книги из ГПНТБ / Шишков А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. Инженерные методы расчета

Оценим перепад давления рзІРи исходя из уравнений непре­ рывности и сохранения полного импульса газового потока в ци­ линдрическом канале Л = ^ 4 (<х=90°, F0— const):

где раз и Аз — средние давление торможения и квадрат скорости в сжатом сечении Fcn<— F + F причем

Смешением струй на участке 1—3 можно пренебречь; при этом давления торможения осевого р0 и втекающего потоков p'Qпосто­

янны: роз=Роі'- Р а з /?02’Тогда потери полного давления на смеше­ ние на участке 1—4

будут равны потерям при внезапном расширении потока от Fсж до Fl= F i на участке 3—4 (42):

^з=(^з)2—^з]-

Сравнивая потери на смешение (участок 1—4) и на расширение, получим для относительной площади сжатия потока

39

В случае втекания в канал со стороны торца, находящегося вблизи переднего дна, Хі= 0 и относительное сжатие потока равно

При известном FcnJFi определяется перепад давления в об­ ласти сжатия потока [p03Fcmq (Х3) = РоЛт(Х/,); Fcmh ~ F4h,]:

Отсюда видно, что падение давления в области сжатия боль­ ше, чем перепад на всем участке 1—4:

Перепад давления между щелыо и застойной зоной р2— рз> >Рі — рз может привести к деформации заряда, сужению кана­ ла (около сечения 3—3) и дальнейшему росту неоднородности газодинамических параметров. Во избежание возможных анома­ лий в работе РДТТ целесообразны скругление кромки (ближней к 3—3) и наклон щелей по потоку. При этом уменьшается сжа­ тие потока и, следовательно, перепад давления р\/р3 [25]:

Таким образом, течение газа в канале заряда РДТТ с доста­ точной точностью описывается моделью одномерного потока. Местные газодинамические неоднородности, обусловленные при­ током газа в канал от поперечных элементов горящей поверх­ ности, сглаживаются выбором рациональной формы заряда твер­ дого топлива.

40

1.10. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ПРОБЛЕМЫ ГАЗОДИНАМИКИ РДТТ

Задачи газодинамики РДТТ не всегда удается свести к ма­ тематическим. Для ряда сложных течений вообще отсутствует математическая постановка задачи. В этих случаях главную роль играют экспериментальные методы, включающие модели­ рование газодинамических процессов в РДТТ и огневые стендо­ вые испытания натурных двигательных установок. Основные экспериментальные проблемы газодинамики РДТТ включают:

— до- и сверхзвуковые течения с местными отрывными зо­ нами;

•— неравновесное течение двухфазных продуктов сгорания в соплах;

—распространение асимметричных возмущений в потоке;

—переходные процессы при запуске двигателя, воспламене­ нии и гашении заряда;

—тепломассоперенос на обтекаемых поверхностях элемен­ тов газового тракта (унос теплозащитных материалов и эрози­ онное горение твердого топлива).

Условия, которые должны соблюдаться в опытах с моделью, а также характерные и удобные параметры, определяющие ос­ новные эффекты и режимы течения, устанавливаются на основе соображений теории подобия и общефизических предпосылок [70]. В соответствии с характером исследуемого процесса и целя­ ми эксперимента применяются:

—■методы гидродинамической аналогии [25];

—«холодные» испытания путем продувки моделей [82, 97];

—«горячие» испытания моделей, использующие продукты сгорания топлив в газогенераторе [42, 92];

—запуски экспериментальных двигателей и ракет (29]. Рассмотрим типичные примеры экспериментальных работ по

газодинамике РДТТ.

Для исследования взаимодействия между потоком, движу­ щимся в осевом канале топливного заряда, и течением из ра­ диальных щелей в работе [25] использован горизонтальный гидролоток со свободной поверхностью. Поле давления в газовом потоке определяется по результатам измерения толщины водя­ ного слоя h и по соотношениям метода гидродинамического по­ добия: р ~ Д 2 '[25]. В соответствии с результатами, полученными в гидролотке, найдено, что в области щели происходит сжатие потока и образование местных отрывных зон: малой •— у перед­ ней кромки щели — и более протяженной, начинающейся за задней кромкой. Давление в щели, по существу, равно давле­ нию в центральном канале до зоны взаимодействия. Расстояние вдоль оси, требующееся для полного завершения гидродинамиче­ ского взаимодействия, относительно мало. Все эти данные дают возможность построить кусочно однородную теоретическую мо-

41

дель течения газа в РДТТ с секционными зарядами (см. § 1.9

и2. 4). Метод гидродинамической аналогии применяется для мо­ делирования не только дозвуковых внутрикамерных потоков, но

исверхзвуковых течений газа.

