книги / Ракетные твердые топлива. Ракетные двигатели на твердом топливе

Время, необходимое для завершения проектирования, может быть сокращено, если налажены хорошие деловые связи и создан дух сотрудничества между разработчиками, специалистами в области разработки твердых топлив, представителями заказчика, производственниками, испытателями или специалистами по реализации продукции. План проекта обычно формируется одновременно с предварительным проектированием. Более десяти лет назад план проекта делался после завершения предварительного проектирования. Сегодня акцент делается на низкую стоимость проекта сотрудники, участвующие в предварительных проектах, должны работать над уменьшением стоимости всех компонентов и процессов. План проекта отражает решения и определяет число двигателей и ключевые компоненты, которые должны быть изготовлены, наличие

ивремя получения критических материалов и компонентов, тип

ичисло испытаний (в том числе на старение и квалификационные испытания). Он идентифицирует производственный процесс, инспекцию и используемые испытательные отделения, численность

ивид персонала (и будут ли они необходимы), специальную оснастку или приспособления. Эти решения и данные необходимы для выполнения реальной оценки стоимости и составления предварительного графика. Если все это превышает допустимую стоимость и нарушает график поставок, то могут быть внесены некоторые изменения, например, числа двигателей, которые должны быть изготовлены, количества и типа испытаний или перепроектирование двигателя с целью получения более легкой, менее дорогой конструкции.

Однако такие изменения не должны вступать в компромисс с надежностью или совершенством. Трудно сделать хороший план, обеспечить оптимальную стоимость и провести оценку времени, если ракетный двигатель не был четко определен и разработан достаточно подробно. Поэтому эти планы и оценки в большей степени основаны на опытеуспешнойразработкиподобных ракетных двигателей.

Конечным результатом предварительного проектирования будет схема компоновки или компьютерные виды (CAD) выбранной конфигурации, предсказание совершенства, оценка массы двигателя

282

(и, если необходимо, перемещение центра тяжести), определение типа топлива, геометрии заряда, теплоизоляции и некоторых ключевых материалов для компонентов арматуры. Оценка прогнозируемой надежности и срока службы двигателя должна сопровождаться подкрепленными данными. Вся эта информация должна быть представлена для рассмотрения выбранной предварительной конструкции. Рассмотрение и анализ должен быть выполнен различной по составу группой, включающей в себя экспертов по двигателям, разработчика ракеты, инженеров по обеспечению безопасности, специалистов в области производственных процессов, окончательной сборки и инспекции, представителей заказчика, аналитиков и др. Здесь группа специалистов предварительного проектирования должна дать объяснение, почему она выбрала конкретную конструкцию и как она отвечает предъявленным требованиям. Компетентные члены группы (комиссии) обычно вносят предложения по изменениям и дальнейшим улучшениям. План проекта, предварительные оценки стоимости, предварительный график разработки иногда могут содержать в себе предложенный проект для рассмотрения, но чаще эти материалы передаются другой группе экспертов или непосредственно экспертам заказчика.

После рассмотрения проекта двигателя и одобрения выбранной предварительной конструкции можно начинать детализацию или окончательное проектирование всех частей и компонентов и составление определенных спецификаций. В течение производственного процесса и разработки методов испытаний могут быть сделаны некоторые изменения конструкции для улучшения условий производства, уменьшение стоимости или решение технической проблемы, которая стала очевидной. Во многих организациях детальный окончательный проект снова представляется для рассмотрения конструкции двигателя до начала производства. Для нового двигателя затем будет разрабатываться схема испытаний. Для некоторых дорогих больших двигателей, которые имеют ряд конструктивных решений, взятых от проверенных двигателей, бывает достаточно единственного огневого испытания. Для двигателей, которые изготавливаются в больших количествах, и для двигателей с некоторыми важными новыми элемен-

283

тами разработка и квалификация могут включать от 10 до 30 испытаний. Окончательное проектирование заканчивается, когда все детальные чертежи или компьютерные версии (CAD) в соответствии с окончательным перечнем деталей полностью выпущены, составлены спецификации испытания двигателя, приняты определенные производственные операции и разработана обоснованность материалов

икомпонентов. Детальный проект считается завершенным, если двигатель успешно проходит этапы разработки и квалификации и организовано производство для поставки.

Пример предварительного определения параметров разработки ракеты на твердом топливе с использованием смесевого ракетного твердого топлива. Ракета запускается на высоте

илетит на постоянной высоте.

