книги из ГПНТБ / Шевелюк, М. И. Теоретические основы проектирования жидкостных ракетных двигателей учебное пособие для высших учебных заведений

3)системы топливоподачи двигателя;

4)удельного веса и уровня компонентов топлива в баках и др.

Часть этих факторов влияет в сторону увеличения, а часть —

уменьшения абсолютной тяги двигателя. Например, при увеличении высоты и скорости полета боевого аппарата типа А-4 уменьшается давление воздуха вокруг двигателя относительно атмосферного дав­ ления, а при большой скорости полета (свыше числа М = 2,6) об­ разующееся за соплом двигателя разрежение доходит даже до пол­

ного вакуума, в результате чего происходит следующее.

1. Увеличивается степень расширения газов за соплом двигателя

вследствие уменьшения противодавления ра, в связи с чем возраста­ ет тяга двигателя за счет роста статистического члена Р^—

=FB(PB—P*)-

2. Увеличивается степень расширения отработавших газов тур­ бины насосного агрегата при их истечении в окружающую среду,

в связи с чем возрастает доля тяги отработавших газов турбона­

теля и отработавшие в турбине газы при истечении в окружающую

среду дополнительно расширяются и создают тягу).

3. Уменьшается давление бортового газа на выходе из редуктора давления топливной системы двигателя вследствие уменьшения дав­ ления окружающей среды ра на мембрану редуктора, в связи с чем уменьшается подача парогаза в турбину, обороты ее падают, произ­

водительность насосов снижается, что приводит к уменьшению тяги двигателя. Аналогичное влияние на тягу двигателя возможно при наличии других приборов, чувствительных к изменению давления

окружающей среды.

4. Изменяется давление на всасывании топливных насосов дви­ гателя вследствие изменения наддува топливных баков (если ис­ пользуется скоростной наддув или наддув от бортового источника сжатого газа), в связи с чем изменяется секундная подача топлива

в камеру сгорания и, следовательно, тяга двигателя.

5. Увеличивается напор компонентов топлива перед насосами

за счет инерционных сил, возникающих при ускорении боевого аппа­ рата, причем тем больше, чем выше удельный вес и уровень компо­ нентов топлива в баках перед насосами, что аналогично п. 4 изме­ няет тягу двигателя.

6. Уменьшается весовое соотношение компонентов топлива при их подаче в камеру сгорания двигателя под воздействием факторов, упомянутых в пп. 3-—5, в связи с чем изменяются теплоэффективность топлива и, следовательно, тяга двигателя.

Для учета влияния всех перечисленных выше факторов на ве­ личину тяги и построения реальной высотной характеристики необ­

ходимо иметь основные характеристики:

а) камеры сгорания и сопла двигателя — давление газов в ка­ мере и на выходе из сопла, площадь выходного сечения сопла;

б) системы топливоподачи—турбины, насосов, регуляторов дав­ ления и т. п. и

в) боевого аппарата — высоту, скорость, ускорение полета, углы поворота во времени, так как один и тот же двигатель может пока­ зать различные реальные характеристики в зависимости от того снаряда, на котором он установлен.

Практически эта задача сводится к составлению и совместному приближенному решению нескольких уравнений, учитывающих влияние перечисленных выше факторов на работу двигателя.

Главным из этих факторов является давление атмосферного воздуха за соплом двигателя, поэтому его величину при проекти­ ровании ЖРД необходимо оценивать с учетом конкретных условий работы двигателя.

Реальная высотная характеристика двигателя, т. е. с учетом

влияния на работу двигателя всех перечисленных факторов, выра­ жается уравнением

а) влияния изменения давления окружающего воздуха на рабо­ ту редуктора давления, определяющего в свою очередь режимы ра­ боты ПГГ и ТНА (если таковые входят в систему топливоподачи двигателя);

б) влияния на работу насосов переменного скоростного наддува топливных баков; при увеличении высоты полета скоростной наддув уменьшается, а при увеличении скорости полета —увеличивается;

в) влияния изменения уровня компонентов топлива в баках вследствие их расходов;

г) влияния изменения напора компонентов топлива в баках за

счет инерционных сил, возникающих при ускорении боевого аппа­ рата, и других причин.

На фиг. 4. 24 приведены результаты расчета реальной высотной характеристики двигателя А-4, установленного на снаряде дальнего действия.

Очевидно, что один и тот же двигатель может иметь различные реальные высотные характеристики в зависимости от особенностей тех аппаратов, на которых он установлен. Изменение конструкции, емкости топливных баков, скорости и ускорения взлета, величины наддува баков и т. п. неизбежно вызывает изменение давления по­ дачи компонентов топлива в камеру сгорания и, следовательно, тяги двигателя.

Построение реальных высотных характеристик ЖРД для аппа­ ратов тесно связано с расчетом элементов траектории этих аппара­ тов. Поэтому высотная характеристика двигателя и траектория по­ лета аппарата должны определяться совместными расчетами.

Кривые фиг. 4. 24 показывают, что реальная высотная характе­

ристика двигателя незначительно отличается (на 1—3%) от иде­ альной характеристики (пунктирная линия), вычисленной при тех же начальных условиях по упрощенной формуле, учитывающей только за соплом двигателя нормальное давление невозмущенного воздуха по высоте полета. Имея в виду это обстоятельство, можно пользоваться для расчета высотных характеристик упрощенной формулой тяги.

§ 14. Выбор оптимальной высотности сопла камеры двигателя

Одним из основных параметров, непосредственно влияющим на величину абсолютной тяги двигателя, является давление окру­

жающей среды, которое при полете аппарата может изменяться в зависимости от высоты и скорости полета.

Двигатели большинства аппара­ тов с подъемом на высоту работают без изменения давления газов в ка­ мере сгорания, но так как при этом атмосферное давление ра уменьшает­ ся, то возникает необходимость для аппаратов такого типа использовать высотные двигатели, у которых при

работе у земли давление газов в вы­

и обеспечить этим аппарату при прочих равных условиях макси­ мальную дальность полета.

Результаты вычислений и построения высотных характеристик для двигателя А-4 соплами различной высотности при прочих рав­ ных условиях (см. фиг. 4. 27) показывают, что:

1) двигатель небольшой высотности (рв=0,85 ата) при работе у земли развивает относительно большую тягу, чем высотный дви­ гатель (см. кривую рв=0,85 ата), но зато с подъемом на высоту его тяга возрастает менее интенсивно и в результате на большой высоте оказывается относительно небольшой; в силу этого и Руд.ср

будет небольшой;

кривую рв=0,2 ата), в результате чего и Руя.ор также получается не­ большой;

3)двигатель умеренной высотности, очевидно, будет иметь от­ носительно большую Руд.ср. (см. кривую рв=0,35 ата);

4)прирост дальности полета снаряда А-4 при р,=0,35 ата со­ ставляет около 8% дальности, получаемой при рв=0,85 ата.

Так как время работы ЖРД на различных режимах по тяге и

высоте полета зависит в основном от траектории полета аппарата,

то выбирать высотность сопла проектируемого двигателя нужно только для конкретного реактивного аппарата, на котором будет установлен двигатель.

Для проектируемого двигателя нужно выбирать рв таким, при котором Руд.ср и, следовательно, дальность полета снаряда при прочих равных условиях будут наибольшими.

Оптимальная высотность сопла двигателя зависит от траектории полета аппарата, что указывает на некоторую трудность вычисле­ ния Рв.опт, требующего предварительно знать траекторию полета проектируемой установки. Чем совершеннее аппарат в конструктив­

ном отношении, т. е. чем меньше его относительный конечный вес pKo„ (для снаряда А-4 имеем p.KoJ=GK/Go = 0,32) и выше удельная тяга двигателя, тем меньше будет значение рв.опти больше эффекта сле­ дует ожидать от применения сопла оптимальной высотности.

Применение высотных сопел обеспечивает существенный прирост дальности полета аппарата по сравнению с невысотным соплом,

тем больший, чем совершеннее аппарат.

При выборе высотности сопла проектируемого двигателя следу­

ет иметь в виду, что:

1)увеличение высотности сопла увеличивает габариты и вес сопла, в связи с чем возникают трудности с охлаждением его боль­ ших поверхностей, а также резко возрастает затрата энергии на

подъем и ускорение прироста веса сопла в связи с уменьшением рв;

2)значительно уменьшается тяга двигателя у земли, что весьма

ухудшает стартовые свойства снаряда; 3) при перерасширении газов в сопле до давления ниже рв~0,Зра

происходит отрыв газового потока от стенок сопла в связи с появ­ лением скачков уплотнения, что значительно уменьшает удельную

тягу двигателя.

В силу этих причин, а также и потому, что стартовая тяга ско­ роподъемных и тяжелых снарядов типа А-4 практически не должна быть меньше удвоенного веса снаряда при старте, целесообразно

некоторое увеличение давления в выходном сечении сопла относи­ тельно его оптимального значения. При этом сопло двигателя уко­ ротится, снизится его вес и возрастет стартовая тяга. Последнее

обстоятельство указывает на необходимость сравнительной оценки влияния веса и удельной тяги двигателя на дальность полета сна­ ряда (для достижения наибольшей дальности полета необходимо определять весовой эквивалент тяги).

При проектировании двигателя величиной давления в выходном сечении сопла часто задаются на основании данных статистики

(с учетом назначения снаряда).

В настоящее время для двигателей одноступенчатых снарядов

да, характер траектории его полета, способ охлаждения сопла, влия­

ние на дальность полета снаряда увеличения веса двигателя в свя­

различных условиях работы. Кривая 1 показывает изменение Р в за­ висимости от изменения fB при работе двигателя в пустоте; с .уве­ личением f„ величина Р возрастает.

Пунктирная кривая 2 показывает изменение Р в зависимости

от f„ в случае работы двигателя непрерывно на расчетном режиме; этот режим поддерживают изменением секундного расхода топлива в камеру сгорания.

Кривые 3 показывают изменение Р в зависимости от измене­ ния [„ при различных степенях расширения газов в сопле; напри­

мер, ес—Рк/Рв—15; 30; 60 и 100. Каждая из этих кривых имеет мак­ симум при рв = ра, т. е. когда соответствующая кривая пересекается с кривой 2.

Кривые этой фигуры показывают, что двигатель при малом дав­ лении в камере сгорания рк более чувствителен к изменению длины сопла, чем при больших рЕ. Они также указывают на то, что двига­ тели с большим рк можно выполнять невысотными, так как при этом они будут иметь относительно малую потерю в тяге.

с регулируемыми по высоте полета соплами хотя бы на одно или два фиксированных положения, что при прочих равных условиях зна­ чительно увеличивает дальность полета без снижения его стартовой тяги относительно снаряда с невысотным двигателем.

На фиг. 4. 29 показаны высотные характеристики двигателя:

1)с нормальным земным соплом (кривая 1-4-2)-,

2)с переразмерным земным соплом (кривые 3-4-5-6-7 и 8-6-9-10)-,

вая 1-4-5-6-9-10), причем первая ступень регулирования включается

в работу в точке 4, а вторая — в точке 6.

Кривые этих высотных характеристик показывают, что приме­ нение регулирования высотности сопла позволяет:

1)увеличивать стартовую тягу двигателя;

2)повышать экономичность работы двигателя, определяемую

величиной Руд.ср, и 3) увеличивать дальность полета аппарата (за счет первых

двух факторов).

Регулирование высотности сопла с подъемом на высоту наибо­ лее эффективно для дальнобойных и сверхдальнобойных снарядов, активная траектория которых близка к вертикальной.

Практическое осуществление регулирования высотности сопла камеры хотя бы в простейшем виде (на один или два фиксиро­ ванных значения f»=FJFKP) весьма сложно. Сопло двигателя обыч­

но работает в условиях высоких температур, поэтому выполнить его регулируемым и к тому же охлаждаемым очень трудно.

Одноступенчатое регулирование высотности сопла можно осу­ ществить без больших конструктивных трудностей применением спе­

будет отрывать струю газов от стенок сопла камеры двигателя, и

поэтому оно будет работать как нормальное земное сопло. После достижения некоторой высоты сопдовой вкладыш сгорает или ме­ ханически удаляется и сопло начинает работать как высотное.

Практически возможны также и другие способы одноступенча­ того регулирования высотности сопла двигателя.

Глава 5

ХАРАКТЕРИСТИКИ ТОПЛИВ ЖРД

Жидкое вещество или совокупность жидких веществ, используе­ мых в ЖРД в качестве источника энергии и рабочего тела для

создания реактивной тяги, принято называть топливом двигателя.

Каждое из таких жидких веществ, раздельно хранимых и раздельно подаваемых в камеру сгорания и составляющих в совокупности

топливо для двигателя, называется компонентом топлива.

Компонент топлива, подвергающийся окислению в процессе сго­ рания в камере двигателя, принято называть горючим, а компонент топлива, окисляющий горючее в камере сгорания двигателя, — окис­

лителем. При этом окисление понимается в широком смысле этого слова, т. е. собственно окисление — реакция горючих элементов с кислородом, фторирование — реакция горючего с фтором, хлори­ рование — реакция горючего с хлором и т. д.

На первом этапе развития ЖРД в качестве горючих применяли

низкокалорийные углеводороды вроде спиртов, аминов, гидразинги-

драт и лишь в редких случаях керосин, а в качестве окислителей

использовали 80%-ный водный раствор перекиси водорода, азотную кислоту и лишь в редких случаях жидкий кислород.

В настоящее время основное внимание уделяется высококало­

рийным и более эффективным топливам. Применение этих топлив в ЖРД позволяет получить более высокие значения удельной тяги двигателя, уменьшить его количество при заданной абсолютной тяге и продолжительности работы, а следовательно, уменьшить объем топливных баков, габариты снаряда и при прочих равных условиях достичь относительно большой дальности полета.

При проектировании двигателя в первую очередь выбирают компоненты топлива исходя из соображений эксплуатации и полу­ чения наилучших летных характеристик снаряда.

В настоящей главе даны краткие сведения о существующих ви­ дах топлива для ЖРД, приведены параметры, характеризующие ка­ чество компонентов топлива, и изложены основные требования к топливу для ЖРД.

Физические, термические и другие данные горючих и окислите­

лей, рассматриваемых в настоящей главе, частично заимствованы из Технической энциклопедии, Справочника химика и других источ­ ников.