?
Honzales (honzales) wrote, 2018-07-18 11:05:00 Honzales honzales 2018-07-18 11:05:00 Category: Вот скоро минет 50 лет со дня, когда первый человек ступил на поверхность нашего естественного спутника — Луны, а всё не утихают споры сторонников «теории заговора», высасывающих из пальца всё новые и новые аргументы в пользу версии, что космический полёт Аполлонов с высадкой человека на Луну был аферой.Привлекаются мнения каких-то ученых (в основном — не имеющих никакого отношения к космонавтике в целом и проектированию ракет и их двигателей в частности).
ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США),использовался на 1 ступени носителя Saturn-5:
Снимаются какие-то фильмы, где всё это, умело «упакованное» с применением типичных демагогических приёмов, выдаётся на потребу ищущих сенсаций зрителей, благо уровень критического мышления подавляющего большинства из них гораздо ниже плинтуса, а общая эрудиция и познания в физике и ракетно-космической технике и того ниже.
Однажды я уже рассказывал, что в СССР тоже был свой «лунный проект», основывающийся практически на тех же принципах и технических решениях, что и американский, но «не взлетевший», описывал и причины того, отчего от него СССР отказался.
Однако сторонники фейковости американских лунных экспедиций приводят всё новые, как им кажется, аргументы, «обосновывающие» их точку зрения.
Один из них — «американцы не могли создать двигатель F-1«, который стоял на 1-ё ступени «Сатурна-5», якобы потому, что «теоретическую невозможность этого» будто бы доказал известный советский конструктор ракетных двигателей В.П.Глушко.
Эту версию вытащили из «Воспоминаний ракетчика» Н.В. Лебедева (по образованию — горного инженера, строившего подземные защитные сооружения, пусковые установки и ракетные шахты), в которой он приводит услышанный им разговор Королёва с Келдышем:
: «…Браун нас не только догонит, но и первым окажется на Луне».
: «Ну, это исключено» – Королев уставился взглядом в возвышавшийся перед ним Протон. – «Он решил создать супердвигатель на 700-800 тонн тяги на криогенных компонентах топлива. Пусть поковыряется, пока не упрется в стену. Мы уже это проходили».: «Ну а если мы ошибаемся, и он сумеет преодолеть этот порог?»: «Как? Пальчиками перед носом помашет? Не смеши… »
И вот на этом-то основании сторонники фейковости американского проекта делают вывод, что сам Королёв «теоретически обосновал невозможность создания двигателя тягой свыше 700 тонн».
Хотя, если внимательно посмотреть текст тех же «воспоминаний…
«, становится ясным, что фраза вырвана из контекста, речь идёт о космической гонке и неверие Королёва основано на предположении, что для победы над высокочастотной неустойчивостью горения при больших размерах камеры сгорания в однокамерном двигателе требуется значительное время.
Далее, в качестве аргумента, подтверждающего версию о «невозможности», приводится мнение В.П.Глушко.
Н.Лебедев пишет:
как теоретическая, так и практическая НЕВОЗМОЖНОСТЬ создания однокамерного двигателя (F1) на криогенных компонентах топлива тягой в 700 тонн. Об этом говорил Королев (смотри выше), об этом знали все ракетчики-практики.
Откуда взялась «теоретическая» — непонятно.
Однако, у «практической» невозможности, я полагаю, «ноги растут» от мнения В.П.
Глушко, в своё время начинавшего работать с криогенными компонентами (советские аналоги V-2), уткнувшегося в проблему высокочастотной неустойчивости горения и решившего уйти от неё, перейдя к высококипящим компонентам, на которых ему практически удаётся создать однокамерный РД-270 по схеме «газ»-«газ» — к слову, с тягой в 630 т.
Такого же мнения придерживается и сайт www.lpre.de
…в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород—керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости.Лебедев, как работавший у Глушко, конечно же, разделяет его мнение.
Однако же в тех же «воспоминаниях…» Н.В.Лебедев пишет:
В середине 1965 академик Глушко года помог Челомею, не меняя идеи, резко упростить конструкцию, предложив для создаваемой первой ступени ракеты УР-700 двигатель РД-270 с тягой в 630 тонн.
Однако тут есть несколько довольно интересных нюансов — изначально тот же В.П. Глушко говорил о невозможности создания двигателей с тягой свыше 100 тонн, и об этом упоминает тот же Лебедев:
Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой (даже, Н.Л.) свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.
Однако, Фон Браун, как мы с вами знаем, проблему высокочастотной неустойчивости решить сумел, и в основе его технического решения этой проблемы лежат следующие принципы:
Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.
Кроме того, в конструкции форсуночной камеры F-1 применялись антипульсационные перегородки, фактически поделившие одну большую камеру на ряд более мелких по размеру:
Аналогичные решения значительно позднее применялись на отечественных двигателях 14Д22, 14Д21:
Есть ряд отличий от американского решения в относительных размерах перегородок — но ведь существенно отличались и компоненты топлива, и их фазовое состояние, и давление в камере сгорания.
Приведём основные технические характеристики американского ЖРД F-1:
Тяга на уровне моря, тУдельный импульс на уровне моря, секСостав смеси (окислитель/горючее)Степень расширения соплаДиаметр критического сечения, мДиаметр выходного сечения сопла, мДавление в камере сгорания, кг 1см2Температуры газов в камере, °СОхлаждение камеры сгорания и соплаОхлаждение сопловой приставкиУгол отклонения ЖРД, от оси, градГидропривод отклонения ЖРД | 691±1,5%2632,27±2%160,923,6663—653000регенеративное, горючимпленочное, выхлопнымигазами турбины±3работает на горючем высокого давления |
Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.
Сравнение однокамерных ЖРД F-1 и РД-270ЖРД первой ступени «Сатурна-5» и УР-700 или Р-56
- Предназначение Сатурн-5 УР-700/Р-56
- Изготовитель Rocketdyne ОКБ-456 (сегодня НПО Энергомаш)
- Руководитель Роберт Биггс Валентин Глушко
- Разработка 1959-1971 гг. 1962-1969 гг.
- Эксплуатация 1967-1973 гг. нет
- Топливо керосин гептил (несимметричный диметилгидразин)
- Окислитель жидкий кислород тетраоксид диазота
- Соотношение ок/г 2,27 2,67
- Схема открытая закрытая с полной газификацией компонентов
- Давление в КС 7 МПа 26,1 МПа
- Удельный импульс 263 сек (А9-14) 301 сек
- Тяга у земли 6,77 МН (А9-14) 6,272 МН
- Тяга в пустоте 7,77 МН (А9-14) 6,713 МН
- Полная масса 9115 кг 5603 кг
- Сухая масса 8353 кг 4770 кг
ЖРД РД-270, планировался к использованию на первой ступени проектировававшихся в СССР носителей УР-700 или Р-56:
К сожалению, РД-270 так и не вышел на «финишную прямую»:
Второй этап работ проводился после выхода постановления Правительства от 17 ноября 1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.
До конца 1967 было проведено еще 3 огневых испытания, которые показали, что возможен запуск двигателя без порохового стартера. Все испытания имели аварийный исход. Самым удачным был пуск двигателя № УД004, при котором удалось выйти на режим рк ~ 200 атм с продолжительностью работы на этом режиме 2 с.
Всего с 23 октября 1967 г. по 24 июля 1969 г. было проведено 27 огневых испытаний 22 доводочных двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один – трижды. Все испытания были кратковременные, при давлении в камере сгорания до 255 атм. При девяти испытаниях двигатель нормально выходил на основной режим и работал на этом режиме по заданной программе.
Все экспериментальные двигатели включали камеру сгорания с укороченным соплом, оба ТНА и оба ГГ. Регуляторы с целью ускорения начала стендовой отработки отсутствовали.
Испытания проводились на стенде № 2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя.
Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей.
P.S.
Принятые сокращения:
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы.
Источники:
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.
Краткая история развития
Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун.
Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе.
При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.
Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.
Сфера применения
Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:
- наивысший удельный импульс в классе;
- возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
- значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.
- более сложное устройство и дороговизна;
- повышенные требования к безопасной транспортировке;
- в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.
Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.
Устройство и принцип действия
Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.
Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.
Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.
Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.
Система охлаждения
Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:
- Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.
- Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.
- Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».
Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении.
Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.
Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.
Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.
Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства.
Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского.
Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.
Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа.
Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов.
Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.
В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.
Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.
ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.
Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей
В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.
ПОИСК
ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
[c.138]
В камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя специальными насосами подаются жидкое топливо и жидкий окислитель.
В камере сгорания топливо сгорает, а образовавшиеся при этом газообразные продукты сгорания при движении по соплу расширяются по адиабате 12 (рис. 1.32,6).
При работе ракетного двигателя на расчетном режиме давление газов на срезе сопла оказывается равным (точка 2) давлению внешней среды.
[c.63]
Произвести тепловой расчет жидкостного ракетного двигателя с тягой на земле 12 000 кг. Топливо окислитель — 98ч/о-ная азотная кислота, горючее — керосин состава 0 =0,865 =0,135 Ор=0. Коэффициент избытка окислителя а —0,8. Давление в камере сгорания Р2 — 30 ата, давление на срезе сопла / з=0,9 ата. Экспериментальные коэффициенты 9 =0,92 о о = 0,95,
[c.215]
Теплонапряженность современного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) чрезвычайно высока по мощности, приходящейся на единицу объема камеры сгорания, ЖРД в тысячи раз превосходит стационарные тепловые установки.
Такая теплонапряженность ЖРД связана с высоким давлением и температурой газов в камере сгорания, причем развитие и совершенствование двигателей ведет к дальнейшему возрастанию этих параметров.
[c.
356]
Объем жидкого топлива пренебрежимо мал по сравнению с объемом продуктов сгорания.
Кроме того, топливо, являясь жидкостью, практически не сжимается в интервале давлений от р до р2- С учетом отмеченных обстоятельств при описании идеального термодинамического цикла жидкостного ракетного двигателя объемом подаваемого в камеру сгорания топлива, так же как и работой сжатия (при нулевом объеме), пренебрегают. В связи с этим процесс 1-2 сжатия и подачи жидкого топлива в камеру сгорания в идеальном цикле, принимаемый изохорным, совпадает с осью ординат 1-2 на рис. 95, а).
[c.223]
Тепловая защита жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), включающая в себя собственно теплозащиту и охлаждение, — традиционно одна из сложнейших проблем ракетно-космической техники.
Трудности ее решения обусловлены в основном тем, что работа этих двигателей сопровождается весьма высокими температурами, давлениями и скоростями газового потока.
Своей высокой теплонапряженностью они заметно выделяются из всего класса тепловых машин — на современных ЖРД температура продуктов сгорания достигает 4000 К, давление в камере превышает 20 МПа, а скорость истечения газов из сопла составляет около 4500 м/с.
[c.4]
На рассматриваемом этапе в мировом жидкостном ракетном двигателе-строении появился целый ряд новых тенденций освоение новых топлив (высоко- и низкокипящих), появление двигателей нового класса — ЖРД для космических аппаратов создание двигателей с предельно высокими давлениями продуктов сгорания.
Все эти факторы приводили к усложнению проблемы охлаждения, которая в СССР и в США решалась своим путем.
В качестве основного вида охлаждения космических ЖРД в СССР была выбрана схема регенеративного охлаждения, позволяющая существенно повышать удельный импульс за счет повышения давления продуктов сгорания в США такие ЖРД создавались без использования регенеративного охлаждения, при низких давлениях в камерах, но при больших степенях расширения сопла, что позволяло компенсировать в некоторой степени потери в удельном импульсе из-за низких давлений. В целом удельный импульс советских ЖРД для космических аппаратов был выше, чем у американских.
[c.125]
Коэффициент полезного действия 100% не может быть достигнут в атмосфере Земли, так как для этого требуется расширение в вакуум. Процесс расширения должен окончиться тогда, когда давление в невозмущенной струе вытекающей жидкости достигает давления окрул ающей атмосферы при этом в газе остается большое число хаотически движущихся со случайно направленными скоростями молекул, которые не создают полезной тяги. Так как ракетный двигатель использует рабочее вещество, работающее при перепаде давлений между камерой сгорания и окружающей средой, то он может рассматриваться как тепловая машина нри анализе его действия следует принимать во внимание термодинамические процессы. Основным физическим явлением при таком рассмотрении является истечение газообразного вещества через канал с одновременным изменением формы энергии, заключенной в этом веществе. Это может иметь место как при впрыске жидкости в камеру сгорания с последующим выхлопом через сопло для жидкостной ракеты, так и при выделении газа с поверхности твердого вещества для твердотопливной ракеты.
[c.399]
Теперь перейдем к более серьезным проблемам. Как известно, в жидкостных ракетах основную массу их веса составляет жидкое топливо. И это породило множество сложных проблем. Между тем оказывается, решение их лежало на поверхности, вернее, в баке, заполненном жидкостью.
Просто топливные баки ракет нужно разделить на отсеки. Но, опять-таки, это — кажущаяся простота. Решение необходимо обосновать сложными математическими расчетами, определить закономерность явления.
А на оболочку камеры сгорания этого топлива действуют высокие температуры и давления, которые являются переменными во времени и пространстве.
Поэтому для камер сгорания ракетного двигателя, реакторов и трубопроводов атомных станций и других сооружений характерны сильные вибрации, которые способны привести к динамическому разрушению конструкций.
[c.53]
В качестве примера приложения теории, изложенной в этой главе, исследуем распределение давления вдоль камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. На протяжении всей главы мы пренебр бгали величиной скорости газа на входе в сопло во всех
[c.138]
Жидкостный, ракетный двигатель, работающий на жидком кислороде и керосине (соотношение компонентов Ф=0,43854), должен развивать тягу 5000 кг на уровне моря. Давление в камере сгорания принято равным 20 ат. При этом давлении продукты сгорания имеют следующце характеристики [c.140]
Фостер (Foster) [18] использовал реальные ракетные жидкостные двигатели, чтобы провести исследование давления в перерасширенных соплах. На рис. 12.
26 показана обычная кривая отношений площадей и давлений и показаны изменения отношения площадей в плоскости срыва при давлении в камере сгорания согласно кривой на рис. 12.3, для сопла с полууглом раствора 15°.
Абсолютная величина статического давления в плоскости срыва была 5 фунт/дюйм , в то время как внешнее давление было 14 фунт/дюйм .
[c.436]
Ракетные двигатели работают на топливе И окислителе, которые транспортируются вместе с двигателем, поэтому его работа не зависит от внешней среды. Жидкостные ракетные двигатели работают на химическом жидком топливе, состоящем из топлива и окислителя.
Жидкие компоненты топлива непрерывно подаются под давлением из баков в камеру сгорания насосами (при турбонасосной подаче) или давлением сжатого газа (при вытеснительной или баллонной подаче).
В камере сгорания в результате химического взаимодействия топлива и окислителя образуются продукты сгорания с высокими параметрами, при истечении которых через сопло образуется кинетическая энергия истекаюшей среды, в результате чего создается реактивная тяга.
Таким образом, химическое топливо служит как источником энергии, так и рабочим телом.
[c.259]
Большое практическое значение эта проблема имеет при исслё довании неустойчивых процессов в различных двигательных и энергетических установках. Как известно, в жидкостных ракетных двигателях процесс горения в камере сгорания может стать неустойчивым в той или иной степени, что сопровождается колебаниями давления, температуры и скорости потока, продуктов сгорания. Такой неустойчивый режим работы двигателя может привести к увеличению местных значений коэффициентов теплоотдачи как в камере сгорания, так и в сопле двигателя. Вследствии этого температура отдельных элементов конструкций двигателя может увеличиться до предельных значений, при которых происходит его разрушение. ч
[c.3]
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В этих двигателях горючее (например, керосин, спирт, гидразин, жидкий водород) и окислитель (например, жидкий кислород, азотная кислота, перекись водорода) помещаются в отдельных баках. Совокупность горючего и окислителя называется ракетным топливом.
С помощью специальных насосов или под давлением горючее и окислитель подаются в камеру сгорания. Истечение продуктов сгорания происходит через особой формы раструб, называемый соплом (рис. 5).
Иногда двигатель может содержать несколько камер (каждая со своим соплом), объединенных общей системой подачи топлива. Многокамерность позволяет, при той же тяге, уменьшать общую длину двигателя и, в конечном счете, облегчить ракету.
Четырехкамерными, например, являются советские двигатели РД-107 и РД-108, которые используются в советских ракетах Восток с 1957 г. [1.7].
[c.35]
Камерой жидкостного ракетного двигателя называют агрегат ЖРД, в котором компоненты топлива или продукты газогенерации в результате химических реакций преобразуются в продукты, создающие при истечении реактивную силу. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла. В камере сгорания камеры ЖРД температура продуктов сгорания может достигать 4000 К, а давление — 20 МПа и более.
[c.27]
Де Хэвиленд Спектр (фиг. 1.14). Жидкостный ракетный двигатель Де Хэвиленд Спектр — это однокамерная установка, в которой компактно размещены все насосы, клапаны и механизмы управления. В качестве горючего в данном случае используется керосин, а окислителем служит перекись водорода.
Воспламенение инициируется и поддерживается посредством пропускания окислителя через катализатор (серебро), который разлагает перекись водорода на перегретый пар и кислород. Высокое давление и температура, которые при этом создаются в камере сгорания, обеспечивают воспламенение керосина (тепловое воспламенение).
[c.41]
Метод расчета давления в камере сгорания
Увеличение скорости горения топлива и неравномерное распределение давления торможения во входном сечении сопла РДТТ, вращающегося с большой угловой скоростью, оказывают непосредственное влияние на давление в камере сгорания. Приведенные далее зависимости позволяют учесть это влияние при расчете давления в камере сгорания двигателя, схема которого представлена на рисунке 19.1.
Воздействие перегрузок приводит к увеличению скорости горения не на всех горящих поверхностях вращающегося заряда, а лишь на тех, для которых перегрузки направлены по внутренней нормали к поверхности.
Это объясняется тем, что только такие поверхности подвержены воздействию твердых частиц. В двигателе рассматриваемой схемы возрастание скорости горения будет наблюдаться на поверхности внутреннего канала, продольная ось которого совпадает с осью вращения.
Вместе с тем, вращение РДТТ не будет влиять на скорость горения топлива на наружной поверхности заряда.
Рассмотрим метод параметров рабочего расчета вращающегося РДТТ применительно к параметрам рабочего процесса, осредненным по свободному объему камеры сгорания. Такой расчет базируется на использовании приведенных выше зависимостей для расхода от угловой скорости вращения РДТТ и скорости горения.
Осреднение параметров рабочего процесса по свободному объему камеры сгорания обосновано следующими обстоятельствами. Во-первых, влияние вращения на давление продуктов сгорания вдоль оси канала заряда не позволяет, строго говоря, использовать для расчета их параметров рабочего процесса зависимости одномерной теории течения.
Во-вторых, при большой угловой скорости вращения РДТТ изменения скорости горения топлива и расхода продуктов сгорания сильнее сказываются на давлении, чем изменения параметров потока по длине канала.
При стационарном режиме работы двигателя для определения среднего по свободному объему камеры сгорания давления р, принимаемого равным рп, используем уравнение закона сохранения массы в виде равенства прихода и расхода:
Если при отсутствии вращения РДТТ топливо имеет степенной закон горения, то с учетом вращения газоприход в двигателе рассматриваемой схемы можно выразить следующим образом:
где SBH, SHap — площадь горящей поверхности внутреннего и наружного канала заряда; s — коэффициент, учитывающий влияние вращения на скорость горения.
Коэффициент с может быть определен по зависимости где
В, ?, — термохимические константы твердого топлива; N — коэффициент от центробежных сил; Хн — коэффициент теплопроводности конденсированных частиц.
Из соотношений (19.22), (19.23) следует условие сохранения массы с учетом явлений, возникающих при вращении РДТТ:
В уравнение (19.25) входит коэффициент ip, учитывающий влияние вращения заряда РДДТ на скорость горения топлива и расход продуктов сгорания. Величины SBtl и SHap для двигателя рассматриваемой схемы (рис. 19.1) вычисляются по зависимостям:
- где евн, енар — толщина сгоревшего свода внутреннего и наружного каналов заряда.
- Изменения евн и енар во времени рассчитываются по формулам:
- Коэффициент центробежной перегрузки N, используемый при определении коэффициента s из уравнения (19.24), вычисляется по формуле
коэффициент v|/p рассчитывается по формуле (19.21).
При этом числа М и Re определяются по зависимостям:
где п — число сопел.
Соотношения (19.25),(19.29) и (19.21), (19.24) образуют в совокупности систему уравнений, в результате интегрирования которой можно найти изменение давления р во времени t при известном законе соврС
Интегрирование проводится численными методами при следующих начальных условиях: евн = 0, енар = 0, при t = 0.
Пренебрегая слабой зависимостью |/р от числа Re и принимая во внимание (19.25), получим аналитическую зависимость для определения давления
При изменении формы заряда зависимости для определения его геометрических характеристик естественно изменяются, но общий методический подход к расчету давления в камере сгорания вращающегося РДТТ будет аналогичным выше изложенному. Учитывая соотношение
давление р можно представить как функцию времени.