В. Г. Попов, Н. Л. Ярославцев К65 Жидкостные



страница2/14
Дата06.06.2016
Размер2.06 Mb.
1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   14

Рис.11

АВ - изохорический процесс сжатия компонентов топлива в магистралях и турбонасосном агрегате (ТНА);

ВС - изобарный процесс с подводом тепла Qi; горение топлива в камере его рания;



CD - адиабатический процесс расширения газа в канале сопла; DA - изобарный процесс с отводом тепла Q2, происходящий за пределами дви­гателя;

Площади ABCD и abсd - работы реального и идеального циклов РД, соответ­ственно;

Площадь аАВв - потери на сжатие; Площадь ЬСс - потери в камере сгорания; Площадь CDdc - потери в канале сопла;

16

Потери в камере обусловлены:

а) диссоциацией;

б) трением газа о стенки камеры;

в) неполнотой сгорания топлива;

г) разгоном газового потока по тракту камеры.

Снижение потерь, обусловленных процессом диссоциации, может осущест­вляться путем:

а) использования топлив, не склонных к процессу диссоциации;

б) увеличения давления в камере сгорания до 300МПа.
Потери в канале сопла обусловлены:

а) конденсацией;

б) трением потока о стенки сопла;

в) непараллельностью течения потока относительно оси камеры;

г) неадиабатичностью процесса.

3.4. Скорость истечения газов из сопла ракетного двигателя



Из теории газового потока известно, что для каждого поперечного се­чения канала при установившемся режиме течения выполняется условие: сум­ма энтальпии i газового потока и его кинетической энергии Ек остается ве­личиной постоянной.
































































Степень расширения газав канале сопла равна:








тогда:































Термический КПД:







Коэффициент тяги:

где:


К - безразмерный коэффициент тяги, характеризующий увеличение силы тяги за счёт расширяющейся части сопла;

B=f(k)




где:- относительная степень расширения сопла.

3.5. Оценка эффективности процессов в химических ракетных двигателях

Для оценки качества работы ракетных двигателей используются энер­гетические коэффициенты полезного действия (к.п.д.)и импульсные коэф­фициенты потерь



Энергетические к.п.д. г\ - учитывают совершенство процесса преобра­зования теплоты в работу, а импульсные коэффициенты потерь- потери энергии в элементах камеры ракетного двигателя.





1.Суммарный коэффициент полезного действия:

где Lц - работа, совершаемая ракетным двигателем за цикл (эквивалентна площади abcd на рабочей P-V диаграмме, см. рис. 11). Нраб - теплота, выделяемая двигателем за цикл.

где - энергетический к.п.д. импульса давления;



- энергетический к.п.д. в канале сопла;
- энергетический к.п.д. процесса расширения;

- термический к.п.д.

2.Импульсный коэффициент потерь в камере сгорания:

Индексы «и» и «д» соответствуют идеальным и действительным зна­чениям параметра.

Принято считать, что; , тогда



3.Импульсный коэффициент потерь в канале сопла:

где: Кр - коэффициент тяги;

Нижний предел изменения величинысоответствует ДУ с малыми тягами, а верхний - с большими тягами.

4. Импульсный коэффициент потерь удельного импульса:



4. Характеристики ракетного двигателя

4.1. Дроссельная характеристика ракетного двигателя

Зависимость тяги и удельного импульса двигателя от массового се­кундного расхода топлива при постоянной высоте полета и неизменном соот­ношении компонентов топлива называется дроссельной характеристикой ра­кетного двигателя.







В действительности при работе ракетного двигателя изменение массо­вого секундного расхода топлива т сопровождается изменением парамет­ров потока по тракту двигателя (Wa , Ра, Тк). Однако, т.к. изменение т на стабилизированном участке полета незначительно, то принимают:

Определим зависимость



-импульс давления







Дроссельные характеристики представляют собой семейство прямых с угловым коэффициентом А, зависящим от скорости на срезе сопла, рис.12.

Зона нежелательной работы





Рис.12

При массовом секундном расходе, согласно полученной

графической зависимости, рис. 12, тяга принимает отрицательные значения. В действительности этого не наблюдается, т.к. в этом случае существенным об­разом меняется режим истечения (отрыв потока от стенок сопла), что обу­славливает положительные значения тяги. При работе ЖРД существует неко­торое значение массового секундного расхода, меньше которого работа двигательной установки является нежелательной в течение длительного перио­да времени.





Зависимость удельного импульса Iуд от массового секундного расхода т представлена на рис. 13

При работе двигателя целесообразно поддерживать постоянной вели­чину удельного импульса даже при изменении массового секундного расхода. Это возможно за счет обеспечения следующих мероприятий:

поддержание постоянным перепада давления на форсунках;

поддержание постоянным давления в камере, Pк=const;

обеспечение работы двигательной установки на расчетном режиме.




Рис.13

Мероприятия, обеспечивающие изменение протекания дроссель­ной характеристики.






Рис.14


1.Изменение вида топлива, рис.14

2.Изменение площади среза сопла, рис. 15





Рис.15




4.2. Высотная характеристика

Высотная характеристика - зависимость тяги и удельного импульса от высоты полета при постоянном значении массового секундного расхода и не­изменном соотношении компонентов топлива.





Рис. 16

На рис. 16 представлена зависимость давления окружающей среды Рн от высоты Н.

На рис. 16 приведены зависимости тягии удельного импульса Iуд

от высоты полёта. Необходимо отметить, что при малых высотах полёта из-за сильного перерасширения газа наблюдается отрыв потока от стенок сопла, что учтено при построении высотной характеристики.



Рис.17

4.3. Режимы работы сопла

1) Расчетный режим, Ра = Рн, рис. 18а

2) Режим недорасширения, рис. 186.

Режим недорасширения наблюдается при полете летательного аппа­рата по траектории выше расчетной.

3) Режим перерасширения, Ра < Рн . рис. 18а.

Режим перерасширения наблюдается при полете летательного аппа-г-о-э по траектории ниже расчетной.





а)




б)




в)

Рис. 18

Влияние высотности сопла на протекание высотной характеристики

Высотность сопла определяется расчетным значением давления на срезе сопла Ра; чем меньше Ра, тем высотность сопла больше.

1) Возьмём серию сопел для которых справедливо соотношение



, при условии

2) Для сопла с относительной степенью расширения - F1 на рас­четной высоте - Н1 наблюдается расчетное значение тяги - -Ун,1, ко­
торое является для него максимальным, рис.19.

3)Рассмотрим сопло, у которого относительная степень расшире­ния , причемТак как, то и

4) Точки с экстремальными значениями тяг соединим кривой, ко­
торая будет являться высотной характеристикой всережимного со­
пла, рис.19








Рис.19 5.

Общие сведения о ЖРД

5.1. Системы космических летательных аппаратов

Различают следующие типы космических летательных аппаратов: 1) Баллистические ракеты (Б.Р.). Обеспечивает доставку полезного груза к цели без вывода на орбиту.






Б.Р.

26

2) Ракетоносители (Р.Н.).

Обеспечивает доставку полезного груза к цели с выводом на орбиту.






Р.Н.

а) Последовательная схема.

б) Пакетная схема.













3) Многоразовые транспортные космические аппараты (МТКА). Назначение такое же, как у Р.Н.




МТКА

КА).

4) Межорбитальные транспортные космические аппараты (МоТ-



Обеспечивает вывод полезного груза на более высокие, чем Р.Н., космические орбиты.

МоТКА


5) Искусственные спутники земли (ИСЗ).




исз

6) Лунные космические аппараты (ЛКА), межпланетные космиче­ские аппараты (МпКА)..




ЛКА, МпКА





5.2. Классификация и схемы ЖРД


Одна из возможных классификаций ЖРД (по способу получения рабочего тела для турбины ТНА) представлена на рис.20.

Рис.20

Условные обозначения к рис.20:

ВСПК - вытеснительная система подачи компонентов, рис.21; 1-ЖРД с газогенератором, работающим на автономном топливе, рис.22; 2-ЖРД с газогенератором, работающим на основных компонентах топ­лива, рис.23;

3-ЖРД без газогенератора с газификацией охладителя в зарубашечном про­странстве, рис.24; 4-ЖРД с двумя газогенераторами, рис.25.

В зависимости от агрегатного состояния компонентов ( «Ж» -жидкость или «Г» - газ), поступающих в камеру сгорания, все конструктивные схемы ЖРДУ можно условно классифицировать на «Ж - Ж», «Ж -Г» или «Г -Г». Необходимо отметить, газификация компонента способствует улучшению энергетических показателей ЖРДУ.

В ЖРД с ВСПК, рис.21, рабочее тело (инертный газ) из газового акку­мулятора давления 1 через редукторы 2 направляется в баки окислителя и го­рючего 3. Далее окислитель поступает в смесительную головку 4 камеры, а горючее в зарубашечное пространство, образованное двойными стенками ка­меры ЖРД.

Основным преимуществом данной схемы является конструктивная простота (отсутствие ТНА). Однако, для ЖРД работающих по указанной схеме характерны сравнительно невысокие значения тяги и удельного импульса, что

29



Рис.21





Рис.22

определило ее применение в качестве двигателей ориентации. Кроме того, в связи с нагруженностью баков для компонентов избыточным давлением они выполняются толстостенными, что приводит к существенному ухудшения мас­совых характеристик ЖРДУ в целом.

В данной конструктивной схеме ЖРДУ, рис.22, в качестве рабочего тела приведения во вращение турбины 1 ТНА используется перекись водорода . поступающая в парогазогенератор 8 и разлагающаяся в нём под действи­ем катализатора перманганата калия К Mg04 с образованием парогаза при температуре 600 - 800К. Парогаз направляется на лопатки турбины, обеспечи­вая вращение насосов 2, 3, 4 и, следовательно, подачу компонентов в комеру сгорания ЖРД - 5. Генераторный газ из турбины выбрасывается через патрубок 6 а сопло 7 за пределы двигателя. В некоторых ЖРД, работающих по указан-ной схеме, генераторный газ использовался для создания управляющих усилий для ориентации ЛА в пространстве и для создания дополнительной тяги путём его введения в расширяющуюся часть сопла. Данная конструктивная схема ЖРДУ использовалась до 70 годов двадцатого столетия.



Рис23


Особенностью данной конструктивной, рис.23, схемы является более эффективное использование генераторного газа, путём его подачи в смеситель-ную головку камеры через газовод 9. В зависимости от соотношения компо-нентов (величины коэффициента избытка окислителя - а), подаваемых в газо­генератор, он может быть окислительного или восстановительного типа. Дав-ление в полости турбины должно быть выше давления в смесительной головке на величину гидравлического сопротивления газовода.

Конструктивная схема ЖРД, представленная на рис.24, используется, когда в качестве одного из компонентов применяется жидкий водород, который проходя через систему последовательно расположенных насосов (снижение вероятности взрыва при резком повышении давления компонента), направляет-









Рис.24


ся в зарубашечное пространство камеры, образованное её двойными стенками, где газифицируется и в дальнейшем поступает на лопатки турбины, приводя во вращение насосы, а затем - через газовод в смесительную головку камеры.

Рис.25


В данной конструктивной схеме ЖРДУ. рис.25, оба компонента посту­пают в головку камеры в газообразном состоянии. При этом один из газогене­раторов относится к окислительному типу, другой - к восстановительному.

5.3. Общие сведения о жидкостных ракетных топливах (ЖРТ) Классификация ЖРТ

Успешное освоение космического пространства осуществляется в основном с помощью жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ). Жидкие ракетные топлива, по сравнению с твердыми (ТРТ) обеспечивают лучшие энергетические характеристики, возможность многократного включе-ния и выключения двигателя, а также оперативное изменение тяги при полете

-А. Перспективное в принципе использование ядерных ракетных двигателей сдерживается в настоящее время их массовыми характеристиками, а также

сложностями, связанными с обеспечением радиационной безопасности и отво-з:ч тепла от активной зоны после выключения двигателя, вследствие остаточ-ного тепловыделения радиоизотопов — продуктов цепной реакции деления. Несомненно, что ЖРТ останутся основным энергетическим источником для ракетных двигателей различного назначения на ближайшие десятилетия.

В ракетных двигателях на химическом топливе выделение энергии происходит за счёт следующих химических реакций:

а) реакции окисления—восстановления (окисления), когда энергия вы­
деляется при реакции между окислительными и горючими элементами; топли­
во состоит в этом случае по крайней мере из двух веществ — окислителя и го­
рючего;

б) реакции разложения, когда тепло выделяется в процессе разложе-


ния сложного вещества на более простые; топливо в этом случае может состо­
ять только из одного вещества;

в) реакции рекомбинации (соединения), когда тепло выделяется при


соединении одноименных атомов или радикалов в молекулы.

Окислитель и горючее в общем случае являются сложными соедине-ниями. в состав которых могут входить как окислительные, так и горючие эле­менты, а также нейтральные.



Горючим является такое вещество, которое независимо от того, содер­жатся в нем окислительные элементы или нет, для полного окисления своих горючих элементов требует окислителя извне. Так, например, этиловый спирт С2 Н5 ОН, кроме горючих элементов (С и Н), содержит в себе и окислительный элемент — кислород, но его совершенно недостаточно для полного окисления горючих элементов спирта; поэтому этиловый спирт является горючим.

Окислителем является вещество, в котором хотя и могут быть горючие элементы, но окисляющих элементов в нем имеется значительный избыток, так что при полном окислении его собственных горючих элементов остается сво-5одное количество окислительных элементов, которые могут быть использова-ля окисления какого-либо другого горючего. Например, азотная кислота HNO3 или перекись водорода Н2 02 содержат в себе горючий элемент — водород, однако окислительный элемент (кислород) в них имеется в таком ко­личестве, что при полном окислении водорода азотной кислоты или перекиси водорода в них остается избыток кислорода, который можно использовать для

окисления какого-либо горючего; поэтому HN03 и Н202 являются окислите­лями.

К горючим элементам относятся углерод С, водород Н, бор В, алюми­ний А1, литий Li и другие. Окислительными элементами являются фтор F, ки­слород О, хлор О. Фтор и кислород значительно превосходят по эффективно­сти другие окислительные элементы.

Доли окислителя и горючего в топливе определяются величиной, на­зываемой соотношением компонентов. Теоретическим (стехиометрическим) соотношением компонентовназывается такое минимальное количество окис­лителя, которое необходимо для полного окисления 1 кг горючего. Иначе гово­ря, теоретическое соотношение компонентов, это такое отношение расходов окислителя и горючего, при котором окислитель полностью окисляет горю­чее, не оставаясь при этом в избытке.

Действительным соотношением компонентов называется дейст-

вительное отношение расходов окислителя и горючего, подаваемых в камеру, которое может отличаться от теоретического. Обычно

Отношениеназывается коэффициентом избытка окислителя.

Коэффициент избытка окислителя, при котором получается максимальная ве­личина удельного импульса, называется оптимальным.

На рис.26 представлена классификация жидкостных ракетных топлив, а в таблице 1 - их основные параметры и области применения.



Тип топлива

Характер воспламе­нения









Область приме­нения



Катали­затор

-

1440

1250

1900

Рабочее тело для турбины



Катали­затор

-

1000

1475

2200

Рабочее тело для

турбины или вспомогательно­го ЖРД





Самовосп.

3,0

5


1180

3415

2770

Маршевые дви­гатели РН типа «Про­тон»



Несамовосп.

2,7

1020

3690

2930

Маршевые дви­гатели РН «Со­юз» и 1-ой сту­пени «Энергия»



Самовоспл.

3,0

1270

3165

2680

Маршевые дви­гатели ракет и малых РН



Самовоспл.

15, 0

670

4760

3970

Опытные образ­цы сверхмощных РН



Несамо-воспл.

6,0

350

3420

3790

Маршевые дви­гатели верхних ступеней РН

Каталог: book
book -> Психология смысла природа, строение и динамика смысловой реальности
book -> А. А. Леонтьев Язык, речь, речевая деятельность просвещение 1969
book -> Издательство московского университета
book -> Основы парящего полета
book -> Авиакомпания эмирейтс
book -> Военная психология: методология, теория, практика Учебно-методическое пособие
book -> -
book -> Эргономичные алгоритмы На ошибках мы горим! Мне сказал Алеха. Непонятный алгоритм Это очень плохо
book -> Краткий обзор развития автожира 5 Глава Теория ротора 6


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   14


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница