняя отно-
х о
сительная площадь камеры сгорания на участке от х = 0 до х = х.
Экспериментальные данные подтверждают возможность использо-
230
вания такого метода выбора длины камеры сгорания [5]. Если длина
диффузионного факела меньше длины камеры сгорания, то возможно
полное сгорание топлива, покидающего газогенератор, в камере РПД
(ПВРД). Если же длина факела больше длины камеры, то топливо не
успеет сгореть в пределах камеры РПД (ПВРД) и коэффициент полноты
сгорания будет меньше единицы. Как показали многочисленные экспе-
рименты, коэффициент полноты сгорания зависит от величины =
= L^jDK с. Эти результаты позволяют в инженерной постановке задачи
при изменении режима работы двигателя, сорта топлива и режима полета
ограничиться определением только изменения длины факела и, исполь-
зуя экспериментальную зависимость т?г = f(L^D3KB), определить коэф-
фициент догорания топлива в воздушном потоке в камере сгорания
РПД (ПВРД).
nv-ClT	Qvr + С в
Здесь т?г = < _ п----КПД Догорания, r«e	--------
1 ^гг	^та\_
суммарный коэффициент полноты сгорания топлива в РПД; 0ГГ =
- 2гг/2тах “ количество тепла, выделяющегося при догорании едини-
цы массы топлива в камере РПД.
При сгорании газообразной топливовоздушной смеси как в каме-
рах сгорания ПВРД так и в камерах сгорания РПД, относительная длина
факела £ф = £ф/7)экв в широком диапазоне изменения параметра
спутности (относительной скорости спутного потока сн/са = 0,01...
...10) будет определяться, в основном, стехиометрическим коэффициен-
том смеси и коэффициентом избытка топлива Еф ~ у/ LqJcl^ а теку-
щее значение относительной длины факела будет иметь вид
X	Х / аК £ОН	/И
х= ---- = ----------------—1	(7.22)
^ЭКВ аф Lq
где £она = 34,2 и Lq - стехиометрические коэффициенты водорода
в воздухе и газообразного топлива в воздухе, соответственно. Коэффи-
циент полноты сгорания топлива зависит от относительной длины факе-
ла: чем больше х, тем меньше т?г.
Величину т? можно представить в виде
xY
ПГ(Х)=Д—^Э=/(г),	(7.23)
V Lq
где х —гГ^— = х V ^/4 • W Л (х)1 _ приведенная эквивалентная
и эк в	'
длина канала;
У^= [аЛ /Оф] • функция, обратная длине пламени; /,= 0 при
“к>	2,5; 7 = 1 при 1 < ак< v = - 1 при ак< 1,0; а>= а^Оф.
231
Рис. 7.13. Приближенная закономерность выгорания водорода в воздушно-газо-
вых каналах при истечении топлива из осесимметричных сопел многосопловых и
односопловых коллекторов:
Мт 1,0 [7 ] i_-------аппроксимирующая зависимость (7.24);--------интер-
поляция при Z = 1,0; 1-5 - экспериментальные точки при разных условиях
Рис. 7.14. Кривые выгорания водорода [5]. Конические газовые каналы: Rq -
радиус начального сечения камеры
Обобщенная зависимость 1?г = т)т (z) Ю.М. Аннушкина с экспери-
ментальными точками, полученными различными авторами в диапазоне
Т* от 1100 до 2300 К, Т* = 286...280 К,Мк.ц = 0,8...3,23 в широком
диапазоне изменения других геометрических параметров, приведена
на рис 7.13 [5]. Этой кривой соответствует аппроксимирующая функ-
ция
— 0,13(2—1)
« 1 - е
При теплоподводе в канале постоянного сечения происходит непрерыв-
ное сжатие сверхзвукового потока до тех пор, пока за зоной теплопод-
вода не возникнет звуковая скорость и не произойдет запирания канала.
Увеличение степени теплоподвода без запирания требует расширения
х
канала, которое, в свою очередь, из-за увеличения f F(x)dx приведет к
о
уменьшению коэффициента Y и снижению коэффициента полноты сго-
рания т?г (см. уравнение (7.23)). Рассчитанные по обобщенной зависи-
мости (7.24) кривые выгорания водорода в конических расширяющихся
камерах при = 1,0 и числе сопел Мс = 400 приведены на рис. 7.14.
Видно, что с увеличением угла расширения ф относительная полнота
горения прогрессивно уменьшается. Следует подчеркнуть, что при бо-
льших углах расширения коэффициент полноты сгорания оказывается
весьма низким и при определенных значениях bF/bx горение в расши-
ряющемся канале практически отсутствует.
232
Рис. 7.15. Влияние коэффициента избытка qr ,
воздуха а на коэффициент полноты сго-
рания в камере РПД Tfc (Тв* = var) [4]
Tf
1	CL
Несмотря на то, что приведенные на рис. 7.14 зависимости качест-
венно отражают тенденции изменения коэффициента полноты сгорания
с увеличением угла расширения, эти данные при больших углах (ф >
> 10... 16°), как показывают эксперименты, нуждаются в уточнении.
Такая особенность объясняется тем, что при увеличении угла ф возни-
кают неоднородность течения, усиливается влияние пульсации на про-
цессы смешения и горения. Можно ожидать, что количественному соот-
ветствию с экспериментом при горении в расширяющемся канале при
больших углах расширения и большом отрицательном градиенте давле-
ния будут отвечать более сложные модели смешения и горения, чем
использованные в работе [ 5 ].
На рис. 7.15 приведена зависимость коэффициента полноты сгора-
ния топлива от коэффициента избытка воздуха а и скорости полета.
Уменьшение т?г при а1,0 — закономерное следствие увеличения £ф, а
снижение т]г при увеличении скорости полета (приросте Т*) — результат
уменьшения относительной скорости смешивающихся газового и воз-
душного потоков и уменьшения плотности воздуха [ 4J.
Для увеличения степени теплоподвода в камерах сгорания гипер-
звуковых ПВРД и РПД, снижения гидравлических сопротивлении и реа-
лизации более благоприятных условий смешения газообразного топлива
с воздухом, исключающих слияние топливных струй и удлинения факе-
ла, может оказаться необходимым эшелонированное распределение
топлива по длине проточной части и подвод топлива через несколько
поясов топливных форсунок.
В этих случаях при п поясах подачи расчет коэффициента полноты
сгорания в каждом поясе можно проводить, используя осредненный
по длине закон относительного теплоподвода
п
П.(х)= S gTi(x)nr(x\	(7.25)
i= 1
При определении коэффициента полноты сгорания на i-м участке
следует учитывать изменение действительного значения а из-за тепло-
233
подвода на предшествующем, т.е. для определения может быть исполь-
зовано уравнение
= as *Ti-l
gTi
(7.26)
<7.27)
При двухпоясной подаче уравнение принимает вид [ 3]
_	~ *Т1
И I
Для определения коэффициента полноты сгорания на каждом участ-
ке (в соответствии с изложенными выше соображениями и уравнением
(7.24)) необходимо знать параметры рабочего тела (воздуха или смеси
воздуха с продуктами сгорания перед соответствующим поясом топли-
воподачи). Характерной особенностью процесса горения при распреде-
ленной подаче является изменение состава воздуха на всех участках,
кроме первого, вследствие разбавления его продуктами сгорания пред-
шествующего участка, что неизбежно приведет к увеличению длины
факела и, следовательно, к уменьшению коэффициента полноты сгора-
ния. Это разбавление воздуха продуктами сгорания эквивалентно увели-
чению стехиометрического коэффициента воздуха. Соответствующая
величина приведенного стехиометрического коэффициента воздуха,
определенная из уравнения расходов воздуха и газа для двухпоясной
подачи, может быть определена из уравнения [ 3]
1+ 1/ajLo
£0-------------
1 - 1/<*1
Учет влияния Zj на riri (на соответствующем участке) требует привле-
чения экспериментальных данных. Согласно результатам работы [3]
для двухпоясной подачи это влияние можно оценить по уравнению
(7.28)
”r/ = nr/(«/,AoX(£o')t?r,
(7.29)
где	_______
,	/	1 - 1/ат
Х(£о) = V-  - - -----------;	(7.30)
7(ЯТ)а1/(ЛТ)В0ЗД
т?г = Чэксп/^расч = ^г(ап) “ коэффициент невязки, характеризующий
отклонение экспериментальных данных от расчетных; оценивается по
опытным данным для адэкватных условий подачи.
234
Для анализа закономерностей выгорания топлива, впрыскиваемого
в камеру сгорания, на последующих участках камеры сгорания необ-
ходимо знать условия смешения сгорающей смеси с воздухом: если не-
догоревшая топливовоздушная смесь, впрыснутая через первый пояс
подачи, набегает на стабилизирующее устройство или натекает на сго-
рающие струи второго пояса, то естественно предположить, что недо-
горевшая смесь будет интенсивно сгорать на струях или за стабилизато-
ром в зоне обратных потоков, если же подача топлива или какие-либо
другие возмущения на последующих участках отсутствуют, то смесь
будет догорать соответственно закономерностям горения при однопояс-
ной подаче.
В качестве возможного подхода к решению этой задачи приведена
математическая модель коэффициента полноты сгорания водорода в
воздухе при двухпоясной подаче, построенная в предположении, что
часть горящей смеси, натекающая на аэродинамический стабилизатор
второго пояса (струю топлива или материальное тело), сгорает пол-
ностью с КПД полноты горения, равным единице, и поэтому при отно-
сительной площади стабилизатора* f = ^ст/^кам уравнение для опреде-
ления суммарного КПД полноты сгорания в камере имеет вид [3]
=£т11/+ (1 -ЛПГ11+ Funri-	(7.31)
При увеличении числа поясов подачи и установке аэродинамических
стабилизаторов в свободном потоке сгорающей смеси, т.е. не в тени
предшествующего стабилизатора, уравнение для трехпоясной подачи
примет вид
nrZ =лгЛ + (1 - ЛХ/i + (1 - А)Пг11 +
+ [А + (1 -Л)П„]+ £тэ Пгэ-	(7.32)
Аналогично могут быть оценены величины r?rL и при большем числе
поясов подачи.
