М. В. ДОБРОВОЛЬСКИЙ
ЖИДКОСТНЫЕ
РАКЕТНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Допущено
Министерством высшего и среднего
специального образования РСФСР
в качестве учебника для вузов
ИЗДАТЕЛЬСТВО
«МАШИНОСТРОЕНИЕ»
Москва 1968

УДК 629.76.03@75.8)
В книге изложены основы проектирования жидкостных ракет-
ракетных двигателей (ЖРД). Рассматриваются вопросы проектирования
камеры двигателя и двигательной установки в целом. Даются основ-
основные положения теории, методы расчета и описание узлов и агрега-
агрегатов двигательных установок с ЖРД.
Излагаются процессы расширения газов в соплах, смесеобразо-
смесеобразования и теплообмена, а также методы профилирования сопел, рас-
расчета форсунок, определения форм и объема камеры сгорания. Про-
Проводится анализ работы установок с открытой и замкнутой схемами.
Рассматриваются системы подачи с турбонасосными агрегатами и
вытеснительные системы подачи с газовым, пороховым и жидкост-
жидкостным аккумуляторами давления.
Большое внимание уделяется работе установок с замкнутой
схемой и методам энергетической увязки таких схем. Приводятся
примеры двигательных установок, в частности, дано описание дви-
двигательной установки ракеты «Восток».
В книге приведены фактические данные по конструкциям, при-
применяемым топливам и материалам и их характеристикам на осно-
основании зарубежных и отечественных публикаций. Примеры расчетов
имеют чисто методический смысл и не относятся к какому-либо опре-
определенному типу двигателя.
Книга является учебником для студентов вузов и может быть
полезна также инженерам и аспирантам, специализирующимся в об-
области ракетной техники.
Табл. 19, иллюстр. 281, библ. 153 назв.
Рецензенты д-р техн. наук, проф. Ф. Л. Якайтис, д-р техн. наук, проф. С. Д. Гришин
и канд. техн. наук, доц. Ю. В. Крылов
Редактор инж. М. А. Колосов
3-18-6
5-68

ПРЕДИСЛОВИЕ
Прошло более десяти лет с тех пор, как первый советский ис-
искусственный спутник Земли открыл эру завоевания космического про-
пространства. Важнейшим элементом ракетно-космических систем являются
двигательные установки с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД),
которые обеспечили не только полеты с недостижимой ранее скоростью
в пределах земной атмосферы, но и возможность полета в космическое
пространство.
Несмотря на кажущуюся простоту ЖРД, идея которого была вы-
высказана К. Э. Циолковским свыше 70 лет назад, создание таких двига-
двигателей потребовало знаний и опыта, соответствующих современному
уровню науки и техники, широкого внедрения методов гидродинамики,
газовой динамики и теории теплообмена в инженерные расчеты.
Современная двигательная установка с ЖРД представляет собой
сложную систему, работа узлов и агрегатов которой взаимосвязана.
Поэтому проектирование того или иного агрегата нельзя вести изолиро-
изолированно, без учета конструкции и работы остальных элементов Остановки,
что создает определенные трудности и при изложении соответствующего
материала.
В настоящем учебнике делается попытка систематического изло-
изложения основ проектирования камер двигателя и двигательной установки
в целом. По содержанию книгу можно разделить на две части: главы
I—V, в которых излагаются основные вопросы проектирования камер
двигателя, и главы VI—IX, в которых рассматриваются основные вопро-
вопросы проектирования двигательной установки в целом.
Предполагается, что студенты, изучающие настоящий курс, знако-
знакомы с основами ракетной техники и теорией рабочих процессов в ЖРД.
Однако для большего удобства работы над книгой, в первой главе крат-
кратко изложены основные понятия, которые используются при рассмотре-
рассмотрении тех или иных вопросов проектирования ЖРД. Для лучшего пони-
понимания рабочих процессов и особенностей расчета элементов ЖРД основ-
основные методы расчета иллюстрируются примерами.
Ввиду ограниченного объема книги некоторые вопросы (турбона-
сосные агрегаты, регулирование и др.), рассматриваемые в специальных
908 3

учебниках или пособиях, излагаются в сжатой форме. При этом даются
только основные положения, необходимые для правильного подхода к
проектированию установки в целом. Автор стремился избегать матема-
математических выкладок в случаях, когда они не могут быть использованы для
непосредственных расчетов тех или иных элементов двигательной уста-
установки.
При написании учебника автором были систематизированы сведения,
опубликованные в периодической печати и книгах, а также использованы
ранее опубликованные работы автора.
Автор выражает глубокую благодарность профессорам С. Д. Гри-
Гришину, Ф. Л. Якайтису и доценту Ю. В. Крылову за ценные замечания
и рекомендации, сделанные при рецензировании книги, а также профес-
профессору Г. Б. Синяреву за ценные советы, данные при совместном обсужде-
обсуждении книги.
Автор просит читателей сообщать свои отзывы и критические заме-
замечания по адресу: Москва, К-51, Петровка, 24, издательство «Машино-
«Машиностроение».

Глава
I
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЖРД
В настоящей главе приводятся основные понятия и соотноше-
соотношения между параметрами, которые необходимо знать для изучения основ
проектирования ЖРД. При этом предполагается, что читатель знаком
с основами ракетной техники и теорией рабочих процессов в камере
ЖРД, вследствие чего приводимые ниже понятия и соотношения даются
конспективно, без выводов. Интересующиеся могут более подробно по-
познакомиться с выводом и анализом приводимых соотношений в работах
[25], [14], [2].
1.1. КЛАССИФИКАЦИЯ ЖРД ТОПЛИВА
Жидкостным ракетным двигателем называется ракет-
ракетный двигатель, использующий жидкое топливо.
Жидкое горючее и жидкий окислитель из баков подаются в камеру
двигателя, где в результате сгорания топлива образуются газообразные
Скоростная камера
Изобарическая
' камера
Рис. 1.1. Схема и цикл жидкостного ракетного двигателя
продукты высокой температуры (рис. 1. 1). В сопле они расширяются от
давления в камере до давления на срезе^сопла и вытекают в окружаю-
окружающую среду с большой скоростью. Истечение газов из сопла является
причиной возникновения реактивной силы двигателя.
Классификация ЖРД
Тип ЖРД принято определять по какому-либо характерному призна-
признаку (топливо, схема установки, способ подачи, назначение и т. д.). На
рис. 1.2 приведена схема классификации ЖРД по основным характер-
характерным признакам. Работа ЖРД с различными схемами, способами подачи,
конструктивными элементами, условиями эксплуатации, а также основ-
основные свойства и типы применяемых-топлив изложены в последующих раз-

По
Ж
Р
А
топливу
По
схеме
По системе
подачи
По
назначению
ДВухкомпо -
нентные
Однокомпо-
нентные
Кислородные |
-^Дзотнокислотные [
-\перекисеводородныё~\
Фтористые \
и т.д.
Водородные ""}
Керосиновые \
Диметилгидра-\
зиноВые I
и т.д.
\Перекисеводородные\
С открытой
схемой.
С замкнутой
схемой
г-\ЛерекисеЬ
j-| Гидразс
f и т.д.
По способу
Турбонасосная
получения
рабочего
тела
ГидразиноВые
ЖГГ
ПГГ
Пар из системы
П У П П MS Л Р
U А Л LL Л\ U ь
1ения
Отбор газа из
камеры
а т. д.
Вытеснительнаяу
-\Ракеты-носители\
-\Баллист. ракетьГ\
~| Метеорол. ранеть\
Газобаллонная
ЖЛД
J
пяд
-\Носмич. корабли |
Самолетные |
3
Т о рп еоы
По условиям fi 0дноразовИс\
эксплуатации Ц Многоразовые |
По конструкции
отдельных элементов
—\Самовытеснительная\
и т.д.
и т.д.
-^Охлаждаемые
--| Неохлатда емые
-\0д] нонамерньТТ
-\МногокамерныёГ
Н Сопло круглое
! Сопло с централь-
1 ным телом
Рис. 1.2. Классификация ЖРД

Рис. 1. 3. Ракета «Восток»
Рис. 1.4. Схема ракеты-носителя «Сатурн» с кос-
космическим кораблем «Аполлон» и системой ава-
аварийного спасения (САС):
/—первая ступень; 2—переходник между первой и вто-
второй ступенью; 3 — вторая ступень; 4 — переходник между
второй и третьей ступенью; 5—третья ступень; 6—при-
6—приборный отсек; 7—лунная кабина космического кораб-
корабля; 8—двигательный отсек; 9—космический корабль
«Аполлон»; 10—САС; //—отсек экипажа; 12—переходник
между ракетой-носителем и космическим кораблем
1
«о
1
s?
a'
»
5
4
2
t
10
« it
1
1
Hi
1
i
dm
1 1
л f
I
II
i
J
id
i

делах книги. Поэтому здесь мы не будем останавливаться на описании
приведенной схемы по отмеченным признакам. Рассмотрим только обла-
области применения ЖРД.
Области применения ЖРД
Основное применение ЖРД находят как двигатели ракет, откуда
и происходит название: жидкостные ракетные двигатели.
Они являются основным типом двигателей ракетоносителей
спутников или космических кораблей. На рис. 1.3 показана трехступен-
трехступенчатая ракета «Восток», которая использовалась для вывода на орбиту
космического корабля с космонавтом Ю. А. Гагариным. На рис. 4.29
Рис. 1.5. ЖРД для системы ориентации:
а—тяга 90 кГ (883 «); б—тяга 7,2 кГ G0,6 н)
показана двигательная установка первой ступени ракеты «Восток» —
жидкостный ракетный двигатель РД-107. На рис. 6.7 показан жидкост-
жидкостный ракетный .двигатель РД-119 «Космос» для второй ступени ракеты-
носителя «Космос». На рис. 1.4 показана схема трехступенчатой ракеты-
носителя «Сатурн-V» с космическим кораблем «Аполлон», предназна-
предназначенным для полета на Луну. Тяга двигательной установки первой сту-
ступени 3400 Т (~3,4 Мн). На рис. 6.32 представлена компоновочная схема
двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.
Широко используются ЖРД в баллистических ракетах дальнего
действия (БРДД) и среднего радиуса действия, антиракетах, ЗУР, а
также в метеорологических ракетах. На рис. 6.31 показана компоновоч-
компоновочная схема двигательной установки БРДД «Атлас».
ЖРД являются также одним из основных типов двигателей, ис-
используемых в космических кораблях в качестве тормозных и в системе
ориентации (рис. 1.5). На рис. 9.6 показана схема установки для кор-
корректировки скорости космического корабля.
Кроме использования в ракетных системах, ЖРД нашли примене-
применение и как двигатели неракетных систем. ЖРД устанавливаются на са-
самолетах как в качестве основных двигателей, так и в качестве ускори-

телей старта (рис. 1.6). Известно также применение ЖРД как
двигателей торпед.
Рис. 1.6. Самолетный ускоритель РД-1-ХЗ
Топлива
В отличие от обычных тепловых машин, где часто топливом назы-
называют горючее, в ЖРД топливо — это ок и ел ител ь + гор ю ч е е.
При заданных окислителе и горючем свойства топлива опреде-
определяются их соотношением, которое характеризуется коэффициен-
коэффициентом избытка окислителя.
где vo и v — стехиометрическое и действительное отношение расхода
окислителя к расходу горючего соответственно. Величина а существен-
существенно влияет на основные характеристики топлива.
В ЖРД различают топлива самовоспламеняющиеся, т. е.
воспламеняющиеся при соприкосновении окислителя с горючим, и не-
несамовоспламеняющиеся, т. е. требующие постороннего источ-
источника воспламенения. Различают также двухкомпонентные и
одно компонентные (унитарные) топлива.
В ЖРД почти исключительно применяются двухкомпонентные топ-
топлива. Однокомпонентные топлива используются главным образом для
привода ТНА (в системах с ПГГ) и в некоторых двигателях малых тяг
[например, двигатели системы ориентации космических кораблей (см.
рис 9. 1)J.
По условиям эксплуатации топлива разделяют на топлива в ы с о-
кокипящие и низкокипящие (криогенные), компоненты
которых при нормальных условиях являются сжиженными газами (на-
(например, кислород, водород, фтор).
Требования к топливам ЖРД можно разделить на три группы:
а) основные, б) конструктивные, в) эксплуатационные.
Основные требования определяются главной задачей — получени-
получением наибольшей удельной тяги при возможно меньшей массе двигатель-
двигательной установки. Окончательно их формулируют так: топливо должно об-

ладать большим запасом химической энергии и высокой плотностью,
а продукты сгорания топлива — хорошими термодинамическими свой-
свойствами (значения газовой постоянной, показателя изэнтропы и т. д.).
Конструктивные и эксплуатационные требования определяются за-
задачей создания надежной, удобной в эксплуатации и по возможности
дешевой двигательной установки. В соответствии с этими требованиями
оцениваются физические свойства топлива, охлаждающие свойства,
способность к самовоспламенению и пределы воспламеняемости, хими-
химическая стойкость, взрывоопасность, агрессивность по отношению к ме-
металлам, токсичность, температуры кипения и плавления и, наконец,
стоимость топлива.
Таким образом, к компонентам топлива предъявляются многочис-
многочисленные и разнообразные требования, которые одновременно не удовлет-
удовлетворяются ни одним из компонентов, хотя исследуется возможность ис-
использования в топливах почти всех элементов периодической системы
Менделеева [23].
В ЖРД основными компонентами применяемых топлив являются
окислители на основе кислорода (чистый кислород или его соединения)
и горючие на основе водорода и углерода (углеводороды, азотноводо-
родные соединения, чистый водород). В ближайшем будущем можно
ожидать применения фтора и его соединений в качестве окислителя и
соединений бора, бериллия, лития в качестве горючих.
В табл. 1.1, 1.2 и 1.3 приведены некоторые основные свойства
окислителей, горючих и топлив.
Таблица 1.1
Основные физико-химические свойства некоторых окислителей ЖРД
Окислитель
Кислород жидкий
Фтор жидкий
Азотная кислота
Четырехокись азо-
азота
Перекись водоро-
водорода
Озон
Моноокись фтора
Вода
СО
ческ
ула
К С
о2
F2
HNO3
N2O4
Н2О2
О3
OF2
НоО
Си
^—i 3
< к
32
38
63,016
92,016
34,016
48
54
18,016
Полное
теплосодержание
со
—96,9
—79
—657
—73,3
—1310
+629
+53
—3798
«о
Ыол
кал^
—3100
—3000
—41404
—6740
—44500
+30200
+2860
—68370
го
1
—402
—331
—2780
—303
—5480
+2635
+222
—15880
.Л
IOCTI
°-2.
си §
1140
1510
1510
1450
1440
1700
1520
1000
ч
Ко
54,35
55,16
231,56
261,96
272,26
21,76
49
273,16
кип
к
Ко
90,16
85,16
359,16
294,36
423
(разл)
161,66
128
373,16
cd
(ДОЛ
0,11
13,2
0,26
0,18
1,1
—
—
—
1.2. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ЖРД
Здесь и в дальнейшем параметры, относящиеся к камере ЖРД,
обозначим в соответствии с протеканием цикла ЖРД и характерными
сечениями (см. рис. 1.1). Мы будем относить все параметры камеры
сгорания к сечению «2», т. е. давление в камере сгорания, температуру,
плотность и т. д. будем обозначать рх, ?V, Q2 и т. д. В случаях, когда
учитывается разгон газа в камере, будем использовать параметры за-
заторможенного потока.
10

Таблица 1.2
Фи&ико-химйческие сЬойства некоторых Горючих ЖРД
Горючее
Керосин
Водород
Анилин
Триэтиламин
Ксилидин
Аммиак
Гидразин
Гидразин гидрат
Несимметричный ди-
метилгидразин (НДМГ)
Пентаборан
Метилгидразин
Химическая
формула
^7,2107Н 13,2936
Н2
C6H5NH2
(С2Н5K N
С6Н3 (СН3J NH2
NH3
N2H4
(NH2J H2O
(CH3J NNH2
вбн9
CH3NHNH2
Молеку-
Молекулярный
вес
100 (уел)
2,016
93,130
101,194
121,184
17,032
32,048
50,06
60,102
63,172
" 46,074
Полное теплосодержание
ккал\кг
—437,5
—918
+90,8
—145,7
—69,6
—1001,5
+376,1
—ездб
+ 185
+ 123
+292
ккал'моль
—43750
—1850
+ 8450
—14,717
—8420
—17050
+ 12050
—1260
+ 11125
+7800
+ 13445
кдж/кг
—1830
—3850
+380
—610
-292
—4190
+ 1575
—265
+774
+515
+ 1220
Плотность
кг/мЪ
834.7
71
1022
728
978
680
1010
1030
785
630
880
т
J пл
°к
213
13,76
266,96
158,36
219
195,36
274,56
233
215
226,56
220,76
Т
°кп
423—588
20,46
457,56
362,66
489
239,76
386,66
391,66
336
331
360
Стоимость
1 кг
(доллары)
0,033
—
—
—
—
0,09
4,4
—
3,3
—

Таблица 1.3
Основные свойства некоторых топлив ЖРД ( — =70 J [2], |8], [25], [32J, |35]
\Рг /
Окислитель
Жидкий кислород
Жидкий фтор
Трехфтористый хлор
Горючее
Этиловьтй спирт
Керосин
НДМГ
Аммиак
Гидразин
Аэрозин*
Хайдин**
Водород
Водород
Гидразин
Аммиак
НДМГ
Гидразин
Аэрозин*
Хайдинь*
Керосин
НДМГ
KZ0K
V
KZ-p
1,48—1,8
2,24—2,73
1,39—1,83
1,3—1,4
0,74—0,90
1,07—1,37
1—50—1,80
3,40—4,02
4,54—23,7
1,83—2,40
2,80—3,40
2,16—2,94
2,27—3,11
2,62—3,20
3,14—12,8
2,53—3,28
То
°к
3300—3400
3550—3700
3450—3620
3050—3100
3300—3400
3380—3500
3490-3600
2700—3100
4060—4830
4490—4690
4400—4560
3670—3920
3510-3820
3^20—3730
3500—3440
3020-3770
Руд (равновесное расширение
кГ- се к \кг
287
298
310
294
313
312
306
391
410
363
357
345
294
287
276
258
280
при vopt)
н-се к/кг
2820
2930
3040
2890
3080
3070
3000
3840
4020
3560
3500
3390
2890
2820
2710
2530
2750
кГ-сек/л
285
308
304
261
335
319
312
172
305
478
422
444
417
395
386
388
н-сек\л
2800
3020
2980
2560
3290
3130
3070
1690
2990
4690
4140
4390
4090
3870
3780
3800
f
сек
170—175
180—185
185—190
179—183
190—194
189—193
185—187
245—165
258—234
218—225
215—220
180—185
160—179
168—173
158-145
170—175
м/сек
1669—1716
1765-1815
1815—1864
1756—1795
1864—1904
1853—1893
1815—1835
2405—1619
2530—2295
2140—2220
2120—2160
1765—1815
1570—1756
1648—1694
1550—1423
1669—1716
* Аэрозин — смесь 50% НДМГ и 50% гидразина.
** Хайдин —смесь 60% НДМГ и 40% гидразина,

Продолжение
Окислитель
Азотная кислота
(980/6)
Четырехокись азота
Перекись водорода
(95%)
Горючее
Керосин
Тонка 250'**
Анилин (80%) Ч-фурфури-
ловьш спирт B0%)
Керосин
НДМГ
Аэрозин*
Хайдин**
Метилгидразин
Гидразин
Керосин
Гидразин
кгок
v
кгГ
5,0—5,80
4,50—4,60
3,80—3,90
3,46—4,50
2,12—2,95
1,62—2,15
2,20—2,95
2,0—2,50
1,08—1,42
6,35—7,58
1,84—2,20
°К
2900—3000
2950—3000
3000—3050
3350—3450
3290—3410
3230-3350
3270—3400
3330—3360
3130—3260
2900—2950
2820—2850
Руд (равновесное расширение
при vopt)
кГ'Сек/кг
235
240
230
276
285
288
282
287
292
273
282
н-сек/кг
2310
2360
2260
2710
2800
2830
2770
2820
2860
2680
2770
кГ-сек/л
310
315
315
348
339
348
347
347
357
355
355
н- сек 1л
3040
3090
3090
3420
3330
3420
3410
3110
3500
3480
3480
Р
сек
155—157
155—160
155-158
165—168
173—170
176—175
172—174
178—173
180—183
167—170
174—176
м/сек
1522—1541
1522—1570
1522—1550
1619—1648
1694—1669
1726—1716
1689—1707
1746—1694
1765—1795
1638—1669
1707—1726
* Аэрозин —смесь 50% НДМГ и 50% гидразина.
** Хайдин —смесь 60% НДМГ и 40% 1идразина.
*** Тонка 250 — смесь 50% ксплицнна и 50% трнэт ила мина.

Тяга и удельная тяга
Тяга и удельная тяга являются важными параметрами ЖРД- Фор-
Формула тяги при допущении об одномерном течении газа по соплу ЖРД
имеет вид
где Я —тяга;
G — расход топлива;
рг; w3; /3 —давление, скорость и площадь сечения на срезе сопла;
рн — давление окружающей среды.
При рг = ря двигатель работает на расчетном режиме, и тяга на рас-
расчетном режиме
Сияй У П ^3 П /1 О\
7' ( }
Если рн=0, т. е. когда двигатель ра-
работает в пустоте, то тяга в пу-
пустоте
чоо
300
200
то
A.3)
280
360
2750
3530
4320
• кГ-ce/f
п ру
' н-сен
кг
Рис. 1.7. Влияние удельной тяги на
начальную массу системы
ИЛИ
При рз>Рп или рз<Рн двигатель ра-
работает соответственно на режимах
недорасширения и пере-
перерасширения.
Удельная тяга, т. е. тяга,
отнесенная к секундному расходу
топлива,
Р =*-
УД q
A.4)
На расчетном режиме
р ^з_
A.5)
Вводя понятие эффективной скорости истечения те, удель-
удельную тягу на любом режиме можно выразить аналогично формуле A.5)
Р —
где
A.6)
A.7)
Удельная тяга является одним из важнейших параметров работы ЖРД,
так как от ее величины в конечном счете зависит весовая отдача ра-
ракетной системы (отношение полезной нагрузки к стартовой). На рис. 1.7
приведен расчетный график изменения начальной массы системы для
запуска спутника массой в 5,5 т в зависимости от удельной тяги.
В тепловых двигателях часто используют понятие удельного
расхода топлива, т. е. расхода топлива в единицу времени при тяге
в 1 кГ.
f _(}_ 1 _3600 кг /час ,. ~,
УД~~ Р~р7л~~^л~ "Г
14

Поскольку удельный расход в ЖРД однозначно связан с удельной тягой,
понятие (Зуд используется редко.
Основные соотношения ЖРД
Основными соотношениями, служащими для оценки работы ЖРД
и определения его характеристик, являются: удельный импульс р, коэф-
коэффициенты тяги К и Дп и степень уширения сопла /з//кр.
Удельный импульс давления в камере сгорания р (или комп-
комплекс ,6)
Р = ^Р- 0-9)
Если выразить р как отношение /Кр/?2 к весовому расходу, то р будет
иметь размерность скорости м/сек. Поэтому в западной литературе
удельный импульс обычно называют характеристической ско-
скоростью и обозначают с*.
Теоретическое значение р рассчитывается по полученному из урав-
уравнения расхода выражению
Здесь
л + 1
2 \2(л-1)
/2+1
A.10)
A.11)
п — показатель политропы расширения продуктов сгорания от р2
до /?Кр.
Величины V HqT2 и Ап зависят от рода топлива и почти не зависят
от других параметров работы двигателя (в пределах 1—2%). Поэтому
приближенно считают, что теоретически р зависит только от рода топли-
топлива к является постоянной термодинамической характе-
характеристикой данного топлива. Для данного топлива величина ком-
комплекса р зависит только от качества протекания процессов в камере сго-
сгорания и не зависит от процессов в сопле. Таким образом, для данного
топлива р является характеристикой, определяющей работу только
камеры сгорания.
Коэффициент тяги сопла К (или коэффициент тяги)
/кр/^2
Коэффициент тяги показывает во сколько раз тяга двигателя больше
основной составляющей силы тяги /Кр/?2. Поэтому иногда К называют
безразмерной тягой. Теоретическое значение К рассчитывается по полу-
полученному из формулы тяги выражению
К = 2
X
«из—1
2А2из
1
/РАп*з
\Р2 '
№
— Ря
Р2
"из 1
\ "из
A.13)
где Лиз — средний показатель изэнтропы расширения.
15

Удобнее использовать ко эф фиц иент тяги в пустоте /Сп:
/Сп = -А-. A.14)
При /?н = 0 расчетное выражение для /Сп получим из уравнения A.13):
О \ г — 1
ИЗ \/
X
1+
^ "из
Р2,
1— —
A.15)
Как видим, /Сп не зависит ни от работы камеры сгорания, ни от внеш-
внешних условий (рн) и является характеристикой, определяющей только
работу сопла камеры.
В соответствии с формулами A. 1) и A.3) К и /Сп связаны зависи-
зависимостью
/
A.16)
кр
откуда с учетом равенства A. 12) получаем выражение для определения
на основе опытных данных действительного значения
/еп.д = Яд+/з/\ A.17)
/кр/Ъ
где Рд — замеренная действительная тяга двигателя. Сопоставляя вы-
выражения A.9), A.12) и A.14), получаем формулы для определения
/ уд и г уд ц:
РУА=$К\ Руяп=г^Кп. A.18)
Степень уширения сопла /3 (или просто уширение)
определяется как отношение
A.19)
кр
Эта величина не только определяет размеры сопла, но и характеризует
основные параметры работы сопла рг*/рз, Mz (или скорость оу3), Q2*/Q3.
(Здесь и в дальнейшем звездочкой «*» обозначены параметры затормо-
заторможенного потока). Связь между основными параметрами определяется
известными из газовой динамики соотношениями:
1
/ 2 \пиз~1 /~
f Ua + l/ ?
3
или
A.20)
A.21)
16

A.22)
*=! mS;
Qs
2
A.24)
A.25)
A.23)
Сопоставляя приведенные вы-
выражения, мы видим, что уширение
сопла однозначно определяет любой
из основных параметров работы
сопла. Отношение
Рз
A.26)
/кр
а
7/7
to
А
//у.
W
'л
А
/
/
у
у
У
о
J
/
у
у
^^
1
/
у
/
,—\
у\
>
W
1,20
1.25
1,30
1,35
100
200 300
500
Рис. 1.8. Зависимость ///Кр=/ I—, ли3
называют степенью расшире-
расширения сопла. Как мы видим из вы-
выражения A.20), степень расшире-
расширения б при заданных топливе (т. е.
пш) и уши рении сопла /3 не
зависит от изменения дав-
давления в камере сгорания.
Соотношения A.20) — A.25), очевидно, справедливы не только для
определения параметров на срезе сопла, но и позволяют определить
Р2*/р, М (или w), Q2*/q в любом сечении сопла с /=///кР. Используя ука-
указанные соотношения, можно определить изменение р, w9 q, T по длине
сопла. На рис. 1.8 приведены графики изменения уширения в зависимо-
зависимости от отношения р2*/р и изэнтропы расширения пш.
Характеристики ЖРД
В ЖРД различают два основных типа характеристик: дроссельные
и высотные.
Дроссельной (или расходной) характеристикой называет-
называется зависимость тяги Р или удельной тяги Руд от расхода компонентов G
при постоянной высоте.
Высотной характеристикой называется изменение тяги Р или
удельнрй тяги Руд в зависимости от высоты работы двигателя Н (или
от давления окружающей среды рн) при постоянном расходе.
Уравнение дроссельной характеристики P=f(G) получаем из фор-
формулы тяги A.1), преобразованной с учетом соотношений A.9) и A.26) и
принимая /?2 = Р2*:
/кр
A.27)
Поскольку сумма, заключенная в скобки, и член /Зрн от расхода не за-
зависят, уравнение характеристики имеет вид уравнения прямой
17

На рис. 1.9, а представлены дроссельные характеристики, построенные
по-уравнению A.27) для двигателей с различной степенью расширения
и на рис. 1.9, б —для двигателей, работающих у земли (Рн = Ро) и в
пустоте (Рн = 0). При значительном уменьшении расхода по сравнению
с расходом на расчетном режиме произойдет отрыв потока от стенок
7
t/
У
а)
Sl 8"
«г
б)
Рул1
д)
Рис. 1.9, Характеристики ЖРД:
а, б—дроссельные характеристики тяги (P=f(G)); в, г—дроссельные характеристики удельной
тяги (Руд=/(<5)): д, е—высотные характеристики
сопла (см. § 2. 7)\ В этом случае уравнение A.27) не будет справедли-
справедливым и действительная характеристика пойдет в начало координат, как
показано пунктиром.
Дроссельная характеристика изменения удельной тяги получается
из формулы A.27):
уд
/кр
При работе двигателя в пустоте (Рп =
У g /кр
A.28)
A.29)
18

т.е. удельная тяга в пустоте не зависит от расхода.
На рис. 1.9, в, г показаны дроссельные характеристики PYJl=f(G)
и Pyjj,.n=f(G) для двигателей с различной степенью расширения и для
двигателей, работающих на разной высоте.
Зависимости тяги или удельной тяги от высоты полета (высотная
характеристика) определяются непосредственно по формулам
A.1) или A.4), в которых с изменением высоты изменяется только рп-
Из сопоставления этих формул видно, что характеристики тяги и удель-
удельной тяги по высоте отличаются только масштабом (рис. 1.9, ?). Высот-
Высотные характеристики тяги или удельной тяги по высоте работы для двига-
двигателей с различными уширениями показаны на рис. 1.9,C.
1.3. СИСТЕМЫ КОЭФФИЦИЕНТОВ ПОТЕРЬ.
РАСХОД ТОПЛИВА И ОСНОВНЫЕ РАЗМЕРЫ СОПЛА
Системы коэффициентов для оценки качества процессов в ЖРД
Для оценки качества протекания процессов в ЖРД можно исполь-
использовать либо коэффициенты полезного действия, оценивающие совершен-
совершенство преобразования исходной энергии в полезную работу, либо коэф-
коэффициенты, оценивающие потерю удельной тяги (импульса) вследствие
некачественного протекания процессов преобразования энергии.
В первом случае это будут так называемые энергетические
коэффициенты (КПД), во втором — импульсные коэффи-
коэффициенты.
В ЖРД более распространены импульсные коэффициенты, рассмат-
рассматриваемые ниже. Энергетические коэффициенты подробно освещены в ра-
работах [14], [25].
Если обозначить ф коэф ф ици ент потерь удельной тяги,
то действительную удельную тягу можно определить как
^Уд.д = ?^уд. < A.30)
Потери удельной тяги в общем случае определяются потерями в камере,
в сопле и на тепловое сопротивление,'котррые мы будем оценивать со-
соответственно коэффициентом потерь в камере <рк, коэф-
коэффициентом сопла <рс и коэффициентом потерь на
тепловое сопротивление фТепл, так что
?=?K?ciw 0-31)
Выше мы отметили два основных параметра, определяющих процессы
в камере сгорания и в сопле: комплекс р и Кп- Отличие действительного
значения комплекса рд, полученного на основании опытных данных по
формуле A.9), от рассчитанного по уравнению A. 10) свидетельствует
о некачественности организации и протекания процессов в камере сго-
сгорания, т. е. о потерях в камере сгорания (подробно см. § 3. 6). Таким об-
образом
*«=-§*•¦ • * а-32)
Если при сравнении расчетного и действительного значений ком-
комплекса р действительный расход установить равным расчетному и расчет
р проводить при действительном значении /кр, т. е. принять GA=G и
/ кр.д — / кр> ТО
<Рк = ^ = — • (L33>
Р Р2
19

Таким образом, фк характеризует величину потерь давления вследствие
некачественнрсти процессов. Поэтому фк часто называют коэффици-
коэффициентом полноты давления.
Подставив в уравнение A.32) значения р по формуле A.10), по-
получим
откуда, принимая /?2д=^2,
Формула A. 34) позволяет при известном или заданном фк приблизитель-
приблизительно оценить уменьшение расчетной температуры в камере сгорания вслед-
вследствие потерь в ней.
Потери в камере складываются из двух видов потерь: потерь на не-
неполноту сгорания вследствие некачественного протекания процессов пре-
превращения топлива в продукты сгорания (см. § 3.1) (эти потери не под-
поддаются точному учету, обычно определяются экспериментально и харак-
характеризуются коэффициентом неполноты сгорания фсг); потерь на неравно-
неравномерность распределения по сечению камеры соотношения компонентов
и расходонапряженности, выражаемых коэффициентом неравномерно-
неравномерности фн. Таким образом,
Тк^ТсгТн- О-35)
Общие потери в камере сгорания находятся в пределах фк = 0,95-^-0,99.
Потери в сопле определяются как отношение действительного зна-
значения коэффициента тяги в пустоте Кп.д, определенного на основании ре-
результатов опытных данных по формуле A. 17), к теоретическому, рас-
рассчитанному по формуле A.15):
<Рс=^ьа-. 0-36)
Они в общем случае складываются из потерь на рассеивание потока
(фрас), на трение (фтр), входных (фвх), на неравновесность процесса рас-
расширения (фнер), на неадиабатичность (ф0Хл), а также из потерь, связан-
связанных с наличием пограничного слоя (фСуш), и потерь при расширении двух-
двухфазного потока (фф). Таким образом,
Тс трасТтртвхТнертохлТсужтф* (*¦• &' )
(Подробно см. § 2.2).
Потери на тепловое сопротивление имеют место только при скорост-
скоростной камере сгорания. Расчет их приведен в работах [2], [ПО]. Для изо-
изобарической камеры сгорания фТепл = 1, и тогда выражение A.31) примет
вид
A.38)
Определение расхода топлива и площадей сечений сопла /кр и /3
Рассмотрим, как определяются с учетом потерь расход топлива и
площади критического и выходного сечений сопла (/кр и /3) при заданной
тяге, известной из теплового расчета удельной тяги Руд и заданных или
известных коэффициентах потерь фк и фс.
Теоретический, т. е. без учета потерь, расход топлива
а=Ч=~- A-39)
20

Действительный, т. е. с учетом потерь, расход топлива, необходимый для
обеспечения заданной тяги,
0.=—. A.40)
Из выражений A.39) и A.40) получаем соотношение между действи-
действительным и теоретическим расходами топлива:
ед=—, A.41)
т. е. для получения заданной тяги необходимо подавать больше топлива,
чтобы компенсировать потери.
Теоретическая площадь критического сечения /кр определяется из
формулы A.9)
Лр = ^. A-42)
Р2
Действительная площадь критического сечения /крд с учетом уравнений
A.32) и A.41)
f =^д
У кр л
Р
, Р2 ЧР2 Р<2
ИЛИ
/кр.д = /кр — • A-43)
Это значит, что площадь критического сечения необходимо увеличивать
только для того, чтобы пропустить через него дополнительный расход
топлива, компенсирующий потери в сопле, дополнительный же расход
топлива, идущий на возмещение потерь в камере, увеличения /кр не
требует.
Определим площадь сечения сопла на срезе. Согласно уравнению
расхода теоретическое значение /3 и действительное /зд соответственно
будут равны:
(L45)
Найдем приближенную связь между /Зд и /3. Согласно уравнению A. 30)
Wr> = Т^з • A • 46)
На основании уравнения состояния
Так как
"из-1 "из-1
Т Т I Рз\ "из . rj, rp
* * 2 J ' Зд= ^\р2/
22

то в соответствии с равенством A.34)
Подставляя в выражение A.45) значения бд, яу3д и \зд из соотношений
A.41), A.46) и A.47), с учетом равенства A.48) получим
Мы видим, что влияние потерь сказывается на увеличении /Зд более
резко, чем на увеличении /Кр.д. Причина этого заключается в том, что
на величину /Зд, кроме увеличения расхода, влияет также уменьшение
действительной скорости ш3д по сравнению с w3.

Глава
и
СОПЛА ЖРД
В сопле камеры двигателя происходит расширение и разгон
продуктов сгорания, т. е. превращение тепловой энергии, получаемой
в камере сгорания, в кинетическую энергию движения газов. От качества
работы сопла, его экономичности и веса зависят качество и вес всей
двигательной установки.
2.1. ТИПЫ СОПЕЛ И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К НИМ
В настоящее время применяются или исследуется возможность при-
применения следующих основных типов сопел (рис. 2. 1): конические, про-
профилированные и сопла с центральным телом.
круглые сопла
Сопла с центральным телам
•Ар
Рис. 2. 1. Типы сопел ЖРД:
а—коническое; б—профилированное; в—с угловым входом; г—кольцевое; д—с полным внешним
расширением; е—с частичным внутренним расширением; ж—тарельчатое со свободным внутрен-
внутренним расширением
Конические и профилированные сопла
Конические сопла имеют закритическую часть в виде конуса
с прямой образующей (рис. 2. 1, а). Они наиболее просты в изготовлении
и широко применялись в ракетных двигателях.
23

По экономичности работы, т. е. по величине потерь, и весовым ха-
характеристикам они уступают профилированным соплам и в настоящее
время почти полностью вытеснены ими, находя применение только в
некоторых двигателях малых тяг.
Профилированные сопла имеют образующую закритиче-
ской части, выполненную по кривой, совпадающей с линией тока
(рис. 2. 1,6, в). В настоящее время это самый распространенный тип
сопел ЖРД. Различают профилированные сопла с плавным входом в
закритическую часть сопла (рис. 2. 1,6) и сопла, имеющие излом обра-
образующей в критическом сечении. Последний тип сопла называют соплом
с угловым входом в сверхзвуковую часть или, просто, соплом с
угловым входом (рис. 2.1, в).
Иногда сопла, критическое сечение которых имеет форму круга, в
отличие от сопел с центральным телом называют обыкновенными
и л и круглыми соплами. Но обычно под коническими или профи-
профилированными соплами подразумевают круглые сопла.
Сопла с центральным телом
В последние годы интенсивно исследуется возможность применения
в ЖРД сопел с центральным телом, принципиально аналогичных типу
сопел, успешно применяемых в ВРД.
Различают следующие типы сопел с центральным телом.
Кольцевые сопла (рис. 2.1,г), расширение потока в которых
ограничено кольцевым каналом с твердыми стенками. Принципиально
работа кольцевых сопел не отличается от работы круглых сопел.
Сопла с полным внешним расширением (рис. 2.1, д),
не имеющие за критическим сечением внешней стенки, формирующей по-
поток. Часто этот тип сопел называют просто соплом с центральным телом.
Сопла с частичным внутренним расширением
(рис. 2.1, е), где внешняя стенка определяет расширение только до
определенного давления. Такой тип сопла является промежуточным меж-
между соплами, показанными на рис. 2. 1, г и 2. 1, д. Применение этих сопел
может оказаться целесообразным при необходимости глубокого расши-
расширения и рвзгона газа до больших значений М.
Тарельчатые сопла (см. рис. 2.1, ж), называемые так из-за
тарельчатой формы центрального тела, по существу являются соплами
с центральным телом со свободной внутренней поверхностью расшире-
расширения, так как за критическим сечением они не имеют внутренней стенки.
Задача проектирования сопел и требования к ним
Из теплового расчета двигателя нам известны только размеры кри-
критического сечения сопла /Кр, выходного сечения сопла /3 (или задано
давление на срезе р3)- При проектировании камеры сгорания мы опре-
определяем также размеры входа в сопловую часть. Однако другие важные
размеры сопла, определяющие его форму и конструктивные размеры (в
частности, длина сопла и углы наклона стенок сопла во входной и вы-
выходной части), нам неизвестны.
Задача проектирования сопла состоит в определении такого конту-
контура стенок сопла, при котором удовлетворялись бы следующие основные
требования, предъявляемые к соплам.
1. Сопло должно иметь возможно меньшие потери тяги, т. е. воз-
возможно большее значение коэффициента сопла фс.
2. Поверхность стенок сопла при заданных /кр и /3 должна быть
наименьшей, что уменьшает вес сопла и облегчает его охлаждение.
3. Конструкция и технология изготовления сопла должны быть воз-
возможно более простыми.
24

, Как часто бывает в технике, указанные требования являются в из-
известной мере противоречивыми и полное удовлетворение одного из них
приводит к некоторому ухудшению других свойств сопла. Поэтому при
проектировании сопла в зависимости от назначения двигателя прини-
принимают то или иное компромиссное решение.
2.2. ПОТЕРИ В СОПЛЕ ЖРД
Классификация и оценки потерь
Как уже указывалось (см. § 1.3), потери в сопле ЖРД оцениваются
коэффициентом
Величина фс зависит от различного рода потерь в сопле, основными из
которых являются следующие:
1. Потери на рассеивание скорости при выходе из сопла фрас-
2. Потери на трение газа о стенки сопла фтр.
3. Потери на входе в сопло фвх.
4. Потери на неравновесность процесса расширения фнер-
5. Потери, связанные с неадиабатичностью течения продуктов сгора-
сгорания по соплу. Иногда их называют потерями на охлаждение ф0Хл-
6. Потери на сужение сечения потока фсуж.
7. Потери, имеющие место при истечении двухфазных рабочих ве-
веществ фф.
В некоторых случаях к потерям в сопле условно относят потери
тяги, возникающие вследствие нерасчетности режима работы сопла фн.р.
Это неправомерно, так как потери тяги вследствие нерасчетности режи-
режима работы не зависят от качества протекания процессов в сопле. Однако
иногда, при сравнительной оценке различных контуров укороченных со-
сопел, удобно учитывать эти потери введением коэффициента фн.р, отне-
отнесенного к соплу.
Каждый из указанных видов потерь оценивается соответствующим
коэффициентом фг (фрас, Фтр и т. д.), выражаемым как
где А Р{ — уменьшение тяги от данного вида потерь.
Зная для каждого вида потерь <pt-, можем определить и фс
ф = "-д =
С Рп Рп ' Рп
~(п—\). B.2)
С учетом уравнения B.1), получим
Удобнее (и привычнее) определять фс не как сумму фг-, а как произве-
произведение *
тс трасттртвхТнер^РохлТсуж^Рф* (^» Ч
25

Разница в величине фс, определенной по формулам B.3) или B.4), не-
невелика.
По результатам опытных данных общая величина потерь в сопле
определяется по формуле A.36): фс = <Кп.дАКп.
Рассмотрим составляющие потерь, входящие в выражение B.4).
Потери на рассеивание скорости на выходе из сопла
При выводе уравнения тяги мы считали, что направление потока
газов, истекающих из сопла, параллельно оси сопла. В действительно-
действительности же, если в сечении /3 направление стенки сопла не параллельно оси,
то и скорость потока, направленная вдоль стенки, отклоняется от на-
направления действия силы тяги (рис. 2. 2). Тяга сопла определяется толь-
только составляющей скорости, параллельной оси ш3'.
Так как Ws'<Wz, то и тяга сопла получается меньшей, чем расчет-
расчетная тяга, соответствующая скорости w$. Определим величину потерь на
рассеивание. При достаточно малых значениях р3 и при отношении
/з//кр>3 можно допустить, что в выходном сечении сопла имеет место
/j Wj
Рис. 2.2. К определению фрас
радиальное течение, и поверхность рг = const имеет форму сферы радиуса
q с поверхностью /3'.
Для определения тяги выделим на поверхности /3' кольцевой эле-
элемент с дугой б, заключенный между углами р и p + dC, и найдем тягу
элемента. Осевая составляющая тяги элемента в пустоте
Учитывая, что
B.5)
B.6)
и подставляя выражения B.6) в уравнение B.5), получим
з
' у 2
g
sin p cos
п2
2я -^— sin
Интегрируя это выражение в пределах от 0 до р3, получаем
g
26
B 7)

Расход через поверхность /3'
= ]
В соответствии с уравнениями B. 6) поверхность элемента
B.8)
и тогда
Q
R2
sin2 р3
J
sin2B3
— cos
Площадь поверхности сегмента
Подставляя значения B.2) и B.9) в выражение B.7), получим
B.9)
B. 10)
Сопоставив выражение в скобках с уравнением тяги A.3) видим, что
эта величина является тягой ракетного двигателя в пустоте с параллель-
параллельным истечением, у которого площадь на выходе равна /3'.
Если ввиду малости угла р3 принять площадь поверхности /3' рав-
равной площади среза сопла /3, то величина в скобках будет равна тяге ра-
ракетного двигателя с параллельным истечением. Обозначив
^P=Vc B.11)
окончательно переписываем уравнение B. 10) в виде
Р =ф Р B 12)
п-д Трас п> V * /
где фрас — коэффициент потерь тяги на рассеивание потока ввиду непа-
непараллельности истечения. Зависимость фрас от угла |33 приведена в
табл. 2. 1.
.Таблица 2. 1
12
16
20
24
28
32
36
40
<Pjac
1,000
0,9997
0,9988
0,9972 0,9951
0,9924 0,9890 0,9851
0,9806 0,9755 0,9698
Из таблицы видно, что для сопла с раствором 2р3 = 28° тяга Р будет
составлять 98,5% от тяги, определяемой по формуле A.3), а при угле
2р3=12э потери на рассеивание составляют всего 0,3%. Хотя данный
вывод справедлив только для радиального течения газов по соплу, фор-
формула B. 11) с достаточной степенью точности позволяет оценить потери
на рассеивание также и для профилированных сопел.
Для уменьшения потерь на рассеивание желательно иметь угол р3
возможно меньшим, и при р3 = 0 будет фрас=1. Однако, как мы увидим
в дальнейшем (см. § 2.5), в соплах ракетных двигателей нецелесооб-
нецелесообразно доводить угол р3 до нуля, так как при этом сильно возрастают
27

потери на трение и вес сопла. Для обычно применяемых профилирован-
профилированных или конических сопел угол на выходе 2р3 находится в пределах
10—30° и потери тяги на рассеивание составляют 0,3—1,5%.
Потери на трение в сопле
В результате трения газа о стенки возникает сила, действующая на
стенку сопла в сторону, противоположную силе тяги («тянущая» сила).
Величина силы трения, действующая на кольцевой участок стенки сопла
dFi (рис. 2.3),
COS
где Qi и Wf —плотность и скорость потока в i-ou сечении;
Cfi— коэффициент поверхностного трения.
B.13)
Рис. 2. 3. К определению потерь на трение
Коэффициент поверхностного трения Cf с учетом сжимаемости и
теплообмена можно рассчитать на основе теории пограничного слоя.
Приближенные значения С/ можно получить, используя полуэмпириче-
полуэмпирическую формулу
\-0,55
1+г
АЛ9\
М2)
где
'/ —^/н v > - 2
j — коэффициент трения несжимаемой жидкости;
B.14)
фф р
г — коэффициент восстановления.
Для ориентировочных расчетов потерь на трение можно принимать
г=0,89; С/н = 0,003^0,006.
Суммарная сила трения, действующая на стенки сопла, равна
Тяга в пустоте с учетом действия сил трения
где фтр — коэффициент потерь на трение:
тр
тр
B.15)
B.16)
B.17)
Для сопел ЖРД значения коэффициента потерь на трение лежат в пре-
пределах 0,98—0,995.
Пример. Определить потери в сопле на трение и коэффициенты потерь на трение
фтр и на рассеивание фрас без учета трения на участке камеры до критического сечения.
Основные параметры работы двигателя и размеры сопла
pl=70 кГ/см2 F,87 Мн/м2); G=12,5 кг!сек;
Г2=3010°К; лИз=1,2;
28

34,3 кГ-м/кг град C37 дж/'кг град); #кр
Рз = Рп = 0,7 кГ/см2 @,069 Мн/м2);
R3= 103,8 лш;
мм;
Контур сопла приведен на рис. 2.4.
Решение. Для определения потерь на трение разобьем сопло по длине на пять
участков и определим потери на трение по параметрам, отнесенным к середине участ-
участка. Коэффициент трения определяем приближенно по формуле B. 14).
Считаем С/ =0,003; г=0,89. Зная средние значения ///кр, величины /?/рКр, М, q, w
определяем по известным соотношениям газовой динамики. Данные расчета сведены
в табл. 2.2.
Номера участков
Угол наклона контура [J в град
cos 3
Средний радиус /?ср-103 в м
Поверхность участка
ДТ^гяЯсрМОЗ в м2
///кр
р1р\
М2
^ лиз—1 ЛЛЛ0'55
С/-102
q в кГ-сек2/м^
В KZJM^
— -10
QW2
о
Сила трения на участке в кГ
ДРтр==5С/ ^— A/7/ cos p в «
1
30
0,864
37,5
13,9
1,56
0,901
0,174
1,01
0,287
20,9
0,634
6,22
6,63
198
2,38
23,4
2
21,5
0,980
38,5
13,0
1,65
0,165
3,50
1,16
0,258
314
0,154
1,51
24,2
624
7,95
78,0
3
16
0,990
64,5
41,8
4,62
0,0356
7,40
1,32
0,227
517
0,0432
0,424
11,2
254
10,5
103
Таб ли]
4
11
0,995
91
58,2
9,20
0,0140
10,36
1,43
0,21
617
0,0197
0,193
6,08
128
7,4
72,6
U 2.2
5
4
0,999
102
32,9
11,6
0,0104
11,3
1.47
0,204
643
0,0158
0,155
5,08
104
3,41
33,4
29

Суммарная сила трения:
п
йРтр = У* АЯтр/«31,7 кГ C11 н).
Определим коэффициенты потерь фтр и фрас Тяга в пустоте:
= 2550 3,38.10-2.0,7-104 = 3487 кГ C4 200 я).
9,81
Рис. 2.4. К определению АЯТр; разбивка
на участки
Коэффициент потерь на трение:
3487 — 31,7
3487
:0,991.
Коэффициент потерь на рассеивание:
1 + cos р3 1 + cos 4°
: 2 = 2
= 0,9988.
Потери на входе в сопло
При течении газа в докритической части сопла при крутом повороте
периферийных струек потока в направлении к оси сопла происходит под-
жатие струй газа, текущих около оси сопла. В результате этого давление
в центральных струях устанавливается выше, чем давление около стенки
сопла. На рис. 2. 5, а показана эпюра распределения давления в сечении
/—/# в соответствии с таким распределением давлений по сечению в
периферийной области скорость потока устанавливается выше, чем около
оси. Поэтому при входе в область критического сечения периферийный
поток раньше разгоняется до критической скорости, чем поток около
оси. Поверхность критической скорости АО деформируется, получая
выпуклую форму. При большой кривизне входного участка возможно об-
образование скачков уплотнения, а также отрыв потока. Кроме того, так
как точная форма поверхности критической скорости неизвестна, могут
возникнуть потери вследствие несоответствия действительного характера
течения во входной части принятой расчетной схеме.
Все эти потери связаны с организацией потока во входной части
сопла и поэтому их называют потерями на входе в сопло. Величина по-
терь оценивается коэффициентом фвх.
Плавный вход в сопло, при котором поверхность критической скоро-
скорости можно считать плоской, обеспечивает контур дозвуковой части, по-
построенный по формуле Витошинского (рис. 2.5,6):
R ! B.18)
30

Поверхность критической скорости получим достаточно близкой к пло-
плоской, если спрофилируем входную часть дугой окружности с радиусом
/?скр = 37?кр. Плоская поверхность критической скорости часто принимает-
принимается исходной при расчете профиля сверхкритической части [43]. Однако
при таком построении получается относительно длинная входная часть
сопла, т. е. возрастают габариты и вес сопла.
Рис. 2. 5. К объяснению входных потерь:
а- возникновение потерь на входе; б—профиль Витошинского
Опыты по определению входных потерь в соплах, отличающихся
радиусом скругления сопла в области критического сечения, показали,
что при -/?Скр>0,65Дф входные потери практически отсутствуют. Поэтому
при профилировании сопел ЖРД в зависимости от принятой расчетной
схемы входную часть сопла в области критического сечения строят дугой
окружности с радиусом скругления [8]:
Дскр= @,65-М,5) Якр. B.19)
Входные потери при этом принимаются равными нулю, т. е. фвх=1.
Прочие потери
Потери на неравновесность процесса расширения
(фнер). При очень больших уширениях, когда термодинамическая темпе-
температура продуктов сгорания в сопле уменьшается до значений 1000—
1700° К, или при сокращении времени пребывания газов в сопле (напри-
(например, в микродвигателях) процесс расширения газов может протекать
частично или полностью неравновесно (подробно см. работу [25]).
При этом величина удельной тяги падает по сравнению с удельной тягой,
определенной при равновесном расширении. Потери на неравновесность
могут достигать 5—10%. Величину фНер можно определить, оценив сте-
степень неравновесности.
Потери вследствие неадиа б атичности процесса
расширения (ф0Хл). Причиной этих потерь (называемых также по-
потерями на охлаждение) является отвод тепла от потока в стенку. При
этом, если тепло отводится безвозвратно (например, при охлаждении
специальным компонентом, не используемым как топливо, или в случае
неохлаждаемой камеры), удельная тяга уменьшается по сравнению с
удельной тягой, определенной при адиабатическом расширении. Вели-
' чина этих потерь при интенсивном охлаждении может доходить до 3—
5%. Если же используется регенеративное охлаждение, при котором
тепло, отводимое охладителем, возвращается обратно в камеру, то по-
потерь удельной тяги вследствие отвода тепла от потока не будет. Наобо-
Наоборот, произойдет некоторое увеличение Руд, так как в сопле тепло от пото-
31

ка отводится при более низком давлении, чем давление, при котором это
тепло возвращается в камеру. Однако увеличение Руд составляет при
этом доли процента и поэтому в расчетах не учитывается. Расчет влия-
влияния неадиабатичности на Руд рассмотрен в работе [2].
Потери на сужение потока за счет пограничного
слоя (фсуш). Вследствие наличия пограничного слоя, а также образова-
образования у стенки специального пристеночного слоя для внутреннего охлаж-
охлаждения действительные площади проходного сечения уменьшаются и ха-
характер течения в сопле искажается, что в конечном счете может приве-
привести к потере скорости и тяги. Величина этих потерь невелика и учиты-
учитывается при общей оценке фс.
Потери при расширении двухфазного потока (фф).
При использовании некоторых видов высококалорийных топлив (напри-
(например, металлизированных топлив) в продуктах сгорания могут образовы-
образовываться мелкие частицы (например, конденсированные окислы). В этом
случае в сопле происходит расширение не однородного газового,потока,
а двухфазного (гетерогенного). При расширении в сопле падение тем-
температуры и увеличение скорости частиц, увлекаемых газовым потоком,
происходят медленнее по сравнению с изменением соответствующих па-
параметров газа. Это приводит к снижению удельной тяги. Потери удель-
удельной тяги при расширении в сопле двухфазного потока могут достигать
значительных величин, порядка 3—10 и более процентов, и резко снизить
эффективность применения высококалорийных топлив.
2. 3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНИЧЕСКИХ СОПЕЛ
Учитывая зависимость потерь на входе, на рассеивание и на трение
от формы и размеров сопла, при проектировании конических сопел мож-
можно рекомендовать следующие величины основных геометрических раз-
размеров сопла (рис. 2.6). Входная часть проектируется из условия обес-
обеспечения отсутствия входных потерь.
0,35
10
20
30
Рис. 2. 6. К проектированию
конических сопел
Рис. 2. 7. Зависимость <ррасХ
Хфтр от угла 2р3
Угол входа в сопловую часть
2Рвх=45-=-80Р.
Радиус скругления критической части сопла
B. 20)
Радиус скругления входной части сопла:
tfi = @,354-0,5) Дф. B.21)
Угол выходной части сопла 2|33 выбирается на основе опытных данных»
о зависимости произведения фрасфтр от угла раствора сверхкритической
части сопла 2р3. Типичный график такой зависимости показан на рис. 2. 7.
Обычно
2р3 = 25-ь30°. B.22)
32

Некоторое ухудшение величины фрасфтр при 2р3 = 30° компенсируется
уменьшением длины, а следовательно, и веса сопла. Главный недостаток
конических сопел состоит в том, что даже при наиболее приемлемых
углах 2р3 сопло получается относительно длинным, тяжелым и имеет
сравнительно большие потери на рассеивание и трение.
Профилирование контура сопла позволяет выполнить его более ко
ротким и легким при одновременном уменьшении потерь.
2.4. ОСНОВНЫЕ ИСХОДНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ
ПРИ ПОСТРОЕНИИ ПРОФИЛИРОВАННОГО СОПЛА
Рассмотрим основные положения, из которых исходят при построе-
построении контура сверхзвуковой части профилированного сопла.
Идеи л s н ы м профилированным соплом называется сопло с из-
эктропиче1 ким течением и однородным потоком газа на срезе сопла,
параллельным его оси. Таким образом, для идеального сопла потери на
рассеивание равны нулю. Как мы увидим дальше, такое сопло не явля-
является наилучшим для ЖРД. Однако контур идеального сопла обычно яв-
является исходным для получения более рациональных в ЖРД контуров
С'п
Рис. 2. 8. Основные области процесса расширения продук-
продуктов сгорания в сопле
профилированных сопел. Положения, лежащие в основе проектирования
идеальных сопел, являются исходными также и при проектировании дру-
других типов' профилированных сопел.
Основой методов профилирования сверхзвуковой части сопла яв-
является метод характеристик В сверхзвуковой части сопла поток газов
расширяется и ускоряется, проходя через бесконечно большое количество
волн разрежения (линий Маха, или характеристик). При прохождении
потока через волну разрежения изменяется также направление линий
тока потока газов.
Задача профилирования сопла состоит в построении такого контура
сопла, при котором газ разгоняется до заданной скорости без образо-
образования скачков уплотнения, а движение потока направляется либо под
определенным заданным углом C3, либо параллельно оси сопла.
По длине продольного сечения сопла можно выделить следующие
основные участки, характеризующие процессы в сопле (рис. 2. 8).
I. Область слева от поверхности АОА' — область дозвукового
течения газа. В ней происходит разгон дозвукового потока газа до
критической скорости. Контур дозвуковой части сопла профилируют, ис-
исходя из условия обеспечения отсутствия входных потерь в сопле (см.
§2.2).
2 908
33

II. Поверхность АО А' — поверхность, на которой скорость движения
газа достигает скорости звука в данной точке, т. е. поверхность кри-
критической скорости. Форма ее в общем случае может быть и пло-
плоской, и выпуклой и определяется контуром дозвуковой части сопла. Точ-
Точного решения задачи об определении формы поверхности критической
скорости пока не имеется. При различных способах профилирования
сопла исходят из различных форм поверхности АОА'. Наиболее распро-
распространенными являются допущения о плоской или сферической ее форме.
III. Область ААпОпАп'А' — область предварительного
расширения. Здесь происходит расширение и разгон газа. На уча-
участке сопла ААп возникает бесконечное количество слабых волн разреже-
разрежения AiC/; А2С2 ... АпСп', являющихся характеристиками. При перехо-
переходе через волны разрежения происходит уменьшение давления и разгон
сверхзвукового потока. При расчете контура сопла криволинейный уча-
участок ААп заменяется конечным числом хорд АА\\ А\А2, А2А$ — При
этом ломаная линия АА\ ... Ап выбирается так, чтобы направление ха-
характеристик менялось на конечное число (например, 2°). Таким обра-
образом, бесконечное число волн разрежения бесконечно малой интенсивно-
интенсивности заменяется рядом волн разрежения, исходящих из точек поворота
ломаной линии. Эта замена эквивалентна предположению, что расшире-
расширение происходит не непрерывно, а на малых конечных расстояниях.
Угол наклона вектора скорости у стенки ААп относительно оси сопла
непрерывно растет до точки Ап. В точке Оп скорость потока достигает
заданной скорости.
IV. Область АпОпСп — область выравнивания потока.
В этой области происходит дальнейший разгон газа до заданной скоро-
скорости и выравнивание направления движения газа. Контур сопла в этой
области профилируется из условия, чтобы в точках Сь С2, С3 и т. д. не
происходило отражения волн разрежения А\С\, А2С2, А3'Сг и т. д. Для
этого необходимо, чтобы в точках Сь С2, С3 ... направление стенки сов-
совпадало с направлением скорости. Поэтому в этих точках угол наклона
стенки АпСп изменяют на угол, равный углу поворота потока при про-
прохождении через волну разрежения А\С\, А2С2, Л3'С3 и т. д. Угол накло-
наклона вектора скорости потока у стенки АпСп от точки Ап до точки Сп не-
непрерывно уменьшается. При затухании всех волн разрежения
А\'С\, А2С2 ... стенки сопла будут параллельны оси сопла (для иде-
идеального сопла). Таким образом, начиная от точки Ап угол наклона кон-
контура стенки к оси сопла непрерывно уменьшается. Точка Ап является
точкой перегиба.
На участке ААп угол наклона контура непрерывно растет. При по-
построении профиля на этом участке в зависимости от линии тока, по ко-
которой строится профиль сопла, можно получить большую или меньшую
длину образующей ААп, и при построении профиля по предельной линии
тока участок сведется в точку. Область IV будет начинаться прямо от
критического сечения сопла, в котором контур сопла будет иметь излом
(рис. 2.9, а). Поэтому такое сопло и называют соплом с угловым
входом. При прочих равных условиях длина сверхзвуковой части со-
сопла с угловым входом будет наименьшей. Поэтому в ЖРД целесообраз-
целесообразно применение сопел с угловым входом.
V. Область СпОпСп —область однородного потока газа.
Для идеального сопла направление движения потока в этой области па-
параллельно оси. Скорость потока равна заданной.
Для построения сетки характеристик необходимо знать начальное
распределение скоростей в каком-либо сечении сверхзвуковой части
сопла. Если известны форма и положение поверхности критической ско-
скорости АО А*', то построение характеристик можно вести от нее. При этом
надо иметь в виду, что вблизи поверхности скорость течения незначи-
незначительно превосходит критическую, вследствие чего точность построения
34

характеристик не велика. Поэтому иногда характеристики строят, на-
начиная с некоторого участка, где течение уже обладает сверхзвуковой
скоростью. При этом распределение скоростей на этом участке считают
известным.
При профилировании сопел ЖРД нашли применение несколько при-
приемов построения характеристик и профиля.
Рис. 2.9. Различные начальные условия для по-
построения сетки характеристик и профиля сопла:
а—поверхность плоская, угловой вход; б—поверхность
АО плоская, плавный вход: в—т'т'—рассчитанная по-
поверхность, вход скругленный; г—радиальный поток до
поверхности т'т'', д—радиальный поток до поверхности
Часто исходят из предположения, что при достаточно плавном про-
профиле дозвуковой части (большое значение /?Скр) в узком сечении обра-
образуется плоская поверхность критической скорости. При этом сетка ха-
характеристик будет иметь вид, показанный на рис. 2. 9, а, б. Профиль
сопла, показанный на рис. 2. 9, а, имеет угловой вход в закритическую
часть (сопло с угловым входом). Профиль на рис. 2.9,6 имеет плавный
вход. При этом длина закритической части сопла будет большей, чем в
случае углового входа. При построении входной части, обеспечивающей
плоскую поверхность критической скорости для профилирования закри-
закритической части сопла как с угловым входом, так и по промежуточной
линии тока, можно воспользоваться таблицами параметров сверхзвуко-
сверхзвукового течения газов, составленными О. Н. Кацковой и Ю. Д. Шмыглев-
ским [44].
Характеристики можно строить и так, как показано на рис. 2.9, в,
т. е. от выпуклой поверхности т'т' в области критического сечения [56],
рассчитанной по методике Зауэра [42].
2*
1 35

В некоторых работах предлагается начальный участок сверхзвуко-
сверхзвуковой части сопла выполнять коническим. При этом течение в критическом
сечении фактически не рассматривается, а принимается, что сверхзвуко-
сверхзвуковой поток начинается от источника в точке К (рис. 2. 9, г, д). На началь-
начальном участке течение принимается радиальным и известным либо до се-
сечения т'т' в сверхзвуковой части (рис. 2. 9, г), либо до характеристики
АпОп (рис. 2.9,(9). Построение характеристик начинается либо от по-
поверхности т'т', либо от известной в данном случае характеристики
АпОп. Однако исследования поля течения в конических соплах показали,
что совпадение с потоком от источника имеет место только на очень от-
отдаленных участках сверхзвукового течения. Кроме того, сверхзвуковая
часть сопла, построенная в предположении радиального течения на ее
начальном участке, имеет плавный вход и получается более длинной, чем
у сопел с угловым входом.
2.5. УКОРОЧЕННЫЕ И ОПТИМАЛЬНЫЕ СОПЛА
Укороченные сопла
Основываясь на известном из газовой динамики методе характери-
характеристик, мы можем спрофилировать идеальное сопло с равномерным и па-
параллельным потоком на срезе.
Если не учитывать потерь тяги на трение, то такое сопло даст наи-
наибольшую тягу. Рассмотрим, однако, целесообразно ли применение иде-
идеальных сопел в ЖРД.
\
{ \
-
Ш
аи
—-^
3
в
\
\
б
Y2
1
с
Рис. 2. 10. Сравнение идеального сопла с укорочен-
укороченным:
1—тяга без учета потерь на трение; 2—потери на трение;
3—тяга с учетом потерь на трение; 4—тяга идеального соп-
сопла; 5—тяга укороченного сопла; 6—контур идеального сопла
Концевой участок ВС идеального сопла, представленного на
рис. 2. 10, дает очень малый прирост тяги, так как на этом участке обра-
образующая поверхности сопла почти параллельна оси. Укоротив сопло,
можно получить существенное уменьшение габаритов и веса сопла, что
очень важно для ракетных двигателей. Кроме того, оказывается, что на
крайнем участке ВС потери тяги на трение превышают прирост тяги на
этом участке. Таким образом, при определенном уменьшении длины иде-
идеального сопла мы выигрываем не только в весе сопла и его габаритах,
но еще и в тяге. Такие сопла, полученные путем уменьшения длины иде-
идеального сопла, называют укороченными.
36

Оптимизация сопел
Идеальное сопло, из которого получают укороченное, называют и с-
ходным соплом. Очевидно, что для получения укороченного сопла,
обеспечивающего, например, заданную скорость (т. е. имеющего задан-
заданное /з//кР), исходное сопло должно быть рассчитано на какое-то большее
число М, нам неизвестное. Поэтому необходимо строить семейство ис-
исходных сопел с различными М и из него выбрать оптимальное укоро-
укороченное сопло, обеспечивающее заданное /з//кР при наименьших потерях
гяги. Можно также, укоротив, например, все исходные сопла данного
семейства до какой-либо заданной длины Lc, найти сопло заданной дли-
длины, дающее наибольшую тягу с учетом всех потерь.
Можно, наконец, найти наивыгоднейшее по тяге сопло .заданной по-
поверхности (т. е. практически, заданного веса), отрезая из исходных сопел
сопла равной поверхности.
Сопла, обеспечивающие наибольшую тягу двигательной установки
при определенных заданных условиях (/з//кр, длина, поверхность и т. д.)
называют оптимальными соплами. Очевидно, в ЖРД наиболее
целесообразно применение оптимальных сопел, обеспечивающих в зави-
зависимости от требований к установке наибольшую тягу при заданной дли-
длине или весе, или площади /3 и т. д.
На рис. 2. 11 приведено семейство контуров исходных сопел с угло-
угловым входом, на которых нанесены кривые постоянного коэффициента
гяги в пустоте, определенного с учетом потерь на трение. Такие графики
используются для анализа и выбора различных типов оптимальных со-
сопел. На них контур оптимального сопла заданной длины определяется
точкой касания вертикальной прямой, соответствующей заданной длине,
к кривой^постоянной тяги. Крнтур оптимального сопла заданной поверх-
поверхности определится точкой касания линии постоянной поверхности к кри-
кривой постоянной тяги. На рис. 2. 11 видно, что при заданной тяге контур
оптимального сопла наименьшей длины близок к контуру сопла наимень-
наименьшей поверхности. Контур оптимального сопла с заданной площадью /3
определится точкой касания горизонтальной прямой, соответствующей
площади /3 с кривой постоянной тяги.
Применение оптимальных сопел дает большой выигрыш не только
в тяге, но и в габаритах сопла. На рис. 2. 12 приведено сравнение длин
л контуров различных типов сопел.
Оптимальное сопло с наименьшей длиной сверхзвуковой части по-
получится при выполнении контура с угловым входом. Для ЖРД такое
сопло наиболее выгодно, однако технологические трудности и опасность
срыва потока около угловой кромки приводят в ряде случаев к необхо-
необходимости выполнять вход с небольшим скруглением.
В данном случае мы находили оптимальное сопло из числа укоро-
укороченных, получаемых путем отрезания части исходного сопла. Контур
оптимального сопла может быть также получен непосредственно в ре-
результате решения вариационной задачи о нахождении контура сопла
наибольшей тяги при тех или иных заданных условиях. Так, в работах
[40], [52], [56] решается задача определения профиля оптимального сопла,
обеспечивающего наибольшую тягу при заданных длине сопла Lc, дав-
давлении в камере сгорания р2 и давлении окружающей среды /?н; в работе
[50] рассматривается вариационная задача нахождения оптимального
сопла наименьшего веса. В указанных работах учитываются потери
тяги на рассеивание и на нерасчетность режима работы сопла; осталь-
остальные виды потерь (в том числе потери на трение) не учитываются.
Определив оптимальный контур сопла с заданной длиной (или дру-
другим параметром), мы можем построить семейство оптимальных сопел и
из этого семейства выбрать сопло наиболее удовлетворяющее нас по
37

*/
9,0
8,0
го
6ft
5,0
4,0
3,0
2,0
1,0
-
0
/ 4
ДИКЕ-
2,0
4,0
^^^^---^^зо
6,0 8,0
Рис. 2. 11. К выбору
П =12
—'— *чч.Т
W>80
^^
\
12,0
профиля оптимального сопла
¦rj во
^^^^
^^
00
16,0
^^.200
•^^•160
^Z-—190
iii
30
1 20

другим условиям (вес, мидель, потери на трение и т. д.). При этом поте-
потери на трение можно найти непосредственным расчетом.
Потери тяги оптимальных сопел как полученных путем укорачива-
укорачивания исходных сопел, так и построенных по результатам решения вариа-
вариационной задачи, практически одина-
одинаковы.
В работе [56] на основе реше- г г
ния вариационной задачи найдена
связь между величиной недорасши-
рения (pz—рн) и углом р3 для сопел
заданной длины:
sin2^ = i?3~/'H ctga3. B. 23)
Здесь a3 —угдл Маха;
B. 24)
Эту зависимость можно использо-
использовать при расчете сопел двигателей,
работающих в пустоте.
Рис. 2. 12. Сравнение сопел различных
типов:
а—по контурам; б—по длинам;
/—идеальное; 2—коническое; 3—оптимальное;
4—с центральным телом
*кр
7/7
20
10
п
/
/1
-*—<г
10
б)
20
30
40^-
2.6. ПРИБЛИЖЕННЫЙ МЕТОД ПОСТРОЕНИЯ КОНТУРА
ОПТИМАЛЬНОГО СОПЛА
Порядок построения
При выполнении эскизного проекта для возможности приближен-
приближенного расчета тяговых характеристик двигателя, расчета охлаждения, а
также для оценки веса двигателя часто достаточно знать приближенный
контур сопла, размеры которого незначительно отличаются от размеров
точного контура.
В этом случае можно использовать приближенные методы построе-
построения, которые позволяют быстро найти оптимальный контур. Ниже при-
приводится один из таких методов, основанный на результатах решения ва-
вариационной задачи о нахождении контура оптимального сопла заданной
длины и дальнейшего анализа семейства найденных контуров [56].
Расчеты проводились при постоянном показателе изэнтропы пш =
= 1,23. При построении сетки характеристик для нахождения контура,
область критического сечения строилась дугами окружности (см.
рис. 2. 14). Радиус скругления входной части на участке до критического
сечения /?Скр = 0,75/)Кр; радиус скругления образующей на входе в закри-
тическую часть гСкр = 0,225Аф. Поверхность критической скорости при-
принималась выпуклой (см. рис. 2. 9, б).
На основании анализа семейства контуров оптимальных сопел по-
построены кривые зависимости угла C?n наклона контура в точке касания
к образующей ААп на входе в закритическую часть и угла наклона кон-
контура на срезе Рз от безразмерной длины сопла LC = LCIRKV и безразмер-
безразмерного радиуса сопла на срезе RzlRKV (рис. 2. 13). Закритическая часть
контура на участке АпС приближенно аппроксимируется параболой.
Расчеты показали, что замена точного контура параболическим приво-
приводит к расхождению радиальных размеров сопла в пределах 1—3% [56].
39

Построение контура производится в следующем порядке (рис. 2. 14).
По известному i?Kp строим контур сопла в области критического сечения,
принимая -/?скр=1,5Якр и гСкр = 0,45ЯКр. По известным (заданным или
определенным расчетом) двум параметрам из четырех (Lc/RKp; Rz/Ruv;
Рис. 2. 13. Зависимость рт и р3 от длины LCIRKV и радиуса сопла
на срезе R3/RkV
Рз; Рт) с помощью сетки рис. 2. 13 определяются два других параметра.
Обычно известны или заданы
R /Т"
— =1/ — (или, что одно и то же, Ръ1р2*>
Rkv V /кр
или Мз) и угол наклона контура на срезе Рз. Типичные для сопел ЖРД
значения р3 находятся в пределах 10—14°. Иногда р3 можно определять
по соотношению B. 23).
Рис. 2. 14. Построение контура сопла
Зная Lc, /?з, Рт и Рз, находим точку Ап, проводя под углом рт ка-
касательную к дуге АА'т, и точку С — по известным Lc и R%. Для построе-
построения параболы проводим из точки С под углом р3 прямую С/ до пересе-
пересечения с касательной Anf. Разбив отрезки Anf и С/ на 5—7 частей и со-
соединив соответствующие точки 1, 2, 3 и т. д. прямыми, строим огибаю -
щую параболу АпС. Линия ААпС и будет искомым контуром сверхзву-
сверхзвуковой части сопла.
40

В работе [8] В. Д. Курпатенковым подробно изложен метод построе-
построения контура сопла.
Примеры построения контура профилированного сопла
Пример 1. Найти профиль высотного сопла двигателя, работающего в пустоте
(Рн=0).
Давление в камере /?2=30 кГ/см2 B,96 Мн/м2); площадь критического сечения
/кр=100 см2; (ЯКр=56,4 мм); лиз=1,2; R=37 кГ-м/кг-град C60 дж/кг-град);
Г2=3650° К.
Решение. Задаемся давлением на срезе р3=0,075 кГ/см2 G350 н/м2).
1. Определим площадь среза сопла /3, а также скорость ш3 и плотность продуктов
сгорания на срезе q3. По формуле A.20) или графику рис. 1.8.
1 1
( 2 Vй3 \/п«*-1 ( 2 У'2 л/ 1>2"~1
А. = \/1Из + 1/ V "из + 1 = \1,2+1/ V 1,2+1 __ 34,7-
/кр ' " " ~
/ _2_ ^2
1/ /01075\i.2 /0,075V.2
/з=.34,7/кр^3470
/?3 = 332 л*л*; #з/#кР = 5,885;
. _ . = 3170
По формуле A.23)
№l I / ff{-ll -4.14.
«из-lLUi J V 121 Ll0075j J
Определим q2 и
1 _J_
Q3= Q2 f—.Vй3 =0,227 /MZ§V'2 = 1,54.10-3 кГ-сек^м*@,0151 л:г/л|3).
\/?2 / \ 30 /
2. Определим угол наклона контура на срезе сопла р3, обеспечивающий при задан-
заданных /?3 и рн оптимальный контур сопла. По формуле B.23)
^.1,54.10-3.31702
23Т= 0,389,
откуда 2р3=22°30/; р3=1Г15/.
3. Зная р3 и R3 и пользуясь графиками рис. 2. 13, определяем угол рт и длину
сопла Lc:
рт=34°15/; Lc = 12,4tfKp=698 мм.
4. Определяем радиусы скругления входной части сопла.
/?скр = 1,5/?кР = 1,5- 56,4=84,6 мм;
Гскр=0,45/?Кр=22,6 мм.
5. По данным рт, р3 и размерам определяем профиль сопла, аппроксимируя па-
параболой контур сопла (см. рис. 2. 15).
Пример 2. Определить профиль сопла камеры двигателя, работающей при сле-
следующих параметрах.
41

Давление в камере сгорания р2=60 кГ/см2 E,92 Мн/м2)\ давление на срезе
р3=0,6 кГ/см2 @,059 Мн/м2)\ площадь критического сечения /Кр = 100 см2; /?кр=56,4 мм;
Лиз=1,2; Я2=37 кГ-м/кг-град C63 дж/кг-град); Г2=3650°К.
Решение. 1. Так как давление окружающей среды рп не задано, принимаем,
что оптимальный контур сопла, обеспечивающий наименьшие потери тяги на трение
и рассеивание, будет при значении cppac =0,992. Определяем значение C3, соответст-
соответствующее
1 + cos 33 п QQ9
откуда Рз~Ю° (можно было просто задаться углом р3=10°).
2. По формуле A.20) или графику рис. 1.8 определяем /з//кр:
1
/_2_y,2~i /"l,2—1
/я ^ (l,2+l/ К 1,2+1 _
— /" 1Т2=Т
/0,6ч1'2 1/ /0,б\ 1.2
: 11,86; /V#,cp = 3,44; Д3= 194
/кр ' * " *
3. По известным Rs/Rk? и р3 определяем с помощью графиков рис. 2. 13 рт и Lc.
4. Строим контур сопла (рис. 2. 15).
2.7. РАБОТА СОПЛА НА НЕРАСЧЕТНЫХ РЕЖИМАХ
ПРИ БОЛЬШИХ ПРОТИВОДАВЛЕНИЯХ
Известно, что при превышении давления окружающей среды /?н над
расчетным давлением#на срезе р3 сопло работает на режиме перерасши-
перерасширения.
На практике часто возможны случаи, когда ракетному двигателю
приходится работать при значительных противодавлениях окружающей
среды, в 5—10 и более раз превышающих расчетное давление на срезе
/?з, как, например, при подводном
старте ракеты или при работе
у земли двигателя, рассчитанного
на большую высотность. Установ-
Установлено, что при работе ЖРД в ус-
условиях больших противодавлений
происходит отрыв потока от сте-
стенок сопла (рис. 2.16) и за точкой
отрыва появляется сложная си-
система скачков уплотнения. Ин-
Интенсивность скачка и место
отрыва потока в значитель-
значительной мере зависят от разви- Рис 2-16 ОтРыв потока от стенок при
ТИЯ ПОГраНИЧНОГО СЛОЯ у СТенКИ б°ЛЬШИХ противодавлениях
сопла.
Типичная картина распределения давлений вдоль сопла при отрыве
потока показана на рис. 2. 17.
Для определения тяги ЖРД важно знать сечение, в котором проис-
происходит отрыв потока в сопле (т. е. давление, при котором происходит
ОТрЫВ — /?отр) .
На рис. 2. 18 приведены опытные графики изменения давления
Рп/ротр потока воздуха в зависимости от величины Р2*/Рн и формы про-
профиля сопла [45].
Как видно из приведенных графиков, при одном и том же отноше-
отношении р2*/Рн в соплах, имеющих меньший угол наклона контура C3, от-
отрыв потока происходит при больших значениях /?н//?отр, т. е. с уменьше-
уменьшением угла р3 возможно большее перерасширение потока в сопле.
Качественно аналогичные зависимости имеют место и при течении
по соплу продуктов сгорания ЖРД.,
43

На рис. 2.19 приведен график зависимости характеристики
отрыва потока при расширении от р2*/Рн, полученный, в результате
анализа истечения продуктов сгорания различных топлив ЖРД через
коническое сопло с углом 2р3 = 30°.
Характеристика отрыва потока:
"отр"
р\
Зная о)ОТр, можно найти и давление отрыва:
*
Ротр
-— 1 (
"отр-
B.25)
B. 26)
Рп Рп
Для профилированных сопел, имеющих меньший угол C3, величина
Ротр//?н, по-видимому, будет не-
несколько меньшей.
При отсутствии специаль-
специальных данных выражение B.26)
можно использовать для опре-
определения значений рОтр в сопле
ЖРД*.
3,5
3,0
ю
/¦
J
2
1
5 10
100 200
Рн
Рис. 2. 17. Изменение давления в сопле Рис. 2. 18. Зависимость рп/рОтр
при отрыве потока:
/—расчетное сечение; 2—сечение отрыва- 3—
рп/р0Т
от р2*1рн и формы сопла при течг
нии воздуха:
срез сопла; 4—косой скачок уплотнения- 5— * о j_ n
эпюры давлений; 6-изменение давлений" при U Спрофилированные сопла 33] <03я; 3-ко-
безотрывном течении ническое сопло Рз=15°
При известном значении /?отр из элементарных соображений получа-
получаем следующую формулу тяги ЖРД:
^отр = Ра + А/? (/отр - /з), B. 27)
где Ра —тяга, создаваемая частью сопла двигателя до сечения а—а
и определяемая по обычной формуле тяги.
р —
' а
w
отр
B. 28)
где /отр~ площадь сечения а — а;
кр{/отр~/г) — сила, действующая на участок стенки сопла;
* Исследования показали, что часто имеют место значительные расхождения меж-
между опытными и расчетными данными, полученными по соотр. Поэтому к использованию
чзотр следует подходить с большой осторожностью.
44

она характеризует разность сил наружного и внутреннего давления на
участок сопла а—3. Очевидно, направление действия этой силы про-
противоположно направлению силы тяги.
Здесь
^P = io(Pn — PoTV)- B.29)
Коэффициент go учитывает степень восстановления давления на внутрен-
внутреннюю стенку за точкой отрыва. Его следует оценивать в зависимости от
0,02
О 20 40 60 80
Рис. 2. 19. Зависимость (оотр от отношения давлений pl/pH
длины участка а—3. Приближенно можно считать Ь,=0,1-0 5 При уве-
увеличении длины стенки сопла за точкой отрыва влияние разности между
внешним и внутренним давлением в окрестности точки отрыва сказы-
сказывается меньше и |0 следует брать ближе к нижнему пределу
В заключение отметим, что при определении тяги двигателя в усло-
Е8 П°пКа основньш является вопрос о нахождении точки от-
Положение ее зависит от многих факторов и, в первую
ГяРгов^но?тРи0<;ТпИ П0Т°уКа (ЧИСЛЗ М)' ПР°ФИЛЯ С0Пла' ™лива' со^™я-
ния поверхности сопла. Хотя проводится большое количество экспери-
экспериментальных работ по определению точки отрыва, строгого аналишческо-
^еШНИаДИ "РИ ПРИеМЛемых в ^0M^ P^oL ЖРД допущениях
2.8. РАБОТА И ХАРАКТЕРИСТИКИ СОПЕЛ
С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ
топ В §n2' l ДЭНЫ опРеДеление и основные схемы сопел с центральным
телом. Рассмотрим особенности работы таких сопел ильным
мД°1ьГГе С°ПЛа ° Центральным " телом (см
рис. 2.1,г). Критическое сечение сопла имеет форму кольца так что
поток газа расширяется в кольцевом канале, образованном контуром
центрального тела и наружным контуром. В кольцевых соплах как и в
обычных соплах, формирование потока определяется кауром стенок
сопла. Потери тяги на рассеивание в кольцевом сопле образованном
коническими внутренним и внешним контурами, можно опред^ "Z
се вГажени; ТЛ°ГИЧНЫе РассмотРен™м выше, в § 2.1 S
ное выражение Фрас для кольцевого сопла имеет вид
45

1раС
__
(ac + р) sinac + cosac — cosfi
B. 30)
где ac — угол наклона внутреннего контура сопла;
Р — угол наклона внешнего контура сопла.
Очевидно, при ]/ 2ас=<0 кольцевое сопло превратится в круглое, а из
формулы B.30) получим формулу потерь в круглом сопле B.11).
В статье [48] исследуется работа кольцевых сопел с двумя угловыми точ-
точками и показано, что кольцевые сопла дают выигрыш в длине сопла.
Характеристики работы кольцевого сопла существенно не отличают-
отличаются от характеристик круглого сопла, поэтому в дальнейшем, говоря о
соплах с центральным телом, будем подразумевать только сопла с цен-
центральным телом, имеющие свободную границу потока.
Для ЖРД большой интерес представляют сопла с центральным те-
телом, схемы которых показаны на рис. 2. 1,д, е, ж.
В отличие от обычных сверхзвуковых сопел, в которых поток фор-
формируется стенками сопла, в соплах с центральным телом расширение по-
потока не ограничено полностью твердыми стенками.
В соплах, схема которых показана на рис. 2. 1,д, е, внешняя грани-
граница струи является свободной поверхностью. В тарельчатых соплах (см.
рис. 2. 1,ж) свободной поверхностью является внутренняя граница
струи.
Сопло с внешним расширением
Рассмотрим работу сопла с центральным телом со свободной внеш-
внешней границей струи (см. рис. 2.1,E). Типичная теневая фотография
сопла с центральным телом, работающего на расчетном режиме, пока-
показана на рис. 2. 20, а, а со степенью расширения, соответствующей режиму
перерасширения (в понятии, принятом для обычных сопел), т. е. при
р2*//?я<(/?2*//?ч)Расч, — на рис. 2.20,6.
Рис. 2. 20 Теневые фотографии течения потока в сопле с центральным
телом:
а—расчетный режим работы; б—отношение р2*/Рн меньше расчетного
Расширение и разгон потока при работе сопла со свободной внеш-
внешней границей струи происходит следующим образом (рис. 2. 21, а).
Поток продуктов сгорания разгоняется в сужающемся кольцевом
сопле до критической скорости, которая достигается в кольцевом сечении
ОА. Для сопла с полным внешним расширением дальнейшее расширение
газа происходит при обтекании крайней кромки в точке А, где возникает
веер волн разрежения, проходя через которые, поток разгоняется до
скорости w и поворачивается на угол со. Величины w и со определяются
46

перепадом давления р2*1рп, для плоского течения — формулами B.37)
и B.38).
При работе сопла на расчетном режиме (рз=Ри) внешняя граница
струи АС направлена параллельно оси сопла. Площадь выходного се-
сечения /3 равна площади круга с радиусом Rz=Ra- При увеличении от-
отношения давлений до (р2*/рн)">(р2*/Рн)х>ьсч сопло работает на режиме
недорасширения. При этом вследствие увеличения р2*/рн угол поворота
потока со увеличится и внешняя граница потока пройдет по АС"
(рис. 2.22). Изменение давления по контуру центрального тела будет
Рис. 2.21. Расширение потока в сопле с центральным телом:
а—сопло с внешним расширением: б—тарельчатое сопло;
1—поверхность критической скорости; 2—угол поворота потока со; 3—свободная поверх-
поверхность потока, 4 — волны разрежения; 5 — контур центрального тела; 6 — тарельчатое
центральное тело; 7—линии тока
происходить так же, как и в обычном круглом сопле (т. е. в случае умень-
уменьшения /?н оно останется неизменным, а в случае увеличения /?2* пропор-
пропорционально возрастет).
Уравнение тяги сопла с центральным телом при работе на режиме
недорасширения будет иметь такой же вид, как и для круглого сопла:
P"=^G+/3(ft-Ai)- B-31)
Характеристика изменения тяги сопла с центральным телом при работе
на режиме недорасширения совпадет с характеристикой, полученной для
обычного сопла (рис. 2.23).
При значениях р2*1ри, меньших расчетного, течение потока в сопле
с центральным телом отличается от течения в обычном сопле: расшире-
расширение на кромке в точке А происходит только до давления окружающей
среды рн. Крайняя волна разрежения из точки А попадает на контур ОС
в точке т и дальнейшее расширение (перерасширение) до давлений,
меньших /?„, не происходит, так что внешняя граница потока, формируе-
формируемая наружным давлением, пройдет по линии АС" (это хорошо видно
на теневой фотографии рис. 2.20,6). Расширение потока вдоль контура
ОС до сечения т—т происходит так же, как и в обычном сопле, и дав-
давление в точке т можно считать равным давлению окружающей среды
рЕ. При течении ниже точки т вдоль контура тС поток поворачивает и
несколько сжимается (как при обтекании вогнутой поверхности сверх-
сверхзвуковым потоком). В точке т (см. рис. 2.22) волна разрежения Am от-
отражается от стенки. Отраженный скачок уплотнения mN в точке N снова
47

отражается от внешней свободной границы поверхности, и волна разре-
разрежения, попадая в точку R контура центрального тела, снова отразится
и т. д. При (Прохождении через скачок уплотнения mN давление несколь-
несколько увеличивается, вследствие чего на участке стенки mR давление на
стенку в общем случае может даже несколько возрасти. Затем, при про-
прохождении через волну разрежения NR, давление снова падает, и до
линии конца сопла С С" поток
пройдет последовательно через
систему нескольких волн разре-
разрежения и сжатия. Поэтому ниже
точки т давление вдоль контура
тС можно считать постоянным и
равным давлению окружающей
среды, как это показано на
рис. 2. 22. Таким образом, на ре-
режимах, соответствующих режи-
Перерасширеме { Heiopacawpe/me
Рп
Рис. 2.22. Изменение свободной поверх- Рис. 2. 23. Характеристика изменения
ности расширения и давления вдоль кон-
контура «ОтС» при различных режимах
работы сопля
тяги для различных типов сопел:
1—идеально регулируемое сопло; 2—сопло с
центральным телом; 3—круглое сопло с отры-
отрывом потока; 4—круглое сопло без отрыва по-
потока; 5—расчетный оежим
мам перерасширения для обычного сопла, при работе сопла с централь-
центральным телом перерасширения не происходит. Поток расширится только до
давления, равного давлению окружающей среды. Площадь выходного
сечения потока при работе с (р2*/Рк)'"<{Р2 /рн)я*сч уменьшится и будет
равна площади потока в сечении т—т.
Тяга двигателя, имеющего сопло с центральным телом, работающее
при отношении давлений (/?2*/Рн)"'<(Р2*/Рн)расч, будет соответствовать
расчетному режиму двигателя, работающего со степенью расширения
(Р2*1р*)'",т.е.
B. 32)
g
где Wzm — скорость, соответствующая данному отношению (р2*/Рн)"'-
Таким образом, при уменьшении отношения давлений р2*/рп ниже
расчетного тяга двигателя с соплом с центральным телом будет соответ-
соответствовать тяге двигателя с круглым идеально регулируемым соплом. По-
Поэтому сопла с центральным телом со свободной поверхностью расшире-
расширения часто называют саморегулирующимися соплами.
Характеристика изменения тяги сопла с центральным телом при ра-
работе с (р2*/Рн)"/<(р2*/РнI>асч в соответствии с уравнением B.32) пойдет
выше характеристики обычного сопла, в котором из-за перерасширения
потока будет резко падать тяга.

Следует отметить, что при нерасчетных режимах работы двигателя
с соплом с центральным телом, кроме изменения скорости (из-за изме-
изменения Р2*/Рн), происходит также отклонение направления движения по-
потока от осевого. Это приводит к некоторым потерям тяги на рассеива-
рассеивание, вследствие чего характеристика сопла с центральным телом пройдет
ниже характеристики круглого идеально регулируемого сопла.
Сопло с частичным внутренним расширением
На рис. 2.1,д дана схема сопла с центральным телом с частич-
частичным внутренним расширением. Такие сопла являются про-
промежуточным типом между кольцевым соплом и соплом с центральным
Рис. 2. 24. Изменение угла поворота потока и положения поверх-
поверхности критической скорости ОА в зависимости от числа М
телом и внешним расширением. Применение их целесообразно в тех слу-
случаях, когда сопло с центральным телом должно обеспечить разгон иото
ка до больших чисел М, т. е. при боль-
больших отношения /?2*//?н. Дело в том, что „
в сопле с полным внешним расширени-
расширением при увеличении р2*/Рн увеличивает-
увеличивается угол поворота потока со. При значе-
значениях /?2*//?н, соответствующих значени-
ям М порядка 3,6—4,2 (в зависимости
от показателя пиз), угол поворота по-
потока достигает 90° и растет с дальней-
дальнейшим увеличением /?2*//?н (рис. 2. 24).
Так как необходимо обеспечить до-
достаточно плавный разгон продуктов
сгорания до скорости звука, очевидно,
что с увеличением угла поворота по-
потока будет увеличиваться и диаметр
кольцевой камеры сгорания, т. е. габа-
габариты и вес всего двигателя. Поэтому
при больших р2*/рн для уменьшения
Рис. 2. 25. Характеристика сопла с не-
неполным внутренним расширением
угла поворота потока (а следовательно, и габаритов двигателя) целесо-
целесообразно применять предварительное расширение в кольцевом сопле до
некоторой скорости ЛЪ A<Мз<М3).
Рассмотрим, как пройдет характеристика изменения тяги для сопла
с частичным внутренним расширением (рис. 2.25).
Для сопла с расчетным соотношением давлений, равным
(Р2 1рв)Прасч, характеристика II при полном внутреннем расширении
(обычное круглое сопло) пойдет по кривой ecd, при полном внешнем
расширении — по gbcd. Для сопла с полным внутренним расширением,
рассчитанным на (/?2*//?н) 1расч характеристика I пойдет по кривой abf.
При применении сопла с частичным внутренним и дальнейшим внешним
49

расширением изменение тяги при увеличении р2*/Рш до (р2*//?н) 1расч бу-
будет идти по характеристике I. Однако при дальнейшем увеличении
р2*/Рн сопло будет работать как сопло с внешним расширением и харак-
характеристика пойдет по линии bed.
Таким образом, кривая abed будет характеристикой изменения тяги
сопла с частичным внутренним расширением.
Тарельчатое сопло
В тарельчатом сопле (см. рис. 2. 1, ж, 2. 21, 2.26) кольцевое крити-
критическое сечение сопла располагается ближе к оси сопла, что позволяет
уменьшить размеры камеры сгорания. Продукты сгорания вытекают из
критического сечения, расходясь в направлении от оси. При течении
вдоль внешнего контура сопла ОС поток поворачивает в направлении
вдоль оси. Расширение газа происходит при обтекании кромки А та-
Рис. 2.26. Двигатель с тарельчатым соплом [55]
рельчатого центрального тела. Свободной поверхностью является внут-
внутренняя граница потока, контур которой определяется давлением ри' у
торца тарельчатого центрального тела. В общем случае это давление
несколько меньше давления окружающей среды /?„ в связи с эжектиро-
ванием потока из центральной области сопла.
Площадь выходного сечения тарельчатого сопла, работающего на
расчетном режиме, равна
/~ (D2 D2 ^ /О QQI
3 = я ^Дс—На)- (Z.OO}
На рис. 2.27 показано расположение свободной внутренней поверх-
поверхности потока в тарельчатом сопле для различных соотношений р2*/ри'-
а) расчетное соотношение; б) недорасширение; в) режим, соответствую-
соответствующий режиму перерасширения.
При (p2*/Ph)//'<(P2*/Ph)vslc4 так же, как и в случае сопла с цен-
центральным телом, на участке тС давление на стенку сопла при переходе
через систему отраженных волн может несколько возрасти.
В отличие от сопла с центральным телом и внешней свободной по-
поверхностью в тарельчатом сопле в связи с тем, что рн<Ри, возможно
некоторое перерасширение потока у стенки сопла до давления рн'<Рю
50

т. е. в тарельчатом сопле, может появиться отрицательная составляющая
тяги за счет перерасширения.
Однако величина такого перерасширения невелика и в первом при-
приближении можно принимать, что и в тарельчатом сопле перерасширение
Р=Рн
Рис. 2. 27. Изменение свободной поверх-
поверхности расширения и давления вдоль кон-
контура ОтС при различных режимах рабо-
работы тарельчатого сопла
отсутствует. В этом случае характеристика изменения тяги в зависимо-
зависимости от р2*/рн Для тарельчатого сопла будет определяться теми же урав-
уравнениями, что и для сопла с центральным телом, и пройдет, как показано
на рис. 2.23.
2 9. РАСЧЕТ СОПЕЛ С ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ
Рассмотрим приближенный способ построения контура сопел с цен-
центральным телом. Для упрощения расчета допустим, что расширение по-
потока в сопле происходит, как при плоском течении Прандтля — Майера.
Поэтому при расчете расширения потока за кромкой А будем считать
применимыми зависимости, полученные для плоского течения.
Расчет сопла с центральным телом с внешним расширением
Считаем, что нам известны топливо, т. е. п из, температура Т2 и дав-
давление в камере /?2, а также степень расширения рз/рг* (или, что одно и
то же, Мз). Дозвуковую часть сопла проектируем так, чтобы на кромке
сопла в точке А установилась критическая скорость, т. е. Ма=1. Тогда
О А — поверхность критической скорости (рис. 2.28).
51

Определим положение кромки А и угол наклона кромки. При обте-
обтекании кромки образуется пучок волн разрежения. При расчетном режи-
режиме по условиям работы сопла направление потока на границе свободной
поверхности АС должно совпадать с направлением оси сопла. Для это-
этого угол (Оз наклона касательной Лек контуру в точке А должен быть
равен углу поворота потока при разгоне потока от МА=1 до заданной
скорости М3 (т. е. при расширении потока до рз = Ря)'-
|/ «из—1
zlMS-l -arctgl/M23-l. B.34)
D
Рис. 2. 28. К расчету контура сопла с центральным телом:
/—ось сопла; 2—свободная поверхность
с
Расстояние кромки А от оси сопла равно радиусу выходного сечения R3
и определяется по формуле A.21),
/кр
/
1 1 / Г 2
1-1 V 2
"„3+1
B.35)
где
/з = я/& B.36)
и /кр определяется по соотношению A.42).
Для построения контура центрального тела ОС найдем положение
произвольной точки В на контуре центрального тела. В точку В попадет
промежуточная волна разрежения АВ. Скорость потока w (или М)
вдоль волны разрежения (характеристики) АВ постоянна. Сечение по-
потока /, в котором скорость равна w, определится как проекция боковой
поверхности усеченного конуса, образованного вращением отрезка АВ
вокруг оси сопла, на плоскость, нормальную к скорости. Площадь сече-
сечения потока / и угол со между направлением потока и касательной АЕ
определяются соотношениями:
B.37)
B. 38)
52

Угол а между направлениями характеристики АВ и скорости w (угол
Маха) определится соотношением
sina=—. B.39)
м
Если 7? — расстояние от точки В до оси, а длина АВ равна L, то
f=nL (R-\-Rz)s\na. B. 40)
Обозначив я|) угол между направлением касательной Аг и нормалью к
оси, из геометрических соотношений можем написать:
«Ъ = 90°-ф;
^ВАС' = (а — 0))^-w3=a —(со-|-ф) + 900. B. 41)
Обозначив ^ВАС' = Ь, получим:
а + (и) + Ф)- B.42)
Так как BD=JR3 — R, то
^^ . B.43)
Ф)]
L .
cos[a—(ю + Ф)]
Подставив выражения B.43) и B.39) в уравнение B.40), получим
B.44)
М cos [a— (w +
откуда, с учетом соотношения B. 36),
/? = /?з1 /"l- — Mcos[a-(co-f-4')]. B.45)
|/ /з
Подставив равенство B.45) в формулу B.43), получим
cos [a — ((О + 1
ИЛИ
т I 1
/3
, B.46)
. B.47)
Уравнения B. 42) и B. 47) являются расчетными для построения конту-
контура центрального тела.
Положение крайних точек контура С и О можно определить сразу.
В точке С
ш = со3; М = М3; a = a3; /=/3;
cos [a - (a) + ф)] = cos [a3 — (aK + 90° — a>3)] = sin a3.
Подставляя B.48) в B.42) и B.47), получаем:
63 = «з; 13 = ^~=М3. B.49)
sin аз
В точке О
а> = 0; а=90°; М=1; /=/кр. B.50)
53

Подставим равенства B.50) в выражения B.42) и B.47). Тогда
екр = 180°-ф;
Т= - Г1 — I /l-i^cos(90o-A)]; B.51)
кр (cos90°-^)L V /з J
Для построения контура центрального тела удобно, задавшись рядом
значений М от М=1 до М = Мз, свести расчеты по определению 0 и L в
таблицу (см. табл. 2.3).
Укороченные сопла с центральным телом
В результате расчета мы получаем контур центрального тела иде-
идеального сопла, т. е. сопла, обеспечивающего на срезе равномерный, па-
параллельный оси сопла поток. Так же, как и в случае круглых сопел,
идеальное сопло с центральным телом имеет очень большую длину.
Контур идеальною сопла(Ь\-15)
аз}
038
(f.37
6,96
0,95
J_
Я 1
лКр7
\
10
в
1
20
6)
Контур ид
бального con
ла
С
Рис. 2. 29. Укорачивание сопел с центральным телом:
а—замена части контура конусом; б—изменение фс в зависимо-
зависимости от полуугла Р центрального тела; в—отрезка части контура
Поэтому и здесь для уменьшения габаритов и веса целесообразно при-
применять укороченные сопла. Опыты показывают, что укорочение централь-
центрального тела путем замены профилированного контура конусом приводит
к очень небольшим потерям тяги [55].
Сравнение профилей центрального тела идеального и укороченных
сопел, ограниченных коническими контурами с различными полууглами
раствора конуса, дано на рис. 2. 29, а, откуда видно, что замена конце-
54

вой части контура конусом с углом раствора 20—30° позволяет умень-
уменьшить длину сопла на 40—60%.
На рис. 2. 29, б показано изменение коэффициента сопла фс в зави-
зависимости от полуугла |3 раствора конуса. Из графика видно, что даже
при f$ = 30° потери тяги составляют около 1%.
Центральное тело можно укоротить также, отрезав его концевую
часть и заменив контур ABC контуром ABD (рис. 2. 29,в).
Укороченный контур сопла с центральным телом можно построить
также, решая вариационную задачу об отыскании оптимального контура.
Расчет тарельчатых сопел
Приняв и для тарельчатого сопла допущение о плоском течении газа
при обтекании кромки А, изложенный выше метод можно использовать
для приближенного расчета тарельчатого сопла (рис. 2.30).
Исходные данные для расчета тарельчатого сопла те же, что и при
расчете сопла с внешним расширением.
Рис. 2.30. К расчету контура тарельчатого сопла:
/—ось сопла; 2—свободная поверхность
Обозначим: RA — радиус тарельчатого центрального тела от оси до
кромки А (этим радиусом задаемся из конструктивных соображений);
/?с — радиус контура на срезе сопла. Тогда
Для произвольной точки В контура сопла площадь сечения потока со
скоростью w (или М) определится как проекция боковой поверхности
усеченного конуса, образованного вращением отрезка AB = L вокруг оси,
на поверхность, нормальную к направлению скорости потока w:
fz==^j^fn\n )sjna B 53)
Так как и в данном случае действительны соотношения B.42), то
B.54)
cos [а — (w + Ф)]
Подставляя равенства B.54) и B.42) в выражение B.53), получим
«(я8-/ft)
/=
М cos [а —
B.55)
ОО

Отсюда
г ттк
B.56)
Подставив равенство B.56) в выражение B.54), получим:
cos [а—(а> + ф)] II/ л^а J
L = — = 1- d /l + -^- cos [а- (со-ф)] -1) . B. 58)
ЛА cos [а-(со+ ф)] \\/ ^ nR\ L V тл | v У
Пример расчета сопла с центральным телом
Определить основные размеры и контур центрального тела сопла с внешним рас-
расширением.
Давление в камере сгорания р2*=60 кГ/см2 E,92 Мн/м2);
расчетное давление окружающей среды /?н=Рз=0,49 kFJcm2 @,048 Мн/м2);
температура в камере сгорания 712=3650°/С;
показатель изэнтропы /гиз= 1,2;
газовая постоянная продуктов сгорания #=37 кГ-м/кгград C63 дж/кгград).
Теоретическая тяга двигателя Р=10 Т (9,81 • 104 н). Потери не учитываются.
Решение. 1. По формуле A.23) находим число М3 потока:
Г
2. Находим /з//кр:
1.2+1
=-14,67.
2
3. Удельная тяга РУя и расход топлива G:
273 кГ • с^л:/л:г B680 «• сек /кг);
Р 10 000
^г=36-6 кг1сек-
4. Комплекс Р и площадь критического сечения /кр:
/37-3650
Ап 2,02
РО 182-36,6
= 182;
см?.
J^ р\ 60-104
5. Площадь среза f3 и радиус R3:
/3=14,67/Kp=1643^2; Л,-|/ ^ = l/ Г7Т = 229
56
у Л I/ о, 14

6. Угол наклона наружной кромки к оси сопла со3 и угол \j):
Т!Й arCtgl/ ^C,52-l)-
Свободная поверхность
Рис. 2.31. К примеру построения контура центрального тела
7. Определяем контур центрального тела. Для этого по формулам B. 42) и B. 47)
находим б и L, соответствующие разным значениям М. Данные расчета сводим в
табл. 2.3. При этом значения со и f/fKV> определяются либо по имеющимся таблицам
или графикам, либо по формулам B.37) и B.38). Построенный контур центрального
тела идеального топла приведен на рис. 2. 31, откуда видно, что его длина получилась
большой.
Для укорочения центрального тела заменим часть профилированного контура
конусом с полууглом раствора конуса р=30р. Тогда образующей укороченного цен-
центрального тела будет линия OBD, а длина укороченного сопла — на 55% меньше длины
идеального сопла центрального тела.
Преимущества и недостатки сопел с центральным телом
Исследования сопел с центральным телом начались сравнительно
недавно. Поэтому можно провести только предварительный анализ их
основных возможных преимуществ и недостатков.
Основными достоинствами двигателей с соплом с центральным те-
телом являются лучшие характеристики изменения тяги и меньшие габа-
габариты, чем у двигателей с круглым соплом. Как отмечалось выше, при-
причиной этого является их способность к саморегулированию на режимах
работы, соответствующих режиму перерасширения в круглых соплах.
Длина двигателя с укороченным соплом с центральным телом зна-
значительно меньше длины обычного двигателя. Кроме того, полость цен-
центрального тела можно использовать для размещения в ней агрегатов
установки (например, ТНА), что также позволяет уменьшить габариты.
На рис. 2. 32 показана примерная схема размещения агрегатов в поло-
полости центрального тела и дано сравнение ЖРД с круглым соплом и с
соплом с центральным телом. Ожидаемым преимуществом сопел с цен-
центральным телом является возможность управления вектором тяги путем
разделения кольцевой камеры на отдельные сегменты и изменения рас-
расхода топлива в каждую из отдельных камер. Кстати, при этом можно
ожидать, что вследствие разделения кольцевой камеры на камеры мень-
меньшего размера вероятность возникновения вибрационного горения также
уменьшится.
57

'Г а б л и ца 2.3
М
1,05
1,07
1,1
1,2
1,3
1,4
1,5 1,7
2,0
2,2
2,5
2,7
3,0
3,2
3,5
ч—1
arctg
Лиз-Н
(М2—1)—
0°32
0°51
1°32
4°б
б°68
10°12
13°37
20°44
31°28
37°28
48°34
54°51
63°43
77°2б
—arctg ]/м2—1
a—arc sin
А\
90°
72° 15
69°10
65°22
5б°26
50°17
45°35
41°48
Зб°2
30°
27°2
23°35
21°44
19°28
18°13
1б°36
|77°26 [59°09 [55°45 [51О16 [з9°46 1зО°44 [22°49 [15О38
2°44 |—14°2[—23° 1 —37°33 | —45°41
55°49 1 —63°40 | —73° 24
0,217510,512710,562810,625710,768710,859510,921710,9630 0,998910,970210,92051 0,7946 | 0,6986 | 0,5473 | 0,4436 1 0,285
Il67°26|l49°9
h41
ll2o49|l05°38l 92°44 75°58[ 67° | 52°27 1 44°19 [ 33°11
26°20
16°36
///kp
11,000 [l,002111,0045] 1,009
1,039] 1,07б| 1,134| 1,209] 1,209) l,89l[ 2,35в[ 3,403 1 4,461 | 6,735
9,185 1 14,67
/з /кр /з
0,0681
0,0683 0,0685 0,0688 0,0708
0,0734
0,0774
0,0825 0,096
0,1289 0,1605
0,2320
0,3040
0,4590
0,6260
1,000
/з
М.[5]
0,0148 0,0368 0,0412 0,0473 0,0653 0,0820 0,1000 0,1190 0,1629 0,2503 0,3245
0,4610
0,5730
0,7550
0,8900
1,000
10
12
[о,9852lo,9632J0,9588[р,9527[о,9347|р,918о[о,9ООо[о,881 о[о,8371 [о,7497J0,675б1 0,5390 1 0,4270 | 0,2450 1 0,1100 1 О
lo,9925lo,9814lo,9792lo,9763lo,9676lo,958 [о,949 [о,938б1о,914ejo,866 |о,822 | 0,734 | 0,654 | 0,495 | 0,331 | О
О,ОО75[о,018б|р,О2О8[о,024 [о,ОЗЗ [о,О42 [о,О51 [о,О615[о,086 1о,134 [о, 178 I 0,266 I 0,346 | 0,505 | 0,669
13
14
7 [12]
^ [5]
L—LR* мм
0,0344 0,0362 0,0370 0,0383 0,043
7 Л
8,3
8,47
8,79
9,85
0,0499 0,0563
11,4
12,9
0,0639 0,0861
14,6
19,7
0,138
31,6
0,1935
44,4
0,335
76,7
0,496
114
0,923
212
1,506
345
3,5
803

Из недостатков сопел с центральным телом в первую очередь не-
необходимо отметить трудность организации охлаждения двигателей с
таким соплом из-за сильно развитого периметра критического сечения
и сложности подвода охладителя (см. § 4. 13). Трудности охлаждения
несколько уменьшаются при использовании тарельчатого сопла.
Рис. 2. 32. Примерная схема размещения агрегатов в полости
центрального тела (слева для сравнения показан однокамер-
однокамерный двигатель той же тяги):
1— ТНА; 2—вспомогательные баки
Сравнивая тарельчатые сопла с соплами с внешним расширением,
необходимо отметить как преимущество тарельчатых сопел меньшее
влияние помех со стороны внешней среды, возникающих при движении
ракеты в атмосфере. Вес двигателя с тарельчатым соплом в целом не-
несколько снижается из-за значительного уменьшения веса камеры сгора-
сгорания. Однако, как мы отметили выше, из-за эжектирующего действия
потока в тарельчатых соплах возможно перерасширение до Ри'<рп,
что приводит к ухудшению тяговых характеристик.

