- •2. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
- •2.1.2. Аэродинамические характеристики крыла
- •2.1.3. Равновесие самолета
- •2.1.4. Устойчивость самолета
- •2.1.5. Управление самолетом в полете
- •2.7.5.1. Обеспечение продольной управляемости самолета
- •2.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)
- •2.2. Основы конструкции самолета
- •2.2.1. Основные составные части самолета
- •2.2.1.1. Крыло
- •2.2.2. Классификация самолетов
- •2.2.2.1. Гражданские самолеты
- •22.4.3. Автожир
- •2.2.47. Космические летательные аппараты
- •Контрольные вопросы
- •3. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛА
- •3.1. Поршневые двигатели внутреннего сгорания как силовые установки ЛА
- •3.2. Классификация реактивных двигателей
- •3.3. Принцип работы турбореактивного двигателя (ТРД)
- •3.3.1. Преимущества ТРД перед поршневой СУ
- •3.3.3. Энергетические превращения и изменение параметров рабочего тела по тракту ТРД
- •3.3.4. Вывод формулы для определения тяги ТРД
- •3.4. Основные параметры ТРД
- •3.5. Области применения реактивных двигателей
- •3.6. История развития авиационных ВРД
- •3.7. Идеальный цикл ТРД
- •3.7.1. Сущность второго закона термодинамики
- •3.7.2. Условия и диаграммы идеального цикла
- •3.7.3. Работа идеального цикла
- •3.7.4. Термический КПД идеального цикла
- •3.8. Характеристика ВРД различных типов
- •3.8.1. ТРД с дополнительным подогревом воздуха (ТРДФ)
- •3.8.2. Двухвальный ТРД
- •3.8.3. Двухконтурный ТРД (ТРДД)
- •3.8.5. Прямоточные ВРД (ПВРД)
- •3.9. Наземное применение авиационных газотурбинных двигателей
- •3.11. Ракетные двигатели (РД)
- •3.11.1. Классификация РД по источнику энергии
- •3.11.1.1. Создание тяги в химическом РД
- •3.11.1.2. Расходный комплекс РД
- •3.11.1.2. Тяговый комплекс РД
- •3.11.2. Ракетные топлива
- •3.11.2.2. Твердые ракетные топлива (ГРТ)
- •3.11.3. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)
- •3.11.3.1. Классификация ЖРД
- •3.11.4. Ракетный двигатель твердого топлива
- •Контрольные вопросы
- •БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
3.11.Ракетные двигатели (РД)
3.11.1.Классификация РД по источнику энергии
РД - это реактивный двигатель, использующий для работы только вещества - источники энергии, находящиеся на борту ДА сРД.
Принцип действия РД заключается в преобразовании какоголибо вида энергии в кинетическую энергию струи газа, истекаю щего из сопла, с последующей передачей этой энергии ЛА в соот ветствии со вторым законом Ньютона.
По источнику энергии РД делятся на химические, ядерные, электрические.
Химические РД. Тяга создается за счет разгона газообразных продуктов сгорания компонентов химического топлива до сс = = 2000.. .4500 м/с. В данном типе РД источники энергии и рабо-чего тела совмещены, т.е. энергия, выделяемая при сгорании химическо го топлива, сообщается продуктам сгорания этого же топлива.
Ядерные РД. Тяга создается в результате нагрева и испарения рабочего тела (например, воды), осуществляемого за счет тепла, выделяемого в ядерном реакторе, и разгона перегретого пара до сс = 10 000...20 000 м/с. В данном типе РД источники энергии и рабочего тела разделены, так как продукты превращений ядерного топлива не используются в качестве рабочего тела ввиду мало сти их массы и опасности заражения окружающей среды. Исполь зуется специальное рабочее тело.
Электрические РД. Тяга создается за счет разгона заряженного газа (плазмы), получаемого в генераторе плазмы или в ионизаци онной камере в электрическом поле электромагнитного или элек тростатического ускорителя до сс~ 200 000 м/с. В данном типе РД источники энергии и рабочего тела также разделены. Реактивные двигатели с тепловым ускорением (ядерные и химические) имеют скорость истечения реактивной струи, ограниченную величиной тепловой скорости молекул. Для химических РД ограничение обу словлено природой топлива, для ядерных - температурой нагрева рабочего тела, максимально допустимой для конструкции.
Химические и ядерные РД имеют относительно небольшую удельную массу (отношение массы двигателя к развиваемой им максимальной тяге) и способные сообщать летательным аппаратам значительные ускорения по сравнению с ускорением свободного падения у поверхности Земли. Однако в связи с относительно не большой скоростью истечения создание тяги сопровождается большим расходом рабочего тела на единицу тяги, ограничиваю щим время работы РД. Этим определяется основная задача, вы полняемая такими двигателями: ускорение тяжелых аппаратов до больших космических скоростей в околопланетных и межпла нетных полетах при относительно непродолжительной работе дви гателей.
В электрических ракетных двигателях (ЭРД) скорость истече ния на порядок выше, чем в ядерных, и ограничена мощностью электроустановки, увеличение которой влечет за собой сущест венное увеличение массы конструкции. Малый массовый расход, обусловленный природой рабочего тела (плазма), не по зволяет создавать тягу большой величины, но увеличивает время работы РД.
Применение ЭРД в качестве основных двигателей возможно после сообщения летательному аппарату первой космической ско рости. Возможность длительной работы ЭРД может обеспечить дальние космические перелеты. ЭРД также могут использоваться в качестве вспомогательных двигателей.
3.11.1.1. Создание тяги в химическом РД
Химический РД - это тепловая машина (рис. 3.29), в которой химическая энергия компонентов ракетного топлива 7, 2, подавае мых насосами 3, 4 в камеру сгорания (КС), в процессе горения преобразуется в потенциальную тепловую энергию газообразных продуктов сгорания с температурой Тк и давлением рк., которая при расширении в сверхзвуковом реактивном сопле (PC) частично превращается в кинетическую энергию истекающей из PC струи
газа сЦ 2 .
Так как ск сравнительно мала, условно считают что ск ~ О, тогда формулу (3.19) с небольшой погрешностью можно записать
RPC —MjCc |
(3.20) |
Удельный импульс тяги характеризует эффективность РД как тепловой машины:
/у - тяга, |
создаваемая реактивным соплом РД при сгорании |
1 кг топлива, |
равняется скорости истечения ПС из PC сс. Удель |
ный импульс тяги является важнейшей характеристикой РД как части ракеты. Так, если увеличить /у всего на 1 % при одном и том же времени работы РД дальность полета увеличивается на 250-400 км.
В отличие от воздушно-реактивных двигателей (ВРД), где максимальное теоретическое (при отсутствии сопротивления среды) значение отношения Vlcc не может превышать единицы, в РД отношение V/сс ограничено только величиной сопротивления среды, аэродинамическим совершенством ЛА, величиной тяги РД
и временем его работы. Это |
объясняется тем, что в отличие |
от удельной тяги /?уЯ = сс - V |
ВРД величина удельного импульса |
/у = сс РД не зависит от скорости полета VЛА. |
|
Скорость истечения газа |
из PC может быть определена |
по формуле |
|
|
(3.22) |
где п - показатель политропы газа; R - газовая постоянная.
Из выражения (3.22) видно, что для увеличения сс, а следова тельно, для увеличения /у необходимо:
•выбирать топливо с низкой молекулярной массой (|R, ]п);
•выбирать топливо с высокой температурой горения (t Тк);