Течение газа в камере РПД описывается приведенной выше систе-
мой уравнений сохранения потока массы, количества движения и энер-
гии. В тех случаях, когда отношение давления_в газогенераторе к дав-
лению воздуха на входе в двигатель рг*/Ро*=Р больше определенной ве-
личины, зависящей от параметров смешивающихся потоков, средняя
скорость воздушного потока в каком-то промежуточном сечении каме-
ры достигает звуковой (см. рис. 7. 4). Такое представление о законо-
мерностях течения на начальном участке камеры смешения РПД базиру-
ется на предположениях об отсутствии смешения продуктов газогенера-
торного топлива с воздухом на участке от среза сопла газогенератора
до критического сечения и об одномерности течения по-проточной части.
235
Рис» 7.16. Зависимости при-
веденных коэффициентов
эжекции тир приведенной
скорости и отношения
статических давлений в плос-
кости среза сопла газогене-
ратора Pc.it/Pu от р (топ-
ливо — HNO3 + керосин,
<*г = 0,7) :
-   профилированное
сопло; -------сопло с уг-
лом конусности сверхзву-
ковой части 2$ = 25°
На рис. 7.16 даны зависимости приведенного коэффициента эжекции
^пр = (Gb/gb о) V^bo/Гв*^ггоЛлт 01 отношения давлений р, построен-
ные для РПД с относительной площадью критического сечения сопла
газогенератора /крлт = 0,03 и относительной площадью выходного
сечения сопла газогенератора fcvr = FCtlTIFK,c = 0,4. Там же нанесены
соответствующие значениям тпр отношения статических давлений на
срезе сопла газогенератора Рс.гг/Рв и приведенной скорости воздуха
на входе в камеру смешения Х2. Видно, что в области р < 65 Xi остается
неизменной и равной единице; это соответствует критическому режиму
втекания воздуха в этом интервале изменения р.
Эти данные с достаточной степенью точности описывают характерис-
тики эжектора с профилированным соплом газогенератора, имеющим
осевой выход = 0°).
При применении конического сопла вместо профилированного сверх-
звукововая струя продуктов сгорания газогенераторного топлива будет
продолжать расширяться на начальном участке камеры смешения, даже
если среднее значение статического давления на срезе сопла газогенера-
тора будет ниже критического. Поэтому использование конического
сопла вместо профилированного приведет к уменьшению приведенной
скорости воздуха в сечении среза сопла газогенератора также и в области
р<65.
Расчеты, выполненные применительно к коническому соплу с двой-
ным углом раствора 2$ = 25° методами, учитывающими неодномерность
течения на начальном участке камеры смешения (приближенным мето-
236
Рис. 7.17. Зависимости ^пр от р на ими-
тирующих генераторный газ и воздух
рабочих телах:
А - 2(/> = 25° ; X - 2<р = 0° ; • - 2</> =
=15°; А, В - расчеты методом характе-
ристик
дом осреднения по сечению параметров газогенераторного газа с опреде-
лением границы раздела генераторного и воздушного потоков и двумер-
ным методом характеристик), указывают на существенное снижение
значений Х2 и тпр и замедленный рост статического давления в сечении
среза сопла газогенератора с увеличением р (см. рис. 7.16). Для расчет-
ного анализа при малых величинах коэффициентов эжекции необ-
ходимо учитывать подогрев воздушной струи газом при смешении его
с воздухом на начальном участке камеры смешения, что определяет
целесообразность использования методов, учитывающих вязкое взаимо-
действие. Однако в области диапазона значений /ппр > 0,05 и при малом
различии параметров смешивающихся потоков, как показывают экспе-
рименты, основные тенденции реального процесса хорошо описываются
двумерными методами расчета без учета вязкого взаимодействия (срав-
ните результаты расчета методом характеристик и эксперимента, приве-
денные на рис. 7.17).
237
ГЛАВА 8,
МЕТОДЫ АНАЛИЗА ЭФФЕКТИВНОСТИ
И ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КОМБИНИРОВАННЫХ
РЕАКТИВНЫХ И ВЫСОКОСКОРОСТНЫХ ВРД
Анализ эффективности использования высокоскоростных ком*
бинированных и прямоточных реактивных двигателей в авиации дол-
жен базироваться на рассмотрении комплекса летно-технических данных,
характеризующих основные критерии качества летательных аппаратов,
предназначенных для больших сверхзвуковых скоростей полета.
В общем случае для наиболее полной оценки степени совершенства
двигателя и целесообразности его использования на летательных аппа-
ратах конкретного назначения необходимо использовать различные кри-
терии качества, позволяющие дать многостороннюю оценку данных ЛА
и характеризующие как основные определяющие свойства этих аппара-
тов, так и дополнительные, влияющие на условия его использования.
В частности, если рассматривается возможность применения двигателя
конкретной схемы для гражданского самолета, то наряду с использо-
ванием в качестве основного критерия — стоимости провоза одного
килограмма на заданное расстояние — целесообразно оценить и допол-
нительные критерии: стоимость создания, дальность, стартовую массу,
длину взлетно-посадочной полосы, уровень шума и т.д.
Тем не менее в зависимости от целевого назначения аппарата эффек-
тивность применения двигателя той или иной схемы в первом приближе-
нии оценивается по определяющим это назначение критериям качества.
Так, для аппаратов маршевого назначения за основной критерий качест
ва обычно принимают дальность полета, для аппаратов разгонного назна-
чения — отношение массы полезного груза выводимого в заданные усло-
вия полета, к стартовой массе или продолжительность выхода в заданные
условия, а для аппаратов разгонно-маршевого назначения — обе группы
критериев.
Для анализа эффективности применения комбинированных реак-
тивных двигателей и высокоскоростных ВРД на гиперзвуковых лета-
тельных аппаратах необходимо использование надежных методов оценки
характеристик основных элементов, входящих в состав самолета кон-
кретного назначения, и взаимного согласования этих характеристик.
Современный самолет и, в особенности, самолет для больших сверх-
238
звуковых скоростей полета, представляет собой сложный аппарат,
состоящий из большого числа подсистем (планера, силовой установ-
ки с двигателями, входными системами, реактивным соплом, топлив-
ной системой и баками, оборудованием, снаряжением и полезной мас-
сой) , поэтому для оценки его эффективности необходимо построение
следующих математических моделей:
аэродинамических характеристик планера;
термогазодинамического расчета силовых установок, включающего
методы расчета характеристик двигателей и их взаимодействия с вход-
ными и выходными устройствами;
массовых характеристик планера и силовой установки;
оптимизации типа, параметров и регулирования силовой установки;
расчета основных летно-технических характеристик самолета.
Особую значимость для анализа эффективности применения высоко-
скоростных комбинированных реактивных двигателей и прямоточных
ВРД на гиперзвуковых летательных аппаратах приобретают вопросы
согласования характеристик двигателя и планера, так как именно в
условиях больших скоростей полета летательный аппарат и двигатель
наиболее тесно взаимосвязаны, а конструктивная и аэродинамическая
интеграция летательного аппарата и силовых установок, обеспечивающая
их полезное взаимодействие, определяют необходимость составления
точного баланса при расчете массовых характеристик и совместного
учета всех аэрогазодинамических сил, действующих на СУ и ЛА.
Поэтому разработке методов оценки эффективности применения
высокоскоростных реактивных двигателей различных схем на гипер-
звуковых летательных аппаратах наряду с анализом характеристик
планера и двигателя целесообразно предпослать рассмотрение вопро*
сов конструктивной и аэродинамической интеграции планера и силовой
установки.
8.1.	АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И МАССОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (ГЛА)
Компоновки ГЛА
Среди многочисленных проектов перспективных ГЛА, разрабатьг
вающихся рядом фирм и организаций различных стран и, в первую
очередь, США, можно выделить конструкции двух основных типов:
несущего корпуса с крылом треугольной формы с наплывом и нижним
расположением воздухозаборника ВРД или комбинированного двига-
теля (под фюзеляжем или крылом) — рис. 8.1; несущего корпуса с
крылом треугольной формы с наплывом и верхним расположением
воздухозаборника (над фюзеляжем или крылом) [ 9].
В ГЛА этих типов форма и геометрические параметры выбираются
такими, чтобы обеспечить высокие аэродинамические характеристики
239
Рис. 8.1. ГЛ А с несущим корпусом, треугольным крылом и подфюзеляжным
расположением двигателя
в условиях больших скоростей полета и возможность размещения
внутри фюзеляжа цилиндрических топливных баков с жидким водоро-
дом - высококалорийным топливом, рассматриваемым, как правило,
в качестве вероятного основного топлива высокоскоростных РД. По-
перечное сечение фюзеляжа с целью минимизации волнового сопротив-
ления при гиперзвуковых скоростях и улучшения аэродинамических
характеристик самолета во всем диапазоне сверхзвуковых скоростей
полета целесообразно выбрать эллиптическим со срезанными плоскос-
тями сверху и снизу для расположения полезного груза или дополни-
тельных ступеней (например, орбитального самолета в двухступенча-
той авиационно-космической системе) и использования носовой части
фюзеляжа в качестве элемента поверхности сжатия воздуха, поступаю-
щего в ВРД [ 9].
В ряде случаев и, в особенности, при большой длине фюзеляжа ддя
повышения путевой устойчивости в конструкции ГЛА предусматривает-
ся использование дополнительного киля и переднего горизонтального
оперения, как, например, в первом варианте конструкции одноступен-
чатого воздушно-космического самолета ’’Хотол” фирмы ВАЕ (Англия).
В соответствии с расположением воздухозаборника высокоскорост-
240
Рис. 8.2. Одноступенчатый ВКС ’’Стар Рейкер”:
1 - отсек экипажа; 2 - грузовой отсек; 3 - крыло с баками жидких Hj и Oj;
4 - закрывающиеся регулируемые воздухозаборники ПВРД; 5 - десять "много-
режимных ВРД; 6 - бак жидкого Н2
ные ПВРД и комбинированные реактивные двигатели могут распола-
гаться под фюзеляжем (или внутри него) или под крыльями при ниж-
нем расположении воздухозаборников, и над фюзеляжем или над крыль-
ями при верхнем расположении воздухозаборников.