Глава
ш
СМЕСЕОБРАЗОВАНИЕ И ГОЛОВКИ КАМЕР ЖРД
Эффективность работы камеры сгорания ЖРД в значительной
мере зависит от организации процессов смесеобразования и сгорания,
в свою очередь существенно зависящих от свойств топлива и конструк-
конструкции головки камеры двигателя.
3.1. ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ ПРОЦЕССОВ
СМЕСЕОБРАЗОВАНИЯ И СГОРАНИЯ
Смесеобразование и превращение топлива
Смесеобразованием называется комплекс процессов, проте-
протекающих от момента ввода в камеру компонентов топлива до образова-
образования однородной смеси. Таким образом, процесс смесеобразования скла-
складывается из подачи компонентов в камеру через форсунки, дробления
струй на капли, испарения и перемешивания.
Процесс смесеобразования должен обеспечить:
1. Возможно более полное сгорание компонентов в камере.
2. Возможно более равномерное распределение соотношения ком-
компонентов (т. е. а) и расходонапряженности г по сечению камеры (см.
§ 5.1).
3. Возможно меньшую склонность к возникновению неустойчиво-
неустойчивого горения.
4. Образование пристеночного слоя, необходимого для защиты сте-
стенок камеры от высоких тепловых потоков в стенку.
Превращением топлива в продукты сгорания будем назы-
называть суммарный процесс, складывающийся из процессов смесеобразова-
смесеобразования и сгорания топлива.
Процессы превращения в зависимости от типа топлива (самовос-
(самовоспламеняющееся или несамовоспламеняющееся) схематично представле-
представлены на рис. 3. 1.
При самовоспламеняющемся топливе после распыливания компо-
компонентов процесс сгорания идет по трем направлениям. Часть топлива
испаряется до смешения в жидкой фазе. После этого происходит сме-
смешение компонентов в газовой фазе и сгорание их, которое и приводит
к образованию продуктов сгорания.
Вторая часть топлива перемешивается в жидкой фазе. При контак-
контакте капель горючего и окислителя реакция горения начинается непо-
непосредственно в жидкой фазе. В связи с резким повышением температуры
при горении часть топлива, недостаточно перемешавшаяся в жидкой
фазе, испаряется, не успев вступить в реакцию. Дальнейшее смешение
и сгорание этого топлива происходит уже в газовой фазе.
60

Одновременно с гомогенным может происходить гетерогенное горе-
горение, т. е. горение жидких капель одного из компонентов в газообразных
парах другого. Такое горение может иметь место в случае опережения
испарения одного из компонентов или при образовании в результате
распыления очень крупных капель, которые испаряются медленнее, чем
мелкие капли.
Реакция горения в жидкой фазе характерна только для самовос-
самовоспламеняющихся компонентов.
Самовоспламеняющиеся
топлива
Смешение 8 жидкой
(рац
Реакции 8
тиднои фазе
Гетерогенное
горение
(Г) ХНесамовоспламеняющиеся
I топлива
Распыливание
Смешение в видной
(ра^зе
Испарение
Смешение 8
газовой, фазе
Реани^ии в
газовой (разе
Гетерогенное
горение
Рис. 3. 1. Схемы протекания процессов превращения
При несамовоспламеняющихся компонентах реакция в жидкой фазе
не возникает, и процесс превращения идет по схеме рис. 3. 1,6. После
распыливания компонентов происходит смешение их в жидкой фазе.
При этом возможно и предварительное смешение (например, в эмуль-
эмульсионной форсунке). Затем происходит испарение компонентов топлива,
дальнейшее их смешение и реакция. Одновременно имеет место также
гетерогенное сгорание капель.
По протеканию процессов, определяющих процесс превращения,
камеру сгорания ЖРД принято разбивать по длине на следующие
основные зоны (рис. 3.2):
I — зона распыливания.
61

Рис. 3. 2. Схема протекания процессов в ка-
камере сгорания:
/—распыливание; 2— испарение; 3—смешение и го-
горение; 4—кинетическое горение; 5—диффузионное
горение; 6—неполнота сгорания
II —зона испарения.
III — зона смешения и сгорания.
Следует отметить, что деление камеры на указанные зоны несколь-
несколько условно, так как процессы распыливания, испарения, смешения и сго-
сгорания не идут в строгой последовательности, и нельзя сказать, что
только после полного распыливания начинается испарение, а после
испарения — смешение и
т. д. В каждой зоне частич-
частично одновременно протекают
два или три процесса. Таким
образом, название зоны
определяет только наиболее
характерный для нее про-
процесс. Разберем протекание
процессов в каждой из зон.
Распиливание
Основными показателя-
показателями, характеризующими ка-
качество распыливания, яв-
являются тонкость и однород-
однородность распыливания, а так-
также дальнобойность струи и
распределение расходона-
пряженнности по ее сечению.
. Качество распыливания
топлива, поступающего в ка-
камеру, определяет протекание в камере дальнейших процессов — испаре-
испарения, смешения и сгорания топлива. На качество распыливания влияют
процессы как в топливоподающей системе и форсунках, так и в камере
сгорания. Тип форсунок (струйные или центробежные), конструкция
и взаимное расположение их в значительной мере предопределяют про-
процесс распыливания топлива.
Распадение струи на капли и дробление капель происходит по вы-
выходе струи из форсунок под действием внешних и внутренних сил.
К внешним силам (иногда их называют аэродинамически,
м и) относятся силы взаимодействия компонента со средой, в которую
он впрыскивается. Величина этих сил зависит от плотности окружаю-
окружающей среды, скорости струи и размеров капель жидкости. К внешним
силам относятся также силы взаимодействия при пересечении струй или
при встрече струи с твердой стенкой. При увеличении скорости движе-
движения струи относительно среды, в которую происходит впрыск, действие
внешних сил растет, при этом растет возмущение поверхности струи,
что приводит к быстрейшему дроблению струи, а следовательно, и улуч-
улучшению качества распыливания.
Однако, распад и дробление струи могут происходить и при от-
отсутствии внешних сил. Так, например, при впрыске компонента в вакуум
распыливание происходит под действием внутренних сил.
К внутренним силам относятся действие турбулентности и
молекулярные силы. В струе компонента, вытекающего из форсунки,
возникают турбулентные пульсации скорости; внутри струи моли жидко-
жидкости совершают беспорядочные движения. Интенсивность турбулентности
зависит от перепада давления на форсунке, плотности, вязкости, а так-
также от конструкции форсунки. Увеличение перепада давления (т. е. уве-
увеличение скорости истечения) способствует увеличению интенсивности
турбулентности, вследствие чего ускоряется дробление струи, т. е. улуч-
62

шается качество распыливания. Молекулярные силы — это силы вязко-
вязкости и поверхностного натяжения.
При выходе струи из форсунки внешние силы и турбулентные пуль-
пульсации скорости внутри струи стремятся раздробить струю (пелену), с
другой стороны, силы поверхностного натяжения и силы вязкости пре-
препятствуют дроблению. При этом дробление струи и образование капель
происходит следующим образом.
Рис. 3. 3. Механизм распада струи (пелены):
а—струйная форсунка; б—центробежная форсунка; в, г—эпюры распределения
расходонапряженности; /—струя; 2—возмущение поверхности и образование пере-
перемычек; 3—дробление струй (пелены) на части; 4—пелена
При впрыске компонента через форсунку образуется жидкая струя
(пелена). Под действием внешних сил и турбулентных пульсаций в
струе появляется возмущение на поверхности жидкости. В результате
дальнейшего действия на компонент внешних и внутренних сил обра-
образуется пленка жидкости и струя (пелена) распадается на частицы раз-
различной величины и формы. Малые частицы под действием поверхност-
поверхностного натяжения принимают форму шара и образуют капли; крупные —
продолжают распадаться дальше (рис. 3.3).
Тонкость распыливания характеризуется величиной сред-
среднего диаметра образующихся капель.
Однородность распыливания характеризуется кривой
распределения капель данного диаметра.
Тонкость и однородность распыливания зависят от свойств компо-
компонента, конструкции форсунки, а также от параметров работы камеры
сгорания, в которую производится впрыск и в первую очередь от плот-
плотности продуктов сгорания. С увеличением плотности среды, в которую
производится впрыск, а также с увеличением перепада давления на фор-
форсунке тонкость распыливания улучшается. Для ЖРД средний диаметр
капли находится в пределах 25—250 мк. Интересно отметить, что для
63

дизеля, имеющего значительно больший перепад давления на форсунке,
средний диаметр капли меньше и находится в пределах 10—100 мк.
Основная причина этого заключается в том, что в дизелях устанавли-
устанавливаются форсунки со значительно большим перепадом давления Арф,
чем в ЖРД.
Дальнобойность струи (или глубина проникновения) опреде-
определяется скоростью выхода струи из форсунки (т. е. перепадом давления
на форсунке), направлением и углом распыливания, а также плотно-
плотностью среды, в которой происходит распыливание компонентов. Увеличе-
Увеличение дальнобойности нежелательно, так как увеличивает размеры зоны
распыливания, а следовательно, и размеры камеры сгорания.
Распределение расходонапряженности компонента по по-
поперечному сечению струи определяется в первую очередь типом фор-
форсунки.
Типичные эпюры распределения расходонапряженности для струй-
струйной и центробежной форсунки показаны на рис. 3. 3, в, г. Для струйной
форсунки типичным является пик расходонапряженности у оси форсун-
форсунки. Для сечения струи центробежной форсунки характерно наличие
двух пиков на некотором расстоянии от оси.
По мере удаления струи от сопла форсунки происходит некоторое
сглаживание пиков (пунктирная линия на рис. 3.3, в). Обычно прини-
принимается, что расходонапряженность по окружности струи постоянна,
хотя в действительности расходонапряженность неравномерна.
Испарение
Процесс испарения является важным этапом подготовки топлива
к воспламенению и сгоранию, так как основное количество топлива в
камере ЖРД воспламеняется и сгорает в газовой фазе. От скорости
протекания процесса испарения сильно зависит и полное время, иду-
идущее на образование продуктов сгорания. Сложность процесса испарения
в камере ЖРД усугубляется тем, что здесь происходит одновременное
испарение не одного компонента, а сложной смеси компонентов с раз-
различными физико-химическими свойствами. При этом процесс испарения
должен закончиться за очень малый промежуток времени порядка
0,002—0,008 сек [66]. Тепло, необходимое для испарения капель в каме-
камере ЖРД, подводится из зоны горения в первую очередь путем конвек-
конвективной теплоотдачи от обратных токов горячих газов. Обратные токи
возникают в результате эжектирующего действия струи впрыскиваемого
топлива. Струя компонента увлекает за собой газы, находящиеся в по-
полостях между струями. В образующиеся при этом зоны разрежения по-
поступают новые порции горячих продуктов сгорания (рис. 3.4).
Часть тепла к каплям подводится радиацией от ядра пламени.
Кроме того, подвод тепла происходит также за счет горения, начинаю-
начинающегося в зоне испарения.
Скорость нагрева и испарения капель, а следовательно, и длина
зоны испарения зависят от температуры окружающей среды, размера
капель, относительной (к потоку газов) скорости движения капель,
а также из физико-химических свойств вещества капли.
Повышение температуры среды ускоряет процесс испарения; по-
повышение давления, наоборот, несколько замедляет его. Уменьшение
размера капли и увеличение относительной скорости движения капли
приводит к ускорению испарения.
Для иллюстрации влияния размера относительной скорости и
свойств жидкости рассмотрим графики (рис. 3.5, 3.6, 3.7). На рис. 3.5
приведены графики изменения по длине камеры сгорания температуры
капель гептана различного размера. Мы видим, что с увеличением раз-
размера капель длина участка прогрева капли до температуры кипения
64

растет. Таким образом, для уменьшения зоны испарения желательно
иметь более мелкий распыл.
На рис. 3. 6 показано изменение скорости движения капли wu и газа
wT по длине камеры сгорания.
Скорость капли wK вначале замедляется, так как происходит тормо-
торможение капли в среде газа, имеющего меньшую скорость wT. По мере
испарения капли скорость wv растет и при LK>25 мм превышает ско-
скорость движения капли. Теперь уже поток газа увлекает за собой кап-
каплю, что приводит к увеличению ее скорости. При этом относительная
скорость капли (wr—wK) вначале растет. Однако по мере испарения
капли, в связи с уменьшением размера капли и уменьшением вследст-
вследствие этого влияния сил инерции на скорость wK, относительная скорость
Обратные
токи
Рис. 3. 4. Возникновение об-
обратных токов
2,5 5,0 7,5 10 LK см
Рис. 3.5. Изменение температуры
гептановых капель различного
размера по длине камеры сгорания
(wr—wK) снова уменьшается. Количество испарившейся жидкости gllCn
сначала растет медленно, но в области высоких относительных скоро-
скоростей (Wr—WK) ПРОИСХОДИТ СИЛЬНЫЙ РОСТ ?исп.
Влияние физических свойств на изменение температуры капли Тк
показано на рис. 3. 7, а и на скорость испарения — на рис. 3. 7, б. Мы
видим, что капли низкокипящих компонентов О2 и F2 достигают темпе-
температуры кипения значительно быстрее, чем капли других компонентов.
Соответственно с этим для испарения низкокипящих компонентов необ-
необходим меньший участок длины камеры сгорания. Сопоставление графи-
графиков 1 и 3 рис. 3. 7, б показывает также, что скорость испарения зависит
не только от температуры кипения, но и от теплоты фазового превра-
превращения жидкости в пар. При заданном давлении /?2 = 21 кГ/см2
(«2,1 Мн/м2) температура кипения гептана (кривая 1) выше, чем тем-
температура кипения аммиака (кривая 3). Однако теплота испарения геп-
гептана E2 ккал/кг) B17 кжд/кг) значительно ниже теплоты испарения
аммиака B69 ккал/кг) A125 кдж/кг) и вследствие этого полное испа-
испарение гептана происходит быстрее, несмотря на более высокую темпе-
температуру кипения.
Мы рассмотрели влияние различных факторов на испарение отдель-
отдельной капли. В процессе испарения в камере сгорания ЖРД, как указы-
указывалось, имеет место одновременное испарение многокомпонентной сме-
смеси капель разных размеров. При этом процесс испарения существенно
осложняется по сравнению с процессом испарения единичных капель.
Неравномерность распыливания приводит в начале испарения к образо-
образованию большого количества паров за счет быстрого испарения мелких
капель. Однако дальнейшее испарение оставшихся более крупных ка-
капель затягивается и в целом период испарения смеси капель различного
65

размера больше, чем период испарения капли среднего размера. Чем
больше неравномерность распиливания, тем больше увеличивается пе-
период испарения смеси капель.
о
25 50 75 100 125 150 175 ZK мм
Рис. 3. 6. Изменение параметров испаряющейся капли гептана и ско-
скорости движения газа по длине камеры
При испарении капель многокомпонентных жидкостей, что часто
имеет место в ЖРД, по мере испарения в капле повышается концентра-
концентрация более высококипящего компонента, что опять-таки может привести
к затягиванию процесса испарения.
?00
300
zoo
юо
/
i
ч
\
"Ч—
aIo
1,0 Zf0 3,0 %О 5.0
99
90
80
60
?0
20
10
5
Z
1
у
J
5'
/
//
r/
"it
у
~z_
J
4
/
и
j.
f
/
| >
' 2
j
см
0,Z5 0,5 1,01,5 2,5 5 10 15 Z5 50
6) lk см
Рис. 3.7. Изменение Гк и ?Иеп капель различных компо-
компонентов-
/—гептан C7Hi6; 2—гидразин N2H4; 3—аммиак NH3; 4—кислород
О2; 5—фтор F2
Кроме неравномерности распыливания и наличия многокомпонент-
многокомпонентных капель жидкости, на скорость протекания процесса испарения топ-
топлива при применении самовоспламеняющихся топлив влияет также на-
наличие реакций в жидкой фазе, возникающих в зоне испарения. Выде-
Выделяющееся при этом тепло может значительно ускорить процесс испа-
испарения.
66

Смешение и сгорание
В результате распиливания и испарения образуются пары горюче-
горючего и окислителя, из которых и получается горючая смесь. Смешение го-
горючего и окислителя происходит как в жидкой, так и в паровой» фазе.
Наиболее желательный, но и очень трудно реализуемый в ЖРД спо-
способ смешения — образование однокомпонентного топлива или эмульсии
путем полного предварительного смешения компонентов в жидкой фазе
еще до поступления их в камеру сгорания. Для ЖРД характерным яв-
является смешение компонентов в самой камере сгорания. Интенсивность
смешения компонентов определяется турбулентной диффузией.
•Процесс смешения топливных компонентов в камере ЖРД начи-
начинается непосредственно с момента поступления их в камеру сгорания и
заканчивается только по мере сгорания топлива. В зонах распыливания
и испарения происходит смешение части компонентов как в жидкой, так
и в газовой фазе. За счет протекания реакций сгорания непосредственно
в жидкой фазе (при самовоспламеняющихся компонентах), а также за
счет интенсивного подвода тепла от фронта пламени (что также при-
приводит к возникновению первых очагов горения газовой фазы еще в зоне
испарения) процесс смешения в этих зонах значительно интенсифици-
интенсифицируется. Однако вследствие неравномерности распыливания и различной
скорости испарения компонентов процесс смешения не заканчивается
в этих зонах, а продолжается и дальше в зоне смешения и сгорания.
Следовательно, часть топлива поступает в эту зону после испарения и
смешения, т. е. в виде полностью подготовленной к сгоранию рабочей
смеси, в которой уже частично началась реакция сгорания. При сгора-
сгорании этой части топлива и начинается образование фронта пламени.
Остальное топливо (большая часть) поступает в зону смешения
и сгорания в основном в испаренном, но еще недостаточно перемешан-
перемешанном для сгорания виде (возможно даже поступление отдельных жид-
жидких капель компонентов). Происходит дальнейшее смешение этой части
топлива. За счет большой разности температур пламени и поступающих
компонентов интенсивность смешения в этой зоне очень велика. Одно-
Одновременно в зоне смешения и сгорания происходит сгорание уже пере-
перемешанного топлива. Вследствие такого «параллельного» протекания
процессов смешения и сгорания фронт пламени в камере сгорания
ЖРД не является какой-то четко очерченной поверхностью, отделяющей
подготовленную горючую смесь от продуктов сгорания. Ширина фронта
пламени определяется тонкостью и однородностью распыливания, ис-
испаряемостью компонентов топлива и интенсивностью турбулентной диф-
диффузии, определяющей, в свою очередь, скорость протекания процессов
смешения.
Процесс горения распыленного топлива может быть схематически
разделен на два: смешение компонентов и химическая реакция.
Скорость протекания реакции определяется температурой и энер-
энергией активации. При низких температурах скорость химической реакции
относительно невелика и меньше скорости смешения компонентов. Ско-
Скорость протекания процесса горения в целом при этом определяется ско-
скоростью химических реакций. Такое горение, при котором скорость про-
процесса лимитируется скоростью химической реакции, называется кине-
кинетическим горением.
В камере сгорания ЖРД кинетическое горение может иметь место
только в самом начале зоны смешения и сгорания, где температура еще
сравнительно невелика. Ограничим эту область зоны смешения и сго-
сгорания сечением т—т (см. рис. 3. 2) и назовем ее областью кинетиче-
кинетического горения. За сечением т—т развивается высокая температура.
Здесь уже химические реакции протекают практически мгновенно. При
.V 67

этом скорость процесса горения определяется скоростью смешения.
Такое горение, при котором скорость процесса лимитируется скоростью
процесса смешения, называется диффузионным горением. По-
Поэтому область за сечением т—т будем называть областью диффузион-
диффузионного горения. В камере сгорания ЖРД область кинетического горения
очень невелика и решающую роль играет диффузионное горение. По-
Поэтому часто принимается, что в целом в камере ЖРД имеет место
диффузионное горение.
На рис. 3. 2 график изменения количества сгоревшего топлива по
длине камеры сгорания не доходит до значения GilG% = 1. Очевидно,
что величина Gt/Gs определяет собой степень физической полноты сго-
сгорания. Соответственно разность 1 — (Gi/G s) характеризует неполноту
сгорания. Для ЖРД коэффициент полноты сгорания фсг = 0,95—0,99.
Кривая превращения и время пребывания
Степень полноты превращения топлива в продукты сгорания при-
принято оценивать изменением коэффициента полноты сгорания по длине
камеры сгорания или по времени, прошедшему с момента поступления
компонентов в камеру. Кривая, характеризующая изменение коэффици-
коэффициента полноты сгорания по длине камеры или по времени, называется
кривой превращения (кривой выгорания) топлива. Иног-
а)
Рис. 3 8. Кривые превращения
а—по длине камеры; б—по времени
да кривую превращения строят в виде изменения температуры или
удельного объема смеси компонентов (топлива или продуктов сгора-
сгорания) по длине камеры или во времени.
Пример кривой превращения показан на рис. 3. 8, а, где приведена
типичная качественная зависимость изменения удельного объема по
длине камеры сгорания. Удельный объем v2 соответствует расчетному
удельному объему при полном сгорании. Кривая превращения не дохо-
доходит до V2, что является следствием неполноты сгорания. В пределах до-
допущенной неполноты сгорания точка 2 соответствует завершению про-
процесса превращения. На рис. 3. 8, б дана кривая превращения, показы-
показывающая изменение удельного объема по времени. Время тПр, прошедшее
с момента поступления топлива в камеру сгорания до завершения про-
процесса превращения, называется временем превращения.
Очевидно, что объем камеры сгорания должен быть таким, чтобы
время пребывания поступивших компонентов равнялось времени пре-
превращения. При меньшем объеме ухудшится полнота сгорания, увеличе-
увеличение же объема нецелесообразно, так как приведет к увеличению габа-
габаритов и веса камеры без существенного улучшения полноты сгорания.
68

Время пребывания в камере топлива и продуктов сгорания
Gt/cp
где VK — объем камеры сгорания;
G —расход топлива;
<^ср — средний удельный объем топлива и продуктов сгорания.
Если время превращения равно времени пребывания, величину
среднего удельного объема можно определить как среднее за время пре-
пребывания, т. е.
».,-Ц=. C.2)
Так как величину иср сразу определить трудно, то для оценки вре-
времени пребывания обычно используют некоторое условное время
пребывания, отнесенное к удельному объему продуктов полного
сгорания v2 (при данном соотношении компонентов):
Gv2
C.3)
Для упрощения анализа часто кривую превращения условно заме-
заменяют ломаной abed (рис. 3.8,6), т. е. принимают, что процесс превра-
превращения происходит мгновенно в момент тз- Место положения вертикаль-
вертикальной линии мгновенного превращения be определяется из условия равен-
равенства площади под кривой превращения /—2 и площади под участком
cd. При этом время превращения разбивается на два слагаемых:
т„Р=-т3 + т2, C.4)
где тз время задержки превращения. Время Т2 согласно условию по-
построения ломаной abed определяется из уравнения
v2t2, C.5)
откуда по формуле C.2), считая т = тПр,
т2=^тпр. C.6)
Сопоставляя выражения C.6), C.1) и C.3), получим Т2=тУсл.
Подставляя т=тпр и Т2 = туСл в выражение C.4), получаем
т = тз + тусл, C.7)
т. е. время пребывания в камере сгорания можно представить как сумму
времени задержки превращения и условного времени пребывания.
Время задержки превращения тз зависит от рода топлива, конст-
конструктивных параметров смесительных устройств и от параметров рабо-
работы камеры сгорания.
При работе камеры ЖРД на установившемся режиме время за-
задержки превращения определяется в первую очередь температурой в
камере сгорания, а также условиями распыливания и теплоподвода к
впрыскиваемому топливу.
Величина условного времени пребывания тусл в полтора-два раза
меньше действительного. Для камер ЖРД величина тусл находится в
пределах 0,0015—0,005 сек. Условное время пребывания (или просто
время пребывания) является важным параметром камеры сго-
сгорания и используется для определения ее объема (см. § 5.2).
69

Процесс превращения в камере сгорания ЖРД характеризуется
интенсивным тепловыделением. Теплонапряженность объема камеры
сгорания ЖРД в 100 раз выше теплонапряженности топки парового
котла и в 10 раз выше теплонапряженности камеры ВРД.
В результате, в камере сгорания ЖРД имеет место интенсивный
теплоподвод к поступающему топливу, что приводит к значительному
сокращению времени испарения и всего времени смесеобразования и
обеспечивает быстрое испарение даже сравнительно крупных капель
топлива.
В связи с этим тонкость распыливания в ЖРД имеет меньшее влия-
влияние на полноту превращения, чем в обычных тепловых машинах. Это
позволяет производить распыливание топлива при сравнительно неболь-
небольших перепадах давления на форсунках 3—15 кГ/см2 @,29—1,47 Мн/м2)
против 50—100 кГ/см2 D,95—9,81 Мн/м2) в ВРД и 200—1000 кГ/см2
A9,62—98,1 Мн/м2) в дизелях. Уменьшение перепада давления на фор-
форсунках до 3—15 кГ/см2 @,29—1,47 Мн/м2) позволяет уменьшить мощ-
мощность, а следовательно, и вес системы подачи.
3.2. СТРУЙНЫЕ ФОРСУНКИ
Подача топлива в камеру сгорания осуществляется с помощью фор-
форсунок. Основное требование к форсункам обеспечить по возможности
более тонкий и однородный распыл топлива при достаточно малом пе-
перепаде давлений на форсунке.
Обычно в ЖРД выделяют два основных вида форсунок: струй-
струйные и центробежные. Имеются также случаи применения щеле-
щелевых форсунок, которые можно рассматривать как разновидность струй-
струйных форсунок, имеющих не круглую, а щелевидную форму выходного
отверстия. Возможны форсунки, сочетающие в себе оба вида форсунок.
Рис. 3. 9. Струйные форсунки.
/—сверления для подвода компонентов; 2—концентричные кольцевые каналы
Струйная форсунка представляет собой отверстие в головке камеры
двигателя, сообщающее полость горючего или окислителя с камерой
сгорания. Схематически различные виды струйных форсунок показаны
на рис. 3.9.
Основными достоинствами струйных форсунок являются, во-первых,
простота выполнения и, во-вторых, большая пропускная способность
головки со струйными форсунками.
Пропускной способностью головки будем называть
количество топлива, подаваемое через единицу поверхности днища го-
головки при заданном перепаде давления.
Струйная форсунка занимает меньше места, чем центробежная.
Это позволяет разместить на единице поверхности головки большее
число струйных форсунок. Кроме того, коэффициент расхода струйных
70

форсунок в 2,5—3 раза больше коэффициента расхода центробежных
форсунок.
В результате при одном и том же перепаде давления струйные фор-
форсунки позволяют обеспечить больший расход через единицу поверхности
днища головки, т. е. имеют большую пропускную способность.
Однако крупным недостатком струйных форсунок является их от-
относительно большая дальнобойность и малый угол распыливания A0—
20°); тонкость распыливания струйных форсунок меньше, чем центро-
центробежных. Кроме того, из-за каналов для подвода компонента к струй-
струйным форсункам головка часто получается относительно тяжелой
(рис. 3. 9, б, в, г).
Больший угол распыливания и лучшее дробление капель можно
получить, если форсунки расположить так, чтобы их струи пересекались
(форсунки с пересекающимися струями, см. рис. 3.12).
При этом в результате соударения компонентов происходит дробление
капель, и угол распыливания увеличивается до 60-=-100°, но пропускная
способность таких форсунок несколько уменьшается. Блок форсунок с
пересекающимися струями может состоять из двух, трех и даже четырех
струйных форсунок. На рис. 3.24, 3.26 и 3.27 показаны схемы и фото-
фотографии различных головок со струйными форсунками.
Расчет струйных форсунок
Струйные форсунки рассчитываются на основе следующих сообра-
соображений. Как известно, теоретическая скорость выхода несжимаемой жид-
жидкости из отверстия
где Д/7ф = (/7ф — /?) — перепад давления,
у — плотность жидкости.
Расход жидкости через форсунку определяется по уравнению рас-
расхода
Сф = ^/сТ, C.9)
где /с — площадь поперечного сечения отверстия в м2;
ji — коэффициент расхода, учитывающий сужение струи и умень-
уменьшение действительной скорости течения по сравнению с теоре-
теоретической.
Подставляя в уравнение C.9) значение w из равенства C.8), по-
получим
Сф = р/сУ^АРфУ, C.10)
откуда
°Ф C.11)
Расход компонента через одну форсунку вф можйо определить,
зная полный расход компонента и число форсунок п. Если предполо-
предположить, что расход через все форсунки одинаков, то
Сф = ^-. C.12)
Однако практически редко бывает так, чтобы все форсунки компонен-
компонентов имели одинаковый расход. Обычно имеется несколько групп форсу-
форсунок одного компонента с разным расходом, а иногда и разной конст-
конструкции.
Плотность компонента известна. Перепадом давления на форсун-
форсунке Дрф обычно задаются в пределах 3—15 кГ/см2 @,29—4,7 Мн/м2);
71

создавать большой перепад давления невыгодно, так как это требует со-
соответственно и большего давления подачи. Уменьшение Д /?ф ниже
3 кГ/см2 нерационально, так как при этом сильно ухудшается распыли-
вание и смесеобразование, а также возрастает возможность возникнове-
возникновения низкочастотных колебаний.
Действительное
истечение
Расчетная схема
Рис. 3. 10. Истечение компонента из струйной форсунки
Коэффициентом расхода \х задаются в соответствии с размерами
сверления струйной форсунки.
При lc/dc = 0,5-н1 расход уменьшается за счет сужения струи.
В этом случае (рис. 3. 10, а) \х=0,60-^-0,65. При lcfdc = 2~-3 также про-
происходит сужение струи, но давление в узком сечении 1—1 (рис. 3. 10, б)
вследствие разрежения меньше, чем в первом случае, поэтому и ско-
скорость по узкому сечению выше. Таким образом расход жидкости возра-
возрастает, несмотря на сужение струи. Поэтому при lc/dc = 2-^-3 значение ко-
коэффициента расхода выше и составляет jbi = 0,75-f-0,85. Применять фор-
\
\\
\
¦0,5
0
11°
о
7Л
1
1,0
0,9
0,8
0,6 . - ,
1 2 3 и 5 6 7 8 Ару нГ/см2
Рис. 3. 11. Зависимость [i от Дрф и геометрии форсунки
сунки с большим отношением lc/dc нецелесообразно, так как при этом
будут возрастать потери на трение. Кроме отношения lc/dc, на коэффи-
коэффициент расхода ji влияет, хотя и в меньшей степени, еще ряд факторов:
а) геометрия форсунок; фаски или скругления входных кромок уве-
увеличивают значение |i;
б) перепад давления на форсунке Д/?ф; с ростом Д/?ф может про-
произойти отрыв потока от стенок сопла форсунки, что при данной геомет-
геометрии приведет к ухудшению \х. На рис. 3. 11 приведен пример зависимо-
72

сти 4li от А рф при различной геометрии форсунки, откуда видно, что при
очень маленькой фаске или отсутствии ее в области Дрф = 2—3 кГ/см2
@,19—0,29 Мн/м2) \х резко падает вследствие отрыва потока от стенок
из-за плохих условий входа. Увеличение глубины фаски е позволяет из-
избежать отрыва в большем диапазоне Л/?ф;
в) температура компонента. С ростом температуры величина пере-
перепада Л/?ф, при котором может произойти отрыв потока от стенок, пони-
понижается;
г) давление в камере р2 (противодавление). Уменьшение противо-
противодавления до 5—6 кГ/см2 @,49—0,58 Мн/м2) может привести к отрыву
струи от стенок, а следовательно, и уменьшению значения |ы;
д) качество поверхности отверстия. Различные заусенцы на кром-
кромках и большая шероховатость стенок отверстия могут привести к зна-
значительному снижению |li. •
Заранее точно учесть влияние всех этих факторов невозможно, по-
поэтому при отработке конструкции всегда проводятся гидравлические
проливки для уточнения параметров форсунок. Диаметр отверстий фор-
форсунок для жидкости dc обычно выполняется в пределах 0,8—2,5 мм.
При диаметре сверления меньше 0,8 мм отверстия легко засоряются.
При dc>2,5 мм распыливание компонента ухудшается, так как струя
компонента получается слишком мощной и плохо распадается на капли.
Струйные форсунки для генераторного газа
При работе двигательной установки по замкнутой схеме (см.
гл. VIII) часть топлива сгорает в газогенераторе. Образующиеся про-
продукты сгорания используются для привода турбины ТНА и затем по-
поступают в камеру сгорания при высокой температуре (800—1000°С).
Для подачи этих газов в камеру целесообразно использовать струйные
форсунки (см. рис. 3.9,d). Исходным для расчета этих форсунок будет
уравнение расхода
«; C.13)
здесь [х = 0,7-ч-0,85;
Твых~плотность продуктов сгорания при давлении на выходе из
сопла рвых = р2;
YBbIx=YBX (М"", C. 14)
где рвх и увх давление и плотность газа перед форсункой.
Так как перепад давления на форсунке рвх—Рвых по сравнению с
давлением в камере р2, равным нескольким десяткам атмосфер, невелик,
истечение газа через форсунку будет докритическим со скоростью исте-
истечения
Г л-1 -1
где R и Гвх газовая постоянная и температура газа перед форсункой.
Подставив выражения C.14), C.15) в равенство C.13), получим
расчетное выражение для определения /с:
/с= 1 п °* ._, ¦ C.16)
/Рвь-
M-Ybx I —
г — -
73

Форсунки с пересекающимися струями
Как мы отмечали выше, применение форсунок с пересекающимися
струями увеличивает угол распиливания и улучшает дробление капель,
О
О ила Г
г
О
о
Отражатель-1
В)
Рис. 3. 12. Блоки форсунок с пересекающимися струями:
а—пересечение струй одного компонента; б—пересечение нескольких струй двух
компонентов; в—форсунки с «разбрызгивателем:»; О—окислитель; Г—горючее
что приводит к увеличению эффективности работы камеры. В США та-
такие форсунки явились первыми, которые были успешно применены в
ЖРД с азотнокислотным топ-
топливом. Различные варианты
схем форсунок с пересекающи-
0 /// мися струями представлены на
рис. 3. 12.
Можно выделить три
основных вида форсунок с пе-
пересекающимися струями:
а) форсунки, обеспечи-
обеспечивающие попарное пересечение
струй одного компонента
(рис. 3. 12, а).
б) форсунки, обеспечи-
обеспечивающие пересечение струй обо-
обоих компонентов (рис. 3.12,6).
При этом в зависимости от со-
соотношения расходов горючего и окислителя (v) на одну форсунку го-
горючего может приходиться одна, две, три и даже четыре форсунки пода-
Y//////.
Рис. 3. 13. К расчету углов наклона стенок
(или отверстий) в блоках форсунок
74

чи окислителя. При пересечении двух и более струй окислителя с одной
струей горючего для лучшего распиливания рекомендуется, чтобы ско-
скорость истечения горючего на 50—60% превышала скорости истечения
окислителя;
в) форсунки со смесительным экраном (отражатель) (рис. 3. 12, в).
В этих форсунках лучшее дробление обеспечивается за счет соударе-
соударения струи и стенки.
При пересечении двух струй угол наклона результирующей струи
можно определить, исходя из следующих соображений (рис. 3. 13).
Обозначим do, аг и as соответственно углы наклона струй окисли-
окислителя, горючего и образовавшейся после соударения струи топлива;
т0, т? и ras и wOy wT и w ъ соответственно массовые расходы и скорости
окислителя, горючего и топлива. Если принять, что количество движения
струй до и после их соударения остается постоянным, то проекции на го-
горизонтальную и вертикальную оси можно описать следующими урав-
уравнениями:
mTwT cos ar-j- mowo cos a0 = m^wi cos as; C.17)
mowo sina0 — mrwrslnar^=m^w^sina^. C. 18)
Разделив уравнение (З. 18) на уравнение C. 17), получаем уравнение
угла наклона результирующей струи топлива
mTwT cos ar + mowo cos a0
Так как часто пересечение струй обеспечивается соответствующим рас-
расположением поверхностей стенок, к которым оси отверстий перпендику-
перпендикулярны, то, очевидно, тогда углы а0 и аг определяют наклон стенок.
В большинстве случаев желательно подобрать углы наклона стенок,
расходы компонентов и скорости (т. е. Л/?ф) так, чтобы направление ре-
результирующей струи совпадало с осевым направлением, т. е. as =0.
Тогда
mowo sin a0 = mrwr sin ar C. 20)
или
C.21)
Следует отметить, что изготовление с необходимой степенью точно-
точности большого числа форсунок с пересекающимися струями является не
менее сложной задачей, чем изготовление и монтаж отдельных центро-
центробежных форсунок.
Пример расчета струйных форсунок
Определить размеры струйных форсунок и угол наклона форсунок окислителя а0
при аг=30°; аЕ =0;
Офг=-43,5 г/сек; Д/?Фг =¦ б кГ/см^ @,59 Мн/jfi); Yr = 0,8 г/см*.
?фо =73 г/сек; А/?Фо = 7 кГ/см* @,68 Мн/м?); Уо = 1,5 г\см\
Решение. Считая l/d=3, принимаем для обеих форсунок коэффициент расхода
ц=0Д
Определяем размеры форсунок. По формуле C.11):
С 43,5.10-3
/ фг 43,510
г !'1/2?Д/?ФгУг 0,8/2.981-6.0,8.10-3
f 73>1 3 ?01
ю-*
.10-2 Сл|2.
?
0,8]/2- 98Ь 7-1,5- Ю-з
75

Считая коэффициент скорости равным коэффициенту расхода \х, определяем действи-
действительные скорости истечения:
v>T=V-y 2^—^- = 0,8]/ 2-9,81
6> 104
800
-1/
у
2.9,81
1500
=24,2 м/сек.
Гак как as =0, то а0 определим по уравнению C.21):
sina0 =¦-- ——— sinar = — — sin 30° = 0,377,
Gowo r 73-24,2
откуда угол наклона форсунки окислителя ао = 22°10/.
3.3. ЦЕНТРОБЕЖНЫЕ ФОРСУНКИ
Центробежной называется форсунка, в которой искусственно
создается закрутка подаваемой через нее струи жидкости. После вы-
выхода жидкости из сопла под действием центробежных сил образуется
тонкая конусообразная пелена компонента, которая быстро распадается
на капли (см. рис. 3.3,6). Поэтому эпюра расходонапряженности цен-
центробежной форсунки имеет два пика (см. рис. 3.3, г).
Л-Л
Рис. 3. 14. Схемы центробежных форсунок:
а—тангенциальная закрытая; б—тангенциальная открытая; в—с завихрителем (шнековая),
/—вход жидкости; 2—завихритель (шнек); 3—вихревая камера
Центробежные форсунки имеют широкий и сравнительно короткий
конус распыла. Распыл центробежных форсунок более тонкий, чем у
струйных. Все это приводит к уменьшению зон распыливания и испаре-
испарения. Однако недостатком центробежных форсунок является их большая
конструктивная сложность и меньшая пропускная способность по срав-
сравнению со струйными форсунками.
По способу получения закрутки потока компонента центробеж-
центробежные форсунки разделяются на тангенциальные (рис. 3. 14,а, б
и 3.15, а, б, в) и форсунки с завихрителем (или ш н е к о в ы е)
(рис. 3. 14, в и 3. 15,E).
В центробежной тангенциальной форсунке жидкость входит в по-
полость форсунки через одно или несколько входных отверстий, оси кото
76

рых перпендикулярны оси форсунки, но не пересекаются с ней. Иногда
отверстия выполняют под острым углом к оси форсунки. В результате
жидкость получает закрутку относительно оси форсунки.
016 ^
I/ уГ Г -ivf"'^
¦s
020
1
в)
Рис. 3. 15. Центробежные
форсунки.
а, б, б—тангенциальные; г, О—
шнековые;
/—корпус, 2—шнек; 3—сопло
Различают от кр ыты е и з а кр ыты е тангенциальные центробеж-
центробежные форсунки. У закрытых тангенциальных форсунок (см. рис. 3. 14, а)
радиус сопла гс меньше радиуса вихревой камеры R. У открытых фор-
форсунок радиус сопла равен радиусу вихревой камеры (см. рис. 3. 14,6).
В форсунке с завихрителем (см. рис. 3. 14, в) закрутка создается с по-
помощью специального завихрителя (шнека), который имеет винтовую
нарезку на наружной поверхности. Двигаясь по винтовой нарезке, жид-
жидкость приобретает закрутку относительно оси форсунки. Рассмотрим
работу центробежной форсунки [1].
Работа форсунки
В центробежной тангенциальной форсунке (рис. 3. 16) жидкость
поступает в полость форсунки через входное отверстие, имеющее ради-
радиус гвх, со скоростью wBx. Это отверстие расположено так, что ось его
касательна к окружности радиуса RBX с центром, расположенным на оси
сопла форсунки. Благодаря такому входу жидкость проходит через по-
77

лость в сопло форсунки, вращаясь. Рассмотрим струйку жидкости, кото-
которая, двигаясь по форсунке, попала в сопло на расстояние г от ее оси.
Если пренебречь действием сил трения, то момент количества дви-
движения любой жидкой частицы относительно оси форсунки должен
сохранить постоянное значение на всем пути от входа в форсунку до
выхода из сопла ее, т. е.
wBXRBX = war, C.22)
где wu — окружная скорость движения частицы жидкости в сопле на
расстоянии г от оси сопла.
Так как можно считать, что в среднем для всех струек (с неболь-
небольшой ошибкой за счет изменения величины гвх) момент количества дви-
рг
Рис. 3. 16. Движение жидкости в центробежной форсунке:
/—жидкость; 2—газовый винт; 3—«живое» сечение
жения жидкости, полученный ею во входном отверстии, один и тот же,
то скорость wu зависит от радиуса г, на который попадает эта струйка
в сопле:
шф^т C.23)
Пренебрегая ничтожной разностью уровней расположения входного
и соплового отверстий, давление в струйке жидкости можно опреде-
определить по уравнению Бернулли:
C.24)
где рвх — давление жидкости во входном отверстии;
wBX — скорость входа жидкости в форсунку;
^ — тангенциальная составляющая скорости жидкости на выходе
из форсунки;
^ — осевая составляющая скорости жидкости на выходе из фор-
форсунки.
Обозначив полный перепад давления на форсунке через Арф и вы-
выражая его через напор Н, получим
2
У У 2g
После этого из уравнения C.24) получим
Y ~~ W 2#
78
C. 26)

Из уравнений C.23) и C.26) видно, что при г—*0 будет wu—*оо, т. е.
давление жидкости на оси форсунки должно иметь бесконечно большое
отрицательное значение. Это для жидкости невозможно, так как жид-
жидкость вообще не выдерживает отрицательных напряжений, т. е. не ра-
работает на растяжение.
В действительности в форсунке происходит следующее. По мере
приближения жидкости к оси форсунки скорость wu будет увеличивать-
увеличиваться, а давление р падать, но только до тех пор, пока оно не станет рав-
равным давлению окружающей среды, в которую происходит истечение
(при впрыске в камеру — давлению в камере). Дальнейшее уменьшение
давления в центральной области течения невозможно* Так как одним
своим основанием эта область выходит сквозь сопло в окружающую
среду, центральная часть форсунки не будет заполнена жидкостью.
В ней будет находиться газовый вихрь с давлением, равным давлению
окружающей среды (давлению в камере). Течение же жидкости по соп-
соплу форсунки будет осуществляться не через все сечение, а только через
кольцевое, внутренний радиус которого равен радиусу газового вихря
гт а внешний радиус — радиусу сопла гс,
Это сечение будем называть живым сечением сопла форсун-
форсунки; его площадь
Расход через сопло форсунки
Q = f}Kwa = wan {r\ - r*m) = wan<prl C. 28)
гдеф — коэффициент живого сечения.
Очевидно, что
т=1-4- (З-29)
Определим изменения wa и wu по поперечному сечению <лруи. Рас-
Рассмотрим сечение струи на срезе сопла форсунки (рис. 3. 17). Выделим
в живом сечении на расстоянии г от оси кольцевой элемент dr. Согласно
принципу Д'Аламбера разность давлений на поверхность кольцевого
элемента Ар уравновешивается центробежной силой. Для единичного
элемента уравнение равновесия будет иметь вид
dp=JHjLdm, C.30)
где dm — масса единичного элемента
^ C.31)
g
Согласно уравнению C.22) можно написать
war = wumrm, C.32)
где wum — тангенциальная скорость движения жидкости при г = гт.
Отсюда
C.33)
После подстановки выражений C.31) и C.33) в уравнение C.30) по-
получим
dp=-^-wudwu, C.34)
g
79

а после интегрирования
C. 35)
Найдем постоянную С. При wu = wum будет р = рт, где рт — давле-
давление, избыточное над давлением в вихре p<i. Очевидно, на границе вихря
и жидкости рт = 0, откуда
W,,
Тогда уравнение C.35) будет иметь вид
y.2g 2g
C. 36)
Wi
НС
wn
щ
wumj
Рис. 3. 17. К определению сил, действующих на кольцевой элемент:
а—живое сечение; б, в—изменение wa, wu и 2а по живому сечению
Сопоставив выражения C.36) и C.26), получим
C.37)
т. е. аксиальная составляющая скорости жидкости в живом сечении соп-
сопла форсунки wa не зависит от г и постоянна по всему сечению, т. е.
wa = const. C.38)
Определим изменение wa по сечению. Уравнение постоянства рас-
расхода для входного отверстия и для сечения на срезе сопла форсунки
Ю^ПГ^у. C. 39)
Подставив из уравнения C.22) значение wBX в уравнение C.39), по-
получим
wu==way <? ——. C.40)
Эпюры изменения wa и wu по живому сечению представлены на
рис. 3. 17,6.
Геометрическая характеристика форсунки
В выражение C. 40) входит комплекс ЯвхГс/г2вх , связывающий основ-
основные размеры форсунки. Этот комплекс обычно обозначают через А и
80

называют геометрической характеристикой центро-
центробежной форсунки, т. е.
Л=%^-с. C.41)
Как мы увидим дальше, геометрическая характеристика является
важнейшим параметром центробежной форсунки.
В данном анализе мы определили геометрическую характеристику
А для тангенциальной форсунки с одним входом. Проведя аналогичные
выкладки, легко найти выражения геометрической характеристики и
для других типов центробежных форсунок.
Так, в общем случае для тангенциальной форсунки с несколькими
входными отверстиями, наклоненными под углом к оси форсунки:
А=^-с sin?, C.42^
где / — число входных отверстий;
Р — угол между направлениями осей входных отверстий и сопла
форсунки.
Для открытой форсунки (см. рис. 3. 14,6), так как гся^/?вх,
г2
А «-4- sin 8. C.43)
Для шнековой форсунки (см. рис. 3. 15, д)
А=Л2хГсЯ_81пр> C.44)
V/
где Rbx — средний радиус винтового канала завихрителя;
(J — угол подъема винтовой линии;
fi — площадь проходного сечения одного канала;
i — число заходов резьбы завихрителя (число каналов).
С помощью геометрической характеристики в общем случае выра-
выражение C.40) для определения тангенциальной скорости wu можно
представить так:
wu = wa<?A-^. C.45)
При г=гт скорость wu = wum и так как гс/гт= 1/ У 1—ф [см. C. 29)],
тангенциальная скорость на границе вихря
wum = wa-7^=A. C.46;
При г = гс
wuc = wayA. C.47)
Коэффициент расхода форсунки
Используя полученные зависимости, определим расход через фор-
форсунку бф.
Так как Н=Арф/у C.25), то из уравнений C.37) и C.46) получим
-^ . C. 48)
1 f 1- Л2
81

Гогда согласно уравнению C.39)
«ЛУШ*
А2
Если обозначить
л/ — А2
и подставить [c=jtrc2, то получим выражение, идентичное уравнемию
расхода через струйную форсунку C.10):
где (л—коэффициент расхода центробежной форсунки.
Из выражения C. 50) видно, что коэффициент расхода \i зависит от
коэффициента живого сечения ф, т. е. от площади живого сечения /ж.
Очевидно, что при /ш—*0 коэффициент расхода и расход будут стре-
стремиться к нулю. Однако и сильное увеличение /ж также приведет к умень-
уменьшению jx, ввиду того, что при больших /ж (т. е. при очень малых радиу-
радиусах вихря гт) значительно уменьшается осевая скорость wa, так как
большая часть напора будет затрачиваться на создание большой окруж-
окружной скорости wu. Следовательно, имеется какое-то оптимальное зна-
значение коэффициента ф, при котором значение \х будет наибольшим. Со-
Согласно известному в гидравлике принципу максимального расхода при
течении компонента через форсунку должна установиться такая вели-
величина живого сечения /ш, при котором расход через форсунку будет наи-
наибольшим. Таким образом, для каждого данного значения А при изме-
изменении живого сечения, т. е. коэффициента ф, имеется свое максимальное
значение коэффициента расхода ji. Для его определения производную
d/ приравняем нулю:
i?2 1_«
откуда
C'52)
_i! L = 0. C.53)
Следовательно, наибольший коэффициент расхода будет при условии
-. C.54)
Зависимость ф от А при условии максимального расхода показана на
рис. 3,18. Подставляя выражение C.54) в уравнение C.50), получим
связь между \х и ф:
Р = <Р1/ ~> С3-55)
после чего можно построить зависимость jli от геометрической характе-
характеристики А (рис. 3.18).
Таким образом, величина коэффициента расхода jli определяется
значением геометрической характеристики центробежной форсунки Л.
Пределы изменения р, легко найти из выражений C.54) и C.55): при
82

А—+0 будет ф—*1 и \i—*1; при Л-^оо будет ф — 0 и ji—>0; при всех
остальных значениях Л 1>ф>0, а величина ц согласно соотношению
C.55) будет всегда меньше ф.
Зная |ы, можем определить необходимую площадь сопла форсунки
из уравнения C. 51):
C-56)
Геометрическая характеристика А связана также с углом факела рас-
распыла 2а.
Как видно из рис. 3. 17, в, угол распыливания а непостоянен по жи-
живому сечению и для периферийных струек
уменьшается соответственно уменьшению \
wu- Поэтому оудем определять средний* 1" ——«——¦ • »****
угол факела распыла для среднего значе-
ния радиуса живого сечения
C. 57)
Очевидно, что
0,6
0,2
wa
C. 58)
Так как wUQ# = wucrclrcv C.22) то с учетом
выражений C.29), C.47) и C.57) получим
0
Рис. 3. 18. Изменение ц, ф и 2а
в зависимости от геометриче-
геометрической характеристики А
и после подстановки равенства C. 59) в формулу C. 58)
C. 60)
Подставляя в последнее выражение вместо ф значения А, связанные с
Ф уравнением C.54), найдем зависимость среднего угла факела рас-
распыливания 2а от геометрической характеристики А (см. рис. 3. 18).
Влияние вязкости на работу форсунки
Выше нами приведен анализ работы центробежной» форсунки при
подаче идеальной жидкости. При подаче реальной жидкости, обла-
обладающей вязкостью, наличие сил трения приводит к изменению коэффи-
коэффициента расхода \х и угла распыла 2а. Трение приводит к уменьшению
момента количества движения потока жидкости по длине форсунки.
Вследствие этого закрутка потока, т. е. wUy уменьшается, что приводит
к уменьшению радиуса газового вихря rm, уменьшение же гт означает
увеличение живого сечения сопла форсунки, т. е. увеличение коэффици-
коэффициента расхода jn, и хотя вследствие потерь напора на трение расход умень-
уменьшается, в целом влияние уменьшения интенсивности закрутки оказы-
оказывается более сильным, чем влияние потерь напора на трение. Поэтому
коэффициент расхода [х для реальной жидкости больше, чем для иде-
идеальной.
Угол распыливания 2а при этом уменьшается, так как уменьшается
тангенциальная составляющая скорости wu. Таким образом, вязкость
приводит к уменьшению угла распыла 2а и парадоксальному, на пер-
первый взгляд, результату — увеличению коэффициента расхода центро-
центробежной форсунки (ы. Как видно из графика рис. 3. 18, к такому же ре-
83

зультату мы пришли бы при уменьшении значения геометрической ха-
характеристики Л.
Поэтому центробежную форсунку, имеющую геометрическую харак-
характеристику А, при подаче реальной жидкости можно рассчитать с ис-
использованием так называемой эквивалентной характеристи-
характеристики форсунки Аъ, меньшей., чем А:
Аэ==КфА, C.61)
где /Сф<1.
По Л. А. Клячко [27]
C.63)
где / — число входных каналов;
В — безразмерный геометрический параметр форсунки;
IJx2bx — для тангенциальной форсунки;
Xnlf¦/ — для шнековой форсунки;
X —коэффициент трения, определяемый при условиях входа
в форсунку по формуле:
= g 2,58 2' C'64)
Здесь
wnxdup
ReBX-=—-—, C.65)
где dnp — приведенный диаметр входных каналов. Для форсунки с чис-
числом i входных каналов общей площадью fBXi
Скорость входа компонента
G*
/bx'Y лавхУ1
Подставляя выражения для йщ, и wBX в уравнение C. 65) и учитывая,
что v=gii/yy получим расчетную формулу для определения ReBX:
Очевидно, для идеальной жидкости коэффициент трения К—О и по
формуле C. 63)
При расчете форсунки формулу C. 63) удобнее привести к виду
(при sin p= 1)
AQ= ?к?с C.67)
84

Влияние конструктивных параметров форсунки
Рассмотрим влияние различных конструктивных параметров на ра-
работу центробежной форсунки.
"Увеличение высоты (длины) форсунки h (см. рис. 3.16)
повышает влияние сил вязкости, что наряду с увеличением jli и умень-
уменьшением угла 2а приводит также к увеличению потерь напора в форсун-
форсунке, т. е. к некоторому ухудшению распыла. Поэтому вполне достаточно
при шнековой форсунке делать высоту шнека не более lU—7з шага вит-
витка, а при тангенциальной форсунке — равной 7?Вх, хотя на практике из
qncTO конструктивных соображений часто приходится мириться со зна-
цительно более высокими форсунками.
Рэксп
О 0,5 1,0 V 2,0 2,5 -р*
с
Рис. 3. 19. Зависимость цОксп/ц
ОТ Rnx/fc
Рис. 3.20. Изменение на-
правления входа жидко-
жидкости при малых значениях
/—направление при танген-
тангенциальном входе. 2—действи-
2—действительное направление
Отношение RBx/rc обычно выбирается в пределах от 1 (для открытой
форсунки) до 2,5.
Как показывают опытные данные, при значениях /?вхА"с<2,5 экспе-
экспериментальные значения коэффициента расхода |Хэксп получаются мень-
меньше теоретических, полученных по графику рис. 3. 18. На рис. 3. 19 при-
приведен график зависимости отношения ^ЭКсп/м< от отношения RBdrc [27].
Изменение отношения lc/dc (см. рис. 3.16) на коэффициент
расхода \х существенно не влияет. Однако с ростом lc/dc уменьшается
угол распыла 2а. Поэтому обычно /c/dc = 0,25-f-l.
Толщина стенки форсунки выбирается из условия /вх/^вх =
= 1,5-т-3. При значениях /ВхА4х<1,5 нарушается тангенциальность входа
(рис. 3.20), что приводит к уменьшению момента количества движения
относительно оси форсунки. Увеличение /вх/^вх также нецелесообразно,
так как приводит к излишним потерям напора на трение во входных от-
отверстиях.
Число входных каналов I (или заходов шнека) обычно берут рав-
равным 2—4. Увеличение числа входных каналов, очевидно, улучшает рас-
распределение расходонапряженности по окружности факела.
Влияние подогрева компонента
Так как камера сгорания ЖРД обычно охлаждается одним из ком-
компонентов (а иногда и двумя компонентами), охлаждающий компонент
поступает к форсунке подогретым и притом часто до температуры, близ-
близкой к температуре кипения или даже равной ей. Поэтому вопрос о влия-
влиянии температуры подогрева компонента на работу центробежной фор-
форсунки имеет практическое значение. Если температура жидкости, посту-
поступающей в форсунку, такова, что давление насыщенных паров (упругость
пара) ps не превышает давления в газовом вихре (равного давлению
в камере сгорания /?2), то в работе форсунки существенных изменений
85

не будет. Следует только учитывать изменение плотности компонента
от температуры. Однако если ps>pz, то в форсунке происходит кипение
компонента, и из сопла форсунки в камеру сгорания поступает не жид-
жидкость, а парожидкостная смесь. Естественно, это влияет на работу фор-
форсунки и, в первую очередь, на коэффициент расхода форсунки \л.
Достаточно подробный .анализ работы форсунки при течении подо-
подогретой или кипящей жидкости приведен в работах [58], [61]. В работе
Н
0,5
0,3
0,2
\
7
Ч
о
V
\
н
0,5
44
42!
0,1
1
'О UQ 80 1Z0 160 ZOO t°Z О W 80 120 160 200 240 280 320 360 Ь°С
а) Ю
Рис. 3.21. Изменение коэффициента расхода \it в зависимости
от температуры жидкости:
а—вода; Рж— 30 кГ/см2 («3 Мн/м2); б—дизельное топливо; рф = 20 кГ.сл-
(«2 Мн/м2);
/_без учета испарения жидкости в вихре; 2—по формуле C 68), 3—по фор-
формулам работы [62]
[58] влияние подогрева на коэффициент расхода предлагается
вать введением коэффициента расхода подогретой
кости \ц:
Рф — Ps
учиты-
жид-
жидC. 68)
где ji — коэффициент расхода при истечении холодной жидкости;
РФ — давление перед форсункой.
Следует иметь в виду, что при ps, близких к рф, формула C. 68) дает
заниженные значения \iu а при ps = ^ получается fx^ = O, что не соот-
соответствует опытным данным. Поэтому при значениях ps, близких к рф,
следует принимать несколько завышенные значения jut^ по сравнению с
полученными по формуле C.68). В случае необходимости более точного
аналитического определения \it можно воспользоваться результатами
работы [62], где получена уточненная, но значительно более сложная
зависимость для определения \xt. На рис. 3.21 приведено сопоставление
значений \ли полученных из опыта по формуле C. 68) и формулам ра-
работы [62].
Расчет центробежной форсунки
При расчете центробежной форсунки предполагаем известными
расход компонента через форсунку G$ и его физические свойства. При
этом принимается следующий порядок расчета центробежной форсунки.
\. Задаемся углом распыливания 2а и перепадом давления на фор-
сунке А рф В зависимости от условий работы форсунки выбирают угол
2а и перепад Арф в пределах 2а = 30-г-120°; Дрф = 3-М5 кГ/см2 @,29—
1,47 Мн/м2). Наиболее распространенные значения угла 2а лежат в пре-
пределах 90—120°, однако при некоторых специфических условиях могут
потребоваться форсунки и с меньшими углами. Пределы перепада дав-
давления Арф определяются теми же соображениями, что и для струйной
форсунки.
2. Зная угол 2а, по графику рис. 3. 18 определяем геометрическую
характеристику А и коэффициент расхода \i.
86

3. Определяем площадь сечения сопла форсунки и диаметр сопла.
По формуле C. 56)
Л Ф откуда rfc=i/-i-Л-
4. Из конструктивных соображений, учитывая влияние различных
параметров на работу форсунки, задаемся числом входных отверстий i
и «плечом» закрутки Rbx/гс- Зная i и Rbx/гс, определяем
~\/ 1А '
5. Зная гвх, по формулам C. 66) и C. 64) определяем коэффициент
трения X.
6. При известных теперь гс, Rbx, гвх и Я по формуле C. 67) опре-
определяем
л ^пхгс
э~ X "
^вх+^-^вх(^вх-^с)
Если полученное значение Аэ отличается от геометрической характери-
характеристики А не более, чем на 5%, то на этом расчет заканчивается; значения
Гс» Rbx и гвх первого приближения принимаются за окончательные и
определяются остальные размеры форсунки. Если расхождение А и Аэ
большое, то расчет проводится повторно. Взяв за основу полученное
значение Лэ, по графикам рис. 3. 18 определяем новое \х (уже с учетом
вязкости), а затем новые значения гс, Rbx и гвх.
По новым значениям rc, ^?BX и гв* определяем эквивалентную гео-
геометрическую характеристику второго приближения Л^1 и сравниваем ее
с Лэ первого приближения. Если снова получалось большое расхожде-
расхождение, то выполняют третье приближение. Но обычно уже при втором
приближении Л^1 достаточно близко к Лэ первого приближения.
7. По полученным при последнем приближении окончательным зна-
значениям rc, Rbx и гвх определяются остальные размеры форсунки (см.
рис. 3.16):
Радиус камеры закрутки /?3=^вх + /'вх- Если при расчете форсунки воз-
возникает необходимость учитывать подогрев компонента, подаваемого
форсункой, то по формуле C. 68) корректируем значение коэффициента
расхода, полученное в пункте 2, и дальнейший расчет ведем при новом
значении коэффициента расхода ixt.
Пример расчета центробежной форсунки
Рассчитать с учетом вязкости тангенциальную центробежную форсунку для пода-
подачи азотной кислоты при температуре ее 288° К. Расход кислоты через форсунку
(?Ф=68 г/сек; плотность YHNOa^'^* г/сж3; вязкость g |л=0,981 • 10~3 кГ/мсек
@,981 • 10 н-сек/м2).
Решение. Задаемся углом распыливания 2а=100° и перепадом давления
Д/?Ф=8 кГ/см2 @,78 Мн/м2). В соответствии с графиком рис. 3. 18 по углу 2а опре-
определяем геометрическую характеристику Л и коэффициент расхода \i:
Л=4,2; |i=0,16.
Определяем размеры сопла форсунки:
f °Ф^068
^
0,1б/2.9,8Ь8.1,5Ы0-з
l/ —/с= 1/ Г^'8,75 = 3,34 мм; гс = 1,67 мм.
у л у 3,14
87

Так как мы проводим расчет с учетом вязкости, то корректировку размеров, полу-
полученных в первом приближении (округление до целых чисел), пока производить не
будем.
Принимаем /?вх/^с=2,5 и i=2. Тогда
/?вх = 2,5гс = 2,5-1,67 = 4,18 мм; Свх = Оф/2=-34 г/сек;
i^- 0,912 мм; rfBX = l,824 мм.
Определим коэффициент трения X. ' По формуле C.66)
Re =. ». 4°»068 34 150
ВХ (^)я]/"/4вх 0,981-10-^3,14-1,41-1,824-Ю-з
По формуле C.64) определяем Я=0,0331. По формуле C.67) определяем
, ЯпхП: 4,18.1,67
Аэ~ 9 X ~ 9 0,0331
^х + -^-Лвх(Лвх-гс) 2-0,9122+ —^-4,18 D,18 — 1,67)
" '
Полученное значение Ло отличается от А на 9,5%, поэтому рассчитываем форсунки во
втором приближении уже по геометрической характеристике Лэ.
По графику рис. 3. 18 при Лэ=3,83 находим коэффициент расхода с учетом вяз-
вязкости |j,=0,17.
Определяем размеры сопла форсунки. По формуле C.56)
/с= Г °* = 8,2Ы0~2 см*
с 0,17/2-981-8.1,5Ы0-з
з^ 8,21 = 3,22 мм;
принимаем */с = 3,2 мм; /-с=1,6 мм; RBJrc — 2,5.
Тогда
#вх--=2,5-гс=-2,5-1,6 = 4 мм;
|= 0,914^.
Принимаем гвх=0,9 жж; rfBx=l,8 мм. По формулам C.66) и C.64) определяем ReBX
и коэффициент трения X при уточненных размерах форсунки: ReBx—34 400. Так как
ReBX изменился незначительно, коэффициент трения, подсчитанный по формуле C.64),
остается равным X=0,0331.
Определяем значение Аэ по данным второго приближения:
2-0.9»+^4 D-1.6)
Значение AlJ отличается от Лэ на 5%, что находится в допустимых пределах. Поэтому
считаем определенные во втором приближении значения гс, Rbx и гвх окончательными.
Определим остальные размеры форсунки:
/вх= l,5rfBX= 1,5-1,8 = 2,7 мм;
/с = 0,5tfc = 0,5-3,2= 1,6 мм;
высота форсунки Я=/?вх=4 мм; радиус камеры закрутки /?3==^вХ+'*вХ=4+0,9=4,9 мм.
3.4. ДВУХКОМПОНЕНТНЫЕ ФОРСУНКИ
Схемы двухкомпонентных форсунок. Преимущества и недостатки
Наряду с однокомпонентными форсунками применяются также и
двухкомпонентные центробежные форсунки, основные схемы которых
88

представлены на рис. 3. 22. Различают два вида двухкомпонентных фор-
форсунок:
А —с внутренним смешением (эмульсионные).
Б — с внешним смешением.
В двухкомпонентных форсунках с внутренним смешением переме-
перемешивание компонентов происходит в форсунке еще до поступления их
в камеру сгорания. Внутри форсунки оба компонента образуют эмуль-
эмульсионную смесь, которая и поступает в камеру сгорания, поэтому эти
форсунки часто называют эмульсионными. Такие форсунки часто
целесообразно применять при подаче несамовоспламеняющихся компо-
S/ / //
щ
ш
г
/ / / / /^
\ °
Рис. 3. 22. Схемы двухкомпонентных форсунок:
А— с внутренним смешением (эмульсионные); Б—с внешним смешением:
а, г, д—закрытые форсунки; в, е—открытые форсунки; б—полуоткрытая форсунка; ж—щелевая
форсунка
нентов, так как при самовоспламеняющихся компонентах реакция сго-
сгорания может начаться раньше, чем эмульсия компонентов выйдет из
форсунки, что приведет к разрушению форсунки и камеры сгорания.
В двухкомпонентных форсунках с внешним смешением перемеши-
перемешивание компонентов происходит по выходе из форсунки. Таким образом,
можно считать, что двухкомпонентная форсунка с внешним смешением
по существу представляет собой конструктивный блок двух однокомпо-
нентных форсунок, обеспечивающий перемешивание компонентов в за-
заданном соотношении непосредственно у головки двигателя.
Двухкомпонентные форсунки не обязательно являются сочетанием
двух центробежных форсунок. Возможны различные конструктивные
сочетания из центробежной, струйной и щелевой — форсунок. На
рис. 3. 22, ж показана схема двухкомпонентной форсунки с внешним
смешением, в которой соединены центробежная и щелевая форсунки.
Применение двухкомпонентных форсунок позволяет улучшить сме-
смесеобразование, так как обеспечивается основное смешение компонентов
еще в жидкой фазе, что приводит к более быстрому протеканию всего
процесса сгорания, а значит позволяет уменьшить необходимый объем
камеры сгорания. Пропускная способность головки с двухкомпонент-
ными форсунками выше, чем с однокомпонентными центробежными
форсунками.
89

Недостатками двухкомпонентных форсунок являются, во-первых,
их большая конструктивная сложность и, во-вторых, более жесткие тер-
термические условия работы головки. Так как при применении двухком-
двухкомпонентных форсунок укорачиваются зоны распыливания и испарения,
фронт пламени приближается к головке и интенсивность тепловых по-
потоков от фронта пламени к головке возрастает.
Рассмотрим порядок расчета двухкомпонентных форсунок.
Расчет эмульсионных форсунок
Расчетная схема показана на рис. 3. 23, а. Обозначим /0; hi wo\ wT\
Yo; Yr; сФ.о; Сф.г соответственно число входных отверстий, скорости вхо-
входа', плотности и расходы через форсунку окислителя и горючего.
Для общности считаем, что отверстия подачи горючего наклонены под
углом |3.
А-й
S)
Рис. 3.23. К расчету двухкомпонентных форсунок:
а —с внутренним смешением; б —с внешним смешением;
/—эмульсия; 2—отверстие для входа горючего; 3—внутренняя
форсунка; 4—внешняя форсунка
Допустим, что -/?вх^?вх.г=#вх.о и что срабатываемые перепады дав.
ления при подаче горючего и окислителя равны; действием сил трения
пренебрегаем. Тогда можно записать
Рф = Рв.о +
Рв. г +
2*
C. 69)
где рво = Рвг — давление окислителя и горючего в смесительной поло-
полости форсунки.
Из равенства C.69) следует, что при рв.о=рв.т
C.70)
90

где
/я = -^. C.71)
Yr
Расход топлива через форсунку
A±^ Я/вг»ув»о1±^. C.72)
На основании закона сохранения момента количества движения можем
записать:
СФ а^Лх = G^TwrRBX cos p + G^owoRn9 C. 73)
где о>2 —тангенциальная составляющая скорости перемешанного по-
потока в смесительной полости.
w^BX = wury C-74)
где wu — тангенциальная составляющая скорости эмульсии на выходе
из сопла.
Из равенства C. 73) с учетом выражений C. 70) и C. 72) получаем
v -г >/"m cos /о __ч
и из формул C.74) и C.75) определяем
г
C. 76)
Определим плотность топлива уъ, образовавшегося при смешении
в форсунке горючего и окислителя. Так как
Ys Yo Yr
то с учетом выражений C.71) и C.72)
Vs = -LiLi -. (о./о)
v-fm
Определим окружную скорость эмульсии в сопле форсунки wu.
Аналогично уравнению C.39) с учетом зависимости C.72) урав-
уравнение расхода через форсунку
где wu — осевая составляющая скорости эмульсии в сопле.
Тогда, сопоставляя выражения C.76), C.78) и C.79), получим
чу -j=- wao ¦ RX c ——. C. 80)
и ' A + v) (v + тп) irQ r
Обозначив
получим
<wu = war?A3M —^-, C. 82)
где А9и — геометрическая характеристика эмульсионной форсунки.
Уравнения C.82) и C.45) аналогичны.
91

Проделав преобразования, аналогичные преобразованиям для одно-
компонентной форсунки, мы можем убедиться, что зависимости ^ и 2а
от Лэм такие же, как и для однокомпонентной форсунки (см. рис. 3. 18).
Следовательно, зная топливо (т. е. v и т) и задавшись радиусом вход-
входных отверстий окислителя г0 и числом их /0, можем дальнейший расчет
двухкомпонентной эмульсионной форсунки проводить в том же поряд-
порядке, что и расчет однокомпонентных форсунок, используя при этом гео-
геометрическую характеристику эмульсионной форсунки Лэм вместо гео-
геометрической характеристики А.
Расчет двухкомпонентных форсунок с внешним смешением
Расчет двухкомпонентных форсунок с внешним смешением
(рис. 3. 23, б) в основном сводится к расчету внутренней и наружной
форсунок, рассматриваемых как самостоятельные однокомпонентные
форсунки. При этом радиус вихря наружной форсунки г1т должен быть
больше наружного радиуса корпуса сопла внутренней форсунки rl\ т. е.
гт>г н1. В случае когда Гт^г", у наружной форсунки часть живого се-
сечения будет загромождена корпусом внутренней форсунки.
Радиус вихря наружной форсунки г1т легко определить, зная гео-
геометрическую характеристику форсунки, так как формулы C.29) и
C. 54) дают нам связь между А, коэффициентом живого сечения ф и
отношением гт/гс.
Решая совместно уравнения C.29) и C.54), находим для идеаль-
идеальной жидкости связь между rmfrc и А.
Угол распыливания наружной форсунки 2а1 может быть и меньше
угла распыливания внутренней форсунки 2а11 (как показано на
рис. 3.23,6), и больше. В первом случае пересечение факелов распыли-
распыливания обеспечивает лучшее перемешивание. При 2а1 >2ап обеспечи-
обеспечивается лучшая защита головки от прогара (при этом часто в наружную
форсунку подают горючее). Заканчивая рассмотрение различных типов
форсунок (струйных, центробежных, одно- и двухкомпонентных и т. д.),
необходимо отметить, что важной стадией разработки форсунок являют-
являются их гидравлические испытания, которые обычно проводятся на воде.
Эти испытания позволяют прокорректировать расчетные коэффициенты
расхода и углы распыливания, а также получить необходимые данные
по смешению и распределению компонента по сечению камеры.
3.5 ГОЛОВКИ КАМЕР ЖРД
Головка камеры двигателя является главным узлом, обеспечиваю-
обеспечивающим правильную организацию смесеобразования в камере сгорания.
Конструкция головки должна обеспечить устойчивое горение в камере,
а также способствовать плавному выходу двигателя на режим и умень-
уменьшению импульса последействия (см. § 5.5). При проектировании го-
головки должно быть осуществлено необходимое размещение и надежное
крепление форсунок, наиболее удобный подвод компонентов к форсун-
форсункам и технологически возможно более простое соединение головки с
камерой сгорания.
Типы головок ЖРД
Основные типы головок — плоские, шатровые и сферические.
Плоские головки (рис. 3. 24, а, б, в) являются наиболее рас-
распространенным типом. Преимущество плоских головок — в простоте кон-
конструкции; кроме того, плоские головки позволяют достаточно хорошо
обеспечить однородность поля скоростей и концентраций, топлива по
поперечному сечению камеры сгорания. Недостатком плоских головок
92

является относительно небольшая прочность и малая жесткость. Поэто-
Поэтому в плоских головках крупногабаритных двигателей необходимо пре-
предусматривать подкрепляющие элементы, обеспечивающие требуемую
прочность и жесткость головки.
На рис. 3. 25 показана плоская головка, работающая по схеме
рис. 3. 24, а. Охладитель О поступает из охлаждающего тракта в полость
между средним 2 и нижним 3 днищами головки, откуда через шнековые
форсунки 6 поступает в камеру сгорания. Компонент Г через входную
/ Вариант
Рис. 3. 24. Схемы головок ЖРД:
«—плоская с двойным дном; б—плоская со сверлениями; в—плоская с пересекающимися
струями окислителя и горючего; г—сферическая; д—сферическая с форкамерами. е—шат-
е—шатровая с центральным подводом окислителя,
/—верхнее днище, 2—среднее днище; 3—нижнее днище; 4—полость охладителя; 5—коль-
5—кольцевые коллекторы; 6—сверления; 7—запальник; 8—полость О?, 9—кольцевые полости Н_>;
10—клапан; //—форкамеры
трубку 10 поступает в полость между верхним / и средним 2 днищами.
а оттуда через шнековые форсунки 5 — в камеру сгорания. Форсунки
крепятся развальцовкой. Головка соединяется с камерой сгорания с
помощью соединительного кольца 4, а также непосредственно сваркой
с внутренней оболочкой 7 камеры сгорания.
На рис. 3. 26 и 5. 3 показаны внешний вид и разрез головки со свер-
сверлениями, выполненными по схеме рис. 3. 24, б.
Сферические головки нашли применение преимущественно
в двигателях больших тяг. Достоинство головок — в жесткости кон-
конструкции.
93

10 9
Рис. 3. 25. Плоская головка:
/—верхнее днище; 2—среднее днище; 3—нижнее днище;
4—соединительное кольцо; 5—форсунки горючего; 5—фор-
5—форсунки окислителя; 7—внутренняя оболочка камеры сго-
сгорания, 8—корпус камеры, 9—входная трубка, 10— грубка
Рис. 3. 26. Плоская головка со струйными
форсунками
Рис. 3. 27. Сферическая головка со струй-
струйными форсунками
94

На рис. 3.24, г и. 3. 27 показаны схема и внешний вид сферической
головки кислородно-водородного двигателя RL-1O.
На рис. 3. 24, д и 5. 4 показаны схема и разрез сферической голов-
головки кислородно-спиртового двигателя ракеты А-4.
Рис. 3.28. Форкамера головки двигателя:
У—трубка подвода окислителя; 2—центральная струйная фор-
форсунка; 3—верхний ряд центробежных форсунок; 4—боковые
струйные форсунки; 5, 6—комбинированные струйные и цен-
центробежные форсунки; 7—внутренняя оболочка форкамеры
Шатровые головки, по форме напоминающие шатер (см.
рис 3.24, е), находят применение в двигателях малых и средних тяг, а
также в качестве форкамер. Преимуществами шатровой головки яв-
являются большая, чем у плоской головки, поверхность для размещения
форсунок и хорошие прочностные свойства. Недостатки головки — в
сложности изготовления и неравномерности распределения топлива по
сечению. При шатровой головке возможно образование «жгута» рас-
распыленного топлива. На рис. 3. 28 показана форкамера головки.
Размещение и крепление форсунок на головке
Размещение форсунок на головке должно способствовать выполне-
выполнению основных требований, предъявляемых к смесеобразованию, при
обеспечении надежности и технологичности конструкции, что в основном
сводится к следующему.
1. Возможно более равномерное распределение по сечению каме-
камеры сгорания соотношения компонентов а и расходонапряженности г.
95

2. Возможно меньшая склонность к возникновению неустойчивого
горения.
3. Защита стенок камеры сгорания от прогара.
4. Защита головки камеры сгорания от воздействия высоких теп-
тепловых потоков, идущих от фронта пламени.
5. Удобство подвода компонентов.
Исследования показали, что распределение соотношения и расхо-
донапряженности компонентов, полученное непосредственно у головки,
практически сохраняется вдоль всей камеры сгорания и сопла двигате-
двигателя. В свою очередь неравномерность распределения а и г по сечению
камеры влияет на удельную тягу двигателя Руд (см. § 3.6).
а) Б)
Рис. 3. 29. Схемы расположения форсунок-
8)
шахматное; б—сотовое; б—концентричное; X—форсунки горючего: о—форсунки окислителя;
• —форсунки горючего для создания пристеночного слоя
Рассмотрим основные схемы размещения форсунок. В двигателях,
работающих на однокомпонентных форсунках, для обеспечения хоро-
хорошего смесеобразования необходимо равномерное чередование форсу-
форсунок горючего и окислителя. Поэтому можно выделить следующие основ-
основные схемы расположения форсунок горючего и окислителя на головке
двигателя.
Шахматное расположение, когда форсунки горючего и
окислителя располагаются в шахматном порядке, чередуясь между
собой (рис. 3.29, а). Недостаток этого способа состоит в том, что число
форсунок горючего получается примерно равным числу форсунок окис-
окислителя. Так как весовой расход окислителя обычно в 2—4 раза больше,
чем горючего, то при таком расположении расход каждой форсунки
окислителя значительно больше расхода форсунки горючего, что может
ухудшить смесеобразование, так как мощная струя окислителя плохо
смешивается с относительно слабой струей горючего, сбивая ее в. сто-
сторону.
Сотовое расположение (рис. 3.29,6), при котором каждая
форсунка горючего окружена группой окислительных форсунок, позво-
позволяет иметь большее число форсунок окислителя, чем горючего. При
этом разница в расходах форсунок окислителя и горючего меньше, чем
при шахматном расположении, что обеспечивает лучшее распыливание и
смешивание компонентов топлива.
Концентричное расположение, при котором пояса фор-
форсунок горючего и окислителя чередуются (рис. 3.29, в). В некоторых
конструкциях такой способ размещения упрощает подвод компонентов
к форсункам. Примером концентричного расположения форсунок может
служить головка кислородно-водородного двигателя (см. рис. 3.24, г и
3. 27). Здесь в концентричных поясах размещены группы форсунок, со-
96

стоящие каждая из двух форсунок горючего (Н2) и одной — окисли-
окислителя (О2).
Двухкомпонентные форсунки могут быть размещены по любой
схеме; необходимо только учитывать возможность возникновения не-
неустойчивого горения, а также необходимость защиты головки от про-
прогара.
Для обеспечения условий, наименее способствующих возникновению
неустойчивого горения, как одно-, так и двухкомпонентные форсунка
иногда размещают в порядке, представляющем собой различные комби-
комбинации приведенных выше схем расположения форсунок, а также стре-
стремятся несколько растянуть процесс горения по длине камеры сгорания.
В конце камеры желательно существование гетерогенной зоны, кото-
которая демпфирует, насколько это возможно, продольную высокочастот-
высокочастотную неустойчивость горения [4]. Это достигается определенным чередо-
чередованием форсунок с различными расходами и углами распыливания (т. е.
дальнобойностью).
Для защиты стенок камеры сгорания от прогара создается защит-
защитный пристеночный слой, переобогащенный горючим и имеющий вслед-
вследствие этого более низкую температуру, чем ядро потока. Следует отме-
отметить, что пристеночный слой с большим избытком окислителя также
имел бы температуру ниже температуры ядра потока и, по-видимому,
являлся бы вполне удовлетворительным защитным слоем, однако опас-
опасность возникновения местных очагов горения у стенки в окислительной
среде и прогара стенок вследствие окисления металла приводит к тому,
что обычно создается пристеночный слой, обогащенный горючим. Для
этого на головке либо устанавливается специальный периферийный пояс
форсунок горючего, как на рис. 3. 29, либо крайние форсунки окислителя
заменяются форсунками горючего.
Периферийные форсунки горючего обычно делаются более дально-
дальнобойными и с меньшим расходом, чем основные форсунки. Шаг между
периферийными («защитными») форсунками и их местоположение под-
подбирается так, чтобы обеспечить равномерную толщину пристеночного
слоя по периметру камеры. Местное увеличение толщины пристеночного
слоя приведет только к увеличению потерь тяги, не улучшая защиты
стенок. В то же время не следует допускать чрезмерного утонения за-
защитного пристеночного слоя или пробоя его струями окислителя.
При размещении форсунок необходимо также обеспечить и защиту
самой головки от прогара, могущего явиться результатом большого
теплоподвода от ядра пламени. С этой точки зрения зоны распылива-
распыливания и испарения являются зонами, защищающими головку от больших
тепловых потоков, однако при большом расстоянии между форсунками
могут оказаться участки поверхности головки, не защищенные в доста-
достаточной мере от воздействия обратных токов горячих продуктов сгорания,
что может привести к прогару головки. Такая опасность возникает при
применении двухкомпонентных форсунок, у которых фронт пламени
располагается ближе к головке. При установке центробежных форсунок
обычно наименьшее расстояние между форсунками определяется раз-
размером самой форсунки, а также соображениями прочности головки,
ослабляемой сверлениями под форсунки, и находится в пределах 12—
30 мм [27]. На таких же расстояниях размещаются струйные форсунки.
Расходы через однокомпонентную форсунку находятся в пределах
30—300 г/сек, а для периферийных форсунок могут быть меньше; расхо-
расходы через двухкомпонентную форсунку могут доходить до 2,5—3 кг/сек.
При охлаждаемых головках возможно значительное увеличение расхо-
расхода через одну форсунку; так, испытания головок, охлаждаемых топли-
топливом, с расходом через одну форсунку порядка 20 кг/сек дали удовлет-
удовлетворительные результаты [67].
4 908 97

Для защиты головки от прогара возможно применение различных
термостойких покрытий [69].
Топливо подводится к форсункам либо по специальным каналам
(см. рис. 3.24,6), либо путем образования в головке различных поло-
полостей горючего и окислителя (см. рис. 3.24,а, в, г), обеспечивающих
примерно одинаковый перепад давления на всех форсунках.
Головки с подачей компонентов по каналам более сложны кон-
конструктивно и обычно более тяжелы, чем головки с раздельными поло-
полостями. В нижнюю полость обычно по конструктивным соображениям
подают компонент, охлаждающий камеру сгорания.
Крепление форсунок. В случае выполнения форсунок в виде
отдельных конструктивных узлов наиболее распространенным способом
крепления является пайка; находят применение также резьбовое соеди-
соединение и развальцовка.
Размещение на головке различных дополнительных устройств (за-
(запальника, устройства для продувки и т. д.) нежелательно, так как они
отнимают полезную площадь для размещения форсунок, нарушают рав-
равномерность распределения топлива по сечению; кроме того, место уста-
установки этих устройств хуже защищено от тепловых потоков и поэтому
возникает опасность прогара головки.
3.6. ВЛИЯНИЕ ГОЛОВКИ НА СМЕСЕОБРАЗОВАНИЕ
И УДЕЛЬНУЮ ТЯГУ
Исследование работы ЖРД показало, что качество процесса смесе-
смесеобразования и удельная тяга зависят от конструкции головки, формы
ее, расположения и типа форсунок. Расположение форсунок влияет так-
также ка условия горения и теплообмен в камере ЖРД.
Ряссмотрим некоторые расчетные схемы, позволяющие провести ко-
количественную оценку влияния расположения форсунок на протекание
процессов перемешивания компонентов и на параметры ЖРД [8].
Качественная картина процесса смесеобразования в камере ЖРД
После поступления в камеру сгорания окислитель и горючее пере-
перемешиваются как в жидком, так и в газообразном состоянии.
Одним из основных факторов, обусловливающих перемешивание
компонентов, является взаимное расположение форсунок окислителя и
горючего. После выхода окислителя и горючего из форсунки происходит
соударение капель компонентов и слияние их, а также частичное вза-
взаимное проникновение факелов распыливания, способствующее переме-
перемешиванию компонентов вблизи головки. Наиболее полное перемешивание
имеет место при применении форсунок с пересекающимися струями, од-
однако и при параллельных осях форсунок в результате встречи конусов
распыливания на некотором расстоянии от головки также имеет место
перемешивание и слияние капель.
Рассмотрим, для примера, как происходит перемешивание капель
компонентов, подаваемых центробежными форсунками.
Предположим, что форсунки горючего и окислителя чередуются,
как показано на рис. 3. 30. При пересечении конусов распыливания ком-
компонентов в точке А часть компонентов сливается в один пучок, а часть
взаимопроникает через конус распыливания и продолжает двигаться
в прежнем направлении. Степень «проницаемости» компонентов зависит
от расстояния между форсунками. С увеличением расстояния между
форсунками степень проницаемости увеличивается. Однако при малых
расстояниях можно считать факелы непроницаемыми. Поэтому полага-
полагаем, что при первом пересечении конусов распыла в точке А происходит
98

слияние компонентов О и Г в один пучок АВ с очень незначительным
проникновением, приводящим только к некоторому расширению пучка.
Направление пучка АВ определяется количествами движения окисли-
окислителя и горючего.
Если количество движения окислителя больше, то пучок отклоня-
отклоняется в сторону форсунки Г, и в точке В происходит вторичное пересе-
пересечение уже пучков компонентов. При этом образуется факел смеси ком-
компонентов, ограниченный лучами ВС (рис. 3.30, а). При равенстве коли-
количеств движения компонентов направление пучка после пересечения в
точке А остается осевым (рис. 3.30,6).
Таким образом, в результате перемешивания струй компонентов,
вытекающих из центробежных форсунок, происходит слияние и частич-
частичное взаимное проникновение капель. При этом в зависимости от коли-
0 Г О Г О ГО
я у а у? ул
\ I \ / \ /
«) \/ \/ \/
,/..; /М\ /%
Рис. 3. 30. Схемы перемешивания капель компонентов:
а — количество движения окислителя больше, чем горючего; б — количества движения
окислителя и горючего равны
чества движения компонентов струи пересекаются в одном (точка А)
или двух сечениях камеры сгорания (точки А и В). И в том и в другом
случае по поперечному сечению камеры «сфера взаимного влияния
струй» при перемешивании капель в основном ограничивается шагом
между форсунками, и на больших расстояниях от оси форсунки влияние
данной форсунки на перемешивание невелико. Следовательно, если рас-
расположение форсунок на головке с самого начала не обеспечивает рав-
равномерного по сечению камеры соотношения компонентов, то перемеши-
перемешивание капель эту неравномерность будет сглаживать в основном только
в пределах шага между форсунками.
Вторым фактором, способствующим перемешиванию компонентов,
является турбулентность, возникающая при испарении капель.
При этом на интенсивность турбулентности влияет:
а) разность скоростей капель и газа;
б) отток газов, образующихся при испарении капли, нормально к ее
поверхности;
в) неравномерность расходонапряженности по сечению камеры;
г) разность скоростей испарения капель компонентов.
Рассмотрим влияние каждой из этих причин на перемешивание.
Как отмечалось выше, непосредственно у головки начинается испарение
капель за счет обратных токов и радиации (см. рис. 3.4). Пока газа,
образующегося в результате испарения, еще мало, скорость капли wv
больше скорости газа wr. По мере испарения капель скорость газа рас-
растет и в каком-то сечении камеры скорости выравниваются, т. е. wr=wv
(точка М на рис. 3.6). Количество испарившихся компонентов при этом
достигает 10—35% от общего количества. При дальнейшем движении
капель и газа скорость капли отстает от скорости газа, соответственно
4* • 99

5?SS3355S?5
перемешиванию газ^ окружающего каплю (или пучок), с основным по-
Т0К0Нали3чие нормального к капле потока газа, образующегося вслед-
ствие испаренияРкапли, также способствует турбулентному перемещива-
Рис. з. 31. Типичная схе-
МЭ РсаечёнРГкаНмеЯрьп П°
те указанных причин происходит
^^
приняв соответствующий закон распределения
компонентов вокруг оси форсунки.
при перемешивании газа в силу неравно-
мерности распределения расходонапряженно-
сти г имеет место перетекание газов на рас-
расстояния порядка радиуса камеры, так как
даже после выравнивания г на расстояниях от
оси пучка равных шагу между форсунками,
неравномерность г по всему сечению камеры
остается. При этом газ перетекает к участкам,
в которых расходонапряженность г меньше.
Однако этот процесс не оказывает решающего
влияния на изменение распределения компо-
компонентов по сечению камеры.
Различие в скоростях испарения капель
компонентов также сказывается на турбулент-
перемешивании газов. При оттоке газов от
капеГь'гГзы не увлекают за собой жидкие
7ТИГГГНГРаТ
^
S вГоРосГ7спаТениГГпГГомпонен
(например, жидкого кислорода и керосина)
закона распределения компонента вокруг оси форсунки.
После окончания испарения происходит дальнейшее смешение и
чению камеры, закончиться не успевает.
100

распределения v и г между форсунками (рис. 3. 31), но неравномерности
в целом не ликвидирует. Очевидно, что чем больше длина камеры сгора-
сгорания и сопла, тем менее справедлив этот вывод, так как при течении
газов по камере и соплу некоторое перемешивание все-таки продол-
продолжается, однако до определенных длин камеры сгорания и сопла прибли-
приближенно можно считать, что состав отдельных струй продуктов сгорания,
выходящих из сопла, различен, причем эта неравномерность определяет-
определяется в первую очередь расположением форсунок на головке.
Для оценки распределения v по сечению камеры достаточно рассчи-
рассчитать распределение v, получившееся в результате перемешивания ка-
капель у головки по выходе компонентов из форсунок. При этом влияние
турбулентного перемешивания газов можно учесть соответствующим
законом распределения компонента вокруг оси форсунки.
Распределение компонентов вокруг оси форсунки
Рассмотрим головку с центробежными форсунками. Для простоты
анализа примем шахматное расположение форсунок окислителя О и
горючего Г (рис. 3.32, б).
а)
Рис. 3. 32. Образование пучков смеси компонентов:
а-две форсунки; б—шахматное расположение, в—сотовое расположение; г—форсунки у стенки;
#— форсунки окислителя; -!-— форсунки горючего; О—места образования пучков
Также будем считать, что количества движения окислителя и горю-
горючего равны, следовательно, после пересечения факелов в точке А на-
101

правление пучка будет осевым (см. рис. 3.30,6). Пересечение факелов
двух смежных форсунок О и Г пройдет по гиперболе АХАА2 (рис. 3. 32, а).
Проекцией линии пересечения факелов на плоскость, параллельную го-
головке, будет прямая АХА2.
После слияния окислителя и горючего на линии пересечения А\ААч
капли имеют составляющие скорости, направленные вертикально (вдоль
оси) и горизонтально. Горизонтальная составляющая скорости движе-
движения компонентов, очевидно, будет направлена от линии, соединяющей
оси форсунок, к точкам А\ и А2. В результате в точках А\ и А2 образуют-
образуются пучки смеси компонентов.
При взаимодействии форсунок, расположенных в шахматном по-
порядке, слияние смеси капель в пучок произойдет в точках Ль Л2, Л3, А4у
причем в каждом из этих пучков
произойдет слияние компонентов от
пересечения конусов распыливания
четырех форсунок, окружающих пу-
пучок (рис. 3.32,6 и 3.33).
При сотовом расположении
форсунок (см. рис. 3.32, в) пучки
образуются в точках Ль Л2, Л3, Л4,
Л А
Рис. 3. 33. Образование пучков у го-
головки с шахматным расположением
форсунок:
• —форсунки окислителя; Н—форсунки
горючего; о—места образования пучков
Рис. 3. 34. Принятое распределение
компонента вокруг оси пучка
Во всех случаях капли, находящиеся ближе к стенке, чем оси бли-
ближайших к ней форсунок, попадают на стенку (см. рис. 3.32, г).
Образовавшиеся в нашем случае пучки капель в точках Ль Л2, Л3,
Л4 движутся параллельно оси камеры. При этом пучки расширяются как
за счет увлечения капель газом, так и в результате некоторого, очень
незначительного, проникновения капель, а также в результате испа-
испарения капель компонентов.
Приближенно примем, что при достаточном удалении от головки
распределение компонентов вокруг оси пучка следует некоторому закону
распределения, близкому к закону Гаусса (рис. 3.34), причем величина
среднеквадратичного отклонения окислителя или горючего от оси пучка
пропорциональна шагу между форсунками Н, т. е.
— =ke ш\ C.83)
dF v ]
где G — расход компонента в пучке;
г—расстояние от оси пучка;
dG — количество компонента, попадающее на площадку dF на рас-
расстоянии г от оси пучка.
Рассмотрим распределение количества окислителя вокруг оси вы-
выбранной форсунки. Поданный через форсунку окислитель распределил-
102

ся поровну между пучками Ль Л2, Аз, Л4. В каждый из этих пучков
попал, кроме того, окислитель из форсунок Би Б2, ?з, Б4 (см. рис. 3. 33).
Количество окислителя у оси рассматриваемой нами форсунки опре-
определится как сумма количеств, попавших из пучков Аи Л2, Л3, А4
(рис. 3.35, кривая 1).
Распределение компонента вокруг оси (кривая 1) также следует
закону, близкому к закону
Гаусса (кривая 2). Поэтому
с достаточной степенью точ-
точности можно принять, что
распределение окислителя
вокруг оси форсунки прохо-
проходит по кривой 2, т. е. под-
подчиняется закону Гаусса,
причем величина среднего
квадратичного отклонения
компонента пропорциональ-
пропорциональна шагу между форсунка-
форсунками Н:
dF
--ke
C. 84)
Рис. 3.35. Распределение компонента вокруг
оси форсунки
где Оф — расход компонента через форсунку;
сЮф — расход компонента через площадку dF, нормальную к оси
форсунки и расположенную на расстоянии г от оси;
k — коэффициент пропорциональности, определяемый при инте-
интегрировании уравнения C.84):
2т:
Г Г - —
? = * J d<? ) re 2H2dr =
о о
откуда
2я//2
C. 85)
С учетом уравнения C.85) закон распределения компонента вокруг
оси форсунки выразится уравнением
-277* C.86)
dF
Если количество движения капель одного из компонентов больше,
чем другого, то, как указывалось выше, в точке В пучки компонентов
пересекаются вторично (см. рис. 3.30).
Анализ показывает, что вторичное пересечение не вносит сущест-
существенного изменения, и выражение C.86) остается справедливым для
оценки распределения компонента вокруг оси форсунки, не только при
шахматном расположении форсунок, но и при других схемах располо-
расположения.
Количество компонента, попадающего на площадку сечения
от одиночной форсунки
Выделим в сечении камеры произвольно расположенную площадку
и определим количество компонента GUJl, попадающего на нее от фор-
103

сунки Б, находящейся на расстоянии г от площадки (рис, 3.36). Из
уравнения C.86)
Так как г2=х2-\-у2, то
C.87)
О +
Рис. 3.36. К определению
количества компонента, по-
попадающего на произвольно
выбранную площадку сече-
сечения камеры
Выражение C.88) после сокращения дважды на Я]/2 можно пере-
переписать в виде
Jt>E
d
Если ввести функцию вида
то, учитывая, что
/я J
X
C.89)
C. 90)
hVT
где z=x\HY2, ii обозначив
ч .
' Г^~Я/2"'
' "lJ'z~H/T )
104
C.91)
C. 92)

получим:
Н V2 _ ( х \
2 Г \ffYT
Я Г 2 / // N)
**-«~k\'~^)dbfc
Н /2
C. 93)
Тогда выражение C.89) можно переписать так:
C-94)
Численное определение Gnn требует умения вычислять интеграл C. 90)
при любых значениях ф. Так как интеграл C. 90) в конечном виде
через элементарные функции не выражается, для расчетов используется
табл. 3.1 значений Ф(ф) при различных значениях ф.
Таблица 3. 1
Значения функции Ф (z) -104
Z
0,0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1,0
1,2
1,3
1,4
1,5
1,6
1,7
1,8
0
0
1125
2227
3286
4284
5205
6039
6778
7421
7969
8427
8822
9103
9523
9661
9763
9838
9891
1
113
1236
2336
3389
4380
5292
6117
6847
7480
8019
8468
8835
9130
9539
9673
9772
9844
9895
2
226
1348
2443
3491
4475
5379
6194
6914
7538
8068
8508
8868
9155
9554
9684
9780
9850
9899
3
336
1459
2550
3593
4569
5465
6270
6981
7595
8116
8548
8900
9181
9569
9695
9788
9856
9903
4
451
1669
2657
3694
4662
5549
6346
7047
7651
8163
8586
8931
9205
9583
9706
9796
9861
9907
5
564
1680
2763
3794
4755
5663
6420
7112
7707
8209
8624
8961
9229
9597
9716
9804
9867
9911
6
675
1790
2869
3893
4847
5716
6494
7175
7761
8254
8661
8991
9252
9611
9726
9811
9872
9915
7
789
1900
2974
3992
4937
5798
6566
7238
7814
8299
8698
9020
9275
9624
9736
9818
9877
9918
8
901
2009
3079
4090
5027
5879
6638
7300
7867
8342
8733
9048
9297
9637
9745
9825
9882
9922
9
1013
2118
3183
4187
5117
5959
6708
7361
7918
8385
8768
9076
9319
9649
9755
?832
9886
9925
105

Продолжение
1,9
2,0
2,1
2,2
2,3
2,4
2,5
2,6
2,7
2,8
2,9
9928
9953,2
9970,2
9981,4
9988,6
9993,1
9995,
9997,6
9998,7
9999,2
9999.6
9931
9957,2
9971,5
9982,2
9989,1
9993,5
9 9996,1
9934
9957,2
9972,8
9983,1
9937
9959,1
9974,1
9983,9 9984,
6 9997,8
9998,
9999,
9999,
9939
9960,9
9975,3
,6
9989,7 9990,2 9990,6
9994,4
3 9996,5 9996,7
9 9998,0 9998,1
9993,8 9994,1
9996,
9997,
9998,8 9998,9 9998,9 9999
3 9999,3 9999,4 9999,4
6 9999,6 9999,7 9999,7
9942
9962,9
9976,4
9985,4
9991,1
9994,7
9996,9
9998,2
,0
9999,4
9999,7
9944
9964,2
9977,5
9986,1
9991,5
9995,0
9997,1
9998,3
9999,1
9999,5
9999,7
9947
9965,8
9978,5
9986,7
9992,0
9995,2
9997,2
9998,4
9999,1
9999,5
9999,7
9949
9967,3
9979,5
9984,4
9992,4
9995,5
9997,4
9998,5
9999,2
9999,5
9999,8
9951
991,8,8
9980,5
9988,0
9992,8
9995,7
9997,5
9998,6
9999,2
9999,5
9999,8
При изменении ф от 0 до оо функция Ф(ф) изменяется от 0 до 1.
Подставляя в уравнение C.93) значения фх,2; Ф*, ь Фу, ь фу,2 и опреде-
определяя по табл. 3. 1 соответствующие значения функции Ф(ф), можно по
формуле C.94) определить количество компонента, попадающего на
площадку от форсунки Б.
При вычислении расстояний хи х2\ Уи Уг необходимо брать их со
своим знаком, при этом должно быть соблюдено условие (с учетом зна-
знака): Хг>Х\\ у2>У\.
Соотношение компонентов в ядре потока
В соответствии с полученной формулой C. 94) количества окисли-
окислителя G0.im и горючего бг.цл, попадающие на произвольно выбранную в
сечении камеры площадку, из /0 и iv форсунок, будут равны:
C. 95)
Тх.,)] [Ф (<р,.2
Среднее значение соотношения компонентов, проходящих через пло-
площадку,
2 °Фо [* <Ъ,2) - * (Ъ.О! [ф (V*) - ф <Vi)l
аг.пл ^j Фг L Vr^»2/ VT^,1/J L \ТУ,2)
Если расходы через все форсунки О и Г одинаковы, то
и выражение C.96) примет вид
S [ф <-**.>) - Ф (Тх.О] [ф (Va) - Ф (^.i
VnjI== v°p 77' s I*(^-2)~ ф (?'.0] [ф (^.2)-ф (9g.i
C. 96)
C. 97)
C. 98)
106

Формула C. 98) дает нам среднюю величину соотношения компо-
компонентов, проходящих через произвольно выбранную площадку сечения
камеры. При этом размеры площадки мы никак не ограничивали.
При практических расчетах вполне достаточно брать линейные раз-
размеры площадки равными шагу между форсунками. Форма площадки
может быть различной для каждой выбранной схемы размещения фор-
форсунок.
Соотношение компонентов vCT в пристеночном слое
Как отмечено выше, на стенку попадают все капли компонентов,
вышедшие за пределы линии, соединяющей оси крайних форсунок. Так
как, наталкиваясь на стенку, все капли остаются в пределах площадки,
го можно считать, что количество компонента, попавшее на пристеноч-
пристеночную площадку шириной х2—Х\ (рис. 3. 37), будет равно количеству ком-
компонента, попавшего на полосу бесконечной длины (т. е. у2=оо).
При г/2 = °о функция Ф(фУJ) = 1 и выражения C.95) применительно
к площадке, расположенной у стенки, запишутся в виде:
C. 99)
Отсюда отношение компонентов в пристеночном слое
V — -
Gr.c
C. 100)
Так же, как при определении v для средних участков сечения камеры,
при определении vCT раз-
размер площадки (Х2—Х\)
целесообразно брать рав-
равным шагу между форсун-
форсунками. Формулы C.95),
C.96), а также C.99) и
C.100) позволяют опре-
определить расходы и соотно-
соотношение компонентов с уче-
учетом всех форсунок, раз-
размещенных на головке.
Однако, как видно из
рис. 3. 35, влияние форсу-
форсунок, отдаленных от пло-
площадки на расстояние
больше, чем три шага, очень незначительно. Поэтому при расчете ука-
указанных параметров вполне допустимо учитывать только форсунки, от-
отстоящие от данной площадки (в середине сечения или у стенки) не
дальше, чем на три шага.
Обычно схемы размещения форсунок на головке имеют несколько
осей симметрии. Поэтому нет необходимости проводить расчет расхода
и соотношения компонентов для всех участков сечения, а достаточно
провести его только для одного сектора головки (например, при шах-
шахматном размещении — для 7в части сечения). Так как при этом учи-
учитывается влияние большого числа форсунок, расположенных на разных
О
Рис. 3. 37. К определению vCT
107

расстояниях, практически удобно проводить расчеты, пользуясь вычер-
вычерченной в масштабе схемой размещения форсунок, замеряя расстояния
#2, Х\. \)ь У\ непосредственно по схеме.
Пример расчета соотношения компонентов vCT
Определить соотношение "компонентов у стенки vCT на участке № 1 головки ка-
камеры двигателя. План расположения форсунок и место выбранного участка приведены
на рис. 3.38.
Расходы через форсунки завесы горючего <7ГЗ=Ю г/сек; горючего Gr = 33 г/сек;
окислителя Go=90 г/сек.
Решение. Считаем, что на участок попадают только компоненты от форсунок,
расположенных на расстоянии <3#. Проведя дугу радиусом, равным 3#, выделим
область размещения форсунок, влияющих на соотношение компонентов, проходящих
через площадку № 1. Мы видим, что в эту область попало 13 форсунок.
Для удобства дальнейшего расчета все данные по расходу, расстояниям и зна-
значениям вспомогательных функций для этих форсунок сведем в табл. 3. 2.
Определив все необходимые данные, подсчитываем соотношение компонентов на
участке № 1 C. 100):
2-13,8 + 3,16
7,66 + 2.2,60+2-0,116 + 2.1,26 + 8,03 + 2.0,733
Аналогично можно определить соотношение компонентов на любом другом участке.
Геометрический метод расчета соотношения компонентов
по сечению камеры
Расчет распределения соотношения компонентов по сечению ка-
камеры является довольно трудоемким. Поэтому для ориентировочного
расчета распределения v и г по сечению можно использовать упрощен-
упрощенный, геометрический метод, сущность которого состоит в сле-
следующем. Вся площадь головки разбивается на участки; за границы
участков обычно принимаются линии, соединяющие центры форсунок
окислителя (рис. 3.39). Для каждого из участков определяется число
№
форсу-
форсунок"
1
2 и 2'
3 и 3'
4 и 4'
5 и 5'
6
7
8 и 8'
Компо-
Компонент
Г
Г
Г
Г
0
г
0
г
Безразмерные расстоя-
i
77
—0,5
0,9
2,4
1,5
0,5
—0,5
—0,5
0,5
1ИЯ ДО
Хо
и
0,5
1,9
3,4
2,5
1,5
0,5
0,5
1,5
участка
У\
И
0
0,1
0,35
1
1
1
2
2
Ж
И
оо
оо
оо
со
оо
оо
оо
оо
н
1^
9-
—0,353
0,636
1,69
1,06
0,353
—0,353
—0,353
0
,353
Значения со
'н
9-
0,353
1,34
2,4
1,76
1,06
0,353
0,353
06
1
г-,
51
9-
0
0,071
0,248
0,705
0,705
0,705
1,41
J
41
S
1
9-
оо
оо
оо
оо
оо
оо
оо
X)
108

приходящихся на него форсунок окислителя i0 и горючего /г. Если часть
форсунок находится на границе участков, то число форсунок /0 или /г
может быть и дробным, так как в этом случае на выделенный участок
от данной форсунки попадает только часть компонента.
Рис. 3.38. К решению примера:
—форсунки завесы Г,3 ; н—форсунки горючего Г; О—форсунки
окислителя О;
Значения Ф (<f)
Ф ОРхл)
-0,383
0,631
0,983
0,866
0,383
-0,383
-0,383
0,383
Ф (?*.2)
0,383
0,920
0,999
0,987
0,866
0,383
0,383
0,866
Ф <?iu)
0
0,080
0,274
0,681
0,681
0,681
0,954
0,954
Ф ('f */,2)
1
1
1
1
1
1
1
1
9-
е
см
W
0,766
0,289
0,016
0,121
0,483
0,766
0,766
0,483
Таб
1
е
i
1
0,920
0,726
0,319
0,319
0,319
0,046
0,046
лица 3. 2
у
ff
"?!
||
7,66
2,6
0,116
1,26
13,8
8,03
3,16
0,733
109

Соотношение компонентов v и расходонапряженность г определяют-
определяются по формулам:
v =
C.101)
C. 102)
где Go и Gr —расходы через одну форсунку окислителя или горючего
соответственно;
Fy4 — площадь участка.
Рис 3 39 К определению местных v геометрическим методом
Для примера рассмотрим участки О{О2ОЪОА (рис. 3.39, а) и О{О2ОгОАОъО&
(рис. 3.39,6).
На участок О\О2ОгОА каждая из форсунок окислителя подает только lU часть
расхода, а на участок О\О2ОгОАОъО&—7з часть расхода. Для указанных участков чис-
число форсунок окислителя i0 соответственно будет равно V4X4=1 и '/зХб = 2. Число
форсунок горючего /г = 1 для обоих участков.
Аналогично подсчитывается соотношение компонентов в пристеночном слое (см.
рис. 3.39,6). Для участка АХА2
— + — + — -!- — -2; /г = 2; vcl=:—f.
3 3 3 3 2<_7Г
Для участка А2Лг
1 2
112 18
3 3 3 3 3
8/ЗС/р
В данном методе никак не учитывается влияние форсунок, нахо-
находящихся за пределами участка, хотя, как указывалось выше (см.
рис. 3.35), такое влияние имеется и наиболее существенно сказывается
на соотношении компонентов в пристеночном слое. Поэтому геометри-
геометрический метод расчета распределения компонентов дает менее надежные
результаты, а для расчета соотношения компонентов у стенки вообще
непригоден.
Влияние неравномерности v и г по сечению камеры
на удельную тягу и комплекс р
Итак, установлено, что в любом из сечений камеры соотношения
компонентов v и расходонапряженности г распределяются неравномер-
неравномерно. Иными словами, на некоторых участках сечения значения v и г от-
отличаются от расчетных средних. Отклонение на каком-либо участке
сечения значений v от среднего (чаще всего оптимального) приводит
к тому, что на этих участках действительные температуры сгорания и
состав продуктов сгорания также получаются отличными от расчетных.
ПО

Если предположить, что среднее значение соотношения компонентов
по всей камере было выбрано оптимальным, т. е. соответствующим наи-
наибольшему значению Руд, то удельная тяга на участках, где значения v
отличаются от оптимальных в ту или другую сторону, будет меньшей
и удельная тяга камеры сгорания в целом, очевидно, также уменьшится.
Разбив сечение камеры на участки и определив тем или иным спо-
способом значения расходов, соотношения компонентов и расходонапря-
женности для каждого из участков сечения, находим удельную тягу
двигателя и расчетное значение комплекса (Зр как среднюю величину
удельной тяги и комплекса C* отдельных струй различного состава:
(ЗЛОЗ)
где Р л1 — удельная тяга при действительном соотношении компонентов
на /-м участке;
Gj —расход топлива через 1-й участок;
G — полный расход топлива;
^ —значение комплекса гр, соответствующее составу компонен-
компонентов, проходящих через 1-й участок.

