Гибридные прямоточные воздушно-реактивные двигатели

 «Комплексные исследования по схемно-конструктивным решениям, внутрикамерным процессам, энерго - массовым и регулировочным характеристикам гибридных прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГРПВРД)»

1. Актуальность выполнения проекта

Гибридный прямоточный воздушно-реактивный двигатель занимает промежуточное положение между ракетным и прямоточным воздушно – реактивном двигателем , сочетая в себе их рабочие циклы и элементы конструкции. ГРПВРД несет в себе ряд преимуществ, присущих обоим двигателям. По сравнению с ракетным двигателем ГРПВРД обладает более высоким удельным импульсом тяги, отнесенным к 1 кг бортового запаса топлива. По сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем ГРПВРД обеспечивает более высокую тягу с 1 м2 площади поперечного сечения двигателя, а в ряде случаев и более высокие значения удельного импульса тяги. В отличие от ПВРД, неспособного создавать тягу на старте и имеющего  низкую тяги при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета, ГРПВРД может быть эффективно использован при старте и в  широком диапазоне скоростей.

Одной из насущных задач разработки эффективно функционирующего двигателя является создание ракетного контура, расход и состав генерируемого газа которого можно изменять в достаточно широких пределах в соответствии с условиями полета и режимом работы прямоточного контура. Рациональное решение этой задачи достигается при использовании в первой контуре-газогенераторе топлива смешанного агрегатного состояния – гибридное топливо.

Основное преимущество ГРПВРД по сравнению с РДТТ или ЖРД являются не только более высокие энергетические характеристики, но и возможность более глубокого регулирования тяги по модулю. В частности, использование в гибридном прямоточном воздушно - реактивном двигателе первого контура ГРД создает широкие возможности регулирования рабочего режима двигательной установки как за счет изменения расхода подаваемого генераторного газа, так и за счет его состава. При высоком значении концентрации окислителя в первом контуре ГРПВРД может функционировать по принципу ракетного двигателя.

2. Целью данной работы является:

1. Разработка методов математического моделирования параметров рабочего процесса, проектных параметров, энергомассовых и энергетических характеристик ГРПВРД;
2. Разработка газодинамических методов моделирования параметров рабочего процесса и тягово-энергетических характеристик ГРПВРД с учетом взаимодействия воздушного и высоконапорного химически активного потока продуктов горения гибридного топлива;
3. Моделирование термодинамических параметров с учётом термической диссоциации в камере сгорания первого и второго контура для различных компонентов окислителя и горючего с целью определения состава продуктов горения и энергетических характеристик ГРПВРД;
4. Выбор топливных компонентов из условия обеспечения оптимальных энергетических и эксплуатационных характеристик ГРПВРД;
5. Установление регулируемых и регулирующих параметров и способов регулирования тяговых параметров ГРПВРД по модулю.
6. Разработке средств регулирования ГРПВРД на гибридном топливе.
7. Выбор оптимальных проектных параметров и характеристик ГРПВРД и его составных систем:

• топливных компонентов – окислителя и горючего;
• заряда горючего первого контура;
• бака для окислителя;
• камеры сгорания первого контура (газогенератор на гибридном топливе);
• камеры сгорания  второго контура (камера сгорания ГРПВРД);
• заряда твёрдого ракетного топлива для второго контура;
• сверхзвукового диффузора;
• соплового аппарата для первого и второго контура ГРПВРД.
• Выдача рекомендаций по схемно-конструктивным решениям ГРПВРД и его систем.

3. Принципиальная схема ГРПВРД  представлена на рис. 1.

 ГРПВРД состоит из следующих основных систем:  

• первой ракетный контур – газогенератора  1, представляющего собой РД на  гибридном топливе;
• заряд горючего первого контура;
• сопловой блок первого контура; 
• второй, прямоточный контура (камера сгорания ГРПВРД);
•  сверхзвуковой диффузор:
•  бак для окислителя:
•  система подачи окислителя в первый контур:
• Заряд твёрдого ракетного топлива второго контура;
•  сопловой аппарат ГРПВРД;
•  стабилизаторы.

Продукты неполного горения топлива, образующиеся при его сжигании в камере ракетного двигателя (газогенератор на гибридном топливе), используются в качестве горючего для прямоточного контура. Это горючее сжигается в воздухе поступающего в камеру сгорания (дожигания) в полёте, в основном за счет скоростного напора и частично благодаря эжектирующему действию высоконапорного потока газов, вытекающих из соплового блока ракетной камеры. В отличие от ПВРД давление поступающего в ГРПВРД воздуха, повышается  как за счет динамического напора набегающего потока, так и за счет смешения воздуха  с высокопарным потоком газов ракетного контура. Это обуславливает возможность получения более высоких тяговых характеристик ГРПВРД, по сравнению с ПВРД.

Можно назвать несколько вариантов ГРПВРД, из которых наиболее перспективными с точки зрения практического использования являются:

• ГРПВРД, в котором процессы смешения двух потоков воздушного и продуктов сгорания ракетного топлива и дожигания топливовоздушной смеси совмещены.
•  ГРПВРД с предварительным смешением потоков, в котором процессы смешения и дожигания разделены по месту и времени -ГРПВРД с эжектором.

С термодинамической точки зрения, ГРПВРД с эжектором по тяговым и экономическим характеристикам, превосходит ГРПВРД без эжектора, благодаря более высоким степеням сжатия воздуха и равномерности потока на входе в камеру дожигания. Вместе с тем эта схема ГРПВРД, помимо увеличения веса двигателя, приводит к усложнения конструкции ГРПВРД из-за недопустимости воспламенения смеси в эжекторе. В противном случае произойдет запирание эжектора и может возникнуть  помпажный режим работы двигателя. 

