Arskama.ru

Автомобильный журнал
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Чему равно кпд реактивного двигателя

СРАВНЕНИЕ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С МЕДЛЕННЫМ ГОРЕНИЕМ И ГОРЕНИЕМ В ДЕТОНАЦИОННЫХ ВОЛНАХ

Автор: Александр Николаевич Крайко

Организация: Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова

Выполнено сравнение термических коэффициентов полезного действия и удельных тяг и импульсов прямоточных реактивных двигателей разных типов с медленным («дефлаграционным») горением (МГ) и с горением в движущихся (пульсирующих и вращающихся – «спиновых») и неподвижных детонационных волнах (ДВ). Актуальность такого сравнения обусловлена распространенными, особенно в последнее время, утверждениями о возможном увеличении тяговых характеристик воздушно-реактивных двигателей (ВРД) с горением в ДВ (в первую очередь, в пульсирующих – PDE и вращающихся – RDE ) на десятки процентов в сравнении с прямоточными ВРД (ПВРД) с МГ при постоянном давлении в дозвуковом потоке. Подобные прогнозы, однако, опираются не на прямой расчет тяг этих двигателей, а на сравнение их идеальных термических коэффициентов полезного действия (кпд) – h th и на применимые только к стационарным течениям в инерциальных системах координат формулы, связывающие также идеальные удельные тяги и импульсы с идеальными кпд. Для PDE эти формулы неверны из-за нестационарности течения.

В России утверждения о преимуществах детонационного горения (ДГ) нередко сопровождаются ссылками на заметку Я.Б. Зельдовича [1] 1940 г., переведенную на Западе только в начале XXI века. Для незнакомых с этой заметкой ссылки на столь авторитетного ученого производят требуемый эффект в противоположность тому, что писал сам автор. Хотя Я.Б. Зельдович обнаружил некоторое увеличение термического коэффициента полезного действия (КПД) при ДГ, это не вызвало у него эйфории. Напротив, в той же заметке высказаны только скептические соображения о применении ДГ, например: » . поиски циклов с ДГ в погоне за небольшим увеличением принципиально достижимого кпд бесперспективны» . Ни в этой, ни в других публикациях Я.Б. Зельдовича высказываний в поддержку ДГ нет.

В развитие [1, 2] выполнен термодинамический анализ разных типов ВРД с ДГ и МГ. В исследуемых далее ВРД горению почти всегда предшествует сжатие в воздухозаборнике поступающего из атмосферы со скоростью V воздуха и всегда заканчивается «расчетным» расширением в сопле продуктов сгорания до давления набегающего потока р. В рассматриваемых моделях двигателей предварительное сжатие воздуха в воздухозаборнике и расширение продуктов сгорания в сопле принимаются изэнтропическими и стационарными. По определенным, как в [2], идеальным термическим кпд ( h th ) находится отношение Ve / V , где Ve – скорость на выходе из сопла при расчетном расширении до р. Удельные тяга и импульс пропорциональны разности ( Ve / V – 1). Рассмотренные типы ВРД включают двигатели с МГ при постоянном давлении, как в ПВРД (по циклу Брайтона), и постоянном объеме (по циклу Хэмфри), пульсирующие детонационные двигатели ( PDE ) с горением в ДВ Чепмена — Жуге (ДВ CJ ), ВРД с горением в стационарных ДВ CJ , в том числе, с предварительным торможением сверхзвукового потока ( SDE y ³ 1 , y = Т3, Т и Т3 – температуры холодного воздуха и горючей смеси перед ДВ) и в косой ДВ – SDEOSW (при y = 1).

