Почему реактивные двигатели не могут работать со сверхзвуковым воздухом и как они его замедляют?

В двух словах

Лопатка компрессора лучше всего работает в дозвуковом потоке. Сверхзвуковой поток создает дополнительные источники сопротивления, которых следует избегать, если важна эффективность. Таким образом, воздухозаборник должен замедлять воздух до числа Маха от 0,4 до 0,5. Обратите внимание, что высокая окружная скорость большой лопасти вентилятора по-прежнему будет означать, что его концы работают со скоростью около 1,5 Маха, но последующие ступени компрессора будут работать в дозвуковых условиях.

ГПВРД возможен с топливом со сверхзвуковой скоростью фронта пламени и быстрым смешиванием топлива и воздуха. Если бы двигатель работал на обычном керосине, пламя задувалось бы как свеча, если бы внутренняя скорость полета была сверхзвуковой, и даже если бы пламегасители удерживали пламя на месте, большая часть сгорания происходила бы только после того, как топливно-воздушная смесь вышла. двигатель из-за медленного смешивания керосина и воздуха. При использовании водорода можно добиться стабильного горения даже в сверхзвуковом потоке. Из-за высоких скоростей полета возможно сжатие за счет каскада ударов, поэтому в прямоточных и ГПВРД не требуется движущихся турбомашин.

Предыстория: Максимальный нагрев воздуха

Все форсунки замедляют воздух на входе, чтобы увеличить давление воздуха. Это сжатие нагревает воздух, и для того, чтобы добиться сгорания, создающего тягу, этот нагрев должен быть ограничен. Если воздух нагревается выше прибл. 6000° K , добавление большего количества энергии приведет к диссоциации газа с небольшим дальнейшим увеличением тепла. Так как тяга создается за счет расширения воздуха при нагреве, горящий воздух, вступающий в процесс горения уже при 6000° К, не даст большой тяги. Если воздух поступает во впуск со скоростью 6 Маха, его нельзя замедлять ниже прибл. 2 Маха, чтобы все же добиться сгорания со значительным повышением температуры - вот почему в гиперзвуковых транспортных средствах используются ГПВРД.

Полное раскрытие: Кислород начинает диссоциировать уже при температуре от 2000° до 4000° К, в зависимости от давления, в то время как азот будет диссоциировать в основном выше 8000° К. Цифра 6000° К, приведенная выше, является грубым компромиссом для границы, где добавление большего количества энергии начинает приносить пользу. все меньше смысла. Конечно, даже температура пламени 6000° К является проблемой для материалов камеры сгорания, и керамика с пленочным охлаждением обязательна.

Уравнение для температуры торможения$T_0$воздуха показывает, насколько важна скорость полета$v$является:

$T_{\infty}$это температура окружающей среды,$c_p$удельная теплоемкость при постоянном давлении и$\kappa$отношение удельных теплоемкостей. Для двухатомных газов (таких как кислород и азот)$\kappa$составляет 1,405. Температура увеличивается пропорционально квадрату скорости полета, поэтому при 2 Махах коэффициент увеличения тепла по сравнению с окружающей средой составляет всего 3,8, а при 6 Махах он становится 26,3. Даже при температуре воздуха 220° К воздух будет нагреваться до 5800° К, когда он идеально сжат в случае гиперзвукового аппарата, движущегося со скоростью 6 Маха. Отметим, что реальные процессы сжатия будут нагревать воздух еще больше из-за трения.

Компрессия с ударами

Сверхзвуковой поток замедляется за счет повышения давления на пути потока. Поскольку «заблаговременное предупреждение» о том, что происходит, невозможно, это повышение давления является внезапным: давление скачет от фиксированного значения до более высокого фиксированного значения после скачка. Это называется шок. Энергия для повышения давления берется из кинетической энергии воздуха, поэтому после удара все остальные параметры (скорость, плотность и температура) принимают новые значения.

Воздухозаборник F-16 ( источник фото )

Самый простой шок - прямой шок. Его можно найти на передней части воздухозаборников Пито, таких как у F-16 (см. рисунок выше) при сверхзвуковом полете. Более распространены косые скачки уплотнения, наклоненные в соответствии с числом Маха свободного потока. Они происходят на передней и задней кромках, носовой части фюзеляжа и в целом на изменениях контура: всякий раз, когда что-то изгибает воздушный поток из-за его эффекта смещения, механизмом этого изгиба пути потока является косой толчок.

прямой и косой удар (собственная работа)

Индекс 1 обозначает условия перед скачком, а 2 – после скачка. Для слабых прямых ударов произведение скорости впереди удара$v_1$и скорость мимо удара$v_2$равен квадрату скорости звука:

То же уравнение работает для нормальной составляющей скорости$v_n$впереди и позади слабого косого скачка:

Угол косого скачка уплотнения определяется числом Маха перед скачком.

Сверхзвуковые воздухозаборники

Слабые толчки желательны, потому что они вызывают лишь небольшие потери из-за трения. Впускные устройства Пито с их одиночными прямыми амортизаторами хорошо работают на низких сверхзвуковых скоростях, но несут более высокие потери при более высоких числах Маха. Как правило, впуск Пито является лучшим компромиссом на скоростях ниже 1,6 Маха. Если расчетная воздушная скорость выше, для эффективного торможения воздуха необходимы более сложные и тяжелые воздухозаборники. Это делается последовательностью слабых косых ударов и посредством клинового впуска. На снимке ниже показан воздухозаборник сверхзвукового авиалайнера Concorde :

Впуск Concorde ( источник изображения )

Постепенное увеличение угла клина вызывает каскад все более крутых косых толчков, которые постепенно замедляют движение воздуха. Цель конструкции состоит в том, чтобы расположить этот каскад ударов, вызванных клином сверху, таким образом, чтобы они ударялись о нижнюю впускную кромку. Это делается с помощью подвижного контура верхней геометрии впуска и/или кромки. Цель состоит в том, чтобы достичь равномерной скорости по всему сечению впуска и не тратить сжатый воздух на поток вокруг впуска. См. изображение воздухозаборника Eurofighter ниже для примера подвижной воздухозаборной кромки (которая, по общему признанию, в основном предназначена для увеличения площади захвата на малой скорости и для предотвращения отрыва потока даже при малом радиусе воздухозаборной кромки).

Впуск Eurofighter ( источник изображения )

После того, как воздух попал во впускное отверстие, он становится лишь слегка сверхзвуковым и может быть дополнительно замедлен последним прямым ударом в самом узком месте впускного отверстия. После этого контур впуска постепенно расширяется, так что воздух замедляется без разделения. Для достижения этого требуется очень равномерный поток через область забора, и следует избегать даже небольшого возмущения, вызванного пограничным слоем чего-либо, что находится перед забором. Это достигается за счет разделительной пластины, которая хорошо видна на фотографиях воздухозаборников F-16 и Eurofighter. Разделительная пластина воздухозаборника Eurofighter даже перфорирована, чтобы отсосать туда ранний пограничный слой.

Замедление потока на впуске приводит к значительному повышению давления: в случае крейсерского полета Concorde со скоростью 2,02 Маха впуск вызвал повышение давления более чем в 6 раз, поэтому компрессору двигателя пришлось добавить «всего» коэффициент 12, так что давление в камере сгорания четырех двигателей Olympus 593 в 80 раз превышало атмосферное давление (правда, это атмосферное давление составляло всего 76 мбар на крейсерской высоте 18 км).

Это увеличение давления означает, что сверхзвуковой воздухозаборник должен быть построен как сосуд под давлением, а прямоугольная поверхность воздухозаборника должна быть быстро изменена на круглое поперечное сечение ниже по потоку, чтобы сохранить низкую массу конструкции воздухозаборника.

Впуск на более высокой скорости

Увеличение скорости означает, что восстановление давления на впуске увеличивается пропорционально квадрату скорости полета: в случае впуска SR-71 при скорости 3,2 Маха давление на торце двигателя было почти в 40 раз выше, чем давление окружающей среды. Теперь становится ясно, что при скорости выше 3,5 Маха отпадает необходимость в турбокомпрессоре: на этих скоростях правильно спроектированный впуск может сам по себе обеспечить достаточное сжатие, чтобы сгорание создавало достаточную тягу, а при скорости выше 5 Маха потребуется ограничение при замедлении. вниз по впускному потоку, чтобы иметь достаточный температурный запас для сгорания, требующий сверхзвукового потока в камере сгорания.

Чтобы избежать ударных волн на лопатках компрессора, которые привели бы двигатель в негодность как из-за очень больших колебаний давления, которые могли бы вызвать усталость и выход из строя лопаток, так и из-за высокого уровня сопротивления, развиваемого в сверхзвуковых потоках, что могло бы привести к замедляя вращение лопастей. На самом деле, двигатель просто не заработал бы при попадании в него сверхзвукового потока.

Кроме того, поток должен быть максимально замедлен, чтобы в камере сгорания оставалось достаточно времени для полного сгорания топлива.

Итак... форма конуса или рампы на входе используется для создания небольшой ударной волны перед двигателем, которая замедляет поступающий воздух до дозвуковых скоростей и позволяет реактивному двигателю работать эффективно.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель может использовать сжатый воздух, потому что он предназначен для этого. Отличным примером является SR-71 Blackbird, у которого конусы двигателя двигались вперед и назад в зависимости от скорости/высоты для перехода от турбины к профилю полета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. (Забавный факт: этот самолет настолько чертовски быстр, что ограничение его скорости связано не с мощностью двигателя, а с РАСПЛАВЛЕНИЕМ САМОЛЕТА , потому что он движется так быстро.) У SR-71 были «обходные двери», чтобы закрыть главную турбину. двигателя при работе по прямоточному профилю.

Прямоточный воздушно- реактивный двигатель, иногда называемый летающим дымоходом или атодидом, представляет собой форму воздушно-реактивного двигателя, который использует поступательное движение двигателя для сжатия поступающего воздуха без роторного компрессора. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели не могут создавать тягу при нулевой скорости полета; они не могут сдвинуть самолет с места. Таким образом, транспортному средству с прямоточным воздушно-реактивным двигателем требуется вспомогательный взлет, такой как JATO, чтобы разогнать его до скорости, при которой он начинает создавать тягу. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели наиболее эффективно работают на сверхзвуковых скоростях около 3 Маха. Этот тип двигателя может работать на скоростях до 6 Маха.

ГПВРД — вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя, в котором сгорание происходит в сверхзвуковом воздушном потоке. Как и в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, ГПВРД зависит от высокой скорости транспортного средства для принудительного сжатия поступающего воздуха перед сгоранием, но прямоточный воздушно-реактивный двигатель замедляет воздух до дозвуковых скоростей перед сгоранием, в то время как воздушный поток в ГПВРД является сверхзвуковым во всем двигателе. Это позволяет ГПВРД эффективно работать на чрезвычайно высоких скоростях: теоретические прогнозы помещают максимальную скорость ГПВРД между 12 и 24 Махами.

Помимо того факта, что за пределами этих 6000K сгорание не обеспечивает большого расширения, является также тот факт, что замедление потока до дозвукового увеличивает сопротивление двигателя, потому что ударные волны необратимы, и поэтому давление сзади не восстанавливается (представьте себе отключение). двигатель с внутренним дозвуковым потоком, движущимся с такой скоростью, будет иметь большое сопротивление из-за ударных волн). На гиперзвуковых скоростях преодоление сопротивления верхней части планера было бы невозможно. Вот почему я сомневаюсь, что решение для двигателя SABRE (можно погуглить), имеющего внутренний дозвуковой поток, может быть осуществимо, даже если он достигает высокой степени охлаждения до достижения компрессора.

Почему реактивные двигатели не могут работать со сверхзвуковым воздухом?

