- •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
4.2. Горение жидких топлив
С момента впрыска в камеру до полного преобразования в конечные продукты сгорания компоненты проходят путь сложных превращений. Рабочий процесс в камере должен обеспечить максимальную полноту сгорания с устойчивым протеканием всех физико-химических явлений.
Превращение топлива в продукты сгорания происходит постепенно. В результате распыла и дробления на форсунках компоненты образуют капли разных размеров. Из зоны горения поступает теплота. Капли нагреваются и испаряются, газообразное горючее и окислитель смешиваются и происходят экзотермические газофазные реакции горения. Если компоненты самовоспламеняются, то реакции горения начинаются уже при смешивании компонентов в жидкой фазе.
Промежуток времени от момента впрыска до полного преобразования топлива в продукты сгорания называется временем преобразования и является важной характеристикой ЖРД. Вся совокупность параллельно-последовательных физико-химических превращений топлива в ЖРД показана на рис. 4.1.
Характерным для ЖРД является отсутствие фронтовых стабилизирующих устройств (именно они обеспечивают устойчивость горения в камерах ВРД). Смесеобразование, воспламенение и стационарное горение в ЖРД происходит ввиду низких скоростей движения среды в зоне горения и переноса теплоты обратными потоками возле смесительной головки. Поэтому отсутствуют специальные устройства стабилизации пламени, в ЖРД циркуляция продуктов горения в зону подготовки топлива есть естественная стабилизация пламени.
Горение является гомогенным при химической неоднородности и существенной турбулентности в соответствии с процессом смесеобразования. Крупные капли могут сгорать по модели гетерогенного сгорания. Зона горения имеет большую протяженность ввиду действия крупномасштабной турбулентности и местных разрывов фронта пламени, но на расстоянии десятков миллиметров от головки можно выделить условный фронт пламени малой толщины, в котором и выделяется основная часть теплоты.
Существуют математические модели горения топлив в камере, но сложность протекания процесса требует привлечения экспериментальных данных. Объём камеры разделяют на зоны, как показано на рис. 4.2. Зона смесеобразования (ввод, распыление и предварительное смешение компонентов), прилегающая к смесительной головке, вообще недоступна математическому описанию. В сечении «О-О» рабочее тело (продукты сгорания) имеет параметры, близкие к параметрам заторможенного газа.
4.3. Горение твердых топлив
Горение твердых топлив есть последовательность процессов в соответствии со схемой рис. 4.3. После прогрева поверхностного слоя баллиститного топлива устройством запуска ДУ происходит газификация топлива, а в зоне горения экзотермические реакции приводят к формированию пламени с определенной для каждого топлива температурой. Принято, что механизм горения смесевых топлив индетичен рассмотренному, особенности проявляется в сложной последовательности превращения исходных частиц металла (А1): агломерация (укрупнение) на поверхности, воспламенение, вынос в газовую фазу, горение и движение в ней. Зерна окислителя на порядок больше частиц металла в горючем-связующем, заполняющем карманы между зернами. При прохождении фронта горения происходит слияние частиц, накопившихся в кармане, возникают агрегаты частиц, по размерам на порядок крупней исходных. Горение и движение этих агрегатов происходит с коагуляцией и распадом, состав продуктов сгорания может отличаться от рассчитанного по моделям равновесной термодинамики.
Механизм горения ТТ определяется условием теплообмена между потоком продуктов сгорания и поверхностью заряда, а также тепловыми эффектами в прогретом слое. Экспериментально установлено, что горит равномерно параллельно начальной поверхности заряда при условии однородности состава, а линейная скорость горения (скорость перемещения поверхности горения) зависит от давления, начальной температуры заряда ; скорости потока продуктов сгорания ; деформации заряда и перегрузки , действующей на ДУ:
Зависимости скорости горения от давления по обработке экспериментальных данных имеют вид:
, , , .
Обычно во внутренней баллистике РДТТ используют степенную зависимость , величины и определяют экспериментально в приборе постоянного давления и корректируют по данным стендовой отработки ДУ. Для смесевых и двухосновных топлив , а для баллиститных .
Снижение давления уменьшает скорость горения и при пороговом значении процесс становится неустойчивым или совсем прекращается. Для баллиститных топлив МПа, а для смесевых и двухосновных модифицированных МПа. Это объясняется тем, что при низких значениях давления скорость в экзотермических реакций в зоне горения уменьшается и времени пребывания элементарного объёма газа в корпусе ДУ недостаточно для завершения реакций – процесс горения прекращается. У смесевых топлив температура продуктов сгорания выше, скорости реакций больше и теплоты в поверхностном слое накоплено больше, поэтому смесевые топлива имеют существенно меньшее значение .
Неустойчивость горения может проявляться при и это связана с глубиной спада давления . Неустойчивое горение при снижении давления наступит, если время снижения этого давления меньше времени тепловой релаксации прогретого слоя топлива. За время релаксации принимают время сгорания слоя толщиной .
Время спада давления и условие неустойчивости горения примет вид .
Это явление в горении твердых топлив используется для прекращения горения заряда РДТТ, т.е. прекращения работы ДУ, Экспериментально установлено значение критического значения , гарантирующего надежное гашение заряда. Для смесевых топлив
ЛЕКЦИЯ 5
Теперь рассмотрим другие факторы, влияющие на скорость горения. Зависимость скорости горения от температуры заряда в диапазоне 243…343К
,
где - скорость горения при номинальной температуре К. Смесевые и модифицированные топлива имеют значения 1/К, а баллиститные - 1/6К.
Скорость горения зависит от скорости потока продуктов сгорания вдоль горящей поверхности, начиная с некоторого порогового значения. Исторически этот эффект называют эрозионным горением, хотя никакой эрозии топлива (исчезновения массы заряда дискретными частицами) не существует, просто увеличивается тепловой поток в поверхность топлива, а вследствие проводимости теплоты в заряде увеличивается толщина прогретого слоя и скорость горения увеличивается. Применяют эмпирические зависимости вида
где значения пороговой скорости и коэффициента устанавливается экспериментально. В практике двигателестроения этого явления стараются избежать и проектируют заряд такой формы, которая исключает обтекание горящей поверхности топлива с большими значениями скорости потока.
Зависимость скорости горения от деформации при растяжении заряда имеет вид
где величина коэффициента b близка к 1. Возникающие деформации приводят к образованию микротрещин в поверхностном слое заряда и скорость горения топлива увеличивается.
Скорость горения топлива увеличивается с ростом значения перегрузки , действующей на ДУ. В смесевых топливах агломераты алюминия прижимаются к поверхности и увеличивают толщину прогретого слоя топлива, в баллиститных топливах происходит интенсификация теплообмена от газовой фазы к поверхности топлива. Незначительное увеличение скорости горения происходит при больших значениях перегрузки ( ) и при создании РДТТ УБР это явление можно не учитывать.
Абсолютное значение скорости горения ТТ – очень важный показатель для УБР с РДТТ - он определяет возможные пределы времени работы маршевых ДУ и их геометрические размеры (коэффициент заполнения корпуса топливом). Значения скорости горения большинства ТТ в зависимости от состава и структуры в стандартных условиях (исторически сложилось в практике двигателестроения, что стандартными условиями для оценки ТТ в некотором условном двигателе считают МПа, МПа, К) находится в диапазоне 5...25 мм/с.