- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей
- •Литература
- •1. Основы теории термических ракетных двигателей
- •1.1. Введение
- •1.2. Краткий исторический экскурс
- •1.3. Классификация реактивных двигателей
- •2.1. Ракетный двигатель как тепловая машина летательного аппарата
- •2.2. Выходные показатели ракетного двигателя
- •2.2.1. Тяга ракетного двигателя
- •2.2.2. Удельные параметры ракетного двигателя
- •2.5. Зависимость начальной массы ракеты от удельного импульса
- •2.2.3. Расходный комплекс камеры
- •2.2.4. Коэффициент тяги
- •2.2.5. Геометрическая степень расширения сопла
- •2.2.6. Удельная масса ракетного двигателя
- •2. Генерация рабочего тела
- •3.1. Оценка эффективности ракетного двигателя
- •3.2. Топлива ракетных двигателей
- •3.3. Жидкие ракетные топлива
- •3.3.1. Коэффициент избытка окислителя
- •3.3.2. Основные характеристики жидких топлив
- •3.3.3. Твердые ракетные топлива
- •Лекция 4
- •4.1. Гибридные топлива
- •4.2. Горение жидких топлив
- •4.3. Горение твердых топлив
- •5.1. Горение гибридных топлив
- •5.2. Термогазодинамика ракетного двигателя
- •5.2.1. Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела
- •5.2.2. Термогазодинамика потока рабочего тела
- •6.1. Течение газа в соплах
- •6.2. Профилирование камеры жидкостного ракетного двигателя
- •6.2.1. Определение размеров камеры сгорания
- •6.2.2. Профилирование сопла
- •6.2.3. Профилирование сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •6.2.4. Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере жрд и рдтт)
- •6.2.5. Потери удельного импульса в сопле
- •3. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей
- •7.1. Тепломассообмен в ракетных двигателях
- •7.1.1. Конвективный теплообмен
- •7.1.2. Массообмен по тракту сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •8.1. Радиационный теплообмен в ракетных двигателях
- •8.2. Перенос теплоты в конструкциях ракетных двигателей
- •8.3. Организация тепловой защиты жидкостного ракетного двигателя
- •9.1. Тепловая защита в ракетных двигателях твердого топлива
- •10.1. Основные узлы и агрегаты жидкостного ракетного двигателя
- •10.2. Схемы двигательных установок с вытеснительной системой подачи топлива
- •10.3. Схемы жидкостных ракетных двигателей с турбонасосной системой подачи топлива
- •11.1. Турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей
- •11.2. Величины, характеризующие работу насоса
- •12.1. Турбины турбонасосных агрегатов
- •12.1.1. Классификация турбин
- •12.2. Жидкостные генераторы газа
- •4. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей малой тяги
- •13.1. Движение космических летательных аппаратов
- •13.2. Управление движением космического летательного аппарата Активные, пассивные и комбинированные системы управления
- •13.3. Функциональная схема системы управления движением кла
- •13.4. Классификация ракетных двигателей систем управления. Управление движением кла с помощью ракетного двигателя
- •13.5. Динамические характеристики жрдмт
- •13.6. Экономичность жрдмт
- •14.1. Основные требования к жрдмт
- •14.2. Общие принципы проектирования жрдмт
- •14.3. Проектирование и расчет параметров и характеристик жрдмт
- •1. Назначение
- •2. Состав
- •3. Основные технические требования
- •4. Номинальные условия работы
- •5. Характеристики ракетного двигателя Статические характеристики жидкостного ракетного двигателя
- •15.1. Дроссельная (расходная) характеристика жрд
- •15.2. Высотная характеристика рд
- •15.2.1. Высотная характеристика двигателя с постоянным соплом
- •15.2.2. Высотная характеристика двухпозиционного (раздвижного) сопла
- •16.1. Неустойчивость процессов в жидкостных ракетных двигателях
- •16.2. Запуск, останов, регулирование и управление жрд
- •6. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.4. Корпуса маршевых рдтт с зарядами
- •17.1. Сопла маршевых рдтт и системы создания боковых усилий
- •17.2. Вспомогательные рдтт
3.3.2. Основные характеристики жидких топлив
Рассмотрим типичные криогенные окислители:
Кислород. Прозрачная голубоватая жидкость, имеет следующие физико-химические характеристики: температура кипения 90 К, плотность при этой температуре – 1140 кг/м3, температура плавления 54 К, критические параметры - температура 154 К, а давление 4,9 МПа. Энергетические возможности двух топлив с типичными для кислорода горючими: углеводородным Т-1 (керосин) и жидким водородом показаны в таблице 3.2 (здесь и в других таблицах значения удельного импульса вычислены для стандартных условий: ,
pa = 0,1 МПа. Плотность топлив определена по формуле , где , - плотность и доля i-ого компонента топлива.
