ОБОСНОВАНИЕ ОБЛИКА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ИСТРЕБИТЕЛЯ ПОКОЛЕНИЯ 6+, 7

В настоящее время ведутся активные работы по проектированию и вводу в эксплуатацию истребителей пятого поколения. По состоянию на 2017 данные истребители находятся на вооружении только у двух стран: США (F-22 и F-35) и Китай (J-20). В связи с этим на данный момент времени сложно определить требования к истребителям поколений 6+, 7. Однако можно предположить, что одной из характеристик будет являться способность совершения полета на гиперзвуковой скоростис возможным выходом на суборбитальные траектории.

Двигательные установки современных самолетов имеют ограничение по максимальной скорости М≈3,5. На данной скорости происходит вырождения турбореактивного двигателя (ТРД). У ТРД со значительным увеличением скорости турбокомпрессорная группа становится всё менее эффективной, тяга начинает снижаться и удельный расход топлива растет [1].

Для обеспечения возможности полета в большом диапазоне скоростей необходимо использовать либо абсолютно новые двигательные установки, либо комбинированные силовые установки (КСУ).

В КСУ проблема работы в большом диапазоне скоростей решается путем использования разных типов двигателей для разных скоростей полета. КСУ должна быть плавно интегрирована в фюзеляж самолета. Данное требование вызвано тем, что для обеспечения большой степени расширения сопла реактивного двигателя можно использовать поверхность летательного аппарата (ЛА) в качестве поверхности внешнего расширения и сжатия (рис. 1)

Рисунок 1. Увеличение площадей воздухозаборника и сопла с ростом скорости полета

Ниже приведены типы КСУ, предлагаемые для истребителя поколения 6+, 7:

1) Турбопрямоточный двигатель (ТПД, рис. 2): ТРД + прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД). ТПД сочетает в себе преимущества ТРД (возможность полета до М≈3,5) и преимуществаПВРД (М>3,5). Данный двигатель должен иметь два контура (параллельные или тандемные). Воздухозаборник у данной КСУ общий, сопла имеют независимое регулирование.

В этом случае КСУ имеет три режима работы:

- работа ТРД (М<1)

- совместная работа ТРД и регулируемого ПВРД (М=1…3,5)

- работа ПВРД (М>3,5). Данный режим характеризуется перекрытием контура ТРД.

Рисунок 2. Схема турбопрямоточного двигателя с параллельным расположением контуров:

1 – воздухозаборник; 2 – ТРД; 3 – разделительная створка; 4 –ПВРД; 5 – регулирование критического сечения ПВРД; 6 – регулирование критического сечения ТРД; 7 – створка прикрытия сопла ТРД; 8 – канал перепуска

Преимущества ТПД:

- отсутствие окислителя на борту ЛА, следовательно, снижение массы ЛА;

- простота относительно других схем КСУ.

Недостатки ТПД:

- невозможность совершения маневров на больших высотах (в безвоздушном пространстве), т.к. в составе КСУ присутствуют только воздушно-реактивные двигатели.

В качестве примера ЛА с ТПД можно привести проект разрабатываемого Lockheed Martin SR 72 (рис. 3).

Рисунок 3. SR-72

2) Электротермический ПВРД. Также одним из возможных требований к истребителям поколения 6+, 7 может являться наличие оружия направленной энергии, которое требует мощных источников энергии. Для решения данной проблемы необходимо создать компактную мощную энергетическую установку. Наличие данной энергетической установки делает возможным использование электротермических двигателей. Предлагается использование электротермических ПВРД (рис. 4). Принцип работы данного двигателя схож с принципом работы ядерного ПВРД проекта «Плутон». Воздух через воздухозаборник попадает в камеру теплообмена, где нагревается и выбрасывается из сопла, совершая работу. В данном случае необходимо создать теплообменник с большой температурой нагрева (более 1800 К). Материалы теплообменника при такой температуре не должны окисляться и коррозировать при контакте с атмосферным воздухом. Данный тип двигателей может заменить прямоточный контур ТПД или КСУ другого типа.

Рисунок 4. Электротермический ПВРД:

1 – воздухозаборник; 2 – камера теплообмена; 3 – сопло

Преимущества:

- отсутствие горючего и окислителя, т.к. рабочим телом является атмосферный воздух;

Недостатки:

- необходимость создания мощной и компактной энергетической установки;

- отсутствие статической тяги.

Вследствие данных недостатков электротермический ПВРД предлагается использовать в составе КСУ, имеющих прямоточных контур (ТПД и др.).

3) Жидкостно-воздушный ракетный двигатель (ЖВРД, рис. 5). В данной КСУ бортовой окислитель полностью или частично заменяется воздухом, предварительно сжиженным и сжатым с помощью насоса очень высокого давления перед подачей его в камеру сгорания, что возможно при применении криогенных топлив.

Рисунок 5. Схема ЖВРД, с ожижением воздуха:

1 – воздухозаборник; 2 – теплообменник; 3 – камера сгорания; 4 – подача воздуха; 5 – распределитель; 6 – турбина; 7 – компрессор; 8 – насос жидкого водорода; 9 – теплообменник пароводородной турбины

В таком двигателе достигается большая степень повышения рабочего давления, обеспечивается высокий термический КПД цикла, благодаря этому скорости течения и степени понижения давления в сопле достигают значительных величин, как у жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Преимущества ЖВРД:

- высокие энергетические характеристики. ЖВРД могут обеспечить работу в широком диапазоне скоростей полета: от взлета до М=8…10, а далее легко переходят в режим ЖРД;

- возможность совершения орбитальных полетов и маневрирования в открытом космосе;

-реализуемость проекта возможна на базе технологий ЖРД.

Недостатки ЖВРД:

-необходимость создания эффективных, надёжных и небольших теплообменников. Теплообменники не должны быть подвержены обмерзанию и нарастанию инея на поверхности.

В качестве примера ЖВРД можно привести разрабатываемый Reaction Engines Limited проект ДУ SABRE для аппарат Skylon(рис. 6).

Рисунок 6. КСУ SABRE

В качестве КСУ для истребителя поколения 6+, 7 предлагается использовать объединение описанных выше решений: ЖВРД + Электротермический ПВРД, расположенные параллельно в плане (рис. 7).

Рисунок 7. Эскиз истребителя поколения 6+, 7 с КСУ:

1 – Входные устройства; 2 – ТеплообменникЖВРД; 3 – Электротермические ПВРД; 4 – ЖВРД

Для примерной весовой оценки истребителя проведен расчет ЖВРД с целью определения параметров расхода топлива. В результате приближенного расчета были получена таблица 1 с результатами для ЖВРД [2].

Таблица 1

Характеристики ЖВРД

Для определения приблизительной массы истребителя использованы статистические значения относительных масс конструкции, силовой установки, оборудования и топлива (таблица 2) [3].

Таблица 2

Весовые характеристики истребителя

Уменьшение массы окислителя связано с тем, что большая часть полета будет проходить в режиме ЖВРД + ПВРД. Переход на бортовой окислитель будет происходить только во время работы в открытом космосе (в среде с малой плотностью воздуха). Также предлагается пополнять запасы бортового окислителя путем сжижения воздуха, который попадает во время полета в воздухозаборник ЖВРД, где он будет охлажден и отправлен в бортовой бак окислителя. В данном случае ЖВРД будет выключен и полет будет происходить посредством электрического ПВРД. Для большего снижения взлетной массы можно производить взлет с малым количеством горючего на борту и производить дозаправку в воздухе.

Режимы работы КСУ:

1) М<4 – работа ЖВРД с использованием воздуха в качестве окислителя;

2) М=4…12 – работа электрического ПВРД, ЖВРД отключен. Происходит сбор и охлаждение воздуха для доставки в бортовой бак окислителя;

3) М>12 – ЖВРД переходит в режим ЖРД (питание за счет бортового окислителя).

В заключение необходимо отметить, что в данной работе не были перечислены все возможные варианты двигательных установок для перспективных высокоскоростных аппаратов, т.к. невозможно оценить весь спектр технических решений, которые могут быть найдены проектировщиками.

Список литературы:

1. Бакулев В.И., Голубев В.А. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Издательство МАИ, 2003. – 693 с.
2. Гречух Л.И, Гречух И.Н. Проектирование жидкостного ракетного двигателя. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию: Издательство ОмГТУ, 2011. – 68с.
3. Егер С.М., Мишин В.Ф. Проектирование самолетов: М.: Машиностроение, 1983. – 616с.