Исходные данные:

удельный импульс (реальный) Is = 240 с на высоте при давлении 1000 фунт/дюйм2;

скорость горения r = 0,8 дюйм/с при 1000 фунт/дюйм2 и 60 °F; плотность топлива ρb = 0,066 фунт/дюйм3 на уровне моря; отношение теплоемкостей k = 1,25;

давлениевкамересгорания(номинальное) p1 = 1000 фунт/дюйм2; требуемая средняя тяга F = 20 000 фунт-сила; максимальный диаметр ракеты D = 16 дюймов;

требуемая продолжительность работы tb = 5,0 с; окружающее давление 3,0 фунт/дюйм2 (на высоте); полезная нагрузка ракеты 5010 фунт-масса (включая конст-

рукцию); требуется приблизительно нейтральное горение.

Решение:

1. Основной расчет. Суммарный импульс It и вес топлива на уровне моря wb рассчитывается по формуле

It F tb I s wb 20 000 5, 0 100 000 фунт-сила·с. wb = 100 000/240 = 417 фунт-сила.

С учетом потерь 2 % на производственные допуски и несгоревшие остатки суммарный вес топлива 1,02 × 417 = 425 фунтов.

284

Объем Vb, требуемый для этого топлива, составит:

Vb wb / b 425 / 0, 066 6439

Толщина свода b r tb 0,80 5 4 дюйма.

2. Размеры корпуса. Задан внешний диаметр 16 дюймов. Используется термообработанная сталь с максимальной прочностью на растяжение 220 000 фунт/дюйм2. Толщина стенки t для простых окружных (периферических) напряжений может быть определена из уравнения t p1 / D / 2 . Величина р1 зависит от принятого ко-

эффициента безопасности, который, в свою очередь, зависит от нагрева стенки, и от показателей практического применения. Коэффициент безопасности принимается равным 2,0, чтобы позволить наличие поверхностных царапин в сочетании с напряжением и сварными швами и грубым обращением в полевых условиях. Величина D является средним диаметром к центру стенки. Толщина стенки

t = 2,0 × 1000 × 15,83/(2 × 220 000) = 0,086 дюйма.

За основу принимаются сферический передний торец и сферический сегмент в сопловой части, подобные тем, которые показаны на рис. 6.1.

3. Конфигурация заряда. Заряд будет заливаться в корпус, но от корпуса будет теплоизолирован с помощью эластомерной теплоизоляции со средней толщиной 0,100 дюйма внутри корпуса; фактическая толщина будет меньше 0,10 дюйма в районе цилиндрической части и передней крышки, но толще на входном участке в сопло. Внешний диаметр D для заряда определяется, исходя из толщины корпуса и лайнера, и составит 16,0 – 2 × 0,086 – 2 × 0,10 = 15,62 дюйма. Внутренний диаметр Di простого полного цилиндра заряда соответствует по величине внешнему диаметру D0 минус удвоенная толщина горящего свода: Di = 15,62 – 2 × 4,0 = 7,62 дюйма. Для простого цилиндрического зарядаобъемопределяет эффективнуюдлину:

Vb 4 L D02 Di2 ,

285

Доля свода составит 2b/D0 = 8/15,62 = 0,512. Отношение L/D0 составит (приблизительно) 44,05/15,62 = 2,82. Для зарядов этой доли свода и отношения L/D0 предлагается использовать цилиндрический канал с внутренним горением с несколькими ребрами для конуса. Выбирается конусоцилиндрическая конфигурация, хотя трубчатая форма с щелями или ребрами также является удовлетворительным решением. Эти формы зарядов показаны на рис. 6.1 и 6.17. Начальная или средняя площадь поверхности горения находится из уравнений:

F wIs b AbrIs ,

Далее следует спроектировать реальный заряд в корпусе со сферическими торцами, т.е. он не будет простым цилиндрическим зарядом. Приблизительный объем, занимаемый зарядом, находится путем вычитания объема канала из объема камеры. На переднем торце имеется полная полусфера и частичная полусфера топлива в районе сопла (0,6 объема полусферы).

Vb 12 6 D03 1 0,6 4 D02 L

4 Di2 L Di 2 0,3Di 2 6439 дюйм3.

Это решается для L с D = 15,62 дюйма и внутренним диаметром

Di = 7,62 дюйма.