«Потому что не было экономического обоснования разработки двигателя со сверхзвуковым потоком на входе в компрессор». Преимущества были бы такими же, как и у современных трансзвуковых (сверхзвуковой относительный поток по части размаха лопастей) компрессоров, то есть меньше и легче. Компрессоры со сверхзвуковым относительным потоком по всему размаху лопастей были испытаны на стенде при установившихся скоростях, например, см. Naca RM E55A27. Проблемы, требующие решения (их много), включают утолщение и расслоение пограничного слоя в проходах лопаток компрессора, вызванное ударом, что приводит к неприемлемо высоким потерям потенциально «полезной» энергии, которую ротор компрессора отдает в воздух (было бы слишком большой рост температуры и недостаточный рост плотности и давления) Однако они могут работать и работают со сверхзвуковым воздухом, но только над внешней частью передних ступеней вентилятора и основного компрессора. Обратите внимание, что этот воздух является только сверхзвуковым по отношению к быстро вращающимся лопастям несущего винта и сам генерируется внутри двигателя, то есть не поступает в виде сверхзвукового воздуха из воздухозаборника (см. причину того, что воздух, выходящий из воздухозаборника и поступающий в двигатель, является дозвуковым в следующем ответе).

Задача компрессора — сжимать, поэтому ротор, сначала захватив воздух и закрутив его с большой скоростью, должен еще и тормозить его в проходе между вращающимися лопатками ротора (а также в следующих проходах лопаток статора), т. е. он должен сжимать его, если он хочет называться компрессором (отсутствие замедления означает отсутствие увеличения давления). Профили лопаток ротора компрессора и расходящиеся площади проходов между ними порождают тип ударных волн, имеющих за собой дозвуковое течение. Ударные волны, которые являются естественным механизмом перехода от сверхзвукового к дозвуковому потоку, взаимодействуют с пограничными слоями лопаток, а их утолщение и разделение означают высокие потери и потери, мерой которых является эффективность компрессора.

Как реактивные двигатели замедляют сверхзвуковой поток воздуха?

Вопрос спрашивает, как работает двигательзамедлить воздух. Часто говорят, что воздухозаборник замедляет движение воздуха. Тем не менее, воздух в любом случае будет замедляться, с впуском или без него. Расход воздуха через двигатель и, следовательно, дозвуковая скорость на входе в компрессор устанавливается в первую очередь по запросу пилота, т.е. скорость компрессора/расход топлива. На сверхзвуковой скорости, если воздухозаборник отсутствует, воздух замедляется до дозвуковой скорости входа через плоскую ударную волну. Чтобы улучшить эффективность двигателя, связанную с «общим соотношением давлений», добавляется воздухозаборник, который является более эффективным сверхзвуковым компрессором, чем компрессор с набегающим потоком, т. е. он имеет характеристики, которые обеспечивают более высокий подъем поршня на входе в компрессор и меньшее сопротивление разбрызгиванию вокруг напора. вне двигателя (см. позже, когда он не

Когда впуск не делает свою работу. Это происходило много раз при полетах на самолетах YF12 и SR71 на высоких сверхзвуковых скоростях. За долю секунды всасывание увеличило бы общую потерю давления воздуха, поступающего в компрессор, с его низкого расчетного значения, составляющего примерно 20%, до примерно 70%. Впуск изменился (т.е. не был запущен) с эффективного сверхзвукового на самый неэффективный из возможных типов, то есть на впуск Пито с замедлением воздуха от 3 Маха до дозвукового за один резкий шаг вместо нескольких более плавных.

Воздух на впуске замедляется, «потому что двигатель имеет управляющие области внутри двигателя, которые устанавливают среднюю осевую скорость воздуха, проходящего через двигатель (которая должна быть низкой, чтобы поддерживать потери давления на приемлемо низком уровне) и, следовательно, при входе в двигатель и эта скорость дозвуковая». Высокие скорости воздуха возникают только там, где происходит обмен энергией, т. е. от роторов компрессора к входящему воздуху и от выходящих продуктов сгорания к турбине, и там, где в струйной трубе течет низкое число Маха (низкое, чтобы поддерживать потери давления на приемлемое значение) разгоняется до звуковой скорости на срезе сопла.

Зоны управления - это зоны горловины направляющих лопаток сопла турбины и выхлопного сопла, где число Маха газа равно 1 и не может быть выше. Как указано в предыдущем ответе, требование низкой скорости воздуха через камеру сгорания устанавливает скорость воздуха на входе в компрессор. Из этого дозвукового потока компрессор может генерировать свой собственный сверхзвуковой поток относительно лопастей ротора, если он достаточно быстро приводится в движение своей турбиной.