Введение 4
Физическая постановка 6
Аналитическое решение 7
Ход решения 7
Численное решение 15
Математическая постановка 15
Граничные условия 17
Построение сетки 17
Проверка схемы расчета 18
Полученные результаты 19
Заключение 23
Литература 24
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) — это вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), который отличается от других сверхзвуковым сгоранием. На больших скоростях для сохранения эффективности двигателя необходимо избегать торможения набегающего потока воздуха и производить сжигание топлива в сверхзвуковом воздушном потоке. Гиперзвуковой ПВРД, в отличие от других типов ракетных двигателей, использует в качестве окислителя окружающий его атмосферный воздух, что позволяет двигателю обладать более высоким показателем эффективности двигателя — удельным импульсом. Верхний предел лётной скорости ГПВРД без использования дополнительного окислителя оценивается в пределе М=12—24, где М - число Маха.
Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке. Поэтому подобно сверхзвуковому ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать. Эта скорость приблизительно оценивается в пределе М=7—8. Таким образом, летательный аппарат, оснащенный гиперзвуковым ПВРД, нуждается в предварительном разгоне до скорости, достаточной для работы двигателя.
Гиперзвуковой ПВРД состоит из имеющего сужение воздуховода, в котором поступающий воздух претерпевает сжатие из-за высокой полетной скорости летательного аппарата, камеры сгорания, где происходит сжигание топлива, сопла, через которое происходит истечение выхлопного газа со скоростью, большей скорости притока воздуха, что и создает тягу двигателя.
Рассматриваемая в данной работе модель гиперзвукового летательного аппарата представлена на рисунке 1. Для данной модели существует подробное аналитическое исследование, проведенное NASA, на которое будет опираться проведенное аналитическое решение.
Гиперзвуковой ПВРД имеет мало движущихся частей или не имеет их вовсе. В частности, в нём отсутствует высокоскоростная турбина, которая присутствует в турбореактивном двигателе (ТРД) и является одной из самых дорогостоящих частей такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем в процессе эксплуатации.
В отличие от реактивных и ракетных двигательных систем, которые могут быть испытаны на земле, испытания аппаратов с гиперзвуковым ПВРД требуют исключительно дорогих экспериментальных установок или стартовых комплексов, которые ведут к большим затратам при разработке. Запускаемые экспериментальные модели обычно разрушаются в ходе или после завершения испытаний, что исключает их повторное использование. В связи с этим, математическое моделирование таких двигателей и процессов, протекающих в них, является актуальной задачей.
1. В работе проведено аналитическое решение для двух конфигураций гиперзвукового ПВРД. Получены расчеты параметров потока при его последовательном прохождении канала двигателя
2. Составлен алгоритм расчета двумерного течения сжимаемого газа на неортогональной сетке.
3. Произведено сравнение полученного численным расчетом значения удельного импульса с аналитическим значением для разных длин выходного сопла двигателя.
4. Рассчитанный наклон ударных волн совпал с аналитическим значением с погрешностью в 7.14%.
