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

Поставленный вопрос, однако, решается довольно просто, если вспомнить, что сила тяги представляет собой результирующую сил давления, распределенных по внутренней поверхности камеры дви­ гателя и внешней поверхности ракеты. На фиг. 6. 16 показан закон распределения давлений вблизи среза сопла в трех рассматрива­ емых случаях. Как видим, увеличение сопла при недорасширении приведет к увеличению осевой составляющей сил давления. Эти силы показаны на первом рисунке пунктиром. В режиме перерасширения атмосферное давление на конечном участке сопла преобла­ дает над давлением истекающих газов и проекция на ось двигателя результирующей силы будет направлена против силы тяги. Таким образом, становится очевидным, что оптимальным режимом работы сопла при неизменном расходе топлива является расчетный режим. Другими словами, при работе сопла на расчетном режиме двигатель будет иметь максимальную удельную тягу.

Х а р а к т ер и с т и к и р а к ет н ы х д в и г а т е л е й

Под характеристикой ракетного двигателя понимается зависи­ мость тяги от условий работы двигателя. Основными характеристи­ ками являются высотная и дроссельная.

В ы с о т н а я х а р а к т е р и с т и к а представляет собой зави­ симость тяги двигателя от высоты, на которой он работает, при по­ стоянном расходе топлива. Для получения высотной характеристики рассмотрим-формулу для тяги двигателя (1.7)

P=Po + Sa{p0- p h).

При постоянном секундном расходе топлива G величина силы тяги у поверхности земли Ро остается также постоянной. Поэтому единственной переменной в формуле для тяги является давление рн. Полное изменение (увеличение) тяги двигателя с подъемом от зем­ ли, где ро= 1,033 кг/см2, до такой высоты, где давление атмосфе­ ры можно принять равным нулю (ри= 0), составит l,033So кг, если площадь выходного сечения сопла выражена в см2. Тяга в этих условиях (в пустоте)

P n = P 0 + S a P o -

Высотные характеристики двигателей будут иметь вид кривых, изображенных на фиг., 6. 17.

Интересно выяснить, какую тягу будут давать двигатели, имею­ щие одинаковые расходы топлива G, одинаковые площади критиче­ ского сечения сопла и одинаковые давления в камере, но различ­ ные площади выходного сечения сопла Sa и, следовательно, различ­ ные давления на срезе ра.

Из приведенных в предыдущем разделе соображений очевидно, что двигатель, имеющий большую расчетную высоту h (для которой pa=ph), т. е. имеющий большее выходное сечение Sa, будет разви­ вать большую тягу при работе в верхних слоях атмосферы (кри­

вая В). Двигатель, имеющий меньшую расчетную высоту, будет давать большую тягу в нижних слоях атмосферы (кривая А).

В этом заключается причина того, что многие двигатели даль­ них и зенитных ракет, большую часть времени работающие на боль­ ших высотах, а также самолетные двигатели выполняются так, что давление на срезе сопла у них меньше, чем атмосферное давление у поверхности земли (0,7—0,8 кг/см2). Сопла таких двигателей на­

зываются высотными. Относительное изменение тяги при подъеме на высоту зависит от высотности сопла и для современных двига­ телей составляет 10—25ю/о.

Д р о с с е л ь н а я х а р а к т е р и с т и к а выражает зависи­ мость тяги двигателя от изменения расхода топлива при постоянной высоте, на которой работает двигатель. При изменении расхода топлива G и соответствующем изменении давления в камере сгора­ ния двигателя ро, вообще говоря, меняются и температура, и вели­ чина газовой постоянной; однако эти изменения при построении дроссельной характеристики обычно не учитываются.

