книги из ГПНТБ / Мелькумов Т.М. Теория двигателей. I. Теория ракетных двигателей. II. Применение ядерной энергии в силовых установках [учебник]

<

стью и количеством энергии для обеспечения устойчивого горе­ ния основного топливного заряда. Если, наоборот, источник вос­ пламенения обладает значительно большей мощностью, чем этонеобходимо, тогда в начале процесса возникает пик давления (фиг. 5.23), который неже­ лателен для целостности заряда топлива (особенно прессованного) и для сте­ нок камеры.

Ненормальности в про­ цессе уже установившегося горения основного топлив­ ного заряда могут быть вы­ званы рядом причин: нали­ чием трещин в топливном заряде; эрозионным горе­ нием; неоднородностью со­ става топлива и его макро­ структуры. Неустойчивый процесс рассматривается ни­ же отдельно.

При наличии трещины горение становится ненормальным по­ следующей причине. Для простоты понимания рассмотрим слу­ чай сплошного цилиндрического заряда с горением с торца. Ког­ да, по мере выгорания топлива, поверхность горения достигает трещины (фиг. 5.24,а), внутрь щели устремляются горячие газы; постепенно поверхность горения растет (фиг. 5.24,6); поэтому

Фиг. 5.24. Влияние трещины в топливе на увеличение поверхности горения

давление в камере становится больше ожидаемого, а время сгора­ ния топлива сокращается. В зависимости от формы заряда и мест расположения трещин возможно даже разрушение заряда с уве­ личением потерь топлива и прекращением горения. Не толькотрещины, но й небольшие волосовины могут привести к указан­ ному нарушению хода нормального процесса.

141

При эрозионном горении ненормальный процесс может воз­ никнуть чаще всего в начальной фазе горения, если конечное се­ чение каналов для протока газов выбрано слишком малым и по­ этому скорости газов в конце канала получаются большими. Большие скорости вызывают значительную эрозию конечных уча­ стков поверхности горения и увеличение скорости горения. В ре­ зультате появляется эрозионный пик давления и пик тяги (фиг. 5.25). Однако по мере усиленного выгорания конечных уча­

стков канала проходные сечения для газов возрастают, уменьша­ ются эффект эрозии и скорость горения, давление в камере и тяга двигателя падают до нормального значения. Эрозионный пик неже­ лателен не только потому, что он приводит к увеличению давления в камере, но еще и потому, что он искажает необходимую форму за­ висимости тяги от времени и со­ кращает продолжительность ра­ боты двигателя. Изменением фор­ мы каналов и заряда можно уст­ ранить эрозионный пик давления

и,тяги, как показано пунктиром для двух вариаций зарядов. Следует отличать расчетные пики давлений (фиг. 5.21), необхо­ димые по тем или иным соображениям для ракеты, от дополни­ тельных, непредусмотренных эрозионных пиков указанного типа.

мы здесь неостанавливаемся.

Ненормальность в конце работы двигателя возможна как при принудительном выключении, так и при естественном завершении процесса (особенно регрессивного), когда запас топлива подхо­ дит к концу. При уменьшении давления ниже некоторой величи­

142

ны горение с образованием силы тяги может прекратиться. Од­ нако поверхность топлива нагрета, здесь еще продолжаются эк­ зотермические реакции разложения и газификации; кроме ^того, нагретые детали двигателя лучеиспускают тепло на поверхность топлива. Комбинация этих факторов может привести к новой вспышке, повышению давления, возникновению силы тяги. Затем истечение газов вновь понижает давление и прекращает горение. ■Этот процесс («чихание») может повториться несколько раз

(фиг. 5.26).

§ 5.10. ВОСПЛАМЕНИТЕЛИ ДЛЯ РДТТ

которой начинается устойчивый процесс разложения и газифика­ ции топлива, а продукты газификации воспламеняются и образу­ ют зону горения. Необходимо учитывать также увеличенные в начальный период тепловые потери из-за холодных поверхно­ стей. Количество газов, образующихся от заряда воспламенителя, должно быть достаточным для повышения давления в камере до минимальной величины, при которой процесс горения основного топлива может быть устойчивым. Тепловая мощность воспламе­ нителя, место его расположения и конструктивная форма зависят от формы поверхности горения основного топлива и конструкции

ление в камере; с этой целью в сопла закладываются специаль­ ные мембраны.

черный порох для начального взрыва и какое-либо другое топли­ во, как основной источник тепла для воспламенения заряда в двигателе. Форма топливных зарядов воспламенителей и по­ верхности горения их разнообразны, как и в РДТТ.

Зажигание топлив воспламенителей производится с помощью электрического тока. Период задержки воспламенения основного топлива РДТТ составляет 0,01—0,35 сек, а в больших двигателях несколько больше. Время горения заряда воспламенителя и тем­ пература его газов играют большую роль в надежности запуска РДТТ.

143

Фиг. 5.27. Схемы воспламенителей:

144

Воспламенитель типа 5.27,а должен обладать достаточной прочностью своего корпуса для того, чтобы до его разрушения весь заряд воспламенителя успел бы прореагировать. С другой стороны, излишняя прочность корпуса воспламенителя может привести в результате взрыва к повреждениям топливного заря­ да основного двигателя. В ряде конструкций предусматривается добавка металлических частиц внутрь топлива воспламенителя; предполагается, что раскаленные твердые частицы, попадая в до­ статочном количестве «а поверхность основного заряда, лучше спосрбствуют его воспламенению.

Минимальное количество топливного заряда воспламенителя

.для создания в камере основного двигателя необходимого мини­ мального начального давления рк мач определяется из характери­ стического уравнения

ва позволяет сформулировать основные требования к топливу для обеспечения надежной эксплуатации и устойчивости процес­ са, а также для повышения технических показателей ракет. Эти требования сводятся к следующему.

1. Топливо должно обладать высокой весовой плотностью, что при прочих равных условиях позволяет сократить размеры двигателя. В РДТТ, где топливо полностью находится в камере двигателя, это особенно важно.

2. Топливо должно выделять возможно больше тепла при сгорании с образованием легких продуктов сгорания для увеличе­ ния скорости истечения и, следовательно, удельного импульса.

3.Давление в камере, при котором возможно устойчивое го­ рение топлива, должно быть относительно малым, что уменьшает мертвый вес конструкции и повышает надежность процесса.

4.Скорость горения топлива должна быть относительно не­ большой, что приводит при данном заряде к увеличению времени горения, а также повышает устойчивость процесса горения.

5.Скорость горения должна меньше зависеть от величины давления в камере, т. е. показатель п степени давления должен быть возможно меньшим, так как это способствует повышению

устойчивости процесса горения.

6. На скорость горения топлива начальная его температура должна оказывать минимальное влияние, что связано как с по­ вышением устойчивости процесса, так и увеличением точности попадания ракеты в цель при всех возможных начальных темпе­ ратурах топлива.

146

7. Величина удельного импульса современных твердых топ­ лив для применения их в ракетах средней и большой дальности должна быть Р уд>- 240 кг.сек/кг на земле, а для успешного кон­ курирования с эффективными топливами современных Ж РД дол­ жна быть порядка 260—280 кг.сек/кг и более.

8. При литье топлива в корпусе камеры твердое топливо дол­

в температурных коэффициентах расширения и не должно при­ водить к изменению физико-химических свойств топлива и его структуры, в частности.

Для иллюстрации отдельных из указанных выше положений приведем некоторые сведения.

По армейским требованиям США твердое топливо для дви­ гателя снаряда Нике-Аякс должно удовлетворительно работать: после трех дней воздействия температуры — 40°С, после одного дня воздействия t = -\- 50°С и после воздействия максимальной солнечной радиации в течение четырех часов. Топливо должно допускать хранение минимально в течение трех лет и за это вре­

целлюлозы требуют высоких давлений в камере (70—140 кг/см2 и более). Удельный импульс этих порохов, как правило, не пре­ вышает 200 кг.сек/кг. Правда, расчеты показывают, что при отношении нитроглицерина к нитроцеллюлозе 2:1 и при содержа­

вать такую удельную тягу еще не удалось. Для этого оптималь­

и перспективных составных топлив давления в камере двигателя равны 40—70 кг/см2. Удельный импульс достигает уже 240 кг.сек/кг на уровне моря, а в перспективе он может быть по­ рядка 270—280 кг.сек/кг и более. Теплота взрыва или тепло­ творная способность современных топлив составляет 1200— 1800 ккал/кг, а для перспективных топлив на основе лерхлорита лития до 2500 ккал/кг и более.

Для получения представления о составе газов, образующих­ ся из твердых топлив в конце зоны газификации (перед сгорани­ ем), приведем полученные из опыта данные для ряда топлив.

нитроглицерина и 3% централита, состав газов перед зоной горения следующий:

Для этого топлива вблизи поверхности процессы в самом топливе приводят к выделению около 140 ккал/кг тепла, что при теплоемкости слоя топлива 0,35 ккал/кг°С дает температуру на поверхности топлива 7'л^ 7 0 0 о абс при = 27°С. В зоне гази­ фикации выделяется также около 140—280 ккал/кг и темпера­ тура достигает Тх= 1100-:- 1400° абс. В конце зоны горения вы­ деляется еще около 700 ккал/кг тепла, а температура достигает

пригодной для р к* = 10 = 340 кг/см2. Температурный коэффици­

торого был приведен ранее, в конце зоны газификации горючий газ состоит из следующих компонентов, в процентах по объему:

формулой

^ гор = 0,103 ^°-745,

пригодной для рк* — 100=200 кг/см2. Температурный коэффици­ ент равен— 0,0013 на 1°С.

148

Для составного топлива Филлипс на основе нитрата аммо­ ния NH4NO3 в литературе указывается следующий объемный со­ став горючего газа в процентах:

и твердых частиц около 1 %.

Удельные импульсы твердых топлив по мере их дальнейшего улучшения будут расти. Уже сейчас имеются основания полагать, что с применением перхлоратов аммония и гидразина, а также металлов и полимеров можно получить удельные тяги порядка 280—300 кг.сек/кг на уровне земли.

§ 5.12. СМЕШАННЫЕ СХЕМЫ ДВИГАТЕЛЕЙ С ТВЕРДЫМ ГОРЮЧИМ

Вспециальной литературе рассматриваются различные

схемы двигателей, в которых горючее-в твердой фазе находится в камере двигателя, а в качестве окислителя используется ка­ кое-либо жидкое вещество, запасенное в баках (ракетный дви­ гатель), или атмосферный воздух (ВРД).

Ракетный двигатель с твердым горючим и жидким окислите­ лем позволяет легче, чем в.РДТТ, регулировать величину тяги путем изменения количества вводимого в камеру окислителя; в этом случае легче также осуществить выключение и повторный запуск двигателя в полете.

I 6 з г ъ г

Фиг. 5.29. Схема ПВРД с твердым горючим:'

/ —входной диффузор; 2 — горючее: 3 —внутренний и внешний каналы воздуха; 4 —.камера догорания; 5—выходное сопло; 5—воспламенитель

Проведены опыты на экспериментальных ПВРД, в которых горючее (например, прессованный под большим давлением поро­ шок чистого магния или магния с небольшими добавками твер-* дого окислителя) заложено в камеру (фиг. 5.29). Горение здесь

149