Продувки модели РДТТ холодным и подогретым газом, а также продуктами сгорания воспламенителя и воспламенитель­ ного порохового двигателя предприняты с целью исследования течения в канале основного заряда и теплопередачи к поверх­ ности топлива в период, предшествующий его воспламенению

Рис. 12. Схема подачи горячего газа для исследования теп­ лообмена в РДТТ при воспламенении:

/—подвод холодного газа; 2—нагреватель; 3—клапан горячего газа; А—воспламеняющий двигатель; 5—опытная секция с соплом; 6—вос­ пламенение со стороны сопла

[42, 92, 97]. При этом испытаны две схемы расположения вос­ пламенительного двигателя: у переднего дна и со стороны ос­ новного сопла (рис. 12).

В первом случае течение газов аналогично течению в двух­ камерном РДТТ; давление в канале

РіДкр.п

где рз и Д (р. в — давление и площадь критического сечения вос­ пламенительного двигателя. Конвективную теплопередачу в се­ чении, удаленном от переднего дна на ^ 1 0 4 - ап, удается скорре­ лировать известной зависимостью [3]

N u ^ 0,023 Re^8 ■Pr°>4.

ние может достигнуть значений 4—5, т. е. имеет место нестацио­

42

пределами участка (3—4)с1.кяп теплопередача пренебрежимо ма­ ла, а на нем коррелируется зависимостью

Nu = C Re°/'5-Pr°’4)

Ат

где Red

(JT^/Kan!-L)

т — расход газов из воспламенительного двигателя; С — коэффициент, равный 3—4 в начале периода, затем

уменьшающийся до 1,5—2.

Установки для исследования газодинамических характеристик сопл и органов управления вектором тяги (газовых рулей, пово-

Р^кр

Рис. ІЗ. Давление в РДТТ при работе воспламенительного двигателя, расположенного в раструбе основного сопла

ротных насадков, поперечных струй в закритической части соп­ ла), использующие в качестве рабочего тела воздух или другие газы, поступающие от присоединенного газопровода, содержат на выходе из него гибкое или шарнирное уплотнение, позволя­ ющее измерять осевую и боковую составляющие реактивной си­ лы [82] (рис. 14).

Экспериментальные исследования боковой управляющей си­ лы, возникающей при вдуве горячего газа в закритическую часть ракетного сопла, выполнены с помощью жидкостных газогенера­ торов, установленных на горизонтальном двухкомпонентном стенде (рис. 15) [40]. В задаче о турбулентном отрыве сверхзву­ кового потока при вдуве поперечной газовой струи в качестве системы размерных определяющих параметров могут быть вы­ браны следующие: q, р, v, qb, рв, ив •— плотность, давление и ско­ рость основного потока и вдуваемой струи в месте вдува; d — диаметр отверстия вдува; L — расстояние от критического сече­ ния сопла до центра отверстия вдува. При этом учитывается, что условия турбулентного размыва тангенциального разрыва при отрыве сверхзвукового потока не зависят от способа его созда­ ния и числа Rei>ReIip и слабо зависят от k (см. гл. IV). В числе

43

характерных параметров только три (например, g, v, L) имеют независимые размерности.

Согласно П-теореме явление может быть описано с помощью системы пяти безразмерных комплексов

Анализ относительного влияния различных комплексов позво­ ляет предположить [19], что при Мв=1 определяющим является комплекс Ф= GBv/(pL2), пропор­ циональный отношению потерян­ ного основным потоком количе­ ства движения G0v к начальному количеству движения взаимодей-

Создание и запуски экспериментальных твердотопливных ра­ кетных двигателей целесообразны, когда на первый план высту­ пают процессы вспышки, горения и гашения твердых топлив,

44

их энергетические характеристики, влияние уноса теплозащит­ ных материалов [9, 22, 38]. В этих случаях, как правило, двига­ тель имеет небольшие размеры и предусматривается большой объем различных измерений. Большое распространение полу­ чил способ измерения импульсных характеристик РДТТ с помо­ щью баллистического маятника [35]. Импульс реактивной силы / пропорционален отклонению платформы с закрепленным на ней экспериментальным двигателем:

Огневые стендовые испытания натурного РДТТ проводятся с целью определить [9, 22, 62]:

—состояние и работоспособность конструкции и материалов:

—зависимость р(і) и ее характерные точки (времена за­ держки воспламенения, выхода на режим, установившейся ра­

боты, спада давления; максимальное и минимальное давление);

—энергетические характеристики двигательной установки;

—характеристики органов управления вектором тяги и от­ сечки тяги.