Наряду с приведенными типами компоновок ряд зарубежных фирм
предлагает и другие конструкции, например, конструкцию, выполнен-
ную по схеме ’’летающее крыло” (проект одноступенчатой авиацион-
но-космической системы ’’Стар Рейкер” американской фирмы’Токуэлл”
[ 16] (рис. 8.2), а также компоновки типа ’’волнолетов”, образованные
на основе построения контуров летательного аппарата с воздухозабор-
ником при установке острых передних кромок воздухозаборника на
фронте конического скачка уплотнения, а поверхностей фюзеляжа
вдоль линий тока, обтекающих летательный аппарат. Согласно зарубеж-
ным исследованиям, конструкция типа ’’волнолета” в расчетных услови-
ях позволяет обеспечить минимальное сопротивление летательного
аппарата и высокий коэффициент полного давления в воздухозаборнике
при реализации пространственного сжатия потока.
Основные аэродинамические характеристики ГЛА
Для оптимального согласования параметров планера и силовой
установки при оценке летно-технических данных гиперзвуковых ле-
тательных аппаратов необходимо располагать надежными данными
по основным аэродинамическим параметрам (коэффициентам лобового
сопротивления сх и подъемной силы планера су9 определяющим его
поляру, а также моментам относительно основных осей и величинам
аэродинамического качества) в рабочем диапазоне режимов полета
(М и Я), углов атаки и скольжения.
Коэффициенты лобового сопротивления планера ГЛА при нулевой
подъемной силе сх0 определяются по соответствующим коэффициентам
241
лобового сопротивления элементов гиперзвукового самолета (крыла,
фюзеляжа, горизонтального и вертикального оперения), а коэффициент
подъемной силы на режиме максимального качества и поляра гипер-
звукового самолета — в зависимости от типа крыла (треугольное и стре-
ловидное) , его удлинения и других параметров на основе эксперимента-
льных результатов по данным ряда работ [9 и др.]. Для модели гипер-
звукового пассажирского самолета аэродинамические характеристики
в диапазоне Мп от 0 до 6,0 приведены на рис. 8.3, а для гиперзвукового
летательного аппарата с крылом изменяемой стреловидности без опере-
ния — на рис. 8.4. На рис. 8.5 приведены зависимости путевой устойчи-
вости Шу от угла атаки а в широком диапазоне изменения угла стрело-
видности х при Мп = 10. Видно, что в широком диапазоне изменения
Мп значения /Гтах не становятся ниже К = 3,0 и примерно неизменны
в области изменения Мп от 3 до 10. При изменении угла атаки от 0 до
20 и Мп = 10 обеспечиваются постоянные уровни путевой устойчивости
при всех значениях угла стреловидности. При малых скоростях полета,
соответствующих Мп « 0,4, уменьшением угла х Д° 40° удается реали-
зовать весьма высокое значение /Гтах = 6,0 [ 9].
242
Рис. 8Л. Зависимость путевой устойчивости ГЛА с крылом изменяемой стрело-
видности от угла атаки	у
Для начальных этапов проектирования и оценки эффективности
применения двигателей различных схем в качестве СУ ГЛА важно ис-
пользовать инженерные методы расчета аэродинамических характерис-
тик ГЛА произвольных схем, основанные на выявлении аэродинами-
ческих характеристик простейших элементов, составляющих сложную
форму летательного аппарата. К наиболее простым, достаточно надеж-
ным и доведенным программам расчета этих характеристик на ЭВМ
следует отнести приближенные инженерные методики, развитые в работе
[2]. В их основу положен метод разбиения поверхности ГЛА на эле-
ментные полосы, каждая из которых состоит из последовательности
элементарных площадок. Расчет обтекания каждой из полос от площад-
ки проводится с помощью ряда известных методов с привлечением
экспериментальных данных. Аэродинамические силы, действующие
на аппарат, определяются суммированием по поверхности элементарных
сил давления и трения, а моменты — суммированием элементарных
моментов. Для расчета сил давления и трения, а также параметров
потока на границе пограничного слоя используются методы, учитываю-
щие вязкое взаимодействие, полуэмпирические характеристики взаимо-
действия скачков уплотнения с пограничным слоем, экспериментальные
данные о давлении в срывных зонах, гипотезу о постоянстве толщины
потери импульса на границах элементарных площадок и др. К основным
упрощающим предположениям методов относятся:
пренебрежение интерференцией обтекания полос;
влияние эффектов реального и разреженного газа на аэродинами-
ческие силы;
расчет выполняется для совершенного газа с = 1,4.
Несмотря на использование перечисленных упрощающих предполо-
жений сравнение расчетов разных авторов с результатами эксперимен-
тальных исследований ряда элементов ГЛА в условиях, имитирующих
по числам М и Re реальные условия гиперзвукового полета (М от 6 до
13 и Re от 106 до 107), показали удовлетворительное совпадение, что
свидетельствует о возможности использования метода при анализе лет-
но-технических данных ГЛА [ 2].
243
Массовые характеристики ГЛА
Взлетная масса самолета, представляющего собой сложную систе-
му, состоящую из ряда подсистем (планера, силовой установки, обору-
дования и снаряжения, полезного груза и т.д.), может быть представле-
на в виде суммы масс отдельных элементов: 6 сам о = ^пл + ^с.у +
+ GT.C + GT + Gc,o + <7П.Г. Относя массу каждого элемента к стартовой
массе самолета G^q, получаем уравнение массового баланса самолета
1 = £пл +£с.у +£т.с +&Т +£с.О +&П.Г>	(8-1)
где&ш = Спл/^само - относительная масса планера; gc.y = Gc^/G^q —
относительная масса силовой установки; gT с = G^ C/GCMQ — относи-
тельная масса элементов топливной системы (баков, топливопроводов
и насосов); gT = GT/GcaM0 — относительная масса топлива (или массо-
вая отдача по топливу) ; gc<o = Gc 0/#Само “ относительная масса обо-
рудования (пилотажного, электро- и радиооборудования и специфи-
ческого для аппарата конкретного назначения) и снаряжения (эки-
паж, аварийное снаряжение и т. п.); gn г = Gn г/дсам0 - относительная
масса полезного груза.
Планер. Относительная доля массы планера в стартовой массе
ГЛА существенно зависит от типа и назначения самолета, его размеров,
типа конструкционных материалов, особенностей характеристик основ-
ных частей самолета и т.д. Конструктивно планер ГЛА состоит из фюзе-
ляжа, крыла, горизонтального и вертикального оперения, посадочного
устройства (шасси, лыжи и т.п.). В ГЛА с несущим корпусом плацер
состоит из тех же узлов, что и планер обычного сверхзвукового самоле-
та. Различие может состоять в использовании в ряде случаев дополни-
тельных передних вертикального и горизонтального оперения, располо-
женных на передней части фюзеляжа и служащих для повышения путе-
вой устойчивости. Но так как наличие дополнительного переднего опере-
ния позволит несколько сократить площадь основного, использование его
в конструкции ГЛА существенно не изменит соотношения между компо-
нентами массы фюзеляжа.
В работе [ 23] приведены уравнения для определения массы фюзе-
ляжа, крыла и оперения в зависимости от стартовой массы самолетов.
Эти уравнения могут быть использованы для оценки массы соответст-
вующих компонентов планера ГЛА, если известны определяющие эту
массу параметры, зависящие от конструктивной прочности используе-
мых материалов и геометрических параметров аппарата (угла стрело-
видности х, удлинения крыла Хкр, фюзеляжа Хф,носовой ХнОС и кормо-
вой Хкорм частей фюзеляжа, диаметра £>тн). Знание этих элементов
позволит определить допустимую удельную нагрузку на 1 м2 площади
(7/.$ и массу планера ГЛА. Использование новых материалов (высокой
жаропрочности и малой удельной массы) позволит оценить массу ГЛА
в перспективе.
244
Силовая установка. Масса силовой установки ГЛА вклю-
чает в общем случае массу двигателя, входного устройства и реактив*
ного сопла. В зависимости от типа используемого двигателя, условий его
использования и требований к его ресурсу и надежности, определяемых
назначением аппарата, масса двигателя существенно меняется. Получение
обобщающих зависимостей даже при таких двигателях, как одноконтур-
ный или двухконтурный ТРД, представляется весьма сложной задачей.
Для определения массы двигателя, необходимого для оценки летно-
технических данных ЛА, можно использовать как наиболее точный
метод поэлементного расчета двигателя, так и интегральный, основан-
ный на использовании статистических данных и позволяющий оценивать
суммарную массу двигателя в целом.
Очевидно, что наиболее простой — интегральный статистический метод,
развитый в ряде работ, может быть с успехом применен для хо-
рошо исследованных газотурбинных двигателей (для них накоплены
необходимые данные по корреляционным коэффициентам, учитываю-
щим влияние Степени двухконтурности, времени создания двигателя,
назначение двигателя и требования к ресурсу, размеры канала второго
контура, наличие форсажной камеры, влияние темцературы газа перед
турбиной, максимальное число Мп и т.д.). При использовании ТРДД или
ТРДДФ в составе силовой установки ГЛА расчет массы двигателя
следует проводить по рекомендациям, приведенным в работах [ 17, 18].
Оценка массовых показателей перспективных комбинированных и
высокоскоростных ПВРД, по которым существенно меньше статисти-
ческих данных, должна базироваться на метода^ поэлементного расче-
та, позволяющего получить надежные результаты при использовании
прочностных расчетов основных силовых элементов (например, корпу-
сов СПВРД и ПВРД, камер сгорания и теплообменников различного
типа комбинированных реактивных двигателей и т.д.).
В качестве первого приближения для оценки массовых показа-
телей могут быть использованы результаты расчетной оценки удельной
массы двигателя заданного типа при конкретных геометрических пара-
метрах, представляющие собой отношение массы двигателя к заданной
тяге = Gj^/Pq' При моделировании двигателя по_ размерам можно
принимать для предварительных оценок ур = invar(FRB) и определять
по этому значению ур массу двигателя бщ, = УрР.