При фиксированных показателях адиабаты воздуха, горючей смеси и продуктов сгорания идеальные характеристики рассмотренных ВРД, предполагающие, как в [2], отсутствие потерь при торможении воздуха в воздухозаборнике, его смешении с газообразным топливом и истечении продуктов сгорания из реактивного сопла, зависят от двух безразмерных параметров: числа Маха полета М и q ° = q /( cpT ) – безразмерной теплотворной способности горючей смеси (ср – теплоемкость при постоянном давлении). При q ° = 6 и 9 сравнение идеальных кпд h th и рассчитанных по h th с помощью упомянутых выше формул (незаконных для PDE ) идеальных удельных тяг и импульсов всех рассмотренных двигателей выполнено для М от 0.3 до 8. Для этих q ° и М по такой идеальной тяге PDE незначительно превосходит ВРД с горением при постоянном объеме (по циклу Хэмфри), а ПВРД с МГ – намного только при М PDE над идеальными тягами других ВРД за исключением SDEOSW быстро уменьшается. Так, при q ° = 6 и 9 превосходство по идеальной тяге PDE над остальными становится малым при увеличении числа Маха полета М.

Пусть PDE имеет n цилиндрических, синхронно работающих групп детонационных камер (ДК) с мгновенно открывающимися и закрывающимися клапанами (входными силовыми стенками). При открытых клапанах в ДК поступает идеально перемешанная горючая смесь. Период работы одной ДК PDE можно разбить на несколько этапов: 1. Открытие клапана, заполнение ДК горючей смесью, мгновенные закрытие клапана и инициирование ДВ волны у входного конца ДК; 2. Приход ДВ на правый конец ДК – сечение входа в идеально регулируемое реактивное сопло; 3. ДВ отражается от правого частично открытого сечения ДК (сужения сопла) как ударная волна (УВ), которая движется к закрытому входному сечению ДК. Далее нестационарные ударные волны, двигаясь по ДК, могут несколько раз отразиться от ее концов. Несмотря на затухание, отражающиеся УВ – не учитываемый при определении идеальных характеристик PDE источник роста энтропии. Клапан мгновенно открывается, когда среднее давление продуктов сгорания в ДК становится меньше давления заторможенного воздуха и идеально перемешанного с ним топлива в объеме перед клапаном.

Истечение продуктов сгорания происходит на протяжении всего цикла работы PDE . Течение в расширяющейся части сопла квазистационарное и изэнтропическое, площадь выходного сечения сопла идеально регулируемая. Расчёты проводились в рамках одномерной задачи в приближении уравнений Эйлера. Система уравнений одномерной нестационарной газовой динамики численно решалась с помощью явной монотонной распадной разностной схемы второго порядка (для гладких решений) по пространственной координате х и по времени t . Второй порядок по времени обеспечивался привлечением схемы Рунге — Кутты. При заданных f ° (отношении площади критического сечения сопла к площади поперечного сечения ДК), М и q ° в течении периода работы ДК PDE отношение скоростей Ve / V получается как функция времени. Его интегрирование по периоду дает средние значения Ve / V и тяговые характеристики с учетом нестационарности и неизэнтропичности течения продуктов сгорания в детонационной камере.

