19.1 Требования к ракетным топливам.

Один из основных параметров ракеты – её конечная скорость. Требования к ракетным топливам рассматриваются исходя из формулы Циолковского для одноступенчатой ракеты :

Для получения большой скорости при G_п.г.=const топливо должно обеспечить получение как можно большей по величине эффективной скорости истечения – W_е , то есть наибольшую удельную тягу;

топливо должно иметь возможно больший удельный вес, так как его величина влияет на объём баков, а от размеров бака зависит вес конструкции ракеты, то есть значение µ_к. Удельный вес топлива определяется по формуле: , где γ_г – удельный вес горючего, γ_о – удельный вес окислителя; ν – количество «О» в кг, приходящееся на 1 кг «Г». Для современных топлив ν >1 (ν = 2…5).

Высокую удельную тягу ,(H_u – теплопроизводительность, η_t –термический коэффициент, η_g – кпд, учитывающий потери на диссоциацию) можно обеспечить при условии:

высокой теплотворности топлива. Теплотворность – количество тепла, которое выделяется при полном сгорании единицы веса топлива. Размерность теплотворности – ккал/кг;

высокой эффективности процессов горения и расширения. Эффективность этих процессов зависит от

конструктивных особенностей ракетного двигателя;

термодинамических свойств продуктов сгорания.

Под термином хорошие термодинамические свойства продуктов сгорания понимается:

малое число атомов в молекуле;

малый молекулярный вес;

низкая температура кипения;

невысокая теплота испарения.

Рассмотрим подробнее каждый пункт.

Процесс горения (образования продуктов сгорания) сопровождается обратным процессом – процессом диссоциации (распадом продуктов сгорания). При этом происходит потеря энергии. Снижение температуры в камере сгорания уменьшает процесс диссоциации. Молекулы с малым числом атомов распадаются труднее.

Для двух топлив с одинаковой теплотворностью, но с разным молекулярным весом потери на диссоциацию будут меньше у топлива с меньшим молекулярным весом, так как ,где К_G –теплотворность, с_р – весовая теплоёмкость при постоянном давлении, с_рm – теплоёмкость в ккал/г-мол град, µ -молекулярный вес продуктов сгорания.

Важным условием эффективного протекания процесса расширения является газообразное состояние продуктов сгорания, так как переход тепловой энергии в работу расширения осуществляется только при газообразном состоянии продуктов сгорания. Поэтому температура кипения необходима настолько низкой, чтобы продукты сгорания оставались газообразными.

Так как теплота, затраченная на испарение продуктов, теряется при выбросе последних из сопла, то она не должна быть слишком большой.

Кроме общих требований, предъявляемых к ракетным топливам, существуют специфические требования для жидких и твёрдых топлив.

19.2 Силовая схема с несущими баками и отделяемой головной частью.

после ракеты В5В схема несущих баков и от­деляющейся головной части стала реальностью. Все современ­ные жидкостные баллистические ракеты дальнего действия и их более высокая ступень — ракеты-носители создаются ныне толь­ко на основе этой силовой схемы. Именно ее развитие на базе современной технологии и бесчисленных конструктивных улуч­шений породило обобщенный образ той машины, которая по справедливости символизирует вершины технического прогресса нашего времени.

Сейчас ракету В5В можно рассматривать столь же критически, как во времена ее создания рассматривалась ракета «Фау-2». При сохранении общей компоновки и основных принципов сило­вой схемы возможно дальнейшее снижение веса и повышение ос­новных характеристик, а пути решения этой задачи легко просма­триваются и уясняются на примерах более поздних конструкций.

На рисунке 3 показан одноступенчатый вариант американской баллистической ракеты «Тор»; она выполнена также по типичной схеме несущих баков и имеет отделяющуюся головную часть. Суммарный вес топливных компонентов (кислород + керосин) составляет 45 тс при чистом весе конструкции (без головной ча­сти) 3,6 тс. Это означает следующее. Если условно принять суммарный вес остатков топлива 0,4 тс, то для знакомого нам ко­эффициента весового качества α_к получим значение 0,082. При­нимая вес головной части примерно 2 тс, получаем параметр µ_K = 0,12. Можно также установить, что при удельной пустотной тяге кислородно-керосинового топ­лива, принятой равной 300 единицам, дальность этой ракеты составляет 3000 км.

В основе высоких весовых показате­лей современных ракет, в частности и этой, лежит тщательная проработка мно­гих элементов, перечислить которые было бы очень трудно, но некоторые, доста­точно общие и типичные, указать можно.Стенки топливных баков 1 и 2 имеют вафельную конструкцию. Это — тонко­стенная оболочка, изготовленная из вы­сокопрочного алюминиевого сплава с ча­сто расположенными продольно-попе­речными подкреплениями, играющими ту же роль, что и силовой набор в корпусе ракеты «Фау-2», но с большим ве­совым качеством. Широко распростра­ненная в настоящее время вафельная конструкция изготовляется обычно механическим фрезерованием. В ряде случаев, однако, применяется и хи­мическое фрезерование. Заготовка обечайки исходной толщины h₀ подвергается тщательно контролируе­мому травлению в кислоте по той части поверхности, где необходимо убрать лишний металл (остальная часть поверх­ности предварительно покрывается ла­ком). Оставшаяся после травления тол­щина h должна обеспечить герметич­ность и прочность образовавшейся пане­ли при заданном внутреннем давлении, а продольные и поперечные ребра сооб­щают оболочке повышенную жесткость на изгиб, которой определяется устойчи­вость конструкции при осевом сжатии. Регулярность распределения продоль­ных и поперечных ребер преднамеренно нарушается в зоне сварных швов, которые, как известно, обла­дают несколько пониженной прочностью по сравнению с листом проката, а также — у торцов обечайки, где еще предстоит при­варить днища. В этих местах толщина заготовки сохраняется неизменной.