книги из ГПНТБ / Волков Е.Б. Ракетные двигатели на комбинированном топливе
.pdfэффективных топливах, но |
отличающихся повышенной слож |
|||
ностью схемы и эксплуатации. |
|
|
|
|
К ГРД первой группы относятся, например, двигатели пря |
||||
мой схемы, в которых в |
качестве |
окислителей |
используются |
|
высококипящие вещества |
(азотный тетроксид, перекись водо |
|||
рода и др.). Удельный |
импульс |
таких |
ГРД |
составляет |
26004-3000 Н/(кг/с). Двигатели этой группы |
имеют простую |
схему, дешевы, относительно просты в отработке и эксплуатации и допускают длительное хранение. Ввиду высокой плотности компонентов топлива эти ГРД имеют высокий объемный удель ный импульс и очень компактны.
К ГРД второй группы можно отнести двигатели с высококипящими окислителями (смесь кислорода и фтора), и особенно ГРД с добавкой в топливо третьего компонента. Как отмечалось выше, ГРД такого типа могут обеспечить удельный импульс не ниже удельного импульса самых эффективных Ж Р Д , но, вместе с тем, использование в этих двигателях сжиженных газов услож няет их схему, затрудняет обеспечение высокой надежности и осложняет эксплуатацию. Объемный удельный импульс таких
ГРД выше |
удельного |
объемного импульса лучших Ж Р Д , что |
|
позволяет |
при |
прочих |
равных условиях создать летательный |
аппарат с |
ГРД |
более |
компактный, чем "летательный аппарат |
с Ж Р Д . |
|
|
|
ГРД первой группы представляют интерес прежде всего 'для применения их в системах, предназначенных для военных целей. ГРД второй группы более подходят для решения задач по иссле дованию космоса. Однако в некоторых случаях возможно и сме щение этих областей рационального применения — например, может оказаться целесообразным использование ГРД, работаю щих на топливах с высококипящими окислителями, и в космиче ских системах.
В качестве примера ГРД первой группы может служить дви гатель (см. работу [56]), применяемый на летающей мишени «Sandpiper А», состоящей на вооружении ВМС США (рис. 1.14). Мишень предназначена для испытаний вооружения и тренировки экипажей самолетов. Летные испытания мишени с ГРД прово дились в 1967 г. Предполагается, что мишень сможет совер шать полеты со скоростью, соответствующей М = 3-=-4, на высо тах до 27 000 м, с совершением маневра.
Двигатель мишени выполнен по прямой схеме ГРД с газовым аккумулятором давления и включает в себя камеру 5 с твердым горючим, бак 3 с окислителем, бак 2 со сжатым азотом и авто матику, обеспечивающую функционирование двигателя в задан ном режиме. В трубопроводе, соединяющем бак 3 с камерой 5, установлен регулятор (кран) 7 подачи окислителя.
В качестве |
горючего используется |
акриловая пластмасса |
||
с добавкой магния, в качестве |
окислителя — жидкие |
окислы |
||
азота. Диаметр |
камеры 254 мм, |
диаметр |
критического |
сечения |
сопла 100 мм. Величина |
силы тяги может |
задаваться |
заранее |
в пределах 270-7-2270 |
Н (по другим |
данным в |
пределах |
270-7-1370 Н ) , для чего перед пуском ракеты вручную поворачи вают диск регулятора подачи окислителя.
Таким образом, на данном ГРД перед запуском осущест вляется настройка по линии подачи окислителя. В дальнейшем предполагается осуществлять управление регулятором по командам с Земли или по программе, т. е. ввести регулирование двигателя. Отмечается, что подобный ГРД вследствие возмож ности регулирования его силы тяги удо бен для установки на ракете класса «Воздух—Земля» повышенной дальности, с маневрированием в процессе полета к цели.