Такой способ широко используется при оценке летно-технических
данных до- и сверхзвуковых ЛА и может быть применен для гиперзву-
ковых ЛА, если известно, что условия использования двигателя рас-
сматриваемого типа при моделировании размеров существенно не отли-
чаются от условий использования объекта моделирования. При расчетах
ЛА с умеренными сверхзвуковыми скоростями полета, так же как и
аппаратов с дозвуковой скоростью, принято переходить от массы дви-
гателя к массе силовой установки с помощью коэффициента к с.у :^с.у =
245
Рис. 8.6. Влияние Мп на площади
проходных сечении и относительные
массы воздухозаборника =
= gb.k/Gbk » реактивного
Мп=4
сопла Gq =
Мп=4»о
^с.у^дв» где ^с.у 1,7...2,0
[ 23]. В работе [ 23] приводятся
формулы для определения fcc.y,
полученные на основе статисти-
ческих данных, учитывающих
как различие в скоростях поле-
та ЛА, так и тип гондолы
(осесимметричные и плоские). Для больших сверхзвуковых скоростей
полета (при Мп « 4...6) эти формулы, по-видимому, не могут быть
использованы из-за существенного увеличения масс элементов СУ.
Масса воздухозаборника и реактивного сопла ГЛА из-за увеличения
относительных поперечных размеров и длин этих элементов с увеличе-
нием скоростей полета от дозвуковых и малых сверхзвуковых до
больших сверх- и гиперзвуковых (Мп > 6,0) существенно увеличива-
ется, и относительная доля массы воздухозаборника и сопла (отношение
масс составляющих элементов к массе СУ) растет.
Расчеты показывают, что при сохранении неизменным эквивалент-
ного угла раскрытия воздухозаборника и реактивного сопла (8 = const)
с увеличением Мп прогрессивно увеличивается относительная площадь
входа /J = FH/Fr, растет (при Мп = 4,0 и 8 = const) площадь выхода
/ = Fc/^*h и вследствие этого относительные массы воздухозаборника
и реактивного сопла (рис. 8.6). Характер изменения проходных сечений
проточной части с увеличением Мп представлен на рис. 2 (см. введение).
Утяжеление воздухозаборника и реактивного сопла повышает
массу СУ, что в ряде случаев может привести к нецелесообразности
использования воздушно-реактивных и даже комбинированных двига-
телей с применением воздуха в ГЛА. Действительно, с увеличением ско-
рости полета, ростом лобового сопротивления ЛА и уменьшением аэро-
динамического качества возникает необходимость улучшения тягово-
экономических характеристик двигателей. Увеличение массы двигателей
во всех случаях (как для аппаратов разгонного, так и маршевого назна-
чения) может привести к тому, что суммарная масса конструкции ЛА
и топлива окажется более высокой при использовании воздуха, чем при
применении РД. В этих условиях особую значимость приобретает конст-
руктивная интеграция планера и элементов силовой установки (воздухо-
246
заборника и реактивного сопла), при которой часть функций элементов
силовой установки принимают на себя элементы ГЛА: носовая часть
аппарата — в качестве поверхности сжатия воздухозаборника и кормо-
вая часть аппарата — в качестве расширяющегося участка реактивного
сопла.
При таком совмещении функций аппарата и СУ удается существенно
расширить область целесообразного применения ВРД в сторону больших
скоростей полета.
Баки и топливная система. Масса элементов топливной
системы СУ и прежде всего баков, существенно зависит от массы топли-
ва, его плотности, определяющей объем баков, параметров (температу-
ры и давления), определяющих потребности в теплоизоляции, формы
баков и нагрузки на них [ 23], т;е. G$= G(GT, рт, Гт, рт), геометричес-
ких параметров.
Отношение массы бака и элементов топливной системы к массе ке-
росина тт.с = GT.C/GT = 0,05...0,1 [ 23].
При использовании других, в особенности криогенных топлив
малой плотности, следует рассчитывать на значительное увеличение
значений ?т.с из-за применения дополнительных систем и агрегатов
(например, системы заполнения нейтральным газом и специальной
термоизоляции при работе на криогенных топливах, специальных ма-
териалов для магистралей подачи окислителя ракетного топлива и
т.д.). В этих случаях с целью определения относительной массы топлив-
ной системы gT.c требуется поэлементный расчет ?т.с с учетом особен-
ностей применяемых топлив.
Остальные компоненты, входящие в уравнение массового баланса
ГЛА, как и для других типов ЛА, либо задаются в соответствии с назна-
чением аппарата (относительные величины масс полезного груза, обору-
дования и снаряжения), либо определяются на основе анализа летно-
технических данных при оптимизации траектории и режима работы
двигателя (например, массовая отдача по топливу gT).
8.2.	ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА
В качестве основных летно-технических данных ГЛА маршевого
назначения можно рассматривать дальность аппарата на режиме крей-
серского полета или продолжительность, для ГЛА разгонного назначе-
ния — относительная масса полезного груза, выводимого в заданные
условия полета, и время выведения, а для ГЛА разгонно-маршевого
назначения, как дальность на режимах крейсерского полета и режимах
разгона — набора высоты и посадки, так и продолжительность выхода
в заданные условия полета.
Дальность полета на участке прямолинейного движения
в наиболее общем виде выражается уравнением
247
(8.2)
L = 3,6 J 1 FnjCca^— Л
G2 суд	G
полученным из уравнения пути
dL = Kndr.	(8.3)
Здесь А^сам = Ссам/^— качество самолета; суд = GT/P — удельный
расход топлива; и Gj — масса самолета в начале и конце участка
полета. Для установившегося полета при неизменных Асам и удельном
расходе топлива суд получаем формулу Бреге
т ~ ^п^сам
L = 3,6--------In---- .
Суд	Gj
(8-4)
Заметим, что формула Бреге дает представление только о приблизи-
тельном значении теоретической дальности крейсерского полета, так
как не учитывает изменения подынтегральных значений параметров в
процессе установившегося полета, которые возникают даже при Мп =
= const. Действительно, по мере выгорания топлива из-за облегчения
самолета снижается потребная тяга, изменяется рабочая точка на харак-
теристике поляры и удельный расход топлива. Это вызывает необходи-
мость проводить расчет по участкам, соответствующим выбору опти-
мальных условий полета (по Я) и определять дальность полета суммиро-
ванием дальностей отдельных участков:
п V к
zE = 3,6 г
i = 1 СУД
Gi
Gi+ Г Gi
(8.5)
Для расчета дальности полета на участке разгона — набора высоты
и при посадке необходимо знать план полета И = H(V^)9 и закономер-
ности изменения удельного расхода и качества самолета по Я и Кп.
Для определения этих закономерностей в процессах разгона - на-
бора и посадки надо решить численным интегрированием систему
дифференциальных уравнений движения самолета в вертикальной плос-
кости [23].
Для того чтобы получить представление о предельной дальности
полета, которая может быть реализована в заданных условиях (т.е.
теоретической дальности полета в этих условиях при расходовании всего
запаса топлива), следует в уравнении (8.4) полагать, что Gt - G2 =
= GT£. Приближенное значение £терр может быть оценено уравнением
,	- ,	Асам .	1
Атеор“ 8,6	In	.	(8.6)
Суд	1 ~ #т
248
Продолжительность полета аналогично определению дальности может
быть определена как
*сам dG
Т= f-------------
G3 СУД G
(8.7)
Длина разбега /разб, определяемая из равенства потребной кинетичес-
кой энергии самолета в момент отрыва работе силы Тяги с учетом
потерь на трение и сопротивление самолета на дистанции разбега, имеет
вид [ 23]
L	G/SKp________8_
Р*36 к^РрР/СX)/G
Р су отр
(8.8)
где G/SKp — удельная нагрузка на крыло; PF — лобовая тяга; с^отр —
коэффициент подъемной силы при параметрах отрыва самолета от по-
лосы; Fjp + X — сопротивление при разбеге; р = р/рн — относительная
плотность, кх = Pv /Ру=о = а к2 = Р/Рмса учитывает отклоне-
ние условий разбега^от условий по международной стандартной атмос-
фере (MCA), Длина пробега при посадке аналогично длине разбега
определяется из условия торможения аппарата до нулевой скорости
с учетом уменьшения массы самолета при посадке, сопротивления от
трения и скоростного напора, раверсирования тяги и использования пара-
шюта, Согласно [ 23] уравнение имеет вид
7
т	^пос/^кр
/*проб ~ -----------------------------------------------=— ,	(8.9)
/проб + ^2^рев/^пос + сх пар£пар<7н.ср Су тахр
где (7ПОС — посадочная масса аппарата; сх тр и Snap — сх и площадь тор-
мозного парашюта, соответственно, 4н.ср = РнК-р/З — средний скорост-
ной напор при пробеге; Р — реверсированная тяга двигателя на 1 м2.
Относительная масса груза, выводимого в за-
данные условия по л е т а (Мп иЯ), или время вы-
вода в эти условия определяются решением упомянутой сис-
темы дифференциальных уравнений, описывающих движение ГЛА в
поле центробежных сил под действием избыточной тяги силовой уста-
новки. При этом обычно проводится оптимизация траектории и режима
работы двигателя, обеспечивающая либо максимальную величину выво-
димого в заданные условия полезного груза gn.r .== 6Ц JG , либо
минимизацию времени и достижения ГЛА заданной массы при заданных
условиях полета rH>pmjn.
Решение системы основных уравнений позволяет определить измене-
ние стартовой массы системы, параметров ЛА и СУ и режимов работы
249
СУ, оценить относительный расход топлива на разгон £т.оазг и из уравне-
ния массового баланса самолета найти относительную массу полезного
груза, выводимого в заданные условия полета по уравнению (8.1) :gn г =
= 1 (кпл + £с.у + £т.с + St.разг + £с.о) оценить время достижения
летательным аппаратом определенной массы заданной точки пространст-
ва.
Для определения £Пг max необходимо знать оптимальные параметры
планера и СУ, т.е. задача сводится к отысканию экстремума некоторой
целевой функции, зависящей от большого числа параметров, определяю-
щих gnr.max или rH.pmin и, большого ряда переменных величин, опре-
деляющих эти искомые параметры. Таким образом, нахождение gnr max,
rH.pmm или других функций критерия оптимальности требует приме-
нения прямых и непрямых методов вариационного исчисления. При
этом чрезвычайно важно правильно установить взаимосвязи между
искомыми и переменными величинами, определяющими особенность
математической модели данного типа ЛА. Применительно к ГЛА необ-
ходимо тщательно согласовать характеристики СУ и ЛА, так как инте-
грация элементов СУ и ЛА может внести изменения в структуру мате-
матической модели системы,
8.3.	ОСОБЕННОСТИ ИНТЕГРАЦИИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
И ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
ПРИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА
Интеграция СУ и ГЛА предусматривает такое конструктивное
и аэродинамическое объединение элементов, при котором обеспечива-
ется совмещение функций двигателя и летательного аппарата, опреде-
ляющее снижение массы аппарата в целом и улучшение его летно-техни-
ческих данных. При такой интеграции существует возможность сохра-
нения массовых показателей воздухозаборника и реактивного сопла
на уровне соответствующих показателей двигателей с существенно более
низким Мп max, а при несимметричном расположении воздухозаборника
и реактивного сопла на ГЛА под фюзеляжем — увеличить эффективное
качество ЛА за счет использования подъемной силы двигателя, создавае-
мой воздухозаборником и реактивным соплом СУ.
Вместе с тем объединение элементов двигателя и летательного
аппарата уменьшает потребный хладоресурс для охлаждения терми-
чески нагруженных узлов конструкции при использовании активной
системы охлаждения, что может оказаться чрезвычайно важным для уве-
личения гиперзвуковых скоростей полета и степени теплоподвода в ка-
мере двигателя. Интеграция позволит также реализовать эффективное
сжатие воздушного потока в пространственном воздухозаборнике,
образованном панелями аппарата и элементами силовой установки.
В частности, такой эффект, по-видимому, достигается в пространствен-
250
ном воздухозаборнике Трекслера ГПВРД центра Ленгли при установке
двигателя под фюзеляжем ГЛА: сжатие воздушного потока в носовой
части аппарата при обтекании нижней панели и последующее повышение
давления его в воздухозаборнике осуществляется в разных плоскостях,
что приводит к уменьшению нарастания пограничного слоя, снижению
потерь при сжатии воздуха и уменьшению длины воздухозаборника
по сравнению с плоским воздухозаборником.
Одна из наиболее вероятных компоновок ГЛА — аппарат типа
несущего корпуса с подфюзеляжным расположением входного воздухо-
заборника при выделении контурных поверхностей для расчета тягового
усилия как в направлении скорости потока (ось х по скорости потока),
так и в направлении оси двигателя (ось х по направлению нижней по-
верхности ЛА) — представлен на рис. 8.7. Расчет внутренней тяги двига-
теля и нормальной силы, действующей на его стенки в направлении,
перпендикулярном оси двигателя, можно проводить либо по обычной
контурной поверхности (т.е. при оценке входного импульса в невозму-
щенном потоке воздуха), либо по величине входного импульса воздуш-
ного потока во входном сечении двигателя, но с учетом дополнительного
сопротивления ЛА, действующего на поток со стороны стенки.
Если рассматривать контурную поверхность, ограниченную поверх-
ностью невозмущенного потока воздуха и входным сечением двигателя,
то внутреннюю тягу двигателя в проекции на скоростную ось х и верти-
кальную ось у можно записать следующим образом
п г	г-.	sin/Зск. .н
?Х = Аы X X ~ Рн^ВХ <?ВХ  -------------Св Гп;	(8.10)
sin 0ск.н ~ (а + 5 i)
Py=J^y-PKF^-------------,	(8.11)
ЯП [0CK.H - (<* + «»)!
где/ВЫХх = /к.сх + РСх =Рк.Л.с + СгСк.сх +^сх ~ проекция полного
выходного импульса сопла на ось х,РСх — результирующая сила, дейст-
вующая на стенки сопла в направлении оси х; ск.Сх = ск с -cos(8i +
+ а); 6 > — угол заклинения, т.е. угол между направлением нижней поверх-
ности ЛА и строительной горизонталью двигателя; /вых = Рк.сЛс.с +
+ бг^к.су +^cv ~ проекция полного выходного импульсахопла наосьу;
РСу — результирующая сила, действующая на стенки сопла в направлении
ochj; ск.с •= Ск.су sin(6x + а), ^ск.н —угол скачка от носовой части ГЛА.
По приведенным в работе [ 12] уравнениям можно рассчитать тягу
по значению входного импульса воздушного потока во входном сечении
двигателя с учетом дополнительного сопротивления ГЛА. при сжатии
поступающего в двигатель Воздуха на поверхности летательного аппа-
рата. Это позволяет одновременно оценить возможности уменьшения
251
Рис. 8.7. Схема сил и моментов при подфюзеляжном расположении двигателя:
Рнс** С “ Давление на нижнюю и верхнюю стенки сопла, соответственно, Ртр.н.с
и Ртр.вс - силы трения, действующие на нижнюю и верхнюю стенки сопла, соответ-
ственно; М7 , М7 , М7 , М 7	- момент сил, действующих на клин, обе-
*кл * об
г в.с гн.с
чайку воздухозаборника, верхнюю и нижнюю стенки сопла, соответственно
размеров воздухозаборника в результате замены первого участка по-
верхности сжатия частью носовой поверхности летательного аппарата,
снижения массы воздухозаборника и определить уменьшение потреб-
ного хладоресурса из-за сокращения суммарной поверхности охлажде-
ния при использовании активной системы охлаждения.
Результаты расчета аэродинамических характеристик, сйл и момен-
тов, действующих на элементы ГЛА, высотно-скоростных и массовых
показателей двигателей интегрированной системы ГПВРД — ГЛА с под-
фюзеляжным расположением двигателя, выполненные на основе приве-
денных выше методов, позволяют сделать следующие выводы [ 12]:
интеграция элементов ГПВРД и ГЛА с подфюзеляжным расположе-
нием СУ позволяет уменьшить суммарную массу и потребный хладоре-
сурс хладагента системы ГПВРД — ГЛА по сравнению с изолированным
осесимметричным вариантом при расположении двигателя в гондоле;
при этом уменьшение массы и хладоресурса тем значительнее, чем боль-
ше Мп;
использование дополнительной подъемной силы несимметричного
реактивного сопла, приводящее к увеличению эффективного качества
ГЛА (Аэф = *исх + *доп =  С—-) позволяет
^уд^вх/^ с уд^вх/^
улучшить летно-технические данные ГЛА тем значительнее, чем больше
число Мп; так, если при Мп = 4,0 прирост £усл составляет 2 %, то при
Mrt = 8 он достигает 13 %;
резервом улучшения летно-технических данных на нерасчетных
режимах полета при Мп < Мр и <1,0 является несимметричный
252
воздухозаборник, использование подъемной силы которого приводит
к дополнительному приросту АЭф;
дополнительные подъемные силы реактивного сопла и воздухоза-
борника при <1,0 вызывают появление продольного момента сил
относительно центра тяжести. Парирование этого момента и необходи-
мость улучшения балансировочных характеристик может потребовать
выбора геометрических параметров, приводящих к снижению с^доп и
уменьшению прироста Аэф.
Приведенные соображения целесообразно учитывать при разработ-
ке структурной модели интегрированной системы СУ - ГЛА.
8.4.	ОСНОВНЫЕ СТРУКТУРЫ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ
ИНТЕГРИРОВАННЫХ СИСТЕМ СУ - ГЛА
И ОПТИМИЗАЦИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ГЛА
Математическая модель системы СУ — ГЛА в общем случае представ-
ляет собой совокупность методов расчета параметров аппарата, двигате-
ля, элементов силовой установки и комплекса граничных и краевых
условий, выбираемых в зависимости от назначения ГЛА или опреде-
ляемых из условия согласования определенных параметров на различ-
ных участках полета (например, согласования высоты на конечном уча-
стке разгона ЛА и начальной высоты крейсерского полета).
При этом математическая модель системы должна содержать уравне-
ния связи между режимами полета, параметрами и режимами работы
аппарата и СУ, которые позволили бы оптимизировать эти параметры
для достижения их наиболее рациональных значений, обеспечивающих
реализацию оптимального критерия качества. К числу этих параметров
относятся параметры ’’завязки” самолета (Fc y/S и G/S), режим полета,
определяющий оптимальные для выбранного критерия качес!ва высоты
Н = Я(1МН), коэффициент сопротивления сх и качество самолета К, а
также оптимальные параметры двигателя (PF и суд). Решение задачи
отыскания оптимальных значений этих параметров при любом выбран-
ном критерии качества сводится к нахождению функционала, завися-
щего от заданных параметров и закономерностей связей между этими
параметрами и оптимизируемыми величинами.
Для нахождения функционала обычно используются методы вариа-
ционного исчисления как классические, пользуясь которыми можно
свести задачу оптимизации функционала к решению системы диффе-
ренциальных уравнений Эйлера, так и неклассические, к числу которых
относятся методы динамического программирования, принцип макси-
мума Понтрягина, методы случайного поиска и др. Каждый из этих
методов имеет свои достоинства и недостатки. Можно только отметить,
что для решения многопараметрических задач, к числу которых отно-
253
сятся и задачи оптимизации параметров ГЛА и СУ, более приемлемы
(в общем случае) численные методы оптимизации функционала, так
как в отличие от классических они не связаны жесткими требованиями
к непрерывности и дифференцируемости основной функции и функций,
входящих в уравнения связи между параметрами.