На рисунке приведены кривые отношений Ve / V для ПВРД (цикл Брайтона, от времени не зависит) и для PDE : посчитанных по идеальному термическому кпд ( PDEth ) и для нескольких значений f °, найденных в рамках описанной выше нестационарной модели. Видно, что в типичных ситуациях ПВРД лучше многокамерных PDE с вращающимся клапаном (для f ° = 0.3 и 0.1 – при М ³ 2 и М ³ 3). Согласно [3] тяговые характеристики ПВРД заведомо лучше тяговых характеристик и однокамерного PDE , предложенного в [4]. По этим характеристикам уступают ПВРД и все рассмотренные выше ВРД с горением в стационарных ДВ. Из еще не рассмотренных «детонационных» ВРД в последнее время особое внимание уделяется двигателям с вращающейся или спиновой ДВ ( RDE ). Одно из объяснений такого внимания – переход к стационарному течению во вращающейся со скоростью ДВ системе координат и последующие рассуждения с сохраняющейся в стационарных потоках полной энтальпией. При этом, правда, забывают, что в координатах, вращающихся с угловой скоростью w , вдоль линий тока сохраняется не «обычная» полная энтальпия H , а разность H ° = H – ( w r ) 2 /2. В кольцевой камере сгорания RDE произведение w r равно скорости детонационной волны. Поэтому величина w так велика, что любые изменения радиальной координаты r при истечении продуктов сгорания заведомо исключают возможность определения отношения Ve / V через h th ВРД с ДГ. В противоположность этому, в силу сохранения H удельный импульс Isp RDE с сужающимся центральным телом и цилиндрической «внешней» образующей сопла заметно уменьшится. То что это так, подтверждают низкие значения Isp , рассчитанные в [5] для четырех вариантов RDE , летящих с М = 5 в однородной стехиометрической смеси водорода и воздуха с параметрами атмосферы Земли на высоте 20 км. Эти значения Isp = 1990, 2350, 2300 и 2250 с «традиционно» для авторов [5] (см. [3]) завышены: определяя Isp , они почему-то не учитывают сопротивления наветренной части центрального тела воздухозаборника. Исправленные значения Isp близки к 1420, 1830, 1780 и 1720 с, однако даже завышенные величины Isp заметно меньше Isp ПВРД, который при тех же условиях по оценке авторов [3] равен 3500 ¸ 3900 с. Дополнительное возрастание энтропии в RDE также имеет место – в УВ, примыкающей к ДВ на границе свежей горючей смеси и продуктов сгорания. Правда, интенсивность этой УВ невелика.

Читать еще:  Глохнет на холостых двигатель 2tr

Итак, утверждения о возможном увеличении тяговых характеристик ВРД на десятки процентов благодаря использованию ДГ необоснованны. Даже для дозвуковых и малых сверхзвуковых чисел Маха полета, на которых ВРД с МГ может по тяговым характеристикам уступать PDE , последние заведомо уступают ТРД с МГ. Поэтому преимущества ВРД с ДГ, если и возможно, то не по тяговым характеристикам, а по простоте конструкции (как при малых М по сравнению с ТРД) или по меньшей теплонапряженности тракта двигателя (напротив, при больших сверхзвуковых числах Маха М > 5 в сравнении c пульсирующим детонационно-дефлаграционным двигателем [6]).

Работа выполнена при поддержке РФФИ (проект 17-01-00126).

Рисунок: кривые Ve / V ПВРД (цикл Брайтона) и PDE , рассчитанные по идеальному кпд ( PDEth ) и по нестационарной модели

1. Зельдович Я.Б. К вопросу об энергетическом использовании детонационного горения // ЖТФ. 1940. Т. 10. Вып. 17. С. 1453-1461.

2. Heiser W.H., Pratt D.T. Thermodynamic Cycle Analysis of Pulse Detonation Engines // J. of Propulsion and Power. 2002. V. 18. No. 1. P. 68-76.

3. Егорян А.Д., Крайко А.Н., Пьянков К.С., Тишин А.П. О расчете характеристик импульсного детонационного двигателя и их сравнении с характеристиками ПВРД // Теплофизика и аэромеханика. 2016. Т . 23. № 2. С . 307-310.

4. Remeev N.Kh., Vlasenko V.V., Khakimov R.A. Analysis of operation process and possible performance of the supersonic ramjet-type pulse detonation engine // Pulse and continuous detonation propulsion / Eds. G. Roy, S. Frolov. Moskow: TORUS PRESS, 2006. P . 235-250.

5. Дубровский А.В., Иванов В.С., Зангиев А.Э., Фролов С.М. Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-реактивной силовой установки с непрерывно-детонационной камерой сгорания в условиях сверхзвукового полета // Химическая физика. 2016. Т. 35. № 6. С. 49-63.

6. Крайко А.Н., Александров В.Ю., Александров В.Г. и др. Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель. 2016. Патент РФ № 2585328.

КПД теплового двигателя

Средняя оценка: 4.2

Всего получено оценок: 217.

Средняя оценка: 4.2

Всего получено оценок: 217.