Уравнение дроссельной характеристики легко получить из урав­ нения силы тяги ракетного двигателя, если учесть, что для задан­ ного двигателя скорость истечения wa не зависит (при постоянных

R и Т0 в камере) от расхода G, а давление на срезе сопла умень­ шается пропорционально расходу. Последнее утверждение следует из того, что отношение давлений ра/ро для сопла данных размеров, т. е. с данным отношением SJSго, постоянно. В связи с этим давле­ ние на срезе сопла можно выразить как постоянную долю от дав­ ления в камере:

считали расширение газа адиабатическим, т. е. происходящим без теплообмена между газом и стенками. Теперь же мы говорим об интенсивной передаче тепла к стенкам. Однако дело в том, что тепловая энергия, переданная к стенкам и дальше в охлаждающую среду, составляет малую долю всего теплосодержания газа и не может существенно повлиять на характер течения. По абсолютной

же величине эта доля представляет собой очень большое количество тепла, которое без надлежащего охлаждения не может быть вос­ принято стенкой без прогара и разрушения.

Тепло от газа к стенке передается двумя путями: конвекцией и лучеиспусканием.

Основную роль в современных ракетных двигателях играет кон­ вективный теплообмен. Сущность его заключается в том, что части­

Таким образом, в конвективном теплообмене участвует практически только слой газа, текущий у стенки — так называемый пограничный

слой газа.

У самой стенки течение газа является ламинарным, и в нем от­ сутствуют интенсивные движения малых объемов газа, характер­ ные для турбулентного движения. Однако подвод тепла, а следова­ тельно, и температура ламинарного слоя определяются турбулент­ ным движением газа в более удаленной от стенки области погра­ ничного слоя. Поэтому условия турбулентного течения газа в при­ стеночном слое также влияют на теплообмен между газами и стен­ кой.

Количество тепла, переданного стенке, зависит от числа ударов молекул о стенку и от разности температур газа и стенки. При ра­ венстве температур газ в среднем получает столько же тепла от стенки двигателя, сколько отдает ей.

Влияние числа ударов молекул газа о стенку на теплообмен учи­

тывается коэффициентом теплоотдачи а, который представляет со­ бой количество тепла, переданное единице поверхности стенки в единицу времени при разности температур газа и стенки в один градус. Число ударов молекул движущегося газа о стенку пропор­

турой кипения допускается и даже полезно, так как оно увеличи­ вает коэффициент теплоотдачи а ж. Интенсификация теплоотдачи получается вследствие образования пу­ зырьков пара на поверхности стенки. Пу­ зырьки непрерывно смываются потоком охлаждающей жидкости и, попадая в мас­ су более холодной жидкости, конденсиру­ ются в ней, отдавая тепло, полученное от стенки.

Величина коэффициента теплоотдачи аж , так же как и величина аг, зависит от потока массы жидкости, омывающей стен­ ку. Но так как плотность жидкости практи­ чески постоянна, то основным фактором, определяющим величину аж , является ско­ рость движения охлаждающей жидкости. Интенсивное охлаждение стенок камеры и сопла Ж РД требует получения больших значений коэффициента а ж. В связи с этим скорость движения жидкости в охлаждаю­ щем тракте должна быть значительной.

Организация охлаж дения двигателя

Задача охлаждения двигателя состоит в том, чтобы температура стенок в течение всей работы двигателя не превосходила определен­ ной величины. В различных типах ракетных двигателей эта задача решается по-разному.

В пороховых двигателях нет жидкости, которой можно было бы охлаждать двигатель. Поэтому здесь обычно ограничивают время работы двигателя с тем, чтобы его стенки не успели прогреться до такой температуры, при которой они потеряют прочность.

Для уменьшения скорости прогрева стенки и увеличения вре­ мени работы порохового двигателя применяют теплоизолирующие обмазки, которые наносятся на внутреннюю поверхность стенок дви­ гателя. Аналогичным образом поступают, желая предупредить пе­ регрев стенок, и в жидкостных ракетных двигателях кратковремен­ ного действия.