Глава
IV
ОХЛАЖДЕНИЕ ЖРД
4.1. ТЕПЛООБМЕН В ЖРД
Организация охлаждения камер является одним из важней-
важнейших вопросов проектирования ЖРД и по сравнению с другими типами
тепловых машин значительно усложняется особенностями процесса теп-
теплообмена в ЖРД.
Первая особенность состоит в том, что процесс в камере ЖРД про-
протекает при высоких температурах C000—4000° К) и давлениях (до
100 ата и более). Так как продукты сгорания движутся по камере дви-
двигателя с очень большой скоростью, резко возрастают коэффициент кон-
конвективной теплоотдачи от горячих продуктов сгорания к стенкам каме-
камеры двигателя и конвективные тепловые потоки qKi доходящие в крити-
критическом сечении сопла до 20-f-60-106 ккал/м2ч B3,3-f-69,7 • 106 вт/м2).
Второй особенностью теплообмена в ЖРД является высокий уро-
уровень радиации в камере сгорания, что приводит к большим лучистым
тепловым потокам q^.
Как известно, лучеиспускательная способность газов пропорцио-
пропорциональна абсолютной- температуре в степени 3—3,5, поэтому при указан-
указанных температурах в камере сгорания и сопле ЖРД возникают большие
тепловые потоки от лучеиспускания qR, которые для обычных топлив до-
достигают 20—40% общего теплопотока в стенки камеры сгорания. По
мере снижения температуры газа в сопле относительная доля лучистого
теплового потока снижается.
Третья особенность теплообмена состоит в том, что вследствие мощ-
мощных суммарных конвективных и лучистых тепловых потоков в стенку
камеры температура ее может достигать недопустимо высоких величин.
Поэтому в ЖРД следует применять материалы, обладающие жаро-
жаропрочностью и возможно большей теплипроводностью, что, однако, вы-
выполнить весьма затруднительно, так как жаропрочные материалы, как
правило, имеют сравнительно малую теплопроводность.
Четвертая особенность теплообмена вытекает из условий примене-
применения ЖРД как двигательной установки летательного аппарата (ракета,
спутник, самолет). Поэтому использовать для охлаждения двигателя
специальную жидкость нерационально. Обычно ЖРД охлаждают ка-
каким-либо из компонентов топлива, пропуская его до подачи в камеру
сгорания ЖРД через полость охлаждения. Такой принцип охлаждения
усложняет конструкцию камеры и вызывает дополнительные требова-
требования к топливным компонентам, так как количество компонента, пропу-
пропускаемого через охлаждающий тракт, ограничено его расходом.
112

Кроме указанных главных особенностей, характерных для ЖРД в
целом, на организацию процесса охлаждения влияют также род топли-
топлива, тип и назначение двигателя и его конструкция.
Так, применение низкокипящей пары компонентов (например, кис-
кислород + водород) приводит к тому, что камера охлаждается в основном
не жидкостью, а газом, откуда возникают дополнительные требования
к конструкции двигателя. Применение сопел с центральным телом резко
усложняет задачу обеспечения охлаждения ЖРД в связи с увеличением
поверхности камеры сгорания и, особенно, периметра критического сече-
сечения, в котором тепловые потоки наибольшие.
Ряд специфических задач организации охлаждения ЖРД возни-
возникает при использовании разных видов топлив, при применении различ-
различных конструкций камер, охлаждающих трактов, при использовании раз-
различных видов охлаждения ЖРД.
Подробнее на этих задачах мы остановимся ниже в соответствую-
соответствующих разделах.
Температура стенок камеры ЖРД может поддерживаться в допу-
допустимых пределах с помощью одного из следующих способов:
1. Наружное (или регенеративное) охлаждение.
2. Внутреннее охлаждение.
3. Смешанное охлаждение.
4. Радиационное охлаждение.
5. Абляционное охлаждение.
^ 6. Защита внутренних стенок с помощью термостойких покрытий.
7. Защита стенок от прогара путем аккумуляции тепла.
Теплообмен в ЖРД при наружном охлаждении
Для понимания процессов теплообмена в ЖРД рассмотрим основ-
основные факторы, влияющие на эффективность охлаждения, применительно
к наиболее распространенному способу — наружному охлаждению.
Типичная схема протекания процесса теплообмена в ЖРД при
наружном охлаждении представлена на
рис. 4.1. Здесь Т2 — температура продуктов
сгорания, Гг.ст — температура стенки камеры
со стороны горячих газов («газовая» стенка),
Тж.ст — температура стенки камеры со сторо-
стороны охладителя («жидкостная» стенка), Тт —
температура охладителя.
Тепло путем конвекции и лучеиспускания
передается от горячих продуктов сгорания 1
стенке камеры сгорания 3. Таким образом,
можно сказать, что суммарный удельный теп-
тепловой поток от горячих газов в стенки камеры
двигателя qz складывается из двух удельных
тепловых потоков: конвективного qK и лучи-
лучистого qn, т. е.
уохл
Iff
г
1Ж.СТ
°охл
где
D.2)
Рис. 4. 1. Схема процесса
теплообмена в камере
ЖРД
Благодаря теплопроводности тепло передается через стенку камеры
и далее путем конвекции — охладителю 2, проходящему в полости
охлаждения.
В начальный момент работы двигателя, когда стенки камеры и соп-
сопла еще холодные, часть теплового потока идет на разогрев стенок каме-
113

ры двигателя. Такой режим охлаждения ЖРД, при котором темпера-
температура стенки и тепловой поток в охлаждающую жидкость изменяются
с течением времени, называют нестационарным режимом
охлаждения.
С течением времени устанавливается равновесие, при котором
охлаждением снимается весь тепловой поток, поступающий от горячих
продуктов сгорания в стенку камеры двигателя. С этого момента оста-
остаются постоянными (на данном режиме работы двигателя) температуры
газовой и жидкостной стенок камеры двигателя и тепловой поток через
стенку. Такой режим называется стационарным режимом
охлаждения.
В дальнейшем мы будем рассматривать только стационарные ре-
режимы охлаждения.
Зависимость Тгст от скорости движения охладителя
Скорость движения охлаждающей жидкости w влияет на величину
коэффициента теплоотдачи от стенки к ней аж, причем с увеличением
этой скорости аш также увеличивается.
При одних и тех же удельном тепловом потоке q^ и температуре
жидкости Тж температура стенки со стороны жидкости Тж ст определяет-
определяется выражением
^ = «ж(^.ст-Гж), D.3)
жег
а)
5)
Рис. 4. 2. Зависимости Тг
а—от скорости движения охлаждающей жидкости w, б—от
коэффициента теплопроводности металла Я;
при больших значениях w или Л
которое после преобразования примет вид
т =-т |
1 ж.ст "л ж\ „ '
D.4)
т. е. при увеличении аж температура Гж.ст уменьшается. В свою очередь
тепловой поток передается через стенку камеры теплопроводностью, т. е.
5^
D.5)
где X — коэффициент теплопроводности материала стенки камеры,
откуда
Таким образом, при одних и тех же металле, толщине стенки 6СТ
и удельном тепловом потоке q^ температура газовой стенки Гг.ст будет
114

ст«
тем меньше, чем меньше температура стенки со стороны жидкости Гж.
Однако при понижении Гж ст суммарный тепловой поток от газов
в стенку камеры двигателя несколько возрастет за счет уменьшения
Гг.ст D.2), что приведет снова к росту Гг.ст, Гж.ст и т. д.
В конце концов, стационарный режим охлаждения после увеличения
скорости охлаждающей жидкости устанавливается при меньших Гг.ст
и Гж.ст, чем это имело место до увеличения скорости (рис. 4. 2, а). Таким
образом, температура газовой стенки Гг.ст в большой степени зависит
от скорости движения охлаждающей жидкости: чем скорость больше,
тем меньше Гг.ст. Следовательно, необходимую Гг.ст можно выдержать,
повышая скорость движения охлаждающей жидкости w, например, пу-
путем уменьшения проходного сечения охлаждающего тракта.
Влияние поверхностного кипения охлаждающей жидкости
на величину Гг.ст
В процессе теплоотдачи от стенки камеры сгорания к охлаждающей
жидкости возможны два случая соотношения между Гж.ст и температу-
температурой кипения жидкости Ts при данном давлении в охлаждающей полости:
' Ж.СТ ^> l S) ' Ж.С1 ^ l S* \*л ' '
В первом случае закипание жидкости в охлаждающем тракте невоз-
невозможно. Во втором случае охлаждающая жидкость может закипеть на
поверхности жидкостной стенки камеры. Если при этом масса жидко-
жидкости имеет температуру, меньшую, чем Г5, то образующиеся на поверхно-
поверхности жидкостной стенки пузырьки пара будут смываться потоком жид-
жидкости и конденсироваться в более холодном ядре потока. Таким обра-
образом, эти пузырьки, турбулизируя поток, будут увеличивать теплоотдачу
от стенки к жидкости, т. е. аж будет возрастать при той же скорости дви-
движения охлаждающей жидкости.
Увеличение ссж за счет поверхностного кипения приведет к тем же
результатам, что и увеличение аж за счет увеличения скорости, т. е. к
уменьшению Гг.ст при некотором увеличении суммарного потока Цъ .
Условия охлаждения стенки в этом случае могут быть улучшены
без повышения давления подачи охлаждающей жидкости для увеличе-
увеличения скорости ее движения. Однако интенсивное кипение на поверхности
может привести к столь энергичному парообразованию, что пузырьки
пара, не успевая смываться потоком жидкости, будут образовывать
сплошную пленку пара на поверхности стенки. Так как пар плохо про-
проводит и передает тепло, то в этом случае коэффициент теплоотдачи аж
резко упадет, что приведет к обратному результату — увеличению Ггст
и, возможно, к прогару стенки.
Зависимость Тг (т от теплопроводности а материала камеры двигателя
Как видно из соотношения D.6),
при одних и тех же значениях Гж.ст, 6СТ и дъ температура газовой стен-
стенки Гг.ст будет тем меньше, чем больше коэффициент теплопроводности
материала стенки Я. Однако и здесь с уменьшением Гг.ст в соответствии
с выражением D. 2) возрастет суммарный тепловой поток q2 , за счет
чего Гг.ст снова немного поднимется. И в этом случае (так же, как и
в случае снижения Гж.ст при увеличении аж) стационарный режим
охлаждения устанавливается при меньшем значении Гг.ст, чем это имело
бы место для стенки с меньшей величиной X.
115

Как следует из выражения D.5), кривая падения температуры по
толщине стенки двигателя с ростом К будет более пологой. Так как цг
немного возрастет, то возрастет и Гж.ст D.4).
Таким образом, лиеия изменения температуры по толщине стенки
при металле с большим X пересечет линию изменения температуры по
толщине стенки, соответствующую меньшему X (см. рис. 4.2,6). Сле-
Следовательно, для изготовления камер ЖРД целесообразно использовать
материалы с возможно большим коэффициентом теплопроводности К.
Однако, как правило, подобные металлы быстро теряют свою прочность
с возрастанием температуры.
Зависимость 7ГСТ от толщины стенки камеры двигателя бст
Из выражения D. 6) также видно, что при неизменных Гж.ст и q^
температура газовой стенки Гг.ст будет тем меньше, чем меньше тол-
толщина стенки бет-
Хотя с уменьшением Гг.ст тепловой поток цъ согласно выражению
D. 2) немного возрастет, стационарный режим охлаждения установится
при меньшей Гг.ст. Следовательно, камеры ЖРД желательно делать с
возможно меньшей толщиной стенки бст.
Влияние давления и температуры в камере сгорания на значения
С увеличением давления в камере увеличивается плотность движу-
движущегося в ней газа. В связи с этим растут коэффициент теплоотдачи от
газа к стенкам аг и величина конвективного потока qK (см. § 4.6).
Увеличение давления в камере двигателя приведет также к возра-
возрастанию парциальных давлений компонентов рн2о и рсо„ из излучения
которых складывается лучистый тепловой поток в стенку дл (см. § 4. 8).
Таким образом, увеличение давления приводит к возрастанию сум-
суммарного удельного теплового потока в стенку камеры двигателя q
и в соответствии с формулами D. 4) и D. 6) — к увеличению Тт ст и
Т
1 г.ст-
Правда, с ростом Гг.ст тепловой поток q^ несколько уменьшится,
но новое стационарное состояние установится при новых, больших зна-
значениях Ггхт и gs .
Таким образом, увеличение давления в камере двигателя при про-
прочих равных условиях приводит к увеличению Гг.ст и <7S .
С увеличением Т2 конвективный и лучистый тепловые потоки воз-
возрастают, что так же, как и повышение давления в камере, приводит к
возрастанию Гг.ст и q% .
Поэтому часто при создании ЖРД, работающих на топливах с
большей теплотворной способностью Ни, требуется и более интенсивное
охлаждение камеры двигателя.
Влияние размеров и формы охлаждающего тракта на Гг.ст
С уменьшением проходного сечения охлаждающего тракта, увели-
увеличивается скорость движения охладителя.
Влияние формы охлаждающего тракта проявляется за счет эффек-
эффекта оребрения. Наличие продольных или винтовых ребер, гофров,
трубок и т. д. увеличивает поверхность теплосъема со стороны охлади-
охладителя. Последнее приводит к увеличению эффективного коэффициента
теплоотдачи от жидкостной стенки к охладителю и, следовательно, к
уменьшению Гг.ст. Степень влияния эффекта оребрения на Гг<ст в боль-
116

шей мере зависит от теплопроводности материала внутренней оболочки
камеры двигателя (см. § 4.11).
Влияние режима работы двигателя на Гг.ст
При эксплуатации ЖРД на различных режимах работы камеры,
охлаждаемой, одним из компонентов, расчетным обычно является режим
наибольшей тяги.
При переходе двигателя на работу с меньшей тягой падает давле-
давление в камере сгорания р2 и несколько уменьшается Т2, в результате чего
уменьшается тепловой поток q^ . Однако при уменьшении тяги одно-
одновременно уменьшается расход компонента-охладителя, а следовательно,
и скорость охладителя по тракту w, и коэффициент теплоотдачи от
стенки к жидкости аж. Так как поверхность охлаждения камеры остает-
остается неизменной, то уменьшение расхода охладителя может привести к
такому росту Гш, что охладитель может закипеть.
Таким образом, при снижении тяги, несмотря на уменьшение теп-
теплового потока 9s ' температура газовой стенки Гг.ст может возрасти.
Поэтому, если двигатель должен работать на переменной тяге, необхо-
необходимо делать проверочный расчет охлаждения на режиме меньшей тяги.
Рассмотрев основные факторы, влияющие на эффективность наруж-
наружного охлаждения камеры двигателя, можно сделать следующий вывод.
Для уменьшения Ггст при наружном охлаждении следует повы-
повышать скорость движения охлаждающей жидкости; камеру двигателя же-
желательно изготовлять из возможно более теплопроводных металлов при
наименьшей толщине стенки и максимальной поверхности охлаждения;
охлаждение должно быть эффективным на всех эксплуатационных ре-
режимах ЖРД.
Если невозможно обеспечить допустимую величину Гг.ст только
наружным охлаждением, то необходимо уменьшить тепловые потоки
в стенку, либо применив дополнительно другие виды охлаждения (внут-
(внутреннее), либо защитив ее с помощью термостойких покрытий.
4. 2 СПОСОБЫ ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД
Наружное охлаждение
Простейшая схема наружного охлаждения одним из компонентов
топлива приведена на рис. 4.3, а. Охлаждающая жидкость поступает
в коллектор У и из него в охлаждающий тракт. Проходя по тракту,
жидкость охлаждает стенки и при этом сама нагревается. Нагретая
жидкость выходит из зарубашечной полости и поступает в головку 4
Как уже указывалось, при наружном охлаждении камера двигателя
охлаждается обычно самими компонентами. Охлаждающей жидкостью
может служить и горючее, и окислитель.
Следует отметить, что каждому топливу и давлению в камере р2
соответствует минимальная тяга, ниже которой одно только наружное
охлаждение становится недостаточным. Причина здесь в том, что с
уменьшением номинальной тяги (при постоянном р2) необходимый объ-
объем камеры сгорания уменьшается пропорционально суммарному расхо-
расходу топлива, в то время как охлаждаемая поверхность камеры умень-
уменьшается при этом только пропорционально степени 2/3. Таким образом,
чем меньше номинальная тяга двигателя, тем больше отношение охлаж-
охлаждаемой поверхности камеры к ее объему. Кроме того, при уменьшении
диаметра критического сечения DKp при прочих равных условиях нор-
нормальный к стенке конвективный тепловой поток qK по формуле D. 181)
возрастает пропорционально D~0'13. Все это приводит к тому, что в ка-
117

мерах малых тяг в охладитель поступает большая часть тепла, выделяе-
выделяемого при сгорании топлива, чем в камерах больших тяг. Так, для ка-
камеры сгорания тягой порядка 500 кГ (^5000 я), работающей на^ угле-
углеводородных горючих в паре с кислородом или азотной кислотой, при
/?2 = 20 кГ/см2 (^1 98 Мн/м2) количество тепла, идущего в охладитель,
составляет приблизительно 2% от общего количества выделенного теп-
та Для двигателя же ракеты А-4, имеющего тягу 25 Т (^0,25 Мн), это
тепло составляет уже только 0,7%; т. е. чем больше тяга двигателя, тем
четче осуществить наружное охлаждение камеры.
При сопоставимых тяге и давлениях чем больше скорость полного
превращения топлива в продукты сгорания, тем меньший объем необ-
Охладигпель
Окислитель
2 1
Рис. 4. 3. Схемы наружного охлажде-
охлаждения:
а—одним компонентом: б, в—двумя ком-
компонентами; /—входной коллектор; 2—
охлаждающий тракт; 3—выходной коллек-
коллектор; 4—головка
ходим для сгорания одного и того же количества топлива, а следова-
следовательно, тем меньшую поверхность необходимо охладить. Отсюда и ниж-
нижний предел минимальной тяги, при которой наружное охлаждение эф-
эффективно, тем меньше, чем меньше время превращения.
Для обычно применяемых топлив этот предел находится значитель-
значительно ниже 500 кГ (я^5000 я). В то же время для медленно горящих топ-
топлив, требующих большего времени пребывания, наружное охлаждение
может оказаться недостаточным даже при большей тяге.
При очень ограниченных количествах горючего и окислителя для
охлаждения иногда применяют оба компонента. При этом один из них
охлаждает сопло двигателя, а второй — камеру сгорания (рис. 4.3,6).
Иногда второй- компонент используется для снижения температуры ком-
компонента, непосредственно охлаждающего камеру двигателя, и при этом
подогревается сам (рис. 4.3, в). Наружное охлаждение компонентами
также может применяться и при использовании в качестве топлива паров
низкокипящих компонентов (например, кислород + водород). Специфика
такого наружного охлаждения заключается в том, что охладитель на-
находится в жидком состоянии только на начальном участке охлаждаю-
охлаждающего тракта, основная же часть поверхности камеры охлаждается газо-
газообразным охладителем.
На рис. 8. 7 приведен пример упрощенной схемы охлаждения каме-
камеры низкокипящим компонентом — водородом. Жидкий водород посту-
поступает в насос 6 и оттуда в охлаждающий тракт, где он испаряется, так
что большая часть поверхности камеры охлаждается газообразным во-
118

дородом, который нагревается при этом до 200—250° К (см. § 4. 13).
Кроме того, были проекты с предложением охлаждать ЖРД боль-
больших тяг водой таким образом, чтобы в охлаждающем тракте вода нагре-
нагревалась до температуры кипения [25]. Образующийся при этом пар по-
поступает в турбину и используется для привода насосов, подающих ком-
компоненты.
Внутреннее охлаждение
При внутреннем охлаждении температура стенки Гг.ст снижается
благодаря защите ее жидкостной пленкой или газовым слоем понижен-
пониженной по сравнению с ядром температуры, создаваемой с внутренней сто-
стороны стенки, ,
Такой слой обычно называют пристеночным слоем.
Если при наружном охлаждении задача сводится к тому, чтобы как
можно эффективнее отбирать тепло, поступающее в стенку, не защищен-
защищенную от воздействия нагре-
нагретых до высокой температу-
температуры газов, то при внутреннем
охлаждении путем создания
пристеночного слоя пони-
пониженной температуры снижа-
снижаются тепловые потоки в
стенки камеры двигателя.
Температура газа в
пристеночном слое снижает-
снижается за счет искусственного
обогащения этого слоя од-
одним из компонентов, кото-
который в этом случае и являет-
является охладителем. Обычно
таким компонентом являет-
является горючее (хотя защитным
слоем явился бы и присте-
пристеночный слой с избытком
окислителя). Для внутрен-
внутреннего охлаждения можно ис-
1
также
воду
Рис. 4.4. Схемы создания пристеночного слоя
для внутреннего охлаждения:
а—с помощью периферийных форсунок; б—с помощью
поясов охлаждения;
1—окислитель; 2—горючее; 3—стенка камеры: 4—по-
4—пограничный слой; 5—пристеночный слой; 6—перифе-
6—периферийные форсунки; 7—жидкий охладитель: 8—пояса
подачи охладителя
пользовать
или газ.
Избыток горючего для
создания пристеночного слоя
подается или через форсун-
форсунки, расположенные по пери-
периферии головки, или через
специальные пояса, которые
могут быть расположены
как непосредственно у го-
головки камеры двигателя, так и в цилиндрической и сопловой частях
камеры.'
При подаче избытка горючего через периферийные форсунки
(рис. 4. 4, а) происходит смешение и сгорание компонентов у стенки при
а<1 с образованием пристеночного слоя продуктов сгорания, который
и защищает стенку от высоких тепловых потоков. Преимуществом такой
организации внутреннего охлаждения является простота создания за-
защитного пристеночного слоя без каких-либо усложнений конструкции
камеры.
Однако с увеличением длины камеры экономичность этого способа
охлаждения ухудшается, так как чем дальше отдален участок стенки
от головки, тем больше сказывается размывание пристеночного слоя.
119

Для некоторых двигателей более экономично, но конструктивно бо-
более сложно, внутреннее охлаждение охладителем, подаваемым через
специальные пояса (рис. 4.4,6).
При подаче жидкости через пояс охлаждения механизм защиты
стенки от прогара можно представить следующим образом (рис. 4.5).
Под воздействием высоких тепловых потоков жидкость испаряется и над
слоем жидкости создается защитный слой из паров жидкости и продук-
продуктов сгорания (если в слое происходит реакция сгорания).
Таким образом, получаются как бы два защитных слоя: жидкости
и пара. Поступающая жидкость, увлекаемая с большой скоростью по-
потоком продуктов сгорания, растекается по стенке камеры очень тон-
тонким слоем.
6)
Рис. 4.5. Схема защитного действия внутреннего охлаж-
охлаждения:
а—подача через пояс охлаждения; б—пористое охлаждение;
/—охладитель; 2—пористая стенка; 3—жидкостный слой; 4—паровой
защитный слой; 5—поток продуктов сгорания
За счет испарения толщина парового слоя над жидкостью нарастает
по направлению движения потока продуктов сгорания до участка, где
жидкость испарится полностью. За этим участком происходит уже по-
постепенное уменьшение толщины парового слоя ввиду перемешивания
его с основным потоком, т. е. размывания завесы, однако интенсивность
размывания парового слоя относительно невелика и поэтому защит-
защитное действие слоя сохраняется на относительно больших расстояниях.
Так как плотность пара охладителя во много раз меньше плотности
жидкости, то и толщина парового слоя больше толщины слоя жидко-
жидкости. Кроме того, поскольку теплопроводность пара во много раз меньше
теплопроводности жидкости, термическое сопротивление парового слоя
в несколько раз выше термического сопротивления жидкостного слоя.
В результате совместного влияния этих двух факторов основным
защитным слоем можно считать слой пара (или смеси пара с продук-
продуктами сгорания).
На рис. 4. 6 приведены данные опытов по изменению тепловых по-
потоков в различных сечениях по длине камеры ЖРД, в зависимости от
секундного расхода воды, подаваемой на внутреннее охлаждение.
120

Так, например, в сечении № 8 (критическое) при расходе воды до
1 г/сек теплоотдача в стенку камеры двигателя почти не изменяется,
так как весь образовавшийся при этом пар смывается потоком газа.
При дальнейшем увеличении расхода охлаждающей воды образуется
паровая завеса и тепловые потоки в стенку камеры заметно уменьшают-
уменьшаются прямо пропорционально расходу охладителя на завесу. Однако при
расходах охладителя выше 18 г/сек дальнейшего заметного уменьшения
тепловых потоков уже не происходит. Причина этого явления состоит в
том, что как только жидкостная пленка дошла до рассматриваемого
7 ю~6 Топливо. 75% С2Н5УН+г«и2
Вт мкал/*2 час Охладитель-додо
6[
6,51
5,58
4,65
172
ZJ3
0,33
Расход топлива
Gz -I80 г/сек
Is
I
20 С3 г/сек
Рис. 4. 6. Влияние внутреннего охлаждения на величину
теплового потока
участка и, таким образом, вся поверхность сопла от пояса подачи охлаж-
охлаждения до сечения 8 оказалась покрытой жидкой пленкой, дальнейшее
увеличение расхода охладителя не изменяет поверхности жидкости, с
которой происходит образование пара, защищающего данный участок
стенки, а следовательно, и толщины парового защитного слоя над рас-
рассматриваемым участком. Это приводит лишь к увеличению толщины
жидкого слоя, что, как было сказано, существенного влияния на тепло-
теплообмен не оказывает. Таким образом, основной задачей при организации
внутреннего охлаждения является создание устойчивой паровой завесы
у стенки.
Разновидностью внутреннего охлаждения является так называемое
пористое охлаждение. В этом случае стенку камеры изготовля-
изготовляют из пористого материала и охладитель поступает через поры равно-
равномерно по всей поверхности камеры (см. рис. 4.5,6). В качестве охла-
охладителя при пористой стенке могут быть использованы как жидкость, так
и газ.
При пористом внутреннем охлаждении для создания надежной за-
завесы требуется незначительное количество охладителя. Выполнять ка-
камеру целиком из пористого материала нет необходимости, так как
121

устойчивую паровую завесу можно создать и с помощью пористого поя-
пояса охлаждения.
Недостатком имеющихся пористых материалов является то, что
при работе двигателя поры могут быстро засоряться. Поэтому очень
трудно создать пористый материал с постоянным по времени гидравли-
гидравлическим сопротивлением на всей поверхности материала.
В известных конструкциях ЖРД внутреннее охлаждение осуществ-
осуществляется либо с помощью периферийных форсунок в головке ЖРД, либо
Охладитель
Рис. 4. 7. Схемы поясов подачи внутреннего охлаждения:
а—пояс отверстий; б—щелевой пояс
с помощью специальных поясов охлаждения, выполненных в виде коль-
кольцевой щели или ряда отверстий на камере сгорания (рис. 4.7).
По-видимому, можно так организовать внутреннее охлаждение, что
оно обеспечит работу камеры двигателя в течение необходимого времени
без прогара. Однако при одном только внутреннем охлаждении потре-
потребуется подавать хакое количество компонента-охладителя, что часть его
останется несгоревшей и потери тяги будут сравнительно высокими (см.
§ 3.6). Поэтому наиболее целесообразно используемое в подавляющем
большинстве ЖРД сочетание внутреннего и наружного охлаждения —
смешанное охлаждение.
Смешанное охлаждение позволяет при расходе на внутреннее
охлаждение 1—3% от общего расхода топлива организовать надежную
Рис. 4. 8. Примеры схем смешанного охлаждения:
а—внутреннее охлаждение с помощью периферийных форсунок, б—внутреннее охлаж-
охлаждение с помощью поясов охлаждения;
/—окислитель; 2—пристеночный слой; 3—горючее; 4—пояса охлаждения
защиту стенок камеры от прогара при сравнительно малых потерях тяги.
При этом используется организация внутреннего охлаждения как с по-
помощью периферийных форсунок, так и путем установки поясов охлаж-
охлаждения.
На рис. 4.8, а приведена схема охлаждения двигателя RZ-2, на
рис. 4. 8, б — двигателя ракеты А-4. В первом случае пристеночный слой
образован путем соответствующего расположения форсунок, во вто-
втором— установлены четыре пояса охлаждения.
122

Возможны и другие комбинации всех описанных выше способов
наружного и внутреннего охлаждения.
Радиационное охлаждение
В двигателях, имеющих большие значения /?г/рз, в сопле происхо-
происходит сильное уменьшение плотности и температуры продуктов сгорания,
что в свою очередь приводит к значительному уменьшению конвектив-
конвективных и лучистых тепловых потоков. При этом охлаждение стенки можно
обеспечить за счет отвода тепла от стенки излучением в окружающую
среду (или пустоту).
Такое охлаждение называется радиационным. При радиаци-
радиационном охлаждении температура стенки Гст может стать много выше тер-
термодинамической температуры потока продуктов сгорания. С ростом 7СТ
возрастают лучистые тепловые потоки от стенки как за счет роста Гст,
так и за счет увеличения степени черноты стенки ест- В результате силь-
сильно возросшего излучения стенки в окружающую среду (или пустоту) и
будет происходить интенсивное охлаждение стенки. Кроме того, излу-
излучение от стенки к продуктам сгорания может стать выше излучения про-
продуктов сгорания и направление qR будет уже от стенки к газам, что
также приведет к некоторому охлаждению стенки.
При радиационном охлаждении вследствие равновесия между под-
подводом и отводом от стенки тепла устанавливается определенная равно-
равновесная температура стенки Гст.р. Если значения Гст>р не пре-
превышают допустимых для данного материала, то возможно чисто радиа-
радиационное охлаждение стенки. При значениях Гст.р, больших, чем допу-
допустимые, необходима дополнительная защита стенок с помощью внутрен-
внутреннего охлаждения или термостойких покрытий (подробно о радиационном
охлаждении см. § 4.13).
Абляционное охлаждение
Абляцией называют процессы испарения (или сублимации), плав-
плавления, сгорания и разрушения поверхностного слоя тела, сопровождаю-
сопровождающиеся уносом вещества потоком газа большой скорости.
В ЖРД большое распространение получило абляционное
охлаждение, при котором защита стенок от прогара осуществляет-
осуществляется путем нанесения на внутреннюю поверхность аблирующих покрытий.
Так как при абляционном охлаждении происходит унос массы за-
защитного покрытия, иногда такое охлаждение называют также охлаж-
охлаждением путем уноса массы. Абляционное охлаждение весьма
эффективно и широко применяется для защиты от прогара камер дви-
двигателей верхних ступеней и насадков сопел.
Однако при длительной работе ЖРД вес теплозащитного материа-
материала получается довольно значительным, что является серьезным недо-
недостатком этого способа. Вторым недостатком абляционного охлаждения
является изменение формы камеры и сопла вследствие уноса массы, а
иногда и вследствие отслаивания и выкрашивания материала.
Другие способы защиты стенок камеры двигателя от прогара
Весьма эффективным способом защиты стенок камер ЖРД от про-
прогара может явиться нанесение на огневую сторону термостойких
покрытий. Еще К. Э. Циолковский предлагал обкладывать внутрен-
внутренние стенки камеры двигателя графитом, вольфрамом или другими жаро-
жароупорными материалами.
На рис. 4. 9 показана камера сгорания ОРМ-9, разработанная в
1930 г., на которой проводилась отработка керамической теплоизоляции
123

на основе окисей циркония и магния. В сопловой части камеры была
сделана медная вставка для аккумуляции тепла.
Основной недостаток керамических покрытий состоит в том, что при
воздействии на них высокотемпературного потока керамика растрески-
растрескивается.
Для камер ЖРД длительного действия (порядка нескольких минут)
весьма возможно сочетание тонкослойных термостойких покрытий
@,1—0,4 мм) и проточного наружного охлаждения — комбиниро-
комбинированное охлаждение. При комбинированном охлаждении можно
обойтись без внутреннего охлаждения и связанных с ним потерь тяги,
однако трудно удовлетворить жесткие требования к покрытию, предъ-
предъявляемые условиями работы ЖРД. Покрытие должно обладать высо-
Рис. 4.9. Камера сгорания двигателя ОРМ-9.
/—керамическое покрытие; 2—медная вставка для аккумуляции
тепла
кой температурой плавления, стойкостью к тепловым ударам, низкой
теплопроводностью, а также коэффициентом линейного расширения,
близким к коэффициенту линейного расширения основного материала,
хорошей адгезией к материалу камеры и удовлетворительными анти-
антикоррозионными свойствами.
В табл. 4. 1 приведены теплофизические свойства некоторых туго-
тугоплавких материалов.
Комбинированное охлаждение часто создается в существующих
ЖРД самопроизвольно, благодаря осаждению сажи на внутренней стен-
стенке камеры; замечено, что при этом охлаждение камеры двигателя улуч-
улучшается.
Защиту стенок камеры от прогара в течение определенного времени
можно также обеспечить, применяя материалы с высокой теплопровод-
теплопроводностью. В этом случае тепло, поступающее в стенки камеры, благодаря
хорошей их теплопроводности быстро распространяется по всей массе
материала, поглощается за счет теплоемкости и таким образом как бы
аккумулируется в стенках камеры. Поэтому такой способ называется
защитой с помощью аккумуляции тепла.
Использование аккумуляции тепла целесообразно при таких усло-
условиях работы двигателя, когда за кратковременной работой следует про-
продолжительный период охлаждения.
Для обеспечения работоспособности неохлаждаемой камеры двига-
двигателя в течение длительного времени F0—100 сек) часто используется
сочетание термостойких покрытий с аккумулирующими тепломатериа-
лами. На рис. 4. 10 приведен пример конструкции стенки сопловой части
неохлаждаемой камеры двигателя.
Внутренняя (огневая) стенка 1 выполнена из тонкого слоя воль-
вольфрама, выдерживающего высокие температуры (до 2700—3300° К), и
выполняет только функцию термостойкого защитного покрытия. Графи-
124

Таблица 4. 1
Теплофизические свойства тугоплавких материалов
(при нормальных условиях)
Материал
Вольфрам
Графит (прессован-
(прессованный)
Графит (чистый)
Двуокись циркония
Карбид тантала
Карбид титана
Карбид циркония
Молибден
Окись алюминия
Окись магния
Тантал
Символ
W
С
с
ZrO2
ТаС
TiC
ZrC
Mo
А12О3
MgO
Та
Плот-
Плотность
г/см*
19,36
1,4—1,96
2,28
5,25
14,5
4,9
6,6
10,2
3,7
3,4
16,6
Темпера-
Температура'
плавления
°Г
3390 ±60
3500
3500
2700
3800± 100
3140
3175—3572
2622±50
2200
2800
2900i 50
Коэффициент тепло-
теплопроводности
ккал
м- ч-град
145
65—250
до 300
1,4—1,7
19
14,35
17,64
118
24—26
30
47
вт
м - град
169
73—2Г0
до 350
1,63—1,98
22,1
16,7
20,5
137
27,9-30,2
34,9
54,6
Коэффици-
Коэффициент линей-
линейного рас-
расширения
1
10C
град
4.44
7—10
—
10
—
4,1
6,3
5,1
8,8
13,5
6,57
Теплоемкость
ккал
кг-г рад
0,032
—
0,17
—
—
0,047
—
0,063
—
—
0,033
о дж
10 3
кг • град
0,134
—
0,712
—
—
0,197
—
0,264
—
—
0,138
Модуль
ю з кГ
ММ?
40
—
0,6—0,8
—
—
34,5
35,5
33,6
—
—
19
упругости
10 10 Н
м*
39,3
—
0,59—0,785
—
—
33,8
34,8
33
—
—
18,65

товый слой 3 является основным аккумулирующим слоем. Промежуточ-
Промежуточный карбидный слой 2 служит для предотвращения диффузии углерода
в вольфрамовую оболочку и не допускает скопления газа между термо-
термостойкой стенкой и теплопоглощающим слоем. Керамический слой 4 и
пластмассовый слой 5 являются теплоизолирующими слоями для защи-
защиты основного металлического каркаса 6, несущего силовую нагрузку.
Снаружи стенка имеет еще обмотку из пластмассовых нитей 7. Для
неохлаждаемых участков камеры или
сопла исследуется также возможность
применения пористых материалов
с наполнителем из легкоплавких
материалов. Под воздействием высоких
тепловых потоков наполнитель испаряет-
испаряется и как бы выпотевает из пор; при этом
у стенки образуется защитная завеса
охлаждения.
Рис. 4. 10. Стенка неохлаж-
даемого сопла:
/—вольфрам; 2—карбидный
слой; 3—графит; 4—керамика;
5—пластмасса; 6—металлический
каркас; 7—обмотка из пластмас-
пластмассовых нитей
4.3. ПРОЦЕСС КОНВЕКТИВНОЙ ТЕПЛООТДАЧИ
ОТ ГАЗА К СТЕНКЕ
Динамический и тепловой пограничные слои
При движении сжимаемой жидкости с высокой скоростью вдоль
стенки камеры сгорания и сопла ЖРД на поверхности стенки образуют-
образуются динамический и тепловой пограничные слои (рис. 4.11).
В динамическом пограничном слое под действием сил
вязкости скорость движения потока уменьшается от скорости в ядре
потока до нуля у стенки, где газ как бы «прилипает» к ней. В тепло-
тепловом пограничном слое изменяется температура газа от значений
в ядре потока до значений у стенки Гг<ст. В зависимости от того, имеется
отвод тепла от поверхности стенки или нет (теплоизолированная стенка),
характер изменения температуры различен. При полностью теплоизоли-
теплоизолированной стенке (иногда ее называют непроницаемой) величина Гг>ст
в идеальном случае будет равна температуре торможения ядра потока
Тоо (рис. 4. 12). При отводе тепла от стенки Гг<ст будет ниже ГОо, что
определяется интенсивностью теплоотвода от поверхности внутрь стенки.
В общем случае толщина теплового пограничного слоя А может
быть большей, меньшей или равной толщине динамического слоя б.
В пограничном слое может иметь место как ламинарное, так и тур-
турбулентное течение. Соответственно мы будем иметь ламинарный или
турбулентный пограничный слой. При скоростях потока, обычных для
ЖРД, на стенках камеры и сопла образуется турбулентный погранич-
пограничный слой. При этом на главное движение как бы накладывается неупо-
неупорядоченное пульсационное движение, так что в каждой данной точке
параметры потока (скорость, давление и т. д.) не остаются постоянными
во времени, а часто и неравномерно изменяются вдоль и поперек пото-
потока. В результате происходит перемещение и перемешивание частиц
жидкости (или газа). Эти перемещающиеся частицы обычно называют
турбулентными молями или молями жидкости. Хотя вели-
величина пульсаций параметров потока незначительна и составляет всего
126

несколько процентов от их средних значений, на процессы трения и теп-
теплообмена пульсации оказывают решающее влияние.
100
Рис. 4.11. Пограничные слои
/—динамический; 2—тепловой
Рис. 4. 12. Изменение термодинамической
температуры 70 и температуры торможения
Гоо по толщине теплового пограничного слоя:
для теплоизолированной стенки;
г—при отзоде теппа от стенки
Осредненное и пульсационное движение
Вследствие сложности пульсационного движения строгий теорети-
теоретический расчет параметров турбулентного течения невозможен и поэто-
поэтому закономерности его исследуются для осредненных по времени вели-
величин, характеризующих это течение. При этом турбулентное течение рас-
рассматривают как состоящее из двух видов движения: осредненного
и пульсационного. Таким образом, если, например, в данной точ-
точке среднее по времени значение скорости равно w, а значение пульса-
ционной скорости равно wt', то скорость в данной точке за время т
где
То + Т
>= — I wdx.
D.8)
D.9)
Аналогично и все остальные параметры потока также можно предста-
представить через осредненные и пульсационные значения *.
Дополнительные (кажущиеся) турбулентные напряжения трения
и перенос тепла
Наличие пульсационных скоростей влияет на осредненное движе-
движение таким образом, что в нем как бы увеличивается сопротивление де-
деформации, т. е. возникает некоторая дополнительная, кажущаяся,
вязкость. Действительно, если рассмотреть в пограничном слое линию,
параллельную оси (рис. 4. 13), то составляющая по оси у потока им-
импульса через единичную площадку в единицу времени
D.10)
' -\-wvr -\-w'vr).
Проведя осреднение скоростей, получим
Jy=Q (w-\-wr) [v-\-v')=
Среднее значение потока импульса будет равно
D.11)
Подробно правила и способы осреднения разобраны в работах [94], [137].
127

Так как согласно правилам осреднения
<vw'= wv'~§\ wv = wv, D.12)
то
J y = {swv A-qw'v'. D.13)
Т. е. за счет пульсаций поток количества движения изменяется на ве-
величину qw'v'. Перенос составляющей импульса через площадку, парал-
параллельную оси х, эквивалентен касательному напряжению; следовательно,
величина дополнительного турбулентного (или кажущегося) напряже-
напряжения за счет пульсаций
ттур5= —qw'v'. D.14)
Это напряжение имеет положительное направление по оси х, в чем
можно убедиться из следующих рас-
рассуждений. Частицы жидкости, попа-
попадающие вследствие поперечных пуль-
пульсаций в элемент снизу (i/>0), дви-
•7 , v . жутся из области с меньшей осреднен-
2.—T±h± 1 ной скоростью w и поэтому вызывают
LJU здт(у,) Ау отрицательную пульсацию w'. Наобо-
yT-v* f рот, частицы, приходящие в элемент
^D сверху (i/<0), т. е. имеющие боль-
большую w, вызывают положительную
пульсацию т'\ следовательно, произве-
т^т дение w'v' всегда имеет отрицательный
х знак, а дополнительное турбулентное
Рис. 4.13. Перенос импульсов при напряжение тТурб = —qw'v' всегда по-
турбулентных пульсациях ложительно, т. е. имеет такой же знак,
как и ламинарное напряжение
dw ,* i f-ч
лам dy
Полное касательное напряжение трения т можно выразить в виде суммы
двух слагаемых, выражающих ламинарное и турбулентное трение:
dw
QW V'. D. 16)
Наряду с дополнительным напряжением трения при турбулентном
движении за счет пульсаций возникает также и дополнительный перенос
тепла.
Так как механизмы переноса тепла и импульса аналогичны, то, не
повторяя изложенных выше рассуждений, выражение для дополни-
дополнительного конвективного теплового потока сразу запишем в
виде
?к.тУРб= ~ gQfpV'Too, D. 17)
где Т'оо—пульсация температуры торможения.
Как известно, конвективный теплопоток при ламинарном движении
равен (при Рг=1).
f f DЛ8)
dy dy
Полный тепловой поток, обусловленный ламинарными процессами и
128

турбулентным перемешиванием, можно выразить в виде суммы двух
слагаемых D. 17) и D. 18):
-gQcpv'T&. D. 19)
Выражение дополнительного напряжения трения и переноса тепла
через длину пути перемешивания
По аналогии с молекулярным трением дополнительное напряже-
напряжение трения
Т1урб= -Q WV = JiIyp6—= QS — , D.20)
где е=|1турб/е — кажущаяся кинематическая вязкость.
Для вычисления е Прандтлем предложена следующая упрощенная
схема течения. Если вернуться к рис. 4. 13 и рассмотреть два слоя жид-
жидкости на расстоянии А у, то турбулентный моль, перемещающийся вслед-
вследствие пульсации из одного слоя в другой, сохраняет на некотором рас-
расстоянии составляющую количества движения в направлении оси х.
Это расстояние, на котором моль жидкости сохраняет свои свой-
свойства в направлении оси х, называется длиной пути перемешива-
перемешивания и обозначается обычно /. Таким образом, если Ау = 1, то частицы,
поступившие из нижнего слоя в верхний, сохраняют горизонтальную со-
составляющую скорости w\. Разность между средней скоростью в точке уч
и средней скоростью поступивших сюда частиц из нижнего слоя даст
в этом месте пульсацию скорости
w' = Lw1 = w2(y2)— ~™i Ы. D. 21)
Если / мало, то Aw\ = ldw/dy, и тогда
w' = l^. D.22)
Считая пульсацию v'?&w', можем выразить тТурб в виде
ттурб= _ew=c/2/^y. D.23)
Аналогично через длину пути перемешивания можно выразить и <ук.турб-
Принимая в уравнении D. 17) v' = ldw/dy; Т'00=1\дТ00/ду, где 1\ — длина
пути перемешивания для энергии, и считая 1~1и получим
Структурная схема турбулентного пограничного слоя
Структурная схема турбулентного пограничного слоя представлена
на рис. 4. 14. Начальный участок его является ламинарным. По мере
возрастания толщины слоя ламинарный слой превращается в турбулент-
турбулентный. Предельная толщина слоя 6кр и длина ламинарного участка /лам
зависят от параметров пограничного слоя, числа М, состояния поверхно-
поверхности стенки и критического значения числа Re.
Под возникшим турбулентным пограничным слоем у стенки остает-
остается тонкий слой, в котором сохраняется ламинарное движение. Этот слой
называется ламинарным подслоем.
5 908 129

Толщина ламинарного подслоя 6Лам определяется критическим зна-
значением комплекса
2 ___ ^лам^ламРлам D. 25)
где aw, Рлам и ^лам-соответственно скорость, плотность и вязкость
на границе ламинарного подслоя.
Для несжимаемой жидкости опытное значение а=П,5.
При рассмотрен™ уравнений, характеризующих величину напряже
,« трРен„Ря D. ,6) и конвективного «"-^еГноТда'ннои^хеГТо.
граничного слоя, отметим,
что в турбулентной части
слоя значение первых чле-
членов в указанных уравнени-
уравнениях мало по сравнению со
значениями вторых слагае-
слагаемых. И наоборот, в лами-
ламинарном подслое величина
напряжения трения и кон-
х вективного теплового потока
определяется только первы-
первыми слагаемыми, так как
здесь из-за отсутствия тур-
турбулентного перемешивания
вторые слагаемые теряют
смысл.
Рис. 4. 14. Структурная схема турбулентного
пограничного слоя:
/-ламинарный подслой; 2-турбулентный слой
Учет влияния диссоциации
Как отмечено выше, в турбулентном пограничном слое тепло пере-
передается L счет перемещения молей из участков с большей температурой
sSSrassr=?/sJ5ssn=sb55
наций, сопровождающиеся дополнительным выДелением тепла. Это еще
пплее интенсифицирует процесс теплообмена. Если считать, что в ни
пятл/пы будет играть полное теплосодержание /поо-
РУВ определяющее общий конвективный тепловой поток,
выражению D.19):
к
dy
ср dy
где /' -пульсация полного теплосодержания заторможенного потока
?Т?:=?Г.™.==" т;=г=1=?
130

осреднении уравнения состояния необходимо дополнительно рассматри-
рассматривать вопрос о том, совпадает ли состав газа, подсчитанный при средней
температуре, со средним составом газа в данной точке пограничного
слоя.
Чтобы упростить задачу В. М. Иевлевым предложено ввести поня-
понятие эффективной температуры ГЭф, определяемой из условия
где Т и R—температура и газовая постоянная диссоциированного газа;
Rn— газовая постоянная недиссоциированных продуктов сгора-
сгорания топлива того же начального состава.
Так как, очевидно, Rn<R, то ГЭф^Г.
Таким образом, используя при проведении всех расчетов более вы-
высокую эффективную температуру ТЭф, мы этим как бы учитываем ин-
интенсификацию теплообмена в пограничном слое потока диссоциирован-
диссоциированных продуктов сгорания, имеющую место за счет протекания реакций
рекомбинаций. При этом теплоемкость
7%- <4-28)
Эффективная температура торможения газа, имеющего температуру ГЭф,
7^00 = 7^ + ^2-—. D.29)
где сръф ср — средняя теплоемкость в диапазоне температур'Тэф — Тэф 00.
4.4. ИНТЕГРАЛЬНЫЕ СООТНОШЕНИЯ ЭНЕРГИИ
И ИМПУЛЬСОВ ДЛЯ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ
Исходные уравнения
Уравнения турбулентного пограничного слоя при осесимметричном
течении газа имеют следующий вид *:
1. Уравнение неразрывности
Q D 30)
дх ду
2. Уравнение движения
dw , dm dp , 1 д (гх) ,л Oi4
QW- bQ^-r-=—-т-Л T-1-* D.31)
дх ду dx r dy
где т = p. -^- — qw'v'. D.32)
дУ
3. Уравнение энергии
dJfL JL йШ D.33)
f
ду г ду
где qK = ±J^^7^
д
ср ду
4. Уравнение состояния с учетом уравнения D.27)
9t. D.34)
5. Уравнения, выражающие зависимость вязкости и теплопровод-
теплопроводности от температуры
* Подробно с получением уравнений турбулентного пограничного слоя можно
ознакомиться в работах [18], [28], [94].
5* ' 131

!* = <VGW; X=^x(V. D-35)
где с?, и с\ — постоянные.
Здесь г—кратчайшее расстояние от оси камеры сгорания до данной
точки внутри пограничного слоя;
w и v — проекции осредненной скорости на оси х и у\
х — напряжение от силы трения на площадке, перпендикуляр-
перпендикулярной оси;
qK— нормальный к стенке конвективный тепловой поток;
/поо и /^00—полное теплосодержание торможения и его пульсационное
значение;
х — расстояние по образующей камеры и сопла;
у— расстояние по нормали к поверхности.
Граничные условия следующие:
1. При у = 0 (у стенки)
2. При у = д
«ш = ^; т^О^ —скорость в ядре потока).
3. При у = А
где /поо — полное теплосодержание торможения ядра потока. Считаем
/поо постоянным вдоль камеры и сопла; значения w(x) и Гг.ст(л:)—из-
Гг.ст(л:)—известными, так как w(x) известна из расчета, а Гг.ст(л:) обычно за-
задается.
4. Условия при х=0 будут рассмотрены ниже.
Интегральные соотношения энергии и импульсов для пограничного слоя
Основываясь на исходных уравнениях D.30) — D.35), выведем ин-
интегральное соотношение энергии для пограничного слоя *.
Умножив уравнения D. 30) на /поо, D. 33) —на г и сложив, получим
. д (rgQvIn00) = d(rqK) ,^ ggv
дх ^ ду ду \ - )
Умножим уравнение D. 30) на полное теплосодержание торможе-
торможения ядра потока /поо. Так как 7поо не зависит от л; и у, то
d(rgQw7n00) j
дх ду
Вычитая из выражения D.37) равенство D.36) и вводя обозначения
ioo = Iпоо—fa; *оо = /поо—/ст (где /ст — полное теплосодержание газа при
Тг.ст и давлении р в данном сечении), получим
dJ^- D-38)
Интегрируем уравнение D. 38) в пределах толщины теплового погранич-
пограничного слоя А:
Д
f а7
0 0 0
D.39)
* Вывод интегральных уравнений, решение их, анализ и получение зависимостей
для определения qK проводятся на основе работ В. М. Иевлева [77], [78].
J32

При принятых нами граничных условиях второй член левой части урав-
уравнения D. 39) равен нулю, а правая часть равна RqCT, откуда
или
А
?- j rgqw Goo - гоо) dy=#?„. D. 40)
о
Приведем уравнение D. 40) к безразмерному виду, для чего разделим
и умножим левую часть на соответствующие не зависящие от у харак-
характерные величины: расстояние от оси до стенки R, плотность на границе
ламинарного подслоя рлам и скорость в ядре w. Кроме того, обе части
уравнения D.40) разделим на }дЭфоо — коэффициент вязкости газа при
температуре ядра ГЭфоо; получим
г q w /x *оо\д 1=
R О w \ ^/ J Н
dx [ М-эфОО J R
*> \ W НэфОО
Величину
)y D.42)
/00 /
принято называть толщиной потери энергии [79].
Представим число Reo в виде
D.43)
Подставляя выражения D.42) и D.43) в уравнение D.41), получаем
^(lJ4^ D.44)
Дифференцируя и умножая обе части на L/Ri00 (где L — произвольно
выбранный характерный размер), получаем
D.45)
+Re + Ra,
dx dx dx ?Ьф00'00
где х=хЩ ~R = R\L.
Так как мы свободны в выборе характерного размера, то в даль-
дальнейшем примем за него диаметр критического сечения /)Кр-
Тогда в уравнении D.45)
Чтобы привести уравнение D. 45) к более удобному для интегриро-
интегрирования виду, образуем безразмерные комплексы:
x ,A ,„,
: D.46)
Р -
gQoow ~z=r~ гоо
?оо . D#47)
Р = -Д-, D-48)
wmax
133

где poo и Qoo — давление и плотность заторможенного ядра потока;
ги — максимально возможная скорость ядра потока при рас-
расширении до нуля;
^l/у^эф.срПфоо, D.49)
где ср эф.ср — средняя теплоемкость в интервале температур ТЭф—3
Считая характерным размером DKp и подставив выражения D. 46)
и D.47) в уравнение D.45), получим интегральное соотношение энер-
энергии
dx dx dx J?T ' />oo
Проведя аналогичные преобразования уравнений D.30) и D.31),
получим интегральное соотношение импульсов
np) =gMB-?- D 51)
l-?2 rfAT ^ POO
Здесь Re& —число Рейнольдса, полученное по толщине потери импуль-
импульса Ф; Rea и ¦9' определяются из выражений
dy; D.52)
D.53)
комплекс
Aw = wl/^-J-; D.54)
У ^ст /too
безразмерная величина
c = Hw+1 -A -7СТ) Яг, D. 55)
где
y; D.57)
7СТ=/^. D.58)
Как мы увидим в дальнейшем, решение системы уравнений D. 50)
и D.51) при некоторых условиях удается свести к решению одного
из них.
Для этого нам необходимо установить связь между величинами,
входящими в эти уравнения (Ат; Aw\ Re0; Re&).
Связь между ReQ, AT, Aw и Re&
Чтобы найти связь между указанными величинами, найдем выра-
выражения для них через известные нам величины. Для этого необходимо
134

в первую очередь определить профили скоростей и температур (или теп-
теплосодержаний) в пограничном слое.
В соответствии со структурной схемой турбулентного пограничного
слоя рассмотрим раздельно движение и теплообмен в турбулентной и
ламинарной частях слоя.
Турбулентная часть слоя. При рассмотрении этой части
слоя можно пренебречь первыми слагаемыми в выражениях D. 16) и
D.26). Тогда из этих уравнений, вводя длину пути перемешивания /
по уравнениям D.23) и D.24) и учитывая выражения D.28) и D.29),
получим:
. 60)
^p3,gQ^ t
dy * ^ dy dy
где
7YcT. D.61)
Для получения профилей скоростей и температур нам необходимо
так задаться распределением /, т и qK поперек пограничного слоя, чтобы
можно было проинтегрировать уравнения D.59) и D.60). Расчеты по-
показывают, что, хотя в зависимости от заданного распределения т полу-
получаются соответственно различные зависимости 1(у) и w(y) по сечению
пограничного слоя, численная разница конечных результатов при раз-
различных профилях т невелика, так как изменение / как бы компенсирует
изменение т.
Кроме того, профили т и qK в турбулентной части слоя должны
быть заданы так, чтобы на границе с ламинарным подслоем они при-
приняли соответствующие значения тЛам и <7к.лам- (Отметим, что в ламинар-
ламинарном подслое можно принять тЛам(у) =const=tcT; <7к.лам(#) =const = <7cT).
Закон изменения длины пути перемешивания определим функцией
Кармана.
где к — эмпирическая константа (х = 0,38—0,4).
Видоизменяя подстановку Дородницына, введем новую переменную
dr\=:— -^—dy. D.63)
# Рлам
Тогда величина пути перемешивания из равенства D. 62) выразится как
/==_ха *^И , D.64)
R Рлзм дл2
где
а = 1- . D.65)
• dw/dr) JL(JL 3 )
dr\\# Рлам /
Подставляя выражения D.63) и D.64) в формулу D.59), получим
135

Учитывая приведенные выше соображения о выборе профиля т и
исходя из условий удобства интегрирования уравнений D.66), профиль
т зададим так, чтобы удовлетворялось равенство
— = Тст2 = const = W\. D. 67)
Тогда уравнение D.66) можно привести к виду
W = -х (*»'*02. D.68)
(Знак минус ставим из соображений физического смысла).
Интегрирование уравнения D.68) дает
.*¦.=—?*_, D.69)
где Ъ — постоянная интегрирования.
Интегрируя выражение D. 69) и определяя постоянную интегриро-
интегрирования из условия, что при w = w\ т] = бт] , получаем уравнение профиля
скоростей в турбулентной части слоя:
-=1+TlnV^' D-/0)
где _
l=xwjWm; D.71)
бг] — толщина пограничного слоя в плоскости х—г\.
Используя выражения D.63), D.64), D.68) и D.69), из уравнения
D. 60) получим
= yW^ (Л + b) -^. D. 72)
Зададим теперь профиль qK таким образом, чтобы удовлетворялось ра-
равенство
Як (Ук.лам
где Срэф.лам — значение срЭф на границе ламинарного подслоя.
Интегрируя уравнение D. 72), получим уравнение профиля темпера-
температур в турбулентной части пограничного слоя.
где Дт; —толщина пограничного слоя в координатах х—г\;
"рэф.Л(;лгиий«:ЛAм Лам * /л i-7 л \
?г= ~ • D. /4J
Фк.лам
Перейдем к рассмотрению движения во второй (ламинарной) ча-
части пограничного слоя.
Ламинарный подслой. Определим толщину ламинарного под-
подслоя блам. Для случая несжимаемой жидкости она определяется усло-
условием Кармана:
—лам *QjI8M =a, D.75)
М-лам
где
», = угт/рлам> D.76)
136

Подставляя вместо т величину [1Лам^лам/6лам из условий D. 75) и D. 76),
получим
а2 = **™w."MQ*aM = ?елам, D. 77)
М-лам
где Иедам — число Рейнольдса ламинарного подслоя;
(>лам — коэффициент вязкости на границе ламинарного подслоя.
Для случая течения несжимаемой жидкости массовый расход Ш
можно выразить через единицу ширины ламинарного подслоя в виде
вМ ^ D.78)
2
Из сопоставления выражений D.77) и D.78)
Иелам=-^-. D.79)
Распространив равенство D.79), полученное для несжимаемой жид-
жидкости, на случай течения газа, получим
Qwdy
=а?. D.80)
Введем новое независимое переменное
dr\=^^-dy. D.81)
Считая, что в ламинарном подслое тЛам = тСт = const и 9к.лам = ?ст== const,
на основании равенства D. 15) и D. 18) можем записать:
dw dw /л OON
гс^-^лзм — ; D.82)
^ М^. D.83)
Интегрируя уравнения D.82) и D.83), получим:
1; ™ = ^; D-84)
8i*a», D-85)
М'лам М*лам
гДе ^т) лам ~ толщина ламинарного подслоя в координатах х — Л;
^лам и ^оолам~значения w и ^оо на границе ламинарного подслоя.
Пользуясь выражениями D. 81) и D. 84) и учитывая исходные урав-
уравнения D.34) и D.35), определим:
лам 4f
= Г Qwdy=
J •/
0 0
Слам М-лам
J 'эф ^-лам \ у эф.лам / ,алам J \ у эф.лам /
D. 86)
137

При я=0,7 считаем (Гэф/Гэф.ламI"" — 1 и тогда из уравнения D.86) по-
получаем
^ = дламТст^лам ^ D87)
Подставляя полученное выражение в равенство D. 80) и учитывая усло-
условие D. 67), получим
—. D.88)
В плоскости х— у толщина ламинарного подслоя
а (* I Тэф V2
—\—dr\= \ j ац.
Н'лам J \ *¦ эф.лам /
Преобразуем входящую в равенство D. 89) величину ГЭф/ГЭф.лам.
В соответствии с выражениями D.29) и D.61)
г.ст + ^00~^;
^эф.лам ^лам
Т г.ст + ЧЮлам — Л
Т^-, D.90)
ZgCp эф.ср
где ср Эф.Ср — среднее значение срЭф в интервале температур ТЭф—Т00.
Разделив числитель и знаменатель правой части уравнения D.90)
на Гэфоо и введя обозначение
-, D.91)
. ср эф-ср^эфОО
р эф.сР — значение срэф в диапазоне^температур Т9ф — Тэф00, и считая
Г Ic ~ 1, D.92)
после преобразований получим
эф.лам =; i /1 =, \ ?00л
^г-ст ' U— ^r-CTJ—=
D.93)
где Тг.ст — Тг.ст1ТЭф$0; %==ф
Определим теперь входящие в уравнение D.93) величины wn&M/w\
^оолам/^оо; too/too. Из выражения D.84), заменив тст по уравнению D.67)
и используя равенства D.71) и D.88), получим
*<*
Аналогично из равенства D. 85), заменив qCT по формуле D. 74) и
по формуле D.88), получим
- 95)
Из уравнений D.74) и D.85) получим
138

Подставив теперь выражения D.94), D.95), D.96) в равенство
D.93), а полученное выражение для ГЭф/ГЭф лам — в формулу D.89),
используя выражение D.88), после преобразований получим оконча-
окончательную формулу для блам [величиной $2(w/wJ пренебрегаем]:
&лам=ФЦлам, D. ^
где
1
Ф= г([ 6r J |
,аалам (л + 1) (l - Уг я) [УР.ст+A - Гг.ст) "feSL - pEfe-)»J-
Зная теперь бЛам, можем определить постоянную интегрирования Ь в
уравнениях D.70) и D.73). Длина пути смешения на границе ламинар-
ламинарного подслоя
/Ла« = -'Лп„- D.99)
С другой стороны, найдем /Лам из выражений D.64), D.68), D.69) при
П=6члам; /=/лам; д = рлам, и считая r/R~l:
D. 100)
Решая уравнения D. 99) и D. 100) совместно относительно Ь, получим
с учетом равенства D.97)
или
8ЧЛ1| + * = 8чла1| — . D.102)
«лам
Величина 6<^лам, следовательно 6<Сб и А. Поэтому в суммах
F+Ь) и (А + 6), входящих в выражение D.70) и D.73), величиной Ъ
можно пренебречь. Тогда, учитывая равенства D.102) и D.88), по-
получим
вт] лам + Ь ^ 57)ламФ ___ Файлам ' м |Q3)
Подставив значение W* из выражения D.71) и учитывая, что согласно
равенству D.35) алам = ,Иэфоо(?эф.лам) \ получим
^лам = 2 Эф-ЛЗМ ? D. 104)
где _
*-. D.105)
Аналогичными преобразованиями получим также
5т)ламФ _
где _^
A^QM . D.107)
Сопоставляя формулы D. 105) и D. 107) с уравнениями D.53) и
D.43), определяющими Ree и Re&, получим
= Res—; D.108)
в
. D.109)
139

Имея профили скоростей и температур в турбулентной части слоя и ла-
ламинарном подслое, произведем сопряжение соответствующих профилей
путем подстановки юлам/ю из уравнения D.94) и F^ лам + Ь)/(д + Ь) из
уравнения D.104) в уравнение D.70). После преобразований
—. D.110)
Аналогично [см. уравнения D.95), D. 106), D.73)].
ReA = -
Входящие в уравнения D. ПО) и D. 111) значения Тэф.лам и алам можно
определить следующим образом. Согласно равенствам D.29), D.61),
^4.91), используя уравнения D.92), D.94) и D.95), выражение для
= можно привести к следующему виду:
т —Т 4-h— Т ) х(Шдам ( Pxqg*a" V /Л-112
1 эф.лам —1 г.стТ V1 1 г ст/ ~ I - !• V*- х 1Z
Выражение для алам можно получить из уравнения D.65). Опуская
преобразования, окончательную зависимость получим в виде
^эф.лам (. о
7f l J Г.СТ t
1 эф.лам + " — ^ ~
При известных или заданных величинах Гг.ст и р, g и |г, решая совмест-
совместно уравнения D.112) и D.113), можно найти Гэф.лам и алам; зная их
можно определить также ReA и Re§.
Используя все полученные выше зависимости, мы можем перейти
теперь к определению интересующих нас величин Лт, Aw\ Ree; Re» и с
через известные нам величины и через g и |т. Согласно уравнению со-
состояния D. 34)
Р Рлам Олам •'эф^лам Слам — ,. ^ А
^ / (Л 1 | А I
— - — ~ — ¦« эф.лам* \*' l in/
/>оо ^оо Qoo уэфоо Qoo
Преобразовывая теперь уравнение D.47) с учетом выражений
D.114), D.74) и D.71), получим
Лг = эф'лам Т . D.115)
Аналогично из уравнения D.54) с учетом выражений D.114), D.71)
и D.67) получим
8 V ^эф.лам 1 .
Лда= . D. lib)
Для определения Re e и Re& найдем предварительно выражения для
определения толщин потери энергии 0 и импульса Ф.
Заменив в уравнении D.42) переменную по выражению D.63),
получим
Ц\ -Щац= ?i(i -Ь.)ап, D. П7)
о о
где Atj —толщина теплового пограничного слоя в координатах х—ц.
140

Подставляя в выражение D. 117) значения w/w по формуле D.70)
и W*oo по формуле D.73), считая ввиду малости Ь, что F+6)— б и
(Д+6)~Д, а также приняв й=Д, получим
7k
о
Интегрируя по частям, определим
—=— (l- — У D.119)
Аналогично из уравнения D. 52) после преобразований получим
т-T
Для определения Re» и Ree подставим в равенство D. 108) выражения
D.110) и D.120) и получим
т-Tl'-f)- DЛ20)
а в равенство D. 109) — выражения D.111) и D.119), тогда
Reo = ^^—\ г-1— . D. 122)
Аналогично, определив предварительно Нт и Hw из уравнения
D.55), получим выражение для безразмерной величины
т- . D. 123)
Таким образом, мы получили зависимости D. 115), D. 116), D. 121)
и D.122), выражающие переменные, входящие в интегральные соотно-
соотношения энергии D.50) и импульсов D. 51) через известные нам величины
и через g и gT. Подстановка этих выражений в уравнения D. 50) и
D.51) приведет к системе двух дифференциальных уравнений с двумя
неизвестными ? и |т.
Можно найти приближенное решение этой системы для общего
случая движения в пограничном слое, однако для практических расчетов
теплообмена в ЖРД удобнее воспользоваться приближенной, но очень
простой зависимостью
?г-5=-О,5. D.124)
Использование зависимости D. 124) позволяет свести решение си-
системы уравнений D.50) и D.51) к решению одного уравнения.
4.5. РЕШЕНИЕ ИНТЕГРАЛЬНОГО СООТНОШЕНИЯ
ЭНЕРГИИ
Ранее нами получено следующее интегральное соотношение энер-
энергии D.50):
dReQ d(lnR) d (in /Oo ) Reoo o p
—=-4-Ree —= f- Ree =— = —t^v-—•
dx dx dx AT poo
141

Рассмотрев выражения D. 115) и D. 122), определяющие Re и Ат>
ОТМеТИМ, ЧТО ВХОДЯЩИе В ЭТИ формулы ВеЛИЧИНЫ Гэф.лам, Ялам И Ф ЯВ-
ЯВЛЯЮТСЯ функциями Гг.ст, C, g и 1г. Следовательно, учитывая зависимость
D. 124), связывающую ?¦ и |г, мы можем сказать, что Ree и Ат являют-
являются функциями только трех величин: Гг.ст, C и gr, т. е.:
Ree=/iG7P.CI> р, У; ЛГ=/2(ГГ.СТ, р, 5Г), D.125)
Совместное решение уравнений D. 115) и D. 122) при заданных различ-
различных значениях 7'г.ст позволяет исключить \т и найти связь между Ree
и Ат при различных значениях р. Выразив эту зависимость графически
можно подобрать приближенную формулу связи между Ree и Ат.
В диапазоне изменения 7V.cT = 0-f-l; р = О-ч—0,8 и lgRe0 = 2,5+6
4,14Refl
1+1,?
4.4,- \ 2,616
G1г.сг+0,04)
У
Введем обозначения:
-=ln
4,14Ree
1 +¦
D. 126)
D.127)
D.128)
D.129)
Цев = ате*т. D Л 30)
Подставим выражения D. 128) и D. 130) в интегральное соотношение
энергии D.50) и приведем его к виду
.D.131)
ат=-
Тогда формула D. 128) приобретает вид
o0^
ьт Poo
Введем в равенство D. 131) вместо Л и Тоо величины Л/2=Л и
Г/?эф^эфОоA ~^г.ст)==Срэф (^эф00~~^г.ст) ^^^пОО ~ ^ст —hdi D. 132)
Срэф — эффективная теплоемкость в интервале температур (Гг.ст—
7'эфоо). Считаем ее постоянной по длине камеры, т. е. не зависящей от х.
Подставив равенство D.132) в уравнение D.131), произведя диф-
дифференцирование и поделив все на аТу получим
i2
[aTD{\ - fT „)] ==^Щ- $-S-dx.
aTbT p
Для удобства решения уравнения D. 133) обозначим
*г = (ф2г-2
Нетрудно убедиться, что
D.133)
D.134)
D.135)
D.136)
142

где
kT= J — . D.137)
При практическом диапазоне изменения а|)Г в пределах 7—15 соот-
соответствующее зависимости D. 137) изменение kT невелико и составляет
1,32—1,15. Поэтому вполне допустимо считать kT = const = 1,2. Подставив
равенства D.135) и D.136) в уравнение D.133), получим:
dzT + zTkTd\n[aTD(l -fr,cl)
атьт Poo
или
TV.ci)] т птЬт Poo
откуда
a'T~~l [D(l — Ггст)]^р-^—rfx. D. 138)
Интегрируя уравнение D. 138), находим
l
[атП\-Тг.„)\*т
т
, D.139)
о
где Вт — постоянная интегрирования.
При ? = 0
BT=\zT [aTD(\ -^rc^J^lr^o- D-14°)
Определение zT в условиях ЖРД
Применительно к условиям, имеющим место в ЖРД, можно про-
произвести следующие упрощения уравнения D. 139).
1. Постоянная интегрирования Вт характеризует собой погранич-
пограничный слой на участках, лежащих до начала отсчета (т. е. до точки, где
я=0). Весь предыдущий анализ теплообмена в пограничном слое ни-
никак не учитывал влияния смесеобразования и горения на развитие по-
пограничного слоя. Поэтому, строго говоря, мы должны считать началом
отсчета сечение, в котором сгорание полностью завершилось. Однако
в этом случае у нас останется постоянная Вт, которую мы не сможем
определить, так как не знаем влияния процессов смешения и сгорания
на развитие пограничного слоя.
Чтобы исключить задачу определения Вт, примем условно, что сго-
сгорание происходит только в некотором узком, «эффективном», фронте
пламени, лежащем сразу за зоной испарения и смешения. При этом,
пренебрегая начальным участком ламинарного пограничного слоя
(/лам = 0) считаем, что в указанном сечении эффективного фронта пла-
пламени сразу начинается образование турбулентного пограничного слоя,
на дальнейшее развитие которого по длине камеры процессы смесеоб-
смесеобразования и сгорания влияния не оказывают.
Приняв теперь за точку отсчета сечение, где начинает образовы-
образовываться пограничный слой, мы тем самым исключаем из рассмотрения
постоянную ВТу так как в этой точке Вт = 0. При проведении практи-
практических расчетов положение эффективного фронта пламени, т. е. точки
отсчета # = 0, можно определять, считая, что длина зон I и II (см.
143

рис. 3.2) составляет 25% от длины камеры сгорания. Возможная при
этом ошибка в определении точки отсчета не оказывает существенного
влияния на величину максимальных конвективных потоков в сопле и
поэтому не опасна.
2. Примем допущение о постоянстве температуры газовой стенки
по длине камеры и соплу, т. е. будем считать Ггхт^^г.ст/Тэфсх^ const.
Такое допущение не соответствует действительному распределению ГГ.С1
по длине камеры ЖРД, однако, как мы увидим ниже (§ 4.7), возник-
возникшую при этом ошибку в определении qK, мы сможем легко прокорректи-
прокорректировать, допущение же постоянства Гг.ст позволяет сильно упростить
задачу определения zT (а следователь-
следовательно, и тепловых потоков).
3. В соответствии с уравнением
D. 127) при fr.CT = const и fcT = const.
4. Из^ уравнения D. 129) видим,
что при Гг.ст = const величина ат зави-
зависит еще от C. Однако, так как в выра-
выражении D.139) величина ат входит в
степени (kT—1)~0,2, то влияние из-
изменения ak/~x на изменение р невелико
и при интегрировании правой части
выражения D. 139) можно принять
также
арщ = const.
-Зффективный
\<рронт пламени
Рис. 4. 15. К определению коорди-
координаты х{
5. В предыдущем анализе мы предполагали Рг=1. Для продуктов
сгорания ЖРД Рг = 0,75-н-ОД Так как это отличие числа Рг от единицы
сказывается при окончательном определении конвективных тепловых
потоков, влияние числа Рг на qK мы рассмотрим ниже.
Приняв отмеченные выше допущения и имея в виду, что ReOo не зави-
зависит от х, формула D. 139) после преобразований принимает вид
атЬ\О1л J ' /700
D.141)
Рассмотрим полученное выражение. Как мы отмечали выше, х=:
где х — координата, отсчитываемая вдоль образующей контура камеры
и сопла. При расчетах удобнее вести вычисления по координате, отсчи-
отсчитываемой вдоль оси двигателя Х\ (рис. 4. 15).
Из рассмотрения рис. 4. 15 очевидно, что
D. 142)
cosy
Согласно известным формулам газовой динамики (см. например [1])
входящие в равенство D. 141) величины р, р/роо и D определяются как
где Х = коэффициент скорости;
ч/г—1
^00
D. 143)
144

J
-l
/KP
Заменяя применительно к условиям ЖРД показатель адиабаты k по-
показателем изэнтропы Пиз и подставляя равенства D.142) и D. 143), в
формулу D. 141), получим
cos у
0
Расчеты показывают, что изменение пш не оказывает существенного
влияния на величину zT, так как влияние изменения пш на подынтеграль-
подынтегральное выражение и на величину Re00, определяемую выражением D.46),
противоположно. Поэтому с достаточной степенью точности можно при-
принять /1ИЗ =1,2.
Из выражения D. 144) мы видим, что при постоянном пш при
одномерном движении в сопле величина |3 зависит только от отношения
/У/кр= ф/ДфJ, т. е. является функцией B=D/Dlip. Соответственно и
комплекс
D.145)
С учетом соотношения D. 145) формулу для определения zT удобно
представить в виде
^^\ш D.146)
Т aTb27D1'2 J cosy
о
Для удобства определения f(D) в приложении I на рис. I. 1 представлен
вспомогательный график зависимости f(D) от значений D.
Как видно из выражений D. 127) и D. 129), комплекс
поэтому для облегчения расчетов zT удобно представить эту зависимость
графически (см. приложение, рис. 1.3, 1.4).
Определение гт для двигателя с цилиндрической камерой сгорания
При определении zT для двигателя с цилиндрической камерой сго-
сгорания целесообразно интеграл в правой части D.146) разбить на два
интеграла, т. е.
^ f ) D. 147)
где ^к — расстояние от точки отсчета («эффективного фронта пламени»)
до конца цилиндрического участка камеры сгорания (см.
рис. 4. 15).
J45

Если камера не скоростная, то для цилиндрической ее части можно
принять p/poo=l, p = const. Тогда первый интеграл уравнения D.147)
легко решается:
rp-^-51'2rfI1 = pKSif23cK, D.148)
о 00
1"де рк и DK — значения р и D в камере сгорания.
Считая, что зоны испарения и смешения занимают 25% длины ци-
цилиндрической части камеры сгорания, принимаем
D.149)
где
Так как в камере сгорания р мало и Р2<С1, то, пренебрегая в выра-
выражении D.144) значением р2, при пш=\,2 получим
*-f3 ^=°^. D.150)
Подставляя равенство D. 148) в выражение D. 147) и используя зави-
зависимости D. 142), D. 145), D. 149) и D. 150), получим в окончательном
виде формулу определения zT для цилиндрической нескоростной каме-
камеры сгорания:
zT = ;
Re00
•I
cos
D.151)
4.6. РАСЧЕТ КОНВЕКТИВНОГО ТЕПЛООБМЕНА В ЖРД
Используя полученные выше выражения для ReOo, zT, г|;г и Ат, мож-
можно определить величину конвективных тепловых потоков qK. Однако
для проведения расчетов основные формулы в зависимости целесообраз-
целесообразно получить в более удобном виде.
Определение эффективной температуры торможения ГЭфоо
Хотя определение эффективной температуры в общем случае доста-
достаточно понятно из ее формального выражения D.27), приведем порядок
расчета эффективной температуры торможения ГЭфоо применительно к
условиям в камере ЖРД. Согласно указанной формуле
7Гэфоо = :?2-, DЛ52)
где Т2 и /?2 — действительные температуры и газовая постоянная про-
продуктов сгорания топлива в камере, определяемые обыч-
обычными методами (см. например, [2], [25]);
Rh — газовая постоянная недиссоциированных продуктов сго-
сгорания топлива того же состава.
При определении состава недиссоциированных продуктов сгорания
система расчетных уравнений значительно упрощается, так как уравне-
уравнения реакций диссоциации отпадают. Так, при применении четырехэле-
146

ментного топлива на основе Н; О; N; С можно привести готовые форму-
формулы определения состава продуктов сгорания для частного случая, когда
при а<1 кислорода хватает для полного окисления углерода,
но недостаточно для полного окисления водорода. В этом случае продук-
продукты сгорания будут состоять из СО2, Н2О, Н2, N2. Расчетные формулы
для определения парциальных давлений недиссоциированных продуктов
сгорания примут вид:
Рсо2=
Нг+уН0 3 Nr+vNo
Cr+vCo 7 Cr + vC0
/ 3 Or+vOo Л
U C^vC\ } ; D.153)
/
p2 2 + 6
vCo7 7 Cr+vC0
r + vH0 3 Or+vOo
= N Cr+vCo 4
H+vH
3 Nr+vN0
7 C + vC
pT __
_3_ Nr
7 Cr
1+6
' 7 Cr-f vC0
Определив состав недиссоциированных продуктов сгорания, нахо-
находим для них /?н, а по выражению D. 152) —ГЭфоо (рис. 4. 16).
Определение значения эффективной теплоемкости ср Эф
Рассмотрение приведенных выше формул показывает, что в них
входят различные значения срЭф'- в формуле D:49)_ при_определении
йщах она является средней в интервале температур (ГЭф—^эфоо), а в вы-
выражении D.90) и вытекающих из него зависимостях срэф является
теплоемкостью на границе ламинарного подслоя. Так как различие р
Срэф невелико, удобно при проведении расчетов использовать одно сред^
нее значение эффективной теплоемкости, поэтому в дальнейших расче-
тах_будем использовать срЭф, взятую при средней температуре ГСр =
= (^эфоо+ Тг ст) /2.
Величина срОф может быть определена непосредственно по фор-
формуле D.28). Для расчета зависимости срЭф от эффективной температу-
температуры необходимо произвести термодинамический расчет состава диссоции-
диссоциированных продуктов сгорания заданного топлива при различных тем-
температурах, вычислить соответствующие значения эффективной темпера-
температуры, после чего, пользуясь формулой D. 28), можно построить искомую
зависимость (см. рис. 4.16).
Определение коэффициента динамической вязкости
продуктов сгорания и,Эфоо
В расчетные формулы входит коэффициент динамической вязкости
цэфоо продуктов сгорания, соответствующий температуре Гэфоо- Его мож-
можно определить следующим образом. Зная состав продуктов сгорания,
147

Лисил
нг-град
0,5
0,3
0,1
0,1
'— 10
¦J0I
W
-20 и и
woe
/
/
/
\
\
А
\
V
\
/
\
>
\
N
^=
г-—:
si
—
ч-ипта. У
—-.
Г
20ап;а у^
11
1
i
!
=
^^
7
/
If
Iх' '" лн
г(Рсек н.сек кГ-м дж
м2 кг-град кг-град
5 49-
6 v
50-
40-
30-
W
392-
Рис 4. 16. Зависимости с р эф ср; Цэф; ТЭ(у, Rn и S от соотношения компонентов для топ-
топлива (80% HNO3 + 20% N2O4)+TOHKa 25П

определяем коэффициент динамической вязкости \х при произвольно
выбранной температуре Т по известной формуле:
где [а,. — вязкость компонентов смеси при выбранной температуре
[7], [25];
ptmt—весовая доля компонента,
где mi —молекулярный вес компонента.
Обычно значение Т задается в пределах 1000—1400° К, так как для
более высоких температур данных по вязкости компонентов смеси нет.
Найденное значение jli при заданной температуре Т пересчитывается
на коэффициент динамической вязкости при температуре ГЭфоо согласно
исходной формуле D.35) при n = 0J:
^J'7 . D.154)
На рис. 4. 16 приведены значения ^Эфоо для топлива (80% HNO3 + 20%
N2O4) + тонка 250.
Преобразование формулы для расчета ReOo
Согласно уравнению D.46)
^е =?>KPQoo^max
У-эфОО
Плотность заторможенного потока qoo по уравнению состояния D.34):
дш=—М_. D.155)
^Ян^эфОО
Максимальная скорость истечения по формуле D.49):
wm3X=t/2J- т D.156)
у j[Lp эф. ср7 эфОО
где ёрэф.ср — средняя эффективная теплоемкость.
По известному термодинамическому соотношению.
^. D.157)
Подставляя выражения D.155), D.156), D.157) в уравнение D.46)
и считая пиз=1,2, получим
149

Поскольку в графиках и справочных таблицах коэффициент вязкости
дается обычно в виде ц,»106 кГ'Сек/м2, а давление роо—в ата, расчет-
расчетную формулу D. 157) можно преобразовать так:
l,107.10iODKp/700
-оо — ~^r
D.159)
или в системе СИ
DK
'крАЮ
н'эфОО
где Z)Kp в м; PooBhjm2; ?9ф00 в н-сек\м2\ /?н в дж\кг-град кТэтъ°К.
Определение конвективного теплового потока qK
Зная ReOo можем определить по формуле D. 146) или D. 151) из-
изменение zT по длине камеры и сопла ЖРД, а затем по формуле
D. 134) —я|)т. Так как в формуле D. 134) г|)Т не выражено в явном виде,
то для определения г|)Г удобно воспользоваться вспомогательным гра-
графиком г1)г=/(^т) (рис. 4. 17).
Подставив в уравнение D. 47) значение Лт, выраженное через -фт
и Ьт из уравнения D. 128) и заменив Too по
равенству D. 132), получим для определе-
jri I i i i iх ния конвективного теплового потока:
74
П
10
/
/
и
/
/
/
— п —__Ш
D.160)
Заменим в уравнении D. 160) qOo по форму-
формуле D. 155), plpoo по формуле D. 143), под-
подставим вместо скорости w ее выражение
5 6 7 8 lgzT
Рис. 4. 17. Зависимость
1|)т=/Bт)
Г'
D.161)
и тогда получим
лиз—1
Р V1—Н
-7у. ст)
D.162)
Здесь #к выражено в ккал/м2сек, а роо —в /сГ/ж2. Изменив размерность
<7к и роо и считая /гиз=1,2, после вычисления постоянного коэффициента
получим
где роо —в ата. __
Величина РA—Р2N, как отмечалось выше, является функцией D =
= D/DKV>. Для удобства расчетов в приложении I на_рис. 1.2 приведены
вспомогательный график зависимости рA—$2±6=f(D) и вспомогатель-
вспомогательные графики зависимости р и A—р2N от D.
150

Учет влияния числа Рг и окончательная расчетная формула
для определения qK
Формула D. 163) получена нами в предположении Рг=1. В действи-
действительности для продуктов сгорания ЖРД число Рг = 0,75-7-0,8, поэтому
для получения окончательной расчетной формулы мы должны внести
в формулу D. 163) соответствующую поправку.
В соответствии с формулами D.2), D.47) и с учетом равенства
D.132) коэффициент теплоотдачи от газа к стенке аг равен
Р
gQOOw — ср эф
Як РОО /л ЛСА.
аг= = Т~ = I2 • D.164)
Считая 6~Д, число Нуссельта пограничного слоя определим в виде
т, D.165)
где % и \х — коэффициенты теплопроводности и вязкости газа при неко-
некоторой средней по пограничному слою температуре.
Подставляя значение аг D. 164) в равенство D. 165) и заменяя р/роо на
o, получим
D.166)
где
т
1 СР т
^эфОО
Вводя Re = -^—, получим
D.167)
V
Как известно, при движении в трубе при малых скоростях (т. е. р) теп-
теплообмен определяется зависимостью вида
, Гг,т).
В общем случае с учетом влияния р на теплообмен можно написать
Ггст, р). D.168)
Рассматривая приближенно движение в пограничном слое как дви-
движение в трубе, диаметр которой пропорционален б, и подставляя зна-
значение Nu из зависимости D. 168) в выражение D. 167), получаем
D.169)
Лгт Re Tcp
Рг0'6 /(Ref7Y.clp)'
откуда, учитывая, что Гср пропорционально Гг.ст, a Re пропорционален
Re0, получим
А\^ Рг0'6 /, (Ree, Гг.ст, ?) = (i4j)pr.iPr0-6. D.170)
151

Сопоставив выражения D. 170), D. 160) и D. 128), .получаем, что с уче-
учетом влияния числа Рг
¦?к= Рго,б - (
Таким образом, уменьшение числа Рг продуктов сгорания приводит
к некоторому возрастанию теплового потока. В условиях работы ЖРД
(Pr = 0,75-f-0,8) поправка на влияние числа Рг равна 1,15, т. е.
D.172)
Внеся эту поправку в численный коэффициент формулы D. 163),
мы получим окончательную расчетную формулу для определения кон-
конвективного теплового потока:
qK = 4^0 • 10b 2 2 _ = ккал\мЧ D.173)
или в системе СИ:
|).ср^эфооA—^г.ст)
где
р00 в я/ж2; ^Эф.ср и RH в дж\кг-град\ Тэф00 в °К.
Если при расчете теплообмена в ЖРД возникает необходимость
определения коэффициента конвективной теплоотдачи от газов к стенке
аг, то при известном qK он в соответствии с уравнением D. 2) определит-
определится выражением
Влияние пристеночного слоя на теплообмен и расчет qK
при внутреннем охлаждении
Приведенная выше методика расчета конвективной теплоотдачи
предполагает, что между ядром потока и стенкой нет никаких промежу-
промежуточных слоев газа с параметрами, отличными от параметров ядра пото-
потока. Такой случай вполне возможен, когда стенки камеры ЖРД защи-
защищены термостойкими покрытиями, нанесенными на внутреннюю поверх-
поверхность стенок, так что необходимость во внутреннем охлаждении отпа-
отпадает. Однако при защите стенок внутренним охлаждением между ядром
потока и стенкой образуется защитный пристеночный слой газов более
низкой температуры.
Как указывалось, этот пристеночный слой может быть образован
как путем установки на головке специальных периферийных форсунок,
так и с помощью подачи внутреннего охлаждения через пояса охлаж-
охлаждения. Анализ влияния размещения форсунок на vCT и метод расчета
распределения vCT по периметру камеры приведены выше, в § 3.6.
При подаче внутреннего охлаждения через пояса весьма прибли-
приближенно можно считать, что ниже их по потоку образуется пристеночный
слой с соотношением компонентов
vCT=-
^о.оул + G(
о.охл ~г '-'о.ст
_1_
где бг.охл и Go.oxn — расход горючего и окислителя на внутреннее
охлаждение;
152

Ог.ст и G0.ct — расход горючего и окислителя через кольцевой пояс у
стенки, толщина которого равна шагу между форсун-
форсунками.
При наличии пристеночного слоя у стенки образуется пограничный
слой, параметры которого определяются уже параметрами данного при-
пристеночного слоя.
Если толщина пристеночного слоя бпр достаточно велика по сравне-
. нию с толщиной пограничного слоя Д, то можно считать, что конвектив-
конвективная теплоотдача в стенку происходит уже не от ядра потока, а от при-
пристеночного слоя.
И в этом случае изложенная выше методика расчета конвективных
-,Oj> тепловых потоков остается прием-
3500
2500
1500
/
/
л
лемой при условии, что под эф-
эффективной температурой тормо-
торможения ядра потока ТЭфоо понима-
понимается эффективная температура
1500 1000 1500
Ц8 8,37
12,58
Рис. 4. 18. Зависимость Т, Тн и Тэф от
теплосодержания для топлива кисло-
род+95%-ный этиловый спирт
Рис. 4. 19. Влияние изменения vCT по пе-
периметру камеры на величину qK
торможения продуктов сгорания ГЭфоо, получающаяся при соотношении
компонентов в пристеночном слое vCT. Соответственно этим значениям
Гэфоо и vCT также необходимо брать и величины /?н, срЭфСр и \*><ю-
Расчеты показывают (рис. 4. 18), что в пристеночном слое темпе-
температура ГЭф очень близка к температуре недиссоциированного газа Гн,
определенной также при условии постоянства полного теплосодержания;
в области температур, имеющих обычно место в пристеночном слое
A700—2200° К), практически температуры ГЭф, Тн и Т совпадают.
Исходя из этого в расчетах по определению конвективных тепло-
тепловых потоков при внутреннем охлаждении эффективную температуру
торможения пристеночного слоя можно принимать равной температуре
продуктов сгорания при данном vCT пристеночного слоя.
В зависимости от распределения vCT по периметру камеры соответ-
соответственно будет изменяться распределение температуры пристеночного
слоя и конвективных тепловых потоков по периметру камеры.
На рис. 4. 19 приведены графики, показывающие влияние изменения
vCT по периметру поперечного сечения камеры на величину конвективно-
конвективного теплового потока qK.
Расчет охлаждения ЖРД, очевидно, следует вести при наиболее
тяжелых для стенки условиях. Это значит, что в случае завесы охлаж-
охлаждения с избытком горючего (аСт<аЯдра) расчетным значением vCT долж-
должно быть наибольшее из его значений по периметру камеры двигателя.
153

При этом, очевидно, в местах с меньшими значениями vCT конвективные
тепловые потоки и общий теплосъем с поверхности камеры и сойла ЖРД
будут меньше, чем их расчетные значения, определенные при наиболь-
наибольшем (т. е. наихудшем) значении vCT- Но эта неточность пойдет как бы
в запас надежности охлаждения камеры.
Порядок расчета конвективных тепловых потоков
Предположим, что нам известны геометрические контуры камеры
сгорания и сопла. Известно также топливо и соотношение компонентов
в ядре потока или в пристеночном слое (в случае если имеется присте-
пристеночный слой). Тогда расчет конвективных тепловых потоков можно про-
проводить в следующем порядке:
1. Разбиваем камеру и сопло по длине на отдельные участки. Сопло-
Сопловую часть в зависимости от степени расширения обычно разбивают на
12—20 участков. Камера сгорания разбивается на 3—4 участка по дли-
длине. Если же камера сгорания цилиндрической формы, то иногда всю
часть камеры от эффективного фронта пламени до начала сужающейся
части считают за один участок. Для каждого участка определяем сред-
средний безразмерный диаметр D и средний угол наклона образующей у,
которые для данного участка считаются неизменными.
2. Задаемся распределением температуры газовой стенки Гг.ст по
длине камеры и сопла ЖРД. Для упрощения расчетов обычно в первом
приближении считают Гг.ст постоянной по длине камеры и сопла.
При этом значение Гг.ст удобно брать средним между максимально
допускаемым материалом стенки значением Гг.ст и ожидаемым значени-
значением Гг.ст в камере или на срезе. Для стальных стенок среднее значение
Гг ст = 600-7-800° К; для стенок из меди или сплавов на основе меди сред-
средняя Гг.ст = 400-т-700°К.
Определив значения тепловых потоков при постоянной по длине
Гг.ст, окончательные значения qK при заданном распределении Гг.ст по
длине стенки определяем с помощью формулы пересчета (см. § 4.7).
Если при расчете qK возникает необходимость сразу задаваться рас-
распределением Гг.ст по длине камеры, то значения и характер распреде-
распределения Гг.ст в первом приближении выбираем согласно рекомендациям,
изложенным ниже (см. § 4. 12).
3. Определяем ГЭфоо, М-эфоо, Срэф.ср и RH. Порядок определения ука-
указанных величин изложен выше. При наличии пристеночного слоя зна-
значения Гэфоо, м^фоо, Срэф.ср и RH берутся не для ядра потока, а для пара-
параметров продуктов сгорания при соотношении в пристеночном слое vCT.
Определив ГЭф,оо, находим распределение по длине Гг.ст = ^.ст/ГЭфоо и
необходимых для дальнейшего расчета вспомогательных величин ЬТ)
Ь\ и \!aTb\DY.
4. По формуле D. 159)
1,107-106 DKPJoo
Для изобарической камеры роо = р2', для скоростной камеры сгорания
i /
5. Рассчитываем величину zT по длине камеры и сопла. По форму-
формуле D. 146)
Г/E) ffr
атЬ\Ъ^) cosy
о
154