Тепловой двигатель (машина) — это устройство, преобразующее внутреннюю энергию топлива в механическую работу, обмениваясь теплотой с окружающими телами. Большинство современных автомобильных, самолетных, судовых и ракетных двигателей сконструированы на принципах работы теплового двигателя. Работа производится за счет изменения объема рабочего вещества, а для характеристики эффективности работы любого типа двигателя используется величина, которая называется коэффициентом полезного действия (КПД).

Как устроен тепловой двигатель

С точки зрения термодинамики (раздел физики, изучающий закономерности взаимных превращений внутренней и механической энергий и передачи энергии от одного тела другому) любой тепловой двигатель состоит из нагревателя, холодильника и рабочего тела.

Рис. 1. Структурная схема работы теплового двигателя:.

Первое упоминание о прототипе тепловой машине относится к паровой турбине, которая была изобретена еще в древнем Риме (II век до н.э.). Правда, изобретение не нашло тогда широкого применения из-за отсутствия в то время многих вспомогательных деталей. Например, тогда еще не был придуман такой ключевой элемент для работы любого механизма, как подшипник.

Общая схема работы любой тепловой машины выглядит так:

    Нагреватель имеет температуру T1 достаточно высокую, чтобы передать большое количество теплоты Q1.

  • Адиабатический процесс — это термодинамический процесс, происходящий без теплообмена с окружающей средой (Q=0);
  • Изотермический процесс — это термодинамический процесс, происходящий при постоянной температуре. Так как у идеального газа внутренняя энергия зависит только от температуры, то переданное газу количество тепла Q идет полностью на совершение работы A (Q = A).

Сади Карно доказал, что максимально возможный КПД, который может быть достигнут идеальным тепловым двигателем, определяется с помощью следующей формулы:

Формула Карно позволяет вычислить максимально возможный КПД теплового двигателя. Чем больше разница между температурами нагревателя и холодильника, тем больше КПД.

Какие реальные КПД у разных типов двигателей

Из приведенных примеров видно, что самые большие значения КПД (40-50%) имеют двигатели внутреннего сгорания (в дизельном варианте исполнения) и реактивные двигатели на жидком топливе.

Рис. 3. КПД реальных тепловых двигателей:.

Что мы узнали?

Итак, мы узнали что такое КПД двигателя. Величина КПД любого теплового двигателя всегда меньше 100 процентов. Чем больше разность температур нагревателя T1 и холодильника Т2, тем больше КПД.

Гидротурбина (ГТ)

Ротационный двигатель, преобразующий механическую энергию воды

Гидротурбина (ГТ) — гидравлическая турбина, водяная турбина, ротационный двигатель, преобразующий механическую энергию воды (ее энергию положения, давления и скоростную) в энергию вращающегося вала.

По принципу действия ГТ делятся на:

Основным рабочим органом ГТ, в котором происходит преобразование энергии, является рабочее колесо.

Вода подводится к рабочему колесу в активных ГТ через сопла, в реактивных — через направляющий аппарат.

В активной ГТ вода перед рабочим колесом и за ним имеет давление, равное атмосферному.

В реактивной ГТ давление воды перед рабочим колесом больше атмосферного, а за ним может быть как больше, так и меньше атмосферного давления.

Полный КПД гидротурбины h = hг · hm · h0 — отношение полезной мощности, отдаваемой турбинным валом, к мощности пропускаемой через ГТ воды.

В современной ГТ полный КПД равен 0,85-0,92; у лучших образцов ГТ он достигает 0,94-0,95.

Hr — гидравлический КПД гидротурбины.

Часть мощности, полученная колесом, расходуется на преодоление механических сопротивлений, эти потери учитываются механический КПД гидротурбин h0.

Утечка воды в обход рабочего колеса учитывается объёмным КПД гидротурбины.

Геометрические размеры ГТ характеризуются номинальным диаметром Д, рабочего колеса.

ГТ разных размеров образуют турбинную серию, если обладают однотипными рабочими колесами и геометрическими подобными элементами проточной части.