Таблица 3.2
Горючее |
|
|
, м/с |
, кг/м3 |
|
Т-1 |
3,35 |
0,8 |
3173 |
1027 |
3692 |
|
8 |
0,5 |
4219 |
281 |
3090 |
Топливо кислород + водород обладает наибольшим импульсом, имеет меньшую температуру продуктов сгорания, что важно для организации тепловой защиты, но уступает по плотности. Ни с одним горючим кислород не дает самовоспламенения. Оба топлива нашли применение в ДУ ракет-носителей среднего и тяжелого класса.
Топливные баки, арматуру и собственно двигатели для кислорода выполняют из алюминиевых сплавов, латуней и нержавеющих сталей.
Фтор. Желтая прозрачная жидкость с удушливым запахом, имеет характеристики: температура кипения 85 К, плотность при этой температуре -1510 кг/м3, температура плавления 53 К, критические параметры - температура 144 К, а давление 5,4 МПа. Самый химически активный окислитель, взаимодействует со всеми элементами, задержка самовоспламенения с горючими не превышает 0,0003 с.
Энергетическая эффективность показана в таблице 3.3 по аналогии с кислородом.
Таблица 3.3
Горючее |
|
|
, м/с |
, кг/м3 |
|
Т-1 |
8,05 |
0,3 |
3358 |
1205 |
3864 |
|
19 |
0,4 |
4394 |
451 |
3981 |
Удельный импульс топлива фтор + водород больше, чем у пары кислород + водород, но существенно выше температура продуктов сгорания ввиду низкого значения их теплоемкости и меньшей склонности к диссоциации. Фтор является чрезвычайно опасным в обращении продуктом - ПДК = 0,00001 мг/л, все работы с ним ведутся в герметичном защитном костюме и в изолирующем противогазе.
Все высококипящие окислители ( > 293 К) содержат наряду с окислительным элементом (кислородом) и элементы-носители (азот и водород).
Азотная кислота. Прозрачная желтоватая жидкость, имеет характеристики: температура кипения 357 К, плотность при Т= 293 К - 1510 кг/м3, температура плавления 231 К. С рядом горючих (аммиак, амины, несимметричный диметилгидразин) дает самовоспламенение с малым периодом задержки. Энергетическая эффективность топлива на основе азотной кислоты невелика, как показано в таблице 3.4
Таблица 3.4
Горючее |
|
|
, м/с |
, кг/м3 |
|
Т-1 |
5,35 |
0,9 |
2772 |
1283 |
3143 |
Азотная кислота является высокоопасной в обращении вследствие токсичного действия оксидов азота.
Азотный тетроксид ( ). Темно-бурая жидкость, «дымящая» на воздухе, имеет характеристики: температура кипения 294,5 К, плотность при Т= 293 К – 1450 кг/м3,температура плавления 262 К. С горючими на основе аминов и несимметричным диметилгидразином обеспечивает самовоспламенение.
Энергетические возможности окислителя показаны в таблице 3.5
Таблица 3.5
Горючее |
|
|
, м/с |
, кг/м3 |
|
T-1 (керосин) |
4,9 |
0,85 |
2923 |
1258 |
3466 |
Несимметричный диметилгидразин |
3,07 |
0,9 |
3026 |
1160 |
3433 |
Гидразин |
1,44 |
0,95 |
3078 |
1224 |
3262 |
Топливо AT + гидразин по значению удельного импульса приближается к топливу кислород + керосин и превосходит его по значению плотности. Но в отечественном ракетостроении этот окислитель нашел значительное применение в сочетании с горючим - несимметричным диметилгидразином. По ряду критериев: баллистическая эффективность, самовоспламеняемость, приемлемые значения температуры кипения и замерзания, возможность многолетнего хранения ракеты в заправленном состоянии такое топливо оказалось лучшим. Двигательные установки ракеты «Протон» созданы еще в 60-е годы именно на этом топливе, до сих пор ракета является самым мощным носителем на высококипящих компонентах.
Теперь обратимся к углеводородным горючим. Таковыми являются индивидуальные вещества или смеси различных по строению веществ, практически полностью состоящие из двух элементов: углерода и водорода. Обычно применяют смеси, получаемые прямой перегонкой нефти и переработки ее отдельных фракций. Горючие как индивидуальные вещества являются синтетическими продуктами.
Элементарный состав горючего: С, Н, S, О, N. Сера, кислород, и азот присутствуют в малых количествах, не оказывают существенного влияния на энергетические показатели топлива. Но сера и ее соединения сильно влияют на эксплуатационные характеристики горючего - оказывают коррозирующее действие и способствуют смолообразованию в горючем.
Горючее Т-1. Бесцветная жидкость с запахом нефтепродуктов, получаемая прямой перегонкой нефти малосернистых сортов. Состав горючего выражает условная формула . Плотность при Т = 293 К - 810 кг/м3. Применяется обычно в паре с жидким кислородом. Эффективность показана в таблице 3.2. Горючее не самовоспламеняется ни с чем, кроме фтора.
Легкие парафины (формула ). Из всех соединений водорода самым «водородосодержащим» является метан и его ближайшие гомологи в ряду парафинов. Эти продукты стабильны, неагрессивны, нетоксичны и дешевы в получении. Свойства их показаны в таблице 3.6.
Таблица 3.6
Продукт |
Ткип , К |
Тпл , К |
, кг/м3 |
Ткр , К |
МПа |
Метан, |
111,4 |
90,5 |
424 |
191 |
4,64 |
Этан, |
184,5 |
90 |
546 |
306 |
4,91 |
Пропан, |
231 |
85 |
592 |
370 |
4,36 |
Энергетические возможности этих горючих в паре с жидким кислородом показаны в таблице 3.7.
Таблица 3.7
-
Горючее
, м/с
, кг/м3
, К
Метан
4,9
0,8
3288
191
3536
Этан
3,07
0,8
3254
791
3608
Пропан
1,44
0,8
3239
797
3638
В настоящее время приступили к реализации криогенных углеводородных горючих в двигателестроении - они доступны, дешевы, могут долго храниться в условиях космического пространства и имеют высокие значения удельного импульса.
Давно рассматривается применение в качестве горючего металлов Be, Li, A1 и их гидридов. При горении этих металлов в кислороде и фторе на единицу массы продуктов сгорания выделяется больше теплоты, чем при горении водорода. Но трудности подачи металлов в камеру сгорания и возникающие дополнительные потери удельного импульса из-за двухфазности продуктов сгорания (газ + жидкие частицы окислов металлов) пока исключают реализацию жидких топлив с добавками металлов в практике двигателестроения.
Можно считать, что в распоряжении разработчиков ракет и их двигательных установок имеется широкий набор компонентов топлив, позволяющий решить задачи создания новых ракетных комплексов для исследования и эксплуатации космического пространства.