В программу огневых стендовых испытаний РДТТ обычно включается измерение следующих параметров: тяги; давления в камере; деформаций и перемещений днища, крышки и корпуса; давления в гидросистеме рулевой машины; давления в питаю­ щей установке; перемещения штоков рулевой машинки и усилия на них; разновременности вскрытия сопел отсечки [15].

Высокие давления и температура газов в РДТТ, быстрое про­ текание переходных процессов при включении двигателя и не­ нормальности в работе конструкции, теплозащиты и заряда вызвали необходимость разработки специальной технологии про­ ведения стендовых испытаний [9]. Необходимо обеспечить высо­

45

кую точность измерения внутрнбаллнстических и тяговых харак­ теристик двигателя; немаловажное значение имеет также безо­ пасность и удобство обслуживания стенда, технологичность монтажных и восстановительных работ.

Существенным для горизонтальной (вертикальной или на­ клонной— в зависимости от направления истекающей струн) стендовой установки является способ передачи усилий от дви­ гателя, закрепленного на подвижной платформе, к неподвижным элементам основания стенда. Подвижная платформа 6 может быть установлена на упругих элементах 1 (см. рис. 15); в этом случае датчик 7 воспринимает лишь часть усилия тяги, а объе­

бодными платформами, опи­ рающимися на призмы пли подшипники [9] (рис. 17).

Сложность современных ракетных систем и большое число трудноучитываемых факторов, возникающих при полете на больших высотах, заставляет проводить стендовые испытания верхних ступеней ракет в высотных условиях, без чего не уда­ ется ни достичь основных целей стендовых испытаний, ни иссле­ довать специфические проблемы, связанные с высотными поле­ тами (донный нагрев, остаточная тяга после отсечки, запуск двигателей). Стенды для высотных испытаний РДТТ выпол­ няются следующих типов [22, 39, 94].

1. Простейшим стендом является предварительно вакуумиро­ ванная барокамера, в которую истекают газы из РДТТ, повы­ шая давление в ней. Поэтому в таком стенде могут быть испы­ таны сравнительно небольшие двигатели с массой заряда <в<рГ)йъ'/(ДТб) (ра— допустимое давление в барокамере объе­ ма Wfj при температуре газов Та).

2. Барокамера, где разрежение создается эжектирующим дей­ ствием струи, истекающей из испытуемого РДТТ, соосно с соп­ лом которого установлен выхлопной диффузор барокамеры. При этом двигатель может располагаться в барокамере либо цели­ ком, либо только сопловой частью (см. рис. 35). В последнем

46

Г л а в а II

ДВИЖЕНИЕ ГАЗОВ В РАКЕТНОЙ КАМЕРЕ

Вракетной камере газы движутся, главным образом, по ци­ линдрическим (с постоянной площадью проходного сечения) ка­ налам, через боковые стенки которых поступают продукты сго­ рания, и по участкам с резкой деформацией потока (местным сопротивлениям).

Врезультате газодинамического расчета ракетной камеры определяются распределения скорости потока, статического и полного давлений.

2.1.МЕСТНЫЕ СОПРОТИВЛЕНИЯ

Вракетной камере и газопроводах имеются участки, где вне­ запно изменяется или площадь проходного сечения, или направ­ ление потока, или и то и другое вместе. Такие участки канала

называются м е с т н ы м и с о п р о т п в л е н и я м и.

Течение газа по местным сопротивлениям сопровождается потерями механической энергии па вихреобразование и на сме­ шение потоков. В гидравлике (т. е. при изучении течений несжи­ маемой жидкости) вместо величины потерянной энергии ДЕ вво­ дят в рассмотрение безразмерный коэффициент местного сопро­ тивления £ = Д£/(п2/2) [24].

Характерным примером местного сопротивления является внезапное расширение канала, рассмотренное ранее. Потери полного давления газового потока при внезапном расширении определяются формулой (41), либо приближенным соотношени­ ем (42), обладающим высокой степенью точности вплоть до ско­ ростей в узкой части канала, близких к скорости звука (см. табл. 4). Соотношение (42) является точным для определения потерь механической энергии при течении несжимаемой жидко­ сти по каналу с внезапным расширением. В самом деле, в этом случае (Qi = Q2= e = const). Из законов сохранения массы и пол­ ного импульса потока имеем

Q<^i/r1 = ew2Jp2;

ІРі + Q^) + Pi (F 2— F i )=(P2 + e^)

48