В расчете zT при цилиндрической камере сгорания используем формулу
D.151):
= Repp Г 0,j42?K | f*/(D) rf-J
В приведенных формулах величины l/aTbr Dlf2n f(D) находим по
вспомогательным графикам (см. приложение I, рис. 1.1—1.4).
6. На вспомогательном графике (рис. 4. 17) находим изменение
фт=(/Bт) по длине камеры и сопла.
7. Зная я|)Т, по формуле D. 173) определяем для каждого участка
Значение рA—р2) находим по вспомогательному графику (см. прило-
приложение, рис. 1.2).
Определение конвективных тепловых потоков
по критериальным уравнениям
Как мы видим, расчет конвективных тепловых потоков на основе
решения системы уравнений турбулентного пограничного слоя является
весьма трудоемкой задачей. Поэтому иногда для получения распреде-
распределения удельных конвективных тепловых потоков по длине камеры дви-
двигателя используют критериальные формулы.
Для определения qK наиболее распространено применение крите-
критериальной формулы Гухмана — Илюхина [73]:
Nu = 0,0162Pe0'82
После подстановки в эту формулу значений критериев получим сле-
следующую формулу для определения коэффициента теплоотдачи от газа
к стенке [25]:
аг = 74,3с р ст (?|*стH§18 —лиг (—~) ккал\мН • град D.174)
D ' \* г.ст /
^0,82 , у чО,35
или в системе СИ: ar = 0,0206^pCT^18-Tg2-(——) вт\мЧрад,
где ср ст ккал\кг • град (или дж\кг • град) и g>CT кГ\м - сек (или (хст н • сек\м2)
— теплоемкость и вязкость продуктов сгорания при температуре
газовой стенки;
G — расход топлива в кг/сек;
D — диаметр участка в м;
^оо'и Гг.ст — температура торможения потока продуктов сгорания и
температура газовой стенки в °К.
Зная аг, удельные тепловые потоки определяем по формуле
Подробно порядок расчета qK по критериальным уравнениям и пример
расчета изложены в работе [25].
4.7. ПЕРЕСЧЕТ КОНВЕКТИВНЫХ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ
Как видно из предыдущего, расчет конвективных тепловых потоков
является трудоемкой задачей. Поэтому значительно удобней методика
155

пересчета данных по конвективным тепловым потокам для известного
нам «базового» двигателя на проектируемый.
Для получения формул пересчета найдем приближенную связь
между qK для двух геометрически подобных камер ЖРД, отличающихся
размерами, давлением в камере, видом топлива, соотношением компо-
компонентов и температурой стенки. Рассмотрим выражение D. 146). Для
геометрически подобных двигателей в сходственных сечениях (т. е. в се-
сечениях, где D одинаковы) комплекс
D.175)
JcosY Re00
о
будет иметь одинаковое значение.
В формуле D. 175) величина zT связана с г|)Т зависимостью D. 134).
Приближенно
Подставляя сюда значение zT из формулы D. 175), получим
Подставляя выражение D. 176) в равенство D. 173) и заменяя Re0o по
формуле D. 159), получим следующую зависимость для определения qK:
)°ЛЗ ,
^
D.177)
Входящую в формулу D. 177) величину аг18/^'74 можно приближенно
представить в виде
0,13/^1,74 3^—0,26
^0,13/^
т
Подставив это выражение в формулу D. 176) и объединив постоянные
множители в константу kh получим
_ Р A3O?б% эф.ср (^эфОО-Т
^н^ эфОО
Сравнивая конвективные тепловые потоки «базового» (индекс I) и гео-
геометрически подобного ему двигателя, получим для сходственных точек, в
которых Д а следовательно, и комплекс В одинаковы, следующее соот-
соотношение:
— \ПЯ7 /г»1 ч 0,13 /olv0,435 л /т» т ^ /Г" ч
?oo\ ^2.] (^л\ р эф<ср \эф0° ~ г'ст^ /^эф0° \
) U Срэф.ср (^ф00-7г.ст^
0,175 /Т\ хО,26
] (
Роо) \DKP/ Uh/ С
0,13
\ * эфОО / V г.ст/
Введя в него обозначение
о С ф (^фОО— ^О ^
<4Л79>
гH.435 ^0,175 ГО,2Ь
кн у эфОО J г.ст
156

получим формулу для пересчета тепловых потоков:
а 1~п \0'87 /D1 \°-п с
Величина S зависит от рода топлива, соотношения компонентов и
температуры газовой стенки. Для каждого топлива можно рассчитать
вспомогательные графики изменения 5 в зависимости от Гг.ст и соот-
соотношения компонентов v. Для некоторых топлив такие графики приведе-
приведены на рис. 4. 16 и в приложении II (рис. II. 1—II. 5)..
Формула D. 181) получена для геометрически подобных двигателей.
Однако ее можно использовать также и для приближенных расчетов
геометрически не подобных, но близких по форме двигателей. При этом
значения qK и 5 для обоих двигателей необходимо брать в сечениях, где
В одинаковы. Формулу D. 181) удобно использовать также при необхо-
1 димости пересчета тепловых потоков в одном и том же двигателе, но при
различных значениях Гг.ст. В этом случае, так как рОо и DKV остаются
неизменными, формула пересчета имеет вид
где ql и S1 — значения при какой-то заданной температуре.
4. 8. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЛУЧИСТЫХ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ
Лучистый теплообмен в ЖРД
В камере двигателя происходит излучение продуктов сгорания-.
Как известно, излучательная и поглощательная способность газов, вхо-
входящих в состав продуктов сгорания, различна; наибольшей излучатель-
ной и поглощательиой способностью обладают многоатомные газы, в
первую очередь, водяной пар Н2О и углекислота СО2.
Излучение и поглощение газов имеет следующие основные отличия
от излучения и поглощения твердых тел.
Твердые тела излучают и поглощают энергию всех длин волн от
^=0 до А, = оо, а газы—только в определенных интервалах длин волн
(так называемых полосах), различных для различных газов. Такое из-
излучение или поглощение называется избирательным или селек-
селективным.
Твердые тела в большинстве своем непрозрачны для тепловых лучей
и можно считать, что излучение и поглощение у них происходит в по-
поверхностном слое. В газах же излучение и поглощение происходит в
объеме. При этом излучательная и поглощательная способность газа
определяются количеством молекул газа, находящегося в объеме. При
данной температуре количество молекул газа пропорционально парци-
парциальному давлению газа р и объему газа, характеризуемому длиной пути
луча /. Средняя длина пути луча / зависит от формы объема, занимае-
занимаемого излучающим газом. В табл. 4. 2 приведены значения / для газовых
тел различной формы.
По опытным данным для газов излучение и поглощение водяного
пара пропорционально Г3, углекислоты — пропорционально Г3'5. Так, для
случая излучения объема продуктов сгорания в промышленных топках
получены следующие эмпирические формулы для определения лучистых
тепловых потоков [5]:
0.6 [/^г V1
D.182)
157

Таблица 24
Длина пути луча для газовых тел различной формы
Форма газового тела
Сфера диаметром DK; сферическая камера
сгорания диаметром DK
Цилиндр диаметром DK, бесконечно длинный;
излучение на боковую поверхность
Цилиндр длиной h=DK; излучение на боковую
поверхность
Камера сгорания цилиндрическая LKjDK
1
1,5
>4
//Ас
0,6
0,9
0,6
0,6
0,75
0,85
0,9
где парциальные давления /?н,о и /?со2 берутся в кГ/см2, а длина пути
луча I в м. При этом полный лучистый тепловой поток
?л = ?лн,о + ?лсо,. D.183)
Эти формулы могут быть использованы для ориентировочной оценки
величины <7л в камере сгорания и сопле двигателя. Однако при высоких
давлениях, имеющих место в камере сгорания ЖРД, использование эм-
эмпирических формул D. 182) недостаточно правомерно, так как получены
они при атмосферном давлении и температурах до 2500° К. Поэтому
ниже будет приведена более строгая методика расчета qn в камере сго-
сгорания.
Для удобства в основу расчета лучеиспускания газов положен закон
Стефана—Больцмана. При этом излучение и поглощение газа, отнесен-
отнесенное к единице поверхности занимаемого им объема, принимается про-
пропорциональным четвертой степени абсолютной температуры.
В общем случае лучистый тепловой поток в камере двигателя от
газов к стенке определяется выражением
ЬХ
D.184)
где Тг и Гг.ст —соответственно температуры продуктов сгорания и
газовой стенки в °К;
гст#эф —эффективная степень черноты стенки;
гГ — степень черноты продуктов сгорания;
со = 4,9 ккал\мЧ-градА E,67 emJM2• град4) — коэффици-
коэффициент излучения абсолютно черного тела;
АГ — поглощательная способность газа при температуре,
равной Тг ст.
Первый член уравнения D. 184) определяет лучеиспускание от га-
газов к стенке. Второй — лучеиспускание от стенки к газам. Порядок
определения ест.эф, ег и Аг будет рассмотрен ниже.
158

Г77Л^Л^^Н^^
Формулу D. 184) следует использовать при расчете qR в двигате-
двигателя^, имеющих высокие значения Гг.ст, например, при применении раз-
различного рода керамических или других жароупорных покрытий. В дви-
двигателях с медными или стальными охлаждаемыми стенками, не имею-
имеющими никаких специальных жароупорных покрытий, Гг.ст сравнительно
невелика и поэтому роль второго члена D. 184) также невелика, следо-
следовательно, лучеиспусканием стенки можно пренебречь. В этом случае
формула D. 184) будет иметь вид
(^L D.185)
Так как величина лучистых тепловых потоков определяется в пер-
первую очередь термодинамической
температурой, по длине сопла всегда
имеет место резкое снижение зна-
значений #л. На рис. 4.20 показана
типичная схема распределения qn по
длине камеры двигателя. Во вход-
входной части сопла происходит резкое
падение значений qn и в закритиче- L
ской части они по сравнению с зна- Рис 4 20 Рас деление по длине
чениями #л.к в камере сгорания двигателя
пренебрежимо малы. Поэтому при
расчетах лучистых тепловых потоков нет смысла определять qR для каж-
каждого сечения камеры сгорания и сопла, а найдя значения ^л.к в камере
сгорания, можно с достаточной степенью точности принять следующее
распределение ^л по длине камеры и сопла; около головки <7л~8О%
от значения ^л.к, на начальном участке камеры сгорания длиной 50—
100 мм #л растет до значения ^л.к и далее остается постоянным до се-
сечения докритической части сопла, где Z)= l,2Z>Kp. В критическом сечении
<?л=О,5<7л.к; в закритической части сопла в сечении, где J5 = l,5DKp,
?л = 0,1<7л.к и в сечении, где Z) = 2,5Z)Kp, <7л=О,О2<7л.к.
Определение ест.эф; ег; Лг
Значения ест.эф; ег и ^г зависят от степени черноты газов, составляю-
составляющих продукты сгорания, а также от степени черноты стенки камеры.
Рассмотрим нижеизложенную методику определения этих величин.
Определение степени черноты продуктов сгора-
сгорания 8Г. Как указывалось, из числа газов, составляющих продукты сго-
сгорания ЖРД, практическое значение для расчета #л имеет только излу-
излучение Н2О и СО2. Поэтому принимается, что степень черноты продуктов
сгорания ег зависит от степени черноты паров воды ен 0 и углекислоты
сСо2 и определяется выражением
?г=" вн2о + ?со2 — ?н2о^со2. D.186)
Последний член в выражении D. 186) означает, что излучение смеси
Н2О и СО2 несколько меньше суммы излучений этих газов, так как поло-
полосы излучения и поглощения для Н2О и СО2 частично совпадают. Поэто-
Поэтому энергия излучения, например Н2О, частично поглощается углекисло-
углекислотой, и наоборот.
Степень черноты паров воды еНз0 является функцией температуры,
параметра (р I) и давления в камере. С учетом всех этих факторов
ен 0 определяется формулой
?Нг0 = 1 _A _е0Н2ОI+Чо"н2о, D.187)
159

где еон,о= /[7\(/>Н8О/)] —степень черноты Н2О при р^> 0 и р2=\ ата;
кнло = /[рНлО(рНлО1)] — коэффициент, учитывающий влияние^давле"
ния на ен2о.
Значение е0н2о=/1Т, (рн2о1)] определяется по графикам рис. 4.21,
полученным путем экстраполяции данных Хоттеля и Эгберта [84]. Завн-
сон2о
P»zo-l
0,016
0,012
001L
iU т
ППО 1$00 2000
Рис. 4. 21. Зависимость
Г°К
симость 1+кцао=![рило(Ри2о1)] представлена на рис. 4. 22(влияние тем-
температуры на &н2о незначительно и поэтому не учитывается).
Для расчета sH2o по формуле D.187) можно воспользоваться вспо-
вспомогательным графиком зависимости sH2o = /(s0H2O&h2o/?h2o) (рис. 4.23).
Степень черноты углекислоты sCO2=/[7\ (pcoj)] определяется по
графикам, представленным на рис. 4.24 (от давления sco2 зависит не-
незначительно).
Определив ен 0 и есо , по формуле D. 186) находим степень чер-
черноты продуктов сгорания ег.
Определение эффективной степени черноты стен-
стенки 8СТэф- При наличии излучающего газа эффективная степень черноты
стенки ест.эф больше обычного значения степени черноты стенки ест и за-
зависит еще от степени черноты газа ег:
-*сГ,Ф = зст[1-Н1-вст)A-зг)], D.188)
где ег — степень черноты продуктов сгорания D. 186);
ест—степень черноты стенки по отношению к излучению газов и за-
160

1 1,2 1,6 2
5 6 8 10 /2 18
10 30pTil0*r/c
Рис 4.22. Зависимость 1-f ?H0 pH0 -
Юг
0,6
1
1
л
ч
h
У
I
ID
%
ш
I
h
/j
'/<
щ
7
n =
/
1
1
/(
V
/f
V.
/
' /
/
/
/
' /
f/i
/
L
/
/
V
/
//
/
J
/
/
/
'/
7
A
/
A/
3/2,5 2.
7П
/
7
7
/
/_
/_
7
/,
r /
/
/
л
/
/
/
/
/
/
/
/}
/
/
A
/
/
/y
/
/
/
у
7
/
/
n=1
I
яр»
!
i i
i
I
j
f
I
f
|
0,2
Рис. 4. 23. Вспомогательный график для рас-
расчета
ен2о=:/(?он?о, ^н2о; ^н2о)
б 908
161

висит от материала стенки и состояния ее поверхности. Так как часто
стенки покрыты сажей, то в этом случае независимо от материала стен-
стенки можно считать 8ст = 0,8. Если же сажи на стенках нет, ориентировоч-
ориентировочные значения ест для различных материалов можно брать из табл. 4.3.
O.025
Рис. 4.24. Зависимость еС02=/!7, (Pcofil
есо2 - / l
Степень черноты ест для различных металлов
Таблица 4.3
Материал
Алюминий, окисленный при 600° С
Бронза полированная
Бронза шероховатая
Вольфрам
Латунь, окисленная при 600° С
Медь, окисленная при 600° С
Молибден
Никель окисленный
Ниобий
Сталь легированная
Сталь окисленная
Сталь сильно окисленная
Сталь шлифованная
Титан
Хромоникель
Чугун, окисленный при 600° С
;ст°с
200—600
50
50—150
600—1000
1500-2000
200—600
200—600
600—1000
200—600
200—400
ЮОО—1600
500
200—600
500
950—1110
300—1400
125—1034
200—600
ест
0,11—0,19
0,1
0,55
0,1—0,16
0,24—0,31
0,61—0,59
0,57—0,87
0,08—0,13
0,37—0,48
0,17
0,20
0,35
0,8
0,98
0,55—0,61
0,3—0,44
0,64—0,76
0,64-^0,78
162

Определение поглощательной способности газа
Лг. Так как температура газа не равна температуре стенки и так как
газ поглощает селективно, то в общем случае г^фАт. Однако при техни-
технических расчетах можно принимать ЛГ = 6Г/, где е/—степень черноты
газа, взятая при температуре газовой стенки Гг.ст. При этом е/ опреде-
определяется по формуле D.186).
Определение #л при отсутствии пристеночного слоя
При расчете считаем известными размеры и форму камеры, состав
и температуру продуктов сгорания, давление в камере и температуру
газовой стенки. Имея эти данные, можно установить следующий поря-
порядок расчета q^.
1. По табл. 4.2 определяем длину пути луча /.
2. Определяем по формуле D. 186) степень черноты газа в камере
сгорания ег.
3. Считая 8ст = 0,8 при наличии сажи на стенках или определяя ест
по данным табл. 4.3 при отсутствии сажи, по формуле D. 188) находим
эффективную степень черноты стенки еСТэф.
4. В случае высокого значения Гг.ст определяем Ат.
5. Определяем лучистые тепловые потоки в камере сгорания дл,к.
При наличии керамических или жаропрочных покрытий, обусловливаю-
обусловливающих высокую Гг.ст, рассчитываем ^л.к по формуле D. 184). При отсутст-
отсутствии покрытий излучением стенки пренебрегаем и расчет #л.к проводим
по формуле D. 185).
6. Зная <7л.к> определяем распределение лучистых тепловых потоков
по длине камеры сгорания и сопла ЖРД.
Определение #л при наличии пристеночного слоя
Пристеночный слой продуктов сгорания при внутреннем охлажде-
охлаждении стенок камеры ЖРД имеет более низкую температуру, чем ядро
потока. Этот слой играет роль полупрозрачного экрана между ядром
потока и стенкой.
Количество энергии, излучаемой самим пристночным слоем, срав-
сравнительно невелико вследствие его низкой температуры. В то же время
этот слой может поглощать значительную часть лучистой энергии, иду-
идущей от ядра потока к стенке, так как в составе компонентов слоя так
же, как и в составе продуктов сгорания ядра, преобладают основные
излучающие и поглощающие газы Н2О и СОг.
Таким образом пристеночный слой снижает лучистые тепловые по-
потоки в стенку камеры двигателя на 30—60%.
Рассмотрим упрощенный способ учета влияния пристеночного слоя.
В обычных пределах соотношения vCT/v = 0,3-^-0,6 уменьшение ин-
интенсивности излучения в стенку можно принять постоянным и тогда вы-
выражение для приближенного расчета qri будет
<7лст = О,65ср?стэф<7л, D.189)
где дл — удельный лучистый тепловой поток при отсутствии внутренне-
внутреннего охлаждения D.185);
еСт.эф — эффективная степень черноты стенки;
0,65 — коэффициент, учитывающий уменьшение интенсивности излу-
излучения при внутреннем охлаждении;
Ф — коэффициент, учитывающий уменьшение интенсивности излу-
излучения ядра потока из-за уменьшения поверхности излучающе-
6* 163

го объема продуктов сгорания по сравнению с поверхностью
камеры сгорания, воспринимающей излучение:
DK—2H L'—2H
где Лк — диаметр камеры сгорания;
Н — шаг между форсунками;
LK7 — длина камеры сгорания до критического сечения.
Таким образом, определив величину лучистого теплового потока при
отсутствии внутреннего охлаждения в порядке, приведенном выше, окон-
окончательное значение лучистого теплового потока с учетом пристеночного
слоя Gл.ст мы находим по формуле D. 189).
4.9. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТЕПЛООТДАЧИ ОТ СТЕНКИ
К ОХЛАЖДАЮЩЕЙ ЖИДКОСТИ
От стенки к охлаждающей жидкости тепло передается путем кон-
конвекции. Величина теплового потока от стенки к охладителю определяет-
определяется выражением
? = «ж^кст-Гж), D.191)
где аж — коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости;
7\к.ст — температура жидкостной стенки;
Тж — температура жидкости.
Коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости аж наиболее це-
целесообразно определять, используя критериальные уравнения, получен-
полученные в результате обработки опытных данных по теплообмену в каналах
различного сечения. Применительно к теплоотдаче в охлаждающем
тракте ЖРД при наличии высоких тепловых потоков целесообразно и
достаточно надежно применение формулы М. А. Михеева [84]:
Nu = 0,021Re0'8 Рг0'43?. D.192)
В данной формуле определяющей температурой является темпера-
температура охлаждающей жидкости Гш, а определяющим размером — экви-
эквивалентный (гидравлический) диаметр охлаждающего
тракта dd.
Подставив в формулу D. 192) выражение Nu, Re и Рг, получим
аж^э гл лт /Уж^«э\ /gW-'жЛ и м J93)
где аж — коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости
в ккал/м2-сек-град (вт\м2-град)\
Хж —в ккал\м-сек -град (вт)м-град)\
?(аж — в кг/м-сек (или аж в и-сек1м2);
сж — в ккал)кг-град (дж/кг-град) и
уж — в кг\.мъ
соответственно — теплопроводность, вязкость, теплоемкость и плотность
охлаждающей жидкости, взятые при средней температуре ее на данном
участке;
dQ — эквивалентный диаметр поперечного сечения канала в м, под-
подсчитываемый из выражения
tfa-^f, D.194)
где />к — площадь поперечного сечения канала в м2;
II — полный (смоченный) периметр сечения независимо от того,
какая часть этого периметра участвует в теплообмене;
164

Р — коэффициент, учитывающий направление теплового потока и
техмпературный напор (АГ=ГЖ<СТ—Гж).
Опыт показывает, что при нагревании жидкости, т. е. при направле-
направлении теплового потока от стенки к жидкости, интенсивность теплообмена
выше, чем при обратном направлении теплового потока, т. е. при охлаж-
охлаждении жидкости. Кроме того, интенсивность теплообмена зависит также
от температурного напора, т. е. от величины Гж.ст—Тж. С увеличением
температурного напора коэффициент теплоотдачи аж при нагревании
жидкости возрастает, а при охлаждении убывает.
Зависимость теплоотдачи от направления теплового потока и тем-
температурного напора обусловливается тем, что поля температур и вяз-
вязкости в пограничном слое и толщины самого пограничного слоя при
z-p
0,26
0,22
0,18
0,14
0,Ю
0,06
0,02
¦=2
—^
И""
-с
***
,. ¦
^—-
1
/
/
У
/
О 50 100 150 200 7"W°C
ж
Рис. 4.25. Значение комплекса Z:
1- Н2О; 2-80% HNO3 + 20%N\O4; 3 - 75%-ный С5Н5ОН, 4-96%-ный С,Н5ОН;
5 — 96%-ный HNO3; 6 — тонка 250, 7 — керосин; 8 — НДМГ
нагревании и охлаждении жидкости различны. Эта зависимость и учи-
учитывается коэффициентом
21уъ( *"с/х Г25 D.195)
где Цжсг» ^к ст, ^ж.ст — соответственно вязкость, теплоемкость и тепло-
теплопроводность охлаждающей жидкости при температуре жидкостной
стенки.
Для условий охлаждения ЖРД величина р изменяется в пределах
1-2,5.
Приведем выражение D. 193) к более удобному для расчетов виду
0,57
.0,43
(Уж")
J3.8
0,37
ay
По уравнению неразрывности
/ж
D.196)
D.197)
где Сохл — секундный расход охладителя через рубашку охлаждения
в кг/сек;
/ж — площадь поперечного сечения охлаждающего тракта в м2.
Подставив выражение D. 197) в равенство D. 196) и обозначив
}0,57
/чж
D.198)
получим
0,021
~7/ Р ккал\м2сек-град.
\ /ж /
165

В зависимости от принятой системы единиц ат получим в
ккал/м2сек • град или вт/м2 • град. Для определения аж в ккал/м2ч - град
часто эту формулу применяют в виде
а =
ккал\яЧ-град.
D.199)
Комплекс Z, как мы видим из формулы D.198), характеризует
собой физические свойства охладителя и является функцией темпера-
температуры Значения комплекса Z для различных компонентов приведены на
графиках рис. 4. 25, где даны также значения произведения комплексов
Zp для различных компонентов, полученные при Гш.ст = 200 С.
4.10. ФОРМЫ ОХЛАЖДАЮЩИХ ТРАКТОВ КАМЕР ЖРД
На рис. 4.26 и 4.29 приведены различные формы охлаждающих
трактов камеры сгорания и сопла ЖРД.
Л-я
1роста8ка
Ркс. 4.26. Формы охлаждающих трактов:
а-гладкий щелевой канал; б-делевой канал: с пр-ставками: ??
.-охлаждающий тракт с продольными^ебрами^, ,*^««g«
166

Щелевой канал
Наиболее простым является охлаждающий тракт в виде гладкого
щелевого канала (рис. 4. 26, а), однако основной его недостаток заклю-
заключается в малой жесткости внутренней оболочки камеры. Это легко мо-
может привести к искажению размеров охлаждающего тракта и, как след-
следствие, к изменению коэффициента теплоотдачи аж и прогару камеры.
Кроме того, при малых количествах охладителя и необходимой ско-
скорости движения по охлаждающему тракту ширина щели 60Хл получает-
получается очень малой @,8—1,5 мм) и технологически трудно выполнимой.
Для увеличения жесткости внутренней стенки при щелевых кана-
каналах, э также для облегчения изготовления охлаждающего тракта между
стенкой и рубашкой камеры двигателя размещают проставки из пла-
пластинок или из проволочек (рис. 4. 26, б). Проставки как бы калибруют
размеры канала и, как правило, служат также для скрепления внутрен-
внутренней и внешней оболочек. При этом получается так называемая скреп-
скрепленная оболочка камеры двигателя, обладающая высокими проч-
прочностными свойствами. Однако установка проставок является весьма тру-
трудоемкой операцией, поэтому обычно их используют для калибровки
тракта или скрепления оболочек только в отдельных местах камеры дви-
двигателя.
Разновидностью щелевого охлаждающего тракта является щеле-
щелевой канал с вы штамповками (рис. 4. 26, в). При этом в на-
наружной оболочке камеры двигателя выштамповываются (обычно в шах-
шахматном порядке) круглые или овальные углубления — выштамповки,
по которым точечной сваркой скрепляются внутренняя и внешняя обо-
оболочки. При таком способе скрепления получается достаточно прочная и
жесткая оболочка и обеспечиваются заданные размеры охлаждающего
тракта.
Эквивалентный диаметр для щелевого канала по формуле D.194)
л 4/ж 4зтРохло0хл og
э~ П "-1 2я/)охл — охл*
При этом уменьшением объема каналов за счет выштамповок или от-
отдельных проставок пренебрегаем.
Общим недостатком камер, имеющих щелевой охлаждающий
тракт, является прежде всего недостаточная способность к теплосъему
высоких тепловых потоков, возникающих при больших давлениях в ка-
камере, при использовании высококалорийных топлив и т. д. Причиной
такой относительно малой (в условиях работы современного ЖРД) эф-
эффективности теплосъема в щелевых трактах является недостаточно раз-
развитая поверхность теплообмена со стороны охладителя и трудность вы-
выполнения внутренней стенки при редко расположенных скреплениях
тоньше 1,5—2 мм, что также ограничивает теплосъем. Кроме того, жест-
жесткость камеры со щелевым охлаждающим трактом даже при наличии
отдельных скреплений недостаточна.
Охлаждающие тракты с оребрением
Лучший теплосъем, а также возможность уменьшения толщины
внутренней оболочки камеры обеспечивает оребрение внутренней обо-
оболочки. Кроме того, ребра обычно служат также и для скрепления внут-
внутренней и внешней оболочек. Получающаяся скрепленная оболочка с ча-
частыми связями обладает большой жесткостью и прочностью.
Примерами такой конструкции являются изображенные на
рис. 4. 26, г, д, е охлаждающие тракты, с продольными или винтовыми
ребрами и с гофрами. В случае обеспечения полного контакта проставки
с оболочкой эффект оребрения может иметь место и при установке
167

проставок (см. рис. 4.26,6), хотя влияние его пренебрежимо мало. Уве-
Увеличение теплоотдачи от стенки к охладителю за счет эффекта оребрения
также имеет место и в трубчатых камерах.
На рис. 4.26, г приведена схема охлаждающего тракта с
продольными ребрами. Продольные или винтовые ребра тол-
толщиной 1—1,5 мм обычно получаются путем фрезерования каналов вдоль
образующей камеры двигателя или по винтовой кривой. В оребренном
охлаждающем тракте теплообмен улучшается не только за счет увели-
увеличения поверхности охлаждения, но и благодаря возможности выполнения
более тонкой внутренней оболочки с бст порядка 1 мм.
Эквивалентный диаметр для канала с продольными ребрами равен
п
м)
Рис. 4.27. Охлаждающий тракт сопловой части
двигателя ОРМ-45
На рис. 4. 26, д показан охлаждающий тракт с винтовы-
винтовыми каналами. Винто-
Винтовой канал может быть как
однозаходным, так и мно-
гозаходным.
Главное преимущест-
преимущество винтового охлаждаю-
охлаждающего тракта состоит в
увеличении скорости дви-
движения охладителя по
тракту, что позволяет
увеличить теплосъем. Так
на ЖРД «Вальтер»* дви-
движение охладителя по вин-
винтовой линии (закрутка)
обеспечивалось винтовым
каналом на наружной
оболочке. Очевидно, в
этом случае увеличение теплосъема происходило только за счет увели-
увеличения скорости движения охладителя, а не за счет эффекта оребрения.
На рис. 4. 27 показан разрез сопла камеры двигателя ОРМ-45, где
закрутка жидкости создавалась винтовой нарезкой, выполненной по
внутренней оболочке на части высоты охлаждающего тракта.
При отмеченных достоинствах винтовых каналов недостатками та-
таких трактов являются большая трудоемкость их выполнения и значи-
значительное увеличение гидравлического сопротивления тракта.
Поэтому обычно винтовые каналы выполняют не по всей длине ка-
камеры сгорания и сопла, а только на тех участках, где необходимо обес-
обеспечить наибольший теплосъем, чаще всего в критическом сечении. При
этом для уменьшения трудоемкости винтовой канал часто создают про-
просто путем установки или навивки различного рода проставок или про-
проволоки.
Эквивалентный диаметр для охлаждающего тракта с винтовыми
каналами, очевидно, определится, как и для прямого канала:
а +
На рис. 4. 26, е показан охлаждающий тракт, в котором .каналы об-
образованы проставкой из тонкой гофрированной ленты [12]. Для простоты
будем называть такой тракт охлаждающим трактом с гоф-
* См. работу [25].
168

рами. В полученной скрепленной оболочке гофры играют одновремен-
одновременно роль ребер, увеличивающих теплосъем, и скреплений, увеличиваю-
увеличивающих жесткость и прочность стенок камеры. При достаточно большой ча-
частоте гофров- возможно применить тонкую внутреннюю оболочку, что
также улучшает теплообмен.
Эквивалентный диаметр d3 для тракта с гофрами подсчитывается
по формуле D. 194) применительно к
геометрии получившегося канала.
Приближенно d3 для охлаждающе-
охлаждающего тракта с гофрами (рис. 4. 28) мож-
можно определять по выражению
</,= 2"сЛ*Л . D.200)
<А
где аСр — расстояние между ребрами
по средней линии «живого
сечения», причем
ср = " Y
Рис. 4. 28. К определению с(э для
охлаждающего тракта с гофрами
— Ьгг
¦ + Ь
D.201)
где 2 ?— число ребер гофров.
Практически, с достаточной степенью точности можно считать аср~аСр-
Трубчатые камеры
В последние годы широкое распространение получили так называе-
называемые трубчатые камеры, выполненные из набора спаянных между
собой трубок (рис. 4.29). Трубки могут быть круглого, овального или
А-Д
Рис. 4.29. Схема трубчатых камер:
/—прямоугольные трубки; 2— трубки с оребрением; ^—круглые трубки, 4—двухрядное разме-
размещение трубок; 5—спиральные трубки; 6—тракт из U-образных профилей; 7—силовая обечайка
или обмотка; 8—U-образные профили; 9—места пайки
прямоугольного сечения и расположены как вдоль образующей камеры
двигателя, так и по спирали. Трубчатые камеры со спиральной навивкой
169

(рис. 4. 30) распространения не получили, так как наряду со сложностью
их изготовления гидравлическое сопротивление охлаждающего тракта
такой камеры получается очень большим. Кроме того, при спиральной
навивке труб трудно обеспечить гладкий контур внутренней поверхности
вдоль продольной образующей камеры и сопла. Поэтому для трубчатых
камер характерно продольное расположение трубок.
Рис. 4 30. Камера двигателя из спирально навитых тру-
трубок
Наиболее распространенная форма сечения трубок — прямоуголь-
прямоугольная или трапециевидная со скругленными углами. Применяются как
медные или алюминиевые трубки, так и трубки, выполненные из жаро-
жаропрочных сплавов. Толщина трубок в зависимости от параметров работы
ЖРД и материала лежит в пределах 0,3—1,0 мм. По периметру камеры
сгорания обычно размещается 250—350 трубок. Для увеличения ороч-
кости трубчатой камеры по длине ее размещаются несколько силовых
колец — бандажей, а на наиболее напряженных участках камеры поверх
трубок часто надевается сплошная обечайка.
Рис. 4.31. Изменение сечения трубок по длине образующей
Для увеличения прочности оболочки камеры и сопла возможно так-
также размещение трубок в два ряда; один над другим (см. рис. 4. 29,а).
Основным преимуществом трубчатых камер по сравнению с дру-
другими конструкциями охлаждающего тракта является выигрыш в весе.
Кроме того, трубки выдерживают высокие давления в тракте и обеспе-
обеспечивают хороший теплосъем охладителем как благодаря малой толщине
стенок, так и за счет эффекта оребрения.
170

Трудность выполнения камер с продольным размещением трубок
состоит в том, что по длине образующей трубка должна иметь перемен-
переменное сечение (рис. 4.31). Осо-
Особенно значительно изменяется
профиль трубок для камер,
имеющих сопло с большой сте-
степенью уширения.
Установка различного ко-
количества трубок по длине ка-
камеры двигателя вместо изме-
изменения профиля (рис. 4.32)
весьма затруднительна конст-
конструктивно и применяется срав-
сравнительно редко.
Разновидностью трубча-
трубчатых камер являются камеры,
составленные из U-образных
профилей (см. рис. 4.29,6), по
которым проходит охлаждаю-
охлаждающая среда. Профили набира-
набираются по форме камеры, спай-
Рис. 4. 32. Трубчатая камера с переменным
числом трубок
ваются вдоль образующей и
снаружи перекрываются сило-
силовой обмоткой.
Подвод охладителя к охлаждающему тракту
Равномерность подачи охладителя по периметру охлаждающего
тракта весьма важна, так как иначе может возникнуть опасность про-
прогара на участках, где расход охладителя будет меньше номинального.
Рис. 4. 33. Схемы подвода охладителя:
а, б—щелевой охлаждающий тракт; в, г—оребренный охлаждающий тракт,
1—гофры; 2— ребра
Для обеспечения равномерности подачи охладителя на входе
в охлаждающий тракт устанавливаются сборные коллекторы (рис. 4.33).
171

В двигателе ракеты А-4 (см. рис. 5.4) равномерность подачи охла-
охладителя обеспечивается подводом его к коллектору по шести равнорас-
положенным трубкам, что усложняло и утяжеляло конструкцию всей
установки. Дальнейший опыт показал, что достаточно одной-двух подво-
подводящих трубок.
Выбор места расположения и формы сечения коллектора опреде-
определяется конструкторско-технологическими соображениями.
Входной коллектор обычно устанавливается в сопловой части дви-
двигателя. Так, на рис. 4. 33, а, б, г коллектор установлен непосредственно
у среза сопла. Если условия охлаждения позволяют, то для уменьшения
габаритных размеров поперечного сечения двигателя и веса конструк-
конструкции коллектор смещается в сторону критической части.
Из коллектора в тракт охладитель поступает либо через щель
(рис. 4.33,а), либо через отверстия, выполненные в наружной оболочке
(рис. 4.33,6). В трактах с продольными ребрами или гофрами располо-
расположение и размеры отверстий должны обеспечить поступление охлади-
охладителя во все каналы тракта (рис. 4. 33, в, г).
В трубчатых камерах часто целесообразно располагать входной
коллектор прямо около головки камеры (см. рис. 5.3). При этом охлади-
охладитель из коллектора поступает в каждую вторую трубку, проходит по ней
до конца охлаждаемой части сопла и, возвращаясь обратно по рядом
расположенной трубке, поступает непосредственно в головку. Такой
способ разводки охладителя часто называют «двухходовым» или «в два
хода». При такой разводке охладителя несколько увеличиваются гид-
гидравлические потери в охлаждающем тракте, но зато отпадает необхо-
необходимость в развитом сечении коллектора в сопловой части и уменьшается
длина магистральных трубопроводов подачи охлаждающего компонента,
что приводит к снижению веса.
При расположении трубок, показанном на рис. 4.32, движение охла-
охладителя по трубкам через одну используется только на входной части
сопла. В наиболее же теплонапряженном, критическом, сечении охлади-
охладитель двигается по всем трубкам в направлении к головке камеры. Такая
разводка иногда называется «полутораходовой». При размещении тру-
трубок в два ряда (см. рис. 4.29,4), очевидно, удобно использовать второй
ряд трубок для обратного движения охладителя, так что во внутреннем
ряду трубок компонент движется по всем трубкам в одном направлении.
4.11. РАСЧЕТ ТЕПЛООТДАЧИ В ОРЕБРЕННОМ
ОХЛАЖДАЮЩЕМ ТРАКТЕ
Коэффициент оребрения
При наличии продольных ребер, гофров или припаянных проставок
теплоотдача от стенки камеры двигателя к охлаждающей жидкости
растет за счет эффекта оребрения поверхности. Такое изменение тепло-
теплоотдачи удобно учитывать введением понятий коэффициента эффектив-
эффективности оребрения tip и эффективного коэффициента теплоотдачи с учетом
оребрения аж.р, связанных зависимостью
Зная г)р и аж.р для заданного оребренного охлаждающего тракта,
дальнейшие расчеты охлаждения проводим как для обычной гладкой
поверхности, используя коэффициент аш.р вместо аж-
Найдем выражения для определения коэффициента эффективного
оребрения r\v [75]. Расчетную схему представим в виде плоской стенки
с ребрами (рис. 4.34). Допустим также следующее: коэффициент тепло-
теплоотдачи аж постоянен по всему периметру охлаждающего тракта; темпе-
172

ратура охладителя Тж по сечению тракта одинакова; температура стенки
у основания ребер Гш.ст постоянна и равна температуре ребра у осно-
основания; теплопроводность оребренной стенки X не зависит от темпера-
температуры и равна какому-то среднему значению.
Каждое ребро будем рассматривать как стержень конечной длины
?=6охл; теплоотдачей с торцов пренебрегаем. Тогда, поскольку темпе-
температура у основания стержня равна Гж.ст, распределение температуры
по высоте ребра и тепловой поток
через основание ребра Q будут опре-
определяться выражениями [84]:
/__/ ch
хЛ-~х)]
ch m '
Здесь
Tv — температура поверхности
ребра, переменная по дли-
длине его;
х—расстояние от основания
ребра;
А, — теплопроводность материа-
материала оребренной стенки;
m
А/ '
Рис. 4. 34. Расчетная схема для опре-
определения т]р и аж р
/ и П — площадь и периметр по-
поперечного сечения ребра.
В охлаждающих трактах ЖРД толщина ребра Ь значительно
меньше его протяженности /. Поэтому
II _2l+2b ^ 2
— - ~
откуда
1'Ь
m
_л /2аж
~у и '
Количество тепла Q, отдаваемое жидкости от оребренной стенки
на участке, равном шагу оребрения (а + 6), определяется выражением
^ th
где а — пролет между ребрами.
Так как площадь поверхности газовой стенки
удельный тепловой поток
Q
^г.ст
, отнесенный к этой площади, будет
th
. D.203)
173

Обозначив
/2ажЬ
0,U
О
\ i
i
1
да:
D. 204)
D.205)
выражение D.203) можем перепи-
переписать в виде
<72=аД,(Гж.ст-7\к), D-206)
где
b
D-207)
о,1 о.в 1,г
(б
Выражение D.207) и является
формулой для определения коэффи-
коэффициента эффективности оребрения.
2,0 ' 2fi i Для удобства расчета на рис. 4.35
/(?) |*
от
Рис. 4.35. График зависимости
от 6
р
приведена зависимость /(?)
/и Так как согласно выражению
D.202) ажт1р = аж.р, формулу D.206)
можно переписать в виде
Ят = ажр(Тж.„-Т^, D.208)
т. е. получили формулу для определения gs, аналогичную формуле
D. 191) с той разницей, что вместо аж входит эффективный коэффициент
теплоотдачи с учетом оребрения ажр.
Эффективность и оптимальная геометрия оребрения
Анализируя выражение D.207) с учетом равенства D.204) мы ви-
видим, что эффективность оребрения при фиксированном значении аж
зависит от теплопроводности материала X и геометрии оребрения.
С увеличением К уменьшается ?, растет f(Q и растет Цщ Причина
роста % в том, что с увеличением X термическое сопротивление ребра
становится малым по сравнению с термическим сопротивлением тепло-
теплоотдачи к охладителю, температура боковых поверхностей ребра сравни-
сравнивается с температурой основания, за счет чего и улучшается теплообмен.
В пределе при g—'О, /"(?)—* 1 и согласно уравнению D.207) г]р будет
равен отношению площади оребренной поверхности к гладкой поверх-
поверхности, т. е. геометрическому коэффициенту оребрения
rlF. Расчет теплоотдачи с r\F вместо т]р всегда дает завышенные значения
осж.р и только в случае очень высокой теплопроводности материала зна-
значения tjf и rip будут близкими.
Для наглядности на рис. 4. 36 приведены расчетные графики измене-
изменения температуры оребренной стальной и бронзовой стенок с учетом %
с учетом только r\F и без учета оребрения. Так как для стальной стенки
теплопроводность X сравнительно мала, то значение ? велико (обычно
больше двух) и т|р заметно отличается от tjf. Поэтому расчет с учетом
только цР приводит к заниженным значениям температуры стенки. Для
бронзовой же стенки, для которой g мало и значения % и tjf близки, ре-
4 Следует отметить, что вследствие принятых допущений выражение D. 207) дает
несколько завышенные значения т]р. Кроме того, при расчете г)р для охлаждающего
гракта с припаянными гофрами значения г)р получаются еще более завышенными, так
как не учитывается дополнительное термическое сопротивление в местах припоя гофр
к стенке.
174

зультаты расчетов с % или с tjf также близки. Из графиков также видно,
что расчет охлаждения без учета оребрения дает в обоих случаях резко
отличные результаты; таким образом, при наличии оребрения расчет
надо всегда вести с учетом его.
Геометрия оребрения (т. е. соотношение между а, Ь и б0Хл) также
влияет на его эффективность*. При неудачно выбранной геометрии
оребрения можно получить вместо интенсификации теплоотдачи ее ухуд-
ухудшение. Действительно, при значении &>26ОХл/(?) в уравнении D.207)
%><!, т. е. теплоотдача от оребренной поверхности будет хуже, чем
от гладкой.
тг
0,5
о 1 г ь
Рис. 4.37. Область ра-
рационального применения
оребрения
200-
Рис. 4. 36. Расчетные измене-
изменения температуры стенки при
расчете с учетом и без уче-
учета оребрения:
/—без учета оребрения, 2—с уче-
тем г\ ; 3—с учетом только Т]/?
ш
1
1
^охл
Граница рационального применения оребрения определяется соот-
соотношением
или с учетом уравнения D.205)
arcthm'
25ОХЛ
где
m' = !
D.109)
D.210)
\ 2X
На рис. 4.37 по формуле D.209) построена область рационального
применения оребрения (заштрихована) в зависимости от т' и 60ХЛ/Ь,
откуда видно, что для достаточно высоких ребер FОхл/&>2) будет т]р>1
при условии
(/7г'J = ^-<1. D.211)
Найдем зависимость между шириной канала а, толщиной ребра Ъ
и коэффициентом оребрения % при фиксированной высоте ребра бОхл-
Для упрощения анализа сперва рассмотрим частный случай ^2. Такие
значения \ характерны при стальных гофрах или ребрах {}.=
=2(И-50 ккал/мч- град) B3,3—-58 вт/м-град). При этом, как видно из
графиков рис. 4.35, с достаточной степенью точности можно считать
f(?) = l/?- Тогда, подставив в уравнение D.207) /(g) = l/g и вводя т'
по выражению D. 210), получим
Г) = ^_
1р ал-ь
D.212)
* Подробный анализ влияния геометрии оребрения на цр дан в работе В. С. За-
Зарубина [76].
175

Введем обозначения z
можно переписать'в виде
а У л
Тогда выражение D.212)
1 + 2-
D.213)
Из равенства D.213) видно, что при 2=4/х2 будет т]р=1. С увели-
увеличением г, т. е. с увеличением относительной толщины ребра bfa, полу-
получаем rjp<l, т. е. оребрение становится нерациональным. С уменьшением
г значение т]р>1, но при 2 = 0 снова получаем %=! (что соответствует
гладкой стенке без оребрения). Следовательно, в интервале
имеется максимум т]р (рис. 4.38). Найдем его оптимальное значение
из условия —' =0.
Взяв производную, получим
чг
откуда
D. 214)
Из формулы D.214) видно, что
всегда 2opt^l, т. е. всегда Ь<а.
Ширина канала а обычно опре-
определяется технологическими сообра-
соображениями и величиной допустимого
гидравлического сопротивления. Со-
Согласно уравнению D.212) при со-
соблюдении условия D.211) эффективность оребрения будет тем выше,
чем меньше а.
Подставив значение 2opt из формулы D.214) в выражение D.213),
получим максимальное значение коэффициента эффективности оребре-
оребрения для частного случая
Рис. 4.38. Характер зависимости r]F
от z
p
D. 215)
В общем случае на эффективность оребрения влияет также и вы-
высота ребра бохл- Введем обозначение 6 = 6Охл/#- Тогда, учитывая, что
z = b/a, формулу D.207) можно преобразовать так:
1 -г Z
D. 216)
Приравнивая нулю производную dr\v/dz, получим следующее уравнение
для определения 2opt:
^ + ^^- ^J- th -^=
/z ' \ + z ox /z
+ z
D.217)
176

Уравнение D.217) решалось на электрической вычислительной машине;
полученные, значения zopt подставлялись затем в равенство D.216)
и определялось значение т]ртах. Окончательные результаты расчетов
гопт
Рис. 4. 39. К определению т]р Opt
представлены на рис. 4. 39 [75]. Для удобства по оси ординат отложена
величина обратная т]р шах-
Порядок определения геометрии оребрения рассмотрим на примере.
Пример расчета оребрения
Определить число ребер п, толщину ребра Ь и эффективный коэффициент
теплоотдачи аж р для цилиндрической части камеры сгорания.
Дано: диаметр камеры сгорания, включая толщину внутренней стенки
DK = 250 мм; ширина канала а = 2 мм; высота ребра 6Охл=2,8 мм; теплопроводность
оребренной стенки ?. = 250 ккал/мч-град B91 вт/м- град); коэффициент теплоотдачи
от стенки к жидкости для гладкого щелевого канала аж=1,2«104 ккал/м2ч» град
A,395 104 вт/м2-град).
Решение. Пока число ребер еще не определено, в первом приближении для
расчетов принимаем аж равным значению, полученному для гладкой щели (а'ж).
Определяем:
- В«*Л 2'8 1 л-
а 2
V а у
104-2-10-8
250
По рис. 4 39 при 6=1,4 и % 1 = 0,438 находим
Ь М
откуда ^pt=0,24-2== 0,48jkjk.
177

Такой толщине ребра соответствует число ребер
j_ пРк _ 3,14-250 _^317
а+Ь 2 + 0,48
Коэффициент теплоотдачи аж для оребренного канала, очевидно, будет отличаться
от аж гладкого канала, так как в связи с загромождением тракта ребрами скорость
Движения охладителя ш0Хл вырастет.
В соответствии с уравнением D. 196) приближенно можно принять
Определим скорость движения охладителя по загроможденному ребрами
тракту Шохл Р:
/о\л л^к°охл
^ ^ -ТГТ ZTT1 w
/охл.р Л^-чЛохл " '°' 'охл
3,14-250-2,8 ^ -.9
~~ 3,14.250.2,8 — 3,17.0,48,2,8 W°XJ1~ "" °™
откуда аж^а.(. —'¦ ¦-= 1,2-104.1,240'8 -= 1,42-104 ккал/мЧ-град;
у 250
По рис. 4.39 при 6=1,4 и %и = 0,477
откуда ^pt=2-0f255=-0,51 мм;
ТТГ— = 0,412; <тах = 2.43.
f'p max
nDK 3,14-250
Ч] cjc ребер п"= — = -.313.
а+Ь 2 + 0,51
Новое число ребер мало отличается от числа ребер, полученного в первом приближении.
Поэтому окончательно принимаем 6 = 0,5 мм; т]р max = 2,43. Эффективный коэффициент
теплоотдачи от стенки к охладителю с учетом оребрения равен
«ж. р = аж.т)р1пах= 1,42-104.2,43 =3,55-104 /скал'м*ч-град
вт
4,12-1С4
м2 • град
Теплоотдача в трубчатых камерах
Полученные выше выражения для расчета теплоотдачи от оребрен-
ной поверхности можно использовать при приближенных расчетах тепло-
теплообмена в трубчатых камерах. При этом расчетную схему теплообмена
в трубчатой камере можно представить в виде, показанном на рис. 4.40.
Считаем, что подвод тепла происходит только по внутренней поверх-
поверхности.
Количеством тепла, отводимым наружным каркасом или оплеткой,
пренебрегаем и считаем его равным нулю. Таким образом, все посту-
поступающее тепло отводится к охладителю через поверхность СОО'С. Раз-
Развернув верхнюю стенку трубки (участок О'С), получим условную схему
для расчета теплообмена в трубчатой камере. При этом высота ребра
бохл равна длине участка ОО'С. Толщина ребра равна удвоенной тол-
толщине трубки 6 = 2бТр.
Ширину канала а считаем равной внутренней ширине трубки на
данном участке.
178

Если принять относительно ат, Гж, Гж.ст
и при расчете теплообмена в оребренном
охлаждающем тракте, то, очевидно, что при
принятых в нашей условной схеме обозна-
обозначениях останутся справедливыми все полу-
полученные выше формулы D.202—4.208). Сле-
Следовательно, для трубчатой камеры:
и X те же допущения, что
**ж.тр V* ж.ст ¦* ж/»
D.218)
D.219)
где
Рис. 4.40. Расчетная схема
для определения аж тр
тр — коэффициент теплоотдачи от
стенки к охладителю для труб-
трубчатой камеры;
аж —коэффициент теплоотдачи для
трубчатого канала, полученный
по формуле D. 192);
Лр — коэффициент оребрения, определяемый в принятых на рис. 4. 40
обозначениях по формуле D. 207).
Так же, как и в случае оребренного охлаждающего тракта, может
быть .поставлена задача об определении оптимальных размеров трубки.
Однако решение ее весьма затруднено большим количеством факторов,
влияющих на соотношения между размерами трубок. Частный вопрос
определения оптимальной толщины трубки в зависимости от условий
теплообмена и прочностных свойств материала рассматривается в ра-
работе [13]. Задача о распределении температур в стенке трубчатой камеры
рассматривается в работе [87].
4. 12 РАСЧЕТ ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД
Порядок расчета охлаждения
При проектировании системы охлаждения ЖРД сначала опреде-
определяют конструкцию охлаждающего тракта, способ охлаждения и основ-
основные размеры тракта, а затем расчетным путем проверяют, обеспечи-
обеспечивается ли при этом охлаждение стенок двигателя. Проверочный расчет
охлаждения камеры ЖРД ведется в следующем порядке.
1. Разбивают камеру сгорания и сопло по длине на отдельные
участки. Обычно в сопловой части берут 12—20, а в камере сгорания
1—4 участка в зависимости от их формы. В некоторых случаях для по-
получения уточненных данных выделяют в отдельные участки и места
стыка скреплений (гофров, ребер и т. д.), а также участки, имеющие
специфическую форму, отличную от формы всего охлаждающего тракта.
После разбивки по каждому участку определяются его геометрические
параметры, необходимые для дальнейших расчетов.
2. Задаемся постоянной по длине температурой газовой стенки Гг.ст
и определяем значения конвективных тепловых потоков qK для каждого
участка. Порядок определения qK изложен в § 4. 6. Если имеются данные
по распределению qK для базового двигателя, то специальный расчет qv
можно не проводить.
3. Задаемся распределением Гг.ст по длине камеры двигателя и по
формулам пересчета (см. § 4.7) определяем распределение qK. При этом
в качестве исходных можно принять следующие значения Гг.ст: в кри-
критическом сечении сопла 1000—1300°К для жаропрочной стали, 700—
900° К для обычных конструкционных сталей и 500—700° К для стенок
из меди или ее сплавов; на выходе из сопла (в зависимости от степени
расширения сопла) 400—700° К для стальных стенок и 300—600° К для
179

медных. В камере сгорания и на входе в сопло Ггст на 20—40% ниже
температуры стенки в критическом сечении.
Если нет никаких предварительных соображений о характере рас-
распределения Гг.ст по длине (данные сходных конструкций и т. д.), то
в первом приближении распределение промежуточных значений Гг.ст
можно считать линейным. Однако, если значения Гг.ст для сходных кон-
конструкций ЖРД известны, целесообразнее для первого приближения
принять эти значения.
4. Определяем распределение лучистых тепловых потоков qR по
длине камеры и сопла (см. § 4.8).
5. Определяем суммарный удельный тепловой поток в стенки ка-
камеры двигателя (§ 4.1):
6. Проверяем достаточность расхода охладителя для снятия тепла,
поступающего в стенки камеры двигателя. При стационарном режиме
охлаждения все тепло, поступающее в стенки камеры двигателя, идет
на нагревание охладителя. Уравнение баланса тепла
2 q*AF, = ccpG0XJ1 (Гвых - Гвх), D. 220)
где <7s. и kFt — суммарный тепловой поток и площадь поверхности стенки
/-го участка камеры двигателя;
?охл — расход охладителя;
Твх и Гвых — температуры входа и выхода охладителя;
сср —средняя теплоемкость охладителя, взятая при температуре
(Т 4- Т \
нп V вх т j вых/
р 2
Из равенства D.220) определяем
т — ±±-h 'Л-т D 22П
вых
Температуру входа охладителя 7ВХ считаем равной наибольшей
возможной температуре окружающей среды, при которой предпола-
предполагается эксплуатация ЖРД (например, +50°С). Достаточность количе-
количества охладителя определяется условием ГВых^^ где Ts — температура
кипения охладителя при давлении на выходе из охлаждающего тракта.
Если ГВых больше Ts, то необходимо либо охлаждать двумя компонен-
компонентами по схеме рис. 4.4, либо уменьшить суммарный тепловой поток
в стенку qi путем усиления внутреннего охлаждения.
7. Определяем подогрев охладителя и среднюю температуру охла-
охладителя на каждом участке. При известной температуре входа охлади-
охладителя подогрев его определяется из уравнения баланса тепла на участке
^,Д^/ = ^ОХЛ(ГВЫХ/-ГВХ/), D.222)
где Ci — средняя теплоемкость охладителя на ?-м — участке. Отсюда
С/^охл
Температуру охладителя на участке Tmi определяем как среднюю:
D.224)
8. Определяем коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости на
каждом участке. (Порядок определения коэффициента теплоотдачи

а*; аЖр или аЖтр для различных форм охлаждающего тракта см. § 4.9
и § 4.11).
9. Определяем температуру жидкостной стенки для каждого
участка. Согласно уравнению D. 191)
Гж.ст=" + Гж) D-225)
иж
где аж — коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости, определенный
для данной формы охлаждающего тракта, т. е. аш, аж.р или
Ам-град А мчасгра
M8,7rJ50
tJ5d|
395,4
383,8
372,2
380,5
348,9
327,3
325А280\
-ЗЩ
¦330\
-320
¦310
¦300
-290\
314,0
/74,4
16Щ
151, 2
139 А
1270
116,3
93,04\
69,78
58,15
Ч6,51\
34,89\
2Щ
г1Ь0
¦140
¦130
¦ ПО
¦ 110
100
90
¦ 80
70
¦ 60
- 50
40
¦ 30
¦ 20
¦ 10
Ч
—•«
-——
——
—•—
8
—
ы ¦
1 —
¦
— —
*
-
Ч
<?¦
^
¦———
-10
—ч
^^;
.5
^8
9
4i
4/Z
¦
¦^^^
=——
—
W0 200 300 400 500 600 700 800 ГС
Рис. 4.41. Теплопроводность металлов:
/—серебро 99,9%; 2—медь 99,9%; 3—молибден: 4—вольфрам; 5—нио-
5—ниобий; 6 — никель; 7, 8, 9 — конструкционные стали; 10, 11 — нержа-
нержавеющие стали; 12 — титан
10. Определяем температуру газовой стенки Ггст.
Согласно уравнению теплопроводности
9s —¦;; (V г.ст -* ж ст/>
откуда
1 Г.СТ
D. 226)
где/бет — толщина внутренней стенки камеры сгорания и сопла;
181

к — теплопроводность материала стенки при средней температуре
стенки.
у * г.ст ~f~ 7ж.сг
Значения теплопроводности для различных металлов приведены
на рис. 4. 41.
11. Проверяем совпадение заданной температуры газовой стенки
с ГГСт, полученной по формуле D.226).
Если расхождение значений Гг.ст более чем на 5%, задаемся новым
распределением Гг.ст промежуточным между заданным в первом при-
приближении и полученным (но наиболее близким к последнему) и расчет,
начиная с п. 3, проводим снова. Если значение Гг.ст на каком-либо
участке превышает максимально допустимое для данного материала,
необходимо либо уменьшить толщину стенки, либо улучшить теплосъем
от стенки к жидкости. Если это невозможно, необходимо уменьшить
тепловые потоки q* за счет усиления внутреннего охлаждения.
Пример расчета охлаждения
Произвести проверочный расчет охлаждения камеры двигателя, работающей
на компонентах (80% HNO3+20% N2O4) и тонке 250.
Дано- давление в камере сгорания рг = 65 кГ/см2 F,37 Мн/м2)\ температура
Go 37,35
в камере сгорания Т2 = 3070°К; расходы компонентов Gs=48 кг/сек; v = — — =
Ог 10,оо
= 3,5; диаметр камеры сгорания DK = 240 мм; диаметр критического сечения /)Кр =
= 122 ум\ диаметр выходного сечения D3=439 мм; длина цилиндрической части камеры
сгорания LK=276 мм.
Контур камеры сгорания и профилированного сопла приведен на рис. 4. 42. На-
Наружное охлаждение — горючим; у внутренней стенки камеры двигателя соответствую-
соответствующим расположением форсунок на головке создан пристеночный слой с соотношением
компонентов vCT = 1,943; толщина пристеночного слоя равна шагу между форсунками
//=П .уи. Охлаждающий тракт выполнен с гофрами; число ребер гофр — г*; оно пере-
переменно по длине и на участках принято следующим:
№ участка
Число ребер гофр
1
380
2
320
3, 4, 5, 6
200
7, 8, 9
320
10, 11, 12
550
13, 14
600
Высота зазора охлаждающего тракта бОхл и толщины внутренней оболочки бст
и гофров Ъ постоянны и равны: 6Охл = 3 мм\ бСт = 1 мм; 6 = 0,4 мм.
Внутренняя оболочка выполнена из нержавеющей стали, гофры — из конструк-
конструкционной стали.
Из термодинамического расчета известны также необходимые для расчета qn пар-
парциальные давления: /?Н2О=22,4 кГ/см2 B,2 Мн/м2); рсо, =7,7 кГ/см2 @,75 Мн/м2).
Решение. Расчет охлаждения производим в порядке, изложенном выше; все
данные расчета сведены в табл. 4. 4.
1. Разбиваем камеру сгорания и сопло по длине на 14 участков, как показано
на рис. 4. 42
Для упрощения расчета не будем выделять в отдельные участки места стыка
гофров. По чертежу контура определяем для каждого участка необходимые для даль-
дальнейшего расчета средние значения внутреннего диаметра Д косинус угла наклона кон-
контура crs у, расстояние от эффективного фронта пламени х^* длину участка по оси A*i
и вычисляем безразмерные значения D и A*i (строки 1—6, табл. 4.4).
2. Задаемся постояной по длине температурой газовой стенки ГГСт = 700оК и в по-
порядке, изложенном в § 4. 6, определяем для каждого участка значения конвективного
теплового потока qK 700 (строки 7—17). Необходимые при расчете значения ГЭфоо, Ян,
Срэфср, Мэфоо для нашего топлива при vCT = 1,943 определяем по графикам рис 4.16:
^Фоо=- 1800°"К, откуда 7Г.СГ= ^^- = 0,389;
ТэфОО
Ян = 49,1 кГ-м/кг-град D82 дж/кг-град);
сР эф ср=0,51 ккал/кг • град B,135 • 103 дж/кг • град);
1*эфоо- Юб = 6,0 кГ-сек/м2 E8,9 н-сек/м2).
182

Значение Re00 вычисляем по формуле D.159): Reoo = 4,94- 106 (если для какого-либо
топлива вспомогательных графиков не имеется, указанные величины можно рассчитать
в порядке, приведенном в § 4. 6).
3. Задаемся распределением Тг ст по длине и по формулам пересчета определяем
действительные значения конвективных тепловых потоков qK (строки 18—20). Измене-
Изменение qK по длине камеры и сопла показано на рис. 4. 42.
9,304
- 8
- 7
6,978
5,6*5
4,6с 2
г 5
m
I ! I I i l\ i
Эффективный
фронт
пламени^ '
Рис. 4. 42. К примеру расчета охлаждения
4. Определяем лучистые тепловые потоки qn. Находим дл к в камере сгорания без
учета пристеночного слоя
LK 276
Так как LK =— = — — 1,15, длина пути луча будет равна
DK 240
Гогда
/=0,65 ?)„ = 0,65-0,240=0,156 м.
(/>н2о 0 = 22.4-0.150-3,5;
(/?со>/)== 7,7-0,150---=1,2.
183

Находим степень черноты газа в камере сгорания ег. По графику рис. 4.21 при
Г2 = 3070°К и рн о*=3,5 степень черноты Н2О при р2= 1 будет
Определив по графику рис. 4.22 показатель степени
22о
по формуле D. 187) или графикам рис. 4.23 находим еНа0 — степень черноты ;Н2О при
пара-метрах работы камеры:
-0,471.
Степень черноты СО2 по графику рис. 4.24 при Г2=3070сК равна еС02 =0,0525.
Зная ?Н2о и 8СОз по формуле D. 186) находим степень черноты продуктов сго-
сгорания в камере:
ггг=: еН20 -f ?со, ~?н2о есо, ^ °'471 + 0,0525 — 0,471-0,0525 =--=0,499.
Считая степень черноты стенки eCT = 0,8, по формуле D.188), определяем эффективную
степень черноты стенки:
^ст.эф = еСт [1 + О — ?ci)(l — ег)] =* 0,8 [1 + A — 0,8)A —0,499)] -0,88.
Так как стенки камеры имеют наружное охлаждение, пренебрегаем вторым членом
в формуле D. 184) и определяем величину лучистого теплового потока в камере сго-
сгорания <7Л к по D. 185):
7\>\4 /3070\4
) =0,88-0,499 4,9 J—j =
= 1,9-106 ккал/мЧ B,21-106 вт',м^.)
Определяем значение лучистого теплового потока в камере сгорания с учетом присте-
пристеночного слоя qn к ст- Коэффициент ф, учитывающий уменьшение интенсивности излу-
излучения при этом, по формуле D. 190) равен
D« — 2Н LK — 2H 240 — 2-15 271 — 2-15
т d'k Lk' 240 276
Тогда по выражению D. 189)
^л.,..ст = 0,65<рест.Эф^л.к = 0,65-0,78.0,88-1,9-10б =
= 0,85-106 ккал/мЧ @,988-106 вт/м?).
Определяем распределение дл по длине камеры сгорания:
около головки
?л.г.ст=-?л.к.ст — 0,2^ик.ст = 0,85.106 — 0,2-0,85-106 =
= 0,68-106 ккал/м?ч @,79-106 вт/м0-))
в критическом сечении
?1.кТ.ст = 0,5?л.к.ст = 0,5-0,85-106 = 0,425-106 кгсал/м?* @,494-106
в сечении, где D=2,5,
^.,.с1 = 0,02?л.к.с, =0,02-0,85-106 = 0,017-106 ккал/м^ч @,0198-106 вт/м*).
Вычертив график распределения qn по длине камеры двигателя (см. рис 4.42), опре-
определяем значения qn для каждого участка (строка 21).
5 Определяем суммарные тепловые потоки
Яъ^Ял+ Як-
Значения gs приведены в строке 22. Изменение q^ по длине камеры и сопла показано
на рис 4. 42.
6 Проверяем достаточность количества охладителя. Считаем температуру входа
равной +50°С C23°К). Тогда по формуле 4.221 температура выхода охладителя
TiQvi&Fi 867,6
г ых = + Гвх = 4- 50 = 194°С D67°К),
СсрСохл 0,565-10,65
1 с Txhls<Ts.
7. Определяем подогрев охладителя и среднюю температуру его на каждом уча-
участке (строки 23—27).
184

8. Определяем коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости с учетом оребре-
ния аж р (строки 28—40). Комплекс Zp и коэффициент теплопроводности гофров К
определялись в допущении, что температура жидкостной стенки постоянна и равна
200°С D73°К). Такое допущение не влияет существенно на значение Z|3 и ? и соответ-
соответственно на аж и аж р, так как в области изменения Гж.ст (строка 42), Ргж ст " тем
более C, пропорциональное (Ргж.ст)~0>25, а также |, пропорциональное (А*)'5, изме-
изменяются очень незначительно. Таким образом, по вспомогательным графикам рис. 4. 25
или по формулам D.195) и D. 198) Zp = const = 0,044, и по графику рис. 4.41 Лг =
=60 ккал/мч- град на всех участках. В данном примере ухудшение значения цр за
счет увеличения термического сопротивления в местах припоя гофр не учитывается.
9. Определяем температуру жидкостной стенки по формуле D.223) (строки
41-42).
10. Определяем температуру газовой стенки, получающуюся при заданных усло-
условиях охлаждения (строки 43—46).
П. Сопоставление полученной Гг ст (строка 46) и заданной (строка 18) показы-
вает, что расхождение между ними не превышает 5%, поэтому расчет считаем окон-
окончательным.
4. 13. НЕКОТОРЫЕ СПЕЦИАЛЬНЫЕ СЛУЧАИ
ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД
Рассмотрим особенности радиационного охлаждения ЖРД, охлаж-
охлаждения низкокипящими компонентами и охлаждения ЖРД, имеющего
сопло с центральным телом.
Радиационное охлаждение
Выше, в § 4.2, как один из способов охлаждения ЖРД рассмотрено
радиационное охлаждение. Такое охлаждение может быть целесообраз-
целесообразным для ЖРД с большой степенью уширения сопла и большим време-
временем работы (при сравнительно небольшом времени работы бывает
рациональней абляционное охлаждение). Радиационное охлаждение
может применяться в тех двигателях, которые устанавливаются на внеш-
внешней поверхности летательного аппарата. Основной задачей расчета
радиационного охлаждения является определение значения равновесной
температуры стенки Гст р.
Определение Гст.р при радиационном охлаждении
В общем случае при радиационном охлаждении имеет место сле-
следующий баланс тепловых потоков (рис. 4.43):
<?к + <7л^<7к.н-Нлн, D.227)
где qK и ^л —конвективный и лучистый потоки в стенку камеры двига-
двигателя;
<7кн и ?лн — конвективный и лучистый потоки в окружающую среду.
Уравнение D.227) и является основным уравнением для определе-
определения равновесной температуры стенки Гст.р.
Входящие в него величины тепловых потоков определяются следую-
следующим образом. Конвективные тепловые потоки от газов к стенке и от
стенки в окружающую среду соответственно равны:
?к-=аг(Гэф00-Ггст); D.228)
?Кн-«н(Г;,р-и D.229)
где Гэфоо — так же, как и в предыдущих расчетах, определяется из урав-
уравнения D.27) при соотношении компонентов vCT в пристеноч-
пристеночном слое (если таковой имеется) или в ядре потока.
Коэффициенты конвективной теплоотдачи от газов к стенке и от
стенки в окружающую среду аг и ан определяются известными форму-
формулами теплопередачи, взятыми применительно к данным условиям тепло-
теплообмена.
185

В частном случае, когда из расчета охлаждения ЖРД уже известны
значения qK при какой-либо заданной Гг.Ст на данном участке сопла,
аг можно определить по формуле
В первом приближении при дальнейших расчетах можно считать аг
не зависящим от температуры стенки.
При работе двигателя в условиях пустоты, очевидно, ан и, соответ-
соответственно, <7к.н равны нулю.
Величина лучистого теплового потока qa
определяется уравнением D.184) или прибли-
приближенно уравнениями D. 182) и D. 183) с заме-
заменой Тт термодинамической температурой про-
продуктов сгорания в ядре потока Гп.с, а Гг.ст —
равновесной температурой Гст.р. При этом дл
может быть направлено как от газа к стенке,
так и обратно.
Величина лучистого теплового потока
в окружающую среду определяется уравне-
уравнением
яп
Рис. 4.43. К расчету
радиационного охлаж-
ленпя
Т' \4
1 ст.р
D.231)
. 100
где ?Ст —степень черноты материала стенки;
Т'ст — наружная равновесная температура стенки.
С достаточной степенью точности можно считать
т' 7^ Т
i ст.р — 1 ст р — 1 г.ст-
Подставляя развернутые выражения тепловых потоков в уравнение
D. 227) и решая его, определяем для различных участков сопла значения
равновесной температуры стенки Гст.р. Зная наибольшую температуру
стенки, допустимую для данного материала, можно найти сечение, начи
ная с которого сопловую часть можно выполнить без специального
охлаждения.
Пример расчета равновесной температуры стенки
Определить равновесную температуру стенки сопла ЖРД, изготовленного
из хромоникелевого сплава. Параметры ЖРД, определяющие теплообмен в заданном
сечейин, следующие.
Дано: диаметр сопла D = 0,5 м\ эффективная температура торможения в при-
пристеночном слое ТЭфоо=18ОО°К; коэффициент теплоотдачи аг=250 ккал/м2 ч- град
B91 вт/м2град); ан=0 (теплоотдача в пустоту). Термодинамическая температура ядра
потока Гп с^ 1000° К; парциальные давления Н2О и СО2 равны:
рН20 =0,08 кГ/см? G,85 кн\м?\
рс =-0,02 кГ см? A,96 khImI).
Решение. Выразим значения тепловых потоков, входящих в уравнение D.227),
через равновесную температуру стенки Гст Р, для чего определим входящие в выраже-
выражение D. 184) еСтэф и ег. Длину пути луча определяем как для цилиндрической оболочки
бесконечной длины:
/ =0,90=0,9-0,5 = 0,45 м\
(рНп0 I) = 0,08-0,45 = 0,036;
(рсо I) =0,02-0,45 = 0,009.
186

Определим еНа0 и ?Cq2- По графикам рис. 4.21 и 4. 22 при Гп.с -=. 1000° К
еонсо=0'07; я=1 + *н5о/>няо~1-
Тогда
ен,о = 1-A-еонво)л=1-0-°.07) -0,07.
По графику рис. 4.24 еСОо = 0,055.
По формуле D. 186) определяем ег
?г=-?н2о + есо,—?НоО?со2 =-0,07 + 0,055 —0,07-0,055 =-0,121.
Считая, что на внутренней стенке имеется сажа, степень черноты ее принимаем
ест=0,8
Тогда по формуле D. 188)
Лучистый тепловой поток от продуктов сгорания к стенке определим по уравнению
D.184), считая ег=Лг:
7 1000\4 / \гг.р\]
Ы Ы ] D-232)
Ы
Знак <7л (т. е. направление теплового потока) будет зависеть от соотношения между
Гп.с и Гст р.
Конвективный тепловой поток
Як = <*г (Гэф00- Гст.р) = 250 A800- Гст.р). D. 233)
Определим лучистый тепловой поток от наружной стенки в окружающую среду.
Согласно таблице 4. 3 степень черноты наружной стенки
Считая Гетр одинаковой по толщине стенки, находим ^л.н по уравнению D.231)
'=0,75-4,9
100
Подставив выражения для #л, qK и qn.n в уравнение баланса D.227), получим
L"" v4
Ю00\4 /^ст.р \4]
—) — (-75O-) J-
или
Полученное уравнение удобнее всего решать графически. Построив зависимости правой
и левой части уравнения от I ——^ I , находим искомое значение равновесной темпера-
температуры стенки (рис. 4.44):
Для оценки величин тепловых потоков найдем ^л, Як и qn.u. По уравнениям
D.232), D.233) и D.234)
(—0,128-105
[знак минус указывает на обратное (от стенки к газам) направление потока]
?к = 250 A800— 1315)-= 1,2Ы05 ккал/м*ч A,41-1№ вт/м?;
/1315\4
-) =1,1-105 ккал1м*ч(\,2В.\№вт/м2).
Сопоставляя полученные результаты, мы видим, что в данном случае величина дл
весьма незначительна по сравнению с qK и ^л.н и равна примерно 10% от лучистого
геплопотока в окружающую среду.
187

0.5
ОЛ
G3
0,2
0,1
/
,.13,15
/2
13
/4
Рис. 4.44. К примеру определения равновесной
температуры стенки Гст Р
2000
7500
7000
500
7000 2000 3000 4080
Рис. 4. 45. Зависимость равновесной тем-
температуры стенки от 7Эфоо
188

Часто при радиационном охлаждении доля ^л может быть еще мень-
меньшей. Поэтому при прикидочных расчетах радиационного охлаждения
можно пренебречь лучистым теплообменом от продуктов сгорания
к стенке Если при этом также возможно пренебречь конвекцией в окру-
окружающую среду (при работе ЖРД в пустоте или очень разреженной
среде), то уравнение D.227) упрощается и при Гг.ст = 7^т =ГСТ.Р в раз-
развернутой форме с учетом выражений D.228) и D.231) имеет вид
D.235)
Решая это уравнение, используя ^-° в качестве параметра, можно
(Хг
построить графическую зависимость Гст.р от 7Эфоо, позволяющую сразу
оценить ожидаемое значение Гст.р (при отсутствии qR и ^к.н) (рис. 4 45).
Анализируя величины, входящие в формулу D.227), и графики
рис. 4.45, мы видим, что Гст.р в значительной степени зависит также
от степени черноты стенки ест. Чем выше еСт, тем меньше равновесная
температура стенки. Поэтому при радиационном охлаждении наружную
излучающую поверхность лучше оставлять шероховатой, так как сте-
степень черноты шероховатой поверхности больше, чем полированной.
В некоторых случаях целесообразно даже на излучающей поверхности
создавать специальные канавки, благодаря чему кажущаяся степень
черноты поверхности может быть увеличена на 50—100% [86].
Наружное охлаждение низкокипящими компонентами
При работе ЖРД на низкокипящих компонентах (например,
О2+Н2 или F2 + H2) организовать наружное охлаждение стенок камеры
только жидким компонентом невозможно ввиду очень низкой темпера-
температуры кипения как горючего, так и окислителя. Охладитель, поступая
в охлаждающий тракт, быстро превращается в пар и дальнейшее на-
наружное охлаждение камеры производится уже холодным газом (паром).
Задача надежного охлаждения стенок камеры двигателя при этом
сильно осложняется по следующим причинам.
При переходе охладителя из жидкого в газообразное состояние
коэффициент теплоотдачи от стенки к газу меньше, чем аж жидкого
охладителя.
Удельный объем газообразного охладителя значительно больше,
чем жидкого, и сильно увеличивается с ростом температуры (в два-три
раза). Поэтому площадь сечения охлаждающего тракта иногда прихо-
приходится выполнять переменной по длине с тем, чтобы в каждом сечении
тракта скорость охлаждающего газа обеспечивала значение аж, соот-
соответствующее поступающему тепловому потоку.
Сложность решения задачи усугубляется еще и тем, что при усло-
условиях, имеющих место в ЖРД, охлаждение стенок камеры низкокипящим
компонентом происходит в околокритической и сверхкритической обла-
областях параметров состояния охладителя. При этом в околокритической
области происходит резкое изменение физических свойств охладителя,
что оказывает сильное влияние на теплообмен. Так, например, тепло-
теплоемкость водорода в околокритической области увеличивается в 5—
10 раз.
Сравнительно с другими низкокипящими компонентами наилуч-
наилучшими охлаждающими свойствами обладает водород, имеющий высокие
значения теплоемкости (примерно в 3 раза больше, чем у воды, и в че-
четыре раза больше, чем у кислорода).
189

Возможные области состояния водорода при использовании его
в качестве охладителя ЖРД
В общем случае кривая фазового равновесия ps = f(T) имеет вид,,
изображенный на рис. 4. 46.
Кривая фазового равновесия ОК имеет конечную протяженность и
заканчивается в критической точке /<, соответствующей для
каждого данного вещества вполне определенным значением темпера-
температуры Тк и давления рк.
При значениях давления и температуры выше критических веще-
вещество находится в области сверхкритических параметров состояния.
В этой области уже нельзя говорить о фазовом превращении вещества,
так как вещество не имеет границы жидкой и газообразной фазы и прин-
принципиального различия между
жидкостью и газом здесь нет.
Хотя трудно отчетливо предста-
представить себе такую, не имеющую
границы фаз, среду, принято
считать, что вещество в этой
области представляет собой
Т°к
= 33,25
Сберххритичсское
давление
Рис. 4.46. Кривая фазо-
фазового равновесия
Рис. 4.47. Области состояния водорода
конгломерат групп молекул с различной плотностью. Причем в зависи-
зависимости от значений давления и температуры вещество находится в со-
состоянии, более близком к газу или более близком к жидкости. Если рас-
рассматривать водород с точки зрения использования его в качестве охла-
охладителя ЖРД, то несколько условно диаграмму, характеризующую агре-
агрегатное состояние водорода (рис. 4.47), можно разделить на следующие
5 областей:
1. Область кипения.
2. Область околокритического состояния.
3. Область состояния водорода при давлении, значительно превы-
превышающем критическое (>12,8 кГ/см2), и сравнительно невысокой темпе-
температуре (~до 150° К).
4. Область состояния водорода при сверхкритическом давлении
и высокой температуре (выше 150°К).
5. Область газообразного водорода при докритическом давлении.
В настоящее время имеется очень мало рекомендаций по расчету
теплоотдачи к водороду в состоянии кипения, околокритическом и сверх-
сверхкритическом. Для приближенных расчетов можно воспользоваться пред-
предложенными в работах [92] и [97] схемами для определения аж при раз-
различных состояних водорода.
В первом приближении при расчете охлаждения водородом для
определения аж можно воспользоваться формулой D.192).
190

Порядок расчета охлаждения низкокипящим компонентом
Расчет охлаждения низкокипящими компонентами производится
методом последовательных приближений. Для этого камеру сгорания
и сопло следует разбить по длине на 15—20 участков и последовательно
рассчитывать каждый участок. При этом можно предложить следую-
следующий порядок проведения расчетов.
1. Задаемся распределением температуры газовой стенки Гг.ст по
длине камеры двигателя и изложенными выше способами определяем
распределение по длине qK\ дл; <7s.
2. Зная qz и Гг.ст, а также теплопроводность внутренней стенки X
и ее толщину 6СТ, определяем температуру жидкостной стенки по фор-
формуле D.225)
* г.ст
где значения /. берем для средней температуры стенки, равной
Т -4- Т
2
3. Определяем значение аш, необходимое для снятия суммарного
теплового потока. По формуле D. 191)
Я\ D-236)
* ж.с г * ж
Значение Тт берем среднее для каждого участка
у л ж.г х *^ J ж.чых
ж 2
4. Определяем подогрев охладителя АТОхл и температуру выхода
охладителя на каждом участке. По формуле D.222)
&Tou=^r-L, D.237)
с piuox л
где А/7/ — площадь поверхности теплообмена на данном участке;
^• — теплоемкость при средних значениях давления и темпера-
температуры на данном участке.
Зная Д7"охл, находим
' ж вых ^ ж.вх ~Г Д-« охл-
5. Задаемся давлением охладителя на входе в первый уча-
участок Рохл.вх-
6. По формулам для расчета аш определяем скорость охладителя
ДОохл, обеспечивающую значение аш, равное полученному по выраже-
выражению D.236). При этом в расчете используются средние значения темпе-
температуры и давления охладителя на данном участке.
7. Зная скорость движения охладителя до0Хл, определяем размеры
проходного сечения охлаждающего тракта
/=
D.238)
^охл ?С!охл
где значение д0Хл берется при средних параметрах состояния на данном
участке.
Так как диаметр охлаждающего тракта по окружности поперечного
сечения камеры двигателя известен, то определение /Охл обычно сводится
к определению высоты охлаждающего тракта б0Хл.
191

8. Определяем потери давления на данном участке А/?; и давление
охладителя на выходе из участка. Величина Api складывается из мест-
местных потерь (Л/?м)> потерь на трение (Л/?Тр), а также потерь давления
в результате разгона газа на данном участке (Apw):
Порядок определения Д/?м, Д/?Тр и Д/?и, приведен ниже, в § 6. 6. Сле-
Следует отметить, что величина потерь на трение при движении водорода
по тракту (ДрТр) сравнительно неве-
невелика из-за малой вязкости водорода.
Зная Ари определяем давление
охладителя на выходе из участка
^охл.вых-^охлох-АА- D.240)
9. Проведя последовательно рас-
расчеты для всех участков, анализируем
приемлемость полученных результатов
и при необходимости корректируем или
.повторяем расчет. Если на отдельных
участках значения /0Хл (или б0Хл) по-
получаются практически трудновыполни-
Рис. 4.48. Изменение рохл, Гж и высо- заданное значение Ггст кор-
корты трубки охлаждающего тракта бохл F
при охлаждении водородом ректируется и расчет проводим за-
заново.
Зная потерю давления по длине всего тракта BД/?*), определяем
давление компонента на входе в камеру сгорания /?Охл.вых (рис. 4.48).
Если полученное значение /?0Хл.вых отличается от заданного, то расчет
повторяется при новом значении давления охладителя на входе /?Охл.вх-
Как видно, расчет охлаждения низкокипящими компонентами зна-
значительно усложняется не только за счет трудностей, связанных с опре-
определением аж при различных состояниях охладителя, но также и в связи
с тем, что в отличие от охлаждения капельными жидкостями в расчетах
необходимо учитывать сжимаемость компонента и влияние потерь дав-
давления по длине тракта на процесс теплообмена.
На рис. 4.48 показаны типичные графики изменения давления и тем-
температуры охладителя, а также площади сечения тракта (высоты канала
бохл) по длине тракта, при охлаждении трубчатой камеры водородом.
Теплообмен в соплах с центральным телом
Одной из основных трудностей использования сопел с центральным
телом в ЖРД является сложность организации охлаждения такого
сопла.
Эти сложности обусловлены в первую очередь тем, что в отличие
от обычных ЖРД с соплом Лаваля критическое сечение и камера сго-
сгорания двигателей с соплом с центральным телом имеет кольцевую
форму.
Вследствие такой формы периметр критического сечения и камеры
сгорания резко увеличивается. Элементарные расчеты показывают, что
у сопла с центральным телом периметр критического сечения (места
наиболее интенсивного теплообмена) увеличивается в 5—10 раз. Кроме
того, на одной из сторон критического сечения обычно имеется острая
кромка, обеспечение охлаждения которой само по себе является слож-
сложной задачей.
Поверхность кольцевой камеры сгорания также значительно больше
поверхности камеры обычной формы, что приводит к увеличению общего
количества тепла, отдаваемого на участке камеры сгорания.
192

Большой периметр критического сечения кольцевой формы весьма
затрудняет создание надежного пристеночного слоя для внутреннего
охлаждения. Площадь, занимаемая пристеночным слоем в критическом
сечении, растет пропорционально периметру сечения и это приводит
к его загромождению. Особенно сильное загромождение происходит при
больших диаметрах центрального тела, когда кольцевое критическое
сечение напоминает узкую щель. При этом в сечении вообще не остается
места для размещения надежного защитного пристеночного слоя.
Охлаждение двигателей с соплом с центральным телом дополни-
дополнительно затруднено еще и тем, что такие двигатели имеют два самостоя-
самостоятельных охлаждающих тракта (см. рис. 2.21)—по контуру централь-
центрального тела и по наружному контуру. В зависимости от типа сопла один
из этих трактов обеспечивает охлаждение камеры до критической части,
второй — охлаждение и камеры, и закритической части сопла. Такое
наличие двух охлаждающих трактов сильно усложняет подвод и даль-
дальнейшую «разводку» охладителя по тракту.
Расчет охлаждения сопел с центральным телом
Расчет охлаждения сопел с центральным телом можно производить
в том же порядке, что и для обычных сопел. Отметим только некоторые
особенности использования полученных выше расчетных формул для
определения qK.
При расчете охлаждения круглых сопел в качестве характерного
размера нами был выбран диаметр критического сечения DKp, что в дан-
данном случае невозможно, так как критическое сече-
сечение кольцевое. Однако мы можем выбрать в каче-
качестве характерного какой-либо другой размер сопла
с центральным телом, например, обычно задавае-
задаваемую величину малого диаметра торовой или коль-
кольцевой камеры d (рис. 4.49).
Тогда в выражениях для расчета гт безразмер-
безразмерные длина участка х и диаметр центрального тела
D будут равны:
р
срронт пламени
d d
D.241)
Так как для сопла с центральным телом обыч-
обычные газодинамические соотношения, определяющие
Р и р/р00 как /(Л), неприменимы, формула D. 146)
также неприменима и расчет zT надо вести по фор-
формуле D. 141) (при постоянной Гг.ст).
Рис. 4. 49. К расче-
расчету охлаждения соп-
сопла с центральным
телом
/?oo
где У= —
W
Ы
Wr,
w — скорость «ядра» потока около стенки камеры, т. е. скорость
потока вдоль волны разрежения, попадающей в данную
точку контура;
р — давление около контура в данной точке;
Т и ат—определяются по уравнениям D.127) и D.129).
808
193

Выражение для Reoo D. 159) получим, заменив DKp новым харак-
характерным размером d:
^=. D.242)
О
Формула для определения qK получается из формулы D. 160), после
подстановки значений роо и w из выражений D.155) и D. 161) и учета
влияния числа Рг по формуле D.172), в виде, аналогичном равенству
D.173):
^ = 450.10^ pyP2 Tl
где р — статическое давление около контура в данной точке.

Глава
v
КАМЕРЫ ЖРД
5. 1. ФОРМЫ И ПРИМЕРЫ ВЫПОЛНЕННЫХ КАМЕР ЖРД
Камера двигателя является главным агрегатом ракетной дви-
двигательной установки.
Известны следующие основные формы камер сгорания ЖРД
(рис. 5.1).'
б)
Рис. 5. 1. Формы камер сгорания:
а—цилиндрическая; б—полутепловое сопло; в—шарообразная; г—
коническая; д, е—кольцевые
1. Цилиндрическая.
2. Шарообразная (или грушевидная).
3. Коническая.
4. Кольцевая.
Рассмотрим особенности каждой из этих форм.
Цилиндрические камеры сгорания. Средняя и относительная
расходонапряженность
В настоящее время наиболее распространены цилиндрические ка-
камеры сгорания. Они применяются для камер двигателей всех тяг. Их
основное преимущество — простота изготовления. Простая форма облег-
облегчает применение легких скрепленных стенок с частыми связями и тру-
трубок. ЖРД с отъемными сопловой частью и головкой обычно имеют
цилиндрическую камеру сгорания. Применение цилиндрических камер
в многокамерных двигательных установках облегчает компоновку связки
двигателей. Недостаток цилиндрических камер — худшие прочностные
7*
195

свойства и большая поверхность охлаждения по сравнению с шаро-
шарообразными камерами.
Для характеристики цилиндрических камер сгорания удобно
использовать понятие расходонапряженности.
Средняя по сечению расходонапряженность камеры сго-
сгорания
г = — кг сек-см2, E.1)
/к
где /к — площадь поперечного сечения камеры сгорания.
Выразим расход G через комплекс C A.9)
г /кр/>2 л
тогда
г = — 103/?2 г\сек-см?, E.2)
/кР
где /?2 — давление в камере сгорания в кГ/см2.
Так как для данного топлива величина р имеет примерно постоян-
постоянное значение, то величина расходонапряженности прямо пропорцио-
пропорциональна давлению в камере, т. е.
гр=гр* р2* E.3)
где гр=——является расходонапряженностью, отнесенной к давлению
р2 в камере, и называется относительной расходо-
расходонапряженностью.
Часто величина rv используется вместо г для оценки расходонапряжен-
расходонапряженности.
В соответствии с уравнением E.2)
гр=-^-ЛОъ г\кГ-сек. E.4)
Таким образом гр зависит только от рода топлива и отношения
/У/кр и для данного сигнала она постоянна независимо от давления
в камере.
Так как для применяемых топлив р= 170^-240 кГ-сек/кг, то при
/У/кр==2ч-6 в соответствии с равенством E.4) значения относительной
расходонапряженности находятся в пределах 1—2 г/кГ'Сек. При мень-
меньших значениях fK/fKp величина rv соответственно больше.
Различают изобарические и скоростные камеры сгорания. Камеры
сгорания с приблизительно постоянным по длине давлением иногда на-
называются изобарическими камерами. К ним следует относить
камеры, у которых /У/кр>3.
Отношение /У/кр называют обычно безразмерной площадью
камеры сгорания. Если значение /к//кр<3, то при сгорании в ка-
камере скорость потока значительно возрастает по ее длине, в то время
как давление, согласно уравнению закона сохранения энергии, падает.
Такие камеры сгорания (с /У/кр<3) уже нельзя относить к изобариче-
изобарическим; их называют скоростными. В пределе /к//кр='1 камеры дви-
двигателя носят название полутеплового сопла (рис. 5.1,6).
Скоростные камеры сгорания при малых отношениях рЦр3 имеют
несколько большие потери в связи с потерями на тепловое сопротивле-
сопротивление [1]. Однако, так как при больших рЦр3 эти потери невелики, часто
целесообразно использовать более компактные, скоростные ка-
камеры [ПО].
196

Диаметр цилиндрической части камеры сгорания определяют зада-
задаваясь либо отношением LJDK, которое принимают равным 1 —1,5, либо
величиной расходонапряженности г или rv (или, что одно и то же, вели-
величиной /к//кр) •
Принимаемые значения относительной расходонапряженности
/p=l-f-2, что соответствует значениям /к//кр = 2-4-6. В заключение заме-
заметим, что иногда диаметр
камеры сгорания опреде-
определяется диаметром голов-
головки, необходимым для раз-
размещения форсунок.
9
Рис. 5. 2. Двигатели с цилиндрической камерой сгорания:
а-ОРМ-65 A936 г.); б —РД-107 A954—1957 гг);
1—внутренняя оболочка камеры; 2—корпус; 3—вкладыш; 4—штуцер подачи окислителя,
5—форсунка окислителя; б—головка; 7—форсунка горючего; 8—нить накаливания; 9—
воспламеняющий состав; 10 — зажигательная шашка
При возникновении высокочастотных колебаний в камере сгорания
работу двигателя иногда можно стабилизировать, изменяя принятое
отношение LJDK в большую или меньшую сторону.
Примерами ЖРД с цилиндрической камерой сгорания могут слу-
служить камеры двигателей ОРМ-65, подробно описанного в работе [25],
РД-107 и РД-119 (см. § 6.8), а также трубчатая камера двигателя RZ-2
(рис. 5.2 и 5.3).
Трубчатая камера двигателя
На рис. 5. 3 показана трубчатая камера двигателя RZ-2, работаю-
работающего на топливе жидкий кислород + керосин. Тяга двигателя на земле
62 Т ( — 620 кн), удельная тяга 245 кГ-сек/кг B4-102 н-сек/кг); отно-
отношение /к//кр=1Д т. е. камера сгорания скоростная; степень уширения
сопла равна 8; давление в камере сгорания 38 ата C,73 н/м2).
197

15
16
Рис. 5. 3. Трубчатая камера двигателя:
1—карданная подвеска; 2—подвод жидкого О2; 3—штуцер для замера давления: 4—фланец;
5—головка; 6—входной коллектор керосина; 7—уплотнительное кольцо; 8—пирозапальник;
9—кабель; 10—камера сгорания; //—место крепления рычага для управления вектором тяги;
12—-критическое сечение; 13—бандажные кольца; 14—сливной штуцер; /5—спрямляющая ре-
решетка; /5—крышка головки; /7—подвод пускового горючего; 18—фланец; 19—вход горючего;
20—трубки; 21—силовое кольцо в критическом сечении; 22—фланец для крепления экрана;
23—выходное сечение сопла; 24—коллектор горючего; 25—корпус головки: 26—подвод кис-
кислорода; 27—подвод пускового горючего; 28—подвод горючего
198

Оболочка камеры выполнена из 312 спаянных никелевых трубок.
Для повышения прочности набор трубок стягивается бандажными коль-
кольцами 13, которые на участке камеры сгорания образуют сплошную обе-
обечайку. Керосин, охлаждающий стенки камеры, подается во входной кол-
коллектор 6 и через отверстия 19 поступает в трубки. Охлаждение произво-
производится в «два хода». Охладитель по трубке проходит в сопловой коллек-
коллектор 24 и возвращается обратно по соседней трубке, после чего поступает
в форсуночное днище головки 5.
Жидкий кислород поступает в головку через угловой патрубок 2.
Из головки кислород и керосин поступают в камеру сгорания, где смесь
воспламеняется от пиротехнического запальника 5, который в свою оче-
очередь поджигается электрической искрой.
Шарообразные камеры сгорания
Преимуществом шарообразных и близких к ним грушевидных ка-
камер сгорания является меньшая поверхность камеры три заданном
объеме, что снижает ее вес и облегчает охлаждение. Кроме того, проч-
прочностные свойства шаровой камеры выше цилиндрической.
Главным недостатком шарообразных камер является сложность
технологии их изготовления. Кроме того, в шарообразной камере
остается сравнительно мало места для размещения форсунок, ввиду чего
иногда в головке камеры приходится делать форкамеры, что еще больше
усложняет технологию изготовления.
Указанные достоинства и недостатки шарообразных камер обуслов-
обусловливают их преимущественное применение в ЖРД больших тяг, где раз-
размеры камер сгорания достаточно велики, в связи с чем становится ощу-
ощутимым выигрыш в весе камеры.
Примером шарообразной камеры является камера двигателя ра-
ракеты А-4, работающего на кислороде и 75%-ном этиловом спирте
(рис. 5.4). Тяга двигателя 25 Т B45 кн).
Конические камеры сгорания
У конических камер сгорания (см. рис. 5.1,г) по существу вся ка-
камера является входной частью сопла. Они имеют пониженное Руд
по сравнению с другими типами камер и вследствие этого не приме-
применяются, представляя только исторический интерес.
Основной причиной снижения Руд являются большие скорости про-
продуктов сгорания в камере. Вследствие этого превращение тепловой энер-
энергии в работу расширения является менее полным, т. е. имеют место
большие потери на тепловое сопротивление. Кроме того, в конических
камерах зона распыливания и испарения занимает значительную часть
ее полного объема; зона сгорания при этом уменьшается, что приводит
к худшему сгоранию или требует увеличения полного объема камеры.
Кольцевые камеры сгорания
Применение кольцевых камер сгорания в ЖРД вызвано использо-
использованием сопел с центральным телом и тарельчатых. Схемы кольцевых
камер сгорания прямоугольного и круглого сечения представлены на
рис. 5. 1,(Э, е и 5. 5.
Кольцевые камеры круглого сечения целесообразно применять при
разгоне газа в сопле с центральным телом до больших чисел М. При
этом, в связи с необходимостью большого поворота потока угол ф на-
наклона поверхности критической скорости уменьшается, так что приме-
применение камеры прямоугольного сечения привело бы к увеличению габарит-
габаритного размера камеры DK.
199

<Z739 ¦
Рис. 5. 4. Камера двигателя ракеты А-4:
1—верхняя полость; 2—главный клапан горючего; 3—нижняя полость горючего; 4—фор-
камера; 5—упор для передачи силы тяги на раму; 6—патрубок подвода горючего; 7—
коллектор; 8—нижний пояс внутреннего охлаждения; 9—внутренняя оболочка камеры;
/0—внешняя оболочка камеры; 11, 12—пояса внутреннего охлаждения; 13—дополнительный
пояс внутреннего охлаждения; 14—верхний пояс внутреннего охлаждения
200

По сравнению с остальными типами кольцевые камеры сгорания
имеют ряд недостатков. Поверхность их значительно больше, что приво-
приводит к увеличению веса и затрудняет охлаждение камеры. Кольцевая
камера сгорания сложна в изготовлении, а для обеспечения ее жестко-
жесткости необходимы либо специальные
наружные ребра жесткости, либо
охлаждаемые стойки, связывающие
наружный контур камеры с внут-
внутренним. Предполагаемыми до-
достоинствами кольцевой камеры
сгорания могут явиться воз-
возможность регулирования вектора
тяги и уменьшение вероятности
возникновения вибрационного го-
горения при разбивке камеры
по окружности на ряд отдельных
секций.
На рис. 2.26 и 2.32 приве-
приведены схемы двигателей с коль-
кольцевой камерой сгорания и централь- Рис< 5.5. К выбору формы кольцевой
НЫМ телом. камеры сгорания Ма>Мб
5.2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОБЪЕМА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Объемом камеры сгорания VK принято считать объем камеры
до критического сечения.
Для определения необходимого объема VK используют один из сле-
следующих параметров.
1. Условное время пребывания топлива продуктов сгорания в ка-
камере Туе Л-
2. Приведенная (или характеристическая) длина камеры сгора-
'НИЯ /пр.
3. Литровая тяга Рл.
Рассмотрим определение объема камеры сгорания по каждому из
этих параметров.
Определение объема камеры сгорания по условному времени пребывания
Условное время пребывания топлива и продуктов сгорания в камере
определяется выражением C.3)
т =-^-
усл Gv2 •
Подставив значение v2 по уравнению состояния, получим
сл GR2T2'
откуда получаем расчетное выражение
E.5)
E.6)
Для камеры с постоянной площадью fKP отношение G/p2 практиче-
практически постоянно. Рассматривая уравнение E.5) и пренебрегая влиянием
давления на R2T2, мы видим, что для данного топлива в опервом прибли-
приближении (без учета влияния р2 на процессы превращения) величина туСл
не зависит от давления /?2 (или от расхода топлива). Значение туСл зави-
зависит от вида применяемого топлива и качества смесеобразования. Для
201

различных топлив необходимая величина туСл определяется экспери-
экспериментально и находится в пределах
тУсл = 0,0015-~0,005 сек.
При больших давлениях значения тусл находятся ближе к нижнему
пределу. При выборе туСл необходимо также учитывать схему двига-
двигательной установки. В двигательных установках с замкнутой схемой часть
топлива (или все топливо при схеме «Газ + Газ») распыливается и ча-
частично сгорает в газогенераторе еще до поступления в камеру сгорания,
а в камере происходит дожигание топлива. Поэтому для двигателей
установок с замкнутой схемой надо брать тусл в 1,3—1,8 раза меньше,
чем для двигателей открытых схем.
Определение объема камеры сгорания по приведенной длине
Приведенной (или характеристической) длиной
камеры сгорания называется величина
/кр
откуда расчетная формула имеет вид
V —I f м?
v к ''прУ кр м »
E.7)
E.8)
ИЛИ
Значения /пр зависят от вида применяемого топлива и определяются
экспериментально. Для различных топлив величина /щ> находится в пре-
пределах от 1000 до 5000 мм. В табл. 5.1 даны значения /щ, для некоторых
топлив [4], [32].
Таблица 5.1
Значения /пр для некоторых топлив ЖРД
Топливо
Азотцая кислота + анилин
Азотная кислота + керосин
Азотная кислота -Ь НДМГ
Кислород + водород
/пр
мм
1000—1300
1250—1600
1500
500—1000
Топливо
Кислород 4- керосин
Кислород + этиловый
спирт
Нитрометан (одноком-
понентный)
Фтор + аммиак
/пр
ММ
1000—1500
1300—2500
5000
1000—1500
Нетрудно показать, что приведенная длина /пр и условное время пре-
пребывания Тусл являются пропорциональными параметрами.
Действительно, согласно уравнению A.9)
/КР Р2 An Р2
Подставляя это значение /Кр в формулу E.7), получим
пр
Сопоставив уравнения E.9) и E.5), получим
^пр — Тусл А* У ^2^2*
202
E.9)
E.10)

Для данного топлива произведение Ап VR2T2 можно считать постоян-
постоянным, следовательно
/пр= const тусл. E.11)
Очевидно, что /пр, так же как и тусл, мало зависит от давления в камере
сгорания. Зная /пр, мы всегда можем определить туСл.
Так, например, если для топлива кислород+керосин шримем
/пр=1250 мм, то считая приближенно яиз=1,13 (т. е. Лп=1,98), R2 =
= 35 кГ-м/кг-град C43 дж/кг-град) и Г2 = 3550°К, получим соответ-
соответствующее данному /пр значение тусл:
/ 1 25
тсл= "! = f ' =0,0018 сек.
усл An/R2T2 1,98/35-3550
Определение объема камеры сгорания по литровой тяге
Иногда объем камеры определяют исходя из значения литровой
тяги Рл, т.е. тяги ЖРД, отнесенной к одному литру объема камеры
сгорания:
Рл=^кГ\л (или н\л\ E.12)
откуда %
* л
Литровая тяга Рл не отражает основной фактор, определяющий пол-
полноту сгорания — время, имеющееся на протекание процесса сгорания.
Значения Ря зависят от давления в камере и для выполненных ЖРД
изменяются в широких пределах от 100 до 10000 кГ/л (~1—100 кн/л).
Анализируя рассмотренные выше параметры для определения
объема камеры сгорания — тусл, /пр и Ял, можно сделать следующие
выводы. Ни один из параметров не отражает влияния формы камеры
и конструкции головки на VK, хотя такое влияние несомненно имеется.
Использование в качестве параметра для определения VK литровой тяги
возможно только в том случае, если известны рекомендуемые значе-
значения Рл при заданном давлении в камере. Наиболее целесообразно для
определения VK использовать условное время пребывания или приве-
приведенную длину.
Следует отметить также, что увеличение давления и улучшение
организации процессов смесеобразования и сгорания приводят к умень-
уменьшению необходимого времени пребывания в камере сгорания, т. е.
к уменьшению необходимых туСл или /пр. Таким образом, с развитием
ЖРД и увеличением давления в камере имеет место тенденция к умень-
уменьшению объема камеры сгорания.
5.3. НЕУСТОЙЧИВОЕ ГОРЕНИЕ
В камере ЖРД в некоторых случаях возникает неустойчивое (виб-
(вибрационное) горение. При этом происходят колебания давления, сопро-
сопровождаемые колебаниями температуры, состава и скорости газа в камере.
Колебания давления могут происходить в широком диапазоне ампли-
амплитуд от долей атмосферы до величины среднего давления в камере, при
частотах колебаний от десятков до нескольких тысяч герц.
Под неустойчивым горением понимают не случайно возникшие
и сразу затухающие колебания (всплески) давления, а периодиче-
периодические колебания с определенными частотами и амплитудами, которые,
начавшись от той или иной причины, поддерживаются вследствие воз-
возникновения регулярного автоколебательного процесса.
203

Обычно различают два основных типа колебаний:
Низкочастотные колебания, имеющие частоту колебаний от
десятков до нескольких сот герц.
Высокочастотные колебания с частотой колебаний до 10—
12 тыс. герц. На рис. 5.6 показаны типичные графики изменения давле-
давления при низкочастотных и высокочастотных колебаниях. Границу между
низкочастотными и высокочастотными колебаниями можно установить,
сопоставляя период колебаний Т и время пребывания в камере сгора-
сгорания т. Если Г>т, газы в камере колеблются как единое целое. Такие
колебания относят к низкочастотным. Так, например, при т=0,002 секг
Рис. 5. 6. Колебания давления в камере:
а, б—низкочастотная неустойчивость; в—высокочастотная неустойчивость: г—наложение
низкочастотных и высокочастотных колебаний
колебания с частотой /<500 гц (Г>0,002 сек) относятся к низкочастот-
низкочастотным. Если Г<т, то можно проследить распространение волны по камере.
Такие колебания относятся к высокочастотным. Иногда отличают коле-
колебания с промежуточной частотой [107], возникающие вследствие колеба-
колебаний состава смеси, подаваемой в камеру.
Возникновение неустойчивости горения в ЖРД крайне нежела-
нежелательно. При низкочастотной неустойчивости могут иметь место колеба-
колебания давления с амплитудой, приводящей к разрушению камеры, сильные
вибрации всей двигательной установки, уменьшение удельной тяги.
Основным следствием высокочастотных колебаний является интенсифи-
интенсификация теплообмена из-за разрушения (размыва) пограничного слоя,
приводящая к прогару камеры.
Процессы, происходящие при неустойчивом горении, изучены еще
недостаточно и являются предметом тщательного теоретического и экс-
экспериментального изучения. Хотя имеется ряд работ, в которых проведен
широкий анализ явлений при неустойчивом горении [105], [109], [4], [66]>
общая теория неустойчивого горения в ЖРД пока не опубликована.
Рассмотрим основные явления при неустойчивом горении.
Низкочастотная неустойчивость
Характерным признаком низкочастотных колебаний является превы-
превышение периода колебаний над временем пребывания, т. е. колебания
давления происходят сразу во всем объеме камеры. Причины возникно-
возникновения и поддержания низкочастотных колебаний связаны в первую оче-
очередь с наличием времени задержки воспламенения, а также с динами-
динамическими характеристиками элементов системы подачи. При этом меха-
механизм возникновения неустойчивости можно представить следующим
образом (рис. 5.7).
Пусть в камере сгорания по какой-либо причине произошло слу-
случайное колебание давления (кривая 1). В начальный момент при увели-
204

\
чении давления в камере перепад на форсунках Дрф соответственно
уменьшился (кривая 2). Однако расход подаваемых компонентов сразу
не изменяется, так как система подачи не может мгновенно реагировать
на изменение Арф. Необходимо некоторое время тПод, в течение которого
расход топлива уменьшится в соответствии с уменьшением Арф. Иными
словами, изменение подачи при изменении давления р2 будет происхо-
происходить с запаздыванием на время тПОд (кривая 3). Воспламенение топлива
будет запаздывать относительно подачи еще на время задержки воспла-
воспламенения т3 (кривая 4). Но так как камера сгорания имеет определенную
емкость, изменение количества сгоревшего топлива скажется на измене-
изменении давления в камере не сразу, а с за-
запозданием на некоторое время тКам (кри-
(кривая 5).
Таким образом, изменение в какой
то момент давления в камере р2 спустя
время Тпод+Тз+Ткам проявится в виде
влияния на давление уже вследствие из-
изменения количества сгоревшего топлива.
Если сумма тПод+^з+Ткам равна полупе-
полупериоду колебания давления, то влияние
уменьшения количества сгоревшего топ-
топлива на р2 скажется как раз в тот момент,
когда это давление будет наименьшим.
Это приведет к новому уменьшению дав-
давления, вследствие чего колебания давле-
давления, раз возникнув, будут поддерживать-
поддерживаться без затухания.
Аналогично, при уменьшении давле-
давления влияние увеличения расхода компо-
компонентов проявится при наибольшем дав-
давлении в камере. Таким образом, из-за
смещения фаз в изменении давления и
влияния этого изменения на давление
в камере происходит самовозбужде-
самовозбуждение колебаний.
При этом колебания давления в ка-
камере приводят к колебаниям подачи,
а следовательно, и давления топлива в системе подачи. То есть при низ-
низкочастотных колебаниях происходят колебания во всей системе подачи.
В некоторых случаях возможно возбуждение низкочастотных коле-
колебаний только внутри камеры, при сохранении неизменной подачи топ-
топлива. Это так называемая внутрикамерная низкочастотная неустойчи-
неустойчивость, возникающая независимо от характеристик системы подачи. При-
Причиной ее возникновения является колебание времени задержки воспла-
воспламенения т3 вследствие колебания значений параметров газа (давления,
температуры и т. д.) в камере.
Теоретический анализ низкочастотной неустойчивости для различ-
различных случаев возникновения приведен в работах [105], [4]. Достаточно
хорошо согласующиеся с теорией экспериментальные данные, приведен-
приведенные в указанных работах, позволяют установить влияние некоторых па-
параметров работы ЖРД на низкочастотную неустойчивость.
Частота и амплитуда колебаний зависят прежде всего от давления
в камере и от рода топлива. Увеличение давления приводит к увеличению
частоты и уменьшению амплитуды колебаний. Значительное снижение
давления может привести к опасному увеличению амплитуды. Для само-
самовоспламеняющихся топлив характерно увеличение частот и уменьшение
амплитуды колебаний; увеличение объема камеры приводит к уменьше-
205
Рис. 5.7. Механизм возникнове-
возникновения низкочастотной неустойчиво-
неустойчивости

нию частоты колебаний и уменьшению амплитуды; увеличение перепада
давления на форсунках шриводит к возрастанию частоты.
Соотношение компонентов v мало влияет на частоту колебаний.
Однако устойчивость горения сильно зависит от величины v. На рис. 5.8
приведены результаты эксперимен-
экспериментального исследования устойчиво-
устойчивости работы ЖРД на топливе
фф
15
1,0
0,5
неустойчивое
РППРШ1Р** J
горение
/Устойчивое
* о горение
-00
0,5
0,15
z ном
Рис. 5.8. Влияние а и давления
устойчивость горения:
на
j + фурфуриловый спирт при из-
изменении коэффициента избытка
окислителя а и давления в ка-
камере р2.
Высокочастотная неустойчивость
Кроме низкочастотных колеба-
колебаний, в камере ЖРД возможно так-
также возникновение высокочастотных
колебаний с частотой порядка не-
нескольких тысяч герц (в некоторых
случаях до 10—12 тыс. герц). При
этом период колебаний меньше вре-
времени пребывания продуктов сгора-
сгорания в камере, так что можно проследить распространение волны давле-
давления по камере. Таким образом, при высокочастотной неустойчивости
в отличие от низкочастотной возникают местные колебания давления,
а не сразу во всем объеме, что приводит к неоднородности по объему
камеры давления (и других параметров) в данный момент времени. При
этом высокочастотные колебания в камере практически не влияют на
давление подачи и расход компонентов.
В зависимости от условий в камере сгорания ЖРД и ее геометрии
возможно возбуждение двух
основных типов колебаний:
продольных и попереч».
н ы х. В свою очередь попереч-
поперечные колебания разделяются
на тангенциальные и
радиальные.
При продольных колеба-
колебаниях параметры газов в камере
(давление, температура и т. д.)
изменяются вдоль оси камеры.
При этом в сечениях камеры,
перпендикулярных к оси, пара-
параметры газа имеют одинаковые
значения.
При поперечных колеба-
колебаниях (тангенциальных или ра-
радиальных) изменение пара-
параметров происходит в плоско-
плоскости, перпендикулярной оси ка-
камеры; параметры газа вдоль
каждой линии, параллель-
параллельной оси камеры, остаются постоянными.
Тангенциальные колебания могут существовать в двух формах:
в форме стоячей волны, при которой поверхности узлов стацио-
стационарны, и в форме вращающейся волны, в которой узловые по-
поверхности вращаются. На рис. 5.9 приведены схемы различных видов
та
I I
I 1 1 1 1 1 I L I I 1
I I
I |
Рис. 5. 9. Виды (моды) высокочастотных ко-
колебаний в камере ЖРД:
а—продольные; б—тангенциальные; в—радиальные;
линии равных давлении
205

(мод) колебаний [109]. Пунктиром показаны линии равных значений дав-
давлений; стрелками — направление пульсационного движения газовых
масс. Слева показан момент, когда массы движутся вправо, а справа —
через полпериода. При продольных колебаниях (см. рис. 5.9, а) газы
движутся вдоль оси камеры, так что пульсационные составляющие скла-
складываются со средней скоростью. При тангенциальных колебаниях
w
Рис. 5. 10. Виды поперечных колеба-
колебаний:
о—чисто тангенциальные моды; б—чисто
радиальные моды; в—смешанные моды
(см. рис. 5.9,6) вследствие того, что поперечное сечение камеры является
кругом, линии равных давлений перестают быть прямыми. При радиаль-
радиальных колебаниях (см. рис. 5„ 9, в) осью симметрии является ось камеры
сгорания.
В камере ЖРД колебания не всегда возбуждаются в виде «чистых»
продольных или поперечных колебаний. Часто происходят смешан-
смешанные (комбинированные) колебания, представляющие собой сочетание
продольных и поперечных колебаний или сочетание различных видов
(мод) поперечных колебаний. Кроме того, для каждого вида (моды)
колебаний возможно возникновение первой, второй и т. д. мод колеба-
колебаний. На рис. 5. 10 показаны различные виды поперечных колебаний.
Теоретический анализ высокочастотной неустойчивости очень сло-
сложен. Хотя имеются десятки трудов, посвященных анализу отдельных
видов высокочастотных колебаний, в частности, работы [105], [109], [106],
[107], [108], механизм возникновения и поддержания высокочастотных
колебаний до настоящего времени изучен далеко не полностью.
Экспериментальные данные показывают, что на высокочастотную
неустойчивость в камере ЖРД оказывают влияние системы впрыска
топлива, геометрия камеры, процесс расширения в сопле. Различные
207

топлива обладают разной склонностью к возникновению высокочастот-
высокочастотных колебаний. Имеется ряд эмпирически полученных рекомендаций
по борьбе с высокочастотной неустойчивостью (устройство различного
рода перегородок в камере сгорания [112] и т. д.).
5.4. ЗАПУСК И ОСТАНОВКА ДВИГАТЕЛЯ
Запуск и остановка двигателя являются наиболее ответственными
стадиями его работы. Главным требованием, предъявляемым к систе-
системам запуска и остановки, является их надежность. На это в зависимости
от назначения двигателя накладываются дополнительные требования,
связанные с характером и продолжительностью процессов запуска и
остановки.
Запуск двигателя
Для надежности запуска ЖРД в первую очередь должно быть га-
гарантировано воспламенение топлива при минимально возможном вре-
времени выхода на режим. Сокращение времени выхода на режим позво-
позволяет уменьшить необходимый запас топлива, а следовательно, умень-
уменьшить стартовый вес, что особенно важно для космических и баллистиче-
баллистических ракет.
В некоторых случаях, кроме того, должна быть обеспечена возмож-
возможность многократного запуска, запуска двигателя в высотных условиях
или в условиях космического полета. Специфические требования к орга-
организации запуска возникают при запуске камер двигателей больших тяг.
В зависимости от характера выхода на режим принято различать
плавный, ступенчатый и пушечный запуски.
При плавном запуске воспламенение происходит при неболь-
небольшом расходе топлива и с последующим сравнительно плавным нара-
нарастанием расхода топлива. Плавный запуск характерен для ЖРД малых
и средних тяг с турбонасосной системой подачи. При этом 'плавность на-
нарастания расхода топлива обеспечивается за счет инерции ТНА. Про-
Продолжительность запуска определяется в основном временем выхода
ТНА на номинальный режим («раскруткой ТНА»).
Ступенчатый запуск характерен введением промежуточной
(или предварительной) ступени работы ЖРД и иногда целесообразен
при запуске двигателей больших тяг. Необходимость введения промежу-
промежуточной ступени обусловлена тем, что с ростом тяги, а следовательно,
и мощности ТНА время, расходуемое на раскрутку ТНА (инерцион-
(инерционность ТНА) уменьшается. В результате влияние инерционности ТНА на
скорость нарастания давления становится ничтожным, так что запуск
приходится смягчать введением промежуточного режима.
При запуске ЖРД, работающих на несамовоспламеняющихся ком-
компонентах, введение предварительной ступени обеспечивает прогрев ка-
камеры и образование надежного факела.
Пушечным называют запуск, при котором сразу подается пол-
полный расход топлива. В чистом виде пушечный запуск не применяется,
так как при этом получился бы очень большой заброс давления в камере,
поэтому в системе подачи или в головке двигателя всегда устанавли-
устанавливаются устройства, смягчающие запуск. Запуски, близкие к пушечному,
возможны при использовании вытеснительных систем подачи.
Способы зажигания
В зависимости от применяемого топлива, типа двигателя и условий
эксплуатации применяемые способы зажигания можно разделить на:
— химические;
?08

— пиротехнические;
— электрические.
Химическое зажигание представляет собой самовоспламе-
самовоспламенение соответственно подобранных компонентов топлива. Такое зажи-
зажигание всегда имеет место при работе двигателя на самовоспламеняю-
самовоспламеняющихся компонентах. При этом возможен многократный запуск двигателя.
Химическое зажигание применяется также в двигателях, работаю-
работающих на несамовоспламеняющихся компонентах. В этом случае в камеру
сгорания сначала подаются пусковые самовоспламеняющиеся компо-
компоненты и только после образования в камере мощного факела подаются
основные компоненты.
При несамовоспламеняющихся компонентах для обеспечения за-
запуска используются также различные добавки к одному из компонен-
компонентов, которые приводят к образованию самовоспламеняющейся смеси
(например, присадка к горючему триэтилалюминия, который самовос-
самовоспламеняется с кислородом).
Пиротехническое зажигание — воспламенение с помощью
специального пиропатрона, который горит в течение нескольких секунд
и дает факел высокой температуры. Пиропатрон монтируют или в го-
головке (как, например, в ЖРД ОРМ-65 и в двигателе RZ-2), или вводят
со стороны сопла на специальной державке. После воспламенения пиро-
пиропатрона подается жидкое топливо предварительно с небольшим расхо-
расходом, а затем подача топлива увеличивается до номинального расхода.х
Пиропатроны обычно воспламеняются с помощью электрической нити
накаливания. Пиротехническое зажигание можно применять в камерах
всех тяг одноразового и многоразового действия, но однократного пуска.
В ЖРД многократного пуска (например, самолетные ЖРД) пиротехни-
пиротехническое зажигание неприемлемо.
Электрическое зажигание производится с помощью элек-
электрической искровой или факельной свечи и находит применение в кис-
кислородно-водородных двигателях, (например, RL-10), в авиационных
ЖРД, двигателях небольших тяг и экспериментальных двигателях, пред-
предназначенных для стендовых испытаний.
Недостатком этого способа является сравнительно малая тепловая
мощность электрической свечи. Поэтому часто при применении электри-
электрического зажигания с помощью свечи воспламеняют топливо при неболь-
небольшом расходе в форкамере, где создается дежурный факел, от которого
уже происходит воспламенение комшонентов при основном расходе.
Кроме того, для обеспечения электрического зажигания необходим
источник электрической энергии, который не всегда имеется на летатель-
летательном аппарате. Электрическое зажигание удобно использовать в камерах
многоразового действия и многократного запуска.
Для воспламенения некоторых топлив (например, перекиси водо-
водорода) возможно использование каталитических поверхностей, способ-
способствующих возникновению реакции.
Изменение давления в камере сгорания при запуске
Важными характеристиками запуска являются скорость нара-
нарастания давления в камере три запуске (dp/dx) и величина за-
заброса (или пика) давления, т. е. величина отношения наибольшего
давления в камере при запуске к номинальному.
Величины скорости нарастания давления и заброса давления ха-
характеризуют жесткость запуска. Чем больше эти величины, тем бо-
более жестким является запуск. На рис. 5.11 приведены типичные графики
изменения давления в камере сгорания при запуске. Запуск, протекаю-
протекающий в соответствии с кривой 3, очевидно, является наиболее жестким.
209

При больших значения dp/dx и большом забросе давления появ-
появляется опасность разрушения и даже взрыва камеры как вследствие
потери ее прочности, так и в результате возникновения детонационного
горения топлива.
Основное влияние на жесткость запуска оказывает время задержки
воспламенения топлива т3. Очевидно, чем больше значение т3, тем
больше успеет накопиться топлива до начала воспламенения и тем
больше будет заброс давления.
Оценим приближенно величину максимального заброса давления
при запуске pm8iX.
Р
/
г
Pmax
X
Рис. 5. И. Изменение давления в камере при запуске:
/—плавный запуск; 2—ступенчатый запуск; 5—жесткий за-
запуск; т3—время задержки воспламенения
Количество топлива, поступившего в камеру сгорания от начала
подачи до начала воспламенения, равно
•3
J1
E.13)
где ОпуСк — некоторый средний пусковой расход;
т3 —время задержки воспламенения.
Если предположить, что в момент воспламенения сгорание произо-
произошло мгновенно, то в соответствии с уравнением состояния максимальное
давление заброса будет
я ах = Оптскт8 —, E.14)
л шЭл ПуСК о т т- J \ /
v к
где Т и R — температура сгорания и газовая постоянная продуктов
сгорания при запуске.
Согласно уравнению E.5) при установившемся режиме работы
давление в камере сгорания
г» т»
E.15)
Сопоставляя уравнения E.14) и E.15) и считая значения R и Т
при запуске, равными значениям R2 и 7% на установившемся режиме,
получим
Ртпэх
Р2
Gx
E. 16)
уел
Это выражение позволяет грубо оценить максимально возможное пре-
превышение давления при запуске.
210

В действительности, так как сгорание не мгновенное и, кроме Т0го,
значение RT при запуске меньше, чем R2T2:
Ртах
^7^1• \- >
р2 Отусл
При запусках, близких к пушечным, GnyCK=(l,5—2)G; при плавном
запуске GnyCK<G. Время задержки воспламенения т3 обычно в не-
несколько раз больше, чем туСл- Поэтому именно т3 оказывает решающее
влияние на величину максимального заброса давления при запуске.
- Для применяемых в ЖРД самовоспламеняющихся топлив т3 равно
времени задержки самовоспламенения и лежит в пределах 0,01—
0,03 сек. Для несамовоспламеняющихся топлив т3 в основном зависит
от рода топлива и мощности зажигательного устройства и примерно на
порядок меньше, чем для самовоспламеняющихся топлив. В общем слу-
случае на величину т3 и, следовательно, на жесткость запуска существенно
влияет еще ряд факторов, определяемых условиями проведения запуска
и конструкцией ЖРД.
Влияние условий запуска двигателя
а) Начальная температура топ л ива. Изменение началь-
начальной температуры приводит к изменению химической активности топлива,
а также к изменению физических свойств, влияющих на перемешивание
топлива при впрыске (вязкость, поверхностное натяжение). С уменьше-
уменьшением начальной температуры т3 увеличивается. Так, например, для топ-
топлива, состоящего из азотной кислоты и смеси фурфурилового спирта
с анилином, при понижении температуры с —10 до —30° С время за-
задержки воспламенения увеличивается с 0,015 до 0,040 сек, т. е. более
чем в два раза.
б) Начальное давление в камере сгорания. Вопрос
о влиянии начального давления в камере на воспламенение очень важен
при организации запуска двигателя в высотных условиях. Понижение
давления приводит к увеличению т3 и, как следствие, к увеличению за-
заброса давления при запуске. Некоторые самовоспламеняющиеся топ-
топлива при большом уменьшении давления могут вообще утратить способ-
способность к самовоспламенению. Такие условия могут, в частности, возник-
возникнуть при запуске двигателя в космосе, где давление окружающей среды
равно нулю. К счастью, в таких случаях топливо, поступающее в камеру
с давлением близким к нулю, оказывается в перегретом состоянии. Про-
Происходит очень быстрая возгонка топлива, и за счет образовавшихся па-
паров давление в камере сгорания повышается.
в) Состав топлива. На величину т3 влияет как изменение соот-
соотношения компонентов топлива, так и наличие различных, иногда неиз-
неизбежных (например, вода), а иногда специально вводимых разбавителей
или добавок.
Наименьшее значение т3 ряда топлив не соответствует стехиометри-
ческому соотношению..
Так, например, для топлива азотная кислота + 50% ксилидина и
.50% фурфурилового спирта изменение т3 при изменении а происходит,
как показано на рис. 5.12, а и минимальное значение т3 соответствует
<х=1,1 [9].
Аналогичные графики можно получить и для других топлив. В каж-
каждом случае наименьшему значению т3 будет соответствовать свое а.
Различные добавки в топливе могут увеличивать или уменьшать т3.
Так, например, увеличение содержания воды в азотной кислоте приво-
приводит к росту т3.
211

г) Опережение подачи одного из компонентов.
В ЖРД трудно обеспечить одновременную подачу окислителя и горю-
горючего, запаздывание же одного из них может привести к увеличению,
а иногда к уменьшению т3. Так, из графика изменения т3 в зависимости
от опережения подачи t для топлива азотная кислота+ фурфуриловый
спирт (рис. 5.12,6) видно, что для данного топлива опережение подачи
окислителя уменьшает т3, т. е. улучшает запуск. Величина рацйональ-
J5
25
75
мсек
+Горючее
<
0.5
\
О
О
V
Окислитель
V
а)
63 мсек
Рис. 5. 12. Влияние состава топлива (а) и опережения впрыска
на т3 (б)
ного опережения подачи того или иного компонента зависит от состава
топлива, а также от конструкции головки, так что для каждого топлива
и конструкции головки имеется свой наиболее целесообразный порядок
подачи компонентов.
Иногда при выборе опережения подачи горючего или окислителя
учитывают также, что при догорании несгоревшей в камере части горю-
горючего за соплом двигателя образуется мощный факел.
д) Прочие влияния. На Тз и запуск двигателя, кроме указан-
указанных основных факторов, оказывают влияние также физические свойства
топлива, перепад давления на форсунках Арф (увеличение Арф обычно
уменьшает т3), форма и объем камеры, количество подаваемого компо-
компонента (увеличение количества подаваемого топлива часто приводит
к уменьшению т3), многократность запуска и т. д.
Остановка двигателя
Требования к последовательности остановки ЖРД определяются
его назначением. При этом предусматривается либо остановка двигателя
полной выработкой компонентов из баков, либо принудительная оста-
остановка путем закрытия в заданный момент отсечных клапанов топлива.
Работа двигателя до полной выработки компонентов применяется
на ЗУРах, торпедах и в некоторых случаях на начальных ступенях мно-
многоступенчатых ракет.
Принудительная остановка двигателя необходима на баллистиче-
баллистических или космических ракетах, когда двигатель должен прекратить
работу в заданный момент, например при достижении ракетой опреде-
определенной скорости. При этом часто двигатель сначала переводится на ре-
режим меньшей тяги, а затем полностью отключается. Для прекращения
подачи топлива используются пневмогидравлические или пиротехниче-
пиротехнические отсечные клапаны. Важным критерием качества принудительной
остановки двигателя является величина так называемого импульса
последействия.
212

5.5. ИМПУЛЬС ПОСЛЕДЕЙСТВИЯ
Импульсом последействия /п называется величина им-
импульса двигателя с момента поступления команды на закрытие отсеч-
отсечных клапанов до полного прекращения работы двигателя, т. е.
$ E.18)
о
где Р — тяга двигателя;
т — время с момента поступления команды на закрытие отсечных
клапанов до полного прекращения работы двигателя.
Наличие импульса последействия сильно влияет на точность выве-
выведения космического корабля на орбиту или полета ракеты к заданной
цели. -
Идеальным было бы полное отсутствие импульса последействия
(/п=0). В реальных условиях, однако, определенный импульс после-
последействия неизбежен, причем величина его зависит от целого ряда конст-
конструктивных и эксплуатационных параметров и трудно поддается точ-
точному расчету.
Рассмотрим от каких основных факторов зависит величина импульса
последействия.
Выразив тягу через тягу в пустоте, получим из выражения E.18)
Так как обычно выключение двигателя производится на большой вы-
высоте, где давление ри близко к нулю, вторым слагаемым можно пре-
пренебречь и считать
1
J = Г/> GrfT. E.20)
п J ' уд.п
Изменение расхода топлива G за время т определяется, во-первых, за-
законом перекрытия отсечных клапанов, а после их закрытия — условиями
вытекания жидких и испарившихся компонентов из полостей камеры
двигателя и прилегающих участков трубопроводов до отсечного клапана.
За это же время т изменяется удельная тяга в пустоте вследствие
ухудшения р как в результате ухудшения качества процесса сгорания
с уменьшением давления в камере сгорания, так и вследствие изменения
- соотношения компонентов v. Следует подчеркнуть, что при неизменном р
давление Яуд.п с уменьшением расхода G также не изменяется, так как
в пустоте удельная тяга не зависит от расхода топлива.
Схематически изменение тяги в пустоте Рп=|-Руд.п* G в течение вре-
времени т можно представить в виде графика, представленного на рис. 5.13.
При этом период времени т в соответствии с сущностью процессов,
определяющих тягу, упрощенно можно представить в виде суммы
E.21)
Соответственно и импульс последействия также представим в виде
суммы
+ Л4- E-22)
Рассмотрим составляющие времени х и оценим соответствующие
слагаемые импульса последействия.
т — время инерции камеры. В течение этого времени камера
сгорания работает еще за счет превращения жидкого топлива, имеюще-
213

гося в камере в момент подачи команды на отсечку клапанов. Дело
в том, что в любой момент работы двигателя в камере сгорания имеется
запас топлива, равный произведению секундного расхода на время пре-
превращения х (см. § 3.1). Независимо от того, началось в этот момент
закрытие отсечных клапанов или нет, тяга двигателя при дальнейшем
превращения этого запаса топлива остается неизменной. Вследствие этого
в течение некоторого времени ть прошедшего лосле поступления
команды на закрытие клапанов, тяга двигателя Рп остается неизменной
и равной тяге двигателя до момента начала отсечки двигателя. Время
ti можно считать равным времени превращения, т. e.ti = 0,003-f-0,008 сек.
Величина импульса последействия за время Х\ равна
•^ ni==='ni'l'i" E.23)
/ / V//////7777// '7///////////////7/\ V///A У/////////// 7А
О
*з \
Рис. 5. 13. К оценке импульса последействия
Величина /ni будет тем меньшей, чем меньше тяга двигательной
установки перед остановкой двигателя. Поэтому для уменьшения состав-
составляющей /П1 и, как мы увидим дальше, всех остальных слагаемых сум-
суммарного импульса последействия двигатель необходимо останавливать
на режиме возможно меньшей тяги. Для этого используется ступен-
ступенчатая остановка двигателя. Иногда для уменьшения импульса после-
последействия сперва выключают основные двигатели и «доводят» ракету
до заданной скорости с помощью рулевых двигателей, которые, имея
малую тягу, имеют соответственно и небольшую величину импульса
последействия.
%2 — время на закрытие отсечного клапана. В течение
этого времени расход топлива падает от номинального до нуля. Время
t2 определяется типом отсечного клапана и его конструкцией. Для пнев-
моклапанов Т2 = 0,1~0,3 сек; для пироклапанов оно значительно меньше
и составляет 0,001—0,005 сек.
Хотя закрытие клапана начинается с момента подачи сигнала на
отсечку, время t2 следует отсчитывать непосредственно за временем ть
так как изменение расхода при перекрытии клапанов начнет сказы-
сказываться на тяге двигателя со смещением на истинное время превращения,
т. е. со смещением на время ть Величина импульса последействия за
время Х2 равна
}yK.u2G2dT. E.24)
Для определения Ju2 по формуле E.24) необходимо для данной кон-
конструкции клапана знать закон изменения расхода G по времени за-
закрытия.
Значение Руд.п можно считать неизменным и равным значению
Яуд.п на номинальном режиме работы (некоторым изменением РуД.п за
счет ухудшения процесса сгорания в камере пренебрегаем).
214

При отсечке подачи топлива пироклапаном тяга падает значи-
значительно быстрее (пунктир на рис. 5.13). Соответственно и импульс
последействия 1л2 при применении пироклапанов будет, очевидно
меньше.
Тз — время работы камеры за счет поступления
компонентов, оставшихся в полостях после закрытия
клапанов. После закрытия клапанов в полостях трубопроводов и ка-
камеры двигателя на участках от отсечных клапанов до форсунок (кол-
(коллекторы камеры, охлаждающий тракт, полости головок и т. д.) остаются
компоненты топлива. Так как наружное дав-
давление близко к нулю, величина давления в по-
полостях также падает до значений, 'При которых
начинается кипение компонентов. В резуль-
результате в полостях устанавливается давление,
равное давлению насыщенных паров компо-
компонента при его температуре. Под действием дав-
давления насыщенных паров, а также вследствие
давления столба жидкости и действия сил
ускорения в камеру сгорания начинают вытес-
вытесняться жидкие или испарившиеся компоненты
(в зависимости от места нахождения компо-
компонента по отношению к форсункам). В камере
поступившие компоненты сгорают, и истечение
продуктов сгорания дает тягу Рпз.
Величина Тз в зависимости от физических
свойств компонентов топлива, температуры их
и объема полостей изменяется в широких пре-
пределах — от нескольких до десятков секунд.
Составляющая импульса последействия
(рис. 5.14) за это время
E. 25) Рие- 5. 14. К возникновению
составляющей импульса по-
последействия /пз-
/—пары окислителя; 2—пары
горючего; 3—отсечной клапан
В первом приближении незначительным
давлением столба жидкого компонента и дей-
действием сил инерции на расход можно пренебречь и считать, что в тече-
течение времени Тз расход через форсунки определяется только величиной
давления насыщенных паров. Давление насыщенных паров зависит от
температуры компонентов и в течение времени тз его можно считать
постоянным. При этом будет постоянным и расход компонентов через
форсунки.
Удельная тяга в пустоте Руд.пз зависит от соотношения компонентов
и качества процесса в камере сгорания и при постоянном отношении
расходов компонентов также может считаться величиной постоянной.
Тогда
•* пЗ —
— "пЗТ
пЗТ3*
E.26)
Величину /дз можно снизить, во-первых, путем уменьшения общего
количества топлива, остающегося в полостях, т. е. за счет уменьшения
объема полостей. Для этого необходимо располагать отсечные клапаны
возможно ближе к камере двигателя. Если по каким-либо соображе-
соображениям (прочностным, технологическим и т. д.) в головке или охлаждаю-
охлаждающем тракте оставлены объемы, уменьшение которых не повлияет на ка-
качество протекания процесса, эти объемы желательно уменьшить, запол-
заполнив их каким-либо легким материалом.
215

Для уменьшения /пз примерно вдвое можно также использовать
дренаж полостей; при этом дренажные отверстия в полостях откры-
открываются одновременно с закрытием отсечных клапанов. Можно также
применить продувку полостей газом, инертным по отношению к компо-
компонентам.
Т4 — время истечения из камеры сгорания послед-
последней порции топлива. В течение этого времени тяга двигателя па-
падает от величины Рпз до нуля. Так как в связи с кипением топлива в по-
полостях последняя порция топлива поступит в газообразном состоянии,
время т4 можно принять равным условному времени пребывания тусл,
или 0,0015—0,005 сек.
Составляющая импульса последействия за время т4
] j*.*fi4d%. E.27)
Принимая, что тяга за время t4 падает по прямой, приближенно
получим
Так как Рл3 и т4 сравнительно невелики, величина /П4 значительно
меньше остальных составляющих импульса последействия и учет ее при
практических расчетах суммарного импульса последействия имеет ско-
скорее академический характер.
Произведем сравнительную оценку составляющих импульса после-
последействия. Величины /П1 и /П4 невелики вследствие малого времени дей-
действия ti и Т4. При использовании пироклапанов, вследствие очень малого
времени их срабатывания тг, величина /п2 также незначительна и тогда
главной составляющей суммарного импульса последействия становится
/пз — импульс последействия, возникающий вследствие работы камеры
двигателя на компонентах, оставшихся в полостях после закрытия от-
отсечных клапанов.
В случае использования отсечных пневмоклапанов вследствие срав-
сравнительно большого времени их закрытия Тг величина /д2 становится со-
сопоставимой с величиной /дз, что приводит к увеличению суммарного
импульса последействия.
Снизить величину полного импульса последействия можно, исполь-
используя все факторы, способствующие уменьшению его составляющих,
а именно:
1. Выключение двигательной установки на режиме возможно мень-
меньшей тяги. Это приводит к уменьшению всех составляющих импульса
последействия.
2. Применение отсечных пироклапанов, имеющих малое время
закрытия Т2.
3. Уменьшение объема полостей на участке от отсечного клапана
до форсунок.
4. Включение дренажа полостей после отсечки подачи компонентов.
5. Продувка камеры и полостей.
5.6 РАСЧЕТ КАМЕРЫ ДВИГАТЕЛЯ НА ПРОЧНОСТЬ
Камера двигателя может разрушаться по двум причинам: при недо-
недостаточной прочности и при потере формы. В первом случае разрушение
произойдет вследствие возникновения в элементах оболочки напряже-
напряжений, превышающих временное сопротивление материала, что может
явиться результатом недостаточной общей несущей способности или не-
недостаточной прочности отдельных элементов камеры (скреплений, обо-
216

лочек и т. д.). Во втором случае прогиб оболочек приводит к увеличе-
увеличению сечения охлаждающего тракта и нарушению режима охлаждения.
В результате уменьшения скорости охладителя условия охлаждения
ухудшаются [4. 1], температура внутренней оболочки растет, а это в свою
очередь приводит к дальнейшему увеличению прогиба и ухудшению
охлаждения. В конце концов, температура газовой стенки повышается
до температуры плавления и камера разрушается вследствие прогара
оболочки. Практика показывает, что при редких связях камера обычно
становится неработоспособной еще до возникновения в элементах обо-
оболочки разрушающих усилий и прогорает вследствие большого прогиба
оболочек. Т. е. вторая причина разрушения камеры характерна для
ЖРД, имеющего камеру с редко расположенными скреплениями. При
частых же связях причиной разрушения является потеря общей несущей
способности камеры или недостаточная прочность ее отдельных
элементов.
Особенности условий работы и расчета камер ЖРД на прочность
Специфика прочностных расчетов камеры ЖРД вытекает из осо-
особенностей конструктивных форм камеры двигателя и условий ее работы.
Первая особенность состоит в том, что обычно камера дви-
двигателя является двухстенной, скрепленной связями, оболочкой, находя-
находящейся под силовым и температурным воздействием.
Схематически способы скрепления двухстенных оболочек можно
разделить на три основных типа (рис. 5. 15): продольные, винтовые и то-
точечные. Тип скрепления имеет существенное значение при расчетах
оболочки на местные прогибы. При расчетах же на общую несущую спо-
способность он существенной роли не играет.
а) б) 6)
Рис. 5. 15. Типы скреплений двухстенных оболочек:
а—продольные; б—винтовые; б—точечные
При работе ЖРД температуры наружной и внутренней оболочек
различны и переменны как вдоль оболочки, так и по ее толщине.
На рис. 4.1 показан типичный график изменения температуры оо тол-
толщине наружной и внутренней оболочек камеры, откуда видно, что в наи-
наиболее тяжелых температурных условиях работает внутренняя оболочка.
Средняя температура ее много выше, чем у наружной оболочки и, кроме
того, значительно изменяется температура по толщине ее (тем больше,
qeM больше тепловой поток q^ через стенку и чем меньше теплопровод-
теплопроводность стенки).
При таких температурных условиях работы в стенках возникают
большие температурные напряжения и ухудшаются механические свой-
свойства материала. Ввиду этого при прочностных расчетах камеры ЖРД
необходимо учитывать температуру и неравномерность ее по толщине
внутренней оболочки, а также изменение механических свойств мате-
материала при повышении температуры.
Вторая особенность состоит в том, что разность Ар между
давлением в охлаждающем тракте рохл и статическим давлением в ка-
камере /?к, а также температура внутренней стенки t'cp переменны по длине
камеры двигателя (рис. 5.16).
217

охладитель
Из рассмотрения изменения Ар и t'cp видно, что с точки зрения
прочности внутренней оболочки в наиболее трудных рабочих условиях
находятся следующие ее участки: в камере сгорания, где давление р2
наибольшее; у среза сопла, где наибольшая разность давления А/?,
и участки около критического сечения, где в связи с высокой температу-
температурой стенки прочностные свойства металла наихудшие.
Вследствие этого прочностные расчеты внутренней оболочки ^необ-
ходимо проводить минимум для двух сечений: сечения наибольшей раз-
разности давлений Ар и сечения наибольшей температуры внутренней
оболочки.
Третья особенность условий работы и расчета камеры двига-
двигателя на прочность состоит в том, что расчет по допускаемым напряже-
напряжениям не всегда приемлем. Дело
в том, что одни только температур-
температурные напряжения в стенках камеры
могут значительно превосходить
предел упругости, так что материал
камеры двигателя работает в обла-
области пластических деформаций при
одновременном силовом и темпера-
температурном воздействии.
При проведении прочностных
расчетов в пластической области
работы для высокопластичных мате-
материалов (каковыми являются мате-
материалы, используемые для камер
ЖРД) судить о степени надежности
работы конструкции по величине
возникающих напряжений очень
трудно, так как в этой области не-
небольшие изменения напряжений со-
соответствуют большим деформациям,
тогда как сами напряжения еще
Рис. 5.16. Распределение Давлении и достигают предела прочности,
гпрпней темпеоатуры внутренней оболоч- •"• г ^ г
СреДки по длине камеры Однако, как отмечалось выше, эти
деформации могут оказаться доста-
достаточными, чтобы привести к нарушению режима работы двигателя, и, как
следствие, к прогару его. Поэтому основным критерием пригодности
камеры ЖРД целесообразно считать не значения возникающих напря-
напряжений, а величину деформаций как оболочки в целом, так и отдельных
ее элементов.
Наконец, четвертой особенностью является то, что проч-
прочностные расчеты камеры ЖРД имеют характер проверочного расчета.
Все основные размеры оболочек, способы скреплений, а также на-
нагрузки на оболочку и температуры ее определяются в первую очередь
условиями надежности системы охлаждения и обеспечения заданной тяги
двигателя и лишь затем — условиями прочности.
Если какие-либо элементы камеры не удовлетворяют условиям
прочности, мы не можем изменять их размеры без введения существен-
существенных поправок в расчет охлаждения или тепловой расчет камеры. Так,
например, мы не можем увеличить толщину стенки внутренней обо-
оболочки, так как при этом резко изменятся условия охлаждения.
Порядок прочностного расчета камеры ЖРД
Исходя из изложенных выше особенностей условий работы и расче-
расчетов камеры ЖРД на прочность наиболее целесообразным представ-
218

ляется следующий порядок проведения 'прочностных расчетов ка-
камеры ЖРД.
Прежде всего производится расчет на общую несущую спо-
способность скрепленной оболочки камеры двигателя. При этом обо-
оболочка камеры рассматривается как составной скрепленный тонкостен-
тонкостенный сосуд, находящийся под воздействием давления в камере.
После этого расчетом определяются местные прогибы внут-
внутренней оболочки в камере сгорания, в критическом сечении и у среза
сопла. Местные прогибы не должны достигать величины, при которой
нарушается режим охлаждения камеры и становится возможным про-
прогар стенки. Если скрепления оболочки редки, то вместо расчета на мест-
местные прогибы необходимо проводить расчет внутренней оболочки на
устойчивость.
Расчет на местные прогибы, так же, как и расчет скреплений, дол-
должен проводиться при двух режимах нагружения: на рабочем режиме,
при котором из-за высокой температуры стенок прочностные свойства
их материала ухудшены, и на режиме гидроопрессовки, применяемой
при технологических испытаниях. Режимы, близкие к режиму гидро-
гидроопрессовки, когда перепад давлений Ар наибольший, могут возникать и
при работе двигателя в момент запуска, когда давление в камере сгора-
сгорания еще не поднялось и стенка еще холодная, а в охлаждающем тракте
уже создано высокое давление.
При очень часто расположенных скреплениях расчет на местные
прогибы теряет смысл, так как в этом случае невозможен настолько
большой прогиб внутренней оболочки, который привел бы к нарушению
режима охлаждения.
Толщина внутренней оболочки в этом случае невелика и поэтому
влияние ее на общие прочностные свойства камеры незначительно.
Основную нагрузку несет наружная оболочка и поэтому в первом при-
приближении 'прочностные свойства оболочки камеры двигателя можно
оценивать исходя из расчета только ее наружной оболочки.
При этом она рассчитывается обычными методами как тонкостенная
оболочка с учетом изменения прочностных свойств материала прн по-
повышенных температурах, которые могут доходить до 300—400° С.
Затем рассчитывается на прочность головка, крепления головки
и опор к камере сгорания, скрепления и т. д. Если форсунки крепятся
пайкой, то днище рассчитывается как двустенная система со скрепле-
скреплениями (форсунками). Если же форсунки завальцованы, то целью рас-
расчета является определение условий, приводящих к нарушению герме-
герметичности крепления форсунок.
Подробно методика прочностных расчетов ЖРД рассмотрена в ра-
работах [111], [104], [103].
5.7. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Поскольку ЖРД является двигателем летательного аппарата, он
должен обеспечивать возможно большую для заданного топлива удель-
удельную тягу при возможно меньшей массе самого двигателя.
Для удовлетворительно спроектированного двигателя потери удель-
удельной тяги на расчетном режиме работы составляют 3—5%, что соответ-
соответствует коэффициенту удельной тяги ф = 0,95—0,97.
Удельный вес (отношение массы установки к тяге) двигательной
установки одноразового действия без баков составляет величину по-
порядка 7—10 кг/Т. Для двигательных установок малых тяг, а также для
установок, в которых предусмотрено выполнение специальных требова-
требований (многократность запуска и остановки, глубокое регулирование
219

и т. д.), удельный вес превышает указанные пределы и может доходить
до 30—50 кг/Т. Для двигательных установок больших тяг величина
удельного веса приближается к нижнему пределу G—10 кг/Т) [24].
Удельный вес камеры двигателя составляет примерно одну треть
от удельного веса установки без баков.
Высокие значения коэффициента удельной тяги при малом удель-
удельном весе достигаются путем рационального проектирования всех эле-
элементов камеры двигателя. При этом часто приходится решать задачу
одновременного удовлетворения трудносовместимых требований. Так,
например, профилированное сопло с наименьшими потерями может не
обеспечить требований по массе и не укладываться в допускаемые габа-
габариты установки; применение камеры сферической формы, имеющей наи-
наименьшие поверхность охлаждения и массу, может вызвать неоправдан-
неоправданные технологические трудности и т. д.
Универсальных рекомендаций при решении подобных задач дать
невозможно. В каждом частном случае приходится находить оптималь-
оптимальное решение в зависимости от поставленных конкретных условий по
удельной тяге, габаритам, массе, надежности установки и т. д.
Приведем некоторые дополнительные соображения, касающиеся
выбора материалов, а также проектирования отдельных элементов
двигателя.
Выбор материала. Материал камеры двигателя должен быть
по возможности более прочным, легким и обладать хорошими иласти-
ческими свойствами. Для материала внутренней оболочки желательно
сочетание высокой теплопроводности и удовлетворительных прочностных
свойств при высоких температурах, однако, как правило, жаропрочные
сплавы имеют плохую теплопроводность. Для внешней оболочки тепло-
теплопроводность большого значения не имеет и поэтому здесь главным тре-
требованием к материалу является его высокая прочность и возможно мень-
меньшая плотность. В некоторых случаях, при высокотеплопроводных скреп-
скреплениях, температура наружной оболочки может достигать 300—400° С
и тогда материал должен обладать достаточно хорошей жаропрочностью.
Кроме того, в зависимости от типа конструкции и применяемых
компонентов, материал должен удовлетворять условиям свариваемости,
кислотостойкости и не являться катализатором.
Применение насадок к соплу. В современных двигателях
большой высотности иногда применяются насадки сопловой части. Та-
Такие насадки увеличивают степень уширения сопла, что соответственно
повышает удельную тягу. Так, например, в двигателе AJ10-104 приме-
применение насадка увеличивает степень уширения с 20 до 40. При этом удоб-
удобство насадка заключается в том, что земные испытания и доводка дви-
двигателя производятся без него. Насадки обычно изготавливаются из
жаропрочных сплавов на основе титана или ниобия и не имеют спе-
специальной системы регенеративного охлаждения. Для охлаждения на-
насадков часто используется аблятивное либо радиационнре охлаждение.
Основные трудности при применении насадков состоят, во-первых,
в их малой жесткости. Для обеспечения достаточной жесткости на на-
наружной поверхности выполняют специальные ребра жесткости. Имеются
предложения по использованию для насадков очень тонкостенных
скрепленных оболочек, одно из сечений которых показано на рис. 4.26, д.
Эквивалентная толщина этих материалов (называемых иногда «косми-
«космическими» материалами) составляет 0,4—0,5 ми [33].
Определенные трудности при использовании насадков связаны
со стыковкой насадка с основной камерой, а также с необходимостью
тщательной организации пристеночного слоя во избежание образования
у стенок насадка высокотемпературных «языков» продуктов сгорания,
резко нарушающих условия его охлаждения.
220

Однокамерные и многокамерные двигательные
установки. При одной и той же тяге однокамерный двигатель боль-
большей тяги требует большего времени на доводку, чем многокамерная
связка двигателей. При этом также повышается вероятность возник-
возникновения высокочастотных колебаний. Кроме того, связка двигателей
имеет меньшие габаритные размеры по высоте и лучше заполняет объем
двигательного отсека. Масса связки сопоставима с массой однокамер-
однокамерного двигателя.
Однако увеличение числа камер приводит к увеличению количества
различных агрегатов, обеспечивающих работу двигателя, что снижает
надежность установки. При применении двигательных установок замкну-
замкнутой схемы (см. гл. VIII) увеличение числа камер может сильно затруд-
затруднить подачу высокотемпературных продуктов сгорания из турбины ТНА
в камеру сгорания.

Глава
VI
ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
Двигательная установка состоит из камеры двигателя и системы
подачи. В свою очередь систему подачи можно разделить на три основ-
основные части.
1. Агрегат для создания давления подачи компонента.
2. Система агрегатов и трубопроводов, обеспечивающих запуск,
остановку и работу двигателя. В общем случае такая система будет
гидро-, пиро-, пневмоэлектросистемой. В каждом частном случае в си-
системе может отсутствовать пневматическая, электрическая или пиро-
пиротехническая часть.
3. Баки. (При турбонасосной системе подачи баки часто на схеме
двигательной установки не показывают, хотя и они являются составной
частью двигательной установки).
6. 1. СИСТЕМЫ ПОДАЧИ
В зависимости от назначения к ЖРД предъявляются различные
требования по величине тяги, продолжительности и условиям работы.
Это приводит к большому разнообразию применяемых способов подачи
компонентов и схем двигательной установки в целом. В настоящее
время можно привести несколько десятков типов двигательных устано-
установок, отличающихся схемой, топливом, способом его подачи, конструк-
конструкцией основных агрегатов (камера, сопло, ТНА) и т. д.
Одним из важных элементов, характеризующих двигательную уста-
установку в целом, является система подачи.
По типу агрегата, создающего давление подачи, различают тур*
бонасосную и вытеснительную системы подачи.
Наиболее распространенными в ЖРД яляются турбонасосные си-
системы, обеспечивающие подачу компонентов в широком диапазоне дав-
давлений и расходов. Элементарная схема турбонасосной системы подачи
представлена на рис. 6.1.
Компоненты из баков / поступают к насосам 4 и подаются в камеру
сгорания 5. Главным элементом системы подачи является турбонасос-
ный агрегат (ТНА), с помощью которого создается необходимое давле-
давление подачи компонентов и обеспечивается заданный расход.
В зависимости от дальнейшего использования рабочего тела, вышед-
вышедшего из турбины ТНА, двигательные установки с ТНА разделяют на
работающие то открытой и по замкнутой схеме. В установках,
работающих по открытой схеме, рабочее тело из ТНА через выхлопные
патрубки 6 выбрасывается в атмосферу. При замкнутой схеме (иногда
такие схемы называют также закрытыми или схемами с дожи-
дожиганием) отработавшее в турбине рабочее тело поступает в камеру
222

сгорания (дожигания), где дожигается и используется для создания
тяги (см. гл. VIII).
В последнее время исследуется возможность применения газоструи-
ных насосов для подачи компонентов в ЖРД [13].
Меньше распространены вытеснительные системы, в которых ком-
компоненты вытесняются из баков с помощью аккумулятора дав-
давления.
Рис. 6. 1. Элементарная схема установки
с ТНА:
/—баки; 2—газогенератор; 3-турбина; 4—насосы; 5—-камера
двигателя; 5—выхлопной патрубок
Вытеснительные системы подачи разделяют по типу аккумулятора
давления на газобаллонные и системы с пороховым (ПАД) или жидкост-
жидкостным (ЖАД) аккумулятором давления (см. §9.6). Элементарные схемы
вытеснительных систем приведены на рис. 9.2, 9. 23 и 9. 29.
Основное преимущество турбонасосных систем состоит в том, что
топливные баки не находятся под давлением подачи компонентов. Это
позволяет выполнить топливные баки большого объема при сравнительно
небольшой массе. Недостаток турбонасосных систем состоит в относи-
относительной сложности ТНА.
1
ии
50
20
10
\
%
1
А
/
/
/
/
/
-
г
/г
в
500 1000 2000 5000 WOQO
Тяга S к Г
ЬОООО
Рис. 6. 2. Области применения насосных и вытеснительных си-
систем подач:
Л—вытеснительная подача; В—подача с ТНА
Вытеснительные системы в целом проще, однако главный их недо-
недостаток заключается в том, что при этом топливные баки находятся под
давлением подачи компонентов. Вследствие этого растет необходимая
толщина стенок баков и их масса, что решающим образом сказывается
на массе всей двигательной установки как при увеличении времени ра-
работы ЖРД (т. е. объема баков), так и при увеличении необходимого
давления подачи. Поэтому двигательная установка с вытеснительной
223

системой может успешно конкурировать с установкой, имеющей турбо-
насосную систему подачи, только при небольшом общем импульсе уста-
установки Рх (т. е. небольших объемах топливных баков) и при невысоких
давлениях в камере (т. е. при невысоких давлениях подачи).
На рис. 6.2 показаны области рационального применения турбо-
насосной и вытеснительной газобаллонной систем подачи холодным га-
газом в зависимости от тяги и продолжительности работы двигателя (ана-
(анализ работы двигательных установок с вытеснительной системой подачи
приведен в гл. IX).
6. 2. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
С ТУРБОНАСОСНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ
Основные способы получения рабочего тела для ТНА
Одним из основных признаков, определяющих различие турбо-
насосных систем подачи, является способ получения рабочего тела для
привода ТНА. По этому признаку турбонасосные системы подачи можно
разделить на:
а) системы с жидкостным газогенератором (ЖГГ), в котором рабо-
рабочее тело образуется в результате сгорания горючего и окислителя;
Z 3 4-56 7 8 9 10 11 12 13 14 15
Рис. 6. 3. Обобщенная схема системы подачи с ЖГГ:
/—бак горючего; 2, 4—отсечные клапаны ЖГГ; 5—ЖГГ; 5—регулятор соотношения компонентов
в ЖГГ; 6, 18, 20, 26—отсечные клапаны; 7—турбина; 8—насос горючего; 9, 13, 24, 25—дроссели: 10—
ЖГГ наддува бака горючего; 11, 12—отсечные клапаны ЖГГ наддува; 14—регулятор соотношения
компонентов; 15—испаритель; 16—выхлопной патрубок; 17—камера сгорания; 19—бак окислителя;
21 — пусковой ПАД; 22 — насос окислителя; 23 — регулятор давления в камере;
жидкость, давление; ====-газ
б) системы с парогазогенератором (ПГГ), в котором рабочее тело
образуется в результате разложения компонентов (перекись водорода,
изопропилнитрат, НДМГ и т. д.);
в) системы с приводом турбины паром, образующимся в охлаждаю-
охлаждающем тракте;
г) системы с приводом турбины горячими газами, отбираемыми из
камеры сгорания;
д) системы с приводом турбины продуктами сгорания пороха.
Наибольшее распространение получили системы с ЖГГ и ПГГ.
224

Жидкостные газогенераторы обычно работают на основных ком-
компонентах ЖРД и поэтому главным их достоинством является отсутствие
необходимости в размещении на борту ракеты третьего компонента.
Компоненты в ЖГГ обычно подаются теми же основными насосами,
которые подают компоненты в камеру ЖРД (рис. 6.3). Однако при этом
возникает необходимость в специальном устройстве для раскрутки ТНА
при запуске.
Системы с ПГГ (рис. 6.4) весьма надежны в работе. Кроме того,
при использовании ПГГ, работающего, например, на продуктах разло-
разложения перекиси водорода, упрощается проблема запуска всей установки.
Однако большим недостатком такой системы является необходимость
I ?
/4 JS '6 17 18 /9 20 21
[23 45 6
10 11 12 13 /4 15 16 17 78 79 20 21
23 ?Ь 25 Z
Рис. 6. 4. Обобщенные схемы систем подачи с ПГГ:
а—вытеснительная подача перекиси; б—насосная подача перекиси:
/—воздушный (или газовый) аккумулятор давления; 2—отсечной клапан; 3—редуктор наддува, 4—
бак окислителя; 5—бак. горючего; 6—бак перекиси; 7—отсечной клапан перекиси; 8—регулятор дав-
давления в камере; 9—ПГГ; 10, 11, 18, 19— отсечные клапаны; 12—турбина; 13—насос горючего; 14—
насос окислителя; 15— зыхлопной патрубок; 16, 21—дроссели; 17—регулятор соотношения компонентов;
20—камера; 22—редуктор подачи; 23—обратный клапан; 24—газ от наземной системы запуска; 25—
разъем; 26—насос перекиси
иметь на борту ракеты третий компонент для питания ПГГ, так как, как
правило, основные компоненты ЖРД неприменимы для разложения
в ПГГ. Это приводит к потребности в дополнительной емкости и отдель-
отдельной системе агрегатов и магистралей для заправки емкостей и подачи
рабочего тела в ПГГ, что усложняет двигательную установку и затруд-
затрудняет ее эксплуатацию. Вследствие этого недостатка парогазогенера-
торы вытесняются ЖГГ, работающими на тех же компонентах, что
и ЖРД.
Привод турбины ТНА парами одного из компонентов, образующи-
образующимися в системе охлаждения, находит применение в связи с использова-
использованием водорода в качестве охладителя (см. рис. 8.7). Как мы увидим
ниже (§ 8.2) недостатком такого способа привода ТНА является огра-
ограниченная работоспособность пара, что ограничивает возможную вели-
величину давления подачи компонентов, а следовательно, и давления в ка-
камере. Однако при сравнительно невысоких давлениях в камере, порядка
30—50 ата (^3—4 Мн/м2), применение этого способа вполне оправдано.
908
225

Привод турбины за счет отбора газа из камеры сгорания распро-
распространения не получил из-за трудностей, возникающих при отборе про-
продуктов сгорания из камеры двигателя. Однако по зарубежным данным
работы по осуществлению такого способа привода ТНА ведутся.
Привод турбины продуктами сгорания пороха, образующимися
в ПАДе, используется только для запуска ТНА.
Основные элементы двигательной установки с ТНА
На рис. 6.3 и 6.4 показаны обобщенные типовые схемы двигатель-
двигательных установок, имеющих турбонасосную систему подачи с ЖГГ или
ПГГ. Указанные схемы не принадлежат какому-либо определенному
двигателю и имеют целью показать разнообразные способы подачи ра-
рабочего тела в газогенератор и основные элементы установки, обеспечи-
обеспечивающие ее нормальную работу.
В зависимости от назначения двигательной установки может отпасть
необходимость в некоторых системах или агрегатах и могут быть приме-
применены другие способы обеспечения работы того или иного агрегата уста-
установки, однако в двигательной установке с ТНА всегда должны быть
предусмотрены следующие системы:
а) запуска и остановки;
б) наддува баков;
в) обеспечения заданного режима работы;
г) заправки и слива компонентов.
Кроме того, в некоторых случаях необходимо предусмотреть допол-
дополнительные системы, обеспечивающие выполнение специальных задач,
например, переход с одного режима работы на другой, работа установки
при выходе из строя одной из камер, управление направлением вектора
тяги, уменьшение импульса последействия и т. д.
Необходимый режим работы каждой из систем и их совместная
работа обеспечивается системой управления и регулиро-
регулирования ЖРД.
Рассмотрим коротко основные из указанных систем.
Системы запуска и остановки
Системы, обеспечивающие запуск и остановку ЖРД, в общем слу-
случае включают в себя: а) системы подготовки установки к запуску (про-
(продувки, захолаживания, подачи пусковых компонентов и т. д.); б) систему
агрегатов, обеспечивающих запуск и остановку (пусковые устройства —
стартеры, клапаны включения и отсечки подачи топлива, мембраны
и т. д.); в) разветвленную сеть различных блокировок, обеспечивающих
определенную последовательность срабатывания агрегатов.
Устройство системы запуска и остановки определяется принятым
способом раскрутки ТНА при запуске. В различных установках исполь-
используются следующие основные способы раскрутки ТНА.
Раскрутка ТНА с помощью пускового порохового акку-
аккумулятора давления ПАДа (пороховой стартер).
При этом для запуска ТНА электрической искрой поджигаются
пиропатроны, воспламеняющие порох в пусковом ПАДе 21 (см. рис. 6.3).
Продукты сгорания пороха из ПАДа поступают на лопатки турбины 7,
благодаря чему и происходит раскрутка ТНА.
Преимущество способа в сравнительной простоте пускового устрой-
устройства и в его надежности. Способ удобен при одноразовом запуске; пр,и
необходимости многократного запуска использовать пусковой ПАД прак-
практически трудно, хотя известны системы, в которых пусковой ПАД обес-
обеспечивает двухкратный запуск.
226

Раскрутка ТНА от наземной стартовой системы. При
этом от наземной системы 24 (рис. 6.4,6) подается сжатый газ или про-
продукты сгорания газогенератора, которыми и производится раскрутка
ТНА.
Преимущество способа в том, что при нем пусковая система не яв-
является бортовой системой ракеты, т. е. не увеличивает массы установки,
а недостаток в том, что он пригоден только при однократном запуске.
Кроме того, при этом способе должен быть обеспечен автоматический
разъем пневматической системы подачи рабочего тела от наземной уста-
установки на турбину.
Основное
топливо
13 в 12
7/ 12 13
Рис. 6. 5. Схема установки, обеспечивающей многократ-
многократный запуск:
/—насос окислителя; 2—насос горючего; 3-^гурбина; 4—выхлоп-
4—выхлопной патрубок; 5—ЖГГ; 5—камера двигателя: 7-—обратные кла-
клапаны; 8—пусковой бачок окислителя; 9—дроссельные шайбы: 10—
отсечные клапаны; //—пусковой бачок горючего; 12—поршень;
13—баллон со сжатым азотом
Для раскрутки ТНА в некоторых случаях используют также спе-
специальные пусковые газогенераторы (ЖГГ или ПГГ), имею-
имеющие свою вытеснительную систему подачи компонентов. Применение
пусковых газогенераторов удобно при необходимости многократного
запуска двигательной установки.
Для обеспечения многократного запуска применяются также си-
системы со специальными пусковыми бачками. При этом в качестве
пускового может служить основной газогенератор. Пример такой си-
системы многократного запуска, приведен на схеме рис. 6. 5.
По команде «Запуск» в пусковые бачки 8 к 11 из баллонов 13 по-
подается сжатый азот, который давит на поршни 12, снабженные пружи-
пружинами. Поршни в свою очередь давят на гибкие диафрагмы внутри
пусковых бачков, вытесняя компоненты топлива. Клапаны 10 откры-
открываются, компоненты поступают в ЖГГ 5 и оттуда продукты сгорания
поступают на турбину 3 турбонасосного агрегата. Турбина вращает
насосы ТНА 1 и 2, которые подают основные компоненты в двигатель 6
и в ЖГГ. При этом часть компонентов направляется в пусковые бачки 11
и нагнетается в них, пока гибкие диафрагмы и поршни не займут перво-
первоначальное положение. После этого пусковые бачки готовы к очередному
запуску двигателя. Все перечисленные операции после подачи команды
на запуск совершаются автоматически.
Остановка двигателя производится закрытием клапанов 10.
007

Если на борту ракеты имеется сжатый газ, то возможна раскрутка
ТНА сжатым газом. При этом сжатый газ (например, гелий)
подается из аккумулятора давления на лопатки турбины.
В двигательных установках баллистических ракет раскрутка ТНА
может также производиться за счет напора столба жидкости
в баках и входном трубопроводе.
Система принудительной остановки двигателя должна обеспечи-
обеспечивать целесообразный для данных компонентов порядок закрытия кла-
клапанов, а также меры, снижающие импульс последействия (см. § 5.5).
В некоторых двигательных установках (например, ЖРД для ЗУРов или
некоторых метеорологических ракет) специальная система остановки
может не предусматриваться, так что двигатель работает до полной вы-
выработки компонентов из баков.
Системы наддува баков
Наддув баков применяется для обеспечения бескавитационной
работы насосов, а также для получения необходимой устойчивости обо-
оболочки баков. Величина давления наддува бака определяется из условия
бескавитационной работы насоса, т. е. получения необходимого давления
на входе в насос /?вх.необх.
Давление жидкости на входе в насос рвх (или напор на входе
Нвх = Рвх/у) складывается из давления столба жидкости рст и абсолют-
абсолютного давления в баке над свободной поверхностью жидкости ръ. Учиты-
Рис. 6. 6. К определению давления столба жидкости на входе в ТНА и необхо-
необходимого наддува бака
вая потери давления А/?Вх в трубопроводах и арматуре, расположенной
на пути от бака до насоса, получим
^вх =
I LJ
\-И
F.1)
Рб_
у ¦ у
где Но — начальная высота
Для неподвижной ракеты /?Ct=Y#o,
столба жидкости в метрах.
Для двигателей ракет характерно такое взаимное расположение
баков и насосов (рис. 6.6), когда баки компонентов топлива располо-
расположены выше двигателя. Для самолетных ЖРД баки могут быть располо-
расположены и ниже насоса. В этом случае величина /?ст будет отрицательной.
Для различных компонентов величина рст получается различной.
При полете ракеты с действующим двигателем давление столба жид-
228

кости будет переменным. С одной стороны, за счет выработки компонен-
компонентов из баков уменьшается высота столба Я; с другой стороны, ракета
при работающем двигателе всегда движется с осевым ускорением /. При
этом ось ракеты может быть наклонена к горизонту под углом ф
(рис. 6. 6, а).
Тогда общая сила, действующая на основание столба жидкости
высотой Я,
Подставив Q = y/g, получим
/7СТ = Ну (-1 + sin <р) = My (k + sin cp), F. 2)
где величина k=j/g носит название осевой перегрузки ракеты.
Во время полета ракеты величины Ник изменяются примерно так,
как показано на рис. 6. 6, б. На закон изменения /?ст будет влиять также
изменение по времени угла наклона оси ракеты ф. Давление столба
жидкости будет минимальным после запуска двигателя; оно оказывается
меньшим, чем давление в момент старта ракеты. Для определения
Ятгат надо иметь данные о законе движения ракеты по траектории. Если
при расчете насоса по кавитации определена величина Рвх.необх, то по-
потребное давление в баке /?б должно быть таким, чтобы при минимальном
давлении столба жидкости было обеспечено необходимое давление
Рвх.необх» Т. е.
Рв = Лзх.необх — Рст min + Л/V F. 3)
Повышая давление наддува бака, можно увеличить допустимое
число оборотов насоса. Однако при этом возрастают массы баков и всей
системы наддува и масса затрачиваемого для этой цели газа. Поэтому
увеличение числа оборотов насоса за счет давления в баках возможно
лишь в известных пределах.
Потери давления в магистрали от бака до насоса АрВх определяются
по обычным формулам гидравлического сопротивления. Обычно вели-
величина давления наддува баков находится в пределах 2—6 ата
(^0,2—0,6Мя/ж2).
Применяются следующие способы наддува баков.
Наддув газом из аккумулятора давления (см. рис. 6.4,6).
Обычно для этой цели используются гелий, азот или воздух. Для умень-
уменьшения необходимого запаса газа иногда его подогревают перед пода-
подачей в бак.
Наддув парами компонентов (см. рис. 6.3). Такой спо-
способ рационален при работе двигателя на низкокипящих компонентах
(одном или обоих). При этом компонент поступает в испаритель 15
и оттуда в бак.
В ряде случаев рационален наддув с помощью жидкост-
жидкостного газогенератора (агрегат 10 на рис. 6.3). При этом для пре-
предотвращения догорания ЖГГ работает с избытком компонента, находя-
находящегося в наддуваемом баке.
Баки ЖРД ракет, активный полет которых проходит в атмосфере
(например, ЗУР), могут наддуваться за счет скоростного напора
воздуха.
При низкокипящих компонентах наддув баков может произво-
производиться также парами самого компонента, находящегося в баке. Такие
системы называют самогенерирующими.
99Q

Системы обеспечения необходимого режима работы двигателя
Необходимый режим работы двигателя обеспечивается различного
рода регуляторами.
К основным из них принадлежат регулятор изменения тяги (или
давления в камере сгорания) по заданному режиму полета ракеты и ре-
регулятор (стабилизатор) соотношения расходов компонентов в камеру
и в ЖГГ. Стабилизатор соотношения расходов компонентов в камеру
сгорания служит для поддержания заданного режима работы камеры
сгорания, а также заданных пределов температуры продуктов сгорания,
образующихся в газогенераторе.
Иногда для поддержания постоянной тяги устанавливается регуля-
регулятор постоянства давления в камере сгорания.
Для обеспечения заданного гидравлического сопротивления раз-
различных магистралей системы подачи, а следовательно, и заданного (при
данном напоре) расхода компонентов при проливке системы подби-
подбираются дроссельные шайбы (жиклеры) (см. например, дроссели 8, 13,
23, 25 на рис. 6.3).
6.3. ТЯГА И УДЕЛЬНАЯ ТЯГА
ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
При работе по открытой схеме тяга двигательной уста-
установки Рд.у складывается из двух составляющих: тяги Я, создаваемой
камерами двигателя и дополнительной тяги АЛгна, возникающей вслед-
вследствие истечения из патрубков ТНА рабочего тела привода ТНА, т. е.
РДу = Я + ДРТнА. F.4)
Величина добавки тяги, создаваемой патрубками, очень невелика
и обычно составляет 0,5—1,5% от тяги двигателей.
Удельная тяга двигательной установки Руд.д.у опре-
определяется как тяга установки, поделенная на полный расход компонентов,
поступающих в камеру сгорания G и затраченных на привод ТНА
ДС т. е.
Хотя в некоторых случаях выхлопные газы из ТНА и используются для
работы рулевых сопел (рис. 6.7), удельная тяга двигательной установки,
работающей по открытой схеме, всегда меньше удельной тяги камер дви-
двигателей вследствие менее эффективного использования компонентов,
расходуемых на привод ТНА. Дело в том, что температура и давление
рабочего тела в патрубках значительно ниже, чем в камере сгорания.
Соответственно и степень использования рабочего тела (т. е. удельная
тяга патрубков или рулевых сопел) при получении добавки тяги АРТИА
много ниже, чем в камере сгорания ЖРД.
Таким образом, хотя патрубки и дают некоторую дополнительную
тягу АЯтна, расходы при получении этой тяги непропорционально ве-
велики. При этом в зависимости от давления подачи и совершенства ТНА
потеря удельной тяги составляет 2—3% от удельной тяги двигателей.
Пределы давления в камере при работе по открытой схеме
Рассмотрим, как изменяется удельная тяга двигательной установки
при увеличении давления в камере сгорания (рис. 6.8). Если при фик-
фиксированном давлении на срезе ръ повышать давление в камере сгора-
сгорания р2, то удельная тяга камеры двигателя Руд согласно уравнению ха-
характеристики A.28) будет расти по кривой /. С ростом р2 в камере бу-
230

Рис. 6.7. ЖРД РД-119 «Космос».
/—рулевое сопло тангажа, 2, /5—рулевые сопла крена; 3, 13—рулевые сопла рыскания;
4г 5, //—газораспределители с электроприводами; 6—камера; 7—шар-баллон для сжа-
сжатого воздуха; 8—ТНА; 9— ПГГ; 10—рама; 12—монтажное кольцо рулевой системы;
14—съемная заглушка
231

дет расти и необходимое давление подачи: соответственно будут расти
необходимая мощность ТНА и расход рабочего тела для привода тур-
турбины. Согласно кривой 1 при высоких давлениях в камере сгорания
увеличение удельной тяги с ростом давления невелико. В то же время
расход рабочего тела на при-
привод турбины ТНА будет расти
пропорционально давлению в
камере (см. уравнения 8.51,
8.55). Так как рост удельной
тяги двигателей невелик, начи-
начиная с какого-то давления /?2opt
потери удельной тяги двига-
двигательной установки АЯуд.д.у за
счет расхода компонента на
привод ТНА будут выше, чем
прирост ее за счет увеличения
тяги двигателей. Очевидно, что
дальнейшее увеличение давле-
Рис. 6. 8. Изменение Яд у двигательной уста-
установки открытой схемы с ростом давления
в камере
ния в камере сгорания не имеет
смысла.
Величина /?2opt зависит от
совершенства работы ТНА
в целом, а также от вида дроссельной характеристики заданного двига-
двигателя. Реальные значения p2opt находятся в пределах 100—150 ата
(^10—15 Мн/м2). По мере улучшения КПД насосов и турбины увеличи-
увеличивается и /?2opt, однако уже при давлениях, меньших, чем p2opt сильно
возрастают преимущества установок, работающих по замкнутой схеме
(см. гл. VIII). Поэтому даже при весьма совершенном ТНА не всегда
целесообразно выполнять двигательную установку с высоким давлением
в камере сгорания, работающую по открытой схеме.
6. 4. ТОПЛИВНЫЕ БАКИ
В зависимости от способа подачи компонентов различают два основ-
основных типа баков.
Нагруженные баки, т. е. баки, которые при работе ЖРД на-
находятся под высоким давлением подачи компонентов. Такие баки при-
применяются при вытеснительных системах подачи.
Разгруженные баки, т. е. баки, не находящиеся под высоким
давлением при работе ЖРД. Такие баки применяются при системах
подачи с ТНА. Давление в разгруженных баках не превосходит 3—6 ата
и определяется условиями обеспечения устойчивости баков и бескави-
тационной работы насосов.
Так как баки составляют по своим размерам наибольшую часть
ракеты, то они часто используются в качестве силового элемента кон-
конструкции ракеты, воспринимающего усилия, действующие на нее. Такие
баки называются несущими баками.
При проектировании баков стремятся обеспечить следующие основ-
основные требования.
1. Баки любой конструкции должны быть возможно легче. С умень-
щением массы баков снижается масса ракеты и улучшаются ее техниче-
технические характеристики (например, дальность полета при данных разме-
размерах). Это требование особенно важно учитывать при проектировании
ЖРД с нагруженными баками, так как масса их всегда составляет
большую часть массы конструкции всей ракеты.
Облегчение конструкции баков достигается использованием проч-
прочных и легких материалов, а также путем выбора наиболее рациональной
формы баков.
232

2. Баки должны обладать устойчивостью против коррозии. Это тре-
требование приобретает особую важность яри работе ЖРД на агрессивных
компонентах и в том случае, когда необходимо длительное хранение
компонентов в баках.
3. Баки должны быть просты в изготовлении и удобны в эксплуа-
эксплуатации.
Взаимное расположение и форма баков
На рис. 6.9 приведены различные схемы расположения баков.
Взаимное расположение баков горючего и окислителя обычно опреде-
определяется условиями центровки ракеты. В некоторых случаях при разме-
размещении баков учитывается также требование создания необходимого
напора на входе в ТНА для обеспечения бескавитационной работы
насосов.
т
J
1
)
Рис. 6.9. Схемы расположения баков:
а, б—раздельное; в, г—объединенное; д—'Концентрическое; е—спиральные баки
Наиболее распространена схема раздельного расположения
баков горючего и окислителя. При этом баки могут быть расположены
последовательно (рис. 6.9, а) и в виде связки (рис. 6.9,6). Расположе-
Расположение баков в виде связки может быть целесообразным в двигательных
установках очень большой тяги и три использовании многокамерных
установок. Применяется также объединенная конструкция баков
(рис. 6.9, в, г), что в некоторых случаях позволяет уменьшить общие
размеры баковой части ракеты. Известны примеры концентрического
расположения баков (рис. 6.9, д). Примером установок с концентриче-
концентрическим расположением баков могут служить ЖРД ЗУРа «Эрликон» и ЖРД
зенитной ракеты «Тайфун» [25]. Выигрыша в массе концентрическое рас-
расположение не дает и в приведенных установках оно применялось из усло-
условий обеспечения положения центра массы. Широкого практического
распространения такая схема не получила.
На рис. 6.9, ? приведен пример схемы расположения спиральных
баков [25].
Наиболее распространенной формой баков является цилиндри-
цилиндрическая. Такая форма баков 'Позволяет получить бак большого объема
233

при сравнительно небольшом поперечном сечении. С точки зрения наи-
наименьшей поверхности бака и массы его целесообразной является шаро-
шаровая форма. Нагруженные баки шаровой формы обладают наилучшими
прочностными свойствами, вследствие чего применение их часто целесо-
целесообразно в установках малой тяги с вытеснительной системой подачи.
Шаровые баки находят также применение и в двигателях больших тяг,
когда выигрыш в массе за счет формы бака существенный. Такие баки
удобны также при необходимости снижения теплообмена. Например,
при размещении в них жидкого водорода. Пример применения шаровых
баков приведен на рис. 9.5.
Наряду с баками цилиндрической и шаровой формы в некоторых
случаях по условиям компоновки всей ракеты целесообразно примене-
применение чечевицеобразных и тороидальных баков.
Кроме рассмотренных простых форм баков, возможны и более
сложные. Так, с целью лучшего использования объема ракеты исполь-
используются так называемые утопленные конструкции (см. рис. 9.31),
в которых камера двигателя как бы «утоплена» в баковом объеме.
Внутреннее устройство баков и схемы заборных устройств
Для обеспечения надежной работы двигательной установки неудоб-
неудобства эксплуатации в конструкции баков предусматривается целый ряд
агрегатов и устройств, как, например, обеспечивающие заправку и слив
компонентов, для поддержания заданного уровня компонента (при при-
применении низкокипящих компонентов), для гашения колебаний уровня
Рис. 6. 10. Схема ракеты S-2:
1— трубопровод отвода паров окислителя; 2—трубопровод подачи горючего в периферийный двига-
двигатель- 3—бак горючего (жидкий водород); 4-бак окислителя (жидкий кислород); 5-трубопровод
отвода паров горючего; 6—горловина для заправки и сли-ва горючего; 7—трубопровод подачи горю-
горючего в центральный двигатель; 8—рама крепления центрального двигателя
компонентов в баках при маневре, для воронкогашения и др. В ряде слу-
случаев в конструкции бака предусматриваются специальные люки для
осмотра и ремонта баков, туннельные трубы для размещения магистра-
магистралей подачи второго компонента, трубопроводы для отвода паров компо-
компонента и для наддува баков. Баки баллистических ракет большой емкости
часто имеют каркас из стрингеров и шпангоутов или внутренние ребра,
обеспечивающий достаточную жесткость и прочность конструкции. На
234

рис. 6.10 приведено схематическое изображение двигательной установки
ракеты S-2, на которой представлен ряд элементов внутреннего устрой-
устройства баков объединенной конструкции.
Важнейшим элементом бака является устройство, обеспечивающее
непрерывную подачу компонентов топлива из баков в камеру двигателя,
так как перерыв в подаче топлива может привести к нарушению работы
установки. »
5)
Рис. 6.11. Схемы заборных устройств для подачи компонентов:
•а—качающийся заборник; б—вращающийся заборник; б—вытеснение поршнем; г, д, е, ас—подача
с помощью эластичных мешков или диафрагм; з—бак с сетчатым экраном; и, ас—заборные уст-
устройства с воронкогасителями;
/—заборник, 2—сильфон; 3—поршень; 4—подвод газа, 5—эластичный мешок; 5—диафрагма; 7—сет-
7—сетчатый экран; 8—воронкогаситель
Непрерывность подачи компонентов в камеру двигателя может быть
нарушена, во-первых, вследствие временного оголения заборного уст-
устройства в результате действия инерционных сил при маневре ракеты и,
во-вторых, из-за образования воронки на поверхности компонента у ме-
места входа его в заборное устройство. Причинами образования воронки
являются повышенные скорости движения компонента у входа в заборное
устройство по сравнению со скоростями его на периферии, а также
неравномерность скоростей движения компонента вдоль оси бака (из-за
загроможденности объема бака различной арматурой), вследствие чего
компонент может приобретать вращательное движение вокруг оси входа,
способствующее более интенсивному воронкообразованию. Образование
воронок на поверхности компонента возможно также вследствие дейст-
действия струи входящего газа при вытеснительной системе подачи или при
наддуве баков.
Особые требования к заборным устройствам предъявляются при
работе двигательной установки в условиях невесомости. Как показывают
теоретические и экспериментальные исследования, в условиях невесо-
235

мости расположение жидкости в баке зависит главным образом от соот-
соотношения между величиной поверхностного натяжения жидкости на гра-
границе раздела газ—жидкость и величиной сил сцепления жидкости
со стенкой. Если преобладает первое (как, например, у ртути), жидкость
стремится отделиться от стенок и, приняв сферическую форму, плавать
в баке. Если же, как в случае жидких кислорода или водорода, преобла-
преобладает сцепление со стенками, жидкость стремится смочить всю внутрен-
внутреннюю поверхность бака, и газовая фаза оказывается в центральной части
бака, окруженная жидкостью. В обоих случаях может произойти ого-
оголение заборного устройства и нарушение бесперебойной подачи.
На рис. 6. И приведены схемы различных устройств, применяющихся
для обеспечения бесперебойной подачи компонентов.
Устройства, типа представленных на рис. 6.11, а, б, имеют качаю-
качающийся или вращающийся заборник, перемещающийся вместе с объемом
компонентов. Ребра на конце заборника способствуют увлечению за-
борника за объемом жидкости, а также являются воронкогасителями,
мешающими вращению жидкости. Такие заборные устройства наиболее
рациональны при работе ЖРД в условиях возникновения боковых или
отрицательных инерционных сил при маневре ракеты (например, ЗУР).
Устройства, представленные на схемах рис. 6Л1,в,г,д,е,ж, исклю-
исключают попадание газа в систему подачи благодаря эластичным или ме-
металлическим оболочкам, отделяющим жидкий компонент от газа. Такие
устройства могут быть использованы при работе установки с ЖРД
в условиях невесомости, а также при возникновении отрицательных или
боковых инерционных сил. При работе двигательной установки в усло-
условиях, не предполагающих резкого маневра ракеты (например, на балли-
баллистической ракете), для обеспечения бесперебойной подачи компонента
часто достаточно установки воронкогасящих устройств типа показанных
на рис. 6. 11, и, к.
Расчет объема баков
Полный свободный объем бака V складывается из сле-
следующих составляющих объемов:
^ = ^расч + ^П11,4-^П0Д, F.6)
где Урасч — расчетный объем бака;
Vrap — объем гарантийного запаса компонента;
^под — объем газовой подушки.
При определении геометрических размеров объема бака надо учи-
учитывать загромождение бака изнутри трубопроводами, заборными и тун-
туннельными трубами. Рассмотрим определение составляющих объема.
Расчетный объем необходимого количества ком-
компонента Урасч- Так как секундный расход GK0Mn и время работы ЖРД
известны, то
^l F.7)
p
Y
где y — плотность компонента в кг/мг\
х — время работы двигателя с момента отрыва ракеты от стартовой
установки до момента остановки двигателя в сек.
Объем гарантийного запаса компонента КГар- В га-
гарантийный запас входит количество компонента, расходуемое для ра-
работы двигателя на стартовой или пусковой установке от момента начала
работы до момента взлета ракеты, и количество компонента, необходи-
необходимое для обеспечения надежной работы ЖРД в последний период работы
двигателя.
236

Время работы ЖРД на стартовой установке определяется в основ-
основном системой запуска двигателя. При пушечном запуске это время неве-
невелико и составляет десятые доли секунды; при ступенчатом запуске оно
возрастает до нескольких секунд; поэтому при ступенчатом запуске дви-
двигателя нужен больший запас.
Гарантийный запас необходим также для компенсации возможных
отклонений действительных секундных расходов компонента от ра-
расчетных.
С учетом указанных выше факторов в зависимости от способа запу-
запуска двигателя и маневренности ракеты величина УГар может быть при-
принята в размере 2—5% от Урасч.
Объем газовой подушки УПод. Газовая подушка необходима
для того, чтобы при увеличении температуры компонента во время хра-
хранения заправленной ракеты не происходило чрезмерного повышения
давления в баках. При вытеснительной системе подачи газовая подушка
также является демпфером, смягчающим процесс запуска. Кроме того
газовая подушка необходима, чтобы обеспечить пространство в случае
выделения газов, растворенных в компоненте, или его продуктов раз-
разложения.
Объем газовой подушки определяют исходя из условия, чтобы при
наибольшей, заданной техническими условиями рабочей температуре
Ттах давление в баках не превышало заданного /?бтах. Величина давле-
давления /?бтах определяется конструкцией баков ракеты и особенностями
гидравлической системы подачи. При вытеснительной подаче величина
Рбтах не должна превышать давления разрыва мембран, так как иначе
может произойти самопроизвольный запуск. При насосной подаче (раз-
(разгруженные баки) величина Рбтах определяется давлением наддува ба-
баков. Обычно величину Рбтах считают равной 5—10 ата ( — 0,5—1 Мн/м2).
Зная Рбтах, величину газовой подушки Упод определяют из следую-
следующих соображений.
При заправке баков уравнение состояния газов в газовой .подушке
имеет вид
PoVno,=ORTQ, F.8)
где /?о и То — давление и температура окружающей среды при заправке;
G — масса газа.
С увеличением температуры до Гтах давление в газовой подушке
возрастает, объем же газовой подушки при этом уменьшится на вели-
величину А Удод за счет температурного увеличения объема компонента
в баке Укомп:
А^под^^компИ^ах-^о), F.9)
где р — коэффициент объемного расширения компонента (табл. 6. 1).
Уравнение состояния газов в подушке
. F. 10)
Подставляя в это выражение значения G и УПод из уравнений F. 8)
и F. 9), получим
//бтах1Л под v коип^К1 max л 0/J r>™ A max?
откуда после сокращений и преобразований получим
1/ ^компР l^max M)) /^? ii\
РТ
, Рр
Рб
237

Таблица 6.1
Значения коэффициента объемного расширения 3
для различных жидкостей при 15° С
Жидкость
Азотная кислота 100%-ная
Анилин
Бензин
Керосин
Метиловый спирт
Перекись водорода
р. 104
12,4
2,58
12,4
9-f-lO
12,2
10,7
Жидкость
Серная кислота
Скипидар
100%-ный этиловый спирт
50%-ный этиловый спирт
Р-104
а
9,4
10,4
7,4
6 5. АРМАТУРА СИСТЕМ ПОДАЧИ
К арматуре системы подачи, обеспечивающей нормальную работу
и заданные режимы работы двигательной установки, относятся отсечные
и регулирующие клапаны различных видов, реле заборные, заправочные
и сливные устройства баков, дроссельные шайбы, трубопроводы.
Арматура каждой двигательной установки имеет свои особенности,
определяемые назначением установки и специальными требованиями,
предъявляемыми к ней. Из широкого многообразия различных конст-
конструкций агрегатов арматуры, рассмотрим примеры некоторых из них.
Пусковые и запорные клапаны и устройства
Назначение пусковых и запорных клапанов и устройств — управ-
управлять запуском и остановкой двигательной установки. Усилие, необходи-
необходимое для открывания или закрывания клапана, может быть создано с по-
помощью пневматической или гидравлической системы, электромагнита
или пиропатрона.
На рис. 6.12, а показан пневмоклапан. В корпус 4 запрессовано
седло 5 с уплотняющей прокладкой 5. Клапан 7 прижимается к седлу
пружиной 3 и давлением компонента. Клапан открывается при подаче
на поршень 2 управляющего давления через штуцер /. Утечка управляю-
управляющего газа предупреждается уплотнением 10, а дренирование газа из по-
полости под поршнем происходит через отверстие в корпусе. Уплотнение 9
препятствует утечке компонента в полость под поршнем. Закрывается
клапан под действием пружины 3 при сбрасывании давления управляю-
управляющего газа в полости над поршнем 2.
На рис. 6.12,6 показан отсечной пироклапан. При срабатыва-
срабатывании пиропатрона, установленного в штуцере 13, пороховые газы проры-
прорывают мембрану 12 и давят на хвостовик клапана 7. Под давлением газа
штифт 11 срезается, клапан перемещается вперед и заклинивается
в седле клапана 5, перекрывая проходное сечение.
На рис. 6. 13 показан пироклагсан подачи газа высокого давления.
При срабатывании пиропатрона, установленного в штуцере 10, порохо-
пороховые газы давят на поршень 7. Заплечик штока 4, зажатый между кор-
корпусом 2 и входным штуцером У, срезается, шток перемещается и закли-
заклинивается в корпусе, открывая доступ газа в выходной штуцер 3.
В системах подачи ЖРД встречаются также сдвоенные или строен-
строенные клапаны, в которых один поршень открывает два или три клапана
на линиях различных компонентов или на параллельных линиях одного
компонента. Передача движения от поршня к клапанам в этом случае
производится с помощью качающихся рычагов.
238

тнэноиио»
дохд
о 1 к о х I
о, °* <и S*WS
Р Я
Эр 2
5 3*^
СО
О
а >-, с с: ~
H
isi*
O.O Ч С «
С Ч ~«O >^S
239

На -рис. 6» 14 ^приведен пример отсечного управляющего клапана;
с электромагнитным приводом. Такие клапаны часто называют'
ПКЭДД (пневмоклапан электрический дистанционного действия) или
просто ЭПК (электропневмоклапан). Он состоит из корпуса, в который
ввернут входной штуцер У, подводящий к клапану соответствующий ком-
компонент. Давление компонента вместе с усилием пружины 2 поднимает
вверх нижний клапан 3. При этом уплотняющий поясок 4 клапана са-
садится на седло и запирает выход компонента. Одновременно посредством
штока 5 поднимается верхний клапан 7,
который сообщает выходной штуцер 6
и идущую за ним систему трубопроводов
с атмосферой через дренажное отверстие
8. Для включения подачи компонента ток
подается в обмотку катушки электромаг-
электромагнита 9. При этом якорь 10 притягивается
к ярму 11, и через шток 12 усилие пере-
передается на верхний клапан 7, который, опу-
опускаясь на свое седло разобщает линию
подачи компонента с дренажным отвер-
отверстием 8. Одновременно при помощи што-
штока 5 нижний клапан 3 опускается и от-
открывает доступ компонента в выходной
штуцер, а затем в соответствующую ма-
магистраль. Выключение катушки электро-
электромагнита приводит клапан в исходное по-
положение. Обычно такой электромагнит-
электромагнитный клапан с дренажем используется как
клапан подачи газа для управления сер-
вопоршнями других клапанов.
В двигательных установках однора-
одноразового действия в качестве запорных агре-
агрегатов применяются различного рода
мембранные устройства. При этом
доступ компонента в камеру двигателя
открывается после разрыва мембраны.
Различают мембраны свободного и
принудительного прорыва. Разрыв
мембраны свободного прорыва происходит по достижении в трубопро-
трубопроводе заданного давления.
На рис. 6. 15, а показана мембрана свободного прорыва с кольцевым
ослаблением сечения в виде насечки. При высоких давлениях мембрана
рвется именно по этой насечке, так как здесь сопротивление мембраны
наименьшее. После разрыва мембраны по насечке лепесток ее отги-
отгибается и открывает проход жидкости. На рис. 6. 15,6 показана такая же
мембрана с крестообразной насечкой. Под действием дав-
давления мембрана рвется по насечке и отгибается в виде лепестков.
Мембрана на нужное давление разрыва обычно подбирается, так
как усилие, разрывающее тонкий материал мембраны, в значительной
мере зависит от допуска на толщину насечки. В мембранных запорных
устройствах принудительного прорыва разрыв мембраны производится
с помощью специального ножевого устройства или подрывного пиро-
пиропатрона. Мембранные устройства принудительного прорыва значительно
сложнее мембран свободного прорыва и в изготовлении, и в использо-
использовании. Однако их большим преимуществом является срабатывание
точно в заданный момент.
На рис. 6. 16 показан пример мембранного клапана для открывания
доступа компонента к двигателю в момент начала работы. Клапан сра-
срабатывает от давления газов, поступающих по штуцеру 4 в полость над
Рис. 6. 13. Пироклапан:
1—входной штуцер; 2—корпус; 3—вы-
3—выходной штуцер; 4—шток; 5, 6—уплот-
6—уплотнения; 7—поршень; 8—штифт; 9—ста-
9—стакан; /0—штуцер для пиропатрона
240

w
Рис. 6. 14. Отсечной клапан с электромагнитным при-
приводом:
/—входной штуцер; 2—пружина, 3—нижний клапан; 4—уплот-
4—уплотняющий поясок; 5—шток, 6—выходной штуцер; 7—верхний
клапаь; 8—дренаж. 9—электромагнит, 10—якорь; //—>ярмо
электромагнита, 12— шток
ц
ш
72
щ
*
i»
i
fl-fl
Рис. 6 15. Разрывные мембраны свободного прорыва
241

Рис. 6. 16. Мембранный клапан:
1—мембранный блок; 2—корпус; 3—крышка; 4—штуцер; 5—ди-
5—диафрагма; 5—штифт; 7—нож; 8—мембрана
Рис. 6. 17. Регулятор давления подачи
/—штуцер входа командного газа; 2—пружина
3—полость сильфона; 4—сильфон: 5—полость
6—корпус; 7—входной штуцер; 8—седло кла
лана; 9—клапан; 10—свеоление; //—выходна:
полость
242

диафрагмой 5, которая под давлением газа прогибается и заставляет
передвигаться нож 7. Нож 7 срезает штифты 6 и прорезает мембрану 8
по заданному периметру. Давлением компонента мембрана отгибается и
открывает доступ компонента.
Регулирующие клапаны и дроссельные шайбы.Реле
Как мы отмечали выше, поддержание заданного режима работы
установки обеспечивается с помощью различного рода дросселей и ре-
регулирующих клапанов.
Сущность действия регулирующих клапанов состоит в изменении
величины дроссельного сечения между клапаном и седлом клапана при
нарушении режима подачи ком-
компонента или лри поступлении со-
соответствующей команды.
На рис. 6. 17 приведен при-
пример регулятора постоян-
постоянства давления подачи ком-
компонента. Компонент поступает в
клапан по штуцеру 7, проходит
через дроссельное сечение между
клапаном 9 и седлом клапана S,
поступает в выходную полость И,
откуда идет но назначению. Дав-
Давление компонента в полости 11
определяется величиной команд-
командного давления, подаваемого по
штуцеру 1 в полость сильфона 4.
Давление компонента из полости
// по сверлению 10 передается
в полость 5. Пружина 2, силь-
фон 4 и площадь клапана подо-
подобраны таким образом, что при
увеличении или уменьшении дав-
давления компонента в полости 11
изменяется соотношение сил, дей-
Рис. 6. 18. Реле давления:
1—ввод электрических проводов; 2— переклю-
переключатель; 3—резьбовое регулирующее кольцо; 4—
регулируемая пружина; 5—дренаж; 6—толка-
6—толкатель; 7—штуцер давления; 8—основание при-
приемника давления; 9—мембрана; 10—корпус
ствующих на клапан 9. При этом
дроссельное сечение между кла-
клапаном и седлом 8 соответственно
уменьшается или увеличивается
и в полости 11 востанавливается заданное давление.
На рис. 6.22, в показан пример установки сменной дроссельной
шайбы (жиклера), используемой для обеспечения заданного гидравли-
гидравлического сопротивления магистрали.
На рис. 6.18 показано реле давления. Оно служит для пере-
переключения электрических цепей при достижении в обслуживаемой маги-
магистрали или объеме определенного давления и для обратного переключе-
переключения цепи при снижении давления до заданного предела.
Реле давления состоит из приемника давления и быстродействую-
быстродействующего переключателя. Чувствительным элементом, воспринимающим дав-
давление, служит мембрана 9, прижатая по периметру основанием прием-
кика давления 8 к корпусу 10 и усиленная регулируемой пружиной 4,
Под действием поступающего под мембрану давления (когда оно достиг-
достигнет заданной величины) она прогибается и помещенным на ней толка-
толкателем 6 нажимает на пружину переключателя 2, который перебрасы-
перебрасывается на верхний контакт. При снижении давления мембрана освобож-
освобождает переключатель 2 и он падает снова на нижний контакт. Перебра-
243

сывание лереключателя 2 приводит к замыканию тех или иных электри-
электрических цепей. Регулирование прибора на заданную величину давления
Рис. 6. 19. Обратные клапаны (а); заправочная (б) и сливная (в) пробки:
/—выходной штуцер; 2—отверстия в упорном выступе; 3—корпус; 4—пружина; 5—тарелка клапана;
6—седло клапана, входной штуцер
срабатывания достигается изменением прогиба пружины 4 с помощью
резьбового кольца 3. На рис. 6. 19 приведены примеры обратных клапа-
клапанов, заправочной и сливной пробок.
Трубопроводы
Для подачи компонентов и для управления клапанами системы по-
подачи используются системы трубопроводов различных размеров и кон-
конструкции.
Сечения трубопроводов подачи компонентов подбираются исходя из
допускаемой скорости движения их по трубам. Обычно скорость дви-
движения жидкости берут порядка 5—30 м/сек. При больших скоростях
намного возрастают гидравлические потери, пропорциональные квадрату
скорости. При малых скоростях движения уменьшаются потери, но зна-
значительно возрастают размеры трубопроводов. Поэтому в трубопроводах
подачи компонентов к ТНА, где для предотвращения кавитации важно
сохранить напор компонентов на входе в насосы, скорость движения
берут меньшую.
Для подачи компонентов часто используются гибкие шланги, приме-
применение которых упрощает монтаж, а также допускает перемещение агре-
агрегата, к которому присоединены трубопроводы. В качестве гибких шлан-
шлангов могут быть использованы эластично-тканевые и метал-
металлические (сильфонные) шланги. Основой эластично-тканевых
шлангов в большинстве случаев является резина. Для агрессивных ком-
компонентов применяются специальные основы (например, фторопласт).
Шланги состоят из эластичной трубки, упрочненной тканевой или метал-
металлической оплеткой. В зависимости от рабочего давления применяется
одинарная, двойная и даже тройная оплетка.
244

На рис. 6.20 показан металлический гибкий шланг с гофрированной
внутренней трубкой (сильфоном), заключенной в металлическую
Рис. 6. 20. Металлический (сильфонный) шланг с оплеткой
оплетку. Сильфон и оплетку изготавливают из нержавеющей стали,
а также из углеродистой стали, бронзы, никелевого и титанового сплава.
На рис. 6.21 показаны различные способы заделки эластично-тка-
эластично-тканевых и сильфонных шлангов. На рис. 6.22, а шланги заделываются
Рис. 6.21. Способы заделки эластично-тканевых и силь-
сильфонных гибких шлангов:
а, б, в—эластично-тканевые шланги; г—сильфонный шланг;
/—зажимная обойма: 2—ниппель; 3—шланг; 4—винтовая нарезка:
5—внутренняя оплетка; 6—накидная гайка; 7—хвостовик штуцера
с окнами
с помощью зажимной обоймы / и ниппеля 2, хвостовик которого имеет вид
конуса. Зажимная обойма имеет на конце винтовую нарезку большого
245

шага 4. Шланг 3 ввинчивается в обойму до упора, после чего в обойму
ввинчивается ниппель 2, который уплотняет соединение, прижимая кони-
коническим хвостовиком шланг к обойме 2. На рис. 6.21, б уплотнение шланга
обеспечивается закаткой обоймы 1 в профильный ниппель 2. На рис.
6.21, в показана заделка шланга между коническими поверхностями
обоймы 1 и ниппеля 2. На рис. 6.21, г дан способ заделки сильфонного
шланга. В трубчатый с окнами хвостовик штуцера 7 вставляется конец
Рис. б. 22. Способы соединения трубопроводов:
а—ниппельное соединение с развальцовкой труб; б—соединение с припаянными или приваренными
ниппелями; в—соединение с установкой дроссельной шайбы; г—соединение с помощью сильфона;
д—фланцевое соединение
шланга с предварительно спаянными на участке заделки гофром и оплет-
оплеткой. После этого вставленный конец шланга опаивают по периметру
окон.
На рис. 6.22 показаны различные типы соединений трубопроводов.
При малых диаметрах трубопроводов распространено ниппельное соеди-
соединение трубопроводов с развальцовкой (рис. 6.22,а). На рис. 6.22,6
показано ниппельное (шаровое) соединение с припаянными или
приваренными ниппелями. Герметичность соединения при этом обеспе-
обеспечивается контактом шаровой поверхности ниппеля с конической поверх-
поверхностью штуцера. Соединение с помощью сильфона (рис. ?.22,г) и
фланцевое соединение (рис. 6.22,(9) .применяются при больших диа-
диаметрах трубопроводов. Применение сильфонного соединения или силь-
фонных вставок на трубопроводах позволяет компенсировать неблаго-
неблагоприятное сочетание допусков в размерной цепи, а также температурные
удлинения труб и деталей изделия.
6.6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ПОДАЧИ
И ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК СИСТЕМЫ ПОДАЧИ
Необходимое давление подачи компонентов /?Под складывается из
давления в камере сгорания рг и гидравлических потерь давления в си-
системе подачи компонента, т. е. на пути от насосов ТНА или баков (при
вытеснительной системе подачи) до камеры сгорания. В общем случае
(без учета давления столба жидкости и действия инерционных сил)
Рпоя = Р2~г Д/^-t- ДА>хл-1-Л/*труб-4- А/?кл-г*А/7др, F. 12)
где Арф; ДрОхл; Артруб*, А/?кл; А/?др— потери давления соответственно
в форсунках, охлаждающем тракте, трубопроводах, клапанах и дроссе-
дросселях. Сумма (Дрф + Дрохл + Артруб + Дркл + Ардр) представляет собой
24Г.

