Исследование эффективности воздухозаборных устройств для ракетно-прямоточного двигателя кормового расположения

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

УДК 621. 452. 22
ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ВОЗДУХОЗАБОРНЫХ УСТРОЙСТВ ДЛЯ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ КОРМОВОГО РАСПОЛОЖЕНИЯ
В. В. Ветров, А. И. Дикшев, Е. М. Костяной, А.С. Оськин
Проанализированы два варианта реализации выполненного в калибре летательного аппарата воздухозаборного устройства для ракетно-прямоточного двигателя кормового расположения: со сливом пограничного слоя и без него. На основе результатов численного моделирования показано, что для умеренных сверхзвуковых скоростей полета (М=2. --2,5) более предпочтительным является воздухозаборное устройство со сливом пограничного слоя.
Ключевые слова: воздухозаборное устройство, слив пограничного слоя, кормовое расположение, ракетно-прямоточный двигатель.
Одним из возможных вариантов развития управляемых артиллерийских снарядов (УАС) является использование в них в качестве бортовой двигательной установки ракетно-прямоточного двигателя (РПД) [1,2]. Для этого имеются как объективные предпосылки, так и определенные трудности. Среди ключевых предпосылок внедрения РПД в состав УАС можно отметить аспекты, связанные с общими тенденциями развития данного класса летательных аппаратов (ЛА) (рост дальности полета, снижение зависимости точности наведения от дальности стрельбы за счет использования сигналов спутниковых навигационных систем для коррекции траектории), а также специфические особенности их функционирования, обусловленные высокими стартовыми скоростями и движением в плотных слоях атмосферы. Трудности связаны, прежде всего, с большими стартовыми перегрузками, переменными условиями полета и с компоновочными особенностями УАС. Компоновочные особенности заключаются в том, что сохранение хороших аэродинамических характеристик для управляемого участка полета, требования к простоте и надежности конструкции, стремление к обеспечению максимально возможной плотности компоновки значительно сужают номенклатуру возможных вариантов реализации РПД в составе УАС. В частности, исключаются схемы с носовым расположением РПД либо с носовым воздухозаборным устройством (ВЗУ) и воздуховод-ным каналом. В данном контексте остро встает вопрос о том, возможно ли реализовать эффективный РПД в случае кормового расположения двигательной установки (ДУ) и ВЗУ. Причем с конструктивной точки зрения, а также с позиций функциональной надежности, предпочтительно нетранс-формируемое ВЗУ, реализованное в калибре снаряда. Данная статья посвящена вопросу эффективности такого воздухозаборного устройства.
Целью исследования является оценка эффективности различных вариантов реализации ВЗУ кормового расположения, выполненных в калибре ЛА.
Для достижения обозначенной цели решались следующие основные
задачи:
— структурный синтез ВЗУ кормового расположения, выполненных в калибре ЛА-
— получение методами численного моделирования дроссельных характеристик для разных вариантов ВЗУ в калибре ЛА-
— анализ полученных результатов и выбор наиболее предпочтительной конфигурации ВЗУ.
Для моделирования газодинамических процессов в ВЗУ использовался программный комплекс, базирующийся на решении системы уравнений Рейнольдса с использованием метода конечных объемов. Задача решалась в трехмерной постановке для ¼ части исследуемого ЛА. Замыкание уравнений Рейнольдса осуществлялось с использованием к-е модели турбулентности.
Торможение потока в ВЗУ утопленной конфигурации осуществляется преимущественно в псевдоскачке [3]. При этом велика роль пограничного слоя, который нарастает по мере приближения к ВЗУ и в месте взаимодействия со скачками уплотнения может эволюционировать в отрывные структуры, являющиеся источниками дополнительных потерь полного давления и причинами уменьшения коэффициента расхода воздуха. В связи с этим к рассмотрению предложены две конфигурации ВЗУ: со сливом пограничного слоя и без него (рис. 1).
а б
Рис. 1. Варианты ВЗУ: а — без слива пограничного слоя- б — со сливом пограничного слоя
В процессе исследования рассматривались числа Маха невозмущенного потока в диапазоне 1,5 — 2,5 и различные противодавления со стороны камеры дожигания. На каждом из рассматриваемых чисел Маха ВЗУ последовательно проходил режимы от «зуда» (сверхзвуковое течение
71
на выходе из ВЗУ), через рабочий режим, до режима помпажа.
Картины течения на входе в ВЗУ радикально различались в вариантах со сливом пограничного слоя и без него. В частности, на рис. 2, а отчетливо видны два мощных отрывных течения в области входного сечения ВЗУ без слива пограничного слоя, в то время как на рис. 2, б (вариант со сливом пограничного слоя) отрывные структуры находятся в области канала для слива пограничного слоя, а во внутренний канал ВЗУ попадает гораздо более «чистый» поток.
а б
Рис. 2. Структуры течения на входе в ВЗУ: а — без слива пограничного слоя- б — со сливом пограничного слоя
Обозначенные эффекты находят отражение в характеристиках ВЗУ (рис. 3, 4). В частности, коэффициент восстановления полного давления о в варианте ВЗУ со сливом пограничного слоя может на 40% превосходить аналогичный показатель для ВЗУ без слива (рис. 3). Причем по мере уменьшения скорости невозмущенного потока преимущество ВЗУ со сливом пограничного слоя падает, а в области скоростей, близких к трансзвуковым, и вовсе сводится к нулю. Это обусловлено тем, что интенсивность скачков уплотнения зависит от скорости потока, а также тем, что в структуре течения типа псевдоскачок торможение потока происходит как за счет ударно-волнового взаимодействия в сверхзвуковом ядре потока, так и благодаря вязким дозвуковым пристеночным эффектам. По мере снижения скорости невозмущенного потока вклад ударно-волновой составляющей уменьшается, интенсивность скачков уплотнения становится ниже, отрывные эффекты на входе в ВЗУ не столь ярко выражены. В результате разница между ВЗУ со сливом пограничного слоя и без него становится минимальной. Важно отметить, что даже вариант со сливом пограничного слоя по значению коэффициента восстановления полного давления все равно уступает самому худшему варианту головного ВЗУ с прямым скачком уплотнения на входе. Это обусловлено предысторией потока до его попадания в ВЗУ, который сначала проходит систему скачков уплотнения при об-
текании носовой части ЛА, затем ускоряется в области обнижения корпуса перед входом в ВЗУ и лишь потом попадает в воздухозаборник.
ез слива