Отработка ГРД для мишени «Sandpiper А» была осуществлена очень быстро и потребовала малых затрат. Сообщается, что до начала летных испы таний мишени было проведено всего 21 огневое стендовое испытание двига теля, а выполнение предварительно на меченной программы летных испытаний оказалось возможным прервать до окон-
.чания испытаний — ввиду быстрого под тверждения полной работоспособности всех элементов мишени, в том числе
иГРД.
Взарубежной литературе отмечается, что ГРД могут быть использованы для стабилизации полета ракет-носителей. ГРД в этом случае может работать на топливе с высококипящим окислителем, должен развивать небольшую силу тяги (иногда менее 10 Н) в течение длитель ного времени и допускать неоднократное включение и выключение. Указывается также на то, что двигатели, работающие на гибридном топливе, особенно привле кательны для целей исследования кос моса и, в частности, для полетов, кото рые требуют продолжительного движе ния по инерции с периодическим вклю чением двигателей, так как эти двига
тели обладают большой устойчивостью к воздействию космических условий, про стотой запуска и останова, точной вели чиной импульса и возможностью регули рования силы тяги.
3
S«а
. °<
Ы ч а
Си 2
<и о I о,
•а
«к о
*Ч I ч
К |
к |
СО |
£ |
||
д |
со .. |
К |
£ |
о р |
ч |
зI «
§2
3 я 8
«я ч g е- =t &
£ I о
О
>І га гаао
га я a a га а> в Е С сс га к
I I
Объединенный |
технологический центр (США) по контракту |
|
с NASA в начале |
1970 г. завершил первую серию испытаний экс |
|
периментального |
ГРД на высокоэнергетическом |
топливе для |
верхних ступеней |
ракет-носителей (см. работу [61]). |
|
В качестве горючего в топливе этого двигателя |
используется |
полибутадиен с присадками лития и гидрида лития, а в качестве окислителя — смесь жидкого фтора и жидкого кислорода. Схема ГРД приведена на рис. 1.15. Двигатель выполнен по схеме с вытеснительной системой подачи топлива и включает в себя ка меру 4, изготовленную из стекловолокна, с зарядом твердого
3155
3729
Рис. 1. 15. Г Р Д с вытеснительной системой подачи:
/ — бак окислителя; 2—баллон с гелием; 3—заряд твердого горючего; 4—камера
компонента 3, бак с окислителем 1, баллон с гелием 2, разме щенный для уплотнения компоновки в баке с окислителем, и автоматику. Диаметр камеры немного больше одного метра, длина двигателя— ~ 3 , 7 м.
В |
процессе испытаний двигатель развивал |
силу |
тяги до |
|
5 - Ю 4 |
Н при времени испытаний до 50 с. Летный |
образец, |
кото |
|
рый |
принят к отработке, должен иметь примерно в |
два |
раза |
большую силу тяги и время работы до 80 с.
За рубежом исследуются и ГРД на трехкомпонентных топли вах (с вводом в камеру водорода). Указывается, что применение таких ГРД на последних ступенях космических ракет позволит существенно увеличить их полезную нагрузку. Однако в зару бежных источниках отмечается, что будущее подобных двигате лей проблематично, так как им придется конкурировать с ракет ными двигателями такого перспективного типа, как ядерные.
Большой интерес представляют проработки возможности создания ГРД с большой силой тяги, предназначенных для использования на стартовых ступенях космических ракет. Сооб щается, что определены характеристики такого ГР Д с силой тяги 1400-104 Н (см. работу [61]). Длина двигателя должна составить 47 м, диаметр — 4,6 м, масса — около 70-104 кг. В ка-
честве окислителя предполагается использовать четырехокись азота, в качестве другого компонента — горючее, которое исполь зуется в крупных американских РДТТ (смесь горюче-связующе го вещества и алюминия). Управление вектором силы тяги наме чено осуществлять с помощью впрыска жидкости (окислителя)
в закритическую часть сопла. Корпус двигателя |
предполагается |
||
изготовлять из стали. В порядке подготовки к созданию |
этого |
||
крупного |
ГРД проведено испытание двигателя |
с силой тяги |
|
в 18-104 Н; следующим этапом должна быть отработка |
двига |
||
теля с силой тяги в 113-104 Н. |
|
|
|
На примере ГРД с силой тяги в 1400-104 Н можно проанали |
|||
зировать |
соотношения стоимости двигателей |
разных |
типов. |
Стоимость ракетного двигателя определяется затратами на его отработку, производство, эксплуатацию и стоимостью материа лов и топлива. Американские специалисты считают, что в слу чае, когда речь идет о двигателях с силой тяги в 1400 -104 Н, стоимость двигателя, работающего на твердо-жидком топливе, будет наименьшей из стоимостей ракетных двигателей всех воз можных типов. Указывается, что к моменту создания ГРД его стоимость составит 3,7 млн. долларов, т. е. 5,3 долларов на 1 кг массы, а в дальнейшем снизится до 3,6 долларов на 1 кг массы. Аналогичные данные для самых перспективных крупных РДТТ
оцениваются в 6,6 и 4,85 долларов |
на 1 кг |
массы. |
Стоимость |
жидкостных ракетных двигателей |
существенно выше даже по |
||
сравнению со стоимостью РДТТ. |
|
|
|
Таким образом, в случае, когда |
требуется |
создать |
двигатель |
с собственной массой (включая топливо) порядка тысячи тонн,
экономия |
на стоимости двигателя при использовании |
ГРД мо |
|
жет (по |
зарубежным данным) составлять миллионы |
долларов |
|
на одну ракету. Отметим также и то, что наибольшая |
разница |
||
по стоимости получается при сравнении |
ГРД и Ж Р Д , т. е. тех |
||
двигателей, которые близки друг к другу |
по другим характери |
||
стикам. |
|
|
|
Конструкция крупных ГРД может быть различной. Если бу дет освоено топливо с большой скоростью газификации твердого компонента, то станет возможным создание ГРД с одной каме рой. В случае, если скорость газификации будет невелика, при дется использовать пакеты камер.
На рис. 1. 16, а и б приведены две пакетных схемы ГРД. Оба двигателя имеют вытеснительные системы подачи жидкого ком понента; в обеих схемах бак этого компонента является общим для всех камер. Из рисунка видно, насколько простыми и ком пактными могут быть крупные ГРД даже в случае применения пакета камер.
Величина соотношения расходов компонентов топлива К мо жет определять соотношение габаритных размеров ГРД. При малой величине К оптимальное отношение длины двигательной установки к ее диаметру будет больше (см. рис. 16,а), чем при
большом значении К (см. рис. 1. 16,6). Причем в первом случае изменение силы тяги достигается относительно небольшим изме нением расхода жидкого компонента топлива. Управление векто ром >силы тяги двигателя легко осуществляется впрыском жид кого компонента в закритическую часть сопла (см. рис. 1. 16,6); указывается, кроме того, что это управление может производить ся и путем перераспределения жидкого компонента между каме-
|
Рис. 1. 16. |
Г Р Д пакетной |
схемы: |
||
/—бак окислителя; 2—форсунка; |
3—заряд |
твердого |
горючего; 4—система над |
||
дува; 5—форсунка для |
впрыска жидкого компонента в закритическую часть |
||||
|
|
сопла; 6—система |
воспламенения |
||
рами |
(изменением |
модуля |
силы |
тяги |
отдельных камер) (см. |
рис. |
1.16, а). |
|
|
|
|
В противоположность ГРД, разработки которых ведутся довольно интенсивно, исследованиям РДТТ с разделенными компонентами топлива за рубежом уделяется относительно не большое внимание. Это связано, по-видимому, с тем, что при создании двигателя с двумя компонентами топлива, каждый из которых является твердым, встречается гораздо больше труд ностей, чем при отработке двигателя, работающего на твердожидком топливе. При наличии двух твердых компонентов труд нее получить высокие энергетические характеристики двигателя; крайне сложно создать и использовать высокоэффективные твер дые окислители; трудно обеспечить регулирование; сложным бу дет решение вопроса о выключении двигателя и т. д.
Однако отдельные сообщения о работах за рубежом над РДТТ с разделенными компонентами топлива все же появлялись (см., например, работу [53]). Так, сообщалось о проведении в начале 60-х годов одной из американских ракетных фирм испы-
ганий РДТТ раздельного снаряжения, в котором тяговая камера содержала заряд из твердого компонента, обогащенного окисли
телем (90% перхлората |
аммония), |
и имелся |
газогенератор |
|
с шашкой, обогащенной |
горючим и способной |
к самостоятель |
||
ному горению, с образованием газов |
при |
температуре 870° С. |
||
Испытания оцениваются |
как успешные. В |
процессе испытаний |
были подтверждены работоспособность системы, возможность регулирования и выключения двигателя и получения его харак
теристик, |
близких |
к расчетным. |
В заключение |
первой главы, посвященной изложению общих |
|
сведений |
о КРД, |
отметим основные достоинства и недостатки |
двигателей, работающих на твердо-жидких' топливах, по срав нению с другими типами РД на химических источниках энергии. В связи с недостаточностью проработки ГРД некоторые оценки их качеств являются, естественно, приближенными.
По массовому удельному импульсу ГРД превосходят двига тели, работающие на твердом''топливе, и приближаются к жид костным ракетным двигателям. По объемному удельному импульсу двигатели на твердо-жидких компонентах топлива
превосходят и Ж Р Д . Основными |
проблемами |
в разработке |
|
и создании ГРД с точки |
зрения повышения их |
энергетических |
|
характеристик являются |
отыскание |
и освоение |
топливных пар |
с высоким содержанием энергии и обеспечение достаточно пол ного сгорания топлива.
ГРД более просты по схеме, чем жидкостные двигатели, однако сложнее, чем двигатели, работающие на твердом топ
ливе. Можно |
ожидать, что примерно также будут соотноситься |
||||
между собой |
эти |
три типа |
двигателей и по |
простоте |
эксплуа |
тации. |
|
|
|
|
|
По стоимости |
отработки |
и изготовления |
двигатели |
на твер |
|
до-жидких топливах, по-видимому, по крайней мере |
не будут |
хуже, чем жидкостные и двигатели на твердом топливе. В тех случаях, когда необходимо будет создавать двигатели с очень большой силой тяги, ГРД, возможно, окажутся наиболее деше выми.
По |
устойчивости |
рабочего |
процесса |
и невосприимчивости |
|||
к действию внешних |
факторов |
ГРД могут |
не уступать |
другим |
|||
двигателям, а в некоторых случаях и превосходить их. |
|
|
|||||
По |
возможности |
настройки |
и |
регулирования двигатели |
на |
||
твердо-жидких топливах безусловно превосходят двигатели |
на |
||||||
твердом топливе и приближаются к жидкостным двигателям. |
|
||||||
В отношении возможности обеспечения длительной |
работы |
||||||
(из условий термостойкости сопла) |
и многократности |
запуска |
|||||
и выключения ГРД превосходят РДТТ и приближаются |
к Ж Р Д . |
Таким образом, на основании опубликованных до настоятпегп времени в зарубежной печати результатов исследований и т>азработки ГРД, можно ожидать, что эти двигатели будут превос ходить Ж Р Д по величине объемного удельного импульса, по про-
С
стоте конструкции и эксплуатации, а также по стоимости, и бу дут уступать им по массовому удельному импульсу и по удобству регулирования.
|
ГРД |
будут превосходить РДТТ по энергетическим |
характе |
|||||||
ристикам |
(и по массовому, и объемному удельным |
импульсам), |
||||||||
по |
возможности |
регулирования, |
по |
меньшей |
чувствительности |
|||||
к дефектам, заряда, |
по |
возможности |
многократного |
включения |
||||||
и |
длительной работы, |
и будут уступать. РДТТ |
по простоте кон |
|||||||
струкции и эксплуатации. |
|
|
|
|
|
|||||
|
К сожалению, |
в |
зарубежной |
печати отсутствуют |
данные |
относительно характеристик ГРД по массе, однако можно с боль
шой долей уверенности ожидать, что по |
этим характеристикам |
|||
ГРД будут занимать промежуточное положение |
между |
Ж Р Д |
||
и РДТТ и что, следовательно, |
и по характеристикам по |
массе |
||
двигатели на твердо-жидких |
топливах |
не будут |
существенно |
уступать жидкостным двигателям.
Глава 2
Т Е П Л О О Б М Е Н В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ КРД
Теплообмен между горячим газом, представляющим собой смесь подаваемого компонента с продуктами сгорания топлива, и поверхностью твердого компонента является важным звеном рабочего процесса КРД, определяющим расход твердого компо нента и, тем самым, — выходные характеристики двигателя. Зависимости, из которых определяется величина теплового по тока от газа к поверхности твердого тела, входят в состав фор мул для расчета скорости газификации твердого компонента, приводимых в гл. 3.
Определяющими формами теплообмена в КРД являются вынужденная конвекция ц излучение. Соотношение конвектив ного и радиационного тепловых потоков зависит от газодинами ческих параметров течения в камере и состава продуктов сго рания. Для топливных пар .на основе углеводородных горючих решающую роль в теплообмене играет конвекция. Интенсивность излучения в этом случае определяется содержанием в газовой смеси СОг и Н 2 0 и, по аналогии с Ж Р Д , оценивается в 30-=-50% от величины конвективного теплового потока. Для топливных композиций на основе металлосодержащих горючих роль излу чения существенно возрастает.
При рассмотрении конвективного теплообмена в условиях КРД можно выделить следующие характерные случаи:
1)движение гомогенного газового потока по длинным кана лам постоянного сечения;
2)движение гомогенного газового потока по тракту заряда, разделенного на отдельные секции дросселирующими элемен-' тами (турбулизаторами, горючими дроссельными шайбами);
3)движение двухфазного потока по длинному каналу по стоянного сечения.
Для всех указанных случаев при выводе зависимостей для конвективного теплообмена стенки канала полагают непрони цаемыми. Влияние подачи вещества в пограничный слой на вели чину теплового потока к поверхности в расчетах скорости гази фикации учитывается корректирующей функцией вдува.
2. 1. КОНВЕКТИВНЫЙ ТЕПЛООБМЕН В КАНАЛАХ ЗАРЯДА
ПОСТОЯННОГО СЕЧЕНИЯ ПРИ ДВИЖЕНИИ ГОМОГЕННОГО ГАЗОВОГО ПОТОКА
Для большинства известных к настоящему времени образ цов КРД газодинамический тракт камеры сгорания на участке заряда представляет собой канал с постоянным по длине сече нием. Интенсивность теплообмена в таком тракте возрастает с увеличением массового расхода газов вдоль заряда в направ лении к соплу двигателя.
Локальные значения коэффициента конвективной теплоотдачи от газа к гладкой непроницаемой стенке в этом случае с прием лемой для инженерных расчетов точностью могут быть опреде лены из критериальных эмпирических зависимостей, полученных для конвективного теплообмена при безградиентном течении в трубе или вдоль поверхности пластины и имеющих вид
|
|
|
|
|
Nu = |
c R e " P r m , |
|
где N u — |
X |
|
критерий |
Нуссельта; |
|
||
|
—— |
|
|
|
|
|
|
vl |
|
|
критерий |
Рейнольдса; |
|
||
Re = |
|
|
|
|
|||
Рг = |
|
|
|
критерий |
Прандтля; |
|
|
с, п, |
т |
— постоянные безразмерные |
числа; |
||||
|
/ |
— определяющий |
размер; |
|
|||
|
а |
|
|
коэффициент теплоотдачи; |
|
||
|
|
— соответственно |
коэффициенты теплопроводности |
||||
X, |
v |
— |
и кинематической вязкости |
газа; |
|||
ср, |
Q |
— |
соответственно |
удельная |
теплоемкость и плот |
||
|
ность газа. |
|
|
Втабл. 2. 1 дана сводка основных известных из литературы зависимостей такого типа.
Вформулах, приведенных в табл. 2. 1,
Too — температура |
торможения газового потока; |
Ts — температура |
поверхности. |
Индекс «d» при критериях Nu и Re указывает на то, что в качестве определяющего размера в данной зависимости при нят диаметр канала; индекс «z» означает, что определяющим размером является расстояние от начала канала до рассматри ваемого сечения.
Хотя зависимости (2.1) — (2.3) были получены из экспери ментов в круглых трубах, их широко используют при расчетах теплоотдачи в каналах некруглого поперечного сечения. При этом переход от круглых труб на сечения сложной конфигурации (в условиях КРД — кольцо, сегмент, звездка и т. д.) обеспечи-
Номер |
формулы |
\ |
|
(2.1)
(2.2)
Таблица 2. l
Авторы |
Формула |
|
. Примечание |
Источ ник |
|
|
|
||||
|
|
|
|
— |
| |
ев |
|
|
|
[23] |
|
Г. Краус- |
N u d = 0 , 0 2 3 R e ^ 8 |
P r 0 ' 4 |
|
||
сольд, |
|
|
|
|
|
М. А. |
М и х е |
|
|
|
|
А. А . |
Г у х - |
N u d = 0 , 0 1 6 2 R e ° ' 8 2 P r 0 8 2 |
( Г о о / Г , ) 0 : 0 6 6 |
— |
[10] |
ман, |
Н.В. |
|
|
|
|
Илюхин
(2.3) |
Б. С. Пету |
№ v = 0 , 0 4 4 є R e 2 ' 7 3 P r 0 ' 4 3 |
[т |
( X ) ] 0 ' 3 3 ; |
x (к) — газо |
[27] |
|||||
|
хов, В. В. |
|
|
|
|
|
|
|
|
динамическая |
|
|
Кириллов |
s = l , 3 ( г / ( і ) _ 0 , 1 2 п р и 2 / d < 1 0 ; |
|
|
функция |
|
|||||
|
|
е = 1 при |
z/d>\0 |
|
|
|
|
|
|
||
(2.4) |
Те же |
|
z |
|
7 7 0 , 4 3 |
|
|
3 3 |
|
— |
[27] |
|
|
N u |
|
= 0 , 0 3 4 R eX°(' ^ P/ dr) ° >[0 T3 |
( Х ) ] ° ' |
|
Х |
|
|||
(2.5) |
Э. Р. Эккерт |
|
|
N i i z |
= 0 , 0 3 6 R e ° , 8 P r 0 , 3 |
3 |
|
|
Получено |
[45] |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
для плоской |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
пластины |
|
(2.6) |
Т. Дейви |
N u d = 0 , 0 3 6 R e 2 ' 8 P r 0 , 4 ( 2 / r f ) - ° ' 2 X |
— |
[51] |
|||||||
|
|
|
|
|
X ( Г 0 0 / ^ ) 0 , 1 8 |
|
|
|
|
вается введением в расчетные зависимости эквивалентного гид равлического диаметра:
|
d = ^ - |
, |
|
п г |
|
где FK |
— площадь свободного сечения камеры; |
|
Пг |
— периметр горения (газификации). |
|
Как |
следует из зависимостей |
(2.1) — (2.6), приведенных |
в табл. 2.1, интенсивность конвективного теплообмена в длинных
трубопроводах определяется главным |
образом величиной крите |
|||
рия Re, который для условий |
ГРД |
целесообразно |
представить |
|
в виде |
|
|
|
|
Re = - |
^ = |
^ |
, |
(2.7) |