гидравлические потери давления компонента в системе
подачи. Расчет гидравлических потерь в системе подачи ЖРД возможен
только при известных или заданных размерах охлаждающего тракта
камеры, схеме системы подачи, размерах и форме трубопроводов, а так-
также типе и числе клапанов и других местных гидравлических сопротив-
сопротивлений: угольников, разветвлений, сборников и пр.
Потеря давления в форсунках Арф известна из расчета форсунок
(см. гл. III). Рассмотрим методику определения остальных составляю-
составляющих гидравлических потерь.
Потери давления в охлаждающем тракте камеры двигателя
В охлаждающем тракте имеют место два вида потерь:
Потери на трение ДрОхл.тр, возникающие в результате трения
жидкости о стенки канала.
Местные потери Арохл.м, вызванные местными сопротивле-
сопротивлениями движению компонента (скрепления, выштамповки, повороты, вход
и выход из коллектора, начало и окончание ребер, плавные и внезапные
сужения и расширения охлаждающего тракта и т. д.). Таким образом,
А^охл^А^охл.тр +A/Wm- F. 13)
При охлаждении камеры низкокипящим компонентом (например,
водородом) часто необходимо учитывать также уменьшение статиче-
статического давления в потоке за счет разгона охлаждающего газа Apw (ино-
(иногда эту величину называют потерями давления вследствие разгона газа).
Так как размеры охлаждающего тракта и температура охладителя
переменны по длине камеры, расчет потерь на трение в охлаждающем
тракте обычно проводится то участкам. При выборе участков удобно
использовать разбивку камеры, уже принятую ранее при расчете охлаж-
охлаждения. Для каждого участка все расчетные величины (геометрические
размеры, скорость охладителя и т. д.) берут осредненными.
Определив потери на трение на каждом участке Арохл.трг, полную
величину потерь на трение в охлаждающем тракте находят как сумму
потерь на участках, т. е. А/7Охл.тр = 2Д/7Охл.трг.
Все дальнейшие выкладки приведены для расчета одного участка
системы, в котором все параметры осреднены.
Потери на трение подсчитываются по формуле
A/WP/ = ^Y2y, F.14)
где I — длина участка охлаждающего тракта;
d9 — эквивалентный (гидравлический) диаметр охлаждающего
тракта на данном участке;
Y — плотность охладителя;
w — скорость движения охладителя;
X — безразмерный коэффициент потерь на трение.
Как видно, задача сводится к определению йъ и коэффициента X
в формуле F. 14).
Эквивалентный диаметр определяется как отношение учетверенной
площади живого сечения к периметру сечения П:
Коэффициент трения % зависит от характера потока и формы ка-
канала. Характер потока определяется числом Рейнольдса Re, а форма
канала — коэффициентом формы со. Для ламинарных потоков, т. е.
при Re<2320
247

64
Re
F. 16)
При этом коэффициент формы со для круглых каналов равен единице,
для кольцевой щели— 1,5, а для прямоугольных каналов с отношением
сторон b/а имеет следующие значения:
Ь/а
to
0
1,50
0,1
1,32
0,2
1,25
0,3
1,10
0,4
1,03
0,5
0,97
0,7
0,91
1,0
0,90
Для турбулентных потоков при 2320<Re<105
0,3164
0,3164
= -| О).
F.17)
При Re>4000 коэффициент трения X можно также определять
по формуле [119]
Х=» . F.18)
A,81 lg Re -1,64J v ;
Коэффициент формы со при турбулентном течении для круглых и
прямоугольных каналов с 0,5<Ь/а<2 равен единице, для кольцевой
щели — 1,5. Число Re подсчитывается по формуле
Re=*Wv, F.19)
где v — кинетическая вязкость в м2/сек.
Для более удобного определения числа Re преобразуем выражение
F. 19). Так как
/ж
F.20)
v=-?-=**-, F.21)
Q У
то, подставив выражения F.15), F.20) и F.21) в формулу F.19),
получим
F.22)
= tf9W_ 4/ж(?у _ AG
где G — расход охлаждающей жидкости.
Для некоторых форм охлаждающих трактов формулу F.22) можно
привести к более удобному виду.
Для щелевого канала, считая ^Ср~^0Хл, получим
Ке = -^-=_?2_. F.23)
Для охлаждающего тракта с оребрением и труб-
трубчатых камер считаем, что тракт представляет собой систему из па-
параллельно включенных одинаковых каналов. Сопротивление всего
тракта равно сопротивлению одного из каналов.
При этом в случае продольных фрезерованных ребер и для трубок
прямоугольного сечения
Re=-^- = Ю- , F.24)
где Gj=G/z — расход через один из z каналов.
248

При других формах оребренного канала (например, с гофрами)
Re = -т^. F.25)
В случае винтовых каналов охлаждающий тракт также со-
составляется из ряда параллельно включенных одинаковых каналов, число
которых равно числу заходов винтовой нарезки, а сопротивление всего
гракта также равно сопротивлению одного из каналов. Величина Re
определяется по той же формуле F.24), что и в случае щелевого канала
с продольными ребрами жесткости. Коэффициент трения для винтового
канала
\инт = ^ F.26)
Коэффициент трения Я подсчитывается по обычным формулам, а коэф-
коэффициент
-^_, F.27)
где dBimT — диаметр винтовой линии в рассчитываемой секции.
Длина винтового канала на данном участке
F.28)
sin Yep
где Li — длина данного участка;
Yep — угол подъема винтовой линии на данном участке.
Все приведенные выше выражения не учитывают наличия тепло-
теплообмена в охлаждающем тракте, в силу которого потери на трение при
течении жидкого охладителя будут несколько меньше.
Местные потери определяются как сумма потерь, вызванных мест-
местными сопротивлениями в охлаждающем тракте:
где
А/?охлм i = \y— . F.29)
Здесь | — коэффициент местного сопротивления, определяемый для
каждого частного случая по справочникам гидравлики [118], [119]. При
наличии выштамповок и в некоторых других случаях, специфических для
ЖРД, для определения | можно использовать работы [89], [121]. При
сложных конфигурациях тракта, когда справочные данные отсутствуют,
наиболее надежным способом определения коэффициента сопротивления
является опытная проливка элемента тракта и определение необходимых
коэффициентов по ее результатам.
Уменьшение статического давления в тракте вследствие разгона
охладителя при охлаждении газообразным водородом Apw опреде-
определяется по уравнению Бернулли. Пренебрегая разностью высот и поте
рями напора на рассматриваемом участке, можно написать
"yi 2F~ Y2 2Ff
откуда, считая на данном участке yi~Y2~Y>
^Pw — (Pi — Р2) — —(wi — w\)' F.30)
249

Гидравлические потери в трубопроводах и арматуре
В трубопроводах потери напора такие же, как и в охлаждающем
тракте; они складываются из потерь на трение о стенки трубопровода
и местных потерь, т. е.
F.31)
Потери на трение в трубопроводах определяются так же, как и
в охлаждающем тракте, по формуле F.14):
где коэффициент трения в зависимости от режима течения определяется
по формулам F. 16) — F. 18).
Местные потери в трубопроводах определяются как сумма потерь
напора от различных причин (поворот трубы, вход и выход из трубы,
внезапное или плавное расширение или сужение потока, слияние и раз-
разделение потоков и т. д.), т. е. Дрм = 2АрМг. Величина местных потерь
в каждом случае определяется по формуле F.29):
где ? — коэффициент сопротивления, определяемый применительно
к каждому случаю потерь.
Потери в клапанах и дросселях (ДрКл и Д/?др) рассчи-
рассчитываются также по формуле F.29). Задача при этом сводится к опре-
определению коэффициента потерь ?. В связи с большим разнообразием форм
клапанов (или различного рода регуляторов) дать универсальные реко-
рекомендации для всех типов невозможно. Обычно величина | для клапанов
регулирующих устройств и дросселей оценивается по результатам про-
ливки сходных конструкций.
Гидравлическая характеристика системы
Гидравлической характеристикой системы подачи
мы будем называть зависимость (потребного давления подачи (или на-
напора) от расхода компонентов.
В соответствии с равенством F. 12) необходимое давление подачи
где Арг — гидравлические потери в системе от различных причин.
При изменении расхода компонентов давление в камере р2 в первом
приближении будет изменяться прямо пропорционально расходу, а из-
изменение суммы Арф+ZApi можно принять пропорциональным квадрату
расхода. Суммируя значение р2 и Дрф+2Д/?г при различных расходах,
получим гидравлическую характеристику /?Под=/(О) (рис. 6.23,а).
Величина необходимого напора, создаваемого насосом ЖРД, опре-
определяется как разность давлений подачи и входа в насос, т. е.
LJ __^Рн __Рт\ОА PnX /g 22\
Y У У
Согласно уравнению F.1)
Рвх^Рб | /Уг А/?пх
Y Y У У
откуда
250

Величина (рб/у) + (Pct/y) не зависит от расхода компонента. Величина
потерь напора во входной магистрали Арвх/у пропорциональна квадрату
о)
Рис. 6.23. Гидравлические характеристики системы подачи
расхода. Суммируя все слагаемые правой части уравнения F.33), по-
получаем гидравлическую характеристику изменения потребного напора
насосов в зависимости от расхода #=/(Q) (рис. 6.23,6).
6.7. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ ЖРД
Общие сведения
По задачам, стоящим перед системой управления, можно выделить
две основные группы систем *.
1. Системы, обеспечивающие запуск и остановку двигательной
установки.
2. Системы, обеспечивающие поддержание заданного режима ра-
работы камеры двигателя и двигательной установки.
Устройства первой группы систем в значительной мере определяются
выбранным способом запуска и остановки двигательной установки
(см. § 5.4). Основные требования к этой группе устройств — обеспечение
надежности запуска и остановки, обеспечение заданного времени выхо-
выхода на режим и времени полного прекращения работы установки при
возможном изменении температуры агрегатов и условий работы двига-
двигательной установки. При этом важной характеристикой работы системы
является время выхода на режим при пуске установки. Для двигателей
баллистических ракет это время составляет менее 2—3 сек. Для двига-
двигателей ЗУРов и антиракет время выхода на режим должно быть еще
меньшим.
Основные требования к устройствам второй группы систем управ-
управления — обеспечение надежной работы двигателя на заданном режиме,
поддержание постоянных или заданных режимов тяги и соотношения
компонентов. В зависимости от назначения ЖРД жесткость этих тре-
требований различна. Ориентировочно можно считать, что для двигателей
баллистических ракет система регулирования должна поддерживать
заданную тягу с точностью до 2%, соотношение расходов компонентов
в камеру — с точностью до 1,5% и в газогенератор — до 2%, давление
наддува баков — с точностью до 3%. Для двигателей ЗУРов требуемая
точность поддержания тяги — до 2%, соотношения расходов компонен-
компонентов в камеру сгорания и в газогенератор —до 2,5—3% и давления над-
* Подробный анализ вопросов автоматического регулирования ЖРД см. в ра-
работе [125].
251

дува — 3,5—4%. Эти требования приближенные и в каждом конкретном
случае могут существенно изменяться.
Рассмотрим основные способы регулирования тяги двигателя и не-
некоторые возможные схемы регулирования работы всей двигательной
установки.
Способы регулирования тяги
Регулирование тяги ЖРД необходимо как для сохранения постоян-
постоянства тяги при изменении условий работы двигательной установки, так
и для изменения тяги с целью обеспечения заданного режима полета
ракеты.
Возможные способы регулирования тяги получаем из рассмотрения
уравнения тяги A. 12): Р = Щкт>р2.
Мы видим, что тягу можно изменять, влияя на К, /кр или р2\ согласно
уравнению A.13) при данном топливе (т. е. п113) изменять коэффициент
тяги К можно, только меняя отно-
отношение /з//кр. Однако практически
выполнить конструкцию, позволяю-
позволяющую изменять /з//кр, затруднительно.
Второй возможный способ регу-
регулирования тяги — изменение пло-
площади критического сечения /кр, что
возможно, во-первых, разместив
Рис. 6.24. Схема изменения /кр про- в критическом сечении профилиро-
филированной иглой: ванную иглу 1 (рис. 6.24). Переме-
7-игла; 2-уплотнение иглы ЩЯЯ ИГЛу ВДОЛЬ ОСИ Камеры, МЫ М0-
жем увеличивать или уменьшать
fKp. При этом обеспечивается возможность глубокого регулирования
(т. е. большой диапазон изменения тяги). Главный недостаток этого спо-
способа — в значительном усложнении конструкции, в первую очередь из-за
трудности обеспечения охлаждения подвижной иглы. Поэтому такой спо-
способ регулирования /кр до настоящего времени распространения не по-
получил.
Изменять /Кр можно также отключением одной или нескольких ка-
камер многокамерного ЖРД. При этом обеспечивается сохранение харак-
характеристики работы каждой камеры. Такой способ позволяет изменять
тягу в любом диапазоне. Недостаток его в «ступенчатости» изменения
тяги. Кроме того, при этом мы проигрываем в массе, так как при умень-
уменьшении тяги выключенная камера становится балластом.
Однако благодаря возможности изменения тяги двигательной уста-
установки в широких пределах этот способ находит применение в ряде слу-
случаев (например, в самолетных ЖРД).
Основным, наиболее распространенным, методом регулирования
тяги является изменение давления в камере р2 путем изменения расхода
компонентов. Этот метод дает возможность регулировать тягу в широ-
широком диапазоне изменений в 3—5 раз. В табл. 6.2 приведены различные
способы регулирования тяги путем изменения давления в камере.
При необходимости изменения тяги в диапазоне до 10—15% наи-
наиболее распространен метод регулирования тяги путем изменения числа
оборотов ТНА. В качестве примера на рис. 6.25 показана типичная
схема регулирования тяги баллистической ракеты для обеспечения за-
заданного режима полета ракеты.
Входным сигналом является давление в камере /?2 (так как тяга
пропорциональна давлению). От датчика давления / сигнал поступает
в счетно-решающее контрольное устройство 2, где действительный ре-
режим полета ракеты сопоставляется с заданным. По имеющемуся рассо-
рассогласованию режимов полета определяется необходимое изменение дав-
давления в камере (т. е. тяги). Сигнал от устройства 2 поступает на дрос-
252

Таблица 6. 2
Способы регулирования тяги путем изменения
давления в камере сгорания
Способы регулирования
Особенности способа регулирования
1. Изменение числа оборотов ТНА:
а) изменение расхода рабочего тела
на турбину при постоянной темпера-
температуре
б) изменение температуры рабочего
тела путем изменения соотношения
расходов компонентов
Реагирование быстрое. Ухудшение ра-
рабочих характеристик двигательной уста-
установки вследствие работы ТНА на нерас-
нерасчетных режимах. Способ, „а* более при-
приемлем при открытой схеме, способ „б" —
при замкнутой
2. Дросселирование расхода компо-
компонентов в камеру сгорания
Реагирование быстрое. Возможно и при
вытеснительной подаче и при подаче с
ТНА. В первом случае лишнее давление
в баках, т. е. лишняя масса. При подаче
с ТНА — непроизводительная затрата
мощности ТНА
3. Отключение части форсунок
Аналогично п. 2.
прогара головки
Возникает опасность
4. Изменение перепада давления на
форсунках
Аналогично п. 2
5. Закольцовка части расхода ком-
компонентов
Реагирование быстрое. Лишняя затрата
мощности ТНА для прокачки закольцо-
закольцованного компонента
6. Изменение давления в баках при
вытеснительной подаче
Очень медленный процесс. Необходимо
стравливать давление из баков. Лишний
запас прочности баков, т. е. лишняя мас-
масса
7. Изменение соотношения расходов
компонентов в камеру сгорания
Реагирование быстрое. Ухудшение ра-
рабочих характеристик камеры сгорания
сельный регулирующий клапан (или клапаны) в системе подачи ком-
компонентов в газогенератор. Изменяется расход (или соотношение расхо-
расходов) компонентов в ЖГГ 6, соответственно изменяется подача рабочего
тела на турбину 7 ТНА, изменяется число оборотов насосов 8 и подача
топлива в камеру сгорания 9. Соответственно изменению подачи топлива
изменяется давление в камере и тяга ЖРД.
Кроме рассмотренного способа, небольшое изменение тяги также
можно осуществлять дросселированием или закольцовкой части расхода
топлива (табл. 6.2, пп. 2 и 5).
Возможность изменения тяги в широком диапазоне затруднена
в первую очередь тем, что при изменении расхода компонентов резко
изменяется перепад давления на форсунках, пропорциональный квад-
квадрату расхода. Вследствие этого на режимах наибольшей тяги значи-
значительно возрастают потребные давления подачи. Для сохранения постоян-
постоянного давления подачи в некоторых случаях отключают часть форсу-
форсунок (п. 3).
253

Кроме того, возникают трудности с обеспечением охлаждения
двигателя на режиме наименьшей тяги, так как с уменьшением расхода
топлива соответственно уменьшается и расход охладителя.
Вследствие указанных причин при необходимости изменения тяги
в широких пределах часто более целесообразно применение многокамер-
многокамерной установки.
Рис. 6.25. Схема регули-
регулирования тяги ЖРД для
обеспечения заданного
режима полета ракеты:
/—датчик давления; 2—счет-
2—счетно-решающее устройство: 3—
источник энергии; 4—привод;
5—дроссельные регуляторы;
6—ЖГГ; 7—турбина; 6—на-
сосы; 9—камера
°)
Рис. 6. 26. Схемы систем управления со-
соотношением компонентов:
а—система с замером уровней компонентов в
баках; б—система с расходомерами;
У—камера; 2—дроссельные регуляторы; 3—ис
точник энергии; 4—счетно-решающее устрой-
устройство; 5—датчик уровня топлива в баках: 6 —
расходомеры
Возможные схемы поддержания заданного режима работы
установки
Для обеспечения заданного режима работы двигательной уста-
установки и получения требуемого закона изменения скорости ракеты по вре-
времени полета необходимо регулировать, кроме тяги установки, еще целый
ряд параметров (соотношение компонентов, подаваемых в камеру и
в ЖГГ, наддув баков, работа рулевых двигателей и т. д.).
В двигательных установках баллистических ракет одной из основ-
основных является система управления соотношением компонентов. Назначе-
Назначение ее — поддерживать соотношение расходов в установленных пределах
и обеспечивать одновременную выработку баков обоих компонентов.
Дело в том, что вследствие действия ускорения на систему подачи и свя-
связанного с этим различия напоров на входе в насос, а также вследствие
изменения плотности компонентов при изменении их температуры и воз-
возможной нестабильности характеристик насосов, действительные рас-
расходы компонентов отличаются от номинальных (расчетных). Это может
привести к отклонению соотношения компонентов от расчетного и
к неодновременному опорожнению баков, т. е. к неполному использова-
использованию компонентов. В результате уменьшается скорость в конце актив-
активного участка полета.
Эти системы обычно основываются либо на измерении уровней ком-
компонентов в баках, либо на измерении секундных расходов (рис
6.26,а. б).
254

На рис. 6. 26, а показан пример системы опорожнения баков (СОБ),
основанный на измерении уровней компонентов в баках. Датчики 5
уровня топлива в баках дают сигнал о выработке компонента в счетно-
решающую систему 4. От системы сигналы поступают на дроссельные
регуляторы 2, которые, дросселируя расход того или иного компонента,
обеспечивают заданное соотношение расходов компонентов и одновре-
одновременное опорожнение баков.
Для обеспечения одновременного опорожнения баков обычно более
целесообразна установка дроссельного регулятора расхода только на
линии подачи одного из компонентов, как показано на схеме рис. 6.26, б.
Рис. 6.27. Упрощенные схемы управления ЖРД:
/— камера; 2—команда с земли; 3—счетно-решающее устройство; 4—датчик давления; 5—дрос-
5—дроссельный регулятор расхода; б—система опорожнения баков; 7—регулятор подачи топлива в
ЖГГ (или ПГГ); 8—ЖГГ (или ПГГ); 9—турбина; 10—дроссельный регулятор; //—стабилиза-
//—стабилизатор v камеры; 12—стабилизатор v ЖГГ; 13—дроссель стабилизатора ЖГГ
При этом расход одного из компонентов с помощью дроссельного регу-
регулятора 2 «подстраивается» к расходу второго компонента.
При работе двигательной установки для обеспечения заданного ре-
режима работы одновременно регулируются несколько параметров
(прежде всего тяга и соотношение компонентов, подаваемых в камеру).
На рис. 6. 27 даны примеры упрощенных схем управления работой
двигательной установки. На схеме 6.27, а показана система, обеспечи-
обеспечивающая поддержание заданного режима тяги и одновременное опорож-
опорожнение баков. При этом изменение расхода компонентов в камеру может
обеспечиваться как изменением подачи ТНА путем воздействия на рас-
расход компонентов в газогенератор 8, так и непосредственным воздейст-
воздействием на дроссельный регулятор 5 (показано пунктиром). Для точного
поддержания соотношения компонентов иногда устанавливается регуля-
регулятор (стабилизатор) соотношения компонентов (РСК) 1L На рис. 6.27,6
показана система поддержания заданных величин тяги и соотношения
компонентов.
При установке ЖРД на более мелких и маневренных ракетах, в ко-
которых одновременное опорожнение баков не играет такой роли, как
в баллистических ракетах (например, ЗУР, торпеда и т. д.), отпадает
необходимость и в специальной системе опорожнения баков. В этом слу-
случае для поддержания соотношения расходов компонентов достаточно
установки стабилизатора соотношения компонентов.
255

При работе газогенератора на основных компонентах для поддержа-
поддержания заданного соотношения компонентов, поступающих в газогенератор,
иногда устанавливается также стабилизатор 12 соотношения компонен-
компонентов в газогенераторе, дросселирующий расход в ЖГГ одного из компо-
компонентов в соответствии с расходом второго компонента (рис. 6.27,в).
Изменение направления вектора тяги
На рис. 6.28 показаны различные способы изменения направления
вектора тяги.
Изменение направления вектора тяги с помощью газовых рулей
(рис. 6.28, а) предложено еще К- Э. Циолковским и успешно применя-
применялось на ряде ракет. Недостаток способа — в сравнительно больших
потерях тяги, так как газовые рули постоянно находятся в потоке.
Рис. 6.28. Способы изменения направления вектора тяги:
а—газовые рули; б—рулевые двигатели; в—газ из ТНА; г—карданный подвес: д—
вдув газа
Нашли применение следующие способы изменения направления
вектора тяги, показанные на рис. 6.28, б, в, г. Недостаток этих спо-
способов — в необходимости специального привода для поворота рулевых
двигателей или самой камеры. Кроме того, использование рулевых дви-
двигателей требует специальной системы подачи.
Управление направлением вектора тяги с помощью вдува газа
в закритическую часть сопла (рис. 6.28,5) удобно тем, что не требует
специального привода для поворота камеры. В случае применения
сопла с центральным телом направление вектора тяги возможно изме-
изменять, меняя расход топлива на отдельных участках кольцевой камеры
сгорания. При использовании связки двигателей направление вектора
тяги возможно изменять также путем рассогласования тяг отдельных
камер связки двигателей.
6.8. ПРИМЕРЫ ВЫПОЛНЕННЫХ УСТАНОВОК
С ТУРБОНАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ
Рассмотрим несколько примеров выполненных двигательных уста-
установок. В них дается определенное представление о способах и порядке
запуска и остановки ЖРД, о способах привода ТНА, наддува баков,
многократного запуска, а также о работе и компоновке двигательной
установки в целом.
Двигательная установка второй ступени ракеты-носителя «Космос»
На рис. 6.7 показан ЖРД РД-119 «Космос», наиболее совершенный по удельной
тяге из известных ЖРД кислородного класса с высококипящим горючим. (Разработан
в 1958—62 г.. организацией, созданной в составе ГДЛ [25]). Его данные следующие.
256

Топливо жидкий кислород+
,+НДМГ
Тяга в пустоте 11 Г A08 кн)
Удельная тяга в пустоте 352 кГ сек/кг
C450 н • сек/кг)
Степень расширения Рз/р? = 1/1350
Давление в камере 80 ата
Двигательная установка — открытой схемы. Привод ТНА от ПГГ, работающего на
НДМГ; раскрутка ТНА (запуск) от пускового пиростартера. Двигатель имеет систему
рулевых сопел 1, 2, 3, 13, 15. Рулевая система предназначена для управления и ориен-
ориентации второй ступени ракеты «Космос» за счет перераспределения продуктов сгорания
с помощью распределителей 4, 5, 11. Тяга двигательной установки регулируется.
Двигательная установка первой ступени космической ракеты «Восток»
На рис. 6.29 показан ЖРД РД-107 «Восток» — первый в мире двигатель кисло-
кислородного класса, использующий углеводородное горючее (разработан в 1954—57 гг.
в организации, где разрабатывался и ЖРД «Космос»).
ЖРД «Восток» использовался как силовая установка первой ступени ряда ракет
для вывода космических летательных аппаратов на околоземную орбиту и к ближай-
ближайшим планетам солнечной системы (например, космический корабль «Восток-1»). Его
данные следующие.
Топливо жидкий кислород+
+углеводородное го-
горючее
Тяга в пустоте 102 Г A Мн)
Удельная тяга в пустоте 314 кГ • сек/кг
C070 «• сек/кг)
Степень расширения Рз/р? = 1 /150
Давление в камере 60 ата
Двигательная установка — открытой схемы. Привод ТНА от ПГГ, работающего
на перекиси водорода. ТНА имеет 4 насоса (окислителя, горючего, перекиси водорода
и жидкого азота, используемого для наддува баков). Газификация жидкого азота
производится в теплообменнике 8, обогреваемом парогазом из ТНА. Внутреннее охлаж-
охлаждение камеры — горючим, подаваемым через форсунки на головке; зажигание пиро-
пиротехническое; запуск ступенчатый через предварительную ступень тяги; управление
вектором тяги с помощью рулевых ЖРД /• Тяга регулируется изменением расхода
перекиси водорода на ТНА.
Двигательная установка первой ступени трехступенчатой ракеты
На рис. 6. 30 показана схема системы подачи и внешний вид двигательной уста-
установки RZ-2, состоящий из двух камер двигателей. Ее основные данные следующие.
Топливо жидкий кислород+
+керосин;
Тяга двигательной установки • • ., ~ 134 Г A,31 Мн);
Тяга одной камеры Р:
— на уровне моря 62,145 Т @,6 Мн);
— в конце активного участка (#=75 км) . 76,2 Т @,75 Мн);
Удельная тяга Руд:
— на уровне моря 245 кГ • сек/кг
B403 н - сек/кг)
— в конце активного участка (#=75 км) . 289 кГ • сек/кг
(~2835 н • сек/кг)
Соотношение компонентов v:
— на уровне моря 2,16
— в конце активного участка * 2,45
Давление в камере сгорания 38,25 ата C,75 Мн/м2)
Подача турбонасосная
* Увеличение v в конце активного участка происходит, во-первых, вследствие
неодинакового изменения уровня жидкости в баках и, во-вторых, из-за увеличения
ускорения от \g на старте до \0g в конце активного участка (#=75 км).
9 908 257

Рис. 6.29. ЖРД РД-Ю7 «Восток»:
/—рулевые ЖРД; 2—узел качания и подвода окислителя; 3—трубопроводы окис-
окислителя рулевых ЖРД; 4—кронштейны макетные; 5—основные камеры двигателя
D шт); 6—силовая рама; 7—ПГГ; 8—корпус теплообменника на турбине; 9—вход-
9—входной патрубок насоса окислителя; ./0—входной патрубок насоса горючего. 11 — дат-
датчик давления в камере; 12—главный клапан окислителя; 13—трубопроводы окисли-
окислителя; 14—главный клапан горючего; 15—трубопроводы горючего
258

Привод ТНА от восстановительного
ЖГТ, работающего на
основных компонентах
с соотношением v=
=0,351
Давление подачи:
кислорода 52,94 ата E,19 Мн/м2)
керосина 55,38 ата E,43 Мн/м2)
Время работы ЖРД 160 сек.
Некоторые параметры, характеризующие работу камеры двигателя и ТНА, при-
приведены в § 5. 1 и 7. 4.
Рис. б. 30. Система подачи и внешний вид ЖРД ракеты RZ-2:
/—насосы; 2—дренаж, 3—турбина; 4—подвод смазки; 5—обратный клапан; 6—запальник; 7—дре-
7—дренаж; 8—клапан ЖГТ; 9—ЖГГ; 10—дроссель (жиклер); 11—обратный клапан; 12—азот высокого
давления от бортовой системы; 13—распределитель подачи азота: 14—наполняющий и обратный
клапаны жидкого кислорода; 15—клапан подачи пускового горючего; 16—наполняющий и обрат-
обратный клапаны керосина, 17—главный кислородный клапан; 18—подвод азота от наземной уста-
установки; 19—запальник; 20—главный клапан керосина; 21—наземные баки горючего и окислите-
окислителя; 22—камера; 23—проволочный контакт
Для обеспечения строгой последовательности запуска имеется электропневмо-
система с блокировками, допускающими включение очередного агрегата только после
поступления импульса, указывающего, что предыдущий агрегат свои функции выпол-
выполнил. Пневматическая часть системы монтируется на двигателе, а электрическая часть
состоит из наземного блока реле, связанного с коробкой реле на двигателе. Рабочее тело
пневмосистемы (газообразный язот давлением 52,2 ата E,12 Мн/м2) хранится в шести
баллонах, размещенных на ракете. Перед началом запуска двигатели ракеты подклю-
подключены к пусковым топливным бакам (см. рис. 6.30), размещенным на наземной уста-
установке. После нажатия кнопки «Пуск» вступает в действие наземная и бортовая си-
системы автоматики, и запуск двигательной установки производится в следующем по-
порядке.
От наземной системы по трубкам 18 подается азот для наддува пусковых бач-
бачков 21 и баков со смазкой для редуктора. В камере сгорания воспламеняется пиротех-
9* 259

нический запальник 19 и после перегорания в нем электрического контакта посред-
посредством электропневматической связи открываются главный клапан кислорода 17 и кла-
клапан подачи пускового горючего 15. Кислород под давлением статического напора в баке
двигательной установки и керосин под давлением наддува в пусковом бачке 21 посту-
поступают в камеру сгорания, где и воспламеняются от запальника 19. Возникший факел
пламени разрушает проволочный указатель воспламенения 23, установленный на вы-
выходе из камеры. При этом включается запальник ЖГГ 6\ контакт в запальнике пере-
перегорает, и подается команда на открытие главного отсечного клапана керосина 20.
Открывается клапан ЖГГ 8, компоненты поступают в ЖГГ, а продукты сгорания —
из ЖГГ на турбину 3. В результате происходит раскрутка ТНА, и насосы начинают
подавать компоненты через главные клапаны в камеру сгорания.
Когда давление на выходе из насосов превышает давление подачи из пусковых
бачков, открываются обратные клапаны 5 и // и в ЖГГ начинают поступать компо-
компоненты от бортовой системы подачи. При этом клапаны наземной пусковой системы 14
и 16 закроются.
Время выхода на режим полной тяги от момента начала запуска составляет
4 сек
Двигатель выключается от системы управления полетом ракеты. При этом за-
закрываются клапан ЖГГ 8 и главный клапан кислорода 17, а спустя 0,2 сек закры-
закрывается клапан керосина 20.
Двигательная установка межконтинентальной БРДД
На рис. 6.31 приведена компоновочная схема двигательной установки межконти-
межконтинентальной БРДД. Она состоит из пяти ЖРД, работающих на топливе кислород+керо-
кислород+керосин, двух стартовых ЖРД с тягой (на земле) по 68 Т @,67 Мн), маршевого двигателя
с тягой 27,2 Т @,267 Мн) и двух рулевых двигателей с тягой по 450 кГ D415 я). При
старте работают все пять двигателей. Стартовые ЖРД работают 145 сек, после чего
блок стартовых двигателей сбрасывается вместе с пятью баками и дальнейшее движе-
движение ракеты осуществляется маршевым двигателем и рулевыми ЖРД- Время работы
маршевого двигателя 300 сек. Ракеты такого типа иногда называют полуторасту
пенчатыми, так как стартовые двигатели первой ступени и маршевый двигатель
начинают работать одновременно. Все пять ЖРД имеют шарнирный подвес. Рулевые
двигатели после точной регулировки вектора скорости и выключения маршевого ЖРД
обеспечивают управление по крену.
Баки двигательной установки — несущие. Их жесткость обеспечивается набором
шпангоутов и стрингеров, а также наддувом баков гелием. Объем верхнего бака кис-
кислорода 71 ж3, объем нижнего, керосинового, бака — 44 м3. Расположение агрегатов
двигательной установки показано на рис. 6. 30.
Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя
На рис. 6. 32 и 6. 33 показаны компоновочная схема двигательной установки пер-
первой ступени ракеты-носителя «Сатурн», представляющей собой связку из восьми дви-
двигателей Н-1, и схема системы подачи одного двигателя Н-1. Основные данные уста-
установки следующие.
Топливо жидкий кислород+
+керосин
Тяга двигательной установки 680 Т F,67 Мн)
Тяга одной камеры на уровне моря 85 Г @,83 Мн)
Удельная тяга на уровне моря 255 кГ • сек/кг
B500 н сек/кг)
Степень уширения сопла /з//кр=8
Время работы ПО—150 сек
Привод ТНА — от востановительного ЖГГ, работающего на основных компонен-
компонентах. Четыре внутренних двигателя установлены неподвижно под углом 3° к оси ракеты.
Четыре внешних (поворотных) двигателя закреплены в шарнирной подвеске под углом
6° к оси ракеты и могут отклоняться на угол +7° для изменения направления вектора
тяги установки. Каждый двигатель имеет свой ТНА, жестко связанный с камерой дви-
двигателя. При такой установке ТНА на поворотной камере гибким участком магистралей
компонентов является участок между баками и ТНА. Это облегчает поворот камеры,
так как давление компонента на данном участке всегда остается сравнительно
небольшим.
На внешних двигателях установлены теплообменники 15, в которых подогревается
кислород, используемый для наддува баков окислителя. Для наддува баков горючего
используется гелий, подаваемый из баллонов 4. Двигательная установка запускается
от одной команды, которая подается сразу после окончания заправки. Во избежание
односторонней нагрузки или сильного удара при одновременном включении всех восьми
камер двигатели включаются симметричными парами с интервалами 0,25—0,4 сек.
260

15 Г2
Рис. 6.31. Компоновочная схема дви-
двигательной установки БРДД и сбра-
сбрасываемого блока двигателей ракеты
«Атлас»:
/—бак жидкого гелия, снабженный рубаш-
рубашкой с жидким азотом (всего 6 баков); 2—
турбина ТНА маршевого ЖРД: 3—сильфон;
4—трубопровод подачи горючего; 5—разъ-
5—разъемное соединение трубопровода подачи го-
горючего; 6, 7—трубопроводы подачи окисли-
окислителя и горючего к рулевому ЖРД; 8—
нижнее днище бака горючего; 9—рулевой
ЖРД: /0^обтекатель рулевого ЖРД: 11—
бак горючего (керосин); 12—крышки люка;
13—трубопровод для наддува гелием бака
окислителя; 14 — бак окислителя (кисло-
(кислород); 15—верхнее днище бака окислителя;
16—носовой кожух; /7—дренажный клапан
бака окислителя: /5—обтекатель кабеля;
19—утопленные антенны; 20—трубопровод
подачи и заправки окислителя; 21—силь-
21—сильфон; 22, 23—отсеки с оборудованием; 24—
разъемное соединение с трубопроводом
подачи и заправки окислителя; 25—трубо-
25—трубопровод для наддува бака горючего гелием;
26—гидравлические и другие коммуникации
к рулевому ЖРД: ^—трубопровод пода-
подачи окислителя; 28—направляющие для
сбрасывания стартовых ЖРД: 29, 30—насо-
30—насосы окислителя и горючего: 31—огнеупор-
31—огнеупорный экран; 32—маршевый ЖРД: 33—теп-
33—теплообменник на выхлопном патрубке ТНА
для подогрева гелия; 34—дренажные труб-
трубки ТНА; 35—стартовый ЖРД: 36—асбесто-
36—асбестовая теплоизоляция: 37—горловина заправки
и слива горючего: 38—-трубопровод горю-
горючего; 39—ЖГГ (восстановительный); 40—
переходная муфта; 41—юбки стартовых
ЖРД: 42, 43—насосы горючего и окисли-
окислителя; 44—основной клапан горючего; 45—
горловина заправки и слива окислителя;
46—выхлопной патрубок ТНА

Рис. 6. 32. Компоновочная схема двигательной установки первой ступени ракеты-носи-
ракеты-носителя «Сатурн»:
а — общий вид ракеты; б — компоновочная схема первой, стартовой, ступени ракеты
/—центральный бак с окислителем; 2—внешние баки с окислителем; 3—баки для горючего; 4—балло-
4—баллоны с гелием; 5—узлы крепления второй ступени; 5—нижняя часть рамы под первую и вторую сту-
ступени; 7—заправочная горловина для горючего; 8—заправочная горловина для окислителя; 9—трубо-
9—трубопроводы подачи окислителя; 10—насос подачи окислителя; //—турбина ТНА; /2—насос подачи
горючего; 13—выхлоп турбины ТНА; 14—пороховой аккумулятор давления для запуска турбины ТНА;
/5—теплообменник; 16—бачок со смазкой ТНА; /7—гидроприводы поворотных камер сгорания; 18—
поворотные камеры сгорания; 19—внутренние неподвижные камеры сгорания; 20—тормозные дви-
двигатели системы возвращения
262

Зап,с. о,«е»ь»ого д»ига,«л, протекает » ^ТТрт
Рис. 6. 33. Схема системы подачи и макет двигателя Н-1 ракеты «Сатурн»;
/—турбина; 2—выхлопной патрубок; 3—ЖГГ; ^—шарнирная подвеска двигателя; 5—глав-
5—главный клапан горючего; 5—камера; 7—главный клапан окислителя; 8—пусковой ПАД; 9—
подача горючего; /0—подача окислителя; //—ТНА
По достижении необходимого давления на выходе из ТНА открывается главный кисло-
кислородный клапан 7, а также начинается подача в камеру сгорания через специальный
пояс форсунок пускового горючего, которое образует с жидким кислородом запальный
факел. Вслед за пусковым горючим в камеру поступает основное горючее — керосин.
После открывания давлением подачи главных клапанов 5 и 7 часть топлива из основ-
основных магистралей поступает в ЖГГ 3 и дальнейшая работа ТНА происходит от ЖГГ,
к
«о
г
7
1
Z
Г
1
и
/
5
/
^¦Тяга
\-\-\-
(
s
7
i
\
8
1
\
s
9
/
О 0? Ofi 0,6 0,8 7,0 7,2 7,4 D,S 0,7 0,90,5 0,7 0,9
Время в сен
Рис. 6.34. Схема запуска и остановки ЖРД Н-1 ракеты «Са-
«Сатурн»:
/—сигнал к запуску; ^--открывается главный кислородный клапан; 3—
впрыск топлива воспламенителя; 4—работает пусковой газогенератор
твердого топлива- 5—открывается главный клапан подачи горючего;
6—работает основной газогенератор двигателя; 7—сигнал к выключению
двигателя; 8—закрывается главный кислородный клапан; 9—закрывает-
ся главный клапан подачи горючего
работающего на основных компонентах. Подача топлива в ЖГГ регулируется двумя
тарельчатыми клапанами, поджатыми пружинами.
Общее время выхода двигателя на режим 1,5 сек. Характер нарастания тяги при
запуске показан на рис. 6. 34.
Для остановки двигателя подается сигнал к пирозаряду, после подрыва которого
закрывается клапан кислорода, прекращается подача компонентов к ЖГГ, ТНА пере-
263

стает подавать топливо и все остальные клапаны закрываются под действием пружин
из-за падения давления.
В двигательной установке предусмотрена возможность отказа в работе двух дви-
двигателей из восьми (из них один управляющий). Отказ одного двигателя допускается
сразу после старта, второго через 60 сек. При этом топливная система автоматически
переключает подачу от неработающих двигателей к работающим.
Самолетный ЖРД
На рис. 6.35 дана схема системы подачи жидкостного ракетного двигателя XRL-99,
являющегося маршевым двигателем самолета Х-15 и имеющего следующие основные
данные.
a I I I I
в II 1/71 ,9
Рис. 6. 35. Система подачи самолетного ЖРД:
/—насос горючего; 2—проливочные клапаны: 3—главные отсечные клапаны; 4—насос окислителя;
5—отсечные клапаны пусковой камеры //; 6—испаритель; 7—турбина; 8—отсечные клапаны пуско-
пусковой камеры; 9—пусковая камера первой ступени; 10—реле; //—пусковая камера второй ступени;
12—камера двигателя; 13—охлаждающий тракт; 14—ПГГ: 15—источник питания гидропривода;
16—регулятор оборотов; 17—запальная иокровая свеча; 18—сервопривод; 19—отсечные клапаны
перекиси; 20—регулятор подачи перекиси; 21—реле; 22—трубка Вентури; 23—блок 90%^ной пере-
перекиси водорода; 24—теплообменник гидросистемы
Двигатель многократного запуска
с регулируемой тягой
в диапазоне 100—30%
Топливо жидкий кислород+
+жидкий аммиак; со-
соотношение компонен-
компонентов v=l,25
Тяга:
— на земле 22,7 Т @,22 Мн)
— на высоте 30 км 25,8 Т @,25 Мн)
Удельная тяга на высоте 30 км 276 кГ • сек/кг
B740 н • сек/кг)
Давление в камере 42 ата D,12 Мн/м2)
Привод ТНА от ПГГ, работающего
на 90%-ной Н2О2
Время работы двигателя за один полет (опреде-
(определяется объемом баков) 120 сек
Ресурс работы двигателя 1 час
Для обеспечения повышенных требований к надежности и безопасности работы
ЖРД, обусловленных установкой двигателя на пилотируемом летательном аппарате,
предусмотрена двухступенчатая система запуска с помощью пусковых камер первой
и второй ступеней (9 и //). Компоненты в пусковой камере первой ступени воспламе-
264

няются от искровой свечи 17, а в пусковой камере второй ступени и в основной ка-
камере 12— от факела, поступающего соответственно из камер 9 и 11. Запуск и оста-
остановка двигательной установки производятся в следующем порядке.
Перед началом запуска с помощью клапанов 2 производятся проливка ТНА
и основных магистралей подачи топлива с целью обеспечения температурных условий
работы металлических частей ТНА, магистралей и клапанов. Затем включается про-
продувка гелием камеры сгорания. Запуск двигателя осуществляется открытием регули-
регулирующего и отсечных клапанов перекиси водорода 19 и 20, поступающей в ПГГ 14, где,
проходя через набор катализирующих сеток C5 сеток, покрытых серебром, расположен-
расположенных попеременно между 36 сетками из нержавеющей стали), она разлагается. Паро-
Парогазовая смесь поступает на турбину 7 и приводит во вращение расположенные на од-
одном валу с турбиной насосы горючего / и окислителя 4. Насосы подают топливо в ма-
магистрали к запорным клапанам 3 и 5, закрытым еще для подачи компонентов, но откры-
открытым для проливки.
Открываются запорные клапаны 8 и компоненты поступают в пусковую камеру
первой ступени 9. При этом окислитель проходит через испаритель 6, вследствие чего
он поступает в камеру 9 в газообразном состоянии. Это обеспечивает большую надеж-
надежность при первом зажигании, так как предупреждает скопление большого количества
топлива. После воспламенения в пусковой камере 9 по сигналу от реле 21 открываются
отсечные клапаны 5 пусковой камеры второй ступени 11. После начала работы пуско-
пусковой камеры по сигналу от реле 10 открываются главные клапаны компонентов 3. Ком-
Компоненты поступают в камеру двигателя 12, где воспламеняются от постоянного факела
пламени, выходящего из пусковой камеры.
Остановка двигателя производится подачей команды на закрытие главных клапа-
клапанов. Подача топлива прекращается и включается продувка камеры 12 гелием. Пусковые
камеры работают еще 0,5—1 сек, способствуя сжиганию остаточных компонентов топ-
топлива, вытесняемых гелием из магистралей в камеру. После прекращения горения в ка-
камере 12 закрываются клапаны пускового устройства и включается продувка их гелием.
После продувки двигателя гелием и полной очистки его от остатков топлива двигатель
готов к новому запуску. Число возможных повторных запусков лимитируется запасом
гелия для продувки (обычно 4—5). Последовательность операций включения и оста-
остановки двигателя обеспечивается автоматическим устройством, контролирующим выпол-
выполнение каждого этапа и после этого включающего следующую операцию.
Тяга регулируется изменением расхода перекиси водорода на ТНА с помощью
регулирующего (дроссельного) клапана 20.
Сравнение приведенных установок
Сравнение первых систем с системами более поздней разработки
показывает, что требования к ЖРД как к силовой установке летатель-
летательного аппарата резко возросли. Это относится к точности соблюдения па-
параметров двигательной установки, ее экономичности и надежности.
Используются более совершенные топлива, резко возросли тяги, созда-
создаваемые отдельными камерами и двигательной установкой в целом. Не-
Несмотря на это имеется тенденция к упрощению двигательных установок
и их элементов.
Упрощение двигательных установок происходит как за счет при-
применения более простых и рациональных схем, так и за счет совершенст-
совершенствования конструкций отдельных агрегатов.
Можно отметить несколько основных направлений упрощения эле-
элементов двигательной установки, прежде всего относящихся к запуску
установки. Сложные электропневмосистемы (например, в двигательной
установке А-4, подробно рассмотренной в работе [25]) заменяются более
простыми и надежными системами. Совершенствование конструкции топ-
топливных клапанов позволяет упростить систему управления ими. Напри-
Например, в двигательной установке Н-1 клапаны открываются в определенной
последовательности автоматически, без специальной электропневмати-
электропневматической системы управления. Запуск двигательной установки упрощается
также применением для раскрутки ТНА порохового аккумулятора давле-
давления или подпора в топливных баках.
Упрощаются различного рода регулирующие сервосистемы за счет
объединения нескольких функций в $дной сервосистеме.
265

В ряде случаев большое упрощение достигается за счет использова-
использования для привода ТНА основных компонентов. Это позволяет избавить
установку от третьего компонента (например, перекиси водорода),
со всеми системами, обеспечивающими его хранение и подачу.
Кроме того, к упрощению элементов конструкции двигательной
установки ведут более рациональная схема расположения трубопрово-
трубопроводов и клапанов, применение гибких шлангов, паяных узлов, более совер-
совершенных способов крепления двигателей и способов зажигания в камере
сгорания ЖРД.

Глава
VII
ТУРБОНАСОСНЫЕ АГРЕГАТЫ
Основным агрегатом системы насосной подачи компонентов
является турбонасосный агрегат (ТНА). Главными элемен-
элементами ТНА являются насосы, подающие компоненты с заданным давле-
давлением; турбина, служащая для привода насосов, и газогенератор (ЖГГ
или ПГГ), в котором получают рабочее тело турбины.
Проектирование ТНА включает проектирование этих элементов,
а также вспомогательных устройств (пусковые устройства, патрубки
и т. д.), общую компоновку их и определение характеристик совместной
работы.
Методика проектирования насосов и турбин ТНА в принципе не от-
отличается от общепринятых методик проектирования центробежных на-
насосов и авиационных турбин, но должна учитывать особенности условий
работы и компоновки двигательной установки ЖРД.
Вопросы теории и проектирования агрегатов и узлов ТНА подробно
изложены в работах [132], [134], [136], [137], [138], [139], поэтому рассмот-
рассмотрим только основные вопросы и специфические особенности выбора ос-
основных параметров при проектировании отдельных агрегатов и ТНА
в целом, а также некоторые характеристики ТНА.
7. 1. НАСОСЫ ДЛЯ ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ В ЖРД
Насосы разделяют на следующие принципиально разные типы:
объемные, лопастные и струйные.
Объемные насосы подают жидкость, вытесняя ее каким-либо
другим твердым телом, как например, на-
насосы плунжерные, поршневые, шестерен-
шестеренчатые и коловратные.
В лопастных насосах энергия,
необходимая для повышения давления
жидкости, сообщается лопатками вра-
вращающегося колеса. К числу лопастных
относятся центробежные и осевые на-
насосы.
Схема струйного (инжекторного)
насоса показана на рис. 7. 1. Здесь ком-
компонент поступает в насадок 2. Из сопла /
вытекает газ (или жидкость) высокой энергии, который увлекает компо-
компонент и прокачивает через насадок в полость повышенного давления. По-
Повышение давления определяется энергией струи, вытекающей из цент-
центрального сопла. Достоинство струйных насосов в их конструктивной
простоте и отсутствии вращающихся частей. Однако КПД этих насосов
267
Pi>Pr
7 2 Ъ2<Щ
Рис. 7. 1. Схема струйного насоса:
/—сопло; 2— насадок

невысок и для обеспечения подачи они требуют на привод большего коли-
количества газа, чем ТНА. Струйные цасосы пока не нашли применения
в ЖРД в качестве основных насосов, хотя в последнее время рассматри-
рассматривается возможность их использования [13].
В ТНА ЖРД обычно в качестве основных применяются центро-
центробежные насосы. В некоторых случаях для предотвращения кавитации
в ТНА устанавливаются дополнительные осевые (шнековые) или
струйные преднасосы. При больших объемных расходах возможно
применение осевых насосов в качестве основных.
Основными достоинствами, определяющими преимущественное
использование этих видов насосов в ЖРД, являются:
— обеспечение высоких давлений подачи и производительности
при малых габаритах и массе;
— возможность работы на агрессивных и низкокипящих компо-
компонентах;
— возможность работы с большим числом оборотов и удобство
использования турбины для их привода.
Схемы центробежных насосов
На рис. 7.2 показана схема одноступенчатого центробежного насоса.
Жидкость по входному патрубку 1 подается на вращающееся колесо 2.
В колесе насоса жидкость движется по каналу, образованному стенками
колеса и лопатками 3. Усилие, действующее со стороны лопаток колеса
на жидкость, заставляет ее двигаться так, что запас энергии в единице
массы жидкости увеличивается. При этом происходит прирост как по-
Рис. 7. 2. Схема центробежного насоса:
/—входной патрубок; 2—колесо насоса; 3—лопатки; 4—диффузор Л —
лопатки диффузора; 6—сборник или улитка; 7—переднее уплотнение;
8—подшипник вала; 9—уплотнение подшипника
тенциальной энергии (статического давления),так и кинетической энер-
энергии жидкости (абсолютной скорости ее). По выходе из колеса жидкость
поступает в диффузор 4, где уменьшается ее абсолютная скорость и до-
дополнительно возрастает давление. Простейший диффузор состоит из
гладких дисков, составляющих его стенки, и называется безлопаточным.
Лопаточный диффузор имеет неподвижные лопатки 5 (на рис. 7.2 пока-
показаны пунктиром), которые способствуют более быстрому гашению ско-
скорости потока. Пройдя диффузор, жидкость поступает в спиральный ка-
канал (улитку) 6, назначение которого состоит в том, чтобы собирать
жидкость, выходящую из колеса, а также уменьшать ее скорость. По
нагнетающему патрубку жидкость подается в сеть.
268

Чтобы уменьшить перетекание жидкости из полости высокого дав-
давления (диффузора, улитки) в область низкого давления, в насосе де-
делаются уплотнения 7.
a) &J
Рис. 7.3. Схемы центробежных насосов-
а—с осевым входом; б—со спиральным входом; в—с двухсторонним
входом; г—многоступенчатый насос
Центробежные насосы выполняют с осевым, спиральным и двой-
двойным входом, одно-и многоступенчатые. Выбор осевого или спирального
входа (рис. 7. 3, а, б) определяется в первую очередь условиями компо-
компоновки ТНА и двигательной установки. Двойной вход (рис. 7. 3, в) выпол-
выполняют при больших расходах для уменьшения скорости на входе и тем
самым для улучшения антикавитационных свойств насоса. Многоступен-
Многоступенчатые насосы (рис. 7.3, г) применяют при необходимости получения
особенно больших напоров.
Основные величины, характеризующие работу насоса
Для расчета насоса и оценки его основных свойств наиболее важ-
важными являются следующие величины.
1. Объемный расход жидкости через насос Q. Опре-
Определяется из найденного в тепловом расчете расхода компонента
(Gr или Go) по соотношению
<?=-?-, G.1)
где у— плотность компонента.
2. Напор насоса. Напор, создаваемый насосом, определяется
необходимым давлением подачи /?Под по формуле F.12). Из этого дав-
давления необходимо вычесть давление жидкости на входе в насос. Таким
образом, перепад давлений, создаваемый насосом,
Напор насоса Н обычно выражается в метрах столба подаваемой
жидкости:
// = AAL= Риож-Pnx Mt Ge3)
Y Y
3. КПД насоса. Потери в насосе и полный его КПД г]н характе-
характеризуются тремя КПД — объемным т|0, гидравлическим цт и механиче-
механическим Т)м.
Объемный КПД rio определяет количество жидкости, перетекаю-
перетекающей из полости высокого давления обратно в полость низкого давления,
и утечек жидкости из полости высокого давления через уплотнения.
Таким образом,
Vo
где Qo — объемный расход жидкости через колесо насоса.
Величина т]0 зависит от конструкции насоса и давлений подачи. Для
насосов ЖРД г)о = 0,9-^0,95.

Гидравлический КПД г\г характеризует величину гидравличе-
гидравлических потерь в насосе. Эти потери складываются из потерь, связанных
со срывом и ударом потока на входе в колесо, диффузор, улитку
и выходной патрубок ДАУД, и потерь на трение жидкости о стенки кана-
каналов Л/гтр, т. е.
Д/гг = Д Луд + Д Лтр. G.5)
Гидравлический КПД г\г представляет собой отношение действитель-
действительного напора Я, создаваемого насосом, к теоретическому напору Ят, т. е.
%=%¦ G-6)
Для насосов ЖРД т)г=0,7-т-0,9. Произведение г]г-г)о=т]вн называют
внутренним КПД.
Механический КПД riM характеризует потери мощности на тре-
трение в подшипниках, уплотнениях,
а также потери на трение, возникаю-
возникающие при вращении колеса насоса
в жидкости (дисковое трение).
Величина механических потерь силь-
сильно различается в зависимости от
конструктивного выполнения насоса.
Для насосов ЖРД t]m = 0,85--0,98.
Полный КПД насоса
г]н:=г)ог)гг1м. G.7)
Полный КПД определяет долю по-
полезной затраты мощности NyK на со-
создание напора Н от всей затрачен-
затраченной мощности NH, т. е.
\-^' G.8)
Пх=*0-80
D2/V0**2,S
а)
в)
Рис. 7.4. Форма колеса насоса в зави-
зависимости от ns:
а—тихоходное колесо; б—нормальное колесо;
в—быстроходное колесо
Для насосов ЖРД г)н = 0,5ч-0,85.
4. Полезная мощность
N =
.Q//Y
75
Л. С.
G.9)
Потребная мощность, затраченная на привод насоса Атн, из-за потерь бу-
будет больше полезной мощности и в соответствии с формулой G.8) равна
С(Рпод-Рвх) ф.Щ
at =V"Y =
" 75
75vriH
(давления /?под и рвх в кГ\м>).
5. Коэффициент быстроходности насоса ns — число
оборотов эталонного насоса, геометрически подобного натурному, с тем
же гидравлическим и объемным КПД, но с напором в 1 м и полезной
мощностью в 1 л. с. В общем случае
G.И)
Если эталонный насос работает на воде то,
Vq
Величина ns характеризует форму колеса насоса (рис. 7.4). Дейст-
Действительно, при данном числе оборотов п большее значение ns ссответст-
270

вует большим расходам Q и меньшим напорам Н. Увеличение же Q и
уменьшение Н приводит к увеличению проходного сечения канала ко-
колеса (ширины) и к уменьшению выходного диаметра колеса D2. Таким
образом, при больших значениях ns канал колеса будет коротким и ши-
широким. С уменьшением ns канал сужается, а отношение D2/D\ увеличи-
увеличивается.
Насосы ЖРД, как правило, цмеют относительно малые расходы Q
и большие напоры Я, т. е. малые значения ns (обычно меньше 100).
План скоростей на входе в колесо и расположение лопаток
Компонент поступает во входную часть колеса со скоростью
*= G12)
где Do и dBT — наружный диаметр входного отверстия и диаметр втулки
колеса насоса (см. рис. 7.5).
При расчетах обычно считают, что с0 направлена вдоль оси насоса,
не учитывая возможную закрутку потока (например, в шнековом пред-
насосе).
Меридиональная составляющая скорости, с которой жидкоеть по-
поступает на лопатки, в общем случае
^=^- G-13)
где F\—площадь проходного сечения, являющегося поверхностью вра-
вращения, образующая которой нормальна к меридиональной составляю-
составляющей скорости (см. рис. 7.12).
С учетом загромождения (стеснения) проходного сечения
лопатками
l^u G.14)
где D\ — средний диаметр входа на кромку лопатки;
Ь\ — ширина входа (рис. 7.5);
i|)i<l—коэффициент стеснения проходного сечения лопат-
лопатками.
Согласно схеме на рис. 7. 6
^ ^h> GЛ5)
^ ^ 1
где 6i — толщина лопатки;
z — число лопаток;
t — шаг между ^опатками;
01л — угол наклона лопатки на входе.
Величина i|)i в большой степени зависит от размеров насоса. Для
крупных насосов ЖРД ipi = 0,85-^0,9.
Кромка лопаток может быть параллельна оси колеса или располо-
расположена под некоторым углом а. Проще выполнить лопатки, кромки кото-
которых параллельны оси насоса, а лопатки начинаются там, где поворот
жидкости в основном уже закончен. При этом диаметр входа на кромку
лопатки D\ часто делается равным диаметру входа колеса Do (см.
рис. 7. 5).
Однако при таком расположении кромок входная часть колеса не
используется для сообщения энергии жидкости. Иногда лопатки делают
более длинными и выносят во входную часть колеса. Колесо с такими
лопатками обладает лучшими антикавитационными качествами. При
271

этом для обеспечения плавного входа жидкости по всей кромке лопатка
должна иметь сложнофасонную поверхность двойной кривизны.
Попадая на колесо, жидкость получает относительно колеса некото-
некоторую скорость, которая называется относительной скоростью w.
В любой точке колеса она складывается из меридиональной скорости
жидкости ст и окружной скорости данной точки колеса, взятой с обрат-
обратным знаком, т. е. —и. Окружную скорость необходимо брать со знаком
«минус», так как, если представить себе колесо неподвижным, то жидко-
жидкости, притекающей к колесу, надо сообщить
угловую скорость, равную угловой скорости
вращения колеса. Следовательно, каждая
точка жидкости в относительном движении
получает окружную скорость — и. Так, на-
Рис. 7.5. Входная часть колеса
насоса:
а—кромка параллельна оси насоса; б—
кромка лопатки двоякой кривизны, в—
кромка наклонена под углом а
Рис. 7.6. План скоростей на
входе в колесо
пример, при входе на лопатки жидкость относительно колеса получит
скорость
1 60 к '
Величина относительной скорости на входе может быть подсчитана
по уравнению
Wl=\fClm + UV G- 17)
Направление ее определяется величиной угла Рь который отсчиты-
вается от отрицательного направления окружной скорости.
tg-j1=?ls-. G.18)
На рис. 7. 6 представлен план скоростей на входе на лопатку. Он
представляется в виде треугольника скоростей Oab и поэтому часто на-
называется треугольником скоростей.
Для того чтобы поток вошел на колесо без удара, т. е. с минималь-
минимальными потерями, необходимо соответствие относительной скорости потока
и формы канала, образованного лопатками колеса. Как показал опыт
эксплуатации насосов, колесо работает лучше, если угол установки ло-
лопатки на входе Р1л будет несколько больше угла рь
272

Таким образом, на входе в колесо лопатка загнута против направ-
направления вращения под углом р,л так, чтобы угол атаки входных кромок
лопатки Дрл был положительным:
причем величина Дйл=5-т-15°.
Если входная кромка имеет большой наклон, разные точки этой кромки
имеют разную окружную скорость и, соответственно и угол 61л будет
различным. Падение давления при обтекании входной кромки колеса
пропорционально квадрату относительной скорости wu В целях предот-
предотвращения кавитации желательно, чтобы wx была возможно меньшей
Согласно выражению G.17) ш, зависит от величины cim ии, В свою
очередь согласно равенствам G.13) и G.16) с увеличением диаметра
входа колеса Do, а следовательно, и ?>,, меридиональная скорость с\т
уменьшается, а окружная скорость и,, наоборот, увеличивается (рис 7 7)
Очевидно, можно найти наивыгоднейший диаметр входа ?>°пт , при'кото-
ром скорость и>1 будет наименьшей.
Исследование условий, при которых падение давления при входе
на лопатки будет минимальным, дает выражение для определения
эквивалентного диаметра входа, известное как 1-я формула
С. С. Руднева: т к j
где Du =
G.19)
= 5 -*- 6.
Рис. 7.7. Изменение скорости W\
в зависимости от диаметра входа
на колесо
czu
Направление
вращения
Рис. 7. 8. План скоростей на выходе из колеса
План скоростей на выходе из колеса
Рассмотрим план скоростей на выходе из колеса (рис. 7.8), где по-
поток жидкости имеет определенную скорость движения w2 относительно
колеса по каналу, образованному лопатками. Эту скорость можно под-
подсчитать, пользуясь уравнением расхода жидкости по каналу колеса. Ось
канала, а следовательно, и ось потока, если он совпадает с каналом,
имеет относительно колеса направление, определяемое углом лопаток
на выходе из колеса р2. отсчитываемым от отрицательного направления
окружной скорости в направлении вращения колеса.
Площадь поперечного сечения этого канала равна произведению
ширины колеса Ь2 на второй размер сечения канала, перпендикулярный
к оси потока и равный ?sin p2.
273

Для всего колеса выходное сечение составляет
zb2tsinp2, но так как tz—nD2, то оно будет равно nD2b2sin$2.
Поэтому относительная скорость с учетом стеснения на выходе
w2 = ^ , G.20)
Jt?><ta^sin?
где я|?2 — коэффициент стеснения потока лопатками на выходе.
Так же, как и для входа в колесо,
где 62 — толщина лопатки на выходе из колеса.
Значение коэффициента стеснения на выходе г|J составляет
0,93—0,97. Направление скорости w2 приблизительно совпадает с на-
направлением оси канала, т. е. с углом наклона лопатки на выходе [fe.
Кроме относительной скорости w2, поток на выходе из колеса цмеет
также переносную скорость, равную окружной скорости колеса на вы-
выходе и2. Эту скорость поток по инерции будет сохранять и после выхода
из колеса. Абсолютная скорость потока на выходе с2 будет равна гео-
геометрической сумме этих двух скоростей.
В расчете насосов существенную роль играют проекции абсолютной
скорости с2 на направление окружной скорости, так называемая окруж-
окружная составляющая абсолютной скорости с2и, и на на-
направление радиуса колеса — меридиональная составляющая
абсолютной скорости с2т.
Меридиональная скорость с учетом стеснения потока лопатками
на выходе
d G-22)
Колеса насосов обычно проектируются так, что скорость с2т при-
примерно равна или несколько меньше скорости С\т.
Окружная составляющая абсолютной скорости с2и может быть вы-
вычислена исходя из того, что проекция результирующей скорости на
какое-либо направление равна сумме проекций ее составляющих на это
же направление. Проекция переносной скорости потока и2 на направле-
направление касательной равна ее собственной величине, а проекция относитель-
относительной скорости
— W2COS$2=—^
откуда в соответствии с планом скоростей на рис. 7.8 получается соот-
соотношение
G-23)
Теоретический напор, создаваемый насосом
Теоретический напор, создаваемый центробежным насосом, может
быть вычислен по уравнению Эйлера:
Го , ()
g
где #Тоо — напор столба жидкости в м, создаваемый колесом при беско-
бесконечном числе лопаток;
274

с\и — окружная составляющая абсолютной скорости потока
на входе
Так как закрутка потока на входе в направлении окружной скоро-
скорости (т. е. скорости С\и) будет при всех прочих условиях уменьшать на-
напор, создаваемый насосом, то при проектировании обычных колес стре-
стремятся обеспечить радиальный подвод жидкости к колесу так, чтобы
с\и было равно нулю. Тогда формула G.24) превратится в основное
расчетное уравнение насоса:
^. G.25)
Этот напор складывается из повышения статического давления
в жидкости и увеличения динамического напора за счет повышения ее
абсолютной скорости.
Так как и2 = кО2п/60, а величина с2и пропорциональна и2у то теоре-
теоретический напор, создаваемый насосом,
будет зависеть от квадрата окружной
скорости, т. е.
где kH< 1 — коэффициент, определяемый Управлени
конструкцией насоса. вращения
Формула G.26) показывает, что при
заданных размерах колеса напор пропор- Рис. 7.9. Угол недокрутки др2
ционален квадрату числа оборотов, а при
заданных оборотах напор пропорционален квадрату диаметра колеса.
Используя формулу Эйлера в виде G.24) или в виде G.25), необ-
необходимо подставлять в нее действительные значения скорости с2и, кото-
которую имеют струйки жидкости, выходящие из колеса. Согласно плану
скоростей на выходе из колеса предполагаем, что поток, текущий по ко-
колесу, полностью следует за профилем лопаток. Однако такое положение
возможно только теоретически, а именно тогда, когда на колесе было бы
размещено бесконечно большое число бесконечно тонких лопаток. При
конечном числе лопаток только струйки, непосредственно примыкающие
к передней (по ходу колеса) поверхности лопатки, следуют за профилем
лопатки. Более удаленные от лопатки струйки имеют угол выхода с ко-
колеса, меньший, чем угол р2, на угол недокрутки струйки А$2 (рис. 7.9).
По этой причине (см. рис. 7. 8) при одном и том же значении w2 скоро-
скорости с2и для этих струек становятся меньшими, а напор, вычисляемый по
формуле G.24), в удаленных струйках также уменьшается.
При выравнивании напора отдельных струек общий теоретический
напор Ят, создаваемый колесом с конечным числом лопаток, будет мень-
меньшим, чем напор, который создало бы колесо с бесконечно большим чис-
числом лопаток Ятоо. Связь между этими напорами определяется соот-
соотношением.
^ <727>
где величина р учитывает снижение напора за счет конечного числа
лопаток; чем больше снижение напора, тем больше р.
Величину р можно вычислить по приближенной формуле
\ ...... G-28)
275
x~\t)

Величина /?, а следовательно, и снижение напора будет тем больше,
чем меньше число лопаток z и чем короче канал между лопатками (чем
больше отношение D1/D2). Величина ^ учитывает качество обработки
колеса и величину выходного угла лопатки; она вычисляется для колес
центробежных насосов по соотношению
6 =1 @,55 -*- 0,68) + 0,6 sin ?2. B. 29)
Снижение напора, создаваемого колесом за счет конечного числа
лопаток, не вызывает увеличения необходимой работы или мощности,
затрачиваемой на вращение колеса. Это происходит потому, что если
колесо не полностью закручивает поток, то и энергия, соответствующая
недокрутке, не отбирается потоком от колеса. Таким образом, снижение
напора вследствие конечного числа лопаток требует только изменения
размеров колеса или увеличения числа оборотов (увеличения и2), но не
приводит к потере работы и не должно учитываться в коэффициентах
полезного действия колеса.
Как видно из формулы G.25), теоретический напор колеса зависит
от вида плана скоростей на выходе из насоса; вид плана скоростей в зна-
значительной мере определяется величиной угла Рг
Кавитация
Кавитацией, или холодным кипением, называется воз-
возникновение в потоке жидкости в зоне минимального давления разрывов
или пустот, заполняемых парами жидкости.
В общем случае согласно уравнению Бернулли при отсутствии по-
потерь полный напор жидкости
Ро _ Р \w2
У У 2g '
откуда статическое давление в потоке
,=,„- — .
При высоких скоростях движения потока статическое давление мо-
может стать меньше давления насыщенных паров ps и тогда происходит
закипание жидкости, т. е. возникает кавитация.
В колесе центробежного насоса в отношении кавитации наиболее
опасным является сечение входа жидкости на лопатки колеса, где пол-
полное давление жидкости минимально (насос еще не сообщил жидкости
энергии), а абсолютная и относительная скорость потока велики.
Высокие относительные скорости при входе на лопатку способст-
способствуют образованию полостей пониженного давления с задней стороны
лопатки (рис. 7. 10), т. е. способствуют возникновению кавитации. Кроме
того, неравномерное поле абсолютных скоростей при подходе к лопатке
вызывает дополнительное падение давления в струйках, где скорость
будет больше средней.
Наименьшее давление при входе на лопатки рт\п может быть опре-
определено как разность статического давления на входе в колесо рвх и ве-
величины дополнительного падения давления А/?ДОп вследствие образова-
образования зон пониженного давления и неравномерности абсолютных скоро-
скоростей, т. е.
Условие бескавитационной работы
Рв* — крАОп = ртХп> ps
или
Pbx-Ps > А/^доп- G-31)
276

Величина (/?BX—Ps) характеризует напор, который еще может быть
использован для увеличения скорости потока без возникновения кавита-
кавитации и называется кавитационным запасом.
При прочих равных условиях увеличение числа оборотов насоса п
и расхода Qo приводит к увеличению относительной и абсолютной скоро-
скорости потока [G.13), G.16)], а следовательно, и к увеличению опасности
возникновения кавитации. С ростом п и Qo кавитация на лопатках воз-
возникает при меньших давлениях на входе.
Кавитация нарушает нормальную работу насоса по двум причинам.
Во-первых, вследствие того, что часть объема, подаваемого насосом,
оказывается заполненной парами жидкости, происходит падение напора
и уменьшение расхода подаваемой жидкости.
Во-вторых, при попадании жидкости, имеющей в своей массе паро-
паровые мешки, в область более высоких давлений пар конденсируется и за-
заполнение объема паровых мешков
жидкостью происходит с большой1
скоростью (до 1500—1800 м/сек)у
что приводит к явлению гидравли-
гидравлического удара в момент заполнения
объема. Совокупность направлен-
направленных гидравлических ударов в фокус
полусферы паровых объемов, нахо-
находящихся на поверхности лопаток,
приводит к эрозионному разруше-
разрушению металла.
Так как кавитационная эрозия
развивается постепенно, то ввиду
малой продолжительности работы
насосов ЖРД она не опасна, однако
кавитация в насосах ЖРД недопу-
недопустима из-за падения напора и умень-
уменьшения объемного расхода.
Изменение напора при возникновении кавитации характеризуется
так называемыми кавитационными характеристиками.
Различают срывные характеристики (рис. 7. 11, а, б), т. е.
зависимость напора Н от давления на входе рвх (или величины
Рвх—ps), и кавитационные характеристики, выражающие
зависимость предельного давления на входе рВх.шв, ниже которого начи-
начинается кавитация, от числа оборотов п и расхода Q. Срывные характе-
характеристики получают по результатам испытания насосов при заданных
расходе и числе оборотов.
Предельное давление на входе рвх.кав, ниже которого начинается
кавитация, определяется как давление, при котором падение напора со-
составляет 2—3%. На основании серии проведенных испытаний строят ка-
кавитационные характеристики /?вх.кав = /(^, Q) (рис. 7. И,в). Кавитацион-
Кавитационные свойства насоса надежно устанавливаются только опытным путем.
При расчете насосов одной из основных задач является определение
максимально допустимого по условиям кавитации числа оборотов на-
насоса при заданных давлении на входе и расходе. Исходя из условия бес-
кавитационной работы G.31)
Рвх — Рз> Л/?доп
и проведя анализ величины составляющих А/7ДОп [139], [25], получим рас-
расчетную формулу для определения максимально допустимого числа обо-
оборотов насоса (формула С. С. Руднева):
3
G. 32)
Рис. 7. 10. Область пониженного давле-
давления при обтекании лопаток насоса
10
277

Здесь скр — критический коэффициент кавитации, кото-
который определяется опытным путем и характеризует собой кавитационные
качества насоса, т. е. степень предрасположения насоса к кавитации при
снижении /?вх- Впервые коэффициент скр предложен С. С. Рудневым,
поэтому его часто называют коэффициентом Руднева. Для обычных
насосов скр=800-М 100. Для колес с высокими антикавитационными
свойствами, имеющих особые формы и лопатки специального профиля,
?Кр может достигать 2000—2200. При применении осевых или шнековых
Им
Z50
150
1
Им
Z50
150
Ръх.къг
СЧ)
/ \
\
I
Ръх ica.B.
а)
S)
в)
Рис. 7.11. Кавитационные характеристики:
а, б—срывные характеристики; в—кавитационная характеристика р
.=/(«, Q)
преднасосов, что является одной из основных мер предотвращения кави-
кавитации, величина скр увеличивается до 3000—3100. Имеются данные, что
с помощью преднасосов удается повысить скр до значений 3500—4000
[139]. Шнековый преднасос не только повышает давление жидкости, но и
создает закрутку потока, уменьшающую относительную скорость движе-
движения жидкости на входе. Шнеки обычно двух- или трехзаходные; напор-
ность шнека составляет 3—20% от общего напора*.
Кавитация может быть предотвращена также наддувом баков до
2—6 ата (^0,2-f-0,6 Мн/м2) для того, чтобы соответственно повысить
давление на входе в насос.
Антикавитационные свойства насосов зависят от конструктивных
форм (число и длина лопаток, угол атаки, применение двустороннего
входа, применение переразгеренных колес), а также от термодинамиче-
термодинамических свойств подаваемого компонента [139], [141].
7.2. РАСЧЕТ И ХАРАКТЕРИСТИКИ НАСОСОВ ЖРД
Порядок расчета
Исходными данными для расчета насоса ЖРД являются: расход
компонента, объемный — Q мг/сек или массовый—G кг/сек; необходи-
необходимый напор насоса Н м и давление на входе в насос рвх. Инженерный
расчет насоса должен дать следующие основные его параметры:
— основные размеры dBT, Do, D\, bu D2i b2;
— форму колеса в меридиональном сечении, число и профиль лопа-
лопаток, размеры улитки;
— мощность и КПД;
— характеристики.
Расчет насоса можно проводить в следующем порядке.
1. Выбираем число оборотов насоса п об/мин. Оно может быть за-
задано; тогда из расчета на кавитацию необходимо найти давление на
входе Рвх.кав, обеспечивающее бескавитационную работу. Если число обо-
оборотов нужно определить, то его находят из расчета на кавитацию по фор-
формуле G.32). Если на одном валу размещается несколько насосов, то
* Подробно работа и расчет осевых шнековых преднасосов рассмотрены в ра-
работе [139].
278

число оборотов вала определяется по наименьшему расчетному числу
оборотов.
2. По формуле G.11) определяем коэффициент быстроходности ns.
3. Задаемся предварительно значениями КПД Цо = 0,9-4-0,95 при
/zs=30-=-130 (большим ns соответствуют большие г]0); r)r=0,7-f-0,9 и
г)м=0,85-*-0,98. Оцениваем предварительно \=г)ог)гг)м.
4. Находим в первом приближении потребную мощность насоса
G.10):
5. Крутящий момент на валу
л. с.
Мкр = 71620 ^кГ-с
диаметр вала находим из расчета на кручение:
'¦-У шся-
где тд кГ/см2 — допустимое напряжение на кручение.
Если диаметра вала получается неконструктивно малым, его соот-
соответственно увеличивают.
6. Из конструктивных соображений находим диаметр втулки
7. Действительный объемный расход компонента через колесо
Qo = — мъ\сек.
Ло
Я. Определяем размеры входа в колесо. По формуле G.19) находим
эквивалентный диаметр и диаметр входа
]^ мм,
где ko = 5-+-6;
Диаметр окружности Db на которой находится кромка лопатки, берется
равным Do или несколько меньшим (последнее обычно при отсутствии
преднасоса).
9. Скорость движения жидкости на входе G.12)
Со= 2й = 9s— м\сек.
f
10. Определяем ширину входа на колесо Ь\. Для улучшения анти-
кавитационных свойств вход выполняют уширенным; соответственно
ширину Ь\ находим из условия
откуда
D2
Ьх = @,375 -г- 0,625) -^-э.
279

11. Зная D{ и 6, определяем окружную скорость щ и меридиональ-
меридиональную скорость cim. Согласно уравнению G.16)
В соответствии с уравнениями G.13) и G.14)
Ч G-33)
Коэффициентом стеснения ipi предварительно задаемся @,85—0,9).
После определения 6ь z и р^ величина opi корректируется по формуле
G.15).
12. Угол наклона лопатки на входе находим из треугольника скоро-
скоростей (см. рис. 7.6): tg Ci = ^im/i/.
Угол наклона лопатки р1Л определяем в соответствии с равенством
"G. 19): Р1Л='Р1+ЛРл, где Дрл = 5-М5°. При малых углах Pi берут боль-
большие значения Дрл, так как малые Р1Л приводят к невыгодной форме меж-
межлопаточного канала (длинный узкий канал). Обычно Pin находится
в пределах 12—22°. Определив Pui, задаваясь толщиной лопатки
6i=<3-^5 мм, по формуле G.15) корректируем значение г|эь При этом
число лопаток z выбираем предварительно, по аналогии с другими кон-
конструкциями; правильность выбора проверяем в дальнейшем по равен-
равенству G.35). Если входная кромка лопатки не параллельна оси враще-
вращения, а имеет большой угол наклона, то разные точки кромки имеют раз-
разные значения щ и угол Р1Л необходимо определять для нескольких точек.
13. Определяем параметры на выходе из колеса в два приема: сна-
сначала приближенно, а затем полученные величины уточняются.
Для грубого определения диаметра D2 найдем приближенное значе-
значение окружной скорости по формуле G.26), считая НТ^НТОО:
g
где в соответствии с равенством G.6) Ят = Я/г]г.
Коэффициент kH при практических расчетах можно брать равным
0,5. По найденному значению и2 находим приближенное значение диа-
диаметра колеса:
D, 60#2 /"г ол\
2= • ('-^4)
ЯП
Задаемся величиной угла выхода потока с колеса, т. е. углом наклона
лопатки р2. Для обычных насосов р2 принимают равным 15—60° (для
водородных насосов до 90°). При этом меньшие значения р2 имеют насо-
насосы с большим значением коэффициента быстроходности п8. В отдельных
случаях, при очень высоких напорах и малых плотностях компонентов,
можно принимать значение р2 порядка 40—60°.
По найденным предварительным значениям D'2 и р2 проверяем пра-
правильность выбранного в п. 12 числа лопаток z:
,5 ———- sin • G. So)
Обычно 2 = 6-f-12.
Задаемся с2т- В первом приближении с2ш^С\т, По формуле G.22)
находим ширину колеса на выходе 62. При этом г|э2 определяем предвари-
предварительно по уравнению G.21). Величина Ь2 из конструктивных соображе-
280

ний берется не менее 4—5 мм; при этом допускается уменьшение с2т
ДО ВеЛИЧИНЫ C2m^0,5Cim.
Уточняем полученные предварительные величины. Для этого по фор-
формуле G.27) определяем #тоо = #тA+р), где р находим по формуле
G.28).
Определяем уточненное значение и2. В соответствии с рис. 7.8 фор-
формулу G.25) перепишем в виде
откуда
G. 36)
Определив u2, находим по формуле G.34) уточненное значение D2.
Если расхождение D2 с D2 более 5%, расчет проводим заново, исполь-
используя полученное значение D2 как исходное.
14. Производим профилирование колеса в меридиональном сече-
сечении. Для этого задаемся формой средней
линии колеса. Обычно форму средней
линии берем аналогичной средней линии
колеса сходного насоса. В известной сте-
степени форма средней линии определяется
величиной коэффициента быстроходно-
быстроходности ns (см. рис. 7.4).
Ширина меридионального сечения
на входе и выходе известна, так как из-
известны Ьх и Ь2. Определяем изменение ме-
меридиональной скорости ст по сечению
колеса. При этом считаем, что по сече-
сечению скорость сш изменяется .плавно
(обычно по прямой) от скорости с\т до
скорости с2т (рис. 7.12).
Ширину сечения bi на произвольном
радиусе Ri определяем по формуле, ана-
аналогичной выражению G.33) (без учета
стеснения сечения лопатками):
9о
Рис. 7. 12. Построение меридио-
меридионального сечения колеса насоса
Определив несколько значений bi при разных /?г-, профилируем боковые
стенки канала как огибающие окружностей радиусами bJ2 с центрами
на средней линии.
15. Исходя из полученных значений Du $\Лу D2 и р2, профилируем
лопатки.
16. Выбираем тип диффузора (если он необходим).
17. Определяем размеры и профилируем улитку насоса.
18. Профилируем входной и выходной патрубки насоса.
19. Определяем величины гидравлических 'потерь и находим точное
значение г\г. При большом расхождении полученного значения т]г с за-
заданным корректируем расчет*.
* Подробно проектирование участков и определение параметров, указанных в
пп. 15—19, рассмотрено в работах [25], [139], [140].
281

Характеристики насосов
Работа насоса в системе подачи ЖРД характеризуется напором Я,
расходом Q, числом оборотов п и КПД насоса г)н. При заданных Q и т)н
мощность и напор однозначно связаны уравнением G.10):
75т]н
В практике наибольшее распространение получили характеристики
в виде зависимостей напора, КПД и мощности от расхода.
Рассмотрим зависимость #=/(Q), называемую напорной ха-
характеристикой.
Рис. 7. 13. Напорные характеристи-
характеристики при постоянном числе оборотов
Рис. 7. 14. Зависимость гидравлических
потерь от расхода
При бесконечном числе лопаток согласно уравнению G.25)
В соответствии с выражениями G.23) и G.22) и учитывая, что при
бесконечном числе лопаток o|?2= 1, получим
¦Qo.
G.37)
т. е. уравнение прямой линии. Наклон характеристики #too=/(Q) зави-
зависит от величины {Ь. При Р2ОО0 (лопатки загнуты назад) получим «па-
«падающую» характеристику (рис. 7.13).
При конечном числе лопаток по формуле G.27)
Считая, что р не зависит от расхода, получим характеристику HT=f(Q)
в виде прямой, ординаты которой уменьшены в A+р) раз.
Для получения действительной напорной характеристики не-
необходимо из Ят вычесть гидравлические потери Айг. Согласно выраже-
выражению G.5) А/гг=А/гУд + /гТр. Потери на трение А/гтр возрастают пропор-
пропорционально квадрату расхода (рис. 7.14). Потери на срыв и удар АЛУД
возникают вследствие несоответствия направления потока направлению
каналов. При уменьшении расхода, а также при очень больших расходах
величина Д/гуд возрастает. Минимум гидравлических потерь (обычно со-
соответствует расчетному режиму) не совпадает с минимумом АЛУД.
Определив разность (Ят—Д/гг) при разных напорах, получим дейст-
действительную напорную характеристику при заданном числе оборотов
H=,f(Q) (см. рис. 7.13).
Рассмотрим характер изменения v\K = f(Q) (рис. 7.15,а). Согласно
условиям проектирования наибольший КПД имеет место при расчетном
282

режиме (точка С). При расходе, равном нулю (точка Л), и при напоре,
равном нулю (точка В), очевидно, КПД равен нулю. Из графика
t]h=/(Q) мы видим, что всегда есть два режима (точки а и 6), когда
КПД одинаковый (при расходах больше и меньше расчетного).
Зависимость NH=f(Q) при известных характеристиках H=f(Q) и
t)h=/(Q) можно получить по формуле G.10). ГГри Q=0 на привод на-
насоса затрачивается значительная мощность.
Рис. 7.15. Характеристики насосов r\=f(Q)\ Nu—f(Q)'t H=f(Q):
а—при /z=const; б—при разных числах оборотов
Рассмотренные выше характеристики получены при постоянном
числе оборотов. В практике применения насосов необходимо иметь ха-
характеристики при различных числах оборотов.
Они представляют собой семейство кривых (рис. 7. 15,6). Наиболее
надежно это семейство кривых
получается опытным путем,
однако, имея зависимость
H=f(Q) при одном каком-то
числе оборотов, можно пере-
пересчитать ее на другие числа обо-
оборотов на основании теории по-
подобия, согласно которой для
режимов с подобными тре-
треугольниками скоростей (подоб-
(подобные режимы)
г)вн = г]гг]0 = const; G.38)
Qj_=nL _?l=/*i\2 G.39)
Г\ „ ' т_т \ „ I \ /
Ц/2 ^2 **2 \ ^2 /
Исключая из формул G. 39) п,
получим для подобных режи-
режимов ПрИ Т]вн = COnst
Рис. 7. 16. Сетка напорных характеристик
и линий равного КПД
-т^г=-Jr=—= const.
Qi
Ql
н_
Q2
G. 40)
В координатах Я—Q линии подобных режимов выражаются пара-
параболами (рис. 7.16). Перемещаясь по линии подобных режимов, можно
по формулам G.39) посчитать напорную характеристику при любом
числе оборотов. Линии подобных режимов являются линиями по-
постоянного внутреннего КПД г]вн. Как показывают опыты, линии
постоянного полного КПД не всегда совпадают с линиями постоянного
внутреннего КПД. Из-за наличия механических потерь при малых чис-
числах оборотов, когда доля механических потерь растет и, следовательно,
г]м уменьшается, происходит более быстрое падение полного КПД rjH.
283

Графически это означает пересечение при малых Q и Я кривых постоян-
постоянного внутреннего КПД линиями постоянного полного КПД.
В области больших Q и Н в результате снижения КПД из-за возник-
возникновения кавитационных явлений также происходит замыкание линий
постоянного КПД. В итоге, линии постоянного КПД т]н имеют вид замк-
замкнутых кривых (сплошные линии на рис. 7.16).
В практике для характеристики работы' насоса при разных числах
оборотов иногда пользуются не сеткой характеристик, а универсальной
характеристикой.
Для подобных режимов в соответствии с выражением G. 39)
п2
G.41)
Зависимость H/n2=f(Q/n) дает связь между Я и Q для всех чисел
оборотов и поэтому называется универсальной характеристи-
характеристикой (рис. 7. 17).
И м
И
Рис. 7. Г/. Универсальная
характеристика
Рис. 7. 18. Определение рабочей точки
насоса
Совместная работа насоса и системы подачи ЖРД
Рабочая точка А насоса (рис. 7.18) находится как точка пересече-
пересечения напорной характеристики с гидравлической характеристикой си-
системы H = f(Q)9 определяемой уравнением F.33). Как видно, в точке А
обеспечивается устойчивая работа насоса, так как при случайном уве-
увеличении расхода до Q/ мощность насоса будет недостаточна и, наоборот,
при случайном уменьшении расхода до Q" избыток мощности насоса
опять обеспечит увеличение расхода до Qp.
Рассмотрим изменение работы насоса при основных способах регу-
регулирования расхода: а) дросселированием, б) закольцовкой, в) измене-
изменением числа оборотов.
При уменьшении расхода с Qp до Q'o дросселированием
(рис. 7. 19, а) потребный напор определится как сумма сопротивления
системы (кривая 1) и добавочного сопротивления дросселя и рабочая
точка переместится в точку Аг (кривая 2). Введение сопротивления
дросселя потребует увеличения напора и тем самым увеличения мощно-
мощности насоса Nu. Потребная мощность увеличится еще потому, что при ра-
работе насоса на нерасчетном режиме его КПД ухудшится. Таким обра-
образом, при дросселировании мы имеем непроизводительную затрату
мощности.
Меньшие непроизводительные затраты имеют место при изменении
расхода «закольцовкой» части компонента (рис. 7.20). При этом
рабочая точка остается неизменной и непроизводительная затрата мощ-
284

нести имеет место только для подачи ненужного (перепускаемого) ком-
компонента.
Для изменения расхода часто пользуются изменением числа оборо-
оборотов насоса. При этом рабочая точка перемещается по характеристике
б)
Рис 7. 19. Перемещение рабочей точки:
а—при дросселировании; б—при уменьшении числа оборотов
системы При увеличении числа оборотов от пх до п2 рабочая точка пере-
переместится из точки А в точку А' (см. рис. 7.19,6). Соответственно увели-
увеличится напор насоса Н и потребная мощность. При этом нет непроизводи-
непроизводительной затраты мощности, но необходима система, обеспечивающая
уменьшение числа оборотов насоса (обычно увеличение или уменьшение
числа оборотов достигается соответствующим увеличением или умень-
уменьшением количества рабочего тела, подаваемого на турбину).
N J
Рис. 7. 20. Схема измене-
изменения расхода закольцоз-
кой
Рис. 7.21. Зависимость
Определим зависимость изменения потребной мощности при изме-
изменении числа оборотов. Можно принять, что характеристика системы из-
изменяется по параболе, т. е„ что #=<const-Q2. Тогда согласно уравнению
G.39) режимы работы насоса при изменении числа оборотов будут
подобными. Если считать г)м = const, то в соответствии с формулой
G.38) т]н = г]внГ)м = const.
Сопоставляя для подобных режимов выражения G.39) и G.10),
можно выразить зависимость потребной мощности от числа оборотов
в виде
Nn0Tp = Cn\ G.42)
где С — постоянный коэффициент.
Кривая зависимости Мютр=/(я) показана на рис. 7.21.
285

7.3. ТУРБИНЫ ТНА
Классификация турбин
Одним из основных элементов ТНА является газовая турбина.
В турбине потенциальная энергия продуктов сгорания из газогенератора
или паров охладителя .преобразуется в механическую работу турбины.
Преобразование энергии газа происходит в неподвижном сопловом аппа-
рапе турбины и на лопатках рабочего колеса турбины. Элементарная
схема турбины представлена на рис. 7.22. При расширении газа в сопло-
//////л
—
Рис. 7. 22. Элементарная схема и треугольники скоро-
скоростей турбины:
а—активной; б—реактивной
вом аппарате скорость газа возрастает от скорости входа с0 до скорости
выхода с\. С этой скоростью с{ газ попадает на лопатки рабочего колеса,
имеющего окружную скорость
ttDn ,
и = м сек.
60 '
G.43)
Относительная скорость входа на лопатки W\ складывается из абсолют-
абсолютной скорости с\ и окружной скорости и в данной точке, взятой с обрат-
обратным знаком. В межлопаточном канале газ меняет свое направление и вы-
выходит со скоростью w2. Вследствие поворота струи и в некоторых слу-
случаях (реактивная турбина) ее ускорения возникает сила действия на
лопатки Р, вращающая турбину. Складывая относительную скорость w2
с окружной и, найдем абсолютную скорость выхода газа с лопаток ко-
колеса с2. Окружное усилие, действующее на лопатки Ри, можем опреде-
определить по теореме импульсов, проектируя векторы скоростей потока сх и
с2 и силу действия газа на лопатки Р на окружное направление:
G_
g
G.44)
286

Величина располагаемой работы, т. е. максимально воз-
возможной работы турбины без потерь, определяется адиабатическим пере-
перепадом тепла йад (тепл опереп а дом) от параметров газа в затормо-
заторможенном состоянии на входе в турбину (р*х; Г*х ) до давления на выходе
Рвы* (рис. 7.23):
Рвы
G.45)
При анализе работы турбин используется понятие адиабатиче-
адиабатической скорости (рис. 7.23)
5 у-,77д. G.46)
В активной ступени без учета потерь сад = С1. Кинетическая энергия
caJ^S эквивалентна адиабатическому перепаду тепла в ступени.
По различным признакам турбины разделяют на активные и реак-
реактивные, осевые, радиальные и тангенциальные, одноступенчатые и мно-
многоступенчатые. Кроме того, отличают турбины со ступенями скорости
и ступенями давления, парциальные и непарциальные, одновальные и
двухвальные.
Разделение на активные и реактивные турбины производится оо
способу распределения перепадов давления в ступени турбины.
В активных турбинах весь перепад давления, приходящийся
на ступень, срабатывается в сопловом аппарате, а на рабочих лопатках
колеса турбины перепад давлений отсутствует. В межлопаточном канале
колеса -поток поворачивается и на лопатки действует сила реакции.
Таким образом, часть энергии газов передается ротору и абсолютная
скорость газа уменьшается. Если пренебречь потерями, относительная
скорость w остается неизменной, т. е. Wi = w2. В реактивных турби-
турбинах общий перепад давления разделяется на сопловой аппарат и рабо-
рабочие лопатки. Вследствие расширения газа на рабочих лопатках относи-
относительная скорость w возрастает, т. е. w2>W\. Отношение адиабатиче-
адиабатического перепада тепла, срабатываемого на рабочих лопатках, к полному
перепаду тепла на ступени называется степенью реактивности:
G.47)
Разделение на осевые, радиальные и тангенциальные турбины про-
производится по направлению газового потока (рис. 7.24).
Осевыми турбинами называются турбины, в которых направле-
направление потока в меридиональйом сечении параллельно (или почти парал-
параллельно) оси турбины.
Радиальными называются турбины, в которых направление
потока в меридиональном сечении перпендикулярно оси турбины.
В зависимости от направления потока газа различают центростре-
центростремительные (направление потока от периферии к центру) и центро-
центробежные (направление потока от центра к периферии) турбины.
Из-за больших поверхностей трения и дополнительных поворотов
газа при малых и/сад КПД радиальной турбины меньше, чем КПД осе-
осевой турбины. Однако в малоразмерных турбинах разница в КПД цент-
центростремительной радиальной турбины и осевой турбины невелика. Ра-
Радиальную турбину можно регулировать поворотом лопаток соплового
аппарата. В некоторых случаях применение радиальной турбины упро-
упрощает компоновку ТНА.
287

Тангенциальными называются турбины, в которых газ дви-
движется по окружности в плоскости, перпендикулярной к оси турбины,
и за счет трения увлекает за собой лопатки турбины.
По числу ступеней различают одноступенчатые и много-
многоступенчатые турбины (рис. 7.25).
В многоступенчатой турбине газ после выхода из лопаток колеса
попадает в спрямляющий (сопловой)
аппарат и снова поступает на колесо во
второй ряд рабочих лопаток. Число сту-
ступеней может быть два, три и более. При-
Применение многоступенчатых турбин позво-
позволяет использовать больший теплоперепад,
хотя установка ступеней связана с допол-
дополнительными гидравлическими потерями,
вследствие чего максимальное значение
КПД многоступенчатой турбины меньше,
чем КПД одноступенчатой (см. рис.
7.30). Однако, как мы увидим ниже, при
открытой схеме турбины ТНА работают
при малых значениях и/сад, поэтому
в ТНА в ряде случаев для увеличения
КПД целесообразно применять двухсту-
двухступенчатые турбины. Применение более
двух ступеней дает незначительный вы-
выигрыш в работе.
Различают многоступенчатые турби-
турбины со ступенями скорости и со
ступенями давления. В первых
перепад давлений срабатывается в соп-
сопловом аппарате первой ступени, и полу-
полученная кинетическая энергия постепенно используется на других ступе-
ступенях. В турбине со ступенями давления в каждой ступени срабатывает
определенный -перепад давления. Турбины со ступенями скорости имеют
меньший КПД, однако, при ступенях скорости, во-первых, требуется
меньшее количество ступеней для использования заданного теплоперепа-
да (при одинаковой окружной скорости); во-вторых, при срабатывании
всего теплоперепада в сопловом аппарате первой ступени более сущест-
существенно снижается температура газа, поступающего в последующие сту-
ступени; в-третьих, осевые силы меньше.
вых
Рис. 7.23. Адиабатическое расши-
расширение газа в ступени
Рис. 7. 24. Типы турбины:
а—осевая; б—радиальная центростремительная; в—тангенциальная:
/—сопловый аппарат; 2—лопатки
В целом турбины со ступенями скорости проще и в сравнительно
небольших ЖРД целесообразны. В двигателях больших тяг с открытой
схемой, когда эффективность ТНА играет существенную роль, возможно
применение турбин со ступенями давления.
288

Разновидностью многоступенчатой турбины со ступенями скорости
является турбина с поворотом подвода газа (рис. 7.25,в). В этих тур-
турбинах газ из рабочих лопаток колеса поступает в поворотный канал, где
изменяется направление потока, и повторно подводится к рабочему ко-
В
'/Л
Рис. 7. 25. Многоступенчатые турбины.
а—со ступенями скорости; б—со ступенями давления; в—с поворотом
газа
лесу. Такая турбина имеет большие потери, но зато рабочее колесо
имеет один венец. Известно применение турбины с поворотом потока
в ЖРД «Вальтер» [25].
По степени использования проходного сечения соплового аппарата
различают парциальные и непарциальные турбины.
Парциальными называются турбины, в кото- I f
рых сопловые каналы имеются только на части Л [ 1л1
окружности. Отношение рабочей дуги соплового
аппарата ар ко всей окружности называется сте-
степенью парциальности:
360
Парциальность вызывает дополнительные потери.
Однако при малых расходах газа (что часто имеет
место в ЖРД) применение парциальности позволяет
получить турбину достаточного диаметра (для
обеспечения и) с лопатками приемлемой длины.
В конечном счете, в ряде случаев улучшение КПД
турбины за счет увеличения и и за счет увеличения
длины лопаток получается большим, чем падение
его вследствие -потерь на парциальнссть. Кроме
того, при заданной температуре газа температура
лопаток парциальной турбины ниже. Рис. 7.26. Двух-
По числу валов различают одновальные и двух- вальная турбина
вальные турбины. Схема двухвальной турбины
показана на рис. 7. 26. Применение двухвальной турбины в ТНА ЖРД
может оказаться целесообразным из-за значительной разницы в макси-
максимально допустимых числах оборотов насосов горючего и окислителя
10 908
289

(см. табл. 7. 1). Однако применение двухвальных турбин в ТНА может
привести к усложнению запуска и регулирования двигателя и усложняет
конструкцию ТНА в целом.
Основные параметры турбин ТНА
Расчет турбин ТНА принципиально не отличается от расчета авиа-
авиационных газовых турбин и подробно изложен в работах [132], [134], [136].
Рассмотрим специфику оценки и выбора основных параметров работы
турбины применительно к ТНА.
Потребная мощность турбины NT определяется в общем случае как
сумма потребных мощностей насосов окислителя Л/н>0, горючего NHmT и
вспомогательных агрегатов NBCn, приводимых турбиной:
, G.48)
При отсутствии вспомогательных агрегатов
NT = Na.0 + Na,. G.49)
В соответствии с выражением G.10)
N = Ap0G0 , A/?rGr ^ 7 50)
75уЛ
Если принять кро = крг=кр и считать 'ПН0 = 'ПНг = 11н, то
G.51)
где G=G0+Gt;
YT — плотность топлива,
Y^-f^-- G-52)
Yr Yo
Потребная мощность турбины на тонну тяги NTjP
приближенно может быть определена по формуле G.51):
NT _ ApG = А/э ,j 5gv
На рис. 7.27 приведена приближенная расчетная зависимость NT/P =
= /(р2). Мы видим, что для ориентировочных оценок можно принимать
— л. с1Ттяги-=\р2\ кГ\см?. G.54)
Мощность турбины (располагаемая)
Л^=^.ОТ, G.55)
где GT— расход рабочего тела через турбину;
т]т — КПД турбины.
Степень расширения газа в турбине
ят = -^-. G.56)
В соответствии с равенством G.55) увеличение степени расширения,
повышая Lafl, приводит к увеличению располагаемой мощности турбины.
Однако при больших значениях ят прирост ?ад hJVtc дальнейшим уве-
увеличением ят незначителен. Поэтому при открытой схеме степень расши-
расширения берется в пределах 15—40.
290

В ТНА установок, работающих по замкнутой схеме, степень рас-
расширения газа на турбине определяется путем увязки располагаемой
мощности турбины и потребной мощности насосов (см. гл. VIII).
Обычно для замкнутых схем ят находится в пределах 1,3—1,8.
В зависимости от величины ят турбина может работать как дозву-
дозвуковая, т. е. с дозвуковыми скоростями в проточной части, и как
сверхзвуковая, т. е. со сверхзвуковыми скоростями в проточной
части. Сверхзвуковые турбины характерны для ТНА открытых схем.
В ТНА замкнутых схем обычно турбины дозвуковые, хотя при значениях
давлений в камере, близких к максимальным (см. § 8. 1), возможно уве-
увеличение отношения давлений /?в*/рВых ДО сверхзвукового.
Давление на выходе из турбины (противодавление)
/?вых определяет при заданной степени расширения ят давление на входе
в турбину и его уменьшение при-
приводит к снижению массы ТНА. Та-
Таким образом, желательно всегда
иметь возможно меньшее рВых-
В турбинах ТНА замкнутых
схем рвых определяется как сумма
давления в камере р2 и величины по-
потерь давления на участке от тур-
биуы до камеры сгорания Арг'
G.57)
NT/p
Вт л. с.
"тяги 7ТЯГИ
9,375
7,50
5,625
3,75
1,875
О
-115
-100
- 75
50
25
О
2
Л
/У
w
//
/у
У ело 5а я
уГ расчета
50 75 /00 125 Г,
В турбинах ТНА открытых схем
желательно иметь возможно мень-
меньшее давление рВых. Однако прини-
принимать рвых равным давлению окру-
окружающей среды /?н не всегда целесо-
целесообразно, так как при изменении
высоты полета будет изменяться
давление на выходе, а следова-
следовательно, и режим работы ТНА. Для обеспечения постоянства режима ра-
работы ТНА в конце выхлопной трубы иногда устанавливается насадок
со сверхзвуковым соплом Лаваля. При этом величину рвых устанавли-
устанавливают из следующих соображений. Если обеспечить просто сверхкритиче-
?У5 490 687 981 4?25 :„ н/см2
Рис. 7.27. Зависимость NTIP=t(p2):
;_О2+керосин; 2—НМО3-гкеросин;
открытая схема; замкнутая
схема
ский перепад давлений, то рвых должно быть в( ~^~") Раз больше,
чем /?„, т. е. примерно в 1,7—1,9 раза. Однако, если учесть, что насадок
с соплом Лаваля может работать на режиме перерасширения, т. е. с дав-
давлениями на выходе из насадка, равными @,3—0,4) рш давление ръых
можно уменьшить и брать приблизительно равным 1,3 /?и.
Таким образом, использование перерасширения в выхлопной на-
насадке позволяет на 40—50% уменьшить давление рВых, необходимое для
обеспечения постоянного режима работы ТНА. В некоторых случаях для
получения постоянного и достаточно малого значения рвых выхлопные
газы из ТНА направляют в поток у среза сопла.
Температуру газа, поступающего на турбину Т*нх
выбирают исходя из прочностных возможностей элементов турбины.
В зависимости от режима и времени работы, а также материала лопаток
7^х берут в пределах 750—1200° К. В некоторых случаях при кратковре-
кратковременной работе Г*х увеличивают.
Число оборотов турбины п чаще всего определяется мак-
максимально допустимым по условиям кавитации числом оборотов насоса
10*
291

(см. § 7.1). При этом в одновальном ТНА (см. рис. 7.40) число оборо-
оборотов турбины лимитируется числом оборотов насоса окислителя. При
редукторной схеме ТНА выбор числа оборотов турбины определяется
условиями экономической работы турбины при достаточно малых
габаритах.
КПД и выбор и/сад в турбинах ТНА
Потери работы в турбине складываются из следующих видов потерь:
а) гидравлические потери в сопловом аппарате Lc;
б) гидравлические потери при течении газа в рабочем колесе LR\
в) с выходной скоростью Ьвых;
г) на трение диска и вентиляционные потери LB;
д) за счет утечек газа через уплотнения и радиальные зазоры рабо-
рабочих и сопловых лопаток (последнее — в многоступенчатых турбинах) LyT;
е) механические потери LM.
Величина гидравлических потерь Lc и 1Л характеризует степень
совершенства проточной части турбины и оценивается адиабатиче-
адиабатическим (лопаточным) КПД
^ад — } • (/.Об)
Сущность потерь с выходной скоростью Ьвых в том, что газ по выходе
из рабочих лопаток турбины обладает определенной конечной скоростью
с2, а следовательно, и кинетической энергией, т. е.
Вычитая из располагаемой работы ?ад сумму гидравлических потерь
^с+?л и потери с выходной скоростью, определим работу на лопатках,
или окружную работу турбины:
La = Ld,-(Lc + L^rLBaK). G.60)
Отношение окружной работы к располагаемой называется окруж-
окружным КПД:
Х = ^. G.61)
Lai
Потери на трение диска (дисковые потери) вызываются трением
боковых поверхностей диска. Вентиляционные потери возникают только
в парциальных турбинах. При малой степени парциальности @,2—0,3)
величина потерь может составить 20—30%. Эти потери характерны для
парциальных турбин ТНА установок, работающих по открытой схеме.
При отсутствии парциальности (е=1) вентиляционные потери отсутст-
отсутствуют. Необходимо иметь в виду, что величина потерь за счет парциаль-
парциальности существенно зависит от конструктивного выполнения соплового
аппарата. Использование соплового аппарата, собранного в одном сек-
секторе (рис. 7. 28, а), более эффективно, чем симметричное расположение
по окружности колеса нескольких секторов (рис. 7.28,6).
Потери на утечки зависят в первую очередь от величины радиаль-
радиального зазора б между лопатками и корпусом, а в многоступенчатых тур-
юинах — еще и от зазора между сопловыми лопатками и диском. При
длинных лопатках относительная величина зазора 6/1 (где / — высота
лопатки) невелика и потери также невелики. При коротких лопатках,
292

что характерно для турбин ТНА, б// сравнительно велико и потери ста-
становятся ощутимыми.
Вычитая из окружной работы вентиляционные и дисковые потери
и потери на утечки, получим внутреннюю работу турбины:
Lt = Lu-(LB + Lyl). G.62)
Отношение внутренней работы к располагаемой называется внут-
внутренним КПД:
-¦-г1-
G. 63)
Вычитая из внутренней работы механические потери на трение в под-
подшипниках и уплотнениях, получим эффективную
работу турбины Le\
Le = L^Lu. G.64)
Отношение эффективной работы к внутренней
называется механическим КПД:
Лм = ^.
G. 65)
Рис. 7. 28. Расположе-
Расположение соплового аппара-
аппарата в парциальной тур-
турбине:
а—рациональное. б—не-
б—нерациональное
Отношение эффективной работы к располагаемой
называется эффективным КПД или просто
КПД турбины т|т:
% = ^ G.66)
Очевидно, что
r)T = ri..r]M. G.67)
Величина т]м обычно равна 0,95—0,99. Величина т]т для турбин ТНА
открытой схемы находится в пределах 0,3—0,7 (см. табл. 7.2). Для тур-
турбин ТНА установок, работающих по замкнутой схеме, вследствие увели-
увеличения и/саА увеличивается и т]т.
Зависимость КПД от и/сая и выбор окружной скоро-
скорости. Из всех потерь основными являются потери с выходной скоростью.
В соответствии с равенством G. 59) эти потери тем меньше, чем меньше
абсолютная выходная скорость с2. В свою очередь скорость с2 зависит
от окружной скорости и, срабатываемого теплоперепада, т. е. скорости
Сад (или в частном случае для активной турбины скорости Cj), и степени
реактивности q.
Исследование изменения окружного КПД турбины г\и показывает,
что ци в первую очередь зависит от отношения и/сад (или и\с\ для актив-
активной турбины). Типичный вид зависимости т]и = /(«/?ад) показан на
рис. 7.29. При и/сад = 0, т. е. при неподвижной турбине, очевидно, r\v
также равен нулю. По мере увеличения и/са]Х величина г\и растет и при
каком-то значении и/с^ значение у\и достигает максимума. При
дальнейшем увеличении и/сад уменьшается г\и главным образом из-за
возрастания потерь с ростом выходной скорости. На рис. 7. 29 показаны
коэффициенты гидравлических потерь в сопловом аппарате %г и на ра-
рабочих лопатках ?л. Величина gc определяется только работой соплового
аппарата и от и/сад не зависит. Гидравлические потери на лопатках уве-
увеличиваются с уменьшением и/сатЛ.
Можно показать [134], что относительные потери на вентиляцию и
трение 1В и потери на утечки ?ут пропорциональны (и/саА)п, где п>\. На
рис. 7.9 пунктиром нанесены относительные потери (|в + ?ут). Вычитая
из Ци относительные потери, найдем величину внутреннего КПД:
г). ^ п — fc _L S )
G. 68)
2РЗ

Для многоступенчатой турбины значение (и/садH^и соответствующее
максимальному значению КПД, тем больше сдвигается влево, чем
больше число ступеней (рис. 7.30,а). Хотя максимальное значение КПД
при этом уменьшается, при малых значениях (a/caA)opt величина КПД
многоступенчатой турбины выше. Поэтому при
малых и/сад часто рационально применение
двухступенчатых турбин.
При увеличении степени реактивности
турбины q значения (и/сад)орь соответствую-
соответствующие максимальному КПД, увеличиваются
(рис. 7.30,6); кроме того, характеристики
г\и = }(и/сар) при этом протекают более полого,
что иногда имеет большое значение. В ТНА
установок с замкнутой схемой, имеющих ма-
малый перепад давлений и, как следствие, малые
значения сад, т. е. сравнительно большие зна-
чения (w/^ад), часто рационально применение
0Л /0>Ц 0,6 и/СьАреактивных турбин.
fU/c \ t Величина окружной скорости и зависит от
ад ор числа оборотов турбины и диаметра колеса.
Рис. 7. 29. Баланс энергий вЧисло оборотов турбины часто ограничено до-
турбине в зависимости от ^Допускаемым числом оборотов насосов. Повыше-
Повышение же и за счет увеличения диаметра колеса
приводит к увеличению габаритов и массы ТНА. Кроме того, при малых
расходах газа увеличение диаметра повлечет за собой уменьшение сте-
степени парциальности, т. е. увеличение потерь. Учитывая указанные сооб-
соображения и требования прочности, величину окружных скоростей в тур-
турбинах ТНА берут в пределах 250—350 м/сек.
В турбинах ТНА установок с открытой схемой вследствие большого
перепада давлений на турбине ят срабатываемый теплоперепад (т. е.
0,8
0,6
04
OP
у
г
sir'
'A
i
1
^ч
1
I
1
>
4
1
1
1
1
I
1
О 0,1 0,2 0,3 0,4и/с&д 0 0,2 й>9 0,0 0,8 а/с^
а) б)
Рис. 7.30. Влияние числа ступеней (а) и степени реактивности (б)
на КПД
значения сад) весьма значителен. Так, для одноступенчатой активной
турбины величина Сл=фСад доходит до 1000—1400 м/сек. Вследствие
этого значения и/саДу при которых работает турбина, невелики и нахо-
находятся в пределах 0,1—0,3 (см. табл. 7.2). В турбинах установок с замк-
замкнутой схемой перепады давлений ят невелики и сад значительно меньше.
Поэтому для них значения и/с&д составляют величину порядка 0,4—0,6.
Типы турбин ТНА
Специфика условий работы турбины в ТНА и требования к ТНА,
как важнейшему агрегату двигательной установки, определяют типы
турбин, которые рационально использовать при различных схемах дви-
двигательных установок ЖРД.
294

В ТНА жидкостных ракетных двигателей применяются главным
образом осевые активные турбины. Эти турбины конструктивно проще
и достаточно надежны в работе. Для ТНА жидкостных ракетных двига-
двигателей, работающих по открытой схеме, характерно применение парциаль-
парциальных активных турбин. Дело в том, что при открытой схеме для уменьше-
уменьшения потерь компонентов на привод ТНА стремятся уменьшить расход
рабочего тела на турбину (это достигается увеличением перепада давле-
давления ят). Вследствие малых расходов турбину целесообразно выполнять
парциальной. Наличие же парциальности обусловливает применение
активных турбин, так как в реактивных турбинах вследствие перепада
давлений на лопатках колеса возникли бы большие потери из-за пере-
перетекания газа в необтекаемые потоком каналы. Кроме того, при малых
и/^ад (что характерно для турбин ТНА открытых схем) снижение степени
реактивности приводит к увеличению КПД.
В ТНА двигателей открытых схем используют как одно-, так и двух-
двухступенчатые турбины, чаще со ступенями скорости. В ТНА жидкостных
ракетных двигателей с замкнутой схемой в основном используются осе-
осевые одноступенчатые турбины. Применение нескольких ступеней при
этом нецелесообразно из-за малого срабатываемого теплоперепада. При
замкнутой схеме вследствие больших значений и/сад наряду с активными
турбинами могут использоваться и турбины с небольшой реактивностью.
Из удобства компоновки при замкнутой схеме возможно применение ра-
радиальных турбин.
Если для раскрутки ТНА применяются специальные турбинки, рабо-
работающие от пиростартера, то их обычно выполняют осевыми, односту-
одноступенчатыми, парциальными.
т. е. зависимость
Характеристики турбин
•
Зависимость изменения того или иного параметра работы турбины
(мощности, крутящего момента, КПД и т. д.) от режима работы тур-
турбины (числа оборотов, расхода газа и т. д.) называется характери-
характеристикой турбины.
Различают нормальные характеристики
между абсолютными параметрами ра-
работы, и универсальные, т. е. зави-
зависимость между комплексами парамет-
параметров работы турбины. Построение раз-
различных характеристик подробно рас-
рассмотрено в работах [132], [134].
Для анализа совместной работы
турбины и насосов рассмотрим харак-
характеристику изменения мощности тур-
турбины в зависимости от числа оборотов
NT = f(n). Для простоты допустим, что
при постоянном перепаде давлений ят
расход газа, степень реактивности и
скорость газа w2 не зависят от числа
оборотов п. Рассмотрим изменение треугольников скоростей при измене-
изменении числа оборотов (рис. 7.31). За исходные примем треугольники ско-
скоростей при работе на расчетном режиме. Из рис. 7.31 видно, что если
Рис. 7.31. Изменение треугольников
скоростей при изменении числа обо-
оборотов
= ?lp =>const; W2 = W2p = const;
TO
= ^i« p = const;
-2йр-
G. 69)
295

Подставив полученное в выражении G.69) значение с2и в формулу
G. 44), получим
/>и= —
Крутящий момент турбины
G.70)
При и = 0 получим значение максимального
крутящего момента Л1
Рис. 7. 32. Характеристики
получим
Мощность турбины
, + «p)-f. G.71)
Так как в выражении G.70) все величины,
кроме скорости и> не зависят от числа оборо-
оборотов, зависимость MK = f(n) выражается пря-
прямой. Следовательно,
Обозначив
.И„,„ах
-1'к.р '
1 \ П
к'р лр '
G
G.
G-
72)
73)
74)
N
т
716,2
G.75)
Подставив равенство G.74) в выражение G.75), получим характери-
характеристику изменения мощности по числу оборотов при постоянном расходе
газа
т т р
G.76)
Эта характеристика выражается параболой и представлена на рис. 7. 32.
При различных расходах газа получим семейство характеристик. При-
Приравнивая нулю .первую производную dNT/dn, находим число оборотов я,
соответствующее максимальному значению мощности NTmax и значе-
значение jVT.max:
п = п ? ; NimVi = NTmTt—^ . G.77)
7.4. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ТУРБИНЫ И НАСОСОВ
Характеристика совместной работы насосов и турбины опреде-
определяется в первую очередь способом подачи рабочего тела на турбину —
независимо от ТНА или от насосов, приводимых в действие ТНА.
Первый способ обычно применяется при приводе ТНА от ПГГ, имею-
имеющего свою вытеснительную подачу (см., например, ракету А-4). При этом
подача компонента в ПГГ не зависит от работы ТНА. Во втором случае
компоненты в ПГГ или ЖГГ подаются насосами ТНА. При этом подача
уже зависит от режима работы ТНА. Рассмотрим совместное протекание
характеристик N = f(n) и запуск ТНА в каждом из указанных случаев.
296

Совместная работа турбины и насосов при независимой подаче
рабочего тела
При независимой подаче параметры рабочего тела р*х, Гвх GT
остаются постоянными и не зависят от работы ТНА. При этом согласно
уравнению G.76) характеристика турбины NT = f(n) пройдет, как пока-
показано на рис. 7.33. Насосы ТНА связаны с системой подачи, имеющей
свою гидравлическую характеристику. Для каждого из насосов согласно
выражению G.42) Nn=Cn3. Очевидно, и зависимость потребной мощ-
мощности всех насосов можно выразить как
2Л'=-С-л8. G.78)
N
Рис. 7. 33. Характеристики совмест-
совместной работы турбины и насосов при
независимой подаче рабочего тела
Рис. 7. 34. К оценке устойчиво
сти рабочего режима
Совместный график характеристик насосов и турбины показан на
рис. 7.33. Точка А — рабочая точка, где
L1VH = NT. G.79)
При изменении числа оборотов от 0 до nv (раскрутка ТНА) имеем из-
избыток мощности турбины (заштрихованная область), т. е.
NT = I7VH + 7VH3r.. G.80)
При п = пр мощность /VH36 = 0.
Устойчивость работы ТНА на рабочем режиме (точка А) определяется
величиной угла между характеристиками насосов и турбины. При таком
протекании характеристик, как показано на рис. 7. 33, в точке А режим
работы ТНА будет устойчивым, так как при случайном отклонении числа
оборотов от расчетного получим избыток + ANT (при n'<nv) или недо-
недостаток —ANT (при п">яр) располагаемой мощности, и система вернется
в рабочую точку. Таким образом, условие устойчивой работы
G.81)
dn dn
Запас устойчивости определяется величиной ДУУТ при отклонении от ра-
рабочего режима, т.е. величиной угла между характеристиками (рис. 7. 34).
При малой величине угла между характеристиками (показано пункти-
пунктиром) ДЛАр мало и может иметь место разброс значений N и п рабочего
режима (плавающий режим). Чем больше угол между характеристи-
характеристиками, тем устойчивее режим.
297

Раскрутка ТНА при независимой подаче рабочего тела
Определим время раскрутки ТНА до рабочего числа оборотов.
В формуле G.80) мощность 2NH расходуется на прокачку компо-
компонентов; избыток мощности Л^изб идет на раскрутку ТНА, т. е.
AU = ArT-E7VH. G.82)
Если / — момент инерции ротора ТНА и присоединенных масс жидкости,
а со — угловая скорость вращения ротора, то
AT Г п(Х>
N„36 = •/<¦>—"•
dt
G.83)
Подставляя выражение для jVH36 в равенство G.82)
и интегрируя, найдем время раскрутки ТНА до вы-
выхода на рабочий режим
_ г-р Ус»
G.84)
Рис 7.35 Сокращение Определение тр обычно производится численным
времени выхода на интегрированием. Чем меньше / и чем больше ЫИЗб,
режим увеличением тем быстрее протекает раскрутка ТНА. С этой точки
расхода рабочего тела
зрения присоединенные массы жидкости должны
быть меньшими. Однако если производить раскрутку насосов без при-
присоединенных масс (т. е. без компонентов) и затем включить подачу ком-
компонентов в насосы, получится сильный гидравлический удар, который
может разрушить ТНА. Поэтому часто начинают раскрутку ТНА и за-
заполнение насосов одновременно, получая при этом некоторый выигрыш
во времени выхода на режим.
Для уменьшения времени выхода на режим можно до определенного
числа оборотов пв (рис. 7. 35) подавать на турбину больший расход, что
обеспечит больший избыток мощности Л^ИЗб при выходе на режим. При
достижении числа оборотов пв (точка В) расход рабочего тела умень-
уменьшают до номинального.
В ТНА мощных ЖРД, имеющих большие вращающиеся массы,
время выхода на режим тр может достигать значительных величин.
Однако большие значения тр означают лишний расход топлива; кроме
того, для ряда ракет (верхние ступени космических ракет, зенитные ра-
ракеты и т. д.) желательно иметь тр возможно меньшим. Обычно значения
тр достигают нескольких секунд (у двигателя Н-1 тр~1,2 сек).
Совместная работа турбины и насосов при зависимой подаче
рабочего тела
При зависимой подаче в ПГГ или ЖГГ компоненты поступают в га-
газогенератор от насосов ТНА. В этом случае по мере увеличения числа
оборотов ТНА от 0 до nv расход компонентов в газогенератор возрастает
от нуля до расчетного расхода. Соответственно и давление в газогенера-
газогенераторе повышается до расчетного. Если соотношение компонентов в ЖГГ
v>Krr остается постоянным (или если газогенератор однокомпонент-
ный — ПГГ), то температуру в газогенераторе можно считать по-
постоянной.
Располагаемая мощность турбины по мере увеличения расхода ра-
рабочего тела будет возрастать по кривой О А (см. рис. 7.32) до расчетной
(точка А). При этом на всех режимах при числах оборотов, меньших
расчетного, характеристика NT = f(n) пройдет ниже характеристики при
постоянном расходе, во-первых, вследствие уменьшения расхода и, во-
298

вторых, вследствие резкого увеличения потерь при работе на нерасчет-
нерасчетных режимах с уменьшенными расходами рабочего тела.
Характеристики совместной работы насосов и турбины для двух
возможных случаев приведены на рис. 7.36. В первом случае (рис.
7.36, а) кривая располагаемой мощности NT = f(n) во всем диапазоне
чисел оборотов от 0 до пр пройдет выше кривой потребной мощности
I>Nu = f(n). Этот случай принципиально не отличается от раскрутки
насоса при независимой подаче рабочего тела. Однако избыток мощно-
мощноРис. 7. 36. Характеристики совместной работы турбины и на-
насосов при зависимой подаче рабочего тела
сти турбины //Изб будет значительно меньше (заштрихованная область),
вследствие чего время выхода на режим резко возрастет. При работе
ТНА с зависимой подачей часто может встретиться второй случай, когда
при начале раскрутки располагаемая мощность меньше потребной
(рис. 7.36,6) NT<NH, т. е. до точки и для раскрутки ТНА необходимо
постороннее воздействие от специального стартового устройства. Харак-
Характеристика располагаемой мощности дважды (в точках В и А) пересе-
пересекается с характеристикой потребной мощности. В точке В режим не-
неустойчивый. При смещении вправо от точки В ТНА будет набирать обо-
обороты; при смещении влево ТНА заглохнет; в точке А режим работы
устойчивый.
Раскрутка ТНА при зависимой подаче рабочего тела
При зависимой подаче рабочего тела задача раскрутки ТНА сво-
сводится к тому, чтобы с помощью пускового устройства (стартера) «забро-
«забросить» ТНА на режим с числом оборотов большим, чем nmin (точка В).
Как мы отмечали ранее (§ 6.2), для раскрутки могут использоваться
стартеры с ПАД, со сжатым газом и с ПГГ, имеющим независимую
подачу. В некоторых случаях избыточная располагаемая мощность при
раскрутке создается за счет подпора в топливных баках и напора столба
компонентов.
Характеристики совместной работы турбины и насосов при запуске
с помощью стартера показаны на рис. 7.37. Пусковое устройство рассчи-
рассчитывают из условия обеспечения ПпуСк = A,1-т-1,2)/гщщ. При этом время
раскрутки до Япуск определяется условием, аналогичным условию G.84):
"пуск
-5-
- flfco.
G.85)
Чем мощнее пусковое устройство, тем меньше Тпуск, но и тем больше
его масса, что особенно надо учитывать, если устройство размещается
на ракете. Благодаря высокой надежности (^99,8%) большое распро-
299

N
ТНЙ pal omen
на основной Г Г
странение получили стартеры с ПАД. На рис. 7.38 показан ПАД для
двигателя Н-1. В ПАДе три пороховых шашки, расположенные телеско-
телескопически. При раскрутке ТНА установок
с замкнутой схемой при выборе типа пуско-
пускового устройства и компоновки ТНА следует
учитывать, что в случае использования стар-
стартера с ПАД продукты сгорания ПАД, как
правило, имеют отрицательный кислородный
баланс. Поэтому, если ЖГГ окислительный,
то во избежание опасности заброса темпе-
температуры при догорании продуктов сгорания
ЖГГ и пороховых газов целесообразнее ста-
ставить стартовую турбину.
Раскрутка
от стартера
Рис. 7. 37. Характеристики ТНА
при запуске пусковым устрой-
устройство?!
Рис. 7. 38. Пусковой ПАД двигателя Н 1:
/—корпус; 2—воспламенитель; 3—запальник; 4—датчик давления; 5—
разрывные мембраны; 6—пороховые шашки
Компоновка ТНА
Конструкцию и характеристики работы ТНА в значительной мере
определяет принятая схема компоновки его, а также тип основных агре-
агрегатов, т. е. насосов и турбин.
По компоновочной схеме различают одновальные (безредуктор-
ные),редукторные и раздельные ТНА.
Наиболее распространены одновальные ТНА (рис. 7.39, Л).
Они проще по конструкции и надежнее в работе. Однако недостаток их
в трудности (а иногда и невозможности) обеспечения работы насосов
и турбины при параметрах (КПД, число оборотов), близких к опти-
оптимальным.
Дело в том, что при одновальной компоновке числа оборотов тур-
турбины и всех насосов одинаковы. При этом максимально возможное
число оборотов вала лимитируется наименьшим из максимально допу-
500

стимых чисел оборотов nmax насосов, размещенных на валу. В свою оче-
очередь, согласно равенству G.32)
Сир
(¦
10Y
—I J
Рис. 7. 39. Схемы компоновки ТНА:
А—одновальные ТНА; Б—редукторные ТНА: В—раздельная компоновка;
/—радиальная турбина; 2—камера сгорания; 3—рабочее тело
Если для качественной оценки принять приближенно значения (рвх—ps)
и скр насосов горючего и окислителя равными, то отношение макси-
максимально допустимых чисел оборотов насосов горючего и окислителя
°-V^. G.86)
Расчетные данные по формуле G.86) для некоторых топлив пред-
представлены в табл. 7. 1, из которой видно, что птах насосов горючего и
Таблица 7. 1
Компоненты
Керосин
Жидкий кислород
Керосин
Азотная кислота
Жидкий водород
Жидкий кислород
Жидкий водород
Жидкий фтор
Y
0,83
1,14
0,83
1,51
0,07
1.14
0,07
1,51
а
0,8.5
0,85
0,Г5
0,65
3,39
5,57
8,0
11,6
^max г
^max о
1.R4
2,53
4,61
5,95
301

окислителя отличаются в несколько раз. Особенно большая разница
в /гтах для водородных двигателей. Таким образом, определяя число
оборотов одновального ТНА по nmax насоса, допускающего меньшее
число оборотов, мы занижаем число оборотов турбины, ставя ее в усло-
условия работы, значительно хуже оптимальных. Правда, применением спе-
специальных мер, предохраняющих от кавитации (наддув баков, установка
преднасосов и т. д.) удается несколько повысить значения nmax, но не
настолько, чтобы турбина одновального ТНА работала в наивыгодней-
наивыгоднейших условиях. При этом в более трудных условиях работают турбины
одновальных ТНА двигательных установок открытых схем.
Вследствие указанных причин при некоторых условиях может ока-
оказаться более выгодной ком-
компоновка ТНА с редуктором
или раздельная компоновка.
Редукторные ТНА (рис.
7.39,5 и 7.40) имеют пере-
передачу, снижающую число обо-
оборотов насоса (одного или не-
нескольких) по сравнению с
числом оборотов турбины.
При этом каждый агрегат
(турбина и насосы) рабо-
работает при оптимальном числе
оборотов, что дает опреде-
определенный выигрыш в их КПД.
Однако такие ТНА значи-
значительно сложнее и тяжелей.
Часто они требуют спе-
специального обеспечения смаз-
смазки и охлаждения редуктора.
Схемы раздельной
компоновки ТНА представ-
представлены на рис. 7.39,6. Здесь
каждый насос приводится
своей турбиной, что позво-
позволяет обеспечить работу турбины при более благоприятных условиях и
может быть целесообразным в водородных двигателях, когда разница
в /гтах насосов окислителя и горючего особенно велика. Кроме того, при
такой компоновке легче решаются вопросы подвода топлива в ТНА и ре-
регулирования подачи компонентов. Недостаток раздельной компоновки
в том, что при ней устанавливаются две турбины. Раздельная компонов-
компоновка ТНА, по-видимому, неизбежна в двигательных установках с замкну-
замкнутой схемой типа «газ+газ» (См. § 8.3). Примером ЖРД с раздельной
компоновкой ТНА может служить двигательная установка RL-20P (см.
рис. 8. 5).
В одновальном ТНА турбина может быть расположена между
насосами (см. рис. 7. 39, а, б, в) и консольно (см. рис. 7. 39, г, д, 7.42
и 7.43).
Консольное расположение турбины целесообразно в двигательных
установках с замкнутой схемой, так как облегчает подачу продуктов
сгорания от турбины в камеру двигателя. В установках с открытой схе-
схемой место расположения турбины часто определяется удобством разме-
размещения агрегатов установки (ЖГГ, испарителя, магистрали компонент
тов и т. д.). При одновальном ТНА консольное расположение турбины
обуславливает повышенные требования к уплотнениям близко располо-
расположенных насосов горючего и окислителя (особенно при самовоспламе-
самовоспламеняющихся компонентах).
302
Рис. 7. 40. Редукторный ТНА двигателя RZ-2

ТНА могут иметь два, три и более насоса. При этом дополнитель-
дополнительные насосы служат для подачи топлива в ПГГ (см. рис. 6.4,6), а также
для подачи топлива в ЖГГ в установках замкнутой схемы типа, пока-
показанной на рис. 8. 3. Иногда ТНА используются также для привода вспо-
вспомогательных агрегатов (электрические генераторы, регуляторы и т. д.).
Размещение ТНА в двигательной установке
На рис. 7.41 показаны возможные схемы совместной компоновки
ТНА и камеры двигателя.
При размещении ТНА, помимо компактности с целью уменьшения
габаритов и массы всей установки, необходимо по возможности обеспе-
обеспечить наиболее прямой путь топлива от баков к насосам (для уменьше-
уменьшения потерь давления), удобный подвод рабочего тела к турбине и отвод
а)
е)
Рис. 7.41. Схемы размещения ТНА относительно ка-
камеры двигателя
газов из нее. В двигателях с замкнутой схемой желательно, чтобы газо-
вод для подачи газов высокой температуры из турбины в головку ка-
камеры был возможно короче, а скорость газов в нем не превышала 150—
200 м/сек. Кроме того, следует учитывать возникновение при работе ТНА
крутящего момента, сообщаемого ракете, который может потребовать
дополнительной компенсации. При поворотной камере двигателя лучше
ТНА крепить к камере; в этом случае гибкие шланги подвода топлива
ке находятся под давлением, что увеличивает надежность гибкого шланга
и уменьшает усилие, необходимое для поворота камеры.
Основные параметры и примеры выполненных ТНА
В табл. 7. 2 приведены данные выполненных ТНА. Эти данные по-
позволяют судить о порядке величин КПД насосов и турбин, коэффициента
быстроходности насосов и чисел оборотов насосов и турбин ЖРД. Из
таблицы видна также тенденция к увеличению КПД насосов и, особенно,
КПД турбин.
Конструкция ТНА двигателей А-4 и «Вальтер» достаточно подробно
рассмотрена в работе [25].
На рис. 7.42 показан ТНА самолетного ЖРД XRL-99 (см. схему
на рис. 6.35). ТНА подает компоненты топлива: кислород + аммиак.
Основные данные ТНА приведены в табл. 7.2. Привод ТНА — независи-
независимый от ПГГ, работающего на 90%-ной перекиси водорода. Турбина 5,
активная, с двумя ступенями скорости, расположена консольно. Насос
окислителя 13 имеет преднасос 15\ вход в насос осевой. Насос горю-
горючего 9 выполнен с двусторонним входом. Система регулирования ЖРД
позволяет уменьшить тягу до 30% от номинального значения измене-
изменением числа оборотов ТНА. В свою очередь, число оборотов ТНА регули-
регулируется изменением расхода перекиси водорода из ПГГ на турбину.
303

Двигатель
А-4
„Вальтер"
(самолет-
(самолетный)
XRL-Q9
(самолет-
(самолетный)
RZ-2
Н-1
Компо-
Компоненты
Кислород
75 %-ный
этиловый
спирт
80%-ная
перекись
водорода
Метиловый
спирт+гид-
разин-гид-
рат
Кислород
Аммиак
Кислород
Керосин
Кислород
Керосин
Параг
гетры
выпол
Нгсосы
Рас-
Расход
G
кг
сек
68,2
55,4
6,95
2,4
52,9
42,3
174,6
80,7
205,3
90,7
Рвх
кГ
см2
2,8
1,3
0,3
0,3
15,2
19
4,64
2,95
Мн
мР
0,275
0,128
-0,03
-0,03
1,49
1,87
0,455
0,29
кГ
смР
18,2
21,9
42
42
69,1
81,1
52,94
55,33
Мн
мР
1,78
2,15
4,12
4,12
6,80
7,96
5,19
5,43
—/>„)=57,8 кГ\смР
E,67 МнмР)
D,78 Мн)мР)
п
об
мин
3800
3800
17200
17200
12990
12990
5990
5990
5940
5940
кпд
0,64
0/5
—
0,75
0,68
0,41
0,41
0,75
0,71
Л. С.
193
272
—
445
759
2400
1720
1850
1040
кет
142
200
—
327
558
1767
1265
7(;5
На рис. 7.43 показан ТНА двигателя РД-107. ТНА подает топливо
в камеру, а также перекись водорода для газогенератора и жидкий азот
для наддува баков.
7 5. ГАЗОГЕНЕРАТОРЫ
Классификация и основные параметры
Основные назначения газогенераторов — получение рабочего тела
заданной температуры и в заданном количестве для привода ТНА. Кроме
того, газогенераторы могут использоваться как аккумуляторы давления
при вытеснительной подаче топлива (ПАД или ЖАД), для наддува ба-
баков, для привода вспомогательных систем. Газогенераторы могут рабо-
304

ненных ТНА
'1
afu
1 и и а 7.2
Турбины
Тип газо-
газогенератора
ПГГ на
80%-ной
Н2О2
ПГГ на
80%-ной
Н2О2
ПГГ на
90%-ной
Н2О2
ЖГГ на
02-|-кегосин
v=0,351
ЖГГ на
О2-Ькеро-
син
G
кг
сек
2,13
0,38—
0,42
3,58
4,54
р»
кГ
см?
26,3
28
—
31,3
Мн
л/2
2,58
2,75
—
3,07
Рыл
кГ
см?
1,75
1,75
2,8
Мн
0,17
0,17
0,27
Т*
1 вх
°к
660
650—
750
900
923
п
об
мин
3800
1720
12990
29300
28900
и
ад
0,1
0,16
—
кпд
0,32
0,31
0,5
0,65
0,68
л, с.
465
90
—
4250
2975
К6171
342
66,2
—
3130
2190
Приме-
Примечание
Турбина
двухступен-
двухступенчатая; пар-
парциальная;
Турбина
одноступен-
одноступенчатая с по-
поворотом
газа
Турбина
чатая, пар-
парциальная;
е=0,75;
располо-
расположена
консольно
ТНА редук-
торный;
турбина
двухступен-
двухступенчатая
тать на жидком и твердом топливе. Газогенераторы на твердом топливе
(ПАД) применяются обычно для запуска ТНА или как аккумуляторы
давления при вытеснительной подаче [9.6]. Для привода ТНА применя-
применяются главным образом газогенераторы на жидком топливе.
По числу компонентов, используемых для получения рабочего тела,
различают одно-, двух- и треЯкомпонентные газогенераторы.
В однокомпонентных газогенераторах рабочее тело образуется в ре-
результате разложения топлива. Обычно их называют парогазогене-
раторами (ПГГ).
В двухкомпонентных газогенераторах рабочее тело получается
вследствие реакции сгорания горючего и окислителя. В трехкомпонент-
ных газогенераторах для снижения температуры или для улучшения
значений RT рабочего тела подается третий компонент. Двух- и трехком-
] О* 90R 305

/2
/J
/5
Рис. 7.42. THA самолетного ЖРД-

,,:,:„...,. .,-,, ..... -.¦<¦ -
¦ Hgpt "
шшшк
Ж
p
i
у «.
>m *
Внир
ЩШУ^ :m
I ;
iliiiilisi:
I
i
Рис. 7. 43.
;;1S||
Us
' I
THA
L
\
r.
: ....•¦••>':"''-.-.^.;..i W;
t
двигателя
.¦'¦¦¦ ' :;:::::: :¦¦ :'.::: ¦¦¦¦ ¦¦¦¦,¦ ¦ :;;
Щ Ш 1
, Nit iiifi*«.... ^jps^^i^^^h
РД-107

ионентные газогенераторы принято называть жидкостными газо-
газогенераторами ЖГГ (рис. 7.44). Условия применения ПГГ или
ЖГГ рассмотрены в § 6.2. Основными параметрами работы газогене-
газогенератора являются температура рабочего тела, величина RT и расход ра-
рабочего тела Gr.r.
Температура рабочего тела, которую должен обеспечить газогенера-
газогенератор, определяется максимально допустимой температурой лопаток и на-
находится в пределах 750—1200° К. Величина RT рабочего тела характери-
характеризует его работоспособность и
зависит от применяемых ком-
компонентов и их соотношения.
Расход рабочего тела через
газогенератор определяется из
условия обеспечения необходи-
необходимой мощности ТНА.
В двигательных установ-
установках с замкнутой схемой типа
«газ + жидкость» суммарный
расход компонентов через ЖГГ
в конечном счете определяется
принятой температурой рабо-
рабочего тела, так как один из ком-
компонентов ЖРД подается в ЖГГ
полностью и расход его через
ЖГГ равен расходу в камеру
ЖРД, а расход второго подби-
подбирается так, чтобы температура
рабочего тела была равна за-
заданной. При замкнутой схеме
<чгаз + газ» расходы компонен-
компонентов через каждый из ЖГГ
определяются из условия обес-
обеспечения заданной температуры
рабочего тела. Расчет расходов
приведен в § 8.3.
В двигательных установках с открытой схемой расход компонентов
через газогенератор определяется из условия обеспечения необходимой
мощности ТНА.
Зная необходимую мощность турбины ТНА для обеспечения подачи
топлива, определим необходимый расход рабочего тела, вырабатывае-
вырабатываемого газогенератором, из формулы G.55):
G.87)
Рассмотрим работу и устройство различных типов газогенераторов
на жидком топливе.
Парогазогенераторы (ПГГ)
В ПГГ рабочее тело образуется в результате разложения одноком-
понентного топлива. В табл. 7.3 приведены некоторые топлива для ПГГ.
Наиболее распространено использование в ПГГ перекиси водорода
различной концентрации. При этом разложение перекиси водорода
в ПГГ происходит под воздействием катализатора. В качестве катализа-
катализатора используются как жидкие катализаторы (водные растворы перман-1
ганатов NaMnO4> КМпО4), так и различного типа твердые катализаторы. \
Ь качестве твердого катализатора применяются зерна какого-либо по- •
ристого вещества, в порах которого осаждено катализирующее вещество
Рис. 7.44. Внешний вид ЖГГ, работающе-
работающего на НЫОз+керосин A937 г.)'
/—пиропатрон зажигания: 2—камера; 3—форсунка
окислителя; «/—форсунка воды; .5—форсунки горю-
горючего; 6—камера дополнительного испарения
308

Таблица 7. 3
Топливо
Перекись водорода 100%-ной
концентрации
Изопропилнчтрат
Гидразин
Окись этилена
НДМГ
Т°К
1270
1260
8Ь7
1200
RT
кГ-mjkz
48000
64000
68000
56000
RT
джЫг
471000
G28000
668000
550000
п
1,35
1,15
1,37
1,17
(большей частью тот же КМпО4), или катализирующие сетки. На рис.
7.45 показаны схемы ПГГ на перекиси водорода с использованием
жидкего или твердого катализатора. Большее распространение получили
ПГГ с твердым катализатором.
6)
Рис. 7. 45. Схемы перекисеводородных ПГГ:
а—с жидким катализатором; б—с твердым катализатором;
/—подвод перекиси; 2—форсунка перекиси водорода; «?—-форсунка катали-
катализатора; 4—подвод катализатора; 5—корпус; 6—шнек; 7—сборник парогаза
и отводящая труба, 8— катализатор
Температура и состав парогаза, вырабатываемого путем разложения
перекиси водорода, целиком определяется (если не учитывать некоторой
неполноты разложения перекиси и тепловых потерь) концентрацией
перекиси, поступающей в реактор.
При расчете состава парогаза следует исходить из того, что при тех
низких температурах, которые имеют место в реакторе ПГГ, диссоциа-
диссоциация продуктов разложения отсутствует и парогаз состоит из паров воды
и свободного кислорода (пренебрегаем содержанием катализатора и
11 908
309

продуктов разложения его). Один граммоль перекиси C4 г) при разло-
разложении дает 1 граммоль воды A8 г) и 7г граммоля кислорода A6 г).
Относительное содержание паров воды и кислорода зависит от концент-
концентрации перекиси. Если обозначить концентрацию перекиси через а0, то
состав парогаза будет следующий.
Количество паров воды в 1 кг продуктов разложения перекиси
«гн,о=A""°о) + ^°о кг Н2О/*г парогаза; G.88)
содержание кислорода
1 r
i = oQ—KZ О21кг парогаза. G.89)
(При использовании жидкого катализатора величина <т0 должна учиты-
учитывать количество воды, поступающей с раствором перманганата). Зная
состав перекиси, теоретическую температуру парогаза, находим из усло-
условия равенства полных теплосодержаний перекиси с концентрацией а0
и продуктов разложения:
где /п.н2о и /п.о2 — полное теплосодержание Н2О и О2 при заданной
температуре определяются по таблицам; 7п.н2о2 —полное теплосодер-
теплосодержание Н2О2. Для перекиси с концентрацией а0
где д/раств —теплота растворения воды в Н2О2:
А^Раств:=— И ккал\кг Н2О( — 46-103 дж\кг Н2О).
Решая (обычно графически) уравнение G.90), определяем темпера-
температуру. На рис. 7.46 приведены данные по расчету состава и теоретической
температуры парогаза [5]. Действительная температура парогаза будет
меньше за счет потерь тепла в связи с неполным разложением перекиси
и за счет охлаждения парогаза в реакторе и трубопроводах и составляет
0,92—0,95 от теоретической.
При определении размеров реактора ПГГ, работающего на жидком
катализаторе, можно исходить из того, что в 1 л объема при давлении
в 20—30 кГ/см2 (^2—3 Мн/м2) можно с хорошей полнотой разложить
в 1 сек 1 кг 80%-ной перекиси. Расход жидкого катализатора составляет
7—8% от расхода перекиси.
Расчет размеров реактора на твердом катализаторе основывается
на определении массы и размеров пакета катализатора. Для этого рас-
расчета используются две величины. Первой величиной является допу-
допускаемый удельный расход перекиси в кг/сек, который мо-
может разложить 1 кг твердого катализатора. Эту величину обозначим
кг!сек Н2О
кг кат.
Вторая величина — полный ресурс катализатора S кг
Н2О2 на 1 кг катализатора, под которым понимается полное количество
перекиси в кг, которую может разложить 1 кг катализатора за все время
своей работы.
Пользуясь этими величинами, легко определить массу пакета ката-
катализатора
Ок„=^*г. G.92)
Найденная масса проверяется на полный ресурс следующим обра-
образом. Полный расход перекиси за все время работы двигателя t должен
310

быть меньше, чем полный ресурс данного количества катализатора:
Величины s и S зависят от применяемого катализатора.
RT W'3
дт к,Гм
иг л-г
392
29U
196
О
•30
го
¦ о
wo
с:
1
to
- 0
Объе^
/Часс^
$^
У
( спгт
п О
Щ
у
F
т
Н20
1
1
У
¦ —.
1000
-воо It,
¦боо* S
g |
0
65 Ю 15 80 85 90 95 100
Концентрация Нг0 8 реакторе в0 °/о(по массе)
G.93)
Рис. 7.46. Состав, теоретическая температура и RT па-
рогаза, получаемого при разложении перекиси водорода
различной концентрации
При меньших ресурсах S величина 5 может быть значительно уве-
увеличена. Это объясняется тем, что при повышении удельного расхода
перекиси за счет больших скоростей движения перекиси и парогаза че-
через пакет катализатора увеличивается износ катализирующего вещества.
Объем пакета катализатора УКат находится по насыпной плотности
катализатора укат>
OKar
V кат
G.94)
Жидкостные газогенераторы (ЖГГ)
Преимущество ЖГГ по сравнению с ПГГ состоит в возможности
использования для работы ЖГГ основных компонентов, на которых рабо-
работает ЖРД. ЖГГ допускают регулирование суммарного расхода рабочего
тела и соотношения расходов окислителя и горючего (т. е. температуры
рабочего тела). В двигательной установке с замкнутой схемой в ЖГГ
происходит значительная часть процессов превращения топлива ЖРД
в продукты сгорания. Практически в большинстве случаев ЖГГ рабо-
работают на основных компонентах ЖРД (рис. 7.47).
Главная особенность и отличие ЖГГ от камеры сгорания состоит
в том, что ЖГГ работают при «смещенном» а, т. е. при коэффициенте
избытка окислителя а>1 или при а<1. В обоих случаях соотношение
между компонентами определяется из условия обеспечения принятой
температуры рабочего тела.
ЖГГ, работающие са>1, называются окислительными или
просто «кислыми», ЖГГ с а<С1 называют восстановитель-
восстановительными или «сладкими».
Выбор типа ЖГГ (окислительного или восстановительного) опре-
определяется назначением ЖГГ, применяемыми компонентами и схемой дви-
двигательной установки.
При замкнутой схеме двигательной установки типа «газ + жидкость»
выбор окислительного или восстановительного ЖГГ определяется в ко-
п* 311

to
нечном счете работоспособностью рабочего тела, подаваемого на тур-
турбину, т. е. произведением (GRT)Tr.
При открытой схеме для получения рабочего тела заданной темпе-
температуры можно в равной мере использовать ЖГГ с а^>1 или с а<С1.
Окончательный выбор окислительного или восстановительного ЖГГ
в этом случае определяется применяемыми компонентами и спецификой
работы агрегатов двигательной установки (конструкция, материалы, на-
назначение установки).
Для примера на рис. 7.48 показана теоретическая зависимость из-
изменения Т и RT, а также
5 скорости изменения темпера-
температуры дТ/д In а для топлива
О2 + керосин в широком диа-
диапазоне изменения а.
Анализируя эти графи-
графики, мы видим, что, например,
при температуре рабочего
тела 1500° К RT для восста-
восстановительного ЖГГ в два
раза больше, чем для окис-
окислительного, а скорость
изменения температуры
дТ/д In а несколько меньше,
что часто более благоприят-
благоприятно для работы двигательной
установки. Однако в восста-
восстановительном ЖГГ возмож-
возможно выпадение сажи, коксо-
образование, что уже
является отрицательным
фактором. В двигателях ра-
ракет «Атлас», «Блю Стрик»,
«Сатурн», работающих на
топливе Ог+керосин, — восстановительный ЖГГ.
При использовании ЖГГ для наддува баков тип генератора опреде-
определяется условиями предотвращения догорания в баках. Для бака окисли-
окислителя, естественно, применяется окислительный ЖГГ, для бака горю-
горючего — восстановительный.
По способу организации процесса получения рабочего тела разли-
различают ЖГГ с одноступенчатым и двухступенчатым подво-
подводом топлива (однозонные и двухзонные).
При одноступенчатом подводе (рис. 7.49, а) все топливо подается
через головку и в камере ЖГГ происходит сгорание при заданном соот-
соотношении компонентов. Такой тип ЖГГ пригоден для легко испаряю-
испаряющихся и легко воспламеняющихся топлив. При двухступенчатом подводе
(рис. 7.49,6) часть топлива (окислителя при а^>1, горючего при а<С1
или воды) подается через специальные форсунки или пояс форсунок,
размещенных на некотором отдалении от головки. Такая схема подачи
топлива может быть рациональной при большом смещении соотношения
компонентов от стехиометрического или при подаче воды. В этом случае
через головку подается топливо с соотношением, более близким к стехио-
метрическому, что обеспечивает надежное воспламенение и сгорание
с образованием продуктов сгорания высокой температуры. Для сниже-
снижения температуры газов через лояс форсунок подаете^ дополнительная
порция топлива. При этом происходят сложные процессы испарения,
разложения, а в некоторых случаях и догорания дополнительно впрыс-
впрыснутого компонента. Особенно усложняется процесс при дополнительном
Рис. 7. 47. ЖГГ двигателя RZ-2:
1—уплотнение; 2—-шодвод горючего (^10%); 3—слив-
3—сливной кран; 4—центробежная форсунка; 5—штуцер для
замеров; 6—головка; 7—форсунки горючего: 8—фор-
8—форсунки окислителя; 9—отверстие для запала; /О—уплот-
/О—уплотнение
312

впрыске углеводородного горючего, когда могут иметь место выделение
сажи и коксообразование.
Как известно, термодинамические свойства рабочего тела при одном
и том же топливе в значительной
степени зависят от принятой схе-
схемы подачи топлива в ЖГГ.
В трехкомпонентном ЖГГ
для снижения температуры рабо-
вж/нг
784
588
392
196
9,7 0,2 0,3
Рис. 7.48. Зависимость Т, RT и дТ/д In a
от а для топлива Ог+керосин при р=
=40 кГ/см2 C,92 Мн/м2)
Рис. 7.49. Схемы ЖГГ:
а—с одноступенчатым подводом топли-
топлива; б—с двухступенчатым подводом топ-
топлива
чего тела производится баллистировка рабочего тела (третий компо-
компонент). При этом выпуск может производиться как через отдельный пояс,
так и со стороны головки.
Особенности процессов и расчет ЖГГ
Вследствие большого избытка одного из компонентов и необходи-
необходимости обеспечения сравнительно низкой температуры рабочего тела ха-
характерны следующие особенности организации процесса образования
рабочего тела в ЖГГ.
1. При большом смещении коэффициента избытка окислителя соот-
соотношение компонентов становится близким к пределам воспламеняемости
и воспламенение затрудняется. Один из способов обеспечения надежного
воспламенения — применение двухступенчатого подвода топлива. При
подаче топлива только от головки в некоторых случаях необходимо
обеспечить надежно воспламеняемое ядро, что достигается соответ-
соответствующим размещением форсунок.
2. Температурная и химическая неравномерность состава газов.
Вследствие большого избытка одного из компонентов и низких темпера-
температур часть избыточного компонента может испариться и не вступить
в реакцию. При этом подогрев этой части газов будет происходить
только за счет отбора тепла от продуктов сгорания прореагировавшей
части топлива.
3. Частичная неравновесность процесса. Вследствие низких темпера-
температур химические реакции протекают более медленно, чем, например, в ка-
камере ЖРД. В результате этого состав продуктов сгорания не успевает
следовать за температурой и равновесное состояние не устанавливается.
Особенно велика степень неравновесности при двухступенчатом подводе
топлива, когда вследствие впрыска холодной дополнительной порции
И** 908
313

топлива (или воды) происходит частичное «замораживание» состава
продуктов сгорания.
4. При использовании компонентов топлива, имеющих сложную
молекулу, вследствие сравнительно низких температур в камере ЖГГ
возможно образование продуктов сгорания со сложным молекулярным
строением, а при большом избытке углеводородного горючего, кроме
появления в продуктах сгорания сложных молекул (например, СН4г
С2Н2), возможно выделение углерода в твердой фазе в виде сажи.
При избытке компонента с более простой молекулой (например,
кислорода в топливе О2+керосин) последняя особенность отпадает.
Вследствие отмеченных особенностей организации и протекания про-
процесса в ЖГГ точный расчет параметров работы ЖГГ оказывается более
сложным, чем расчет параметров в камере сгорания ЖРД.
В ряде случаев расчет ЖГГ возможен только с использованием
эмпирических коэффициентов, позволяющих прокорректировать данные
расчета в соответствии с типом ЖГГ и применяемым топливом.
Рассмотрим упрощенные схемы расчета ЖГГ для трех случаев
работы ЖГГ [14], [25]:
— при избытке окислителя;
— при избытке углеводородного горючего;
— при впрыске воды.
Расчет при избытке окислителя. В этом случае при
расчете можно исходить из предположения, что сгорание полное, а дис-
диссоциация отсутствует. Тогда продукты сгорания четырехэлементного
топлива будут состоять из СО2; Н2О; N2 и О2.
Массовые доли компонентов продуктов сгорания
11
^т; g-H0 = yJhlT; g"N =хмт;
G.95)
Естественно, что
= 1. G.96)
Температура получаемых продуктов сгорания определяется, как обычно,
из условия равенства полного теплосодержания топлива и продуктов
сгорания:
/п.т = /п.п.с G'97)
где
Ат.п.с = 2 ^п i§i = Iji.CO9gCO% + /n.H2O.g"H2O + InNzgN2 + 4-O2g"O2. G.98)
Здесь /п.г — полное теплосодержание компонентов продуктов сгорания;
приводится в таблицах [14], [25]. Если расчетная температура получится
отличной от заданной для ЖГГ; надо изменить состав топлива, для но-
нового топлива определить состав продуктов сгорания и /п.т и, решая урав-
уравнение G.97), найти новую температуру.
Расчет при избытке угловодородного горючего.
В этом случае расчет осложняется тем, что в составе продуктов сгорания
возможно появление твердого углерода (сажи) и углеводородов, в пер-
первую очередь СН4, а также углеводородов типа С2Н2; С2Н4 и т. д. Нали-
Наличие газообразных углеводородов приводит к появлению дополнительных
уравнений констант равновесия:
314
Щ ^ G.99)

Наличие углерода предполагает уравнение константы равновесия
2h-=K. G.100)
Рсо
Рассмотрим порядок расчета на примере трехэлементного топлива
(Н, С, О). Обозначив через т] массовую долю твердого углерода и при-
принимая, что для трехэлементного топлива состав остальных продуктов
сгорания будет характеризоваться парциальными давлениями /?со2;
Рсо; Рн2о; Рн2; /?сн4 (углеводородами типа CnHw пренебрегаем),
систему уравнений, определяющую состав, можно записать в виде:
уравнений баланса
От 16 2/7СО2+/>со+/?Н2О , GЛ01)
Нт 1 2/^+2/^+4;^
=
От 16 *Pw%+PQ0+Pnt0 '
уравнений констант равновесия
^оРи^ = к^ Iwl = Ki. ^=/Civ. G.102)
Лю.^н. ^н2 Рсо
уравнения равенства суммы парциальных давлений давлению в ЖГГ
Ржгг=5>/- G.103)
Решая совместно уравнения G.101) — G.103) при заданных темпе-
температуре и давлении, определяем состав продуктов сгорания.
Температуру получаемых продуктов сгорания определяем, решая
уравнение G.97):
"* П-Т V"' П.П СУТ>
где
/п.п.с = 4=^-2/„//>/ + — 'с G.104)
ре и /с — молекулярный вес и энтальпия твердого углерода.
Для полученных продуктов сгорания энтропия определяется
уравнением
— > G-105)
L ИРi
где 5с — энтропия твердого углерода.
Расчет при впрыске воды. Задача расчета сводится к опре-
определению необходимого количества воды для снижения температуры
продуктов сгорания топлива, подаваемого в ЖГГ, до заданной. Темпе-
Температуру Т1 и состав продуктов сгорания, полученных в первой зоне ЖГГ,
определяем обычными методами расчета.
Считаем, что при впрыске воды в горячие продукты сгорания про-
происходит их резкое охлаждение до заданной температуры Гжгг и состав
продуктов сгорания измениться не успевает (т. е. происходит «замора-
«замораживание» состава). При этом вода испаряется и пары воды нагре-
нагреваются до Гжгг.
Уменьшение полного теплосодержания продуктов сгорания будет
равно
д/п.п.с=/?,.с-/!5?г. G.106)
И*** 315-

где /п.п.с и /п*'.с'г — полное теплосодержание продуктов сгорания топ-
топлива ЖГГ в первой зоне при одинаковом („заморо-
(„замороженном") составе при температурах Т1 и Тжгг:
^п.п.с = р V/n./?/ = /т; /п.п.с = у / , /п. Р(. G.107)
ЪИР1 ^ L LNPi hJ l
В соответствии с законом сохранения энергии уменьшение полного
теплосодержания продуктов сгорания Д7П.П.С пойдет на увеличение теп-
теплосодержания воды, превращенной в пар:
ДЛ,.„с = ДЛ,.н,о- GЛ08)
Обозначив через а количество воды, подаваемой для охлаждения 1 кг
продуктов сгорания, определим
ДЛ,.н.о = «'пЯГо - /У.н,о), G.109)
где /лн2о~полное теплосодержание жидкой воды при температуре
подачи.
Подставляя выражения G.106) и G.108) в равенство G.109), найдем а:
п.п.с 'п.п.с
G.110)
Газовая постоянная получившейся смеси паров воды и продуктов сго-
сгорания определяется выражением
/?п.о G.111)
5"н»о и 5*п.с — массовые доли паров впрыснутой воды и продуктов
сгорания в смеси:
Данную схему расчета можно использовать и для расчета состава и тем-
температуры рабочего тела двухкомпонентного ЖГГ с двухступенчатым
впрыском, если принять допущение о щолном «замораживании» продук-
продуктов сгорания, образовавшихся до впрыска, и считать, что дополнитель-
дополнительная порция компонента только испаряется, не участвуя в реакции. Оче-
Очевидно, что в зависимости от применяемого топлива и типа ЖГГ (а<^1
или а^1) правомерность таких допущений будет различной. Допущения
более приемлемы при дополнительном впрыске компонентов с простой
молекулой.
Объем ЖГГ, если нет опытных данных, можно определять анало-
аналогично объему камеры сгорания ЖРД по условному времени пребывания
C.3). При этом, учитывая меньшие температуры и особенности органи-
организации процесса в ЖГГ, условное время пребывания в ЖГГ надо брать
в 1,5—3 раза большим, чем для камеры сгорания ЖРД, работающей на
том же топливе.

Глава
VIII
ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
С ЗАМКНУТОЙ СХЕМОЙ
Двигательной установкой с замкнутой схемой назы-
называется установка, в которой отработавшее в турбине рабочее тело посту-
поступает в камеру сгорания, где происходит его догорание при оптималь-
оптимальном соотношении горючих и окислительных элементов. При этом харак-
характерные для двигательных установок открытой схемы потери тяги за счет
нерационального расхода компонентов на привод турбины отсутст-
отсутствуют — удельная тяга двигательной установки с замкнутой схемой равна
удельной тяге двигателей.
Таким образом, в двигательных установках с замкнутой схемой бо-
более полно используется для создания тяги химическая энергия всего
топлива, имеющегося на борту ракеты.
Выше (§ 6.3) было показано, что для двигательной установки
с открытой схемой увеличение давления в камере более чем до 100—
150 ата («10—15 Мн/м2) нерационально, так как необходимое для этого
увеличение давления подачи требует соответствующего увеличения мощ-
мощности ТНА. При этом расход топлива на привод ТНА AGtha возрастает
настолько, что выигрыш в удельной тяге двигательной установки за счет
увеличения р\1ръ не получается [см. формулу F.5) и рис. 6.8].
Таким образом, применение замкнутой схемы не только повышает
удельную тягу двигательной установки по сравнению с Руд установки
с открытой схемой, но и дает возможность дальнейшего увеличения Руд
за счет увеличения давления в камере.
В зависимости от состояния, в котором компоненты подаются в ка-
камеру сгорания, различают два типа замкнутых схем двигательных уста-
установок: «газ + жидкость» и «газ + газ». При схеме «газ + жидкость»
(рис. 8. 1) один из компонентов, окислитель или горючее, полностью по-
поступает в ЖГГ, где и сгорает с частью второго компонента (соответ-
(соответственно при аЗ>1 или а<С1). Образовавшиеся газообразные продукты
сгорания с большим избытком окислительных или горючих элементов
идут на привод турбины ТНА и затем по газоводу поступают в камеру
сгорания. Второй компонент поступает в камеру сгорания в жидком
виде. Разновидностью замкнутой схемы типа «газ + жидкость» является
показанная на рис. 8.7 схема двигателя RL-10, работающего на кисло-
кислороде и водороде. Здесь нет специального ЖГГ; водород газифицируется
в охлаждающем тракте, поступает на турбину ТНА и оттуда в камеру
сгорания. Кислород поступает в камеру сгорания из насоса в жидком
виде.
При схеме «газ + газ» (см. рис. 8.10) оба компонента поступают
в два ЖГГ (один с аЗ>1, второй с а<^С1). Из ЖГГ продукты сгорания
идут на привод турбин ТНА и затем поступают в камеру сгорания, где
317

происходит их догорание при заданном соотношении горючего и окис-
окислителя.
8. 1. ЗАМКНУТАЯ СХЕМА «ГАЗ+ЖИДКОСТЬ»
Упрощенные замкнутые схемы типа «газ+жидкость» показаны на
рис. 8.1 и 8.3.
Для определенности взята схема, работающая с окислительным
газогенератором (схема, работающая с восстановительным ЖГГ, анало-
аналогична). При работе установки насос окислителя 3 подает весь окисли-
окислитель из бака / в ЖГГ 7. Горючее из насоса 8 идет по двум направле-
направлениям: часть горючего, необходимая для образования рабочего тела при-
Рис. 8. 1. Двигательная установка с замкнутой схемой типа «газ-|-
+жидкость»:
/—бак окислителя; 2—турбина; 3—насос окислителя; 4—подача продуктов сгора-
сгорания из ТНА в камеру; 5—камера двигателя; 5—бак горючего; 7—ЖГГ; 8—насос
горючего
вода турбины, поступает в ЖГГ 7, остальная же, основная, часть горю-
горючего поступает сразу в камеру сгорания 5. Образующееся в ЖГГ 7 ра-
рабочее тело с избытком окислителя поступает на турбину 2 и дальше по
газоводу 4 в камеру сгорания 5.
Таким образом, компоненты топлива поступают в камеру сгорания
как в жидком виде, так и в виде газообразных продуктов сгорания при
температуре 600—800° С с большим избытком окислителя (откуда и на-
название схемы «газ + жидкость»). Проведем анализ работы установки,
работающей по схеме, представленной на рис. 8. 1.
Определение параметров работы основных агрегатов
Основным уравнением, позволяющим при заданном давлении в ка-
камере сгорания определить давление в ЖГГ, необходимое для привода
ТНА, а следовательно, и необходимое давление подачи (иногда его на-
называют давлением, при котором схема замыкается), является урав-
уравнение баланса мощностей, потребляемой насосами и развиваемой тур-
турбиной:
Л^т=2^н. (8.1)
Согласно уравнениям G.10) и G.55) для рассматриваемой установки
(см. рис. 8. 1)
?г*4-(-?г]=
s*--
75 Л-
1/*под.о Рпх.о)
75Yo%.o
GT(Pn
'Рвх.г)
75Yr%.r
(8.2)
(8.3)
318

Подставив выражения (8.2) и (8.3) в уравнение (8.1), получим
Г 1
р~* К //>вых \ k I Go(Pnon..o—Pnx.o)
BXL \pIJ J 75YoT]h.o
75 Л-1 BXL \pIJ J 75YoT]h.o
(8.4)
где GT —расход рабочего тела через турбину, очевидно, равный
расходу компонентов через ЖГГ;
? —показатель адиабаты продуктов сгорания ЖГГ (обычно
Л = 1,2-«-1,3);
Лт; \.о; Лн.г — эффективный КПД турбины и КПД насосов окислителя
и горючего;
рпок 0; /7ПОД г — давления подачи компонентов насосами;
/?вх.о; рихг — давления окислителя и горючего на входе в насос;
RTlx — газовая постоянная и температура торможения рабочего
тела на входе в турбину.
Считаем их равными газовой постоянной и температуре на выходе
из ЖГГ, т. е.
Яг:* = (/?П«гг. (8.5)
При замкнутой схеме давление рвых определяется давлением в ка-
камере, т. е.
Рвых = Р2+ЬР2, (8.6)
где А/?2 — потери давления продуктов сгорания на пути от турбины
до камеры сгорания.
Давление на входе в турбину можно считать равным давлению
в ЖГГ:
Р*вх~Ржгг. (8-7)
Перепад давлений на турбине с учетом соотношений (8. 6) и (8.7)
^ = ^=^51—. (8.8)
Рвых Р2+&Р2
Давления подачи насосов рПод.о и рПод.г, очевидно, выше давления в ЖГГ
на величину гидравлических потерь давления компонента на пути от на-
насоса до камеры сгорания ЖГГ, т. е. в общем случае
Рпол = РжттЛ- А^жгр = Лт (Р2 + А/72)+ ДДкггэ (8'9)
где Аря<гг — потери давления компонента в магистралях, клапанах, регу-
регулирующих устройствах, находящихся на пути от насоса до ЖГГ,
а также в трактах и форсунках ЖГГ.
Подставив выражения (8.5) — (8.9) в формулу (8.4), получим раз-
развернутое выражение для определения величины jtT или давления
в ЖГГ при заданном давлении в камере сгорания:
П Ят )
Г
г.г—/7BX.r
При решении этого уравнения заданы или известны из расчета ка-
камеры двигателя и ЖГГ расходы компонентов Go, Gr, GT, а также значе-
значения величин k и (RT) шгг в зависимости от давления в ЖГГ. Задаваясь
319

значениями КПД т]но; Лиг и г]т, а также оценив значения Д/?2; рвх.о; Рвх.г;
Лржгг.о и Аус?жгг.г, решаем уравнение (8.10) и определяем перепад на тур-
турбине ят и давление в ЖГГ — ржгг при выбранном давлении в камере
сгорания р2.
Уравнение (8.10) удобно решать, задаваясь рядом значений ят.
Определив для каждого ят величину
пт(р2 + Ар2) =ржгг, строим кривые
зависимости правой и левой части
уравнения от лт, т. е. строим графи-
графики располагаемой мощности турби-
турбины Wt=/(jit) и потребной мощности
насосов NH=f (ят). Точка пересече-
пересечения кривых и даст нам расчетные
значения ят.р и мощности THA iVp,
при которых схема замыкается
(рис. 8.2).
Влияние давления в камере сгорания
на параметры работы установки
Рассмотрим, как будет влиять
увеличение давления в кам*ере сго-
сгорания р2 на параметры работы си-
системы подачи установки. Для опре-
определенности здесь и в дальнейшем
весь анализ работы двигательных
установок с замкнутой схемой будет
проводиться при постоянном сум-
суммарном расходе топлива через ка-
камеру сгорания. При этом изменение
давления в камере сгорания дости-
достигается только за счет изменения величины /кр. Очевидно, что характер
взаимосвязи в работе агрегатов системы подачи не изменится и при дру-
других расходах топлива.
С увеличением р2 возрастает необходимое давление подачи, т. е.
возрастает мощность, потребляемая насосами. Соответственно должна
увеличиться и мощность турбины NTf необходимая для привода насосов.
Из уравнения (8.2) мы видим, что при заданном КПД т]т увеличение
мощности турбины может быть достигнуто путем увеличения расхода
GT, величины (/?Г)ЖГГ, перепада давления на турбине л;т. Однако вели-
величина (RT)mrr для данного топлива определяется наибольшей допускае-
допускаемой лопатками температурой рабочего тела и при заданных компонен-
компонентах практически остается неизменной. Также можно считать неизменным
и k — показатель адиабаты продуктов сгорания ЖГГ. Расход рабочего
тела GT для принятой схемы — также величина неизменная, так как один
из компонентов целиком поступает в ЖГГ, а величина соотношения
компонентов vhot определяется допускаемой температурой рабочего тела
и при заданном типе ЖГГ (окислительный или восстановительный)
остается величиной неизменной.
Таким образом, при повышении давления р2 для увеличения мощно-
мощности турбины необходимо повышать перепад на турбине лт. При этом рас-
располагаемая мощность турбины NT изменяется по кривой 3 рис. 8.2.
Мощность, потребляемая насосами, в соответствии с равенством (8.3) и
с учетом выражения (8.9) при увеличении р2 будет изменяться по кри-
кривой 2, соответствующей новому давлению в камере. Точка А' пересече-
пересечения кривой 2 с кривой располагаемой мощности Мт=/(ят) дает значения
Рис. 8.2. Зависимости располагаемой
мощности турбины NT и потребной мощ-
мощности насосов NH от ят и давления в
камере р2:
1, 2, 4—потребные мощности; 3—располагаемая
мощность
перепада давлений
в камере.
320
я' и мощности THA N' при новом давлении

При дальнейшем увеличении давления в камере мощность ТНА и
перепад на турбине ят.Р будут соответственно расти. Однако, как видно
из рис. 8.2, увеличение р2 возможно только до определенного значения
/?2тах, при котором кривая потребной мощности NH=f(nT) касается кри-
кривой располагаемой мощности Л/гт=/(ят) (точка Мо).
При давлении в камере большем, чем /?2тах, необходимое давлецие
подачи насосов возрастает настолько сильно, что потребная мощность
насосов становится выше располагаемой мощности турбины при задан-
заданных компонентах, КПД турбины г\т и давлении на выходе из турбины.
Можно, продолжая увеличивать перепад на турбине, и на заданных ком-
компонентах получить еще более высокую мощность, но при этом следует
уменьшать давление на выходе, а следовательно, и давление в камере
р2 (точка А\). Очевидно, что такой режим работы установки нерацио-
нерационален, так как при нем вся дополнительная мощность турбины за счет
увеличения ят расходуется только на увеличение давления подачи. Дав-
Давление же в камере сгорания р2, а следовательно, и тяги двигательной
установки остаются такими же, как и при режиме, соответствующем
точке А\ т. е. меньшими, чем при режиме работы с давлением /?2тах.
Таким образом, при замкнутой схеме двигательной установки суще-
существует предельно возможное давление в камере сгорания
Р2max- Величина этого давления определяется свойствами рабочего тела:
(ЯТ)ЖГГ1 k, КПД насосов и турбины, потерями в трактах и типом при-
применяемого ЖГГ (окислительный или восстановительный).
Определение р2 max
Величину /?2тах, а также величины соответствующих ему значений
перепада давлений я-ropt и мощности ТНА двигателей замкнутой схемы
типа «газ + жидкость» можно определить аналитически, приняв ряд
упрощающих допущений. Выше отмечалось, что при заданных компонен-
компонентах для принятой схемы расход на турбину GT, величина (RT)mrr и пока-
показатель адиабаты продуктов сгорания ЖГГ практически остаются неиз-
неизменными. Для простоты анализа будем считать, кроме того, что КПД
насосов горючего и окислителя, потери давления АрЖ1Т в линиях горю-
горючего и окислителя и давление на входе в насосы равны и не зависят от
параметров работы установки, т. е.
H.r^H^const; |
(8.11)
Считаем также, что потери Ар2 не зависят от параметров работы. Тогда
уравнение (8. 10) можно записать так:
GТУ]Т k (Pj-\ f Л * \ Jtr (fl2 + A/7o) + А/?жгг—/7h.rx (
75 Л—1 жгг( ^=L I 75%
где
Qs=^ + -^. (8.13)
Yo Yr
Отсюда
.—/ 1 ?zr" \ — A/72. (8.14)
*,*
321

Отношение GT/Qz назовем приведенной плотностью и
обозначим -упр. Очевидно, для окислительного ЖГГ
Для восстановительного ЖГГ
(v«rr+l)YoYr
Ynp" (WP+Yo) '
Обозначив постоянный множитель в уравнении (8. 14)
А=>— \\ - (%Т)жтг = уп Цт\—-—(%Т)жгп (8.17)
после преобразований получим
(8.18)
Здесь р2 зависит только от перепада давлений ят. Для определения
производную dp^djii приравниваем нулю.
(Л—А/?Жгг + /?н.вх) |
Отсюда находим значение перепада давлений, соответствующее наи-
наибольшему возможному давлению в камере:
lTOpt { А-Ьржгг+ри.ьх k )
Зная ят, по уравнению (8.18) находим значение ргта*:
^1—АЛ- (8.20)
p 1Г
«xopt
Уравнения (8.19) и (8.20) позволяют при известных (или задан-
заданных) параметрах работы THA (r]T; r\H; GT; (RT)mTr) Qs) сразу опреде-
определить /?2max и Jt-r.opt без построения графиков типа, представленных на
рис. 8.2.
Из совместного рассмотрения уравнений (8.20) и (8.17) следует,
что величина /?2тах в значительной степени зависит от совершенства
работы насосов и турбины (т]н и т]т), свойств рабочего тела [k и (ЯТ)ЖГГ],
а также от действительного значения (RT)mTTj т. е. от качества работы
ЖГГ.
Значение /?2Шах можно также повысить, изменив схему двигательной
установки. На рис. 8.3 приведен вариант замкнутой схемы установки
типа «газ + жидкость». По этой схеме для подачи горючего в ЖГГ
используется дополнительный насос 9. При этом, очевидно, давление
подачи основного насоса горючего 8 будет ниже, чем давления подачи
насосов 3 и 9. Это приводит к уменьшению мощности, потребляемой на-
насосами, что, в свою очередь, позволяет уменьшить давление в ЖГГ при
одновременном увеличении наибольшего возможного давления /?2 max-
Схема рис. 8.3 часто более рациональна и при Р2<р2тах, так как
при использовании дополнительного насоса схема замыкается при мень-
меньших давлениях ;подачи. Это, в свою очередь, приводит к улучшению
весовых характеристик установки, в то же время введение дополнитель-
322

яого насоса может привести к усложнению установки и снижению
надежности.
Рис. 8.3. Двигательная установка с замкнутой схемой типа «газ+
+жидкость» с дополнительным насосом для подачи топлива в ЖГГ:
/—бак окислителя; 2—турбина; 3—насос окислителя; 4—подача продуктов сго-
сгорания из ТНА в камеру; 5—камера двигателя; 6—бак горючего; 7—Ж11;
8—основной насос горючего; 9—дополнительный насос горючего
Возможности замкнутых схем типа «газ+жидкость»
с окислительным и восстановительным ЖГГ
Рассмотренная выше замкнутая схема установки типа «газ + жид-
жидкость» для определенности была взята с окислительным ЖГГ (так как
схема с восстановительным ЖГГ имеет аналогичный вид, очевидно, весь
проведенный выше анализ остается справедливым и для случая восста-
восстановительного ЖГГ).
Однако при одинаковом давлении в камере основные параметры ра-
работы ЖГГ и ТНА при применении окислительного или восстановитель-
восстановительного газогенератора сильно различаются. Дело в том, что для топлив
ЖРД соотношение компонентов v обычно больше единицы, т. е. расход
окислителя больше расхода горючего, Так как при замкнутой схеме
«газ + жидкость» один из компонентов чаще всего полностью поступает
в ЖГГ, расход рабочего тела на турбину при окислительном ЖГГ всегда
выше, чем при восстановительном ЖГГ. При этом, поскольку для боль-
большинства топлив (кроме топлив, использующих водород в качестве горю-
горючего) увеличение {RT)mTT в восстановительном ЖГГ за счет увеличения
газовой постоянной продуктов сгорания сравнительно невелико, решаю-
решающее влияние на располагаемую мощность турбины оказывает увеличение
расхода GT.
На рис. 8.4 показаны типичные графики изменения располагаемой
мощнс'сти турбины Ni = f(nT) при применении окислительного и восста-
восстановительного ЖГГ, работающих на топливе, имеющем v>l, откуда
видно, что при использовании окислительного ЖГГ при одном и том же
давлении в камере величина ят, а следовательно, давление в ЖГГ и дав-
давление подачи, при котором схема замыкается, ниже. Ориентировочные
расчеты показывают, что двигательная установка на топливе, использую-
использующем окислы азота как окислитель, при давлении в камере 100 ата
(^10 Мн/м2) и с окислительным ЖГГ замыкается при давлении в ЖГГ
140—180 ата (^14—18 Мн/м2), в то время как при восстановительном
ЖГГ схема замыкается при давлении в ЖГГ 180—280 ата («18—
28 Мн/м2).
Применение окислительного или восстановительного ЖГГ влияет
также и на величину ргтах. На рис. 8.4 точки Мо и Мг, в которых кривые
323

потребной мощности NH = f(nT) касаются кривых располагаемой мощно-
мощности турбины Л^т = /(ят), определяют наибольшее достижимое давление
в камере сгорания при окислительном или восстановительном ЖГГ
в двигателе с v>l.
Однако в некоторых случаях практически может оказаться более
рациональным применение восстановительного ЖГГ и при v>l. Дело
в том, что лопатки турбины, работающей на восстановительном газе,
допускают более высокую температуру рабочего тела, чем турбины, ра-
работающей на окислительном газе. Вследствие этого разница в давле-
Рис. 8.4. Изменение располагаемой мощности
турбины NT=f(nT) при окислительном и восста-
восстановительном ЖГГ, работающих на обычном (не
водородном) топливе:
/—потребная мощность; 2—NT при окислительном ЖГГ;
3—]\ГТ при восстановительном ЖГГ
ниях, при которых схема замыкается при окислительном или восстанови-
восстановительном ЖГГ, уменьшается и решающими при выборе типа ЖГГ (окис-
(окислительного или восстановительного) могут оказаться вопросы удобства
регулирования, компоновки, надежности и т. д.
В двигателях,' использующих в качестве горючего водород, в связи
с весьма значительным увеличением газовой постоянной продуктов
сгорания при а<^1 решающее влияние на величину располагаемой мощ-
мощности турбины оказывает увеличение (RT)mvr. Поэтому для водородных
ЖРД с замкнутой схемой более рационально применение восстанови-
восстановительного ЖГГ.
В настоящее время давления в камере сгорания еще значительно
ниже предельно возможных значений. Основная причина в том, что с по-
повышением давления р2 давление подачи, при котором схема замыкается
возрастает пропорционально .произведению ят/?2. Вследствие этого тру-
трубопроводы и агрегаты системы подачи должны работать при очень высо
ких давлениях, что приводит к значительному увеличению массы двига-
двигательной установки и снижению надежности ее работы.
Как один из примеров установки замкнутой схемы с восстанови-
восстановительным ЖГГ на рис. 8.5 показаны схема и макет проектируемого дви-
двигателя RL-20P, работающего по замкнутой схеме типа «газ + жидкость»
на топливе кислород + водород. Давление в камере 210 ата B0,6 Мн/м2),
тяга 120 Т A,18 Мн). Ожидаемая удельная тяга около 430 кГ-сек/кг
(^4300 н-сек/кг). Здесь ЖГГ 4 является форкамерой камеры двига-
324

теля. В ЖГГ подается 90% водорода и 15% кислорода от общего рас-
расхода каждого компонента в камеру. Остальной кислород подается через
форсунки, размещенные на радиально расположенных выступах 2.
\
Рис. 8.5. Схема и макет двигателя RL=20P установки, рабо-
работающей на топливе О2+Н2 по замкнутой схеме типа «газ+
Ч-жидкость»:
а—схема двигателя; б—макет;
/—сопло; 2—выступ с форсунками жидкого О2; 3—ТНА жидкого О2; 4—
ЖГГ; 5—жидкий Н2; б—ТНА жидкого Н2; 7—пористая стенка
Оставшиеся 10% жидкого водорода используются для наружного охлаж-
охлаждения сопла 1 и затем подаются через пористую стенку 7 в камеру сго-
сгорания. При этом образуется пристеночный слой внутреннего охлаждения.
Пример расчета основных параметров замкнутой системы подачи
Двигательная установка ЖРД работает на топливе (80% HNO3 и 20% N2O4) 4-
Н-тонка 250 по замкнутой схеме «газ+жидкость» типа, представленной на рис. 8. 1,
с окислительным или восстановительным ЖГГ.
Заданы:
параметры ТНА и ЖГГ:
т]т=0,4; -Пн.о = Лн.г = 0,65; ?=1,2;
плотность компонентов:
Yo = 1590 кг/лФ; уГ = 845 кг/м*;
расход компонентов: С?0=160 кг/сек; Gr=40 кг/сек.
Из условий наибольшей допустимой температуры рабочего тела ЖГГ работают
при следующих соотношениях: окислительный ЖГГ v>Krr=20; восстановительный
ЖГГ vJKrr=0,6.
При этом с учетом потерь действительное значение (RT)mTr считаем одинаковым
для обоих ЖГГ (RT для окислительного ЖГГ меньше, чем для восстановительного):
г = 50.103 кГм\кг D90-103 дж/кг).
Считаем, что все указанные величины при изменении режима работы ЖГГ и ТНА
остаются неизменными.
Требуется определить при работе установки с окислительным или восстано-
восстановительным ЖГГ:
перепад давлений на турбине ят, мощность ТНА ЛГтна, давление в ЖГГ и дав-
давление подачи при р2=90 ата (8,83 Мн/м2)\
325

наибольшее возможное давление в камере сгорания р2 max.
Решение. 1. Определяем или оцениваем необходимые для расчета величины
Расходы через турбину:
при окислительном ЖГГ
От = G0 + Gr =. Go + —— = 160 + —j- = 168 кг/сек;
vжгг 20
при восстановительном ЖГГ
GT = Gr + Go = Gr + <^жгг = 40 + 0,6-40 = 64 кг/сек.
Потери давления на пути от насосов до камеры ЖГГ и от турбины до камеры
сгорания считаем постоянными при всех режимах работы установки и оцениваем как
A/Wr.o = А/7ЖГГ.Г = Д/?жгг = 30 /сГ/см? B,94 Мн/м*);
А/72= 15 кГ/см* A,47 Mh/j&).
Давление подачи на входе в насосы
/>вх.о = Рвх.г = /^н.вх = 5 КГ\СМЪ @,49 Мн/М*).
Объемный расход компонентов через камеру сгорания
Go Gr 160 40
Yo Yr 1590 845
2. Определяем ят, AfTHa, ржгт, рпод при давлении в камере /72 = 90 ата
(«8,83=iVfw/jw2). Находим уравнение зависимости мощности турбины от перепада дав-
давления на турбине зхт.
При окислительном ЖГГ
75 (& — 1) I '—
168-0,4-50.103
= Y5 /(ят) = 44,8.108./(лт),
где
подсчитывается или находится по таблицам газодинамических функций.
При восстановительном ЖГГ
1
1 •г тс ил
/О k — 1
64-0,4.50-103
-./(ят)-^17.103/(ят).
75
Находим уравнение зависимости мощности насосов от ят или от давления в ЖГГ_
Согласно уравнению (8. 12)
^н = Пт f2 + Af2 + Ржгг Рн'пх Q, =
/о %
ол487бо
75•0,65
Строим графики зависимостей потребной мощности (NT 0, NT.T) и располагаемой
мощности JVH от перепада давлений на турбине лт (рис. 8.6). Точки пересечения кри-
кривой потребной мощности насосов с кривыми располагаемой мощности дают расчетные
значения ят и iVp.
При окислительном ЖГГ:
перепад давлений ят.0 = 1,П; мощность THA Wp.o = 4300 л. с. C160 кет)*
Согласно уравнениям (8. 8) и (8. 9) давление в ЖГГ:
5)=-116,5 ата A1,45 Мн/м?);
давление подачи:
Риал = Ржтт + Д/W = И6,5 + 30 = 146,5 ата A4,40 Мн/jfl).
326

При восстановительном ЖГГ:
лт.г = 1.37; ЛГр г = 5130 л. с. C770 кет); ржгг = 1,37 (90 + 15) -
= 144 атаA4,12 Мн/м?)\ /?Под = 144 + 30 = 174 ата A7,1 Мн/м?).
3. Определяем наибольшее возможное давление в камере сгорания рг max.
N-1Q-3
ивт л.с.
[20
1,35
70
01 О
1
/
i
/
/
/
/
/
у
>
>
^*
/ 7ТТп
7tT
Рис. 8. 6. К решению примера:
/— МТО при окислительном ЖГГ; 2—Мтг при восстановительном
ЖГГ; 3—N при р2=90 кГ/см2 («9 Мн/м2)
При окислительном ЖГГ по уравнениям (8.17), (8.19) и (8.20):
л = §7 адн
-103 ==
=- 8830-104 кГ/мЪ (867
А
Jt-roft"
k
r=
1,2
= Г 8830.104 2.1,2^-П1-2 -1 ^
[8830-104 — C0 — 5I04 1,2 J
P2max — {А — А/?жгг + /?н.вх)
=[8830 -104 _ C0 — 5) 104] -—— _ -
2,56
8830-104
212_1 — 5» 104 ==485 am a (^47,70 Mk/jk2).
2,56 "^^
Аналогично при восстановительном ЖГГ:
Л = 3360-104 кГ/м? C30 Мн/м2); ят opt =-2,64;
/>2ma*= 19° ЛУЛ A8,68 Мн/л&).
8.2. ЗАМКНУТАЯ СХЕМА «ГАЗ + ЖИДКОСТЬ» БЕЗ ЖГГ
На рис. 8.7 и 8.8 приведены замкнутая схема типа «газ + жидкость»
и внешний вид двигательной установки ЖРД RL-10, работающего на
кислороде и водороде. Жидкий водород поступает в двухступенчатый
насос 6У затем в охлаждающий тракт камеры двигателя 3, откуда обра-
образовавшийся газообразный водород поступает на турбину 5 привода ТНА
327

и затем подается в камеру сгорания 3. Перепускное устройство 7 служит
для поддержания постоянства режима работы установки. Жидкий кисло-
кислород подается в камеру сгорания насосом 1. Таким образом, в этой уста-
Рис. 8.7. Схема двигательной установки RL-10 (замкну-
(замкнутая схема «газ+жидкость» без ЖГГ):
/—насос жидкого О2; 2—редуктор; 3—камера сгорания; 4—сопло; 5—
турбина; 5—двухступенчатый насос жидкого Н2; 7—-регулятор
новке рабочим телом для привода турбины является водород, котооый
газифицируется и нагревается до нужной температуры в охлаждающем
тракте камеры двигателя. При этом температура «нагретого» водорода
Рис. 8. 8. Двигатель RL-10:
а—в сборе; б—на установке
может быть ниже нуля. При такой схеме двигательной установки отпа-
отпадает необходимость в специальном ЖГГ, что существенно упрощает всю
установку. Недостатком ее является довольно ограниченный предел воз-
возможного давления в камере сгорания
328

Определение основных параметров
Уравнением, связывающим основные параметры камеры сгорания
и ТНА, является уравнение баланса мощностей турбины и насоса
/VT = A/Ib которое в развернутом виде запишется так:
JL
¦ ФJ (Аюд.О2
где GH2 —расход водорода через камеру сгорания, равный расходу, М2
через турбину;
G02 —расход кислорода;
YHa иy02 — плотности жидких водорода и кислорода;
?=1,4 — показатель адиабаты для водорода;
пт — перепад давлений на турбине:
Н2 и О2;
Рвх.н*' Рвх.О2 на вх0Де в насосы.
Очевидно, что
Лшд о,=Р2+&Р2+д/wo.; (8-22)
/7под.Н2 = .Рвх + А/7ПОД>На = ^т (Л + A/?hJ + А/?под.Н2»
где
Д/?под о, — потери давления на участке от насоса до входа в камеру
двигателя;
д/7лодН2 — потери давления на участке от насоса до турбины;
д/7О2 — потери давления на участке от входа в камеру двигателя
до камеры сгорания (в головке камеры двигателя);
д/?На — потери давления на участке от турбины до камеры сгорания.
Определим величину наибольшего возможного давления в камере
Р2тах- Для упрощения будем считать постоянными и одинаковыми вели-
величины КПД насосов и потерь давления, а также давления на входе
в насос:
А/7под.02 -= Д/WH. "
Рвх.О* ^^ Pbx.Uz ~ Рвх.н-
(8.23)
Тогда, подставив выражения (8.22) в уравнение (8.21), после не-
несложных преобразований получим
k rvt% ( 1 \
7—7 (°/)н2 ЛтЛнУН2^О2 I 1— fe-1 |—(АРпоа—/>н.»х) (YO2 + VYH2)
1 ~F~ /
ft= : ¦ Aft, (8.24)
где
329

Обозначив
k
*-lV "' Т " "'"' °" (8.25)
получим:
*= -- ..vyh, АЛ' (8-26)
Для определения ргтах возьмем производную йр^йи? и приравняем
ее нулю:
**г (
0*tYo2+vYh2K *
откуда получим уравнение для нахождения перепада давлений ttT.opt,
соответствующего наибольшему возможному давлению в камере
\О2 ^k 1
или, обозначив постоянные
(8.27)
Yo2 2A-1 ' \ AJk-\ '
получим
rtr.opt
=Lr^«,opt/-*- (8.28)
Посчитав постоянные Д и Е, легко находим значение JtT.Opt графи-
графически или подбором (см. пример). Зная nT.ept, по уравнению (8.26)
находим р2 тах:
А11—л=г\-Б
.op
VYH2
Расчеты показывают, что наибольшее возможное давление в камере
невелико и при реальных значениях КПД насосов и турбины соотноше-
соотношения компонентов v и температуры водорода на выходе из охлаждаю-
охлаждающего тракта оно не может быть выше 40—50 ата (^4—5 Мн/м2), т. е.
схема, подобная представленной на рис. 8.7, при высоких давлениях
в камере сгорания не приемлема. Для иллюстрации рассмотрим пример
определения р2тах.
Пример определения рг max
Определить величину наибольшего возможного давления в камере сгорания р2 max
яля двигательной установки, работающей на топливе кислород+водород по схеме,
представленной на рис. 8. 7, при двух значениях температуры водорода, поступающего
на турбину: 1) 7^=— 73°С = 200° К и 2) Т ^ = 0°С = 273°К.
Остальные основные параметры работы установки остаются неизменными.
Соотношение компонентов v = Go2/Gh2 =4,8; КПД турбины г)т=0,4; КПД насо-
330

сов т]н = 'Пн.о ='Пн.н2=0,6. Потери давления кислорода на участке от насоса до камеры
двигателя &рполо2 и водорода на участке от насоса до турбины АрпоДНа равны
Потеря давления водорода на участке от турбины до камеры сгорания
кислорода в головке соответственно равны и составляют Д/?2=8 кГ/см2 @,79 Мн/м ).
Давления на входе в насосы одинаковы и равны рВх02=/?вхН2=/?н.вх=5 кГ/см
@,49 Мн/м*).
1) При 7^=200° К-
Е
0,19
0,78
0,77
0,16
0,15
0,Ъ
0773
0,12
$<§&$.
Еп=0,156^
^Ет=0,74-8^
(^торГ2^
,5 2,6 2,7 2,8 2,9 3,0 3J
Рис. 8.9. К решению примера
Определяем постоянные величины, входящие в уравнение (8. 28):
ТСт
=0,4-0,6-
1,4
1,4-1
¦ D24 - 200) 70 • 1140 = 56,8 • 108;
= 2,22-108;
-ljb±Z±
д- Yo2 2Л —1
1140 2-1,4 — 1
+ 4,8-70) =
9% = 0,0655;
1,4
= 0,748.
AJk-\ У 56,8-108/2.1,4-1
Построив зависимость от ят левой части уравнения (8.28), находим графически вели-
величину n}eOpt (рис. 8.9): nj.opt =2,94.
По уравнению (8.29) определяем /?2тах:
А 1—fzi
Р2 max —
XT.opt>
56,8-108 /1—•
1,4—1
1—2,22-108
2,94
2,94-1140 + 4,8-70
— 8-104 = 27.104 /сГ/л€2 = 27 ата B,65 Мн/м?).
2) При Т\}я = 0° С = 273° К.
Проведя аналогичные расчеты, получим:
^т opt =
Таким образом, увеличение температуры водорода, поступающего
на турбину Гн2, на 73° привело к увеличению /?2тах почти в полтора
331

раза. Так как предельно возможная величина Гн. определяется усло-
условиями надежного охлаждения камеры двигателя, то величина наиболь-
наибольшего давления в камере /?2тах находится в зависимости от организации
охлаждения. Как видно из уравнений (8.25) и (8.29), на величину /?2тах
сильно влияет также изменение КПД турбины г\т и насосов цк.
8 3 ЗАМКНУТАЯ СХЕМА «ГАЗ+ГАЗ»
На рис. 8. 10 показана замкнутая схема двигательной установки
типа «газ -f газ». Горючее и окислитель из насосов поступают с заданным
соотношением в ЖГГ 2 и 8. Газообразные продукты сгорания ЖГГ с из-
Рис. 8. 10. Замкнутая схема типа «газ+газ»:
/—бак окислителя; 2—окислительный ЖГГ: 3—насос окисли-
окислителя; 4—турбина; 5—подача окислительных продуктоз сго-
сгорания из ТНА. в камеру; 6—камера двигателя; 7—бак го-
горючего; 8—восстановительный ЖГГ; 9—насос горючего; 10—
турбина; //—подача восстановитачьных продуктов сгорания
в камеру; /2—подача горючего на охлаждение камеры
бытком окислителя и горючего используются для привода турбин 4 и 10
и затем по газоводам 5 к 11 поступают в камеру сгорания 6. Таким
образом, в установке, работающей по замкнутой схеме «газ + газ», оба
компонента полностью используются для привода турбонасосных агре-
агрегатов.
Благодаря этому заданное давление в камере сгорания обеспечи-
обеспечивается при меньших давлениях подачи, чем при схеме «газ + жидкость».
Выигрыш в давлении подачи особенно заметен при необходимости обес-
обеспечить высокие давления в камере сгорания.
Определение основных параметров
Исходными уравнениями, определяющими при заданном давлении
в камере сгорания основные параметры работы ТНА и ЖГГ, будут урав-
уравнения баланса мощностей турбины NT и насоса Nn турбонасосных агре-
агрегатов горючего и окислителя:
ЛГт.о = ^но: Nr.r = NRur, (8.30)
или в развернутом виде
75
k—l
/ \ \ П (n n \
I 1 i \ uo V^no f.o Phx.q)
(8.31)
332

При этом, очевидно,
(8.32)
и 1 0.
При известных температурах рабочего тела, подаваемого на тур-
турбины 4 и 10, работающие соответственно на окислительном и восстано-
восстановительном газе, и при известных расходах компонентов через камеру
(Gr и Go) суммарные расходы (GTB и GT>0), а также расходы окислителя
(Go.mrv.B и бо.жгг.о) и горючего (GTmJKTTm0 и Gr<JWT.B) в окислительный и вос-
восстановительный жидкостные газогенераторы определяются однозначно.
Действительно, заданные температуры в ЖГТ обеспечиваются соот-
соотношением компонентов Vtkit. Таким образом, при известных температу-
температурах нам известно необходимое для данного топлива соотношение ком-
компонентов в окислительном и восстановительном ЖГГ:
Л, ^о.жгг.о . ., ^о.жгг.п /о qo\
Так как весь компонент проходит через газогенераторы, очевидно,
Go = °о.жгг.о + Со.жгг.в; Gr = Ог.жгг.о + °г жгг.в- (8-34)
Решая совместно уравнения (8.33) и (8.34), находим расходы компо-
компонентов в каждом из ЖГГ:
иг.жгг.в > иг жгг.о
ft v
^о-жгг-о ужгг-о
(8.35)
^жгг.о ^жгг.в
Отсюда находим расходы рабочего тела на каждую из турбин
Проведя анализ системы уравнений (8.3), подобный проведенному
выше для схем «газ+жидкость», получим уравнения, аналогичные урав-
уравнениям (8.19) и (8.20), которые позволяют определить наибольшее
возможное давление в камере сгорания.
Преимущества и недостатки установок с замкнутой схемой
Рассмотрев различные типы установок с заАмкнутой схемой, отме-
отметим основные преимущества, недостатки и особенности их работы.
Главное преимущество заключается в более полном использовании
энергии топлива, имеющегося на борту ракеты, так как при замкнутой
схеме потери тяги за счет расхода компонентов на привод ТНА отсут-
отсутствуют. Удельная тяга установок с замкнутой схемой больше, чем у уста-
установок с открытой схемой, и равна удельной тяге двигателей.
Недостатком установок с замкнутой схемой является их большая
сложность по сравнению с установками открытой схемы. Эта сложность
обусловлена, во-первых, необходимостью подачи из ТНА в камеру сго-
сгорания продуктов сгорания высокой температуры, во-вторых, высокими
давлениями подачи, которые при замкнутой схеме, очевидно, значи-
значительно выше, чем при открытой. Все это затрудняет обеспечение высокой
надежности работы установки.
Высокие давления подачи и высокие давления в ЖГГ и в турбине
ТНА приводят также к увеличению массы системы подачи установки.
И в целом, несмотря на отсутствие отдельной системы подачи топлива
12 908 333

в ТНА и выхлопных патрубков, удельный вес установки с замкнутой схе-
схемой без баков сопоставим с удельным весом установок открытой схемы.
Однако, благодаря выигрышу в удельной тяге, уменьшение полной
массы заправленной двигательной установки может достигать 10—20%
за счет уменьшения необходимого запаса топлива и соответствующего
уменьшения габаритов (а следовательно, и массы) баков. Этот выигрыш
особенно ощутим при больших тягах двигателя, поэтому применение
установок с замкнутой схемой более целесообразно в двигательных уста-
ьовках больших тяг. При малой тяге усложнение установки и снижение
ее надежности, связанные с использованием замкнутой схемы, не всегда
окупаются выигрышем в тяге.
Применение замкнутых схем даст наибольшую выгоду в двигатель-
двигательных установках больших тяг, работающих при высоком давлении в ка-
камере сгорания, так как в этом случае при использовании открытой схемы
потери тяги за счет расхода части компонента на привод ТНА были бы
сравнительно большими.
Интересной особенностью установок с замкнутой схемой является
то, что КПД насосов и турбины влияют только на величину давления
подачи и давления /?2тах и практически не влияют на удельную тягу
установки, так как ухудшение КПД турбины т]т или КПД насосов т]Б
приведет только к увеличению потребного давления подачи, но не к ухуд-
ухудшению удельной тяги. Однако значения КПД турбины и насосов в уста-
установках с замкнутой схемой очень важны, так как при ухудшении КПД
возрастает давление подачи и соответственно возрастает масса двига-
двигательной установки. Поэтому и при замкнутой схеме важно обеспечить
экономичную работу ТНА.

Глава
IX
ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
С ВЫТЕСНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ
Основной недостаток вытеснительной системы состоит в том,
что при нем баки находятся под давлением подачи, вследствие чего их
масса получается очень большой.
Однако по своему действию и конструкции вытеснительные системы
подачи проще турбонасосных; проще запуск и остановка двигателя; нет
сложных агрегатов, подобных ТНА, и вращающихся элементов, что в не-
некоторых условиях может также яв-
являться существенным преимуществом.
Весовой анализ двигательных
установок с вытеснительной системой
подачи [152] показал, что иногда при
работе на больших высотах установки
с низким давлением в камере, порядка
5 ата (^0,5 Мн/м2)у более рациональ-
рациональны, чем установки с турбонасосной си-
системой подачи. Дело в том, что при ра-
работе на большой высоте в связи с нич-
ничтожно малым давлением окружающей
среды можно и при малом давлении
в камере получить степень расширения
6 = 200 "^ 800 ' обеспечиваюЩУю Доста-
Достаточно высокую удельную тягу. При
этом несколько снизится удельная
тяга в силу некоторого уменьшения
температуры в камере сгорания, а так-
также вырастут габариты камеры двига-
двигателя, так как при уменьшении давле-
давления в камере при той же тяге (или рас-
расходе) согласно уравнениям A.9) и A.20) площадь /кр и площадь среза
/з соответственно увеличатся.
Для сравнения на рис. 9.1 показаны контуры двигателей с одинако-
одинаковой степенью уширения, работающих при давлении в камере 4 и 20 ата
@,39 и 1,96 Мн/м2), откуда видно, что при понижении давления сущест-
существенно вырастают габаритные размеры камеры. Однако в связи с низким
давлением в камере весовые характеристики двигательной установки
в целом остаются достаточно хорошими.
Основные возможные области применения установок с вытеснитель-
ными системами подачи: двигательные установки космических кораблей
(например, двигатели системы ориентации спутника «Меркурий») лег-
Рис. 9. 1. Сравнение контуров двига-
двигателей, имеющих одинаковые тяги и
степени уширения при различных
давлениях в камере
12*
335

ких ракет класса «воздух—воздух», «земля—земля», «воздух—земля».
Возможно также применение вытеснительной подачи в двигательных
установках зенитных ракет (Эрликон), верхних ступеней космических
ракет («Эйбл-Стар»). Кроме того, вытеснительные системы находят при-
применение в качестве вспомогательных систем, например для подачи ком-
компонента в ПГГ или ЖГГ, для наддува баков и т. д.
Различают три основных вида вытеснительных систем: газобал-
газобаллонные системы подачи, использующие для вытеснения азот, воздух,
гелий или какой-либо другой газ; системы с пороховым аккумуля-
аккумулятором давления (ПАД), использующие для вытеснения продукты
сгорания пороха, и системы с жидкостным аккумулятором
давления (ЖАД), использующие для вытеснения продукты сгорания
жидких компонентов. Рассмотрим каждую из этих систем.
9.1. ГАЗОБАЛЛОННАЯ СИСТЕМА ПОДАЧИ
Газобаллонная вытеснительная система применяется как в качестве
основной системы подачи для вытеснения компонентов в камеру сгора-
сгорания, так и для вытеснения компонентов в ЖГГ, ПГГ и для наддува ба-
баков. Вытесняющим газом обычно является азот, воздух или гелий. Пре-
Преимущество гелия перед воздухом и азотом состоит в том, что он имеет
меньший молекулярный вес, а следовательно, при одинаковых условиях
и меньшую плотность.
При выборе вытесняющего газа следует иметь в виду, что он не дол-
должен вступать в реакцию
j & г с компонентом или легко
раствориться в нем. Так-
Также необходимо учитывать,
что при подаче или над-
наддуве баков с низкокипя-
щими компонентами тем-
температура сжижения вы-
Рис. 9.2. Элементарная схема газобаллонной си- тесняющего газа должна
стемы подачи: быть ниже температуры
/—баллон с газом высокого давления; 2—редуктор дав- кипрнмя ктимттгшрнтя Тя
ления; 3-топливные баки: ^-мембраны- 5-камера дви- КИПеНИЯ КОМПОНеНТа. 1 а-
гателя ким образом, бак с жид-
жидким водородом можно
наддувать либо водородом, либо гелием, так как другие газы при кон-
контакте с жидким водородом будут конденсироваться.
Элементарная схема двигательной установки с газобаллонной си-
системой подачи приведена на рис. 9.2.
Газ под давлением 250—300 ата (^25—30 Мн/м2), заключенный
в баллоне У, поступает в газовый редуктор 2, где давление газа сни-
снижается до необходимой величины и откуда он поступает в баки 3, откуда
топливо вытесняется и по трубопроводам поступает в камеру двига-
двигателя 5, разрывая установленные на трубопроводе мембраны 4. Пример-
Примерная схема использования газобаллонной подачи для наддува баков
показана на рис. 6.4.
При расчете газобаллонной системы задача сводится к определению
необходимого объема баллона и запаса сжатого газа, служащего для
вытеснения компонентов или для наддува.
Изменение температуры вытесняющего газа
Процессы, происходящие при газобаллонной подаче (см. рис. 9.2)
компонентов и при наддуве баков, аналогичны.
Газ высокого давления вытекает из баллона и дросселируется в ре-
редукторе 2 до давления подачи, при котором и поступает в баки. При вы-
336

текании газа из баллона 1 оставшийся там газ будет расширяться
и температура его будет падать. В результате понижения температуры
газа к нему будет подводиться тепло от стенок баллона. Но так как этот
подвод тепла незначителен, то температура газа в баллоне в конечном
счете понижается, т. е. в баллоне 1 имеет место политропическое расши-
расширение с показателем политропы п, меньшим, чем показатель адиабаты,
т. е. \<n<k.
Воспользовавшись уравнением политропического процесса, можно
подсчитать конечную температуру газа в баллоне по выражению
п—1
гр /Рт.КОН \
г-кон L г.нач\ I
Ч/^г.нач >
(9.1)
«—1
Обозначив величину^Рг-г:ок
\/7г.нач
через си получим
Т =Т г
1 г-кон 1 г^нач1'!*
(9.2)
Величина сх зависит от перепада давлений /?г.кон//?г.нач и показателя
политропы л, определяемого интенсивностью передачи тепла от стенки
баллона к газу. Можно считать величину я, равной 1,15—1,33. В табл.
9. 1 приведены значения коэффициента сь подсчитанные при значении
п =1,33.
В процессе вытекания газа из баллона температура его в баллоне
постепенно снижается от Гг.нач до Гг.кон.
При дросселировании газа в редукторе температура реальных га-
газов не остается постоянной. В частности, для воздуха и азота она пони-
понижается, а для гелия несколько увеличивается. Кроме того, поступая
с баки, газ подогревается от стенок баков.
Все эти изменения температуры учесть теоретически очень трудно.
Для упрощения не будем учитывать изменения температуры газа в про-
процессе дросселирования и нагрев его от стенок баков. В этом случае каж-
каждая порция газа, поступающая в бак 5, имеет температуру, равную тем-
температуре газа в баллоне 1 в данный момент. Поэтому первая порция газа
при запуске двигателя поступает в бак при температуре Гг.нач, а самая
последняя порция в конце работы двигателя — при температуре Гг.кон.
Все эти порции газа перемешиваются в баке, вследствие чего средняя
температура газа в баке будет промежуточной между Гг.нач и Гг.кон, т. е.
¦* г кон4^-* б.ср*^' г-нач*
Будем считать, что температура газа в баке в конце подачи имеет
величину
Величина коэффициента с2 меньше единицы, но больше, чем значе-
значение с\. Ориентировочные значения С\ и с2 при п=1,33 в зависимости от
Рг HcW/?r.KOH приведены в табл. 9. 1.
Таблица 9. 1
Ачнач
/V.KOH
10
0,55
0,75
7
0,60
0,80
4
0,70
0,87
2
0,82
0,90
337

Если учесть изменение температуры газа в процессе дросселирова-
дросселирования, то для азота и воздуха значение с2 будет уменьшаться по сравне-
сравнению с данными табл. 9.1, а для гелия — увеличиваться.
Расчет объема баллона и запаса газа
Для расчета объема баллона и запаса газа служат следующие
исходные данные: общий объем бака горючего и окислителя Уб, давле-
давление подачи компонентов или наддува баков /?б> а также газовая посто-
постоянная R и начальная температура газа Гг.Нач.
Начальное давление газа в баллоне определяется условиями запол-
заполнения баллона. Конечное давление в баллоне должно быть выше, чем
давление подачи /?б на величину минимального перепада давления в ре-
редукторе А/7Ред, необходимого для того, чтобы обеспечить нормальную
работу редуктора.
Величина Д/?Ред определяется конструкцией редуктора и зависит
от давления подачи или наддува. При высоких давлениях подачи, по-
порядка 30—40 ата (^3—4 Мн/м2), величина А/7ред= @,25-f-0,50) рвых.
При наддуве или низких давлениях подачи — в пределах 3—10 ата
@,3—1 Мн/м2) величина А/7ред= B-^-10)рвых (см. § 9.4).
Рассмотрим состояние вытекающего газа перед началом подачи и
в конце ее. Перед началом подачи весь газ заключен в баллоне, и по
уравнению состояния можно написать
Л.нач^газ = Ораз^г.нач. (9-4)
где Gra3 — количество газа, заключенного в баллоне.
В конце подачи газ находится частично в баллоне, частично в баках.
Состояние газа в баллоне можно выразить уравнением
А-.кон^газ = 6г.кон^Тг.кон> (9.5)
где Рг.кон, Гг.Кон, Ог.кон—давление, температура и масса газа, оставше-
оставшегося в баллоне к концу подачи.
Конечное давление в баллоне Рг.кон=Рб + А/7ред.
Состояние газа в баках к концу подачи определится по уравнению
W (9.6)
где Gq — количество газа, поступившего в баки к концу подачи.
Из формулы (9.4) находим
Из формулы (9.6)
п _ РбУб
Количество газа в баллоне и баках в конце работы двигателя равно
начальному:
Gra3 = Gr.L0Hn-06,
откуда
^г-кон °гаэ ^б ™•
К* г.нач К* б.кон
Подставив значения рг.кон и Gr.KoH в формулу (9.5), получим
КРб | ЬРрел) 1/газ—( — ™ I<1 г.кон-
\ AJ Г.НЗЧ К* б.КОН /
338

Вводя указанные выше связи между начальными и конечными тем-
температурами (9.2) и (9.3) и подставив эти выражения в формулу (9.9),
получим
( Pf /f4 W,...,. 0.10)
После преобразований и сокращений получим
^газ= " • (9.11)
ClPr-тч — (Рб + ДРрел)
Объем баллона прямо пропорционален давлению подачи и объему
баков; он уменьшается с увеличением начального давления и не зависит
от газовой постоянной применяемого газа. Зная величину объема бал-
баллона Vra3, по формуле (9.7) находим количество необходимого запаса
газа
^3 = ^3-7^^. (9-12)
Масса газа зависит от его свойств. С увеличением газовой постоян-
постоянной она уменьшается. Поэтому применение, например, гелия вместо
азота или воздуха позволяет сократить массу запаса газа примерно
в 3,5 раза.
Пример. Определить объем баллона для сжатого воздуха и массу воздуха в бал-
баллоне для ЖРД с баллонной подачей, если полный объем бака с горючим равен
Vr = 0,209 ж3, а объем бака окислителя Уо=0,472 ж3. Давление подачи компонентов
из баков рб = 30 кГ/см2 B,94 Мн/м2). Начальная температура газа Гг.нач=299рК. Дав-
Давление в баллоне принимаем равным 250 кГ/см2 B4,53 Мн/м2).
Решение. Определяем суммарный объем баков горючего и окислителя
V6=^Vr + Vo -0,209 + 0,472 — 0,681 м&.
Считаем, что редуктор обеспечивает нормальную подачу при разности давлений
в баллоне и баке, равной Арред = 7 кГ/см2 @,67 Мн/м2).
Находим давление в баллоне к концу работы
Рг.кон = Рб + Д/>ред =¦" 30 + 7 =- 37 КГ/СМ* C,63 МН.'М*).
Отношение начального давления в баллоне к конечному равно
/'г.нач 250
— --о,/о.
Рг кон **'
По табл. 9. 1 находим коэффициенты с{ и с2 для этого отношения: ci=0,61; с2=0,81.
По формуле (9. 11) находим объем баллона
— 30.104.0.681.-^
<?2 и,о1
У?я3 = c^(p+CLPvltll) "" 0,61 -250-104 —C0-104 + 7-104) '" °'156 Ж
Массу газа, заключенного в баллоне, определяем по уравнению состояния:
Рг-пач* газ == ^газ^^г.нач»
„ Рг.«*чУ™ 250-104-0,156
ОТКУДЗ °г" ~ КГГ.ЧЛЧ ^ 29,3-293 =45'4 К2-
Выбор начального давления в баллоне
Начальное давление в баллоне рг.нач выбирают исходя из следующих
соображений. Очевидно, чем больше рг.нач, тем меньше будет объем, за-
занимаемый этим баллоном, что очень существенно, если необходимо в кон-
конструкции ракеты ограниченных размеров разместить шаровой баллон.
Можно показать, что масса шарового баллона мало зависит от на-
начального давления в нем. Действительно, масса шарового баллона 06
339

со средним диаметром d при плотности материала ум и толщине стенки 6
будет
еб=ляРгУм. (9.13)
Так как толщина стенки баллона
Pd (9.14)
b = k ,
4а
где k — коэффициент запаса прочности;
<зв — предел прочности при растяжении,
то
Выразив диаметр через объем шарового баллона
]5
и подставив значение б? в выражение (9. 15), получим
4ав ' cR
Подставив Vra3 из выражения (9.11), получим
С]
УмкРбУб Рг.нач
XJQ== I ,0 ,
[СРг.нъч — (Рб +
или
8б=1,5-
Из формулы (9. 17) видно, что при заданном давлении и объеме
топливных баков рв и Ve масса баллона зависит только от разности
/
г1
г1
\ Рг.нач
и отношения с{/с2. При увеличении /?г.нач эти величины изменяются очень
незначительно. Например, если
/^г.кон-^б + А/7ред-33-Ь9-42 ата D,12 Мн\м*\
то при изменении /?г.нач от 280 до 320 ата B7,4—31,4 Мн/м2) величина 0б
увеличится менее чем на 1%.
Таким образом, повышение начального давления в баллоне /?Гнач
по существу не влияет на массу баллона и способствует уменьшению его
размеров.
Однако наибольшая величина начального давления в баллоне огра-
ограничивается возможностями заправочных средств.
Использование подогрева газа
Для уменьшения необходимого запаса газа в баллоне, а следова-
следовательно, и массы самого баллона можно использовать подогрев вытес-
вытесняющего газа. Вытесняющий газ подогревают либо в теплообменнике
Я40

выхлопными газами ТНА (см., например, схему на рис. 6.3), либо теп-
теплом, поступающим в стенки камеры двигателя, либо сжигая твердое или
жидкое топливо в специальном генераторе (рис. 9.3).
Определим приближенно необходимый запас газа при подогреве
его перед поступлением в баки до заданной тем-
температуры Гпод. Состояние газа в баках при этом
можно определить уравнением / \ _ /
я. (9.18)
Сравнив выражения (9.6) и (9.18), получим
Оопо,=Об]^. (9Л9)
Подставив в равенство (9.8) вместо G$ количе-
количество газа в баке, равное Об.под, после преобразо-
преобразований с учетом выражения (9.19) .получим
(' г.нач \
!—-. (9.20)
Г Сц^г-нач — (Рб "Г" Аррег)
Если газ подогревается путем подвода
к нему определенного постоянного количества
тепла AQ (например, в теплообменнике), то при-
приближенно, пренебрегая потерями тепла, темпера-
температура газа в баках в конце работы
' под * б.конТ]
(9.21)
При этом бб.под определяем по формуле (9.19),
задаваясь предварительно ориентировочным зна-
значением Гдод. Определив в первом приближении
Тпол, корректируем значение (/бпод и полученное
значение ГПОд.
Анализируя формулу (9.20), видим, что
подогрев вытесняющего газа дает особенно боль-
большой выигрыш при низких начальных температу-
температурах газа в баллоне. Так, например, при работе
установки по схеме рис. 9.8 температура гелия
в газовом аккумуляторе давления 3 очень неве-
невелика, так как он находится внутри бака с жидким
водородом. Поэтому подогрев гелия даже до
300° К позволит уменьшить его запас примерно
в 3—4 раза.
Рис. 9.3. Схема газо-
газобаллонной системы
подачи с подогревом
газа:
У—аккумулятор давле-
давления; 2—клапан; 3—ре-
3—редуктор; 4—дроссель;
5—бачок с топливом; 6—
овеча; 7—камера подо-
подогрева; 8—баки: 9—кла-
9—клапаны-. 10—дроссели; Ц—
камера двигателя
9.2. ПРИМЕРЫ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
С ГАЗОБАЛЛОННОЙ ПОДАЧЕЙ
Имеется большое количество выполненных установок с газобаллон-
газобаллонной подачей. В книге [25] приведены типичные примеры применения
газобаллонной подачи в двигательных установках самолетных ускори-
ускорителей и установках зенитных ракет. Рассмотрим примеры применения
газобаллонной системы подачи в двигательных установках верхних сту-
ступеней космических ракет и в двигательных установках космических
кораблей.
341

Рис. 9.4. Двигательная установка второй ступени ра-
ракеты «Эйбл Стар» с газобаллонной подачей
10
\25
22
28 27 26
Рис. 9.5. Схема двигательной установки ракеты «Эйбл
Стар»:
/—дренажный клапан бака горючего; 2—дренажная трубка; 3—
запорный пневмоклапан; 4—фильтр; 5—трубопровод для заправ-
заправки бака окислителя; 6—обратный клапан; 7—электропневмокла-
пан; 8—трубопровод для заправки бака горючего; 9—расходомер
горючего; 10—электропневмоклапан для управления главным кла-
клапаном горючего; 11—устройство для измерения давления в ка
мере; /2—гибкий трубопровод горючего: 13—главный клапан
горючего; 14—гибкий трубопровод окислителя; 15—главный кла-
клапан окислителя; 16—расходомер окислителя; 17—расходная шайба
окислителя; 18—неохлаждаемый насадок; 19—индикатор откры-
открытия главного клапана окислителя; 20—обратный клапан-. 21—
аккумулятор давления для открытия клапана 15; 22—электро-
22—электропневмоклапан для управления клапаном 15; 23—баллон с гели-
гелием; 24—редуктор; 25—заправочный клапан; 26—трубопровод для
заправки баллонов с гелием; 27—дренажная трубка гелия; 28—
дренажная трубка бака окислителя; 29—дренажный клапан; 30—
дифференциальное реле давления в баках горючего и окисли-
окислителя; 31—запорный пневмоклапан; 32—датчик количества окис
лителя в баке; 33—фильтр; 31—клапаны; 35—бак окислителя; 36—
бак горючего; 37—коллектор
342

