- •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
2.2.2. Удельные параметры ракетного двигателя
Абсолютная величина тяги РД никак не характеризует степень совершенства РД. Для ЖРД качественным показателем является удельный импульс тяги (удельный импульс) - величина импульса тяги двигателя с единицы массы топлива (единицы отбрасываемой массы). В системе СИ
.
В ТСЕ
.
Также качественным показателем является удельная тяга - величина тяги двигателя с единицы секундного расхода топлива. В системе СИ:
.
В ТСЕ
.
В одной системе единиц Jу и Ру численно имеют одно и тоже значение. Связь между системами единиц:
.
.
Для ЖРД удельные параметры определяются на стенде путем измерения двух параметров - тяги и расхода топлива. Для РДТТ ввиду невозможности определения расхода топлива в качестве показателя совершенства двигателя используется значение единичного удельного импульса:
,
отношение импульса тяги двигателя за время работы к массе топлива в двигателе. Также для РДТТ введено понятие стандартного удельного импульса Jy1 - значение удельного импульса при давлении в корпусе условного двигателя рк = 4МПа, а на срезе сопла ра = 0,1МПа, т.е. при работе двигателя на Земле в режиме равенства давлений на срезе сопла и окружающей среды (расчетный режим работы на Земле). Это позволяет в начальной стадии разработки ракеты осуществлять выбор рецептуры топлива для РДТТ. В литературе можно встретить вариант определения стандартного удельного импульса при значении давления в корпусе двигателя рк = 7МПа.
В соответствии с определением тяги различают следующие значения удельного импульса (и, соответственно, удельной тяги):
1. Удельный импульс на произвольной высоте активного участка траектории
.
2. Пустотный удельный импульс
.
3. Удельный импульс на Земле
.
4. Удельный импульс на расчетном режиме
.
5. Удельный импульс в стартовых условиях
Удельный импульс является одним из важнейших параметров РД, т.к. от его величины в конечном счете зависит весовая отдача ракетной системы (отношение полезной нагрузки к стартовой). На рисунке 2.5 приведен график изменения начальной массы жидкостной ракеты для запуска спутника, масса которого составляет 5,5 т, в зависимости от удельного импульса.
2.5. Зависимость начальной массы ракеты от удельного импульса
2.2.3. Расходный комплекс камеры
Задается соотношением
.
Размерность: в СИ β [м/с], в ТСЕ β[сек].
Характеризует удельный импульс, создаваемый только камерой сгорания (корпусом двигателя) без сопла. Значение β определяют экспериментально и расчетным путем
.
Здесь Rk - газовая постоянная продуктов сгорания, тк - температура в камере сгорания.
;
γ- показатель процесса расширения продуктов сгорания.
Величины и зависят от вида топлива и почти не зависят от других параметров работы двигателя (с погрешностью 1÷2 %). Поэтому считают, что теоретически β зависит только от вида топлива и является постоянной термодинамической (энергетической) характеристикой данного топлива. Для данного топлива величина β зависит только от качества протекания процессов в камере сгорания и не зависит от процессов, проходящих в сопле. Таким образом, для данного топлива β является характеристикой, определяющей работу только камеры сгорания.