Применительно к задачам согласования характеристик планера
и СУ используются, тем не менее, и классические методы. Более под-
робное описание математических способов расчета с использованием
различных методов вариационного исчисления приводится в ряде ра-
бот [ например, 23]. Эти методы также могут быть использованы для
оптимизации параметров гиперзвуковых летательных аппаратов и сило-
вых установок для них при учете некоторых специфических особеннос-
тей их применения. К таким особенностям относятся: определение
аэродинамических характеристик ГЛА с учетом интеграции элементов
аппарата и правильный учет массовых показателей интегрирования
элементов ГЛА и силовой установки, определение аэродинамических
сип и моментов, действующих на элементы ГЛА, а также последствий,
связанных с использованием высококалорийных криогенных топлив
малой плотности, перспективных для гиперзвуковых скоростей полета.
Именно поэтому математические модели интегрированных систем
СУ — ГЛА при использовании различных критериев качества и любых
способах решения вариационной задачи должны содержать дополнитель-
ные уравнения связи между параметрами, учитывающие следующие
специфические факторы:
взаимосвязь аэродинамического качества самолета К и коэффици-
ента дополнительной подъемной силы сопла и воздухозаборника (при
их несимметричном расположении) с углом заклинения и с отно-
сительным выносом нижней стенки /н.с = ^н.с/^в.с>
зависимость моментов от аэродинамических сил, действующих на
элементы поверхностей несимметричных воздухозаборника и реактив-
ного сопла;
зависимость относительных массы планера gnn и СУ gc.y от числа
Мп с учетом интеграции элементов планера и СУ и аэродинамического
нагрева конструкции ГЛА и СУ.
При использовании высококалорийных криогенных топлив необ-
ходимо также учитывать ограниченные возможности размещения топли-
ва низкой плотности на ГЛА малой стартовой массы. Поэтому наряду
с использованием уравнения существования самолета, представляющего
собой массовый баланс подсистем ГЛА, для выявления ограничений,
определяемых Ьбъемом ГЛА, при оптимизации параметров необходимо
использовать и уравнение объемного баланса летательного аппарата,
учитывающее потребные объемы, которые занимает каждый из элемен-
тов ГЛА.
254
8.5.	ПРИМЕНЕНИЕ КОМБИНИРОВАННЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ВЫСОКОСКОРОСТНЫХ ПВРД
В ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ
Области применения комбинированных реактивных двигателей
сверх- и гиперзвуковых ПВРД в ГЛА различного назначения определя-
ются особенностями тягово-экономических характеристик двигателей
различных схем и их массовыми показателями. Основной принцип
выбора находится в прямом соответствии с соотношением между затра-
тами топлива и массовыми характеристиками ГЛА:
высокоскоростные и комбинированные воздушно-реактивные дви-
гатели из-за низких удельных расходов топлива на крейсерских режимах
полета, в первую очередь, могут быть использованы в ГЛА маршевого
назначения (гиперзвуковых транспортных системах, гиперзвуковых
пассажирских самолетах и т.д.). Эти Двигатели также можно использо-
вать в качестве элементов СУ для высокоскоростных участков полета
ГЛА разгонно-маршевого и разгонного назначения (гиперзвуковой
самолет — разгонщик двухступенчатого воздушно-космического само-
лета (ВКС), элемент смешанной СУ одноступенчатого ВКС, элемент
смешанной СУ ракет различного класса и
т.д.);
комбинированные реактивные двигате-
ли, в которых применяют компоненты ра-
кетного топлива, из-за малой удельной
массы и большой лобовой тяги, в первую
очередь, целесообразно использовать в ап-
паратах разгонного и разгонно-маршевого
назначения (гиперзвуковых самолетах—раз-
гонщиках, авиационно-космических системах
различного класса), а также для разгона
ГЛА маршевого назначения.
Рис. 8.8. Ракета эемля-воэдух ’’Бладхаунд’
ПВРД (Англия)
Рйс. 8.9. ПВРД ’’Офиус” мишени Норд-Авиасьон
(Франция)
255
Таким образом, ПВРД, использующие жидкое топливо, могут найти
широкую область применения: как в качестве двигателей силовых уста-
новок сверх- и гиперзвуковых самолетов различного назначения, так и
на ракетах различного класса. Так, сверхзвуковые ПВРД успешно приме-
нялись и применяются на ракетах "Бладхаунд” (рис. 8.8), ’’Боумарк”,
АСАЛМ и других, а также на самолетах-мишенях (рис. 8.9). ПВРД
в настоящее время рассматриваются как вероятный тип двигателя воз-
душно-космических самолетов и гиперзвуковых пассажирских и транс*
порных будущего.
Комбинированные регцстивные двигатели из-за потенциальных
преимуществ в массовых показателях, компоновке на ГЛА и экономи-
ческих характеристиках перед смешанными СУ, состоящими из ракетных
двигателей и ВРД, могут найти применение в качестве двигателей СУ
ГЛА разгонного и разгонно-маршевого назначения, для ракет различного
класса, а также в СУ для разгона ГЛА маршевого и разгонного назначе-
ния. Так, если в ракетах класса земля—воздух успешно использовались
ракетно-прямоточные двигатели жидкого и твердого топлива, то для СУ
крылатых космических ракет одноразового применения, СУ воздушно-
космических самолетов и СУ для разгона, СУ ГЛА маршевых аппаратов
возможно использование комбинированных реактивных двигателей
различного типа (от РПД и РТД на жидких компонентах ракетного топ-
лива для разгона до комбинированных воздушно-реактивных двигателей
более совершенных термодинамических циклов с высококалорийным
криогенным горючим как для разгона, так и для маршевых ЛА).
Гиперзвуковые летательные аппараты маршевого назначения
Потребность увеличения скорости полета маршевых аппаратов
вызвана не столько традиционными перспективами расширения диапа-
зона применения и развития авиационных систем, сколько практичес-
кой заинтересованностью специалистов в увеличении дальности и сокра-
щении продолжительности транспортировки, в решении экологических
проблем эксплуатации авиадвигателей при использовании высококало-
рийного водорода в качестве одного из наиболее вероятных топлив
ГЛА и как хладоносителя для охлаждения элементов конструкции
аппарата, силовой установки и баков.
Анализ перспектив создания высокоскоростных сверх- и гипер-
звуковых пассажирских самолетов, проведенный с привлечением дан-
ных по анализу аэродинамических характеристик и конструкции ЛА
с оценкой работоспособности основных его элементов еще в 1972 году
центром Лэнгли NASA, показал, что максимальная теоретическая даль*
ность пассажирского самолета достигается при гиперзвуковой скорости
полета, соответствующей Мп = 6,0, и применением на крейсерском
режиме ПВРД, работающего на высококалорийном водородном топли-
ве с большим хладоресурсом. В качестве двигателя для разгона-набора
256
Рис. 8.11. Сравнение лобовых тяг РТД и ПВРД:
1 - поршневой двигатель; 2 - ТРД; 3 - ТРДФ; 4 - ПВРД; 5 - РТД
высоты ГЛА с Мкр = 6,0 в диапазоне Мп от 0 до 3,5 предполагалось
использовать ТРД. Теоретическая дальность такого гиперзвукового
пассажирского самолета (ГПС) при стартовой массе 340 т (300 пасса-
жиров) и использовании водородного ГПВРД почти на 30 % превышает
теоретическую дальность полета СПС с Мкр = 3,0 при использовании
двигателей на обычном углеводородном топливе (рис. 8.10).
К современным гиперзвуковым маршевым самолетам можно
отнести транспортные гиперзвуковые летательные аппараты многоцеле-
вого использования, предназначенные как для маршевых полетов при ги-
перзвуковых скоростях полета (с целью сокращения времени доставки
грузов и снижения стоимости доставки по сравнению с СПС), так и для
вывода полезного груза на околоземную орбиту. В гражданском вариан-
те фирма ’’Макдоннел—Дуглас” предлагает 300-местный самолет ”Ори-
ент Экспресс”, способный за 2 часа долететь из Лос-Анжелеса до Токио,
Тип двигателя на этом самолете маршевого назначения окончательно не
определен. Но его применение в СУ связывается одновременно и с ис-
пользованием для воздушно-космического самолета (ВКС), вероятный
тип двигателя для которого известен — это РТД на криогенном топливе
с турбокомпрессором, работающим на режиме крейсерского полета с
М = 5,0, обеспечивающим в этих условиях определенные преимущества
перед ПВРД (рис. 8.11). Заметим, что значительные преимущества в ло-
бовой тяге воздушно-реактивного РТД, работающего на турбокомпрес-
сорном режиме при высоком М крейсерского участка полета, перед
ПВРД или перед РТД с авторотирующим турбокомпрессором (до 30 %
при Мкр = 5,0) могут быть обеспечены только выбором соответствую-
щих параметров РТД и ПВРД, при которых увеличение перепада давле-
ния в реактивном сопле РТД оказывается достаточным для получения
такого выигрыша в удельной тяге и улучшения летно-технических ха-
рактеристик ГПС. Целесообразность использования комбинированных
воздушно-реактивных двигателей, вообще, и РТД с ’’паротопливными”
и газовыми турбинами, в частности, при работе турбокомпрессорного
257
контура на крейсерском режиме полета при больших М будет оправдана
только при условии обеспечения надежного охлаждения не только горя-
чей, но и холодной (воздухозаборник — компрессор) частей двигателя.
Гиперзвуковые летательные аппараты разгонного
и разгонно-маршевого назначения
К гиперзвуковым аппаратам этого класса в первую очередь могут
быть отнесены ракетные системы различного класса:
ракеты ’’земля—воздух” космического назначения, использующие
подъемную силу корпуса ракеты (например, ракеты с РПД жидкого
топлива для разгона первой степени трехступенчатой космической
ракеты до М = 6,0, обеспечивающей по сравнению с ЖРД увеличение
полезного груза более чем на 25 %) ;
крылатые ракеты ’’воздух — воздух” и ’’воздух — поверхность”
и летающие мишени с РПД и РТД на твердом и жидком топливах, обес-
печивающих потенциальную возможность улучшения летно-технических
данных по сравнению с РДТТ или ЖРД;
воздушно-космические аппараты различного типа с комбинирован-
ными реактивными двигателями и высокоскоростными сверх- и гипер-
звуковыми ПВРД.
