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

жимов и траектории полета аппарата на активном участке, на ко­ тором двигатель работает, имеет большое значение.

Ракетный двигатель обладает способностью развивать боль­ шую. тягу. Величина тяги зависит от секундного расхода газа и скорости истечения их из сопла. Двигатель ракеты V-2 имел на уровне моря тягу около 25 г. Как указывалось, проектируются жидкостно-ракетные двигатели с тягой в одной камере 450— 680 т. В 1959 г. начаты испытания ракетного двигателя твердого

Фиг. 1.19. Изменение силы тяги двигателя и ее динамической и статической составля­ ющих при увеличении давления на срезе сопла

топлива с тягой 200 т; проектируются РДТТ с еще более высокой тягой. Ни один другой тип двигателя (ТРД, ПВРД) не в состоя­ нии развивать такие величины тяги. Это делает ракетные двига­ тели внеконкурентными в тех случаях, когда требуется развитие большой величины тяги при гиперзвуковых и более высоких ско­ ростях полета.

Важно заметить, что, как это следует из выражения (1.5), тяга ракетного двигателя не зависит от скорости полета (если скорость полета не оказывает влияния на давление р с на срезе сопла)(.

Удельная тяга (удельный импульс). Удельной тягой или удель­ ным импульсом Руд двигателя называется тяга, отнесенная к рас­ ходу рабочего тела в единицу времени, т. ё.

кг

В Ж РД достаточно точно могут быть измерены тяга двига­ теля; и расход топлива на установившихся и неустановившихся режимах. В общем случае неустановившегося режима, если Р —

31

В РДТТ чаще всего определяют среднюю величину удельной тяги или удельного импульса за весь период работы двигателя.

Если Р — среднее значение тяги за период т сек работы двигате­

При усовершенствовании методики испытания РДТТ можно определять удельную тягу по формуле (1.6) на установившемся режиме и по формуле (1.6') на режиме неустановившемся.

Выражение удельной тяги легко получить, подставив в (L.6) значение Р из (1.5), тогда

где рс — коэффициент расхода сопла, отнесенный к выходному сечению Fc, скорости даси весовой плотности fc газов в этом сечении;следовательно,

также по формуле (1.7'), подставив в нее вместо действительной скорости wc некоторую условную или эффективную скорость истечения газов из сопла, определяемую формулой

g

32

при рс = Р н скорость т , ф = ®>с и удельная тяга определяется по

формуле (1.7')* Чем больше величина удельной тяги, тем больше величина1

абсолютной тяги двигателя при заданном секундном расходе рабочего тела или тем меньше секундный расход для заданной тяги двигателя. Чем больше удельная тяга, тем, при прочих рав­ ных условиях, будет больше дальность полета аппарата при оди­ наковом суммарном расходе рабочего тела.

Величина удельной тяги зависит от рода рабочего тела дви­ гателя и от параметров его процесса и отличается стабильностью для каждого типа топлива и уровня процесса в двигателе.

В современных иностранных двигателях в зависимости от рода топлива и параметров процесса удельная тяга на земле

Ркг час

^3600

В практических расчетах удобно знать не часовой удельный

кг

тяги нужно израсходовать в 1 сек 4 кг топлива.

Удельные расходы ракетных двигателей являются большими; они во много раз выше удельных расходов ТРД и ПВРД. Объяс­ няется это .прежде всего тем, что во всех типах' двигателей, ис­ пользующих воздух, удельный расход относится лишь к расходу горючего, в то время как в ракетных двигателях удельный рас­ ход относится ко всему топливу, которое расходуется на аппара­ те и в котором, кроме горючего, находится также и окислитель (раздельно от горючего или вместе с ним). Как известно, расход окислителя значительно больше расхода горючего; это и дает вы­ сокие значения удельных расходов ракетных двигателей. Отсюда ясно, что ракетные двигатели — это двигатели кратковременного действия, иначе размеры летательного аппарата вырастут чрез­ мерно и тяга двигателей может быть недостаточной для сообще- ■ния аппарату приемлемой скорости.

Дадим для иллюстрации общую формулу для определения возможной продолжительности работы двигателя в системе ране­

Р С у й пг

34

Отношение тяги двигателя к начальному весу ракеты назы­ вается тяговооруженностыо

-Р

Вводя этот параметр, получим продолжительность работы двигателя при указанном условии

нальна весовой доле топлива в ракете и удельной тяге двигателя и обратно пропорциональна тяговооруженности ракеты.

Важно заметить, что в формуле (1.12) или (1.13) размеры ракеты в явном_виде не представлены; неявно они включены

в долю топлива тт, которая в небольшой мере зависит от разме­ ров ракеты. В больших ракетах можно добиться несколько боль­ шего массового числа, чем в малых ракетах.

тт= 9, хотя эту величину еще не удалось получить в выполнен­ ных конструкциях ракет; тогда продолжительность работы двига­ теля с постоянной по величине тягой будет

т= 0,9 — = 180 сек.

■1,5

Короткий период работы ракетных двигателей вызывается не только большой величиной удельного расхода, но также огра­ ниченным ресурсом двигателей из-за высоких температур, агрес­ сивности ряда компонентов топлйва и необходимостью макси­ мально облегчить вес конструкции. В РДТТ дополнительное огра­ ничение продолжительности работы двигателя связано с отсутст­ вием охлаждения такой важной детали, как выходное сопло двигателя.

Удельный вес 7ду двигательной установки определяется как отношение веса Оду всей установки в целом к тяге, развиваемой двигателем

Т д у = Р кг

В вес силовой установки входит вес всей системы, кроме веса топлива. В РДТТ сюда относятся: камера, сопло, воспламени­ тель с его системой, система регулирования тяги (если она есть). В Ж РД — баки, трубопроводы, клапаны, насосы с приводным двигателем (турбонаеосный агрегат), система пуска и регулиро­ вания, вспомогательные системы (генераторы газа для турбины ндр.).

Удельный вес двигательной установки имеет большое значе­ ние, особенно для ракет, так как при прочих равных условиях он влияет на максимальную скорость, а следовательно, и на даль­ ность аппарата. Чем меньше начальный вес ракеты, тем сильнее сказывается влияние веса силовой установки.

• Жидкостно-ракетные двигатели имеют удельный вес 0,008— 0,04. Меньшие значения получаются у двигателей большой тяги. У Ж РД .с малой тягой (500—ЮОО/са) удельный вес достига­ ет 0,1.

У двигателей твердого топлива удельный вес в сильной сте­ пени зависит от конструкции двигателя, типа и размеров топлив­ ного заряда и материала камеры. Если топливо заливается непо­ средственно в камеру и стенки камеры выполняются тонкими металлическими или из пластмассы и без тепловой изоляции, то вес РДТТ получается меньше и составляет около 3—4% от веса'

должительности работы двигателя габариты всей установки, вме­ сте с объемом топлива, определяют размеры ракеты. Удельные лобовые тяги ракетных двигателей существенно больше удельных лобовых тяг любых других типов двигателей и достигают значе­ ний 80—100 ти более на 1 м2лба.

Из рассмотрения схемы процесса ракетного двигателя и его параметров можно сделать следующие основные выводы:

— ракетный двигатель развивает тягу, используя вещества, находящиеся на самом летательном аппарате, поэтому двигатель является вполне автономным, т. е. способным развивать тягу на любой высоте при наличии и при отсутствии воздуха в простран­ стве; все остальные типы двигателей нуждаются во внешнем воз­ духе, кислород которого необходим для окисления горючего, ис­ пользуемого в двигателе и находящегося на летательном аппа­ рате;

— ракетный двигатель способен развивать большую по аб­ солютной величине силу тяги, для чего необходимо обеспечить выброс значительных масс продуктов реакции с большой скоро­

36

Г Л А В А //

ЦИКЛ И КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

§2.1. ИДЕАЛЬНЫЙ ЦИКЛ, ТЕРМИЧЕСКИЙ К.П.Д.

ИМАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ИСТЕЧЕНИЯ ГАЗОВ

Вракетном двигателе органически сочетаются устройства для получения кинетической энергии газов из химической энергии топлива, вводимого в камеру, и вместе с тем получение силы тяги

впроцессе этого преобразования для нужд летательного аппара­ та. Процесс ракетного двигателя осуществляется непрерывно при постоянном давлении в камере. Хотя возможны и другие формы осуществления процесса, мы будем рассматривать в дальней­ шем только процесс с подводом тепла при р — пост.

Несмотря на то, что в ракетном двигателе нет всех звеньев,

в-которых осуществляются отдельные термодинамические про­ цессы цикла, тем не менее вполне закономерным является графи­ ческое представление его термодинамического цикла и общее его исследование для установления и понимания основных зависимо­ стей и факторов, определяющих свойства цикла.

Ближе всего к процессу ракетного двигателя подходит иде­ альный цикл ПВРД, где подвод всего тепла предполагается при р = пост. Вместо процесса сжатия воздуха в ВРД, в случае Ж РД повышается давление жидких рабочих тел, которые поступают в камеру сгорания, оставаясь в жидкой фазе. Пренебрегая объе­

Изобара 1—2 представляет участок, на котором подводится теп­ ло O'); давлениер к* в камере в идеальном цикле принимается то,

изобару с отводом тепла Q2 от цикла; линия 0— 1 показывает по­

33

вышение давления жидких рабочих тел, вводимых в двигатель; объемом этих тел, как ничтожно малым сравнительно с объема­ ми газообразных продуктов, мы условились пренебречь.

Идеальный цикл РДТТ, очевидно, будет вполне аналогичен циклу ЖРД, так как твердое топливо находится в камере при давлении/>к:':, и его объемом можно вполне пренебречь. На изоба­ ре 1—2 топливо газифицируется и сгорает, выделяя тепло Qь

Фиг. 2.1. Идеальный цикл ракетного дви­ гателя

Конечное давление цикла рстак же, как и начальное р к*, выбирается для данного топлива из учета эффективности ракеты. Будучи выбранными, они определяют степень понижения давле­ ния в цикле

Рс

Если через Л„(———| обозначить рабочую или низшую тепло­

\ кг )

творную способность или теплоту реакции разложения 1 кг топ­

постоянная теплоемкость идеального процесса^ли средняя теп­

в предположении отсутствия потерь тепла в камере и при скоро­ сти газов, равной нулю.

Написание выражения тепла Qi через температуру Тг кон­ ца реакции в форме (2.1), очевидно, предполагает, что начальным

39

Для унитарного топлива тепловой эффект реакции всегда есть определенная величина, равная hu. При окислительной ре­ акции тепловой эффект реакции зависит от соотношения горюче­ го и окислителя. Если соотношение компонентов таково, что окис­ лителя меньше, чем количество, требуемое по стехиометрическо­ му уравнению, тогда вместо hu следует в формулу (2.1) и по­ следующие подставлять величину Аа < А и, поскольку часть теп­ ла не сможет выделиться из-за недостатка окислителя. В общем случае

Работа идеального цикла, численно равная кинетической энергии продуктов сгорания в точке 3 — в конце адиабатическо­ го процесса расширения, напишется в форме

Здесь k — постоянный показатель идеального адиабатическо­ го процесса;

R — газовая постоянная продуктов реакции. Термический к. п. д. идеального цикла равен

Q1

или на основании (2.1) или (2.В) и (2.3)

(2.4)

Термический к. п. д. идеального ракетного двигателя зави-

выше термичёск^й к. п. д. С этой точки зрения, увеличение содер­ жания многоатомных газов в продуктах сгорания нежелательно.

лу без потерь и полному расширению газов в пустоту независимо от величины начального давления.

*) Это не противоречит второму закону, так как, если Р н—0, то н 7//= 0, а в этом случае для цикла Карно также vfc = 1. ,

40