Определив необходимые параметры одной из ГТ данной серии, можно подсчитать, пользуясь формулами подобия, те же параметры для любой гидравлической турбины этой серии.

Читать еще:  Фазы работы четырехтактного двигателя

Каждую турбинную серию характеризует коэффициент быстроходности, численно равный частоте вращения вала ГТ, развивающей при напоре 1 м мощность 0,7355 квт (1 лс).

Чем больше этот коэффициент, тем больше частота вращения вала при заданных напоре и мощности.

ГТ и электрический генератор обходятся дешевле при увеличении частоты их вращения, поэтому стремятся строить ГТ с возможно большим коэффициентом быстроходности.

Однако в реактивных ГТ этому препятствует явление кавитации, вызывающее вибрацию агрегата, снижение КПД и разрушение материала ГТ.

Графики, выражающие зависимости величин, характеризующих ГТ, называются турбинными характеристиками.

В реальных условиях ГТ работают при меняющемся напоре; их поведение в этом случае изображается универсальными характеристиками для модели и эксплуатационными характеристиками — для натурной ГТ.

Универсальные характеристики строятся на основании лабораторных исследований модели, проточная часть которой геометрически подобна натурной.

На универсальных характеристиках, исходя из условий моделирования, в координатах приведенных величин расхода Q’1 л/сек и частоты вращения h’1 об/мин (характерных для ГТ данной серии диаметром рабочего колеса 1 м, работающих при напоре 1 м) наносятся изолинии равных КПД h%, коэффициент кавитации s и открытия направляющего аппарата a0.

Эксплуатационные характеристики строятся на основании универсальных и показывают зависимость КПД натурной турбины h% от нагрузки N Мвм и напора Нм при номинальной частоте вращения турбины n = const.

Здесь же обычно наносят линию ограничения мощности, выражающую зависимость гарантированной мощности от напора.

На этих же характеристиках изображают линии равных допустимых высот отсасывания HS м, показывающих заглубление рабочего колеса ГТ под уровень воды в нижнем бьефе (разность отметок расположения рабочего колеса и уровня нижнего бьефа).

Проточная часть реактивных ГТ состоит из следующих основных элементов:

спиральной камеры гидротурбины;

направляющего аппарата, регулирующего расход воды;

отсасывающей трубы, отводящей воду от ГТ.

Реактивные ГТ по направлению потока в рабочем колесе делятся на:

Термодинамика

Новая физическая идея — использование детонационного горения вместо обычного, дефлаграционного — позволяет радикально улучшить характеристики реактивного двигателя.

Говоря о космических программах, мы в первую очередь думаем о мощных ракетах, которые выводят на орбиту космические корабли. Сердце ракеты-носителя — ее двигатели, создающие реактивную тягу. Ракетный двигатель — это сложнейшее энергопреобразующее устройство, во многом напоминающее живой организм со своим характером и манерами поведения, которое создается поколениями ученых и инженеров. Поэтому изменить что-то в работающей машине практически невозможно: ракетчики говорят: «Не мешай машине работать. » Такой консерватизм, хотя он многократно оправдан практикой космических пусков, все же тормозит ракетно-космическое двигателестроение — одну из самых наукоемких областей деятельности человека. Необходимость изменений назрела уже давно: для решения целого ряда задач нужны существенно более энергоэффективные двигатели, чем те, которые эксплуатируются сегодня и которые по своему совершенству достигли предела.

Нужны новые идеи, новые физические принципы. Ниже речь пойдет именно о такой идее и о ее воплощении в демонстрационном образце ракетного двигателя нового типа.

