книги из ГПНТБ / Феодосьев В.И. Введение в ракетную технику Учеб. пособие

аппарата сила тяги совершает работу, которая идет на создание кинетической энергии летательного аппарата.

Все указанные процессы, приводящие к превращению энергии, совершаются также в реактивных двигателях любого другого типа.

Основные группы реактивных двигателей

Устройство двигателя и его основных агрегатов определяется в первую очередь видом применяемого топлива. По этому признаку все существующие реактивные двигатели можно разделить на две основные группы: воздушно-реактивные и ракетные двигатели.

Отличительной особенностью в о з д у ш н о - р е а к т и в н ы х дви­ гателей является использование в качестве окислителя кислорода воздуха.

Преимущество таких двигателей заключается в том, что они позволяют существенно сократить запас топлива на борту лета­ тельного аппарата (в современных топливах для ракетных двига­ телей вес окислителя составляет от 60 до 80%). При этом также отпадает надобность, в баках для окислителя.

Сдругой стороны, использование кислорода воздуха приводит

ктому, что воздушно-реактивные двигатели не могут работать на высотах, где содержание кислорода вследствие разреженности атмосферы становится малым.

Ко второй группе относятся двигатели, работающие на топли­

вах, целиком находящихся на борту летательного аппарата. Такие двигатели называются ракетными (сокращенно РД ). Основное их преимущество, как мы уже знаем, заключается в независимости работы от условий окружающей среды. Ракетные двигатели могут применяться на любых высотах, в частности, для полета в меж­ планетном пространстве.

Ракетные двигатели разделяются обычно на двигатели, рабо­ тающие на жидком топливе,—жидкостные ракетные двигатели (Ж РД )— и на двигатели твердого топлива (РДТТ).

В качестве твердого топлива для ракетных двигателей до по­ следнего времени применялись исключительно метательные взрыв­ чатые вещества — пороха. Поэтому ракетные двигатели твердого топлива назывались просто пороховыми двигателями. В настоя­ щее время применяют не только пороха, но и другие виды твердого топлива (см. гл. IV), поэтому правильнее двигатели этого типа называть двигателями твердого топлива.

Наконец, в истории развития ракетных двигателей встречались двигатели на смешанном топливе, когда горючее являлось твердым и размещалось в камере, а жидкий окислитель системой подачи по­ давался в камеру из бака. Некоторые схемы предполагаемых атом­ ных ракетных двигателей также можно отнести к двигателям на смешанных компонентах.

112 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

Схема деления реактивных двигателей на основные группы представлена на фиг. 3. 4.

Рассмотрим более подробно жидкостные ракетные двигатели. Устройство пороховых двигателей и других двигателей твердого топлива отдельно разбирать не будем. Их конструкция настолько

Фиг. 3. 4. Схема деления реактивных двигателей на основные группы.

проста, что легко становится понятной без описания (см. примеры пороховых ракет в предыдущей главе).

Что касается воздушно-реактивных двигателей, то они пред­ ставляют собой отдельную область, изучение которой выходит за рамки настоящего курса. По этим вопросам существует в настоя­ щее время обширная литература.

2. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ЖРД)

Типы существующих жидкостных ракетных двигателей

При классификации жидкостных ракетных двигателей (фиг. 3. 5) следует прежде всего учитывать род применяемого в двигателе топлива.

Так как особенности того или иного топлива определяются глав­

жидкий кислород, перекись водорода), а затем уже по роду горю­

наиболее простой и применяется для двигателей сравнительно не­ больших ракет. Вторая применяется в двигателях ракет дальнего действия при тягах, как правило, превышающих 20 г. а также в самолетных двигателях с относительно большой продолжитель­ ностью работы.

114 Гл. 111. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

При вытеснительной подаче компоненты топлива подаются в ка­ меру сгорания при помощи сжатого газа, поступающего под высо­ ким давлением в топливные баки. Давление газа при этом должно превосходить давление в камере сгорания. Избыток давления не­ обходим для компенсации потерь в питающих трактах (сюда включаются трубопроводы, клапаны, форсунки, охлаждающие тракты и пр.).