В Ж РД, однако, надежное охлаждение затрудняется более вы­ сокими температурами в камере сгорания и большой продолжи­ тельностью времени работы двигателя. С другой стороны, организа­ ция охлаждения облегчается тем, что стенку можно защитить пу­ тем обильной подачи к внутренней поверхности стенки камеры сго­ рания одного из компонентов топлива. Правда, такое использова­ ние компонентов топлива ухудшает качество сгорания, а следова­ тельно, снижает удельную тягу двигателя. Однако в конструкциях, требующих предельной простоты, оно все же возможно.

способ охлаждения является более выгодным. Он не требует какихлибо дополнительных жидкостей и размещения в ракете емкостей для их хранения, т. е. позволяет получить двигательную установку минимального веса. Кроме того, тепло, снятое охлаждающей жидкостью, возвращается в камеру сгорания и не теряется бес­ полезно.

Однако есть и некоторые трудности в организации охлаждения двигателя таким способом. Они определяются главным образом свойствами и весовым расходом компонентов. Бывает так, что один из компонентов, например жидкий кислород, непригоден для ис­ пользования в качестве охлаждающей жидкости вследствие малой разности температуры кипения и начальной температуры компо­ нента. Второго же компонента может оказаться недостаточно для восприятия всего тепла, поступающего через стенку двигателя за время его работы.

Другая трудность заключается в том, что для достижения не­ обходимой величины коэффициента теплоотдачи аж необходимо создавать большую скорость движения охлаждающей жидкости в межрубашечном пространстве. Для этого зазор между стенками камеры должен быть очень малым. Особенно трудно обеспечить по­ требную скорость охлаждающей жидкости в двигателях небольших размеров. Так, в двигателе ускорителя маневра, показанном на фиг. 5. 8, высоту щели в критическом сечении приходится делать равной всего 0,6 мм. Для этого в рубашке охлаждения необходимо помещать механически обработанный вкладыш и гарантировать со­ хранение зазора дистанционными полосками. В больших двигателях величина необходимого зазора возрастает и технологические затруд­ нения частично отпадают.

Надо сказать, что большие скорости в охлаждающем тракте сопровождаются гидравлическими потерями и заставляют увеличи­ вать давление подачи охлаждающего компонента. Это в свою оче­ редь усложняет работу системы подачи и утяжеляет ее.

Возвращаясь к выражению (6.44), мы видим, что снижение 7Y.OT может быть достигнуто не только увеличением скорости охлаж­ дающей жидкости и соответствующим увеличением аж , но также уменьшением теплового сопротивления стенки S/Х. Отсюда следует, что толщина 8 должна быть возможно меньшей, а коэффициент теплопроводности материала стенки X возможно большим.

При увеличении толщины 8 повышается температура 7V.CT, при­ чем настолько резко, что прочность стенки снижается. С увеличе­ нием тепловых потоков в стенку последнюю приходится делать все

более тонкой. Таким образом, особые условия работы материа­ ла стенки при больших тепловых потоках состоят в том, что невоз­ можно повышать прочность стенки, увеличивая ее толщину.

Для уменьшения температуры газовой поверхности внутреннюю стенку можно изготовлять из материала с высокой теплопроводно­ стью, например из меди или алюминия. Нужно, однако, учиты­ вать, что теплопроводные материалы, как правило, менее жаро­ прочны.

Указанные обстоятельства, особенно необходимость создания тонкой внутренней стенки, приводят к большим затруднениям в конструировании камеры двигателя и сопла.

На внутреннюю стенку двигателя действует значительная сила, вызванная разностью давлений охлаждающей жидкости в межру­ башечном пространстве и газов в камере и сопле. Эта разность давлений особенно велика в конце сопла. Поэтому для создания достаточно прочной и устойчивой внутренней стенки необходимо каким-либо образом укреплять ее. Примером может служить проект двигателя, в котором внутренняя рубашка выполнена в виде навитых спиралью медных трубок малого диаметра, внутри кото­ рых проходит охлаждающая жидкость. Трубки малого диаметра хорошо выдерживают разность давлений жидкости и газов. Внут­ реннее же давление в камере воспринимается толстой стальной ру­ башкой, защищенной от действия высокой температуры поясом трубок.