Дефлаграция и детонация

В большинстве существующих ракетных двигателей химическая энергия горючего преобразуется в тепло и механическую работу за счет медленного (дозвукового) горения — дефлаграции — при практически постоянном давлении: P=const . Однако, кроме дефлаграции, известен и другой режим горения — детонация. При детонации химическая реакция окисления горючего протекает в режиме самовоспламенения при высоких значениях температуры и давления за сильной ударной волной, бегущей с высокой сверхзвуковой скоростью. Если при дефлаграции углеводородного горючего мощность тепловыделения с единицы площади поверхности фронта реакции составляет

1 МВт/м2, то мощность тепловыделения в детонационном фронте на три-четыре порядка выше и может достигать 10000 МВт/м2 (выше мощности излучения с поверхности Солнца!). Кроме того, в отличие от продуктов медленного горения, продукты детонации обладают огромной кинетической энергией: скорость продуктов детонации в

20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения. Возникают вопросы: нельзя ли в ракетном двигателе вместо дефлаграции использовать детонацию и приведет ли замена режима горения к повышению энергоэффективности двигателя?

Приведем простой пример, который иллюстрирует преимущества детонационного горения в ракетном двигателе над дефлаграционным. Рассмотрим три одинаковых камеры сгорания (КС) в виде трубы с одним закрытым и другим открытым концом, которые заполнены одинаковой горючей смесью при одинаковых условиях и поставлены закрытым концом вертикально на тягоизмерительные весы (рис. 1). Энергию зажигания будем считать пренебрежимо малой по сравнению с химической энергией горючего в трубе.

Рис. 1. Энергоэффективность детонационного двигателя

Пусть в первой трубе горючая смесь зажигается одним источником, например, автомобильной свечой, расположенной у закрытого конца. После зажигания вверх по трубе побежит медленное пламя, видимая скорость которого обычно не превышает 10 м/c, то есть много меньше скорости звука (около 340 м/с). Это означает, что давление в трубе P будет очень мало отличаться от атмосферного Pa , и показания весов практически не изменятся. Другими словами, такое (дефлаграционное) сжигание смеси фактически не приводит к появлению избыточного давления на закрытом конце трубы, и, следовательно, дополнительной силы, действующей на весы. В таких случаях говорят, что полезная работа цикла с P = Pa = const равна нулю и, следовательно, равен нулю термодинамический коэффициент полезного действия (КПД). Именно поэтому в существующих силовых установках горение организуется не при атмосферном, а при повышенном давлении P Pa , получаемом с помощью турбонасосов. В современных ракетных двигателях среднее давление в КС достигает 200-300 атм.

Попытаемся изменить ситуацию, установив во второй трубе множество источников зажигания, которые одновременно зажигают горючую смесь по всему объему. В этом случае давление в трубе P быстро возрастет, как правило, в семь-десять раз, и показания весов изменятся: на закрытый конец трубы в течение некоторого времени — времени истечения продуктов горения в атмосферу — будет действовать достаточно большая сила, которая способна совершить большую работу. Что же изменилось? Изменилась организация процесса горения в КС: вместо горения при постоянном давлении P = const мы организовали горение при постоянном объеме V = const .

Теперь вспомним о возможности организации детонационного горения нашей смеси и в третьей трубе вместо множества распределенных слабых источников зажигания установим, как и в первой трубе, один источник зажигания у закрытого конца трубы, но не слабый, а сильный — такой, который приведет к возникновению не пламени, а детонационной волны. Возникнув, детонационная волна побежит вверх по трубе с высокой сверхзвуковой скоростью (около 2000 м/с), так что вся смесь в трубе сгорит очень быстро, и давление в среднем повысится как при постоянном объеме — в семь-десять раз. При более детальном рассмотрении оказывается, что работа, совершенная в цикле с детонационным горением, будет даже выше, чем в цикле V = const .

Таким образом, при прочих равных условиях детонационное сгорание горючей смеси в КС позволяет получить максимальную полезную работу по сравнению с дефлаграционным горением при P = const и V = const , то есть позволяет получить максимальный термодинамический КПД . Если вместо существующих ракетных двигателей с дефлаграционным горением использовать двигатели с детонационным горением, то такие двигатели могли бы дать чрезвычайно большие выгоды. Этот результат был впервые получен нашим великим соотечественником академиком Яковом Борисовичем Зельдовичем еще в 1940 году, однако до сих пор не нашел практического применения. Основная причина этому — сложность организации управляемого детонационного горения штатных ракетных топлив.

Читать еще:  Холодная обкатка новых двигателей

Мощность тепловыделения в детонационном фронте на 3-4 порядка выше, чем во фронте обычного дефлаграционного горения и может превышать мощность излучения с поверхности Солнца. Скорость продуктов детонации в 20-25 раз выше скорости продуктов медленного горения

Демонстрационный образец ДРД, установленный на испытательном стенде

Фото: Сергей Фролов

Импульсный и непрерывный режимы

До настоящего времени предложено множество схем организации управляемого детонационного горения, включая схемы с импульсно-детонационным и с непрерывно-детонационным рабочим процессом. Импульсно-детонационный рабочий процесс основан на циклическом заполнении КС горючей смесью с последующим зажиганием, распространением детонации и истечением продуктов в окружающее пространство (как в третьей трубе в рассмотренном выше примере). Непрерывно-детонационный рабочий процесс основан на непрерывной подаче горючей смеси в КС и ее непрерывном сгорании в одной или нескольких детонационных волнах, непрерывно циркулирующих в тангенциальном направлении поперек потока.

Концепция КС с непрерывной детонацией предложена в 1959 году академиком Богданом Вячеславовичем Войцеховским и долгое время изучалась в Институте гидродинамики СО РАН. Простейшая непрерывно-детонационная КС представляет собой кольцевой канал, образованный стенками двух коаксиальных цилиндров (рис. 2). Если на днище кольцевого канала поместить смесительную головку, а другой конец канала оборудовать реактивным соплом, то получится проточный кольцевой реактивный двигатель. Детонационное горение в такой КС можно организовать, сжигая горючую смесь, подаваемую через смесительную головку, в детонационной волне, непрерывно циркулирующей над днищем. При этом в детонационной волне будет сгорать горючая смесь, вновь поступившая в КС за время одного оборота волны по окружности кольцевого канала. К другим достоинствам таких КС относят простоту конструкции, однократное зажигание, квазистационарное истечение продуктов детонации, высокую частоту циклов (килогерцы), малый продольный размер, низкий уровень эмиссии вредных веществ, низкий уровень шума и вибраций.

Заданный удельный импульс в детонационном ракетном двигателе достигается при значительно меньшем давлении, чем в традиционном жидкостном ракетном двигателе. Это позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей

Рис. 2. Схема детонационного ракетного двигателя

В рамках проекта Минобрнауки создан демонстрационный образец непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД) с КС диаметром 100 мм и шириной кольцевого канала 5 мм, который испытан при работе на топливных парах водород—кислород, сжиженный природный газ—кислород и пропан-бутан—кислород. Огневые испытания ДРД проводились на специально разработанном испытательном стенде. Длительность каждого огневого испытания — не более 2 с. За это время с помощью специальной диагностической аппаратуры регистрировались десятки тысяч оборотов детонационных волн в кольцевом канале КС. При работе ДРД на топливной паре водород—кислород впервые в мире экспериментально доказано, что термодинамический цикл с детонационным горением (цикл Зельдовича) на 7-8% эффективнее, чем термодинамический цикл с обычным горением при прочих равных условиях.

В рамках проекта создана уникальная, не имеющая мировых аналогов вычислительная технология, предназначенная для полномасштабного моделирования рабочего процесса в ДРД. Эта технология фактически позволяет проектировать двигатели нового типа. При сравнении результатов расчетов с измерениями оказалось, что расчет точно прогнозирует количество детонационных волн, циркулирующих в тангенциальном направлении в кольцевой КС ДРД заданной конструкции (четыре, три или одну волну, рис. 3). Расчет с приемлемой точностью предсказывает и рабочую частоту процесса, то есть дает значения скорости детонации, близкие к измеренным, и тягу, фактически развиваемую ДРД. Кроме того, расчет правильно предсказывает тенденции изменения параметров рабочего процесса при повышении расхода горючей смеси в ДРД заданной конструкции — как и в эксперименте, количество детонационных волн, частота вращения детонации и тяга при этом увеличиваются.