Для выбора оптимальных конструктивных параметров ГРПВРД и его составных систем необходимо провести комплексные исследования прежде всего в области внутрикамерных процессов, термогазодинамики, теории проектирования этого нового перспективного ВРД.

Такое исследование должно начинаться с анализа режимов работы ГРПВРД, их связи с летными характеристиками объекта, в котором этот двигатель применяется, и с установлением на этой основе требований к основным параметрам первого контура.

4. Предлагаемые пути получения научных результатов

Пути получения научных результатов базируются на создании физико-математических моделей и методов математического моделирования газодинамических, термодинамических, тягово-энергетических и проектно-баллистических параметров ГРПВРД.

Математическое моделирование включает в себя:

• Выбор критериев качества (при оптимизации проектно-баллистических параметров и характеристик ракетного двигателя). В качестве критериев качества выбран комплексный критерий, построенный с учетом энерго-массовых, надежностных и стоимостных характеристик;
• Разработка математических моделей;
• Выбор метода численного интегрирования;
• Разработка и отладка программных модулей;
• Выполнение расчетов.

В качестве методов численного интегрирования будут использованы:

• При оптимизации проектно-баллистических параметров – методы случайного поиска, наискорейшего спуска, полного перебора и др.. При расчете газодинамических параметров – методы Ньютона, Годунова и другие;
• Для проведения системных расчетов и моделирования ГРПВРД будут разработаны программные пакеты. Программный пакет позволяет: рассчитывать основные технические характеристики, формировать математические модели из модулей отдельных блоков, моделировать внешние условия функционирования, геометрические, габаритные характеристики, выполнять расчеты параметров рабочих процессов в камерах сгорания и магистралях, динамики движения подвижных элементов конструкции.

По результатам проектных исследований после выбора проектных параметров и  схемно - конструктивных решений будут разработаны конструкции ГРПВРД и проведены эксперименты для подтверждения работоспособности отдельных систем ГРПВРД, прогнозируемых параметров и характеристик двигателя.

5. Имеющийся у исполнителя научный задел

Проведены исследования по выбору топливных компонентов для ГРПВРД.

 Показано, что основные энергетические характеристики гибридных топлив для ГРПВРД следует разделить на две группы. К первой группе относятся характеристики топлив, определяющие эффективность их использования в первом контуре. Ко второй группе относятся характеристики топлив, определяющие рабочие процессы второго контура и выходные параметры двигателя. В качестве жидких окислителей  прямой схемы могут быть использованы:

• смеси азотной кислоты и четырёхокиси азота;
• перекись водорода.

В качестве твёрдых горючих могут быть использованы различные вещества.

Роль окислителя в данном случае сводится к обеспечению интенсивной газификации твердого горючего с образованием продуктов содержащих высокий процент горючих компонентов.

Исследована условная зависимость теплотворной способности топлив и автономного удельного  импульса тяги первого контура от стехиометрического коэффициента для принятой композиции.

Для этого гомологического ряда рассчитаны скоростные характеристики.

Рассмотрены возможные случаи регулирования тяги по модулю

Важным критерием эффективности ГРПВРД является возможность его регулирования. Задачи регулирования ГРПВРД на гибридном топливе могут быть различными в зависимости от целевого назначения летательного аппарата, на которое он установлен, и которое, в свою очередь, определяет особенности траектории и режима полета.

Одним из возможных случаев является регулирование ГРПВРД с целью изменения его тяги в соответствии с программой полета и необходимым маневрированием ЛА. В другом случае, задача регулирования сводится к обеспечению оптимального режима полета, позволяющего достичь наибольших значений конечных летных параметров (максимальная высота, максимальная скорость) при наименьших затратах топлива. В третьем случае необходимо обеспечить полет с постоянной маршевой скоростью. Перечисленные случаи не исчерпывают круг задач, возлагаемых на систему регулирования ГРПВРД.

Проведение комплексных исследований по данной теме позволит перейти к опытно-конструкторским работам по созданию ГРПВРД.

6. Ожидаемые результаты исследований

1. Установление связи тягово-энергетических характеристик (коэффициент тяги и удельный импульс тяги) ГРПВРД с динамикой полета летательного аппарата.
2. Разработка методов моделирования оптимальных проектно-баллистических параметров ГРПВРД на гибридном топливе для выбранных схемно-конструктивных решений ДУ.
3. Разработка математической модели моделирования газодинамических параметров по тракту ГРПВРД (для первого и второго контура).
4. Разработка способа определения потребного противопомпажного запаса диффузора.
5. 5. Выработка мероприятия по минимизации разбросов параметров рабочего процесса в первом и втором контуре ГРПВРД.
6. Выработка требований, предъявляемых к гибридным топливам для ГРПВРД и установление основных характеристик этих топлив.
7. Установление возможных случаев регулирования ГРПВРД во взаимосвязи их с динамикой полета летательного аппарата.
8. Разработка методов выбора оптимальных проектных параметров и характеристик ГРПВРД и его составных систем:
   • топливных компонентов – окислителя и горючего;
   • бака для окислителя;
   • камеры сгорания первого контура (газогенератор на гибридном топливе);
   • заряда горючего первого контура;
   • камеры сгорания  второго контура (камера сгорания ГРПВРД);
   • заряда твёрдого ракетного топлива для второго контура;
   • сверхзвукового диффузора;
   • соплового аппарата для первого и второго контура ГРПВРД;
   • Выдача рекомендаций по схемно-конструктивным решениям ГРПВРД и его систем.
9. Выработка технических предложений по проектированию ГРПВРД и его отдельных систем.