Известна конструкция камеры, в которой стенки изготовле­ ны из профилированных трубок прямоугольного сечения, располо­ женных вдоль образующих камеры и спаянных между собой. Общая прочность камеры достигается также за счет стальных бандажей, охватывающих камеру во многих сечениях. Возможны и другие конструктивные схемы камер Ж РД. Так, например, камера может представлять собой двухстенную конструкцию, внутренняя и на­ ружная стенки которой скреплены между собой. Благодаря уста­ новке связей достигается строгая фиксация зазора, по которому проходит охлаждающая жидкость, а также существенно повышает­ ся жесткость внутренней оболочки, которая может быть выполнена из тонкостенного материала. В последнем случае число скреплений должно быть достаточно большим. Связи, скрепляющие стенки,

товыми. Точечные связи осуществляются путем точечной сварки оболочек через вмятины, выштампованные в наружной оболочке.

Затруднения в конструировании двигателя, связанные с нали­ чием больших тепловых потоков, заставляют искать способы умень­ шения последних. Основной способ состоит в том, что в слой газов, примыкающих к стенке, в так называемый пристеночный слой.

подается избыточное количество горючего. Такое охлаждение назы­ вается внутренним. Так, например, в двигателе ракеты дальнего действия горючее в пристеночный слой подается несколькими ряда­ ми отверстий (см. фиг. 5. 10). Создается как бы завеса горючего, защищающая стенку. Действие завесы горючего состоит не только в том, что она, нагреваясь и испаряясь, отнимает тепло у стенки, но также и в том, что она снижает температуру того слоя газа, ко­ торый непосредственно сойрикасается со стенками двигателя. Для того чтобы пристеночный слой мог уменьшить конвективный тепло­ вой поток в стенку камеры он должен быть больше пограничного

слоя, в котором развиваются процессы, определяющие передачу тепла в стенку. Защитное действие пристеночного слоя, переобогащенного горючим, сохраняется на некоторой длине. Постепенно пристеночный слой размывается основным потоком продуктов сгорания, а находящееся в нем избыточное горючее выгорает, соединяясь с окислителем, проникающим из основного потока; температура в пристеночном слое повышается, а его защитное действие уменьшается. Поэтому в больших двигателях прихо­ дится делать несколько рядов отверстий, подающих избыточное горючее.

Ввод горючего для внутреннего охлаждения через радиальные отверстия не является целесообразным, так как большая часть его проходит в удаленные от стенки слои газа. Более рациональным является такой способ подвода горючего, как, например, в двига­ теле, камера которого показана на фиг. 5. 8. Здесь горючее через мелкие отверстия попадает в узкую щель между головкой и каме­ рой и движется вдоль стенок, не попадая сразу в основную массу газа.

Целям внутреннего охлаждения служит и размещение на плос­ кой головке периферийных форсунок горючего, создающих у стенок за счет дополнительного подвода горючего пристеночный слой газа пониженной температуры.

Затрата горючего на создание пристеночного слоя пониженной температуры, конечно, снижает удельную тягу двигателя, так как часть горючего не сгорает полностью и уносит с собой часть химиче­ ской энергии. Поэтому на двигателях часто применяется комбиниро­ ванная система охлаждения, при которой умеренным внутренним охлаждением уменьшается тепловой поток в стенку, а затем тепло отводится внешним охлаждением при сравнительно небольших ги­ дравлических потерях в охлаждющем тракте.

Значительного уменьшения расхода горючего на внутреннее охлаждение можно ожидать, если в качестве материала для внут­ ренней стенки камеры применить пористый материал — так называ­ емую потеющую стенку, пропускающую равномерно по всей поверх­ ности очень небольшое количество жидкости, которая непрерывно обогащает пристеночный слой и снижает его температуру.