Кризис базовых наук и перспективы развития теории воздушно-реактивных двигателей

==857,6 кДж/кг;(54)

- абсолютная скорость потока на срезе реактивного сопла;

4.5.1 Определение тягового КПД цикла ПВРД

Очевидно, что для определения величины тягового КПД, нам не хватает значения . Произвольно выбрать это значение мы не можем. Величина определится из уравнения баланса механической энергии прямоточного двигателя:

;(55)

Где,- работа расширения термодинамического цикла;

К - коэффициент учитывающей увеличение массы газа за счёт сгоревшего топлива, (равен отношению расхода газа к расходу воздуха) . В нашем примере, его можно принять равным 1,04;

- КПД процесса расширения. Примем его равным: 0,95

- кинетическая энергия потока за входным устройством; она,

в процессе торможения потока газа до нуля почти целиком (за исключением потерь от трения) передаётся летательному аппарату. =320 кДж/кг;

- коэффициент, учитывающий потери кинетической энергии от трения потока на участке от выхода ВУ до среза реактивного сопла. Примем его равным 0,95

Как видно, уравнение баланса энергии (55) представляет собой квадратное уравнение относительно . При ранее заданных условиях, однозначно зависит от работы расширения. Работа расширения, в свою очередь, зависит от величины температуры газа за камерой сгорания (). Примем = 1773 оК. Ранее было принято: оК; =0,1 МПа; Скорость полёта 1000 м/с; Относительная скорость потока за входным устройством 200 м/с (абсолютная скорость 800 м/с). Было найдено давление за входным устройством (ВУ) =12,4 кг/см2;

Остальные параметры цикла найдутся из таблиц: = 274,3 кДж/кг; =561,6 кДж/кг; =1970 кДж/кг; =1006,4 кДж/кг

Решая уравнение (55) получим:

=270 м/с;

Из уравнения (54) определим тяговый КПД:

=0,96

4.5.2 Определение термического КПД идеального цикла ПВРД

КПД идеального цикла определим по формуле (56):

;(56)

Величину работы расширения мы уже нашли, = =857,6 кДж/кг;

Величина работы сжатия нам также известна, =320 кДж/кг;

Величину подведенного тепла, с учётом выводов сделанных при анализе цикла газотурбинной установки, определим по приблизительной формуле:

= 1332,9 кДж/кг.

Подставляя значения в формулу (56), получим:

=0,42

4.5.3 Определение термического КПД реального цикла ПВРД

КПД реального цикла определим по формуле:

; (57)

Где, - работа по разгону потока входным устройством в направлении полёта; она равна кинетической энергии потока за входным устройством

=320 кДж/кг;

- количество тяговой работы перешедшей в тепло, в процессе разгона воздуха входным устройством;

- количество кинетической энергии перешедшей в тепло, при торможении потока на участке 2 - 4.

Потери механической энергии при разгоне и торможении потока (при циркуляции механической энергии), восполняются за счёт работы термодинамического цикла

- количество тяговой работы, перешедшей в тепло, в процессе сжатия воздуха во входном устройстве (процесс 1-2);

К - коэффициент увеличения массы газов, за счёт массы сгоревшего топлива, К =1,04.

; ; ; - коэффициенты расширения, сжатия, разгона, трения, - примем их равными 0,95

Подставляя значения, получим:

Как видно КПД реального цикла прямоточного двигателя довольно высок.

4.5.4 Определение составляющих тяговой работы двигателя

Общая тяговая работа определится из выражения

;

Где, К=1,04; =800 м/с; =270 м/с; =1000 м/с;

Подставляя значения, получим

:

= 1113 кДж/кг;

Найдём величину тяговой работы, затраченной на собственные нужды двигателя (сжатие воздуха в ВУ, разгон воздуха в направлении полёта до скорости , восполнение потерь механической энергии при торможении потока), по формуле:

+;(58)

Где, - тяговая работа собственных нужд двигателя;

Подставляя значения в (58), получим:

= 690 кДж/кг; что составляет 62 % от общей тяговой работы. Надо сказать, что здесь ещё не учтена тяговая работа, затрачиваемая на преодоление аэродинамического сопротивления гондолы двигателя и сопротивления внешней поверхности входного устройства. Эту долю работы также надо отнести к тяговой работе собственных нужд двигателя, но здесь мы её учитывать не будем.

Оставшаяся часть тяговой работы (38% или 423 кДж/кг) - это полезная тяговая работа, которая затрачивается на преодоление аэродинамического сопротивления летательного аппарата.

Соответственно распределятся и тяговые усилия.

4.5.5 Определение составляющих тяговых усилий

Общая сила тяги () определится из выражения:

;(59)

Где,К - коэффициент увеличения массы газа за счёт сгоревшего топлива (1,04)

- абсолютная скорость потока воздуха за входным устройством (800 м/с);

- абсолютная скорость потока на срезе реактивного сопла (270 м/с);

Величины скоростей берутся только положительные (по модулю)

Подставляя значения, получим:

= 1113 Н/кг/с.;

Сила тяги собственных нужд, составит:

= 0,62*1113= 690 Н/кг/с.;

Полезная сила тяги, будет равна:

= 1113-690 = 423 Н/кг/с.;

И она оказалась значительно больше, чем при упрощённом расчёте, по схеме рис. 16, и по формуле (43). При расчёте по этой формуле, для скорости на срезе сопла равной 270 м/с, получим: 270 Н, для 1 кг/с газа. Если учесть коэффициент увеличения массы газа (К=1,04), получим 281 Н. Это всё равно значительно меньше 423 Н (на 34 % меньше). Следовательно, расчёт двигателя необходимо вести по более подробной схеме, изображённой на рис. 17

4.6 Экспериментальная проверка теории в условиях полёта

Любая теория нуждается в проверке, особенно в авиации.

Расчётную величину тяги надёжнее всего проверить в полёте, измерив тяговые усилия в узлах подвески двигателя. Надо только уточнить, какую силу тяги мы измерим, полезную или общую?

Если входное устройство конструктивно принадлежит планеру самолёта, то на узлы подвески двигателя будет действовать общее тяговое усилие.

Если входное устройство конструктивно является частью двигателя, то на узлы подвески двигателя будет передаваться только полезное тяговое усилие. А сила тяги, выполняющая работу собственных нужд, будет уравновешиваться на корпусе двигателя (на стыке корпуса камеры сгорания двигателя с входным устройством).

4.7 Проверка теории в аэродинамической трубе

В аэродинамической трубе невозможно полностью имитировать условия полёта, по следующим причинам:

1. При стендовых испытаниях двигателя в аэродинамической трубе

сжатие воздуха выполняется вентилятором аэродинамической трубы. То есть в цикл двигателя, извне (со стороны) подводится механическая энергия.

2. На стенде, при сжатии воздуха, не выполняется работа по разгону воздуха в направлении полёта. И, соответственно, отсутствуют необратимые потери механической энергии при разгоне воздуха в ВУ в направлении полёта и последующем торможении воздуха в камере сгорания и реактивном сопле.

По этим причинам, скорость потока на выходе из двигателя и тяга двигателя будут не такими как в полёте.

Вследствие чего, необходимо делать пересчёт результатов стендовых испытаний двигателя, для условий полёта.

Посмотрим, что мы можем получить при стендовых испытаниях.

Если на вход двигателя подать поток воздуха со скоростью 845 м/с и поддерживать скорость потока за входным устройством 200 м/с. При условии что 5% кинетической энергии заторможенного потока перейдёт в тепло, мы получим степень сжатия 12,4. (такую же, как в полёте со скоростью 1000 м/с). Кинетическая энергия потока за ВУ составит 20 кДж/кг.

Для тех же значений энтальпии, что и в полёте: = 1970; =1006,4 (кДж/кг), - работа расширения реального цикла составит: (1970-1006,4)*0,89*0,95=815,2 кДж/кг; Кинетическая энергия потока на срезе реактивного сопла, составит: 20+815,2=835,2 кДж/кг. Скорость потока на срезе реактивного сопла (С4) будет равна =1292 м/с. Следовательно, общая удельная тяга будет равна: (1292-200)*1,04=1136 Н;

Сопротивление от торможения потока в ВУ (тяга собственных нужд), составит: 845-200=645 Н;

Полезная тяга составит: 1136-645=491 Н. Получилось больше чем в полёте (423 Н), больше на 16%;

Конечно, полученные расчётные значения тяги для условий полёта и для стендовых испытаний надо бы сравнить с экспериментом, но результатами испытаний я не располагаю.

