1410

•широкий эксплуатационный диапазон температур и давлений;

•хорошие пусковые свойства (надежный запуск при низких температурах окружающей среды);

•высокая плотность (возможность взять бóльшую массу топлива в ограниченный объем баков).

Наиболее удовлетворяют предъявленным требованиям авиационные керосины: ТС-1, РТ, Т-2, Т-6, Т-8В.

ТС-1, РТ обладают средним и высоким уровнем термической стабильности (≤ 100…120 оС) и являются наилучшими топливами для ВРД дозвуковой авиационной техники (АТ) (с небольшой продолжительностью сверхзвукового полета).

Т-2 обладает средним уровнем термической стабильности (≤ 100 °С). Имеет более низкую, чем у ТС-1 и РТ, плотность и более высокую теплотворную способность, а также более высокую коррозионную активность при лучших пусковых свойствах (выше испаряемость). Т-2 является резервным по отношению к топливу ТС-1 и применяется в ВРД дозвуковой АТ (с небольшой продолжительностью сверхзвукового полета) в районах с низкой температурой воздуха и как резервное топливо взамен ТС-1 и РТ.

Т-6 имеет более высокую, чем у ТС-1, РТ и Т-2, плотность и более низкую теплотворную способность, вследствие чего обладает меньшей коррозионной активностью и худшими пусковыми свойствами при низких температурах (ниже испаряемость). Имеет высокий уровень термической стабильности (≤ 300 оС) и применяется в сверхзвуковой АТ.

Т-8В характеризуется повышенной плотностью и высокой термостабильностью и является резервным по отношению к топливам РТ и Т-6.

Низшая теплотворная способность Hu для ТС-1, РТ, Т-2, Т-6 находится в диапазоне 42 900–43 300 кДж/кг.

В ТВаД наземного применения в качестве топлива используют природный (топливный) газ: бутан с Hu ≈ 45 640 кДж/кг и метан с Hu ≈ 50060 кДж/кг.

Для работы гиперзвуковых прямоточных двигателей планируется применять криогенное топливо на основе жидкого водорода.

141

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 ЛА с РД.

Принцип действия РД заключается в преобразовании какоголибо вида энергии в кинетическую энергию струи газа, истекающего из сопла, с последующей передачей этой энергии ЛА в соответствии 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 cc =

=2000…4500 м/с. В данном типе РД источники энергии и рабо-чего тела совмещены, т.е. энергия, выделяемая при сгорании химического 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 cc

=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 малости их массы и опасности заражения окружающей среды. Используется специальное рабочее тело.

Электрические РД. Тяга создается за счет разгона заряженного газа (плазмы), получаемого в генераторе плазмы или в ионизационной камере в электрическом поле электромагнитного или элек-

тростатического ускорителя до cc ≈ 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 обусловлено природой топлива, для ядерных – температурой нагрева рабочего тела, максимально допустимой для конструкции.

142

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 небольшой скоростью истечения создание тяги сопровождается большим расходом рабочего тела на единицу тяги, ограничивающим время работы РД. Этим определяется основная задача, выполняемая такими двигателями: ускорение тяжелых аппаратов до больших космических скоростей в околопланетных и межпланетных полетах при относительно непродолжительной работе двигателей.

В электрических ракетных двигателях (ЭРД) скорость истечения на порядок выше, чем в ядерных, и ограничена мощностью электроустановки, увеличение которой влечет за собой существенное увеличение массы конструкции. Малый массовый расход, обусловленный природой рабочего тела (плазма), не позволяет создавать тягу большой величины, но увеличивает время работы РД.

Применение ЭРД в качестве основных двигателей возможно после сообщения летательному аппарату первой космической скорости. 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 1, 2, подаваемых 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 (РС) частично превращается в кинетическую энергию истекающей из РС струи

газа сс2 2 .

143

Рис. 3.29. Преобразование энергии в РД

Химическое топливо в исходном состоянии обладает химической потенциальной энергией Нu. При сжигании топлива в КС образуются газообразные продукты сгорания (ПС). Так как удельный объем ( = V/m – объем 1 кг газа) газообразных продуктов больше, чем жидких или твердых (исходное агрегатное состояние ракетного топлива), то при сгорании увеличивается давление ПС рк в КС ограниченного объема и возрастает их температура Тк.

Таким образом, в КС химическая энергия топлива превращается в потенциальную энергию газообразных ПС. При последующем расширении газа в сверхзвуковом РС потенциальная энергия ПС частично превращается в кинетическую энергию струи газа, при этом давление и температура уменьшаются, а скорость движения газа растет (см. рис. 3.29).

При расчетном режиме работы реактивного сопла (рс = рн) тяга, создаваемая реактивным соплом РД равняется ее динамической составляющей, т.е. изменению секундного количества движения рабочего тела по тракту двигателя и может быть определена по формуле

где Мт – секундный массовый расход топлива, Мт = МПС; ск – скорость ПС на выходе из КС.

144

Так как ск сравнительно мала, условно считают что ск ≈ 0, тогда формулу (3.19) с небольшой погрешностью можно записать

Iу – тяга, создаваемая реактивным соплом РД при сгорании 1 кг топлива, равняется скорости истечения ПС из РС сс. Удельный импульс тяги является важнейшей характеристикой РД как части ракеты. Так, если увеличить Iу 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 V/cc не может превышать единицы, в РД отношение V/cc ограничено только величиной сопротивления среды, аэродинамическим совершенством ЛА, величиной тяги РД

где n – показатель политропы газа; R – газовая постоянная.

Из выражения (3.22) видно, что для увеличения сс, а следовательно, для увеличения Iу необходимо:

•выбирать топливо с низкой молекулярной массой (↑R, ↑n);

•выбирать топливо с высокой температурой горения (↑Тк);

145

геометрической степени расширения сверхзвуковой части РС, надо учитывать необходимость сохранения расчетного режима работы РС (рс = рн).

При работе РД в условиях вакуума космического пространства (рн = 0) РС работает на режиме недорасширения, т.е. рс – рн = = рс – 0 = рс, формула расчета тяги реактивного сопла дополнится статической составляющей

При работе РД в атмосфере (рн > 0) при нерасчетном режиме работы РС (рс ≠ рн) тяга будет определяться по формуле

Rн = Мтсс + Fc(рс – рн) = Мтсс + рсFc – рнFc = Rп – рнFc, (3.25)

3.11.1.2. Расходный комплекс РД

Основной частью РД, создающей реактивную тягу, является камера РД, состоящая из камеры сгорания и сверхзвукового РС. Для того чтобы оценить эффективность рабочего процесса в этих составных частях РД, вводится понятие расходного комплекса β

итягового комплекса КR.

Сцелью уяснения физического смысла расходного комплекса β удобно представить тягу в виде, представленном на рис. 3.30.

146

Рис. 3.30. К объяснению физического смысла расходного комплекса

Предположим, что режим работы РС расчетный и тяга РД равняется ее динамической составляющей Rд, представляющей равнодействующую всех сил, действующих на внутренние поверхности РД при его работе, которая, в свою очередь, может быть представлена как сумма:

где Rгл – главная составляющая тяги РД, создаваемая камерой сгорания, при допущении, что в КС и сужающейся части РС от-

сутствуют потери полного давления pкр рк ; представляет собой силу, действующую на участок передней стенки камеры сгорания

Rдз – составляющая тяги от действия давления ПС на дозву-

Fкр

ковую часть РС, Rдз = pк Fк Fкр pdFх ;

Fк

Rсв – составляющая тяги от действия давления ПС на сверх-

Fc

звуковую часть РС, Rсв = pdFx .

Fкр

Из анализа представленных выражений видно, что величина главной составляющей Rгл пропорциональна величине полного

давления в КС pк , а величина Rсв – геометрической степени рас-

ширения сверхзвуковой части РС F Fc .

Fкр

147

Теоретический (идеальный) расходный комплекс – это отношение главной составляющей тяги к секундному массовому расходу топлива в КС:

Действительное (реальное) значение β можно получить экспериментально. Сравнение экспериментальных значений β с теоретическими используют для оценки совершенства процессов (величины потерь) на участке КС и сужающейся части РС.

Массовый расход топлива Мт также зависит от давления в КС pк и площади критического сечения РС:

где

k 1

A k k 2 k 1 , (3.30)

k 1

где k – показатель адиабаты газа.

Подставляя в формулу (3.29) выражение (3.30), получим

Из выражения (3.31) следует, что расходный комплекс – это комплекс параметров, характеризующих свойства продуктов сгорания, его величина зависит только от свойств ракетного топлива (физической природы топлива) и массового соотношения компонентов ракетного топлива:

где Мок – секундный массовый расход окислителя; Мг – секундный массовый расход горючего.

148

Коэффициент избытка окислителя

где КМ0 – стехиометрическое соотношение компонентов.

втопливе (↓α) не совпадает

стемпом роста Тк. Поэтому максимум расходного комплекса β не совпадает с максимумом Тк, а достигается при некотором избытке горючего (α = 0,7…0,8) (см. рис. 3.31).

Таким образом, расходный комплекс однозначно характеризует ценность ракетного топлива для обеспечения эффективной работы РД.

3.11.1.2.Тяговый комплекс РД

Тяговый комплекс – это отношение тяги ракетного двигателя к ее главной составляющей

Тяговый комплекс характеризует влияние РС на создание тяги, т.е. он показывает, во сколько раз тяга РД больше ее главной составляющей, не связанной с РС.

В выражении (3.34) разделим числитель и знаменатель на секундный массовый расход газа и получим

R

Мт

149

Так как сс = f(Fc/Fкр), то и КR = f(Fc/Fкр), т.е. с увеличением геометрической степени расширения РС растет сс, а следователь-

но, увеличивается тяговый комплекс КR. Чем выше значение КR, тем больше роль РС в создании тяги РД.

Тяговый комплекс может принимать различные значения в зависимости от геометрических размеров РС и режима работы РД.

3.11.2.Ракетные топлива

3.11.2.1.Жидкие ракетные топлива (ЖРТ)

Жидкое РТ – это вещество (совокупность веществ) в жидком состоянии, способное к химическим реакциям с выделением тепловой энергии и образованием газообразных ПС, создающих реактивную силу при истечении из РС.

Компонент ЖРТ (КРТ) – отдельно хранимая и подводимая к двигателю составляющая ЖРТ.

Преобразование химической энергии ЖРТ в тепловую происходит в результате окислительно-восстановительной реакции горения. Для осуществления этой реакции необходимо наличие двух компонентов: окислительного и восстановительного.

Окислительные – кислород (О2), фтор (F), азот (N); восстановительные – водород (Н), углерод (С), алюминий (Al), литий (Li), бор (В).

К качеству ЖРТ предъявляются следующие требования:

1. Пригодность КРТ по своим физико-химическим свойствам для использования в данном типе ракет, исходя из условий базирования и применения (рис. 3.32). Диапазон от Тпл до Ткип должен быть шире, чем диапазон от Тmin до Тmax – температур эксплуата-

ции, т.е. Тпл < Тmin; Ткип > Тmax. Давление насыщающих паров pS должно быть ниже максимально допустимого давления из условия

прочности топливных баков при максимальной температуре эксплуатации Тmax.

150