Среди этих групп гиперзвуковых летательных аппаратов наиболее
перспективными следует считать воздушно-космический самолет (ВКС)
и TAV (трансатмосферный аппарат) — ВКС неограниченной дальности
действия, способный функционировать как в атмосфере, так и в кос-
мосе и характеризующий, по мнению американских специалистов, но-
вый этап развития авиации [ 9].
Многочисленные предложения и проекты воздушно-космических
аппаратов можно разделить на две основные группы:
воздушно-космические самолеты челночного типа, призванные
обеспечить транспортировку грузов с земли на околоземную орбиту
или на планеты солнечной системы и рассматриваемые специалистами
как многоразовый транспортный аппарат второго поколения, призван-
ный заменить вертикально-стартующую систему типа ’’Спейс Шаттл”;
воздушно-космические самолеты трансатмосферных аппаратов мно-
гоцелевого назначения, совмещающие функции челночного ВКС, аппа-
рата для полетов в атмосфере и космосе и аппарата быстрого реагиро-
вания, способного менее чем за 30...40 мин попасть в любую зону пла-
неты [9].
В силу того, что стоимость создания таких аппаратов намного выше,
чем разработки и создания соответствующей многоразовой транспортной
системы ’’Спейс Шаттл”, наиболее перспективными являются аппараты
второго класса, представляющие собой многоцелевые системы, способ-
ные одновременно достаточно эффективно выполнять и функции чел-
ночных ВКС.
258
Функции ВКС TAV, способы и области его использования для ве-
дения гражданских и транспортных операций еще недостаточно уточ-
нены. Американские специалисты рассматривают его как многоцелевой
гиперзвуковой самолет неограниченного радиуса действия.
В результате проведения работ по программам создания гиперзвуко-
вых двух- и одноступенчатых воздушно-космических аппаратов к нас-
тоящему времени выявлены ключевые проблемы разработки ВКС TAV в
области аэродинамики и компоновок самолета, траектории полета, ма-
териалов и конструкции, а также прояснены подходы к выбору типа
двигателей СУ перспективных гиперзвукововых летательных аппаратов.
Анализ вероятных вариантов выбора двигателей для СУ ВКС TAV,
выполненный в ходе работ как по различным программам США, так и
при создании СУ перспективных разгонных систем европейских гипер-
звуковых ЛА, привел к следующим основным результатам.
1.	Улучшение характеристик СУ ВКС на участках разгона — набора
высоты может быть достигнуто путем использования в качестве состав-
ного элемента рабочего тела двигателей воздуха, обеспечивающего
уменьшение удельного расхода топлива (увеличения удельного импуль-
са по топливу) практически на всех участках разгона в атмосфере, т.е.
применение воздушно-реактивных до-, сверх- и гиперзвуковых ВРД
или комбинированных реактивных двигателей с улучшенными массо-
выми показателями.
2.	С целью улучшения летно-технических данных двух- и односту-
пенчатых ВКС на гиперзвуковых скоростях полета целесообразно приме-
нение гиперзвуковых ПВРД при обеспечении достаточно низких массо-
вых показателей.
3.	С целью сокращения времени разгона и увеличения лобовой тяги
СУ на режимах разгона — набора высоты в атмосфере ГЛА целесообраз-
но сочетание ЖРД и ВРД в смешанной СУ или в комбинированном двига-
теле.
4.	Улучшение характеристик ЖРД, используемого как в составе
смешанной СУ для разгона в атмосфере, так и в качестве основного дви-
гателя в космосе, может быть достигнуто путем:
применения перспективных топлив на основе фтора и водорода
вместо используемых кислорода и водорода;
разработки методов применения газов, находящихся в метастабиль-
ном состоянии, обеспечивающих существенное увеличение удельного
импульса по топливу в сравнении с высококалорийными криогенными
топливами (кислород + водород) ;
применения двухкамерного ЖРД на трехкомпонентном топлйве:
кислород-углеводородном во внутренней камере на малых скоростях
полета и кислород-водородном в наружной осесимметричной камере при
больших скоростях разгона и соответствующем регулировании проход-
ных сечений реактивного сопла (две позиции).
259
При разгоне перспективных ВКС TAV от старта до участка, где Мп =
= 6,0, могут использоваться комбинированные РД или смешанная СУ,
состоящая из ГТД и ПВРД.
Согласно работе [31] использование в составе СУ гиперзвукового
самолета-носителя (1 ступени) двухступенчатого ВКС смешанной сило-
вой установки, состоящей из водородного СПВРД в диапазоне чисел
Мп от 1,5 до 6,0 и жидкостного ракетного двигателя, работающего на
водороде и кислороде от старта до участка сМп = 2,9,к обеспечивает
увеличение относительной массы полезного груза до 40 % по сравнению
с разгонщиком ВКС, использующим только водород-кислородные ЖРД.
Для более интенсивного разгона с целью сокращения массы и увели-
чения лобовой тяги в качестве СУ в диапазоне чисел Мп от 0 до 6,0
могут быть использованы комбинированные двигатели различных
схем.
Ракетно-турбинные двигатели, работающие
на ракетном топливе (однокомпонентное и двухкомпонент-
ное), обеспечивая увеличение лобовой тяги, снижение удельной мас-
сы и увеличение удельного импульса по топливу по сравнению с ЖРД
или механической комбинацией ЖРД+ТРД позволяют улучшить летно-
технические данные ВКС при разгоне в атмосфере (по сравнению с ЖРД
и ТРД). В частности, фирма Эроджет Тексистемз разрабатывает такой
двигатель для ВКС TAV, в котором в качестве рабочего тела турбины
могут быть использованы продукты разложения в каталитическом реак-
торе окиси этилена или гидразина или продукты сгорания пёреобога-
щенной смеси двухкомпонентного топлива (кислород + водород, кисло-
род + метан, кислород + пропан).
Ракетно-турбинные двигатели комбинирован-
ного типа, работающие на ракетном топливе (ком-
бинация РТД с ЖРД, смонтированных в едином блоке) (см. рис. 5.3).
В этом двигателе из-за наличия ЖРД можно обеспечить разгон аппарата
не только в атмосфере, но и в космосе, а при работе в атмосфере обеспе-
чить большую лобовую тягу и более низкую удельную массу, чем в РТД
обычного типа.
Воздушно-реактивные ракетно-турбинные
двигатели на криогенных топливах — РТДпароводо-
родной схемы или парометановый РТД с использованием регенератив-
ного цикла, позволяя существенно улучшить экономические характе-
ристики РТД, работающего на ракетном топливе, при некотором увели-
чении удельной массы также может рассматриваться в качестве двигате-
ля СУ ВКС TAV. Так, согласно оценкам фирмы Эроджет использование
водорода, регенеративно охлаждающего конструкцию ГЛА и СУ, будучи
использовано в качестве рабочего тела РТД, позволит обеспечить удель-
ный импульс /удср ~4000 с в диапазоне Мп = 0...3 и свыше 2500 с при
Мп = 5,0. Английская фирма ’’Бритиш Эроспейс” для разрабатываемого
260
ею одноступенчатого ВКС ’’Хотол” предполагает использовать создавае-
мый фирмой Роллс-Ройс РТД пароводородной схемы с предварительным
глубоким охлаждением воздуха на входе в компрессор. Двигатель
такой схемы позволит обеспечить разгон ВКС до Мп = 5,0 и Н = 26 км
при расходовании всего 18 % топлива от стартовой массы аппарата, в то
время как расход топлива ЖРД (водород + кислород) для тех же усло-
вий достигает 45...50 %. Относительная масса полезного груза, выводи-
мого на околоземную орбиту ВКС ’’Хотол” стартовой массой 250 т,
составляет, согласно данным фирмы ВАе, 7 т, что более чем в 2 раза
превышает относительную массу полезного груза, выводимого совре-
менной многоразовой системой ’’Спейс Шаттл”.
Комбинированные реактивные двигатели с
использованием цикла сжижения атмосферного
воздуха (жидкостно-воздушный цикл двигателя при охлаждении
и сжижении воздуха) и сжиженного воздуха в качестве рабочего тела
ракетного двигателя, обеспечивая увеличение удельного импульса СУ
ВКС по сравнению с ЖРД, создает условия для улучшения летно-техни-
ческих данных ВКС.
Фирма ’’Мицубиси” (Япония) предлагает для ВКС ракетный двига-
тель с сжижением воздуха, в котором благодаря использованию хладо-
ресурса обоих компонентов водородо-кислородного ЖРД (хладоресурса
всего запаса водорода на борту при полете в атмосфере и находящиеся
в баках в переохлажденном состоянии обоих компонентов) удается
существенно увеличить относительную массу воздуха, сжижаемого
единицей массы горючего по сравнению с жидкостно-воздушным циклом
двигателя и реализовать средний импульс на участке разгона в атмос-
фере в диапазоне чисел Мп от 0 до 12 /уд = 800 с при удельном весе
То = 0,025 кг/кг [28].	Ф
Р а к е т н о - т у р б и н н ы й двигатель с сжижением
атмосферного воздуха, относящийся к группе воздушно-
реактивных комбинированных двигателей, обладает безусловными преи-
муществами в экономичности как перед ракетными двигателями с сжи-
жением воздуха, так и перед другими типами комбинированных воз-
душно-реактивных двигателей (например, РТД пароводородной схемы)
из-за более высоких параметров цикла, реализуемых в двигателе этой
схемы, при более низкой удельной массе. Так, средний импульс такого
двигателя при М « 0, Н = 0 почти на 10 % выше удельного импульса
РТДП и составляет примерно 5500 с при таком же (до 10 %) снижении
удельной массы.
Гиперзвуковой ПВРД, являясь единственным типом высо-
коэкономичного воздушно-реактивного двигателя, работоспособного и
эффективного в области больших гиперзвуковых скоростей полета
(Мп от 8 и до орбитальных), позволяет в результате существенного по-
вышения экономичности по сравнению с ЖРД на всей траектории раз-
261
гона улучшить летно-технические данные ВКС различных типов (как
двух- так и одноступенчатых), если будут обеспечены приемлемые
массовые показатели этих двигателей и его регулирование на всех участ-
ках разгона.