Таким образом, в топливных баках ракеты при этой системе подачи устанавливается большое давление. Следовательно, баки ракеты, чтобы быть достаточно прочными, должны иметь значи-

5

Фиг. 3. 6. Схема баллонной вытеснительной подачи.

тельную толщину. Это приводит к большому весу конструкции и является общим недостатком всех вытеснительных систем подачи.

Простейшим видом вытеснительной подачи, издавна применяв­ шимся в ракетных двигателях, является баллонная подача (фиг. 3. 6).

В этой системе для создания давления в баках и вытеснения топлива используется сжатый до высокого давления (250— 300 кг/см2) воздух или какой-либо другой газ, помещаемый в бал­ лоне 1. Баллон делается обычно шаровой формы, так как вес та­ кого баллона при заданном объеме будет наименьшим по срав­ нению с весом баллонов любой другой формы.

Необходимой принадлежностью баллонной подачи является редуктор давления газа 2. Редуктор представляет собой приспо­ собление, которое обеспечивает постоянство давления газа в топ ливных баках 3 и, следовательно, равномерную подачу топлива в камеру 4, что необходимо для сохранения неизменного режима работы двигателя. Без редуктора давление в баках вначале было бы весьма большим, а затем, по мере расходования топлива и рас­ ширения газа, значительно падало. На устройстве редуктора мы

остановимся ниже.

Как видно из описания и из фиг. 3. 6, баллонная вытеснитель­ ная подача очень проста. Поэтому она применяется на многих двигателях. Однако баллонная подача, кроме недостатка, свойст­ венного вообще всем вытеснительным подачам (большой вес топ­ ливных баков), имеет еще один существенный недостаток. Он за­ ключается в том, что вес газа, необходимого для выдавливания всего топлива, оказывается очень большим. Так, например, чтобы

116 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

Вообще говоря, могут быть предложены и другие способы по­ лучения газа высокого давления, необходимого для вытеснения топлива. Поэтому дальнейшую классификацию двигателей с вы­ теснительной системой подачи следует производить в зави­ симости от типа рабочего тела, используемого для вытеснения (холодный сжатый газ, подогретый сжатый газ, пороховые газы

ит. д.).

Вдвигателях малых и средних ракет при не очень высоком давлении в камере сгорания вес баков при вытеснительных систе­

мах подач получается не слишком большим. Но в двигателях боль­ ших ракет, особенно если они имеют большое давление в камере, вес баков недопустимо возрастает, и более выгодной оказывается насосная система подачи.

В этой системе, как видно из названия, для подачи компонен­ тов топлива из баков в камеру двигателя служат специальные на­ сосы.

Насосная подача выгодно отличается от вытеснительной тем, что в баках двигателя не нужно создавать высокого давления. Некоторое небольшое давление (2—3 кг/см2) в баках двигателя с насосной подачей устанавливается для того, чтобы обеспечить надежную работу насосов. При этом толщина баков получается не больше, чем она требуется по технологическим соображениям.

В жидкостных ракетных двигателях обычно применяются на­ сосы центробежного типа.

Центробежный насос удобен тем, что при малых размерах мо­ жет подавать большое количество компонента при высоких давле­

Для того чтобы вращать насосы подачи компонентов, нужно

ная сообщить насосам большое число оборотов. Таким образом, возникает единая машина, чаще всего имеющая общий вал и объ­ единяющая в себе турбину и необходимое число насосов. Такая машина получила название турбонасосного агрегата, или сокра­ щенно ТНА (фиг. 3.7).

Для работы турбины необходимы нагретый газ или пар (рабо­ чее тело), находящиеся под высоким давлением. Получить рабо­ чее тело можно различными способами. Наиболее удобным и рас­ пространенным является разложение высококонцентрированной перекиси водорода в специальном реакторе. Образующаяся при раз­ ложении перекиси нагретая смесь кислорода и паров воды (так называемый парогаз) способна обеспечить работу турбины необхо­ димой мощности.

На классификационной схеме (см. фиг. 3. 5) отмечена возмож­ ность различных способов получения рабочего тела для привода турбины.

Помимо перекисеводородного парогазогенератора, особый ин­ терес представляет жидкостный газогенератор, работающий на ос-

Фиг. 3. 7. Турбонасосный агрегат двигателя ракеты V-2.

1—патрубок входа спирта, 2—корпус турбины, 3 —выходной коллектор турбины, 4—крыльчат­ ка спиртового насоса, 5—штуцер слива просочившегося спирта, 6—шарикоподшипники, 7— устройство для предохранения от разноса, 8—патрубок подачи спирта в камеру, 9 — уплотне­ ние вала турбины, 10—корпус спиртового насоса, //—рабочие лопатки турбины, 12—патрубок подачи кислорода в камеру, 13—трубопроводы впуска парогаза, 14—турбинное колесо, 15—

новном топливе, используемом в камере ЖРД. Двигатели с таким газогенератором должны заправляться только двумя (основными) компонентами, что упрощает их эксплуатацию.

Топливо подается в газогенератор с помощью особой системы подачи, которая, как и система подачи всего двигателя,> может быть двух типов: вытеснительной и насосной. На двигателях круп­ ных ракет и на самолетных ракетных двигателях вытеснительная

118 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

система подачи топлива в газогенератор может оказаться слиш­ ком тяжелой, тогда она заменяется насосной (см. например, опи­ сание двигателя самолета-перехватчика и фиг. 3. 11).

Весьма важное значение для Ж РД имеет способ воспламене­ ния (зажигания) топлива при запуске двигателя. Схема и выполне­ ние системы зажигания зависят почти исключительно от назначе­ ния двигателя.

Зажигание может быть прежде всего внешним и внутренним. Под внешним понимается зажигание, при котором инициирующий (воспламеняющий) факел пламени вводится в камеру сгорания извне через сопло. Такая система, в частности, применяется при запуске двигателей баллистических ракет дальнего действия. Для внутреннего зажигания служат приспособления, расположенные на головке камеры сгорания или внутри ее.

Система зажигания классифицируется также по признакам ицициатора воспламенения. В качестве инициаторов могут быть использованы, например, пороховые заряды, воспламеняющиеся от электрического запала и поджигающие жидкое топливо. Такая си­ стема зажигания называется пиротехнической. Часто зажигание топлива осуществляется путем применения самовоспламеняющихся жидких топлив, тогда система зажигания называется химической. Проше всего химическое зажигание производится в Ж РД, работаю­ щих на самовоспламеняющихся топливах. Здесь воспламенение на­ чинается при простом соприкосновении жидких компонентов топли­ ва в камере сгорания. Если же основное топливо несамовоспламеняющееся, то химическое зажигание осуществляется путем уста­ новки на двигателе дополнительных бачков с самовоспламеняющи­ мися компонентами. Самовоспламеняющееся топливо подается в двигатель при запуске; оно образует зажигающий факел, после чего в камеру сгорания начинает поступать основное несамовоспламеняющееся топливо. На некоторых двигателях зажигающие компо­ ненты помещаются в трубопроводах подачи основного топлива и отделяются от основных компонентов тонкими мембранами. При по­ вышении давления в баках мембраны разрываются, и в двигатель сначала поступает самовоспламеняющееся топливо, а вслед за ним— основное.

Иногда воспламенение жидких топлив производится электриче­ ской искрой. Однако такой способ недостаточно надежен, так как при больших размерах двигателя мощность электрической искры является недостаточной и может произойти задержка или отказ вос­ пламенения. Поэтому чисто электрическим зажиганием пользуются только на малых двигателях. На двигателях большого размера применяется более сложная система; в ней электрической свечой поджигается небольшое количество вспомогательного топлива и от образовавшегося малого факела поджигается основное топливо.

Жидкостные ракетные двигатели могут характеризоваться так­ же способом охлаждения камеры. Охлаждение двигателя одним

в слой газа, находящийся у стенки (пристеночный слой), подается избыточное количество одного из компонентов. Поэтому темпера­ тура в пристеночном слое становится более низкой, вследствие чего уменьшается нагрев стенок. Избыточное количество компонента может быть подано или специальными форсунками на головке, или через систему отверстий в стенке, или через поры пористого материала стенок камеры.

Применение внутреннего охлаждения камеры значительно упро­ щает задачу создания надежно действующей системы наружного охлаждения, поэтому часто эти две системы Охлаждения исполь­ зуются совместно на одном двигателе.

При интенсивном внутреннем охлаждении и дополнительной защите внутренних стенок камеры малотеплопроводными обмазками или же при использовании в конструкции камеры жаропрочных

даемыми.

Тип жидкостного ракетного двигателя и особенности его кон­ струкции в значительной мере определяются назначением двига­ теля. По этому признаку могут быть выделены двигатели косми­ ческих ракет и ракет-носителей спутников Земли, двигатели гео­ физических ракет, баллистических ракет дальнего действия (типа «земля—земля»), зенитных управляемых и неуправляемых ракет (типа «земля—воздух»), самолетные Ж РД — основные и ускори­ тели маневра, двигатели стартовых ускорителей самого разнооб­ разного назначения и прочие двигатели.

Двигатели космических ракет должны обладать большой абсо­ лютной тягой, очень высокой удельной тягой и относительно малым

весом.

Такими же качествами должны обладать двигатели ракет-носи­ телей искусственных спутников Земли, крупных геофизических ра­ кет и баллистических ракет сверхдальнего действия.

Для достижения высокой удельной тяги в двигателях ракет этих типов применяются топлива с возможно большим запасом химиче­ ской энергии.

Для того чтобы ракета имела как можно меньший конечный вес (малое значение относительного конечного веса р,к), двигатель должен быть достаточно легким. Рост дальности полета ракет тре­ бует значительного увеличения абсолютной тяги при одновремен­ ном повышении удельной тяги и уменьшении относительного веса двигателя.

120 Гл. III. Ракетные двигатели, их устройство и особенности работы

Точных данных о новейших двигателях дальних ракет не имеет­ ся, так как разработка жидкостных ракетных двигателей связана в большинстве случаев с разработкой новых образцов вооружения. Однако опубликованные в печати сведения, например о сооружае­ мых испытательных стендах, позволяют предполагать, что уже со­ зданы или в ближайшее время будут созданы двигатели с тягой в одной камере до 80— 100 т. Можно также предположить, что даль­ нейшее увеличение тяги двигательной установки будет достигаться путем применения нескольких совместно работающих двигателей. Поэтому на основе разработанных камер с тягой 50— 100 г можно будет создавать двигатели с тягой в несколько сотен тонн.

Очень важным объектом применения жидкостных ракетных двигателей являются управляемые зенитные ракеты. Такие раке­

ты имеют двигатели с тягой от 2 до 15 т со временем работы до 50 сек.; система подачи обычно вытеснительная, но может также применяться и насосная.

Жидкостные ракетные двигатели для неуправляемых зенитных ракет и ракет ближнего действия с дальностью до 100 км имеют примерно те же параметры: тягу от 1 до 3 г и время работы 10— 20 сек. Они должны быть просты в производстве, так как приме­ нение неуправляемых зенитных ракет носит массовый характер.

Особенностью зенитных ракет является необходимость хране­ ния их в течение возможно большего времени в заправленном со­ стоянии. Это заставляет предъявлять особые требования при вы­ боре топлива, материалов и самой конструкции двигателя.

Жидкостные ракетные двигатели могут применяться также в качестве самолетных двигателей — основных и ускорителей ма­ невра.

Основные самолетные Ж РД имеют относительно сложную кон­ струкцию, допускают регулирование тяги в больших пределах, на­ пример от 1000 до 10 000 кг, имеют турбонасосную подачу компо­ нентов и систему многократного запуска. Ускорители маневра так­ же имеют насосную подачу, но с приводом от основного самолет­ ного двигателя; они должны обеспечивать возможность многократ­ ных запусков в полете.

Наконец, к последней группе ракетных двигателей должны быть отнесены стартовые ускорители различных летательных аппа­ ратов— тяжелых самолетов, летательных аппаратов с прямоточ­ ными двигателями, самолетов-снарядов и т. д.

Двигатели таких ускорителей, как правило, можно повторно использовать после их спуска на парашюте и перезарядки компо­ нентами.

Несмотря на то, что ракетная техника интенсивно развивалась только в течение последних двадцати лет, в настоящее время уже существуют многочисленные образцы ракетных двигателей, отли­ чающихся друг от друга величинами развиваемых тяг, применяе­