Ответ: L = 36,34 дюйма. Начальная внутренняя труба имеет площадь горения: Di L Di 2 0,3 Di 2 1113 дюйм2 . Требуе-

мая площадь горения 1578 дюйм2 больше на 465 дюйм2. Поэтому дополнительная площадь поверхности горения 465 дюйм2 должна быть получена за счет конусов конусоцилиндрической конфигурации или за счет щелей в щелевой конструкции трубы. В действительности детальное геометрическое исследование должно быть

286

выполнено путем анализа мгновенной поверхности горения после произвольных коротких интервалов времени и выбором подробной конфигурации заряда, где Ab остается приблизительно постоянной. Этот пример не рассматривает предварительный анализ напряжений и деформаций, но это необходимо.

4. Весовая оценка. Вес стального корпуса (принимается цилиндр с двумя сферическими торцами и удельный вес стали 0,3 фунт/дюйм3) составляет

287

= 5541,4 фунта и вес по окончании работы двигателя или прекращению действия тяги будет 5541 – 420 = 5121 фунт. Начальное и конечное отношения тяги к весу составляют, соответственно:

F/w = 20 000/5541 = 3,61, F/w = 20 000/5121 = 3,91.

Ускорение в направлении действия тяги в 3,61 раза больше гравитационного ускорения в начале работы и в 3,91 раза больше по окончании работы двигателя.

6. Эрозионное горение. Отношение площади поверхности канала к площади критического сечения сопла (7,55/3,836)2 = 3,95. Это близко к предельному значению 4,0 и эрозионное горение, повидимому, не будет значительным. Также должен быть сделан простой анализ эрозионного горения в конической полости, но здесь он не приводится.

Задачи к главе 6

Задача 1.

Более высокие давления и более высокие скорости теплопередачи обеспечивают более быстрое воспламенение. Одним из путей обеспечения более быстрого воспламенения является условие, заключающееся в том, чтобы сопло было перекрыто до тех пор, пока не будет достигнуто определенное минимальное давление, при котором будет выброшена заглушка сопла. Проанализируйте экономию времени, достигаемую при применении такого устройства, предполагая, что газовыделение при работе воспламенителя

подчиняется уравнению r ap1n , где r – скорость горения, см/с

(дюйм/с); р1 – давление в камере сгорания, МПа (фунт/дюйм2); а – эмпирическая константа, зависимая от окружающей температуры заряда известен также как температурный коэффициент, который имеет размерность; п – показатель (экспонента) в законе скорости горения, иногда называемый «показателем горения» (combustion index), зависит от начальной температуры заряда и описывает влияние давления в камере сгорания на скорость горения.

288

Изменение окружающей температуры не изменяет химической энергии, высвобождаемой при горении; оно только изменяет скорость реакции, при которой энергия высвобождается

Член в левой части уравнения представляет собой массовую скорость генерации газа. Первый член в правой части представляет собой изменение массы топлива в газовом объеме камеры сгорания, а последний член характеризует поток через сопло в соответствии с уравнением

где r – скорость горения топлива; Ab – площадь поверхности горения топлива; ρ1 – плотность газа в камере сгорания; V1 – объем газовой полости в камере сгорания, которая становится больше по мере выгорания топлива; At – площадь критического сечения сопла; р1 – давление в камере сгорания; Т1 – абсолютная температура в камере сгорания, которая обычно является постоянной; k – отношение удельных теплоемкостей газообразных продуктов сгорания.

В процессе старта переменная или изменяющаяся масса топлива в канале заряда становится важной. Это уравнение может быть упрощено и использовано в некоторых численных решениях переходных режимов, таких как начало и конец работы двигателя. Величина Ab может изменяться во времени и является функцией конструкции заряда. При таких обстоятельствах этот метод является эффективным. Выскажите свои предположения относительно объема полости, плотности топлива и т.д.

Задача 2.

Сравните простой цилиндрический корпус с полусферическими торцами (пренебрегая входным участком сопла или фланцами воспламенителя), изготовленный из стали и из двух компо-

289

зиционных материалов (стекло- и углеволокно). Используйте свойства материалов, представленные в табл. 6.2, и теорию конструкций тонких оболочек.

Рассчитайте и сравните теоретическую скорость полета ракетной системы (без полезной нагрузки) в вакууме (в отсутствие гравитации) для этих трех корпусов.

Задача 3.

Следующие данные заданы для корпуса, который может быть сделан либо из стали, либо из композиционного материала:

Определите увеличение диаметра и длины корпуса, обусловленное поддавливанием, нагревом, и комбинированное увеличение, объясните результаты.

290