Модель двигательной установки

 

Составной частью комплексной математической модели является модель двигательной установки, включающей в общем случае жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и воздушно-реактивные двигатели (ВРД). Функционально эта модель предназначена для нахождения эксплуатационных характеристик: величины тяги ДУ и массового расхода топлива, необходимых в процессе моделирования полета, а также геометрических, аэродинамических и массово-центровочных характеристик ДУ, используемых на этапе синтеза облика ЛА.

Эксплуатационные характеристики ЖРД, в состав которых входит тяга и удельная тяга, определяются аналитическими выражениями, являющимися функциями пустотных параметров , режима работы ДУ , давления в окружающем пространстве и площади среза сопла :

                  (32)

Расчет параметров  тяги  и расхода ВРД, используемых на КРБ в составе ВРДУ, обеспечивающей крейсерский полёт КРБ в район старта, представляет собой значительно более сложную и трудоемкую задачу. Специфическими особенностями ВРД является зависимость эксплуатационных характеристик от большого числа параметров: высоты полета и числа Маха, давления и температуры воздуха, режима работы ДУ, характеристик его воздухозаборника и сопла, принятых законов регулирования и т.д. На этапе баллистического проектирования, требующего не столько углубленных проработок отдельных частных вопросов, сколько решения проблемы интеграции результатов, полученных с помощью частных математических моделей и методик, при расчёте параметров ВРД целесообразно использовать приближенную методику расчёта его тяговых и расходных характеристик. Методика базируется на использовании базы данных по существующим двигателям и их внешним устройствам, в которой эксплуатационные данные хранятся в виде таблиц высотно-скоростных и дроссельных характеристик, задаваемых в функции газодинамической схемы двигателя (ТРД, ТРДД, ТРДф, и пр.), режима работы, определяемого степенью дросселирования и параметров внешней среды (высоты полета и числа Маха). Применительно к КРБ такой подход более рационален, т.к., в виду малости потребного количества многоразовых КРБ, по экономическим и временным критериям речь может идти только о выборе и оценке затрат на адаптацию к условиям его полетных режимов одного из вариантов двигателей, созданных для самолетов.

 Основным требованием, предъявляемым к способу представления эксплуатационных характеристик двигателей, является минимизация объема информации, простота и наглядность ее отображения и получения, а также оперативность расчета искомых характеристик в процессе моделирования полета. С этой целью эксплуатационные характеристики ВРД представляются в виде обобщенных безразмерных параметров:

 -относительной идеальной тяги, где  - тяга двигателя на стенде на номинальном режиме (М=0, Н=0, =1.0).

 - относительного удельного расхода топлива, приведенного к удельному расходу топлива на стенде на номинальном режиме (М=0, Н=0, =1.0).

Таким образом, тяга, удельный и секундный расход топлива (без учета потерь в воздухозаборнике и сопле) могут быть рассчитаны через обобщенные параметры по следующим зависимостям:

                  (33)

где - коэффициент, учитывающий изменение экономичности двигателя при его дросселировании.

В базе данных таблицы высотно-скоростных (ВСХ) и дроссельных характеристик задаются в виде двумерных массивов, размерность которых должна обеспечивать приемлемую точность получения искомых параметров методом линейной интерполяции. В качестве примера на рис.10-11 представлены ВСХ отечественных ТРДД с малой, умеренной степенью двухконтурности (m).

 

Рис. 10  Высотно-скоростные характеристики ТРДД с малой степенью двухконтурности (m=0.5)

 

При фиксированной степени двухконтурности (определяемой массовым соотношением воздуха, проходящего через вентиляторный и газогенераторные тракты) и совершенстве газогенератора, зависящем, в основном, от времени его разработки, обобщенные параметры ,  и практически не зависят от величины статической тяги, что позволяет ограничиться хранением параметров одного базового варианта двигателя, характеризующегося степенью двухконтурности m, суммарной степенью повышения давления в компрессоре  и температурой газов перед турбиной , лобовой тягой (, приведенной к площади миделя или площади входа в двигатель) и удельной массой . При этом, для определения геометрических характеристик используются параметры, хранящиеся в базе данных, полученные для двигателя с заранее оговоренной статической тягой, что позволяет через удельный показатель (лобовую тягу) определить геометрические размеры выбранного варианта двигателя.

 

Рис.11  Высотно-скоростные и дроссельные характеристики ТРДД

с умеренной степенью двухконтурности (m=2.4)

 

Типовые зависимости изменения параметров дозвукового ТРДД: приведенной тяги, удельного расхода топлива, удельной массы двигателя, лобовой тяги от степени двухконтурности, используемые при компоновке и параметрической оптимизации ВРДУ, приведены на рис. 12.

Как уже отмечалось, установка ВРД на ЛА связана с дополнительными потерями тяги, в результате чего располагаемая (эффективная) тяга двигателя в полете () будет всегда меньше, чем идеальная тяга R  (). В настоящее время принята следующая классификация потерь тяги двухконтурного ТРДД:

-потери в воздухозаборнике, обусловленные потерями полного давления ;

-потери в сопле наружного и внутреннего контуров ();

-потери на обечайках вентилятора и газогенератора ();

-потери, связанные с обтеканием ДУ струями наружного контура двигателя и внешнего потока ();

-потери, вызванные взаимной интерференцией двигателей, входящих в состав ДУ и ее интерференцией с конструкцией ЛА ().

При сверхзвуковых скоростях полета добавляются потери, обусловленные нерасчетными режимами работы воздухозаборника по расходу воздуха и положению скачков (т.н. “сопротивление по жидкому контуру” ).

Специфика расчета составляющих  заключается в том, что часть из них определяется через параметры двигателя и поэтому они учитываются в качестве поправок к высотно-скоростным характеристикам, а другая – , , ,  - существенно зависящая от компоновки ДУ и режимов полета, учитывается в виде поправки к аэродинамической поляре , где S – характерная площадь ЛА, используемая при расчетах аэродинамических сил. В целом большинство составляющих  довольно слабо влияют на уменьшение эффективной тяги, однако суммарные потери тяги, зависящие от степени двухконтурности, оказываются значительными и составляют при числе М=0.6 от 4.5 % (при m=1) до 9 % (при m=6).

Рис.12  Зависимость изменения параметров ТРДД от степени двухконтурности

 

Для расчета составляющих  используются экспериментальные данные по аэродинамике силовых установок с ВРД. Учитывая особенности компоновки ВРДУ, предполагающей ее расположение в носовой части КРБ с использованием криволинейных сопел с двойным поворотом потока, значительный интерес представляют также результаты экспериментальных исследований силовых установок с поворотом вектора тяги.

Методика расчета эксплуатационных характеристик ВРДУ, необходимых для моделирования полета КРБ, имеет следующую структуру:

-выбор варианта двигателя и соответствующих ему проспектных (идеальных) высотно-скоростных характеристик из базы данных в процессе формирования облика исследуемого варианта КРБ;

-расчет для выбранного варианта компоновки ВРДУ на ЛА и режимов полета (диапазона высот и чисел Маха) составляющих потерь тяги и поправки в аэродинамическую поляру;

-расчет обобщенных параметров (идеальной тяги, удельного расхода топлива) и их представление в виде стандартной формы;

-расчет эффективной тяги, секундного расхода топлива и аэродинамических потерь в функции  в процессе полета.