— - ----со сливом — ¦ -прямой скачок

--
— ¦ -«
_ 1
— -- _ _








1.4 1,6 1,8 2 2,2 2,4 2,6
м
Рис. 3. Зависимость коэффициента восстановления полного давления в угловой точке дроссельной характеристики ВЗУ от числа Маха невозмущенного потока



— - -
лива —
— с
— - со сливом






1,4 1,6 1,8 2 2,2 2,4 2,6
м
Рис. 4. Зависимость коэффициента расхода воздуха в угловой точке дроссельной характеристики ВЗУ от числа Маха невозмущенного потока
С точки зрения коэффициента расхода воздуха ф ситуация противоположная (рис. 4): ВЗУ без слива пограничного слоя обеспечивает значения данного показателя на 25% больше, чем в варианте со сливом. Однако по мере увеличения скорости невозмущенного потока преимущество ВЗУ без слива пограничного слоя снижается, составляя порядка 10% для М=2,5. Это обусловлено ростом интенсивности скачка уплотнения, падающего с наружной кромки ВЗУ на пограничный слой, что сопровождается увеличением размеров отрывной зоны на входе в воздухозаборник и, как следствие, падением коэффициента расхода воздуха для варианта без
слива пограничного слоя. Важно отметить, что коэффициент расхода воздуха у ВЗУ кормового расположения далек от 1, что объясняется как наличием развитого пограничного слоя либо системы каналов для его слива, так и предысторией потока до его попадания в ВЗУ.
Полученные результаты свидетельствуют о том, что при малых сверхзвуковых скоростях полета (порядка 1,5 М) допустимо не использовать слив пограничного слоя. Однако по мере увеличения скорости невозмущенного потока слив пограничного слоя становится оправданным, позволяя получать при максимальном из рассмотренных числе Маха 2,5 значения коэффициента восстановления полного давления на 40% больше, чем в варианте без слива пограничного слоя, уступая при этом по коэффициенту расхода воздуха всего 10%.
Список литературы
1. Способы повышения баллистической эффективности артиллерийских управляемых снарядов / Бабичев В. И. [и др.] // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2010. Вып. 65. С. 3−9.
2. Бабичев В. И., Ветров В. В., Костяной Е. М. Анализ целесообраз-ностииспользования ракетно-прямоточных двигателей наартиллерийских снарядах // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2012. Вып. 4 (74). С. 3−8.
3. Гуськов О. В., Копченов В. И., Липатов И. И. Процессы торможения сверхзвуковых течений в каналах. М.: Физматлит, 2008. 168 с.
Ветров Вячеслав Васильевич, д-р техн. наук, проф., vetrov@tsu. tula. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Дикшев Алексей Игоревич, инженер, dickshev@inbox. ru, Россия, Тула, ОАО «Конструкторское бюро приборостроения им. акад. А. Г. Шипунова»,
Костяной Евгений Михайлович, канд. техн. наук, научный сотрудник, ekostya-noy@gmail. com, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Оськин Артем Сергеевич, магистрант, oas2009@bk. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет
RESEARCH THE EFFECTIVENESS AIR INTAKES FOR ROCKET-RAMJET ENGINE
AFT LOCATION
V. V. Vetrov, A.I. Dikshev, E.M. Kostyanoy, A.S. Oskin
Two variants of realization made in the caliber of the aircraft air intake for rocket-ramjet engine aft location: with boundary-layer bleed and without it are analyzed. The results of numerical simulations showed that for moderate supersonic flight speeds (M = 2 — 2. 5) is more preferred air intake with boundary-layer bleed.
Key words: air intake, boundary-layer bleed, aft location, rocket-ramjet engine.
74
Vetrov Vyacheslav Vasilevich, doctor of technical sciences, professor, ve-trov@tsu. tula. ru, Russia, Tula, Tula State University,
Dikshev Aleksey Igorevich, engineer, dickshev@inbox. ru, Russia, Tula, Open Joint Stock Company Instrument Design Bureau named after academician A. G. Shipunov,
Kostyanoy Eugene Mihailovich, candidate of technical sciences, researcher, ekos-tyanoy@gmail. com, Russia, Tula, Tula State University,
Oskin Artem Sergeevich, master'-s degree student, oas2009@bk. ru, Russia, Tula, Tula State University
УДК 533.6. 011
АНАЛИЗ РАБОТЫ ДИФФУЗОРА ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА НА НЕРАСЧЕТНЫХ РЕЖИМАХ
И.Ю. Обухов
Рассматривается функционирование четырехскачкового диффузора с внешним сжатием ПВРД перспективного сверхзвукового снаряда на нерасчетных режимах. Для определения параметров потока в диффузоре рассматриваются широкие диапазоны высот и скоростей полета. Получено распределение параметров воздушного потока за косыми и прямым скачками уплотнения, расходные характеристики и приведены графики зависимости давления на входе в камеру и расхода воздуха от высоты и скорости полета. По результатам исследования сделан вывод о возможности функционирования данной конструкции в заданном интервале траекторных параметров.
Ключевые слова: прямоточный воздушно-реактивный двигатель, сверхзвуковой диффузор, реактивный снаряд.
В настоящее время на перспективных реактивных снарядах рассматривается возможность применения в качестве двигательной установки (ДУ) прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Максимальная скорость таких снарядов может составить 1800 м/с, при этом среди разработок комплексов высокоточного оружия прослеживается тенденция к повышению дальности полета, что приводит к увеличению высоты и неравномерности распределения по траектории скорости полета. В связи с этим целесообразно рассмотреть возможность функционирования конструкции нерегулируемого диффузора ПВРД на различных высотах и скоростях полета, т. е. на нерасчетных режимах. Для конструкции с таким типом двигателя необходимо подобрать геометрические параметры диффузора
75

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой