1.2. Общие особенности жрд

1 . Независимость от окружающей среды.

Рис. 1.6

Высотная характеристика R=f(H) Рис. 1. 6

Скоростная характеристика у ракетного двигателя R=f(v) const (двигатели позволяют получить безграничные скорости полета.

Активная или конечная скорость, которая может быть достигнута в момент окончания работы двигателя, определяется формулой, полученной К. Э. Циолковским:

(1.1)

где W_а – скорость истечения газов из сопла двигателя. Это в случае, если отсутствует сила тяжести и аэродинамическое сопротивление; m_o – начальная (стартовая) масса ракетного аппарата;

m_кон – масса аппарата в момент окончания работы двигателя.

(1.2)

где - масса топлива в баках ракеты.

Нужно стремиться к увеличению W_а и при минимальной массе аппарата (m_кон) нужно стремиться к увеличению .

Следовательно, ракетные двигатели это двигатели больших скоростей и высот.

Достоинство ракетных двигателей: при небольших габаритах и массе эти двигатели развивают очень большие мощности (например, у двигателя ФАУ-2 мощность равна мощности Днепровской ГЭС, а у ракеты «Восток» - несколько млн. л.с.).

Недостатки:

1. Очень большой удельный расход топлива, например, у газотурбинных двигателей ~ 1 кг топл./кг тяги, а у ракетных двигателей ~ 15…20 кг топл./кг тяги – это за счет окислителя в некоторой степени.

2. Высокие температуры (>3000^оС), высокие давления в камере (>10 МПа) и высокая активность применяемого топлива. Поэтому мал ресурс работы двигателя, который измеряется минутами, иногда часами. Пути повышения ресурса: применение более жаростойких материалов и улучшение охлаждения.

О хлаждение имеет регенеративный характер (идея К. Э. Циолковского). Это не единственная система, есть и другие.

Рис.1.7

1.3. Области применения ракетных двигателей

Ракетные двигатели пока не применяются в аппаратах длительного действия. Находят применение в аппаратах высотных и больших скоростей.

Беспилотные ЛА это среднее между авиацией и артиллерией.

Б

Н – высота;

L – дальность полета

аллистическая ракета – вертикальный взлет, изменение направления движения, а затем полет как свободно брошенного тела.

Рис. 1.8

Н_max, L_max = f(V_акт). (1.3)

У баллистических ракет дальность полета составляет десятки тыс. км, а скорость в конце активного участка полета V_акт = 20-25 тыс. км/час.

Баллистические ракеты – многоступенчатые.

В баллистических и космических ракетах двигатели могут быть использованы как маршевые, вспомогательные, разгонные, тормозные.

РД могут быть использованы для технологических и экспериментальных целей (выработка рабочего тела для современных аэродинамических труб и т.д.).

Ракетные двигатели могут применяться не только в воздухе и космическом пространстве, но и в воде, в подводных снарядах.

РД может также использоваться для термического бурения горных пород.

2. Основные параметры жрд

К числу основных параметров и характеристик ЖРД относятся следующие.

1. Тяга ЖРД — равнодействующая реактивной силы ЖРД и сил давления окружающей среды, действующих на его внешние поверхности, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления.

(2.1)

где - секундный массовый расход топлива (кг/с);

W_а – скорость истечения на срезе сопла камеры (м/с);

F_a – площадь среза сопла (м²);

Р_а – давление на срезе сопла;

Р_n – давление окружающей среды.

Различают тягу на земле (на уровне моря) и в пустоте. Из определения тяги ЖРД следует, что тяга двигателя в пустоте имеет наибольшее значение, а при наличии давления окружающей атмосферы тяга соответственно снижается. Например, тяга ЖРД SSME космического корабля «Спейс-Шаттл» в пустоте равна 2,09 МН, а на земле — 1,67 МН; тяга самого мощного в мире ЖРД РД-170 каждого из четырех блоков первой ступени ракеты-носителя (РН) "Энергия" составляет 7,4 МН на земле и

8,06 МН в пустоте.

2. Удельный импульс тяги ЖРД — отношение тяги ЖРД к массовому секундному расходу топлива ЖРД.

(2.2)

Аналогично тяге удельный импульс тяги ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается при наличии давления окружающей среды. Удельный импульс тяги является важнейшим параметром двигателя, характеризует эффективность жидкого ракетного топлива и совершенство конструкции двигателя. Например, для ЖРД SSME удельный импульс в пустоте (I_п) равен 4464 м/с, а на земле (I_з) — 3562 м/с.

3. Удельная масса ЖРД — отношение массы залитого ЖРД к его наибольшей тяге на основном режиме, причем масса залитого ЖРД определяется массой ЖРД (массой конструкции ЖРД) и компонентов топлива, заполняющих его трубопроводы и агрегаты при работе. При наличии нескольких основных режимов ЖРД его удельную массу определяют по наибольшей тяге. Удельная масса ЖРД F-1 и SSME равна 1,48 и 1,02 г/Н соответственно.

4. Тип жидкостного ракетного топлива (ЖРТ). Обычно каждую ДУ конструируют для вполне определенного топлива, причем от него в значительной степени зависят удельные параметры ЖРД и эффективность их применения в составе ЛА. В настоящее время наибольшее применение в качестве топлива находят жидкий кислород и жидкий водород, жидкий кислород и углеводо­родное горючее (керосин и метан), а также четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

5. Время работы ЖРД — время от первой команды на запуск ЖРД до первой команды на его выключение. Для ЖРД многократного включения время работы равно суммарному времени работы ЖРД, соответствующему всем циклам работы. Обычно для ЖРД одноразового включения время работы не превышает 1000 с. Для двигателей многократного включения кроме времени их работы (суммарного времени непрерывной работы при каждом цикле) задают число циклов работы, а также минимальное и максимальное время (паузу) между ними. Например, ЖРД J-2 третьей ступени РН "Сатурн-5" при первом цикле работал 180 с, а затем следовала пауза 4,5 ч, после чего двигатель повторно работал 300 с.

6. Ресурс работы ЖРД — суммарное время работы ЖРД, в течение которого гарантируется обеспечение всех его параметров. Обычно ресурс работы ЖРД в несколько (три и более) раз превышает время его работы в составе ЛА. Для ЖРД, используемых в составе многоразовых транспортных космических кораблей (МТКК), указанный ресурс превышает время работы в одном полете в десятки раз. Например, ЖРД SSME рассчитан на 55 полетов, и ресурс его работы (без капитального ремонта) согласно техническому заданию составляет 27·10³ с (7,5 ч).

Ресурс работы ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), являющихся ЖРД многократного включения, характеризуется как временем работы, так и числом циклов работы. Например, для ЖРД R-40А (основного ЖРД ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс-шаттл") ресурс работы составляет 2·10⁴ с и 5·10⁴ циклов работы.

7. Число основных режимов работы. Различают однорежимные ЖРД (двигатели с одним основным режимом работы) и многорежимные ЖРД (двигатели с несколькими основными режимами работы). ЖРД большой тяги являются однорежимными двигателями, но в последнее время за рубежом опубликовано большое число проектов двухрежимных ЖРД, в основном для одно- и двухступенчатых МТКК.

8. Диапазон изменения тяги. Для выполнения программы полета ЛА часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например, тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65...109 % Pном. Например, на 60...80-й секунде полета МТКК "Спейс - шаттл" тяга всех трех ЖРД SSME снижается примерно до 65 % Рном для уменьшения нагрузок на корабль в зоне максимального скоростного напора. Перед выключением тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g._.

9. Давление в камере Р_к — среднее статическое давление продуктов сгорания в начале камеры сгорания у смесительной головки. Р_к определяет массу ЖРД. Чем выше Р_к , тем меньше габариты, а, следовательно, и масса двигателя. Поэтому стремятся к повышению давления в камере. У современных двигателей Р_к=25…30 МПа.

10. Импульс тяги ЖРД — интеграл от тяги ЖРД по времени. Значение импульса тяги ЖРД равно площади под кривой зависимости тяги от времени работы.