Рис. 3. Квазистационарные расчетные поля давления (а, б) и температуры (в) в условиях трех экспериментов (слева направо). Как и в экспериментах, в расчетах получены режимы с четырьмя, тремя и одной детонационными волнами

Основной показатель энергоэффективности ракетного двигателя — удельный импульс тяги, равный отношению тяги, развиваемой двигателем, к весовому секундному расходу горючей смеси. Удельный импульс измеряется в секундах (с). Зависимость удельного импульса тяги ДРД от среднего давления в КС, полученная в ходе огневых испытаний двигателя нового типа, такова, что удельный импульс увеличивается с ростом среднего давления в КС. Основной целевой показатель проекта — удельный импульс тяги 270 с в условиях на уровне моря — достигнут в огневых испытаниях при среднем давлении в КС, равном 32 атм. Измеренная тяга ДРД при этом превысила 3 кН.

При сравнении удельных характеристик ДРД с удельными характеристиками в традиционных жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) оказывается, что заданный удельный импульс в ДРД достигается при значительно меньшем среднем давлении, чем в ЖРД. Так, в ДРД удельный импульс в 260 с достигается при давлении в КС всего 24 атм, тогда как удельный импульс 263,3 с в известном отечественном двигателе РД-107А достигается при давлении в КС 61,2 атм, которое в 2,5 раза выше. Отметим, что двигатель РД-107А работает на топливной паре керосин—кислород и используется в первой ступени ракеты-носителя «Союз-ФГ». Такое значительное снижение среднего давления в ДРД позволит в перспективе кардинально изменить массогабаритные характеристики ракетных двигателей и снизить требования к турбонасосным агрегатам.

Вот и новая идея, и новые физические принципы.

Один из результатов проекта — разработанное техническое задание на проведение опытно-конструкторской работы (ОКР) по созданию опытного образца ДРД. Основная проблема, которую планируется решить в рамках ОКР,— обеспечить непрерывную работу ДРД в течение длительного времени (десятки минут). Для этого потребуется разработать эффективную систему охлаждения стенок двигателя.

Ввиду своего прорывного характера задача создания практического ДРД, несомненно, должна стать одной из приоритетных задач отечественного космического двигателестроения.

Сергей Фролов, доктор физико-математических наук, Институт химической физики им. Н.Н. Семенова РАН, профессор НИЯУ-МИФИ

Газ вместо керосина

Кадр видеосъемки огневых испытаний ДРД

Фото: Сергей Фролов

В 2014-2016 годах Министерством образования и науки РФ поддержан проект «Разработка технологий использования сжиженного природного газа (метан, пропан, бутан) в качестве топлива для ракетно-космической техники нового поколения и создание стендового демонстрационного образца ракетного двигателя». Проект предусматривает создание демонстрационного образца непрерывно-детонационного ракетного двигателя (ДРД), работающего на топливной паре «сжиженный природный газ (СПГ)—кислород». Исполнитель проекта — Центр импульсно-детонационного горения Института химической физики РАН. Индустриальный партнер проекта — Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз». В заявке на проект целесообразность использования в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) непрерывно-детонационного горения объяснялась более высоким термодинамическим КПД по сравнению с традиционным циклом, использующим медленное горение, а целесообразность использования СПГ объяснялась целым рядом преимуществ по сравнению с керосином: повышенным удельным импульсом тяги, доступностью и дешевизной, существенно меньшим сажеобразованием при горении и более высокими экологическими характеристиками. Теоретически замена керосина на СПГ в традиционном ЖРД сулит повышение удельного импульса на 3-4%, а переход от традиционного ЖРД к ДРД — на 13-15%.

PDF-версия

  • 26
  • 27
  • 28
  • 29
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector