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

Реакция между горючим и окислителем осуществляется с выде­ лением тепла и значительным повышением температуры конеч­ ных продуктов. В зависимости от того, каково сечение сопла для истечения продуктов реакции из двигателя, в камере последнегоустанавливается определенное давление, существенно превыша­ ющее давление внешней среды. Горючее и окислитель подаются в камеру двигателя в определенном весовом соотношении под давлением, несколько превышающим давление в камере.

В ракетной технике совокупность рабочих тел (горючего и окислителя), необходимых для осуществления процесса в каме­ ре двигателя, принято называть топливом.

12

Ф иг. 1.2. Схема двухкомпонентного Ж РД с вытес­ нительной подачей:

1 — камера; 2 — головка; 3 —- сопло; 4 — емкость для горючего; 5 — емкость для окислителя; 6 — баллон сжатого газа; 7 краны для слива горючего и окислителя и для выпуска воздуха; 8 — кла­

дистанционного управления или разрывные мембраны; 14 — ох­ лаждающая рубашка

Одна из схем жидкостно-ракетного двигателя приведена на фиг. 1.2. Собственно двигатель состоит из камеры реакции 1,. головки 2 и сопла Лаваля 3. Горючее из баками окислительиз бака 5 .в данном случае -вытесняются сжатым газом, аккуму­ лированным в баке 6, и поступают непрерывно в двигатель, рас-

11

пыливаясь и перемешиваясь друг с другом у головки двигателя в нужной пропорции. В камере реакции, которая в данном слу­ чае является камерой сгорания, условно можно выделить две зо­ ны: I — зону подготовки и II — зону реакции и главным образом выравнивания параметров. В реальной камере не существует оп­ ределенной поверхности раздела этих зон. В обеих этих зонах на установившемся режиме сохраняется некоторое практически по­ стоянное давление. Сопло Лаваля образует III зону — зону рас­ ширения продуктов реакции от давления в камере до давления на срезе сопла, при этом скорость продуктов реакции относитель­

плуатационными и контрольными устройствами и приборами и может иметь другие системы подачи горючего и окислителя.

Процесс двигателя принципиально не изменится, если в дви­ гатель будет вводиться не горючее и окислитель, а одно какоелибо вещество, способное при определенных условиях разла­ гаться с выделением тепла и образованием газообразных про­ дуктов разложения. Величина скорости истечения будет зави­ сеть от теплоты образования продуктов реакции горючего и оки­

при использовании принятых в практике веществ образуются про­ дукты разложения с относительно низкой температурой.

В современных Ж РД в подавляющем большинстве приме­ няется реакция окисления; поэтому в дальнейшем мы будем при­ менять термин «камера сгорания» или просто «камера», вместо более общего термина «камера реакции».

При высокотемпературном процессе для обеспечения надеж­ ного действия двигателей, даже в случае однократного их при­ менения, приходится охлаждать стенки камеры, сопла и головки одним или обоими компонентами рабочего тела (фиг. 1.2). Ис­ ключение составляют двигатели малых размеров с очень корот­ ким периодом работы (несколько секунд).

В дальнейшем изложении под топливом будем понимать ис­ ходные вещества, вводимые в камеру, под рабочим телом — топливо, а также промежуточные и конечные продукты реакции. Горючее и окислитель в специальной литературе принято назы­

12

происходят процессы распыливания, испарения и смешения ком­

сжатого газа, подаваемого через редукционный клапан 11 из ба­ ка 6. Методы получения газа высокого давления и методы вытес­ нения компонентов топлив из баков могут быть различными; не­ которые из них будут рассмотрены в гл. XI.

Принципиально иной является схема Ж РД с турбонасосной подачей компонентов топлива (фиг. 1.3 ). В отличие от вытесни­

пара и газа), подаваемом из специального газогенератора 10, развивает мощность, достаточную для вращения насосов 7 и 8 горючего и окислителя и подачи компонентов в камеру двигателя в нужном количестве и под необходимым давлением. Газ после турбины целесообразно использовать для получения дополни­ тельной тяги двигательной установки либо через специальное ре­ активное сопло, либо в камере ЖРД. Турбонасосный агрегат (ТНА) является весьма важным звеном в двигательной уста­ новке.

В настоящее время схемы Ж РД с турбонасосной подачей по­ лучили широкое применение во всех двигательных установках, за исключением двигателей малой тяги и кратковременного дей­ ствия.

Жидкостно-ракетный двигатель имеет очень короткую исто­ рию развития, тем не менее в настоящее время он уже получил широкое практическое применение, особенно в ракетной технике, где его свойства оказались наиболее подходящими. Советские

искусственные спутники Земли и искусственная планета солнеч­ ной системы, советская автоматическая межпланетная станция, которая произвела фотографирование невидимой стороны Луны и передачу изображения на Землю, являются выдающимися до­ стижениями мировой науки и техники. Еще более крупными до­

13

стижениями советской ракетной техники являются запуск меж­ планетного корабля в сторону планеты Венеры со стартом этого корабля с орбиты спутника и, в особенности, полет космическо­ го корабля «Восток-1» вокруг Земли, совершенный Ю. А. Гага­ риным 12 апреля 1961 г., и «Восток-2» с Г. С. Титовым на борту,

8 — насос окислителя; 9 — газовая турбина; 10 — газогенератор; 11 — редуктор; 12 — емкость для перекиси водорода или окислителя; 13— емкость для катализатора или горючего; 14 — дистанцион­ ные клапаны

облетевшим вокруг Земли 17 раз за 25 часов. Советские спутни­ ки и межпланетные и космические автоматические станции и корабли открыли новую эру в жизни человечества, эру исследо­ вания космического пространства и продвижения человека в космос.

14

надежные и достаточно экономичные и легкие Ж РД с различ­ ными рабочими телами и с тягами от малых до очень больших

величин. Разрабатываются Ж РД с тягой в одной камере 450— 680 т.

Идея создания жидкостно-ракетного двигателя была выдви­ нута в России К. Э. Циолковским, который начал в 1896 г. свои теоретические работы по применению ракет для космических по­ летов, а в 1903 г. опубликовал в журнале «Научное обозрение» свой труд «Исследование мировых пространств реактивными прибррами». В этом труде К. Э. Циолковский приводит схему ра­ кеты (фиг. 1.4), в которой дана также схема двигателя, исполь-

Ж иЭкии, г ЪоИодно испаряющийся кислород при очень низкой температуре

Ф и г. 1.4. Схема ракеты К. Э. Циолковского с жидкостно-ракетным двигателем

зующего жидкие кислород и углеводород. Не ограничиваясь этой схемой первого ЖРД, К. Э. Циолковский предложил ряд компо­ нентов для реакции, считал необходимым использовать один из компонентов для охлаждения двигателя, указал на целесообраз­ ность применения насосов для подачи рабочих тел в камеру и др. Основная область его интересов связывалась с межпланетными полетами, но К. Э. Циолковский отчетливо понимал, что двига­ тель имеет важное' значение в решении проблемы космических полетов.

Вслед за К. Э. Циолковским и независимо от него исследо­ ванием в области ракетнойтехники занимался Ю. В. Кондратюк. Его работа «Завоевание межпланетных пространств» была нач’а- та в 1916 г. и представляет большой интерес для истории ракет­ ной техники. Необходимо упомянуть также работы советского инженера Ф. А. Цандера. Ф. А. Цандер в опубликованной книге: «Проблема полета при по‘мощи реактивных аппаратов» (1932 г.) рассмотрел жидкостно-реактивные двигатели, рабочие тела для них, включая также и металлы. Ранняя смерть Ю. В. Кондратю­ ка и Ф. А. Цандера прервала их исследования. Работы Ю. В. Кондратюка, К. Э. Циолковского и Ф. А. Цендера полу­ чили своевременную поддержку проф. В. П. Ветчинкина.

15

Много весьма ценных предложений выдвинули советские ученые и инженеры, как в области процесса и охлаждения дви­ гателя, так и в области эффективных горючих и окислителей.

В Германии проводились исследования седельными лицами (Г. Оберт, Е. Зенгер, В. Браун и др.) и организациями, которые завершились созданием в 1942 г. ракеты V-2 (А-4). Эта ракета была использована немцами против Англии, начиная с 1944 г., имея дальность полета 250—300 км при начальном весе 13 ти при боевом заряде 750 кг. Максимальная скорость ракеты в момент выключения двигателя достигала 1540 м/сек-, наивысшая точка полета 82 км. Создание ракеты V-2 следует считать выдающимся достижением в области дальних ракет с ЖРД.

• В Советском Союзе еще до второй мировой войны были проведены успешные исследования в области ракетной техники. В мае 1942 г. состоялся первый полет самолета В. Ф. Болховитинова с жидкостно-ракетным дви­ гателем.

В Германии была создана конструкция авиационных ЖРД на заводах Вальтера;' двигатели Вальтер были установлены в период второй мировой войны на истребителях Ме-163, Ме-262 и на снарядах.

Теоретические исследования и опыты велись и в других странах (напри­ мер, Р. Годдар в США, Р. Эно-Пельтри во Франции и др.).

Применение Ж РД на самолетах, особенно на немецких Ме-163, из-за неустойчивости процесса на режимах дросселиро­ вания и неотработанности процессов пуска и останова приводи­ ло к разрушению двигателей и самолетов. Научные исследова­ ния этих процессов, получившие самостоятельное решение в СССР, повысили надежность применения Ж РД и открыли им дорогу в области исследования околоземного и космического пространства, а также в области военной техники.

§ 1.2. ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Основные достоинства ракетных двигателей — независимость внутреннего процесса от наличия или отсутствия внешней сре­ ды (например, воздуха), т. е. автономность, а также возможность создания большой величины тяги при малом весе двигателя. Эти особенности предопределили области применения ракетных дви­ гателей, а именно — летательные аппараты с большой скоро­ подъемностью, аппараты с большой скоростью и высотой полета в окрестности земного шара, космические аппараты. Роль таких аппаратов в мирных научных целях и как мощных средств за­ щиты и нападения весьма велика. Поэтому после второй мировой войны в ряде стран были развернуты большие работы по созда­ нию ракетных двигателей различного назначения. Особенно боль­ шие успехи в области ракетной техники были достигнуты в СССР.

Ракетные двигатели используются:

— на боевых ракетах класса замля:—земля ближнего, сред­ него и дальнего (межконтинентального) действия для доставки атомных и водородных бомб, а также других разрушающих бое-1 вых средств в любой пункт земного шара.

16

— на боевых управляемых ракетах класса воздух—воздух и воздух—земля, запускаемых с самолетов и других летательных аппаратов для уничтожения подвижных и неподвижных объектов относительно малых размеров;

— на зенитных ракетах и антиракетах для действия против самолетов и ракет с целью охраны государства и его отдельных важных объектов от воздушного нападения;

— на крылатых ракетах (ракетопланах) для достижения любого пункта на земном шаре со скоростьнр, близкой к скорости баллистической ракеты, а также для превращения ракетоплана

вискусственный спутник с возвращением на Землю;

—на метеорологических ракетах для глубокого зондирова­ ния атмосферы с целью изучения ее свойств; в исследовательских

высотных ракетах для изучения земного магнетизма, корпуску-

улярного излучения Солнца и др.;

—на космических ракетах, предназначенных для образова­ ния искусственных спутников Земли и для запуска межпланет­ ных космических станций;

-— на ракетах средней и большой дальности, на искусствен­ ных спутниках Земли и на межпланетных космических станциях в качестве бортовых установок для корректировки траектории ракет, орбит спутников и движения космических станций;

— на самолетах в качестве 'стартовых ускорителей и для кратковременного увеличения максимальной скорости или высо­ ты полета;

—на экспериментальных самолетах для исследования пове­ дения человека и приборов-в условиях больших ускорений, боль­ шой скорости и высоты;

—на специальных земных подвижных стендах для исследо­ вания характеристик самолета и др. в условиях больших ускоре­ ний и больших мгновенных значений скорости.

Как видно из этого перечня, ракетные двигатели действи­ тельно получили уже широкое и разностороннее применение для мирных и боевых целей.

Выше были приведены некоторые примеры применения ракет­ ных двигателей твердого топлива. Приведем дополнительно для иллюстрации еще ряд примеров практического использования ра­ кетных двигателей, заимствованных из открытой иностранной пе­ чати.

верньерных двигателя малой тяги. Стартовые и маршевый двигатели включают­ ся одновременно. Все двигатели работают на керосине RP-1, используя в ка­ честве окислителя жидкий кислород. Одна из модификаций ракеты Титан с той же дальностью имеет стартовый вес около 95 т. Она имеет две ступени. В пер­ вой ступени установлен двухкамерный ЖРД с тягой 136 г. Двигатель второй ступени развивает тягу на высоте 36,6 т. Горючее и. окислитель те же, что и для двигателей пакеты Атлас. , - - "1