Если сравнить расчётные значения полезной тяги, для идеальных циклов (где процессы протекают без трения), то разница между значениями будет составлять всего 4 %.

Если при расчёте стендовой тяги не учитывать привнесённую кинетическую энергию потока за ВУ (20 кДж/кг), то разница между расчётными значениями полезной тяги будет составлять чуть более 1-го процента.

Следовательно, сравнение идеальных циклов подтверждает вышеупомянутые причины № 1 и № 2, не позволяющие полностью имитировать условия полёта в аэродинамической трубе.

Ещё одна особенность стендовых испытаний заключается в том, что при одинаковой с условиями полёта степени сжатия, скорость набегающего потока на стенде значительно ниже (845 м/с, вместо 1000 м/с), что снижает аэродинамическое сопротивление планера летательного аппарата и гондолы двигателя. И для условий полёта надо делать пересчёт.

Если же на вход двигателя подать поток воздуха со скоростью 1000 м/с, то, при условии 5-ти процентных необратимых потерь механической энергии в ВУ, получим степень сжатия 26,6. То есть, в два с лишним раза больше чем в полёте. Расчёты показывают, что полезная тяга, при этом, даже уменьшится (составит 458 Н) и приблизится к полётной величине (423 Н) (здесь разница всего 8 %) Но, вряд ли, разумно создавать двойную перегрузку по давлению во входном устройстве и в камере сгорания, подавая на вход двигателя поток воздуха со скоростью равной скорости полёта.

Различия между стендовыми испытаниями и условиями реального полёта и по удельному расходу топлива также весьма значительны:

Если при стендовых испытаниях на вход двигателя подавать поток воздуха со скоростью 845 м/с, то степень сжатия и энтальпия за ВУ будут такими же, как в полёте.

В полёте в цикл подводится: = (1970-561,6)*0,9=1267,6 кДж тепловой энергии на 1 кг воздуха. Столько же тепловой энергии будет подводиться и на стенде.

Удельная тяга в полёте равна 423 Н/кг. воздуха. Отсюда, удельный расход тепловой энергии в полёте, составит: 1267,6/423=2,997 кДж/Н*с

Удельный расход тепловой энергии на стенде, составит: 1267,6/491=2,58 кДж/Н*с

Следовательно, удельный расход топлива при стендовых испытаниях будет меньше чем в полёте на 14 % (2,58/2,997=0,86)

Если при стендовых испытаниях на вход двигателя подавать поток воздуха со скоростью 1000 м/с, то на сжатие воздуха будет затрачено на 143 кДж механической энергии больше чем в полёте. На такую же величину возрастёт энтальпия за входным устройством и составит: 561,6+143=704,6 кДж/кг.

Следовательно, тепловой энергии будет подведено меньше на 143 кДж. И, величина подведенной в цикл тепловой энергии, составит: (1970-704,6)*0,9=1138,9 кДж/кг.

Удельный расход тепловой энергии, соответственно, составит: 1138,9/458=2,48 кДж/Н*с.

То есть, в этом случае, удельный расход топлива при стендовых испытаниях будет меньше чем в полёте на 17% (2,48/2,997=0,829)

5.ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

Обобщая сказанное, отмечу следующие основные моменты, касающиеся методики расчёта воздушно реактивных двигателей:

Скорости потока, при расчёте энергетических процессов в двигателе, необходимо брать относительно Земной системы отсчёта.

Работу расширения, а также количество подведенного в цикл тепла, рекомендуется рассчитывать по новой методике.

Техническую работу сжатия и степень сжатия воздуха, необходимо рассчитывать по новой методике.

Действительные величины необратимых потерь при сжатии и расширении потока в несколько раз меньше, чем было принято считать ранее.

При расчёте цикла ПВРД термодинамический цикл рекомендуется строить по статическому давлению. Кинетическую энергию потока рекомендуется рассматривать отдельно от термодинамического цикла

Особенностью ПВРД является то, что на сжатие воздуха в ВУ расходуется тяговая работа двигателя, полученная из располагаемой работы цикла, ценой потери энергии с выходной скоростью. Следствием процесса сжатия в ВУ является разгон воздуха до скорости в направлении полёта, что примерно вдвое увеличивает затраты тяговой работы на собственные нужды двигателя.

Для ПВРД необходимо различать: общую тягу, тягу собственных нужд, полезную тягу, как при расчётах, так и при стендовых испытаниях, а также при испытаниях двигателя в полёте.

Стендовые испытания двигателей и входных устройств не отображают, в полной мере, условия полёта. Необходимо делать пересчёт (приведение) результатов испытаний к условиям полёта.

Методику расчёта ПВРД можно применить и при расчёте ТРД, для сверхзвуковых скоростей, но это более сложная задача, которая требует отдельного рассмотрения.

Из анализа базовых наук (теории относительности и механики) вытекает также следствие, касающееся космонавтики и межпланетных перелётов:

Основные уравнения механики и Теория реактивного движения нуждаются в уточнении, для расчёта полёта летательных аппаратов на значительном удалении от Земли и в зонах влияния других планет.

Основная задача данного доклада: обратить внимание на проблемные места в теории воздушно реактивных двигателей. Но для связности изложения, пришлось упомянуть и некоторые общеизвестные истины. Думаю, специалисты без особого труда выделят новое и полезное, если оно здесь есть.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

Гужеля Ю.А. «Неизвестная механика» (вторая редакция), сайт «Новые идеи и гипотезы» 2008 г.

Гужеля Ю.А. «Относительность без предрассудков и без прикрас» (вторая редакция), сайт «Новые идеи и гипотезы» 2008 г.

Гужеля Ю.А. «Анатомия термодинамики» (вторая редакция), сайт «Наука и Техника»

В.А. Кириллин; В.В. Сычёв; А.К. Шейндлин, «Техническая термодинамика» Москва «Энергоиздат» 1983 г.

Энрико Ферми «Термодинамика» Харьков, издательство Харьковского университета 1969 г.

Я.М. Гельфер «История и методология термодинамики и статистической физики» Москва «Высшая школа» 1981 г.

С.Л. Ривкин «Термодинамические свойства газов» Справочник Москва «Энергоатомиздат» 1987 г.

«Тепло и массообмен теплотехнический эксперимент», справочник под общей редакцией В.А. Григорьева и В.М. Зорина, Москва «Энергоатомиздат» 1982 г.

Николаев Г.В. «К вопросу теории пространства физического вакуума» журнал «Русская мысль» за 1992 г, издательство «Общественная польза» г. Реутов, Московской области.

Ю.Н. Нечаев «Входные устройства сверхзвуковых самолётов» Воениздат Москва 1963 г

Нечаев Ю.Н., Фёдоров Р.М. «Теория авиационных газотурбинных двигателей» М. Машиностроение 1978 г.

Б.А. Пономарёв «Настоящее и будущее авиационных двигателей» Воениздат Москва 1982 г.

Льоцци Марио «История физики» Москва «Мир» 1970 г.

Р. Фейнман; Р. Лейтон; М. Сэндс, «Фейнмановские лекции по физике» Москва издательство «Мир» 1976 г.

К. Уилл «Теория и эксперимент в гравитационной физике», Москва Энергоиздат 1985 г.

Б. Робертсон, «Современная физика в прикладных науках» Москва «Мир» 1985 г.

Секерин В.И. «Теория относительности - мистификация века», Новосибирск, Б. И. 1991 г.

А.А. Денисов «Мифы теории относительности», Вильнюс, ЛитНИИНТИ 1989 г.

А. Логунов «Новая теория гравитации» журнал «Наука и жизнь» №№2,3 за 1987 г.

С.Р. Филонович «Самая большая скорость», Москва «Наука» 1983 г.

Н.В. Гулиа «Инерция», Москва «Наука» 1982 г.

Е.А. Гребенников, Ю.А. Рябов «Поиски и открытия планет», Москва «Наука» 1984

В.Б. Брагинский, А.Г. Полнарев, «Удивительная гравитация» Москва «Наука» 1985

Размещено на Allbest.ru