Параметрическое исследование тяговых характеристик прямоточного двигателя
Авторы: Воронецкий А.В., Смоляга В.И., Абрамов М.А., Мирошниченко С.А.
Опубликовано в выпуске: #8(104)/2020
DOI: 10.18698/2308-6033-2020-8-2004
Раздел: Авиационная и ракетно-космическая техника | Рубрика: Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов
Выбор компоновочной схемы летательного аппарата, в частности конфигурации проточного тракта энергосиловой установки, построенной по прямоточной схеме, и ее интеграция с фюзеляжем аппарата являются важными инженерными задачами, для решения которых требуется длительная экспериментальная отработка. Время и стоимость проектирования летательных аппаратов, в том числе оснащенных прямоточным воздушно-реактивным двигателем, могут быть существенно снижены благодаря использованию численных методов. В статье представлен малогабаритный летательный аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, имеющим тянущую схему. Проведен сравнительный анализ эффективности использования энергосиловой установки двух компоновочных схем в составе малогабаритного летательного аппарата. В качестве критерия эффективности установки принято значение аэродвигательного баланса аппарата, под которым понимается разница между тягой двигателя и силой внешнего аэродинамического сопротивления фюзеляжа. Приведены зависимости значения аэродвигательного баланса летательного аппарата от коэффициента избытка воздуха в камере дожигания двигателя. Определены режимные параметры работы двигателя, при которых аппарат поддерживает постоянную скорость. Приведена математическая модель расчета тягово-экономических характеристик установки в составе летательного аппарата. Полученные данные могут быть использованы при проектировании и отработке перспективных летательных аппаратов с внутриатмосферной зоной эксплуатации.
Литература
[1] Обносов Б.В., Сорокин В.А., Яновский Л.С. и др. Конструкция и проектирование комбинированных ракетных двигателей на твердом топливе. Б.В. Обносов, В.А. Сорокин, ред. Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012, 279 с.
[2] Пресняков С.В., Усачев В.А., Корянов В.В., Кудрявцева Н.В. О влиянии физических ограничений на дальность полета гиперзвукового летательного аппарата. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2018, № 7 (700), с. 61–68.
[3] Скибин В.А., Солонин В.И., ред. Иностранные авиационные двигатели (по материалам зарубежных публикаций). Вып. № 14. Москва, ЦИАМ, 2005, с. 320–322.
[4] Макаровец Н.А., Белобрагин Б.А., Устинкин А.И., Долганов М.Е., Иванов И.В., Спирин К.В., Смоляга В.И. Активно-реактивный снаряд. Патент РФСР на изобретения 2546355 С1 РФ, МПК F42В 12/46. 10.04.2015. Бюл. № 10.
[5] Макаровец Н.А., Иванов И.В., Захаров С.О., Смоляга В.И., Максимов С.С. и др. Ракета с воздушно-реактивным двигателем. Патент РФСР на изобретение 2585211 С1 РФ, МПК F42В 12/46. 27.05.2016. Бюл. № 15.
[6] Смоляга В.И. Вопросы повышения дальности стрельбы реактивных снарядов. Известия Тульского государственного университета. Технические науки. Проблемы специального машиностроения. Вып. 12 (Спецвыпуск 17). Ч. 5, 2016, с. 30–34.
[7] Тимошенко В.И., Дешко А.Е. Особенности торможения сверхзвукового потока в сужающемся канале. Техническая механика, 2016, № 1, с. 3–10.
[8] Тимошенко В.И., Галинский В.П. Особенности алгоритмов расчета течения в канале воздухозаборного устройства с противодавлением. Техническая механика, 2017, № 3, с. 16–22.
[9] Босняков С.М., Михайлов С.В., Яцкевич Н.С. Расчет пространственного обтекания плоского сверхзвукового воздухозаборника при наличии углов атаки и скольжения. Ученые записки ЦАГИ, 1989, т. 20, № 6, с. 89–95.
[10] Лебедь В.Г., Калкаманов С.А., Иленко Е.Ю. Приближенный метод расчета аэродинамических характеристик профиля при углах атаки от 0 до 360˚. Системы обработки информации, 2014, № 4, с. 36–39.
[11] Мхитарян А.М. Аэродинамика. 2-е изд., перераб. и доп. Москва, Машиностроение, 1976, 448 с.
[12] Евсеев Д.Д. Расчет некоторых аэродинамических характеристик упругого самолета методом коэффициентов влияния. Ученые записки ЦАГИ, 1978, т. 9, № 6, с. 56–66.
[13] Головкин М.А., Кочиш С.И., Крицкий Б.С. Методика расчета аэродинамических характеристик комбинированной несущей системы летательного аппарата. Труды МАИ, 2012, № 55, с. 1–16. URL: https://mai.ru/upload/iblock/bb9/metodika-rascheta-aerodinamicheskikh-kharakteristik-kombinirovannoy-nesushchey-sistemy-letatelnogo-apparata.pdf (дата обращения: 18.07.2019).
[14] Трусов Б.Г. База данных и программный комплекс Terra. Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2013.
[15] Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А., Курпатенков В.Д., Обельницкий А.М. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Москва, Высшая школа, 1983, 704 с.
[16] Арефьев К.Ю., Воронецкий А.В., Прохоров А.Н., Яновский Л.С. Физика горения и взрыва, 2017, № 3, с. 42–52.
[17] ANSYS, программные продукты — CADFEM. URL: https://www.cadfem-cis.ru/products/ansys/ (дата обращения: 18.07.2019).
[18] Быков Л.В., Никитин П.В., Пашков О.А. Математическое моделирование процессов обтекания затупленного тела высокоскоростным потоком. Электронный журнал «Труды МАИ», 2014, № 78, 19 с. URL: https://mai.ru/upload/iblock/8c5/8c5f5435157866c3da79eef4568cc49b.pdf (дата обращения: 18.07.2019).
[19] Лойцянский Л.Г. Механика жидкостей и газов. Москва ― Ленинград, Гостехиздат, 1950, 676 с.
[20] Langtry R.B., Menter F.R. Correlation-Based Transition Modeling for Unstructured Parallelized Computational Fluid Dynamics Codes. AIAA Journal, 2009, vol. 47 (12), pp. 2894–2906.
[21] Лаврухин Г.Н. Внешнее сопротивление и донное давление хвостовых частей фюзеляжей различной формы. Ученые записки ЦАГИ, 1975, т. 6, № 3, с. 105–111.