Приведенные материалы показывают, что разработка эффектив-
ных высокоскоростных сверх- и гиперзвуковых ПВРД, так же как и
комбинированных реактивных двигателей, является непременным усло-
вием создания гиперзвуковых летательных аппаратов будущего.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М., ’’Наука”, 1976, 824 с.
2.	Абрамович Ю.В. и др. Инженерные методы и программы аэродинамическо-
го расчета на ЭВМ характеристик летательных аппаратов при гиперзвуковых ско-
ростях полета /Абрамович Ю.В., Дьячевский А.П., Ковалев В.Е., Широкопояс Е.П.//
Сб. науч, тр./ ЦАГИ, 1974. Вып. 1580,129 с.
3.	Албегов Р.В. и др. Особенности рабочего процесса в комбинированной
камере сгорания при подводе тепла к до- и сверхзвуковому потоку. АН СССР
/Албегов Р.В., Курзинер Р.И., Петров М.Д., Шихман Ю.М.//С6. науч. тр. VII чтений,
посвященных разработке научного наследия и развитию идей Ф.А. Цандера.Секция
’’Теория и конструкция двигателей”. М.: ИИЕиТ АН СССР. 1985. С.93-106.
4.	Аннушкин Ю.М., Дружинин Л.Н., Сосунов В.А. К теории оптимального ра-
кетно-прямоточного двигателя с дожиганием топлива в воздушной камере //Сб.
науч. тр. I чтений, посвященных разработке научного наследия и развитию идей
Ф.А. Цандера. Секция ”Теория и конструкция двигателей”. М.: ИИЕиТ АН СССР.
1972. С.5-21.
5.	Аннушкин Ю.М. Основные закономерности выгорания турбулентных струй
водорода в воздушных каналах// АН СССР, Новосибирск. Физика горения и взры-
ва. 1981. №4. С.59-72.
6.	Вулис Л.А., Ершин Ш.А. и Ярин Л.П. Основы теории газового факела. М.:
Энергия, 1968. 342 с.
7.	Зельдович Я.Б. К теории горения непере мешанных газов//АН СССР.ЖЭТФ.
1949. Т.19. №10. С.107-114.
8.	Зуев B.G, Макарон В.С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных дви-
гателей. М.: Машиностроение, 1971. 368 с.
9.	Исследование концепций трансатмосферного летательного аппарата TAV
// Техн, информация ЦАГИ (обзоры и рефераты по материалам иностранной пе-
чати) . Сер. ’’Авиационная и ракетная техника”. 1985. № 17. 28 с.
10.	Квасников А.В. Теория жидкостных ракетных двигателей. М.: Судпром-
издат, 1959. 542 с.
11.	Кириллин В.А., Сычев В.В., Шейндлин А.Е. Техническая термодинамика.
М.: Машиностроение, 1983. 416 с.
12.	Коральннк Б.Н., Хилько Р.АМ Гатин Р.Ю. Интеграция силовой установки
и летательного аппарата при больших сверхзвуковых скоростях полета.// Сб. науч,
тр. VIII чтений, посвященных разработке научного наследия и развитию идей
Ф.А. Цандера: М.: ИИЕиТ АН СССР. 1988.
13.	Курзинер Р.И., Князев А.Н., Захаров И.В.// Сб. науч. тр. II чтений, посвя-
щенных разработке научного наследия и развитий идей Ф.А. Цандера, Секция
’•Теория и конструкция двигателей”, М.: ИИЕиТ АН СССР, 1974. С.64-75,96-107.
14.	Орлов Б.В. и др. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей
262
для беспилотных летательных аппаратов/Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю., Рейдель А. Л.,
Степанов М.Н., Топчиев Ю.И. М.: Машиностроение, 1967. 424 с.
15.	Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Под ред.
В.И. Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1983. 703 с.
16.	Проект перспективного одноступенчатого крылатого МВКА ’’Стар Рейкер”
с горизонтальным стартом и посадкой// Реф. переводов с англ. Техн, информация
ЦАГИ. Сер. ’’Авиационная и ракетная техника”. 1982 № 1. С. 11-23.
17.	Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. М.: Машинострое-
ние, 1987. 568 с.
18.	Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. М.: Машиностроение,
1979. 431 с.
19.	Турбулентное смешение газовых струй. Под ред. Г.Н. Абрамовича. М.:
Наука, 1974. 215 с.
20.	Черкез А.Я. Инженерные расчеты газотурбинных двигателей методом
малых отклонений. М.: Машиностроение, 1975. 378 с.
21.	Хайлов В.М. Химическая релаксация в соплах реактивных двигателей.
М.: Машиностроение, 1975. 159 с.
22.	Щетников Е.С. Физика горения газов. М.: Наука, 1965. 740 с.
23.	Югов О.К., Селиванов О.Д. Согласование характеристик самолета и дви-
гателя. М.: Машиностроение, 1980. 200 с.
24.	Янч Эрих. Прогнозирование научно-технического прогресса. Пер. с англ.,
М.: Прогресс, 1974. 586 с.
25.	Billig E^S. External Burning in Supersonic Streams. The Johns Hopkins University.
Appl. Phys. Lab.Techn. Memor. 1967, NT.G. -912.
26.	Bray K.N.C Simplified Sudden-Freezing Analysis for Nonequilibrium Nozzle
Flows. ARS J , 1$61, N 6. P 831*834
27	Ferry A. Supersonic combustion technology. ’’Supersonic Turbo-Jet Propulsion
Systemsand Components”, 1969. P. 179-240.
28.	Hirakoso H., Itoh T., Hasegawa K. Plan of Future Air Freathing Propulsion
System. XV Intern. STS, Tokio, 1986
29	Shapiro A.H. and al The Aerothermopressor — a Device for Imporoving the
Performance of a Gas Turbine Power Plant. Trans, of the ASME, N 3F1969.
30.	Tanatsugu N , Lo R.E , Manski D., Schoettle U.H. An analytical study on Two-
Stage Launcher with Separate Ramjet and Rocket Propulsion. XV Intern. STS,Tokio,
1986. P. 6.
31	Tsujikawa Y , Sawada T Analysis of an Intercooled Gas Turbine Cycle with
hydrogen Turbine and recuperative Heater. Hydrogen Energy Progresses V, USA, Perg.
Press. 1984. P 1481-1492.
32	Tsujikawa Y., Sawada T., Hirano H. Effects of Suction Air on the Perofrmance
of Liquid hydrogen fueled supersonic Aircraft Engine. XV Intern. STS, Tokio, 1986.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие........................................................ 3
Введение.........................................................   5
Глава 1. Термодинамические основы прямоточных и комбинированных
реактивных двигателей............................................. 22
1.1.	Эффективность ПВРД........................................ 23
1.2.	Эффективность циклов комбинированных двигателей......,	.	34
1.3.	Работоспособность системы................................. 44
1.4.	Оптимизация параметров циклов............................. 49
1.5.	Параметры генераторного и основного циклов................ 59
1.6.	Оптимизация параметров комбинированных двигателей......... 73
1.7.	Требования к топливам комбинированных двигателей.......... 88
263
Глава 2. Методы расчета параметров рабочего процесса ПВРД и комби-
нированных двигателей ............................................. 99
2.1.	Термодинамические процессы в газах......................... 99
2.2.	Уравнения равновесия........................................ 101
2.3.	Уравнения сохранения энергии и массы...................... 103
2.4.	Расчет параметров рабочего процесса......................... 108
Глава 3. Прямоточные двигатели для больших сверх- и гиперзвуковых
скоростей полета.................................................. 119
3.1.	Особенности методов расчета параметров СПВРД.............. 124
3.2.	Особенности методов расчета параметров ГПВРД.............. 135
3.3.	ГПВРД внешнего горения.................................... 151
3.4.	Анализ влияния исходных данных на удельные параметры прямо-
точных ВРД..................................................... 154
Глава 4. Турбопрямоточные двигатели (ТПД)......................... 159
4.1. Основные схемы турбопрямоточных двигателей................ 159
4.2. Особенности работы и характеристики турбопрямоточных двига-
телей........................................................   164
Глава 5. Ракетно-турбинные двигатели (РТД)........................ 166
5.1.	Основные типы РТД......................................... 166
5.2.	Сравнение параметров РТД, ТРДФ и смешанной силовой установ-
ки	в......................................................... 172
5.3.	Удельные параметры РТД......*............................. 176
5.4.	Основные принципы регулирования РТД и их характеристики.	181
Глава 6. Комбинированные реактивные двигатели на криогенных топ-
ливах. ........................................................... 188
6.1.	Основные свойства и способы получения криогенных топлив.	188
6.2.	Способы повышения эффективности циклов ВРД при использова-
нии криогенных топлий........................................   191
6.3.	Комбинированные двигатели ракетного типа.................. 195
6.4.	Комбинированные воздушно-реактивные двигатели............. 197
6.5.	Параметры и характеристики водородных ГТД комбинированных
схем........................................................... 211
Глава 7. Ракетно-прямоточные двигатели (РПД)...................... 214
7.1.	Принципиальные схемы РПД.................................. 214
7.2.	Топлива РПД............................................... 217
7.3.	Основы термогазодинамического расчета РПД................. 218
7.4.	Удельные параметры и характеристики РПД................... 223
7.5.	Особенности рабочих процессов РПД и ПВРД.................. 226
Глава 8. Методы анализа эффективности и области применения комби-
нированных реактивных и высокоскоростных ВРД...................... 238
8.1.	Аэродинамические и массовые характеристики пшерзвуковых
летательных аппаратов (ГЛА)....................................... 239
8.2.	Основные летно^гехнические данные самолета..............  7^7
8.3.	Особенности интеграции силовой установки и летательного аппарата
при гиперзвуковых скоростях полета............................. 250
8.4.	Основные структуры математических моделей интегрированных
систем СУ - ГЛА и оптимизация характеристик ГЛА................ 253
8.5.	Применение комбинированных реактивных двигателей и высоко-
скоростных ПВРД в гиперзвуковых летательных аппаратах. . . г.	255
Список литературы................................................. 262