Двигательная установка второй ступени с газобаллонной подачей
На рис. 9. 4 и 9. 5 показаны общий вид и схема двигательной установки второй
ступени ракеты «Эйбл Стар» с газобаллонной системой подачи [152]. Двигатель работает
на самовоспламеняющемся топливе—азотная кислота +НДМГ. В качестве вытесняю-
вытесняющего газа используется гелий, находящийся под давлением 300 кГ/см2 B7,4 Мн/м2)
в трех баллонах 23. Баки — несущие, совмещенной конструкции. Установка допускает
многократный запуск и остановку по команде с земли.
Основные данные
Топливо НШз+НДМГ
Тяга в пустоте 3590±100 кГ
(~35 250±981 н)
Удельная тяга в пустоте 278 кГ • сек/кг
B730 н • сек/кг)
Коэффициент тяги 1,77
Суммарный импульс 1045 • 103 кГ - сек
A0,25-10е н-сек)
Давление в камере сгорания 14,5±0,4 кГ/см2
A,42 ±0,04 Мн/м2)
Расход топлива 12,9 кг/сек
Соотношение компонентов v=28±0,6
Комплекс Р 157 кГ • сек/кг
A540 н-сек/кг)
Время работы 300 сек
Приведенная длина 1270 мм
Площадь критического сечения 140 см2
Степень уширения 40
Давление на срезе 0,0294 кГ/см2
B980 н/м2)
Масса двигательной установки 4925 кг
Масса камеры двигателя 32 кг
Масса клапанов 8 кг
Масса насадка 4,5 кг
Масса топлива 3850 кг
Масса гелия 13,3 кг
Объем баллона с гелием 0,322 мъ
Камера двигателя выполнена из алюминиевых трубок и охлаждается окислителем.
Охладитель поступает в коллектор 37, по трубкам идет к концу охлаждаемой части
сопла и оттуда по второй системе трубок идет обратно, охлаждает сопло и камеру
сгорания и поступает в головку (полуторорасходовая схема охлаждения). Толщина
трубок 0,9 мм. К соплу крепится насадок 18.
При запуске двигателя даются команды на открытие электропневмоклапанов
(ЭПК) 22 и 7. Через ЭПК 22 гелий, подающийся в систему из баллонов 23 через редук-
гор 24, поступает в аккумулятор давления 21, подходит к главному клапану окислителя
15 и открывает его. При открытии ЭПК 7 давление гелия подается на пневмоклапаны
3 и 31. через которые гелий поступает в топливные баки 35 и 36 для вытеснения ком-
компонентов. Окислитель из бака 35 поступает в камеру двигателя; при полном открытии
главного клапана окислителя 15 подается команда на открытие ЭПК 10, после чего
давлением топлива открывается главный клапан горючего 13 и горючее поступает
в камеру двигателя.
Подача горючего и окислителя из баков в камеру регулируется так, чтобы выдер-
выдерживалось постоянное давление в камере сгорания 14,5±0,4 кГ/см2 A,42±0,04 Мн/м2).
Для остановки двигателя подается команда на закрытие ЭПК 7, 22 и 10, после
чего закрываются главные клапаны 13 и 15 и клапаны 3 и 31 подачи гелия в баки. Для
предотвращения разрушения промежуточной стенки, разделяющей емкости окислителя
и горючего, установлено дифференциальное реле давления 30. Когда давление в одном
из баков становится выше, чем в другом, реле подает команду на соответствующий
дренажный клапан (/ или 29) и давление в баках выравнивается. При повторном за-
запуске в условиях невесомости с помощью специальных реактивных сопел, работающих
на газообразном азоте, установке сообщается небольшое ускорение с тем, чтобы топ-
топливо переместилось к задней стенке баков.
343

Двигательная установка для коррекции скорости космического корабля
На рис. 9. 6 показаны схемы и внешний вид двигательной установки для коррек-
коррекции скорости космического корабля «Пионер-VI». Установка имеет две камеры 1 и 8,
работающие на продуктах разложения гидразина. Камеры расположены по продоль-
продольной оси корабля, так что сопла камер направлены в противоположные стороны. Тяги
каждой камеры 11,3—7,3 кГ A11—71,6 н) в зависимости от давления наддува в баке
с гидразином; удельная тяга 230 кГ - сек/кг, B260 н-сек/кг); степень уширения 50.
а)
Рис. 9. 6. Установка для коррекции скорости кос-
космического корабля:
а—схема двигательной установки; б—схема одной из ка-
камер : в—внешний вид двигательной установки;
/—камера с соплом, направленным по полету, 2—бачок
с четырехокисью азота; 3, 4 -— пироклапаны; 5 —
редуктор; 6—аккумулятор давления с азотом; 7—бак с
гидразином; 8—камера с соплом, направленным против
полета; 9—форсунки подачи четырехокиси азота; 10—
катализатор, //—никелевые решетки; 12—форсунки пода-
подачи гидразина; 13—сжатый газ
Двигательная установка должна обеспечить четыре импульса тяги в направлении
полета и два импульса против. Продолжительность каждого импульса определяется
потребной величиной коррекции. Запас топлива обеспечивает максимальный суммарный
импульс в направлении полета 3400 кГ - сек C3 400 н-сек) и против направления
12 200 кГ-сек A19 800 н-сек).
Система подачи — газобаллонная. Сжатый азот хранится в двух сферических
аккумуляторах давления 6 при начальном давлении 140 кГ/см2 A3,73 Мн/м2). По мере
выработки азота давление уменьшается, а в устройство, определяющее длительность
импульса, автоматически вводится соответствующая поправка. Гидразин в количестве
около ~80 кг находится в сферическом баке 7. Начальное давление подачи из бака
28,5 кГ/см2 B,80 Мн/м2). Для нагрева катализатора 10 при запуске в камеру подается
четырехокись азота, образующая с гидразином самовоспламеняющуюся смесь. Четырех-
окись азота хранится в четырех бачках 2 емкостью 8 смъ каждый.
Последовательность запуска и остановки при каждом импульсе тяги следующая.
По сигналу бортовой системы управления или с наземной станции подается напряжение
на одноходовые пироклапаны 3 (до сигнала закрытые), расположенные на трубо-
трубопроводах подачи четырехокиси азота и гидразина в камеру. Компоненты с опереже-
опережением подачи четырехокиси азота на ~50 мсек поступают в камеру. После самовоспла-
344

менения смеси четырехокись азота продолжает поступать до опорожнения бачка в те-
течение почти ~200 мсек. За это время катализатор 10 нагревается до температуры, обес-
обеспечивающей разложение гидразина. Для выключения двигателя подается напряжение
на одноходовой пироклапан 4 (до подачи сигнала открыт), расположенный на трубо-
трубопроводе подачи гидразина. Каждый трубопровод подачи компонента может быть
использован только один раз.
Двигательная установка системы ориентации спутника
На рис. 9. 7 показана схема двигательной установки системы ориентации пилоти-
пилотируемого спутника «Меркурий», работающей на продуктах разложения перекиси водо-
водорода. Перекись водорода вытесняется сжатым гелием из баков 13 и поступает в камеры
разложения, расположенные непосредственно перед управляющими соплами. В камерах
вследствие контакта с катализатором происходит разложение перекиси водорода.
На борту спутника имеются две автономные системы. Первая система (рис. 9. 7, а)
включается автоматически с помощью электроклапанов, связанных с датчиками си-
системы ориентации. Эта система в целях экономии топлива может работать на режимах
большой и малой тяги. При режиме большой тяги для управления по тангажу и рыска-
рысканию работают двигатели 7 и 8 с тягой по 11 кГ A08 я) и для управления по крену —
двигатели 10 с тягой 2,7 кГ B6,5 я). На режиме малой тяги для управления по всем
трем осям работают двигатели 7, 8 и 10 с тягой 0,45 кГ D,41 я). Переключение с од-
одного режима на второй происходит автоматически.
Вторая система (рис. 9.7, б) может работать в автоматическом режиме работы
и в режиме ручного управления. Для перевода системы с одного режима работы на
другой служит распределительный клапан //, управляемый пилотом. При работе
в автоматическом режиме двигатели 7 и 8 работают с тягой 11 кГ A08 я) (для управ-
управления по тангажу и рысканию), а двигатели 10 — с тягой 2,7 кГ B6,5 я) (для управ-
управления по крену). При ручном управлении пилот с помощью дросселей может регулиро-
регулировать тягу двигателей 7 и 8 в диапазоне 1,8—11 кГ A7,7—108 я) и двигателей 10 в диа-
диапазоне 0,45—2,7 кГ D,41—26,5 я).
Двигательная установка третьей ступени с газобаллонной подачей
На рис. 9. 8 показаны гидропневматическая и конструктивная схемы двигательной
установки третьей ступени ракеты «Офос» с газобаллонной системой подачи [152]. Вы-
Вытеснение компонентов производится сжатым гелием, хранящимся в гелиевом аккумуля-
аккумуляторе давления 3. Для уменьшения запаса гелия производится подогрев его в рубашке
камеры сгорания (до 100° К — гелия, идущего на вытеснение жидкого кислорода, и до
300° К — гелия, поступающего для вытеснения жидкого водорода). В двигательной
установке применяется двигатель с тарельчатым соплом. Время работы двигателя —
до 400 сек.
Основные данные
Топливо фтор+водород
Тяга в пустоте 3900 кГ (^39 000 я)
Тяга рулевых двигателей в пустоте 2X400 кГ BX3920 н)
Теоретическая удельная тяга в пустоте 474 кГ ¦ сек/кг
D650 я • се к/кг)
Действительная удельная тяга в пустоте .... 457 кГ сек/кг
D48 я • сек/кг)
Соотношение компонентов v 10
Давление в камере 5 кГ/см2 @,49 Мн/м2)
Степень расширения 1/800
Объем топливных баков 6,6 м3
Объем гелиевого бака 0,03 м3
Давление подачи в баке окислителя 7,5 кГ/см2 @,73 Мн/м2)
Давление подачи в баке горючего 8,5 кГ/см2 @,83 Мн/м2)
9 3. РЕДУКТОРЫ ДАВЛЕНИЯ ГАЗА
Назначение и классификация редукторов
Редукторы давления служат для понижения давления газа,
поступающего из баллонов высокого давления. В двигательных уста-
установках ЖРД редукторы давления используются как редукторы подачи
и как редукторы наддува.
345

8 7
'Пкг0}Ь5110^5 71нг 0^511 0^5кг
Рис. 9. 7. Двигатели системы ориентации пилотируемого спутника «Меркурий»-
а—с автоматическим регулированием тяги; б—с автоматическим и ручным регулированием
тяги;
1—баллон со сжатым гелием; 2—клапан заправки баллона; 3—фильтр; 4—манометр; 5—
отсечные клапаны; 6—предохранительные клапаны. 7—двигатели управления по танга-
тангажу; 8—двигатели управления по рысканию, 9—электромеханические клапаны; УС—двига-
УС—двигатели управления по крену; //—распределительный клапан; /2—дроссели; 13—бак с пере-
перекисью водорода, /4—заправочный клапан бака с перекисью водорода; /5—редуктор; 16—
обратные клапаны
346

Редукторы подачи служат для обеспечения подачи компонен-
компонентов либо непосредственно в камеру сгорания (при газобаллонной системе
подачи), либо в газогенератор или ЖАД, которые, в свою очередь, обес-
обеспечивают подачу компонентов в камеру сгорания. В этом случае редук-
редуктор является одним из основных элементов системы подачи. От точности
работы его зависит постоянство расхода компонентов в камеру двига-
двигателя, а следовательно, и постоянство режима работы камеры двигателя.
Поэтому к точности работы этих редукторов предъявляются очень жест-
жесткие требования.
Редукторы наддува служат для обеспечения наддува раз-
различных элементов двигательной установки, а также для питания агрега-
агрегатов системы управления двигательной установки. Точность работы этих
редукторов непосредственно не влияет на режим работы камеры двига-
двигателя и поэтому к точности работы этих редукторов предъявляются менее
жесткие требования.
Понижение давления газа в редукторе происходит вследствие дрос-
дросселирования (мятия) газа при протекании его из полости высокого дав-
давления в полость низкого давления через проходное сечение малой пло-
площади, образованное клапаном и его седлом. Сущность дросселирования
состоит в том, что в сечении между клапаном и седлом за счет снижения
давления газ приобретает большую скорость, и энергия давления пре-
превращается в кинетическую энергию газа. Попадая в полость низкого
давления, газ тормозится; при этом кинетическая энергия его теряется
на трение в многочисленных завихрениях, сопровождающих торможение
газа. Поэтому при таком торможении газа давление его не восстанав-
восстанавливается.
Для идеального газа температура торможения по всему потоку
остается неизменной, следовательно, и температура газа в полости низ-
низкого давления после торможения газа должна быть равна температуре
газа до начала дросселирования. Но так как реальный газ (особенно
при низких температурах) не подчиняется законам идеального газа, то
при дросселировании происходит изменение температуры. Для большин-
большинства газов, в том числе для воздуха и азота, температура газа пони-
понижается; для водорода и гелия — повышается.
Величина понижения давления при дросселировании определяется
размером дросселирующего отверстия между клапаном и седлом.
При работе редуктора в зависимости от отношения давления на
выходе рВых к давлению на входе рвх имеют место два режима течения
газа через дросселирующее сечение. При
—
имеет место докритическое истечение газа. При
истечение закритическое.
Основными элементами редуктора давления являются:
а) клапан, обеспечивающий изменение дроселирующего сечения
(клапан 2 на рис. 9. 9 и 9.10);
б) чувствительный элемент, нагруженный с одной стороны давле-
давлением редуцируемого газа, а с другой стороны — силой давления пружины
или управляющего газа.
Свойства редуктора в значительной мере определяются тем, в каком
направлении открывается клапан редуктора. По этому признаку редук-
редукторы разделяются на редукторы прямого и обратного хода.
В редукторе прямого хода (рис. 9.9, а) клапан открывается в на-
направлении усилия, возникающего за счет действия газа высокого дав-
давления (по потоку газа).
347

16
топливный клапан
^ клапан
И редуктор
Н\] обратный клапан
\Z\ предохранительный клапан
Н фильтр
а разъем
ZD дроссель
D регулятор
? тройник I
;,м,г компенсатор !
Ф
Рис. 9. 8. Двигательная установка
/—маршевый ЖРД; 2—рулевые ЖРД: 5—гелиевый акку-
аккумулятор давления; 4—бак с жидким водородом; 5—бак
с жидким фтором; 5—блок-арматура системы управ-
управления; 7—шарнирный подвес маршевого двигателя: 8—
трубопровод подачи водорода; 9—сбрасываемый кожух;
348

третьей ступени ракеты «Офос»:
10—наддув Н2; 11— дренаж Н2 и Не; 12, 17—предохрани-
17—предохранительные клапаны; 13—тормозные сопла; 7^—счетно-ре-
7^—счетно-решающее устройство системы опорожнения; 15—заправка
Н2; 16—дренаж F2; 18—заправка F2; 19—заправка Ке
349

В редукторе обратного хода (рис. 9.9, б) клапан открывается против
усилия, возникающего за счет действия давления газа высокого давле-
давления (против потока газа).
Рис. 9.9. Схема редукторов прямого и об-
обратного хода:
а—редуктор прямого хода; б—редуктор обратного
хода:
/—запорная пружина: 2—клапан; 3—толкатель;
4—мембрана; 5—диск; 6—основная пружина
По чувствительному элементу редукторы можно разделить на силь-
фонные (рис. 9.10, а), мембранные (рис. 9.10, б, в, г), плунжерные или
поршневые (см. рис. 9.13, а, б).
г)
Рис. 9. 10. Различные схемы редукторов обратного хода:
а—сильфонных; б, в, г—мембранных:
/—полость высокого давления; 2—клапан; 3—седло клапана; 4—регулирующий винт;
5—основная пружина; 5—шток; 7—пружина; 8—дросселирующее сечение; 9—полость
низкого давления; 10—-сильфон; //—мембрана; 12—отверстие (канал); 13—полость
низкого давления над клапаном; 14—полость газа пневматического привода
Устройство и работа редукторов
^ На рис. 9. 10—9. 13 показаны схемы и сечения различных типов
редукторов.
Редуктор обратного хода. Когда редуктор не работает, пру-
пружина 5 (рис. 9.10,а, б, 9. И) находится в свободном состоянии. Газ вы-
высокого давления поступает в полость высокого давления /; сила давле-
давления газа и сила действия пружины 7 прижимают клапан 2 к седлу 3, не
допуская прохода газа через клапан. При сжатии основной пружины 5 —
редуктора регулирующим винтом 4 возникает усилие, которое через
шток 6 передается на клапан 2.
350

Пружина поджимается до того момента, пока сила давления ее
станет больше суммарной силы пружины 7, давления газа в полости
высокого давления, прижимающего клапан 2 к седлу 5, и давления газа
в полости низкого давления на рабочую поверхность F^ (сильфона или
мембраны). При этом клапан 2 открывается, газ проходит через дроссе-
дросселирующее сечение 5, давление его падает и газ поступает в полость низ-
низкого давления 9, откуда через выходное отверстие направляется к месту
назначения. Чем больше затяжка пружины 5, тем больше открывается
клапан редуктора, тем меньше дросселируется газ, т. е. тем больше будет
его давление после редуктора.
я-я
(условно поб
нутона **5
Рис. 9.11. Редукторы обратного хода (обозначения см. рис. 9.10)
В редукторе, показанном на рис. 9. 10, в и 9.12, полость низкого дав-
давления 9 каналом 12 в штоке 6 сообщена с полостью 13, отделенной от по-
полости высокого давления мембраной 11. Таким образом уравновешива-
уравновешиваются силы давления газа на клапан 2, т. е. клапан 2 данного редуктора
полностью или частично разгружен от сил давления газа (полностью при
равенстве площади поверхностей мембраны И и площади клапана 2).
Редуктор не только уменьшает давление газа до необходимой вели-
величины, но и является регулятором, сохраняющим давление на выходе
постоянным, несмотря на то, что давление на входе в редуктор, т. е. дав-
давление в баллоне, все время падает.
Действительно, если, например, давление в полости низкого давле-
давления 9 возрастет выше заданного, определяемого затяжкой пружины 5,
то сила, действующая на поверхность FMi становится настолько большой,
что она преодолевает силу пружины 5. Тогда шток 6 вмесге с клапаном 2
перемещается вверх и проходное сечение уменьшается. Поступление газа
в полость 9 при этом уменьшается до тех пор, пока давление в ней не
станет опять равным заданному.
Если давление в полости 9 станет ниже заданного, то уменьшится
сила давления на поверхность FM, действующая против пружины 5, и
пружина вместе со штоком 6 переместится вниз, а вместе с ней переме-
351

/J
Рис. 9. 12. Редуктор (обозначения
рис. 9. 10).
см.
Рис. 9. 13. Схемы редукторов прямого хода:
/—регулировочный винт; 2—основная пружина; 3—полость высокого давления;
4—седло клапана; 5—клапан; 6—поршень (плунжер); 7—канал низкого давле-
давления; 8—полость низкого давления; 9—шток; 10—канал высокого давления, 11—
дросселирующее отверстие
352

стится и клапан 2. Вследствие этого проходное сечение увеличится, сте-
степень дросселирования газа уменьшится и давление газа в полости 9 снова
поднимется до заданного.
Редуктор прямого хода. Газ высокого давления входит
в полость 3 (рис. 9.13). Дросселирование газа происходит в дроссели-
дросселирующем отверстии 11 между клапаном 5 и седлом клапана 4. Газ пони-
пониженного давления поступает в полость низкого давления 8 и оттуда к по-
потребителю. В редукторе, работающем по схеме рис. 9.13, а, клапан 5 раз-
разгружен от усилия, действующего на него со стороны пружины 2 и
высокого давления в полости 3, путем установки двух поршней 6. В по-
полости 3 и 8 над поршнями по каналам 10 и 7 поступает газ, давлением
которого поршни 6 разгружаются.
В редукторах, работающих по схеме рис. 9. 13,6, усилие, действую-
действующее на клапан 5 со стороны пружины 2 и давления газа в полости <?, ком-
компенсируется за счет давления на поршень 6, который штоком 9 жестко
связан с клапаном 5.
Отличие редуктора, изображенного на рис. 9.13, а, от редуктора на
рис. 9. 13,6 заключается в том, что в первом полости высокого и низкого
давления 3 и 8 состоят из двух частей, соединенных соответственно ка-
каналами 10 и 7; во втором редукторе этого соединения нет.
Редуктор прямого хода работает следующим образом. В случае
превышения давления в полости 8 сверх заданного и установленного пу-
путем соответствующей затяжки пружины 2 сила на клапан 5, действую-
действующая вверх, возрастет, при этом клапан 5 поднимется и дросселирующее
отверстие уменьшится, что вызовет понижение давления на выходе до
заданной величины. В случае понижения давления в полости 8 клапан 5
будет опускаться, дросселирующее отверстие 11 увеличиваться и давле-
давление снова повысится до заданного.
9.4. ХАРАКТЕРИСТИКИ РЕДУКТОРОВ
Как было показано выше, редуктор давления газа при правильном
его устройстве является регулятором давления газа на выходе. Но, как
большинство регуляторов, он работает с некоторой неравномерностью,
т. е. при изменении давления на входе в редуктор меняется давление и
на выходе из него.
Зависимость давления на выходе рЕых от давления на входе в редук-
редуктор рвх называется характеристикой редуктора.
Зависимость давления на выходе из редуктора от давления на входе
при отсутствии расхода газа будем называть предельной харак-
характеристикой*.
Характеристики редуктора обратного хода
Для того чтобы определить характеристики редуктора, т. е. найти
зависимость рвх от /?Вых, составим уравнение равновесия подвижных ча-
частей редуктора при открытом клапане (см. рис. 9. 10 и 9. И). Силы, дей-
действующие вниз, будем считать положительными, вверх — отрицатель-
отрицательными.
При работе редуктора вниз действует только сила пружины 5
где Q2 — сила, давления пружины 5 при закрытом клапане редуктора
в кГ;
* Иногда пользуются терминами «динамическая» и «статическая» характеристи-
характеристики. Однако эти названия не соответствуют терминологии, принятой в теории регули-
регулирования, и поэтому в определении типа характеристики удобнее пользоваться приня-
принятыми выше терминами.
353

k2 — жесткость пружины 5 в кГ/см D9 н/см);
h — подъем клапана в см.
Вверх действуют следующие силы:
1. Сила, возникающая от разности давлений на клапан 2:
где /кл — площадь поверхности клапана, на которую действует сила
разности давления газа высокого давления и редуцированного
газа. Для схемы рис. 9.14, а
» 2
/ср
кл === ~л >
где dCv = dl
а)
Рис. 9. 14. К определению /Кл и /ДРос
для схемы рис. 9. 14,6
о
/кл "л 5 ^кл^^ср*
2. Сила давления на клапан 2 пружины 7 (см. рис. 9.10)
где Qj — сила давления пружины 7 при закрытом клапане (сила пред-
предварительной затяжки) в кГ\
k\ — жесткость пружины 7.
3. Сила давления газа в полости низкого давления на мембрану или
сильфон
где jFm — площадь поверхности мембраны или сильфона.
4. Сила, действующая вверх вследствие жесткости мембраны:
где Ам — жесткость мембраны в кГ/см.
Эта сила учитывается при установке жестких металлических мем-
мембран. В случае установки «мягких», резиновых или пластиковых мембран
жесткость их удобнее учитывать введением вместо FM приведенной
площади мембраны:
F =F a
где ам — коэффициент, учитывающий жесткость мембраны (см. § 9.5).
При равновесии редуктора сумма всех этих сил равна нулю, т. е.
уравнение равновесия подвижных частей редуктора будет иметь вид
(Q2 - k2ii) - (рвых - рвх) /кл -
-(Qi + *i*b***-fl^M=0. (9.22)
354

Обозначив
k = k1 + ka-\-ku, (9.23)
получим
Лых= , * KQ»-Qd-pJ'n-kh). (9- 24)
* м /кл
Величина подъема клапана А связана с расходом газа, протекающего
через дросселирующее сечение редуктора.
Площадь дросселирующего сечения равна
/дРос = ^ср/?х, (9.25)
где Ах определяется в зависимости от конструкции клапана. При схеме
клапана, показанной на рис. 9.14, а, АХ = А; при схеме рис. 9.14,6
В дальнейшем для простоты анализа будем рассматривать клапан
схемы, показанной на рис. 9.14, а. В случае клапана, выполненного по
схеме 9. 14, б, порядок изложения не меняется.
Расход газа через редуктор равен
С=^вых/дросУвьш (9.26)
где г^вых и увых — соответственно скорость истечения и плотность газа
на выходе из дросселирующего сечения;
jli — коэффициент расхода.
Подставив в выражение 9.26 известные из газодинамики значения
^вых и увых = Увх(^М2Ч , после простых преобразований получим
\ Р/
следующие уравнения, определяющие расход газа.
При докритическом течении
у ч ,4
По уравнению состояния удельный объем
ВХ г,
Рвх
Подставив в уравнение (9.27) выражение для удельного объема,
получим
Введя обозначение
V 1Л ^вх ' ^ -^вх ' J
:|/ 2g -A_ /^^х.у' _|'?вых_\ /г I ^9.29)
получим
G = pndcJi rPnx Ak. (9.30)
Значения величины Ak в зависимости от ^^ при А=1,4 приведены на
рис. 9.15.
355

Выражение (9. 30) можно переписать в виде
где
Отсюда
2,0\
о,ь
:
i
i
i
!
1 "^
\
\
\
\
\
\
(9.31)
(9. 32)
(9. 33)
Adt
ср
Прк закритическом
течении
/г—1
иш
где
Здесь
(9. 34)
^=-Л (9.35)
0 0.5 0,528 0,6 . 0,1 0,8 0,9
Рис. 9. 15. Зависимость Ak = f(pBbixlf
откуда
k+l \k
г-
(9.36)
(9.37)
•*Ср
Таким образом, при любом режиме истечения газа через клапан
(докритическом или закритическом) перемещение клапана определяется
формулой
А= - . (9.38)
AdC])
При этом, однако, величина Ak для докритического течения газа опре-
определяется формулой (9.29); при закритическом течении Ак величина по-
постоянная и определяется формулой (9.36).
Подставив полученное выражение (9.38), определяющее /г, в урав-
уравнение (9.24) получим уравнение характеристики редук-
редуктора:
Лых=тт-Цг- Л?2 ~ Qi" ЛхАл - * — \. (9. 39)
Ad,
ср
356

При расходе газа через редуктор G—*0 получим уравнение предель-
предельной характеристики:
Рвых
* м /к л
ИЛИ
Рвых "
Рвх/кл
(9. 40)
(9.41)
*м /кл * м у кл
т. е. уравнение прямой. Протекание характеристики показано на рис.
9. 16. Мы видим, что при G—>0 с уменьшением давления на входе давле-
давление на выходе несколько возрастает. Такой вид предельной характери-
характеристики типичен для редукторов обратного хода и, как мы увидим дальше,
очень часто имеет место и в редукторах прямого хода.
Рвых
Предельная
хара итери cm и на
Ръх
Рис. 9. 16. Характеристики редуктора
Очевидно, что предельная характеристика, получаемая из выраже-
выражения (9.41), имеет смысл только до точки М, так как из равенства (9.41)
следует, что левее точки М давление на выходе рвых становится больше
давления на входе pBXj что невозможно.
Таким образом, в случае G—*0 (бесконечно малый расход) при
рьх<рвых редуктор уже не является регулирующим органом. Клапан
редуктора открыт полностью до hmax и через него происходит сброс дав-
давления газа из баллона. Так как при бесконечно малом расходе потери
на сопротивление равны нулю, то на участке ОМ рВЫх = Рвх, т. е. предель-
предельная характеристика пойдет в начало координат под углом 45°.
Рассмотрим, какой вид будет иметь характеристика редуктора при
некотором конечном расходе газа. Как видно из уравнения (9.39), при
расходе газа на протекание характеристики влияет еще третий член
уравнения, причем влияние его на изменение рВЫх обратно влиянию вто-
второго члена. По мере уменьшения А —Рпх влияние третьего члена уве-
личивается и характеристика все более отходит dt предельной харак-
характеристики.
Так же, как и предельная характеристика, характеристика редук-
редуктора при расходе газа подчиняется уравнению (9. 39) только до опреде-
определенного давления на входе рвх, несколько большего, чем рвых- Как видно
из уравнений (9.38) и (9.29), при значениях рвх, близких к рВых, в связи
с резким уменьшением А для сохранения заданного расхода G необхо-
необходимо обеспечить большое /ДРос, т. е. большое h. Наибольший целесообраз-
целесообразный подъем клапана h = hm8iX определяется условием, что площадь /ДРос
не имеет смысла делать большей, чем площадь проходного сечения кла-
клапана /кл. Следовательно, после открытия клапана до hm8iX редуктор пере-
перестает быть регулирующим органом (точка т на характеристике). При
этом в случае дальнейшей подачи газа через редуктор клапан редук-
357

тора открыт полностью и с уменьшением рвх соответственно уменьшается
рвых и расход газа G. Характеристика редуктора от точки т является
уже характеристикой с переменным расходом и идет в начало координат.
Определим величину наибольшего целесообразного подъема кла-
клапана /zmax для простейшей схемы, показанной на рис. 9. 14, а. Так как
~ /кл»
ф-. (9.42)
Считая
получим
U аКЛ /Q ЛО\
Аналогично можно получить величину hmax и для других схем
клапанов.
Подставляя /гтах в выражение (9.38), получаем выражение для
определения /?Вхтиь ДО которого справедливо уравнение (9.39).
« \J / Г\ А А \
Чем больше расход газа через редуктор, тем (при прочих равных
условиях) больше влияние третьего члена на характеристику.
Характеристики редуктора .при различных расходах G как бы впи-
вписываются в характеристику при G — 0. Таким образом, смысл характе-
характеристики при G—*0 состоит в том, что она является предельной ха-
характеристикой семейства характеристик редуктора при различных
расходах.
Характеристики редуктора прямого хода
Уравнение равновесия подвижных частей редуктора (см. рис.
9.13,6) составляется аналогично уравнению (9.22) и имеет вид
q ^^A- d If f ) f v = 0 (9 45^
где /п — площадь поверхности поршня (плунжера). (Аналогичное урав-
уравнение получилось бы и для редуктора, работающего по схеме рис.
9.13, а).
После несложных преобразований с учетом уравнения (9.38) полу-
получим уравнение характеристики
G Л (9.46)
Рвых f
/кл
d
ср
Из сопоставления полученного уравнения с уравнением (9.39) видно,
что их структура одинакова, однако при втором члене уравнения по-
появился множитель (/п—/кл).
Варьируя значение разности площадей поршня и клапана (/п—/кл),
мы можем обеспечить получение характеристики, наиболее приближаю-
приближающейся к желательной.
358

Рассмотрим протекание предельной характеристики (рис. 9.17).
Уравнение предельной характеристики получаем из выражения (9.46)
при G—*0:
P^=j-[Q-p~(fn-fJ]. (9-47)
/кл
М
В зависимости от величины /п—/Кл предельная характеристика
иметь различный наклон.
При /п>/кл предельная ха-
характеристика пройдет по OMMi.
При /п=/кл второй член равен
нулю и предельная характеристи-
характеристика на участке MNu пройдет па-
параллельно оси абсцисс. При
/п</кл изменится знак воздейст-
воздействия второго члена и предельная
характеристика пройдет по
OMNm. Очевидно, что при пре-
предельных характеристиках OMNm
и OMNn характеристика при ка-
каком-либо расходе G будет иметь
падающий вид Отш^ш или OmnNu (т. е. с
будет
Рис.
Ръх
9. 17. Влияние разности площадей
(/п—/кл) на характеристику
( уменьшением рвх дав-
давление /?вых также уменьшается). Большую возможность использования
газа в баллоне высокого давления дает характеристика вида OntiNj, т. е.
нам выгодно оставлять некоторую положительную разность площа-
площадей (/п—/кл).
Характеристика редуктора (9.46) так же, как и характеристика,
идущая по уравнению (9. 39), следует уравнению только до определен-
определенного значения рВхт, соответствующего полному открытию дросселирую-
дросселирующего сечения. При дальнейшей подаче газа мы получим характеристику
с переменным расходом (участок тО).
Уравновешивание редукторов
В рассмотренном выше примере наличие поршня, жестко связанного
с клапаном, как бы разгружало клапан от воздействия сил давления
на входе. Такие редукторы называют уравновешенными.
Проведенный выше анализ редуктора прямого хода, работающего
по схеме рис. 9.13,6 показывает, что уравновешивание улучшает
протекание характеристик редуктора. При /п=/кл мы имеем полное урав-
уравновешивание, однако для лучшего протекания характеристики нам вы-
выгодно оставлять некоторую неуравновешенность клапана. Уравновеши-
Уравновешивание применяется и в редукторах обратного хода. Пример уравнове-
уравновешенного редуктора обратного хода, работающего по схеме рис. 9.10, в,
показан на рис. 9. 12. Уравновешивание клапана достигается постанов-
постановкой дополнительной мембраны 11 площадью /м и сообщением с помощью
канала 12 полости низкого давления с полостью 13. Уравнение характе-
характеристики такого редуктора имеет вид
Рвых
1
*м — (/м /кл)
['
Рвх
(9.48)
где Q2 и
Qi — затяжки основной пружины 5 и пружины клапана 7;
k—суммарная жесткость пружин и мембран.
Варьируя разность площадей (/Кл—/м), мы можем обеспечить же-
желательное протекание предельной и основной характеристик аналогично
примеру, рассмотренному на рис. 9.17.
359

Использование запаса газа в баллоне
Как бы удачно ни был спроектирован редуктор, получить такую ха-
характеристику его работы, по которой давление на выходе оставалось бы
неизменным (в пределах точности работы редуктора) вплоть до равен-
равенства давлений на входе и на выходе, невозможно.
Всегда при каком-то Рвх.тт>рвых давление рвых начинает умень-
уменьшаться. Таким образом, мы не можем использовать весь запас газа
в баллоне. Количество недоисполь-
^Bb'*f M зованного запаса газа определяется
величиной
АЛед = />вхт1п-Рвых. (9.49)
Величину Д/?ред можно определить
из графика характеристики редукто-
Ръ^Ршж ^BxmLTl Рвх ра (рис. 9.18). Чем меньше вели-
величина А/7Ред, тем лучше исполь-
Рис. 9.18. К определению Д/?Ред зование запаса газа из бал-
баллона.
Идеальной характеристикой любого редуктора являлась бы
характеристика, по которой при заданном постоянном расходе G неза-
независимо от изменения давления на входе рвх обеспечивалось бы неизмен-
неизменное давление на выходе /?ВЫх. Выше было показано, что на протекание
характеристики влияют второй и третий члены уравнения характеристи-
характеристики (9.39) или (9.46). Так как с изменением ръх эти члены изменяются по
разным законам, очевидно, получить характеристику с неизменным рВЫх
(идеальную характеристику) нельзя, поэтому задача состоит в том,
чтобы получить характеристику, возможно более близкую к идеальной.
Для этого конструктивные элементы редуктора (мембрана, пружина,
поршень, размеры клапанов и т. д.) должны быть подобраны так,^чтобы
изменение упругих сил действия пружин и мембраны (последний член
уравнения) наилучшим образом компенсировало бы воздействие сил
давления.
Рассмотрим как влияют различные параметры работы редуктора
на его характеристику.
Влияние изменения давления на входе рвх на изменение рВых
Рассмотрим, во-первых, как влияет изменение давления на входе рв*
на величину отклонения рвых от заданного номинального значения рвых о,
т. е. на величину
Очевидно, что величина Арвых определяет качество нашей характери-
характеристики. Наиболее желательной является характеристика, для которой
А/?вых равно или близко к нулю.
Для этого напишем уравнение характеристики для какого-либо фик-
фиксированного значения давления на входе /?вхо, при котором давление на
выходе равно рВыХо. (В дальнейшем, для конкретности, будем рассмат-
рассматривать уравнение характеристики (9.39) как более общее, хотя весь
анализ, разумеется, справедлив для характеристики любого редуктора).
±( i-Qr-P»* о/™-* V (9-51)
360

Для определения ДрВых вычтем почленно уравнение (9.51) из урав-
уравнения (9.39), тогда
1
ИЛИ
где
'и / к л
kG_ ! 1
Рвх
РвхО
вхО
^Bbixl'
kG
_(РпхО~— Рвх)/кд .
F -f '
1 1
Рвх
РвхО
/RT
вхО
Рис. 9. 19. Влияние изменения рВх на А/7Вых
Рассмотрим изменение АрВых при изменении рвх.
1. Влияние изменения рвх на ДрВыхь
Уравнение (9.54) —уравнение прямой. При
(9. 52)
(9. 53)
(9. 54)
(9.55)
РвхО — Рпх min f
J кл*
гм /кл
Зависимость АрВых i = f (Рвх) показана на рис. 9.19 прямой anb.
2. Влияние изменения рвх на АрВых 2-
При /?BX=j
Рт=Ртт1п
при рю->оо
kG
1
РвхО
вхО
А)
РвхО
вхО
361

Зависимость Д/?Вых2 = /(рвх) показана на рис. 9.19 кривой end. Так как
в уравнении (9.53) знаки воздействия Дрвх i и Д/?ВХ2 на величину Д/?ВЫх
противоположны, то очевидно, что заштрихованная область между ли-
линиями end и апЬ является в соответствующем масштабе эпюрой измене-
изменения Лрвых = Л/?вых1—Д/?вых2- Давление на выходе из редуктора рВых
задается с определенным допуском Д/?Вых о на отклонение от заданного:
Лшх=Рж о ± A/Wo- (9- 56)
Величина ДрВЫхо определяется заданными требованиями к работе ре-
редуктора. Заданная величина допуска на отклонение рвых от рвыхо для
данного редуктора определяет наибольшее рвх2 и наименьшее pBxi дав-
давления на входе, при которых работа редуктора удовлетворяет предъяв-
предъявляемым требованиям. Для редуктора прямого хода, работающего на
схеме рис. 9.13,
Ю
, (ЛхО - Рвх) (/„ - /кл ) - —
/кл
пхО
(9.57)
Анализ этого уравнения, аналогичный приведенному выше анализу урав-
уравнения (9.54), показывает, что и в этом случае влияние рвх на Арвых вы-
выражается графиком рис. 9. 19, только в другом масштабе.
Влияние площади поверхности чувствительного элемента
(мембраны, сильфона, плунжера)
Для редуктора, работающего по схеме рис. 9.10, это влияние оче-
очевидно: чем больше величина FMj тем при прочих равных условиях меньше
значения величины АрВЫх (9.52). Таким образом, увеличение FM повы-
повышает точность работы редуктора или при заданной точности увеличивает
допустимый диапазон давлений газа (рВХ2—Рвх\), при кагором редуктор
обеспечивает заданное давление на выходе, т. е. улучшает использова-
использование запаса газа в баллоне. Для редукторов, работающих по схеме
рис. 9.13, влияние площади поршня или плунжера сказывается через
разность (/п—/кл) в уравнении (9.57).
Влияние размеров клапана редуктора
Для редукторов, работающих по схеме рис. 9. 10, влиянием измене-
изменения /кл на величину (FM—/кл) в уравнении 9.52 можно пренебречь, так
как для таких схем /кл^с/'м. Влияние размеров клапана на Д/?ВЫх (или
рвых) отражается через влияние /кл на Д/?вы*1 и dCp на ДрВЫх2 (9.54),
(9.55). С увеличением /кл изменение ДрВЫх 1 = /(/кл) пойдет более круто
по прямой а'пЪ' (рис. 9.20). С увеличением dcv изменение ДрВЫх2 пойдет
по кривой cfnd'.
Значения Д/?Вых = Дрвых i—Д/?вых2 с увеличением dKZl (или rfCp) уве-
увеличились, т. е. повысилось значение наибольшего отклонения давления
на выходе от номинального значения /?ВЫхо; точность работы редуктора
ухудшилась. Следовательно в редукторе обратного хода уменьшение
размеров клапана повышает точность его работы.
Для редукторов, работающих по схеме рис. 9.13, влияние изменения
размеров клапана отражается через множитель 1//кл в уравнении (9,57)
и через влияние dcv во втором члене уравнения (9.57). Изменение /кл
в первом члене уравнения (9.57) не влияет на Д/?вх, так как с измене-
изменением /кл для улучшения характеристики необходимо соответственно из-
изменять и /п. Главное влияние размеров клапана на Дрвх оказывает мно-
множитель 1//кл: чем больше /кл, тем меньше ДрВых. Следовательно, точ-
362

ность работы редукторов, работающих по схеме рис. 9. 13, растет с уве-
увеличением размеров клапана.
Рис. 9.20. Влияние размеров клапана редуктора
и жесткости пружин и мембран на АрВых
Влияние жесткости пружин и мембраны
Влияние жесткости на АрВых отражается вторым членом уравнения
(9.52) или (9.57). С увеличением k изменение Д/?Выхг пойдет по кривой
c"nd". При этом, как видно из рис. 9. 20, величина наибольшего положи-
положительного отклонения +Д/?Вых уменьшится.
9.5. РАСЧЕТ РЕДУКТОРА
Главное требование, предъявляемое к редуктору, состоит в том,
чтобы давление газа на выходе из редуктора оставалось в заданных
пределах постоянным и не зависело от давления на входе. Поэтому рас-
расчет редуктора заключается в подборе таких размеров конструктивных
элементов, при которых в наибольшей степени взаимно компенсирова-
компенсировалось бы влияние второго и третьего членов уравнения характеристики
редуктора. В некоторых пневмогидравлических системах к редуктору
предъявляется еще требование герметичности закрытия дросселирую-
дросселирующего сечения.
При проектировании редуктора необходимо определить или подо-
подобрать следующие величины:
а) размеры дросселирующего сечения и клапана редуктора;
б) необходимые усилия пружин и их жесткость;
в) размеры мембраны или сильфона, плунжера, поршня и их жест-
жесткость или приведенную поверхность.
Если клапан уравновешивается, то необходимо определить степень
неуравновешенности как разность площадей (fn—/кл) или (/Кл—/м).
Расчет редуктора проводим в следующем порядке:
1. Определяем размеры дросселирующего сечения и клапана.
2. Определяем силу затяжки пружин редуктора и размеры мем-
мембраны, сильфона или плунжера.
3. Зная усилия пружин и размеры мембран, определяем размеры
пружин и жесткость пружин и мембран.
4. По уравнению характеристики проверяем, удовлетворяет ли ре-
редуктор заданным условиям работы.
363

Определение размеров дросселирующего сечения и клапана
Расчетным режимом для определения размеров дросселирующего
сечения будет режим, при котором размер дросселирующего сечения,
открываемого клапаном, должен быть наибольший.
Такой режим имеет место при окончании работы редуктора. В этот
момент давление газа, поступающего в редуктор Рвхшш, будет наимень-
наименьшим за весь период работы редуктора, а его удельный объем —наиболь-
—наибольшим. Скорость протекания газа через дросселирующее сечение в этот
период будет наименьшей, так как наименьшим будет перепад давлений.
При этом давление газа на входе согласно выражению (9.49)
Величиной А/7Ред, значение которой неизвестно, задаемся.
При больших давлениях на выходе (например, при газобаллонной
подаче)
Д/>ред = @,25-ь 0,5)/w
При малых /?вых (например, при наддуве баков)
Площадь дросселирующего сечения определяем по уравнению
(9.25) (при hx = h):
Подставив h из уравнения (9.33), с учетом равенства (9.32) получим
расчетную формулу:
Лрос = , (9-58)
V^RTBX min
где Ak определяется в зависимости от величины отношения Рвых/Рвхт\п
по формуле (9.29) или (9.36) либо по графикам рис. 9.15.
Величиной коэффициента расхода \х задаемся:
^ = 0,65-0,8.
Если через редуктор проходит газ для вытеснения компонентов из
баков и известны освобождаемый объем баков VceK, давление и темпе-
температура в баках рь и Гб, то, очевидно,
G = !/ceK-^- (9.59)
и тогда
/дРос= ^ • (9-60)
Зная величину /ДРос, определяем dKR и /г. В соответствии с влиянием
площади клапана на ДрВых, рассмотренным выше, для редукторов, ра-
работающих по схеме рис. 9.10, dKZl берем возможно меньшим C—8 мм);
для редукторов схемы рис. 9. 12 величину dKJl берем большей A5—АО мм).
Ширина седла клапана 6 = 0,3^-0,5 мм.
Определение затяжки пружин редуктора, размеров и жесткости пружин
и чувствительных элементов
Силой затяжки пружины клапана (если по схеме редуктора такая
пружина имеется) либо задаемся в пределах 2—15 кГ, либо рассчиты-
рассчитываем ее из условия обеспечения герметичности клапана. При этом кла-
364

пан необходимо прижать к седлу с силой, при которой удельное давле-
давление клапана на поверхность седла будет выше или равно удельному
давлению герметичности <7герм, гарантирующему требующуюся плотность
закрытия клапана. Величина #герм определяется материалом клапана и
уплотняющего пояска, а также разностью давлений над и под клапаном,
при которой необходимо обеспечить герметичность.
На рис. 9.21 приведены необходимые удельные давления герметич-
герметичности для разных материалов клапана и уплотняющего пояска.
По выбранному для заданных материалов необходимому значению
в кГ/см2 (или н/см2), можно подсчитать силу пружины Qi.
Давление герметичности
^^герлГ с
(У. Ы )
где Fce}l —
— площадь поверхности соприкосновения седла клапана
с клапаном в см2.
Силу пружины
находим из уравнения
(^ВЖ1п1п-Лых). (9'62)
откуда с учетом соотношений (9.49) и (9.61)
(9. 63)
5 герм
300 —
'ред-
220
180
/
/S
/
>
2
^^
J
******
¦
80 720 160 200
О
Рис. 9.21. Наименьшие
удельные давления герме-
герметичности для некоторых
материалов:
/—фибра твердая, 2— фибра;
3—эбонит
Величиной FM площади поверхности
основной мембраны или сильфона задаемся.
Чем выше FM, тем больше точность редуктора.
Однако, кроме точности редуктора, при вы-
выборе FM руководствуются еще допустимыми
габаритами и массой редуктора. При опреде- 100
лении размеров поршня /п или вспомогатель-
вспомогательной мембраны /м для редукторов с уравнове-
уравновешиванием для улучшения характеристики бе-
рут dn (или dM) соответственно больше или
меньше dKJL на 0,2—1,5%.
Сила затяжки Q2 основной пружины ре-
редуктора определяется из уравнения равновесия
сил (9.22) или (9.45) в момент открытия кла-
клапана, т. е. при подъеме клапана h = 0.
Так как характеристика редуктора всегда проходит ниже предель-
предельной, то иногда после ее расчета бывает необходимо скорректировать
силу затяжки основной пружины, увеличив ее на 5—10 кГ. Поэтому при
расчете пружины значение расчетного усилия на пружину берется не-
несколько больше, чем затяжка пружины, полученная из формул (9.22)
или (9.45).
Размеры пружин и их жесткость определяем, исходя из конструк-
конструктивных соображений и используя обычные формулы, применяемые
в расчетах деталей машин.
Жесткость металлических мембран рассчитывают или определяют
по экспериментальным графикам, построенным для каждого данного
типа и материала мембраны.
* Жесткость «мягких» резиновых или пластиковых мембран учиты-
учитывается введением вместо Рм приведенной площади
F Fa
(9 64)
Величина ам для мембран с защитными дисками или без них (см. рис.
9.10, б, г) определяется по формуле
(9. 65)
13 908
365

Для сильфанов можно принимать аш=1.
После определения всех конструктивных параметров редуктора по
уравнению характеристики проверяем, удовлетворяет ли редуктор за-
заданным условиям работы. Для этого, задаваясь рядом значений рвх
(обычно с интервалом 20—50 ата), подсчитываем рВых- Если значения
Рвых не выходят из заданных пределов, расчет считается законченным.
Если же характеристика редуктора вышла из заданных пределов, то
руководствуясь влиянием параметров на характеристику, описанным
выше, корректируются конструктивные параметры редуктора и прово-
проводится расчет снова.
Действительная точность работы редуктора
Точность работы редуктора определяется величиной ±АрВых- При
работе редуктора действительная величина отклонения
давления на выходе А/7Вых.д будет больше теоретической величины
Арвых, полученной из расчета. Причина отклонения заключается в не-
невозможности абсолютно точного изготовления деталей редуктора и точ-
точной его настройки.
В зависимости от класса точности изготовления редуктора действи-
действительное отклонение можно оценить величиной
ДРвыхдНД/>вых+@,5-М,5)]. (9.66)
Следует также иметь в виду, что на величину выходного давления рВых
влияет также температура редуктора, так как при изменении темпера-
температуры изменяются механические свойства упругих элементов редуктора
и их размеры.
Пример расчета редуктора
Рассчитать редуктор для редуцирования давления воздуха, подаваемого из бал-
баллона с начальным давлением 300 ата B9,4 Мн/м2) до рВых = 34 ата C,33 Мн/м2).
Расход воздуха через редуктор G = 400 г/сек. При понижении давления на входе
до рвх mm=45 ата D,41 Мн/м2) расчетное отклонение давления па выходе не должно
превышать ±0,5 ата @,049 Мн/м2). При начале редуцирования температура газа в бал-
баллоне равна 18° С.
Решение. Определяем дросселирующее сечение редуктора по формуле (9.58):
/>вх
V RTBXmin
Задаемся |х=0,8. Для
/?ВЫХ ^4 л «(-
/^Rbix.min ^Э
по графику рис. 9. 15 или по формуле (9.29) находим Ль = 1,9. Считая п =1,25, находим
Гвх mm по формуле (9.1):
п— 1 1,25—1
(v \ п / 45 \ 1/25
7* Т / ^нх m'n 1 _. 9Q1 / 1 1 QQ° К
вх mln — * г-кон — -'г.нач!' I ~~ I ЧИП ) —
Х/'вх max / \oUU /
Отсюда
/дрос = —АЛк шд~ = 0/502.10-4 ^2 = 0,502 сд?2;
Принимаем схему редуктора рис. 9. 12, а с диаметром клапана ^Кл = 18 мм. Счи-
Считаем ^ср = ^кл.

Определяем затяжку пружины. Для улучшения характеристики редуктора берем
диаметр плунжера da на 0,3% больше ^кл, т. е. сГп = 18,05 мм. Определяем необходимую
силу пружины при отсутствии расхода, т. е. при /*=0:
Q — Ашх/кл + Рвх max (/п —/кл) =
3 14-1 82 3,14
= 34 — + 300-^— A,8052 — 1,82) = 90,7 кГ (890 н).
4 4
Пружину рассчитываем на силу Q=90,7 кГ* (890 я).
Материал пружины — кремнистая сталь 60С2. Для нее т=75 кГ/мм? G36 Мн/м2)\ мо-
модуль сдвига G = 800 кГ/мм* G850 Мн/м2).
Задаемся индексом пружины c=D/d=5. Для с—Ъ коэффициент /го=1,3. Диаметр
витка пружины
Берем rf=4,5; Z) = c-d=22,5 мм.
Задаемся жесткостью пружины й=5и определяем необходимое число витков
8000-4,54
: 8-5-22,53
-7,2.
Берем рабочее число витков *'=7.
Уточняем значение жесткости пружины
Gd* 8000-1,64
*5
По уравнению (9.46)
в табл. 9.2.
рассчитываем характеристику редуктора. Расчет сведен
Таблица 9.2
s
1
300
260
220
180
140
100
60
45
2
4,24
3,675
3,11
2,545
1,98
1,415
0,848
0,566
Рвых
Рвх
3
0,1135
0,131
0,1545
0,189
0,243
0,34
0,567
0,756
4
2,14
2,14
2,14
2,14
2,14
2,14
2,13
1,88
1
II
5
5,37
5,37
5,37
5,37
5,37
5,37
5,34
4,72
X
7
с;
^—
X
1
—.
¦— 5
1 S
х Е*«*
.ш х
6
291
284
273
262
250
234
212
199
о
X
ю
or
ex
и
S
7
0,652
0,745
0,861
1,032
1,30
1,756
2,78
f
I
8
85,708
86,28
86,729 ,
87,123
87,42
87,525
87,072
85,564
II
X
9
33,65
33,9
34,05
34,2
34,32
34,4
34,2
33,6
* При расчете размеров пружин используются обычные формулы, применяемые
в расчетах деталей машин.
13*
367

Графически зависимость Рвых~!(рвх) представлена на рис. 9.22, откуда видим,
что давление на выходе не выходит за заданные пределы.
Рвых «
33,6
33,2
1 ¦
1
1/
—
—
20 60 100 ПО 180 220 260
Рис. 9. 22. Пример характеристики редуктора
9.6. ВЫТЕСНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ
С ПАДом И ЖАДом
Кроме сжатого газа, для вытеснения компонентов из баков можно
использовать также горячие продукты сгорания, получаемые при сжи-
сжигании в газогенераторе твердого или жидкого топлива. Такие
газогенераторы называют соответственно пороховым аккумуля-
аккумулятором давления (ПАД) или жидкостным аккумулято-
аккумулятором давления (ЖАД).
Поэтому различают вытеснительные системы подачи
с ПАДом или с ЖАДом.
Система подачи с ПАДом
Помимо применения ПАДа как привода для ТНА и, в первую оче-
очередь, как стартера для раскрутки ТНА, иногда ПАД используется еще
и как основной агрегат вытеснительной системы подачи. Элементарная
схема такой системы показана на рис. 9.23, где компоненты вытесняются
из баков продуктами сгорания пороха, образующимися при сгорании
его в ПАДе.
Рис. 9.23. Схема вытеснительной подачи с ПАД:
/—пусковой ПАД; 2—ПАД; 3—отражатели; 4—баки; 5—мембраны;
б двигателя
Преимущество системы подачи с ПАДом по сравнению с газобал-
газобаллонной системой подачи состоит в конструктивной компактности и не-
несколько лучших весовых характеристиках.
Однако большим недостатком таких систем является трудность по*
лучения стабильных и надежных характеристик их работы. На характе-
характеристики системы подачи с ПАДом большое влияние оказывает измене-
изменение внешних условий, так как при этом изменяются как законы горения
пороха, так и условия теплоотдачи от продуктов сгорания пороха в окру-
окружающую среду, к элементам конструкции и к вытесняемым компонен-
компонентам. Кроме того, при подаче с помощью ПАДа в баке окислителя про-
происходит догорание продуктов сгорания, так как обычно в порохах
имеется избыток горючих элементов. При этом протекание процесса до-
368

горания в значительной степени зависит от различных случайных фак-
факторов (например, всплесков компонентов, температуры их и т. д.). Все
эти причины весьма снижают надежность работы системы, вследствие
чего вытеснительные системы подачи с ПАДом получили сравнительно
малое распространение. Примером установок, имеющих вытеснительные
системы с ПАДом, являются двигательные установки зенитной ракеты
«Тайфун» [25], ампульные двигательные установки ракетных снарядов
«Спэрроу» и «Буллап» (см. рис. 9.31); а также двигательная установка
первой ступени ракеты «Диамант» (рис. 9.24).
Двигатель ракеты «Диамант» работает на топливе азотная кисло-
та+терпентин. Тяга двигателя —28 Т B75 кн)\ время работы 88 сек.
Агрегат ПАД //, служащий для вытеснения топлива, размещен в баке
окислителя. Из ПАДа по трубопроводам 13 продукты сгорания пороха
поступают на вытеснение топлива из баков окислителя и горючего, при-
причем азот используется также для вращения бортового турбогенератора
переменного тока 400 гц.
Свойства порохов
При создании ПАДа наиболее трудно обеспечить постоянство по
времени расхода пороховых газов заданного давления.
Как известно, порох горит не в массе, а параллельными слоями
с поверхности. Для того чтобы получить равномерное по времени горе-
горение пороховой шашки, а следовательно, и постоянное выделение поро-
пороховых газов, необходимое для равномерного вытеснения топлива из ба-
баков, нужно иметь постоянную поверхность горения. Для этого приме-
применяются так называемые бронированные пороховые шашки, часть поверх-
поверхности которых покрыта составом, не допускающим горения. Поэтому
горение бронированной шашки может происходить только на открытой
поверхности.
Если необходимо поддерживать равномерное по времени горение
пороховой шашки, открытыми (небронированными) оставляют торцы
ее (один или оба). У такой шашки поверхность горения остается постоян-
постоянной и равной площади торца (рис. 9.25,а). Следовательно, остается
постоянным и количество лороха, сгорающего в единицу времени Gn.
На рис. 9.25,6 показана также бронированная шашка с неравно-
неравномерной поверхностью горения, увеличивающейся за счет увеличения
диаметра горящей поверхности.
Скорость горения пороха в первую очередь определяется давлением,
при котором происходит сгорание.
Для большинства порохов зависимость скорости горения и от дав-
давления может быть определена в виде
11 = 11^ см/сек, (9.67)
где р — давление в кГ/см2;
щ — скорость горения аороха в см/сек при давлении в 1 кГ/см2у за-
зависящая от состава пороха;
v — показатель степени, зависящей от состава пороха (v<l).
Скорость горения пороха зависит также от начальной темпе-
температуры его [22], [147]:
иг=и10 , (9.68)
где tti,o — скорость горения при заданной начальной температуре Го;
Т — температура пороха;
В — физико-химическая константа, характеризующая данную
марку пороха.
369

Рис. 9.24. Двигательная установка первой
ступени ракеты «Диамант»:
/-ЖРД; 2—элемент шарнирного подвеса ЖРД; ^—гидравлический при-
привод для управления ракетой по тангажу и рысканию; 4—трубопровод
горючего; 5—телескопическое соединение; 6—штуцер для заправки; 7—
трубопровод окислителя; 8—бак горючего; 9—днище бака окислителя;
10—бак окислителя; //—ПАД для подачи топлива; 12—заряд твердого
топлива ПАД а; 13—трубопровод к баку окислителя; /4—отверстие для
входа газов в бак окислителя; 15—рули управления по крену

Значения скорости горения щ$, показателя степени v, константы
1/В и некоторых других параметров горения порохов приведены
в табл. 9.3.
Таблица 9.3
Показатели горения некоторых порохов [22], [27], [147]
Марка пороха
Двухосновной, типа
Н, НМ-2, Т-6
Двухосновной, ти-
типа М-8, Т-5
IP
IPN
Смесевой с КС1О4,
типа А2Т
Смесевой с
NH4C1O4, типа АР
Смесевой с
NH4NO3, типа AN
Температура го-
горения Т° К при
40—70 ата
D—7 Мн/м*)
2200—2300
ЗЮО—3200
3160
31Ь0
1800—2100
1500—2500
1500—1700
1755
О
о*
Сила по
кГ-м
88000
100000
100000
51000—
59000
60000—
90000
58000—
66000
Скорость горе-
горения при *0=20 °С
мм/сек
0,700
0,885
0,832
0,879
1,24
2,2
0,4
Показатель
степени v
0,6
0,69
0,71
0,69
0,7
0,4
0,5
1
В
0,0038
0,005
0,0038
0,002
Плотность поро-
пороха Yn
г/см*
1,6
1,6
1,60
1,61
1,77
1,75
1,55
Нижний
предел дав-
давления pmin
с*
Ч
?
40
15
20
50 G0)
14
7
"
3,92
1,47
1,96
4,9
6,87
1,375
0,687
а)
Рис. 9.
25.
Бронированные
шашки:
В)
пороховые
-с постоянной поверхностью горения;
переменной поверхностью горения;
/—бронировка; 2—поверхность горения
5-с
При выборе топлива для ПАДа желательно, чтобы оно имело,
во-первых, низкую температуру
горения, так как при этом умень-
уменьшается теплоотдача от продуктов
сгорания. Это облегчает условия
работы элементов конструкции,
нагреваемых продуктами сгора-
сгорания (баки, трубопроводы, кла-
клапаны и т. д.), и устраняет необ-
необходимость введения специального
охлаждения продуктов сгорания.
Кроме того, желательными свой-
свойствами топлива являются инерт-
инертность продуктов сгорания по от-
отношению к вытесняемым компонентам, низкая чувствительность топлива
к изменению начальной температуры и отсутствие твердых частиц в про-
продуктах сгорания.
В ПАДе находят применение как двухосновные, так и смесевые топ-
топлива. По зарубежным данным продолжаются исследования более эффек-
эффективных для использования в ПАДе топлив. Изменением соотношения
связки и окислителя или включением в состав топлива органических
веществ типа дициандиамида и щавелекислого аммония температуру
горения порохов опытных марок удается уменьшить до 930° С. На
рис. 9.26 приведены графики изменения температуры горения в зависи-
зависимости от содержания связки и включаемых добавок.
371

Типы ПАДа
По принципу действия пороховые аккумуляторы давления разде-
разделяют на сверхкритические и докритические. По назначе-
назначению ПАДы можно разделить на основные и пусковые.
На рис. 9.27, а показана схема сверхкритического ПАДа. В прочном
корпусе / размещается пороховая шашка 2 (или набор шашек) медленно
горящего пороха. При запуске двигателя эти шашки воспламеняются
с помощью воспламенителя 3, состоящего из дымного ракетного пороха
или термитной смеси. Зажигание воспламенителя производится с по-
помощью электрического тока. В результате горения пороха образуются
Г°С
1205
1150
1095
\
в
/ с
\
\
\
\
D
/
ч
985
930
74 16 18 20 22 24 26 28%
Рис. 9. 26. Влияние введения в состав
топлива различных охлаждающих до-
добавок (Л, В, С) в количестве 10% на
теоретическую температуру горения
топлива; D — топливо без охлажда-
охлаждающих добавок
а) 5)
Рис. 9.27. Схемы ПАДа:
а—сверхкритический; б—докритический;
7-нкорпус; 2-—порох; 3—воспламенитель; 4—дрос-
4—дроссельное сопло; 5—труба для выхода пороховых
газов- 6—предохранительный клапан; 7—пусковой
ПАД
газы высоких температуры и давления, которые проходят через дрос-
дроссельное сопло 4 и по трубке 5 поступают в баки горючего и окислителя.
Основной принцип работы такого ПАДа состоит в том, что отноше-
отношение давления подачи /?б к давлению в камере ПАДа рп меньше или
равно критическому, т. е.
Ри
U+ 1
При таком перепаде давлений в дросселирующем сопле устанавли-
устанавливается критическая скорость течения пороховых газов.
Ввиду необходимости большого перепада давления ри/рб давление
в сверхкритическом ПАДе доходит до 200—250 ата (^20—25 Мн/м2),
что приводит к значительному утяжелению ПАДа. Кроме того, при та-
таких давлениях имеет место интенсивная теплоотдача от пороховых га-
газов к стенкам ПАДа, что приводит к трудностям в организации охлаж-
охлаждения агрегата. Поэтому в настоящее время сверхкритические ПАДы
находят применение только в качестве пусковых.
В отличие от сверхкритического в докритическом ПАДе (рис.
9. 27, б) нет дросселирующего сопла. Разность давлений в ПАДе и в ба-
баках (рп—Рб) при этом невелика и определяется потерями в системе
подводящих трубопроводов. Поэтому и давление в камере докритиче-
ского ПАДа рп невелико, что делает его легче. Практически можно счи-
считать, что давление в камере докритического ПАДа равно давлению
подачи рб-
Для предотвращения повышения давления сверх заданного^ до-
докритическом ПАДе необходимо устанавливать предохранительный кла-
клапан 6, который служит для сброса избытков продуктов сгорания.
372

Рис. 9.28. Схема ПАДа с устройст-
устройством для охлаждения продуктов сго-
сгорания:
/—пороховой заряд; 2—горячие продукты
сгорания; 3—многоканальный фильтр из
охладителя; 4—охлажденные продукты сго-
сгорания
При работе двигательной установки с вытеснительной подачей стре-
стремятся максимально сократить время выхода системы подачи на режим,
т. е. время, в течение которого давление в баках доходит до номиналь-
номинального давления подачи р^. Оно зависит от свободного объема баков топ-
топлива и размеров подводящих газ трубопроводов. По условиям работы
двигательной установки это время не должно превышать 1—2,5 сек
(в зависимости от конструкции установки). Поэтому в системах подачи
с ПАДом, кроме основного, устанавливают дополнительный — пусковой
ПАД, работающий при высоком дав-
давлении. Пусковой ПАД служит для бы-
быстрого заполнения пороховыми газами
свободного объема баков топлива и
подводящих газ трубопроводов.
Заряд пускового ПАДа воспламе-
воспламеняется от специального заряда с по-
помощью электрической искры.
В зависимости от времени работы
ПАДа и температуры сгорания по-
пороха основные ПАДы, служащие для
вытеснения компонентов, могут быть
охлаждаемыми и неохлаждаемыми.
Охлаждается ПАД обычно одним из
компонентов. Пусковые ПАДы рабо-
работают очень короткое время и поэтому не охлаждаются.
При работе ПАДа на порохах с высокой температурой горения
уменьшение температуры продуктов сгорания за счет теплоотдачи
в окружающую среду, элементам конструкции и жидким компонентам
может оказаться недостаточным. Поэтому в некоторых случаях продукты
сгорания ПАДа охлаждают путем отбора тепла от них на испарение
или возгонку специально вводимых охладителей.
На рис. 9.28 показана схема охлаждения продуктов сгорания, по-
поступающих из ПАДа, путем возгонки (сублимации) охладителя. Про-
Продукты сгорания высокой температуры из ПАДа поступают в много-
многоканальный фильтр 3, выполненный из щавелекислого аммония, в ре-
результате возгонки которого температура продуктов сгорания снижается
до требуемого уровня.
Расчет ПАДа
При работе ПАД в системе «трубопроводы — баки» происходят сле-
следующие явления.
1. Интенсивное охлаждение горячих пороховых газов в трубопрово-
трубопроводах и в самих баках за счет теплоотдачи в окружающую среду, конст-
конструкции и компонентам.
2. Испарение жидких компонентов и частичное растворение в них
пороховых газов.
3. Так как в продуктах сгорания пороха а<1, то в баке окисли-
окислителя при взаимодействии их с парами окислителя происходит догорание
СО и Н2, что приводит к .повышению температуры газов в баке окисли-
окислителя по сравнению с температурой их в баке горючего.
Все эти явления оказывают влияние на вытеснительную способность
пороховых газов, а следовательно, и на подачу компонентов. Однако
точно учесть их влияние невозможно. Поэтому при расчете ПАДа исхо-
исходят из предположения, что в течение всего времени работы ПАДа газо-
газовый объем системы заполнен только пороховыми газами. Указанные же
выше процессы охлаждения, растворения и догорания пороховых газов
учитывают введением опытных коэффициентов.
373

При расчете размеров шашки ПАДа исходят из следующих тре-
требований.
1. Секундный объем пороховых газов, поступающих в баки, должен
быть равен необходимому секундному объемному расходу топлива (го-
(горючего и окислителя);
2. Время горения шашки должно быть равным времени работы
двигателя.
Из расчета двигателя нам известен секундный освобождаемый объем
баков:
^сек = ^ + ^. (9.69)
С другой стороны, объем продуктов сгорания пороха, образуемых
в 1 сек, равен
1Л,.сек = —. (9.70)
Ycr
где Gn— количество пороха, сгоревшего в единицу времени;
Ycr — плотность продуктов сгорания при давлении подачи р^.
Очевидно, что
О„ = ^„и\„, (9-71)
где Fn — поверхность горения пороховой шашки;
Yn — плотность пороха.
При вытеснительной системе подачи компонентов с помощью ПАДа
V —V =^l (9 72>
v сек — v п.сек— , • V^-'^J
Ycr
По уравнению состояния газов
Ycr=^, (9-73)
где R — газовая постоянная продуктов сгорания пороха;
Т — температура продуктов сгорания пороха, развивающаяся, если
порох горит при постоянном давлении;
рб — давление подачи.
Произведение RT принято называть приведенной силой по-
пороха /о. Для порохов, перечисленных в табл. 9.3, величина /о=58ООО—
100 000 кГ-м/кг («5,8-105—10-105 н-м/кг).
Подставив выражения (9.71) и (9.73) в уравнение (9.72), получим
(974)
Рб Рб
откуда находим необходимую поверхность горения пороха
п uynRT ' г
Эта формула не является окончательной, так как в нее входит тем-
температура сгорания пороха, значение которой в зависимости от марки
пороха находится в пределах 1200—2500° К. В баках же продукты сго-
сгорания имеют более низкую температуру, порядка 800—1000° К. При
этом, как уже отмечалось, температура продуктов сгорания может сни-
снижаться как вследствие теплоотдачи от них, так и в результате принуди-
принудительного охлаждения.
374

Так как температура продуктов сгорания пороха, поступивших
в баки, ниже температуры горения шороха, то для получения необходи-
необходимого секундного расхода топлива и заданного давления подачи необхо-
необходимо сжигать в 1 сек большее количество пороха, чем было определено
при расчете по формуле (9.75), т. е. количество пороха, сгорающего
в 1 сек, должно быть увеличено во столько раз, во сколько уменьшается
абсолютная температура газов.
Кроме того, камера ПАДа должна вырабатывать некоторое допол-
дополнительное количество газа, необходимое для устойчивой работы клапана
сброса давления и для восстановления рабочего давления в баках рв
в случае его понижения по какой-либо случайной причине. Все эти фак-
факторы учитываются введением коэффициента яр= l,2-f-3,5.
Точное значение коэффициента а|)>1 определяется из опытных дан-
данных при доводке системы. Строго говоря, снижение температуры как за
счет теплоотдачи, так и за счет добавки специального охла-
охладителя приближенно можно оценить. Однако всегда останутся неучтен-
неучтенные факторы, влияющие на изменение температуры продуктов сгорания,
и все равно нужно вводить коэффициент, учитывающий воздействие
этих факторов.
Для бака окислителя величина г|) вследствие догорания будет
меньше, чем для бака горючего; для малых двигательных установок зна-
значение величины i|) надо брать большее, так как в этом случае относи-
относительная поверхность теплоотдачи баков и газопроводов большая.
Окончательная формула для определения необходимой поверхности
горения пороховой шашки с учетом охлаждения пороховых газов при-
примет вид
р _ РбУсек ф_ Рв^сек ф /g jq\
П uynRT «у/
Для того чтобы при всех условиях обеспечить заданные давления
пороховых газов в баке, скорость горения пороха и в формуле (9.76)
берется при наименьшей возможной в эксплуатации температуре начала
горения пороха.
Если температура начала горения будет больше расчетной, то и ско-
скорость и будет большей, вследствие чего расход и давление газов будут
больше расчетного. Избыток давления в камере ПАДа будет стравли-
стравливаться клапаном сброса давления.
Длина пороховой шашки L подсчитывается исходя из необходи-
необходимого времени работы ЖРД т:
L = ux см. (9.77)
При расчете длины пороховой шашки скорость горения пороха и
надо брать исходя из наибольшей возможной температуры начала горе-
горения, а следовательно, из наибольшей скорости горения пороха. Если
величину и брать по средней или наименьшей температуре, длина
шашки L будет недостаточной для обеспечения необходимого времени
работы двигателя при высокой температуре окружающей среды, и по-
подача компонентов в необходимом количестве прекратится раньше, чем
это допустимо.
Пусковой ПАД
Пусковой ПАД необходим, в первую очередь, для быстрого заполне-
заполнения пороховыми газами объемов баков. Газопроизводительность его
должна обеспечить быстрый набор рабочего давления в баках во всем
диапазоне температур эксплуатации ЖРД.
Масса пускового заряда определяется расчетом по наибольшим
свободным объемам баков и трубопроводов при наименьшей темпера-
375

туре эксплуатации ЖРЦ. При работе пускового ПАДа количество поро-
пороховых газов, выделившихся за время его работы, должно быть таким,
чтобы поднять давление в объеме VCBo6 до заданного давления подачи
Рб, т. е.
Очевидно, что масса порохового заряда до сгорания Gn<3 равна массе
образовавшихся пороховых газов Gn.3=Gn.r.
При работе пускового ПАДа так же, как и при работе основного,
пороховые газы, поступающие в бак, охлаждаются за счет теплоотдачи
через стенки системы и в вытесняемую жидкость. Это снижение темпе-
температуры газов учитывается введением коэффициента г|)>1. Пусковой
ПАД работает в начальный момент работы ЖРД; при этом разогре-
разогревается баковая система, что вызывает еще большее снижение темпера-
температуры пороховых газов. Поэтому для пускового ПАДа г|э принимается
большим, чем для основного, и равным 5—6.
С учетом сказанного выше масса порохового заряда
Ф. (9.78)
Для обеспечения быстрого выхода установки на режим для заряда
пускового ПАДа применяют быстрогорящие пороха. Для увеличения
скорости горения пороха камера пускового ПАДа работает на давле-
давлениях, значительно больших, чем давление подачи. Толщину пороховой
шашки определяют из условия
где и — скорость горения пороха при среднем давлении в камере ПАДа
и наименьшей температуре три эксплуатации;
тр — заданное время выхода установки на рабочий режим.
Вытеснительная подача с ЖАДом
Жидкостным аккумулятором давления (ЖАД) назы-
называется газогенератор, вырабатывающий продукты сгорания для вытес-
вытеснения топлива из баков ЖРД за счет сжигания жидких топлив. Прин-
Принципиально в качестве ЖАДа возможно использовать и однокомпонент-
ные и двухкомпонентные газогенераторы. Обычно используют двухком-
понентные, работающие на самовоспламеняющихся компонентах. По
весовым характеристикам системы подачи с ЖАДом несколько лучше,
чем газобаллонная, однако они сложнее системы подачи с ПАДом и
газобаллонной системы.
На рис. 9.29 и 9.30 приведены элементарные схемы систем подачи
с ЖАДом.
При системе подачи с ЖАДом, выполненной по схеме рис. 9.29,
давлением газа компоненты топлива вытесняются из бачков 3 в ЖАДы4
баков горючего и окислителя. Для снижения температуры продуктов
сгорания ЖАД работает на смещенном коэффициенте избытка окисли-
окислителя а. При этом для того, чтобы в баках окислителя и горючего не про-
происходило догорания газов, ЖАД, подающий газы для вытеснения окис-
окислителя, работает с большим избытком окислителя (a = 3-f-6), a ЖАД,
подающий газы для вытеснения горючего, работает с большим избытком
горючего (а = 0,3-^0,4).
Расчет жидкостного аккумулятора давления проводят в следующем
порядке.
1. Зная компоненты, на которых будет работать ЖАД, и давление
подачи, задаемся температурой газа, вырабатываемого ЖАДом.
376

2. Определяем коэффициент избытка окислителя, при котором
в ЖАДе получаем заданную температуру газа. При этом, как указы-
указывалось, для ЖАДа, вырабатывающего газ, вытесняющий окислитель,
mJ берем а>1, а для ЖАДа, подающего газ в бак горючего,
9 берем а<1.
Обычно для данного топлива имеются графики из-
изменения температуры сгорания и величины RT в зависи-
Рис. 9. 29.
Схема вы-
теснитель-
ной подачи
с ЖАДом:
/—газовые ак-
аккумуляторы
давления; 2—
редукторы
давления; 3—
бачки для
компонентов
ЖАДа: 4-
ЖАД; 5-ба-
ки; 6—мем-
6—мембраны; 7—ка-
7—камера двига-
двигателя
Рис. 9.30. Система по-
подачи с ЖАДом с охлаж-
охлаждением продуктов сго-
сгорания:
/—воздушные аккумуляторы
давления; 2—отсечные кла-
клапаны; 3—редукторы; 4—ба-
4—бачок с охладителем; 5—бачки
с компонентами для ЖАДа;
6—ЖАД; 7—смеситель; 8—
бак
мости от а. Если таких графиков нет, то, задавшись ори-
ориентировочно значением а, рассчитывают Т и RT по ме-
методике, указанной в § 7.5.
3. Зная RT и давление, определяем для каждого из
ЖАДов плотность получившихся продуктов сгорания по уравнению
(9. 73):
Тег RT •
4. Очевидно, так же, как и при расчете ПАДа, в каждом из баков
имеет место равенство (9. 72):
V =•
ь naif
Ycr
где Усек — секундный освобождаемый объем бака;
G — секундный расход компонентов в данном реакторе ЖАДа.
377

На основании формул (9.73) и (9.72) определяем необходимый
суммарный расход компонентов в ЖАДе:
G^l/ceKYcr-l/ceK -gr. (9.79)
5. Так же, как и при подале с ПАДом, 'поступившие в баки газы
охлаждаются. Следовательно, секундный расход компонентов необхо-
необходимо увеличить во столько раз, во сколько уменьшается температура
образовавшихся газов. Это увеличение расхода учитывается коэффи-
коэффициентом j|)>1.
Окончательные расчетные формулы для реактора ЖАДа бака окис-
окислителя
Г, Л/ Рб л .
сек° 7—г
для реактора ЖАДа бака горючего
(9. 80)
х<1
При системе подачи, работающей по схеме двигательной установки
ракеты «Вероника» (см. рис. 9.30), компоненты из бачков 5 вытесняются
сжатым [азом в ЖАД 6, где происходит сгорание. Добавкой охладителя
из бачка 4 продукты сгорания охлаждаются до температуры 800° С.
Образовавшиеся газы (смесь продуктов сгорания и паров охладителя)
поступают в топливные баки для вытеснения компонентов.
Для предотвращения возможности догорания в топливных баках
топливо ЖАД и охладитель подбираются так, чтобы образовавшиеся
газы были нейтральны по отношению к вытесняемым компонентам. Со-
Соотношение количеств топлива и охладителя выбирается исходя из усло-
условия получения необходимой температуры газов. Суммарный расход ком-
компонентов и охладителя определяется по уравнению (9.79), где R — га-
газовая постоянная и Т — температура смеси продуктов сгорания и паров
охладителя.
9.7. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ С ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ
ЗАПРАВКОЙ И ГИБРИДНЫЕ ДВИГАТЕЛИ [149], [150], [151]
Главным преимуществом ЖРД по сравнению с ракетными двига-
двигателями твердого топлива (РДТТ) являются их более высокие энергети-
энергетические характеристики (т. е. удельная тяга). Кроме того, преимущества
двигательных установок с ЖРД состоят в возможности обеспечения
многократного запуска и регулирования тяги в широких пределах.
Однако крупными недостатками ЖРД по сравнению с РДТТ яв-
являются Относительно большое время подготовки к запуску, а также
ограниченные возможности длительного хранения ракеты с ЖРД в со-
состоянии готовности к запуску. Это ограничивает возможности использо-
использования ЖРД. Поиски систем, объединяющих в себе основные преимуще-
преимущества ЖРД с достоинствами РДТТ, привели к разработке ЖРД с пред-
предварительной заправкой топлива, а также к созданию так
называемых гибридных ракетных двигателей (ГРД), в ко-
которых часть топлива находится в жидком состоянии, а часть в твердом.
Двигательные установки с предварительной заправкой топлива
Возможность длительного хранения и сокращение времени подго-
подготовки двигателя к запуску до величины, соответствующей времени под-
подготовки РДТТ, допускают ЖРД с предварительной заправкой топлива.
378

Такие ЖРД предполагают заправку компонентов задолго до использо-
использования (от нескольких месяцев до нескольких лет) с тем, чтобы получить
установку обладающую постоянной готовностью к запуску. В общем
случае ЖРД с предварительной заправкой могут иметь как насосную,
так и вытеснительную систему подачи. Для большей компактности ка-
камера двигателя может быть выполнена за одно целое с баками или
отделена от них.
Рис. 9.31. Схема ЖРД с предварительной заправкой топлива ('ампуль-
ный ЖРД):
/—запальник; 2—мембрана; 3—окислитель; 4—ПАД; 5—головка камеры; 6—горючее:
7—камера сгорания
В ЖРД с предварительной заправкой топлива используются компо-
компоненты, допускающие длительное хранение. В идеальном случае такое
топливо должно обладать высокой химической стабильностью и иметь
возможно более низкую температуру замерзания и высокую темпера-
температуру кипения. Желательно, чтобы компоненты топлива были самовоспла-
самовоспламеняющимися.
В табл. 9.4 приведены некоторые компоненты, пригодные для пред-
предварительной заправки.
Примером элементарной схемы ЖРД с предварительной заправкой
может служить представленная на рис. 9.31 схема и внешний вид двига-
двигателей «Гардиан», используемых для ракетных снарядов «Спэрроу» и
«Буллап» класса «воздух—земля» [151]. Тяга двигателя составляет соот-
соответственно 3,9 и 5,4Г C8,2—53 кн). Система подачи — вытеснительная
с ПАДом. Оба бака компонента заполняются в конце процесса
изготовления, причем заправочные горловины полностью завариваются
или надежно герметизируются. ПАД и его воспламенитель могут быть
поставлены либо сразу после заполнения баков, либо (из соображений
379

Таблица 9.4
Компоненты топлива
Окислители
Ингибироранная азотная кислота
Четырехокись азота
Смеси азотной кислоты с четы-
рехокисью азота
Трехфтористый хлор
Пятифтористый бром
Горючие
Гидразин
НДМГ
Диэтилентриамин
Монометилгидразин
Пентаборан
Температура
замерзания
°С
—11
Температура
XT ТХ ТТ а ТТ TI fT TT T"\ TJf
киисния при
1 ата
°С
66
21
Плотность
при 20° С
г/см*
1,57
1,45
В зависимости от % содержания N2O4
—76
—60
2
—57
-65
-52
—47
в смеси
12
40
114
63
207
88
60
1,83
2,48
1,01
0,79
0,96
0,88
0,63
безопасности) перед запуском. Попадание топлива в полость ПАДа
предотвращается мембранами, а в полость камеры сгорания — уплотне-
уплотнением форсунок. Таким образом, заправленная двигательная установка
представляет собой как бы ампулу с топливом, вследствие чего такие
установки иногда называют ампульными. Запуск осуществляется
электрической искрой, воспламеняющей запальный заряд, от которого
поджигаются шашки ПАДа.
Кроме рассмотренного случая использования ЖРД с предваритель-
предварительной заправкой для ракетных снарядов, возможно применение их также
для ЗУР, в качестве сбрасываемых ускорителей самолетов и двигателей
космических кораблей [149].
Гибридные ракетные двигатели
Теоретически в ГРД возможны следующие топливные комбинации:
— жидкое горючее+твердый окислитель;
— жидкий окислитель+твердое горючее;
— твердое топливо с недостатком горючего + часть горючего в жид-
жидком виде;
— твердое топливо с недостатком окислителя + часть окислителя
в жидком виде.
При существующих горючих, окислителях и твердых топливах как
наиболее реальная расматривается последняя из приведенных топлив-
топливных комбинаций. В табл. 9. 5 приведены некоторые топливные компо-
компоненты для ГРД.
На рис. 9.32 для примера приведена одна из большого количества
конструктивных схем ГРД.
380

Таблица 9. 5
Горючее
Полимер с присадка-
присадками алюминия
Гидразин
Гидрид лития
Литий
Гидрид бериллия
Полимер
Гидрид алюминия
Окислитель
Г Перекись водорода
1 Азотная кислота
Перхлорат нитрония
(NO2CiO4)
( Трехфтористый хлор
1 Фтор
Трехфтористый хлор
Четырехокись азота
Перекись водорода
Фтор
Кислород
Смесь жидкого фтора и
жидкого кислорода
Фтор
кГ-сек
кг
289
273
295
293
263
318
375
375
395
371
343
353
н-сек
кг
2840
2680
2895
2875
2580
3120
3680
3580
3895
3645
3375
3465
кГ-сек
л
435
414
428
445
476
369
530
566
604
486
412
531
Рис. 9. 32. Схема двигателя на гибридном топливе:
/—ПАД; 2—окислитель; 3—устройство для впрыска; 4—заряд твердого горючего; 5—
подача окислителя в камеру сгорания; 6—впрыскивание окислителя в сопло для управ-
управления вектором тяги
Гибридные ракетные двигатели, сохраняя ряд качеств, присущих
РДТТ (в первую очередь, большую объемную удельную тягу), благо-
благодаря сжиганию жидких компонентов наряду с твердым топливом, имеют
большую удельную тягу, чем РДТТ. При некоторых комбинациях твер-
твердого и жидкого топлива считают достижимыми удельные тяги до
365 кГ-сек/кг (^3650 н-сек/кг). Кроме высокой удельной тяги, приме-
применение в ГРД жидкого компонента даст возможность регулировать тягу
путем изменения расхода жидкого компонента. Так, например, изменяя
расход жидкого окислителя, можно менять величину тяги (и удельной
тяги) от наибольшего значения при оптимальном расходе окислителя
до тяги, получаемой при сжигании одного только твердого топлива. На
рис. 9.33 показаны расчетные и экспериментальные графики изменения
удельной тяги в зависимости от количества подаваемого жидкого окис-
окислителя (N2O4 и C1O3F). Применение жидкого компонента также дает
381

возможность надежного охлаждения камеры двигателя. При этом
в ГРД легче обеспечить хранение ракеты в заправленном состоянии
и полную готовность к старту в течение длительного времени. Уменьшая
к Г- сен
кг
— -
i
- —
70 15 20 2
30 35
%ао3?
Рис. 9. 33. Изменение удельной тяги ЖРД в зависимости от расхода жид-
жидкого окислителя (N2O4 и C1O3F):
расчет; -
- эксперимент
количество окислителя в твердом топливе, можно улучшить прочност-
прочностные свойства заряда. Недостатком ГРД является трудность организации
полного сгорания. Из графиков рис. 9.33 видно, что экспериментальные
значения удельной тяги отличаются от расчетных на 8—10%.

ПРИЛОЖЕНИЯ
I. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГРАФИКИ ДЛЯ РАСЧЕТА ОХЛАЖДЕНИЯ
8,15
9,9f
Донригт
часп
i4ect
j
/
<ая'
/
t
\
\
\
\
Зихритичесная часть
r
— i
3,5 3fi 2,5 2,0 1,5 1,0 !f5 2,0 2,5 3,0 3,5 <t,0 4,5 5,0 5,5 6,0 6,5 В
Рис. I.I. t(D) = $(l—P2N/I-2 в зависимости от D
t.o
0,8
0,6
-ОДЛ-i
-0,10 -
-0JP9-
. 01
гф ?01,75
Рис. 1.2. Р; A—Р2N; РA—Р2N в зависимости от D
1
aTb2Tj)f>z
ьо\
55\
50
45
40
35
чр
Z5
го
15
10
5
0
\
\
\\
\\
\
V
/
/
/
X
дно
\
Рис. I. 3.
0,3
1
2т;1,2
0,5 0,6 Гг.ст
), докритичгская часть
383

0,2 0,3 ОЛ 0,5
Рис. I. 4.
0,6 7г. ст
~ f(TrXTD), закритическая часть
II. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ГРАФИКИ ДЛЯ ПЕРЕСЧЕТА ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ
02 + керосин
384

02 +НДМГ
s
5
J
2
7
1
1
If
11
7/
//
//
//
у
v,
///
'/,
ГА
(/
У/
It,
%
/
\
Л
V
4
{t.ct *¦
800^
100G
1600
у
><
к
"—«*,
** .
-—.
—^.
**¦ -,
-——
6 8 10
Рис. II. 3.
12
385

ll
ll,
ll
I
ll
I
1
I
1
у
s
s
600'
доо-^
woo-'
1500^
1
\v
л
ч
Р2«+Н2Ж
*—
¦*—
¦—.
--—
1—
——.
1—-
1 .
.
•
¦~ —
25
50
Рис, II. 4.
2
Рис. II. 5.
386

ЛИТЕРАТУРА
1. Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, ИТТЛ, 1953.
2. Алемасов В. Е., Теория ракетных двигателей, Оборонгиз, 1962.
3. Алеш ко в М. Н., Жуков И. И., Физические основы ракетного оружия,
Воениздат, 1965.
4. Баррер М. и др., Ракетные двигатели, Оборонгиз, 1962.
5. Болгарский А. В., Щукин В. К-, Рабочие процессы в жидкостно-реактив-ч
ных двигателях, Оборонгиз, 1953.
6. Болгарский А. В. и др., Термодинамика и теплопередача, изд-во «Высшая
школа», 1964.
7. В а р г а ф т и к Н. Б., Справочник по теплофизическим свойствам газов и жид-
жидкостей, Физматгиз, 1963.
8. Васильев А. П., и др., Основы теории и расчета ЖРД, изд-во «Высшая
школа», 1967.
9. Вопросы горения ракетных топлив, Сб. пер. под ред. В. А. Попова, ИЛ, 1959.
10. В у к а л о в и ч М. П., Новиков И. И., Техническая термодинамика, Гос-
энергоиздат, 1962.
11. Глушко В. П., Жидкое топливо для реактивных двигателей, изд-во ВВИА
им. Жуковского, 1936.
12. Евстигнеев М. И. и др., Изготовление основных деталей и узлов авиа-
авиадвигателей, изд-во «Машиностроение», 1964.
13. Исследование ракетных двигателей на жидком топливе, Сб. пер. под ред.
В. И. Ильинского, изд-во «Мир», 1964.
14. Кв а с н и к о в А. В., Теория жидкостных ракетных двигателей, Судпромгиз, 1959.
15. Королев С. П., Ракетный полет в стратосфере, Воениздат, 1936.
16. К р а с н о в Н. Ф., Аэродинамика тел вращения, изд-во «Машиностроение», 1964.
17. Космонавтика, Сов. Энциклопедия, 1968.
18. Лангемак Г. Э., Глушко В. П., Ракеты, их устройство и применение,
ОНТИ, 1935.
19. Мелькумов Т. М. и др., Теория жидкостно-реактивных двигателей, ВВИА
им. Жуковского, 1956.
20. М и х а й л о в - М и х е е в П. Б., Справочник по металлическим материалам
турбиностроения, Машгиз, 1961.
21. Мошкин Е. К., Динамические процессы в ЖРД, изд-во «Машиностроение»,
1964.
22. Орлов Б. В, М а з и н г Г. Ю., Термодинамические и баллистические основы
проектирования ракетных двигателей на твердом топливе, изд-во «Машиностроение»,
1964.
23. Паушкин Я. М., Химия реактивных топлив, АН СССР, 1962.
24. Реактивные двигатели, Сб. пер. под ред. Н. Г. Дубровского, Воениздат, 1962.
25. С и н я р е в Г. Б., Добровольский М. В., Жидкостные ракетные двига-
двигатели, Оборонгиз, 1957.
26. Феодосьев В. И., С и н я р е в Г. Б., Введение в ракетную технику, Обо-
Оборонгиз, 1960.
27. Ш е в е л ю к М. И., Теоретические основы проектирования ЖРД, Обо-
Оборонгиз, 1960.
28. Широков М. Фм Физические основы газодинамики, Физматгиз, 1958.
29. Цандер Ф. А., Проблема полета при помощи реактивных аппаратов, Обо-
Оборонгиз, 1961.
30. Циолковский К. Э., Избранные труды, АН СССР, 1962.
31. Bragg, Rocket Engines, London, 1962.
387

32. Sutton G., Rocket Propulsion Elements, New York—London, 1963.
33. Stanley Lehrer, Considerations in the Design of Chemical Rocket
Powerplants for Space Applications, IAS Paper, I960, No. 24,
ДОПОЛНИТЕЛЬНАЯ ЛИТЕРАТУРА
К гл. I
34. Жидкие и твердые ракетные топлива, Сб. пер. под ред. Ю. X. Шаулова, ИЛ,
1959.
35. Chemical and Engineering News, 1963, Do. 39.
36. Space Aeronautics, 1963, No. 5.
К гл. II
37. А л ь б е р г и др., Построение оптимального сопла на основе укороченных
идеальных сопел, пер. с англ., «Ракетная техника», 1961, № 11.
38. Бай Ш и - и, Введение в теорию течения сжимаемой жидкости, ИЛ, 1962.
39. Борисенко А. И., Газовая динамика двигателей, Оборонгиз, 1962.
40. Г у д е р л е й Г., X а н т ш Е., Наилучшие формы сверхзвуковых осесиммет-
ричных сопел, (сб. пер.), «Механика», № 4, ИЛ, 1956.
41. Дейч М. Е., Техническая газодинамика, Госэнергоиздат, 1961.
42. Зауэр Р., Введение в газовую динамику, Гостехиздат, 1947.
43. К а ц к о в а О. Н. и др., Опыт расчета осесимметричных и плоских сопел ме-
методом характеристик, Тр. ВЦ АН СССР, 1961.
44. К а ц к о в а О. Н., Шмыглевский Ю. Д., Таблицы параметров осесиммет
ричного сверхзвукового течения свободно расширяющегося газа с плоской переходной
поверхностью, изд-во АН СССР, 1962.
45. К о л т С, Б е д е л Д., Характеристики конического ракетного сопла при тече-
течении с отрывом от стенки, ВРТ, 1966, № 3.
46. Лукьянов Н. А., К расчету смешанного до- и сверхзвукового течения газа
в плоском сопле давления, Изв. АН СССР, Механика жидкости и газа, 1966, № 2.
47. П а н и ч к и н И. А., Некоторые задачи газовой динамики, НТИО, 1953.
48. П и р у м о в У. Г., Рубцов В. А., Расчет осесимметричных сверхзвуковых
кольцевых сопел, Изв. АН СССР, МИМ, 1961, № 6.
49. Р а о Г., Последние достижения в профилировании ракетных сопел, пер.
с англ. «Ракетная техника», 1961, № 11.
50. С т е р н и н Л. Е., К расчету осесимметричного реактивного сопла наимень-
наименьшего веса, Изв. АН СССР, МИМ, 1959, № 1.
51. Ферри А., Аэродинамика сверхзвуковых течений, ИТТЛ, 1963.
52. Шмыглевский Ю. Д., Некоторые вариационные задачи газовой динамики,
Тр. ВЦ АН СССР, 1963.
53. Be r man К., Neuffer В., „Astronautics", 1960, No. 9.
54. Green L., „Jet Propulsion", 1853, No. 1.
55. К г a m e r P., „Raketentechnik und Raumfahrforschung", 1961, Nr, 4.
56. R а о G., ARS, Journal, 1958, No. 6, 1960, No. 6.
К ГЛ.1И
57. Бородин В. А., Д и т я к и н Ю. Ф., О форме пленки центробежной фор-
форсунки, Изв. АН СССР, МИМ, 1962, № 2.
58. Е р а с т о в К. Н., Николаев Е. Г., Влияние подогрева подаваемой жидкости
на характеристики центробежной форсунки, ЦИАМ, 1955.
59. Клячко Л. А., К теории центробежной форсунки, «Теплоэнергетика»,
1%2, № 3.
60. Лышевский А. С, Процессы распыливания топлива, Машгиз, 1963.
61. Махин В. А. и др., Теория истечения кипящей жидкости через центробеж-
центробежную форсунку, Изв. ВУЗ «Авиационная техника», 1962, № 3.
62. М а х и н В. А. и д р., Экспериментальное исследование истечения кипящей
жидкости через центробежную форсунку, Изв. ВУЗ, «Авиационная техника», 1962, № t.
63. П р а х о в А. П., Исследование и расчет центробежной форсунки, Сб. «Автома-
«Автоматическое регулирование авиадвигателей», Оборонгиз, 1959.
64. Т а л а к в ад з е В. В., Теория и расчет центробежной форсунки, «Тепло-
«Теплоэнергетика», 1961, № 2.
65. Тихонов В. Б., К расчету центробежной форсунки, Изв. ВУЗ, «Авиационная
техника», 958, № 3.
66. Ш аулов Ю. X., Лернер М. О., Горение в ЖРД, Оборонгиз, 1961.
67. Aviation Week, 1962, No. 20.
68. Astronautics, 1962, No. 2.
69. Flugwelt, 1961, Nr. 10.
70. Flugkorper, 1961, Nr. 5.
388

К гл. IV
71. Авдуевский В. С. и др., Основы теплопередачи в авиационной и ракет-
ракетной технике, Оборонгиз, 1960.
72. Г у х м а н А. А., Физические основы теплопередачи, Госэнергоиздат, 1936.
73. Г у х м а н А. А., Илюхин Н. В., Основы учения о теплообмене при течении
(аза с большой скоростью, Машгиз, 1951.
74. Жидкий водород, Сб. пер. под ред. М. П. Малкова, изд-во «Мир», 1964.
75. Зарубин В. С, Температурные поля в конструкции летательных аппаратов,
изд-во «Машиностроение», 1966.
76. Зарубин В. С, Об оптимальной геометрии оребрения на поверхности тепло
обмена, Изв. ВУЗ, «Машиностроение», 1963, № 3.
77. Иевлев В. М., Некоторые вопросы гидродинамической теории теплообмена
при течении несжимаемой жидкости, ДАН СССР, 1952, т. 86, вып. 6.
78. Иевлев В. М., Некоторые вопросы гидродинамической теории теплообмена
при течении газа, ДАН СССР, 1952, т. 87, вып. 1.
79. К а л и х м а н Л. Е., Турбулентный пограничный слой на поверхности, обтекае-
обтекаемой газом, Оборонгиз, 1956.
80. К о л ь е р Дж., Обзор работ по теплообмену к двухфазным системам, ИЛ, 1962.
81. К у т а т е л а д з е С. С, Основы теории теплообмена, Машгиз, 1962.
82. К у т а т е л а д з е С. С, Леонтьев А. И., Турбулентный пограничный слой
сжимаемого газа, Сиб. отд. АН СССР, 1963.
83. Лойцянский Л. Г., Ламинарный пограничный слой, Физматгиз, 1962.
84. Михеев М. А., Основы теплопередачи, Госэнергоиздат, 1956.
85. Петухов Б. С, Р о й з е н Л. Н., Теплообмен в трубах кольцевого сечения,
ИФЖ, 1963, № 3.
86. П с а р у т а к и с, Кажущаяся степень черноты поверхности с многочисленными
V-образными канавками, пер. с англ., «Ракетная техника и космонавтика», 1963, № 8.
87. Сел л ере, Влияние двухмерного теплообмена на температуру стенок камеры
ракетного двигателя трубчатого типа, пер. с англ., «Ракетная техника», 1961, № 3.
88. Уваров В. В., О ребристых поверхностях, Изв. ВУЗ, «Машиностроение»,
1958, № 1.
89. Федоров И. Г., Теплообмен и сопротивление щелевых каналов с овалообраз
ными коническими выштамповками, Изв. ВУЗ, «Авиационная техника», 1962, № 4.
90. X а р д е н, Конструирование ракетных двигателей, использующих водород
в качестве горючего, ВРТ, 1962, № 8.
91. Хейск А., Влияние температуры газообразного водорода на эффективность
охлаждения, пер. с англ., «Ракетная техника и космонавтика», 1965, № 3.
92. Хендрико и др.. Соотношения для коэффициента теплоотдачи к водороду
при кипении и при сверхкритическом давлении, пер. с англ., «Ракетная техника»,
1962, № 2.
93. Ч и р к и н В. С, Теплофизические свойства веществ, Физматгиз, 1959.
94. Ш л и х т и н г Г., Теория пограничного слоя, ИЛ, 1956.
95. Ще р б а к о в В. К., Теплопередача через стенку, оребренную продольными
ребрами, Изв. ВУЗ, «Энергетика», 1962, № 8.
96. Э. И. «АДС», 1959, № 29.
97. Э. И., «Астронавтика и ракетодинамика», 1963, № 5.
98. Aviation Week, 1962, No. 16.
К гл. V
99. Артамонов В. И., Термодинамическая неустойчивость неоднородного газо-
газового потока, Изв. АН СССР, МИМ, 1961, № 1, 1962, № 3.
100. Беликов В. М., Никитин А. Н., Сборка авиационных двигателей, изд-во
«Машиностроение», 1964.
101. Бессерер К. У., Инженерный справочник по управляемым снарядам,
Воениздат, 1962.
102. Большаков Г. Ф., и др., Физико-химические основы применения мотор-
моторных реактивных и ракетных топлив, изд-во «Химия», 1965.
103. Гуров А. Ф., Расчеты на прочность и колебания в ракетных двигателях,
изд-во «Машиностроение», 1966.
104. Дубенец С. А., Расчет оболочек камер сгорания ЖРД, МАИ, 1960.
105. Крокко Л., Чжен Синь-и, Теория неустойчивости горения в ЖРД, ИЛ,
1958.
106. Крокко и др., Поперечные высокочастотные колебания в ЖРД, пер. с англ.,
«Ракетная техника», 1962, № 3, «Ракетная техника и космонавтика», 1964, № 9.
107. Кулик Ф. Е., Устойчивость высокочастотных колебаний в камере сгорания
ракетного двигателя, пер. с англ, «Ракетная техника и космонавтика», 1963, № 5.
108. М а к к о р м а к, Движущий механизм высокочастотной неустойчивости в ка-
камере ЖРД, ВРТ, 1965, № 4.
109. Раушенбах Б. В., Вибрационное горение, Физматгиз, 1961.
389

110. Синя рев Г. Б., Термодинамический анализ и тепловой расчет скоростной
камеры сгорания ЖРД, Сб. статей «Некоторые вопросы механики», Оборонгиз, 1962.
111. Феод ось ев В. И., Прочность теплонапряженных узлов ЖРД, Оборон-
Оборонгиз, 1963.
112. Хефнер, Отработка устойчивости горения в ЖРД на топливах длительного
хранения, ВРТ, 1966, № 5.
ИЗ. Э. И., АДС, 1959, № 7; Э. И., «Астронавтика и ракетодинамика», 1963, № 36;
1966, № 16.
114. Aviation Week, 1963, № 21.
К гл. VI
115. Б а шт а Т. М., Машиностроительная гидравлика, Машгиз, 1963.
116. Гоффмен, Большие ракетные двигатели для космических ракет и снаря-
снарядов, ВРТ, 1962, № 2.
117. Дев и с, Проектирование и доводка XRL—99, ВРТ, 1963, № 10.
118. Зегжда А. П., Гидравлические потери в каналах и трубопроводах, Гос-
стройиздат, 1957.
119. И дел ьч и к И. Е., Справочник по гидравлическим сопротивлениям, Гос-
энергоиздат, 1960.
120. Казанджан П. Н., Тихомиров Ю. П„ Эффективность систем питания
ЖРД, «Вестник воздушного флота», 1960, № 6.
121. Некрасов Б. Б., Гидравлика, Воениздат, 1960.
122. Новые направления в криогенной технике, Сб. пер. под ред. М. П. Малкова,
изд-во «Мир», 1966.
123. Портер и Станфорд, Вытеснительные устройства для топливных си-
систем космических кораблей, ВРТ, 1966, № 4.
124. Тихонов Н. Д., Системы подачи ЖРД, Институт ГВФ, Рига, 1960.
125. Ш е в я к о в А. А., Автоматика авиационных и ракетных силовых установок,
изд-во «Машиностроение», 1965.
126. Э. И. «Астронавтика и ракетодинамика», 1965, № 10.
127. Flight 1960, No. 2682; 1961. No. 2736; 1962, No. 2758, No. 2760; 1963, No. 2829.
128. The Blue Streak Propulsion System, London, 1960.
129. Rocket Propulsion Technology, 1960, vol. 1.
130. SAE Journal, J963, No. 8.
131. Aviation Week, 1964, No. 13.
К гл. VII и VIII
132. Абианц В. X., Теория газовых турбин реактивных двигателей, изд-во
«Машиностроение», 1965.
133. Добровольский М. В. и Крылов Ю. В., Определение наибольшего
возможного давления в камере ЖРД, работающего по замкнутой схеме «газ + жид-
жидкость», Изв. ВУЗ, «Машиностроение», 1967, № 4.
134. Жирицкий Г. С. и др., Газовые турбины авиационных двигателей, Оборон-
Оборонгиз, 1963.
135. Ершов Н. С, Овсянников Б. В., Особенности расчета центробежного
насоса со шнековым преднасосом, МАИ, 1961.
136. Казан джан П. М., Теория газовых турбин, изд-во ВВИА им. Жуков-
Жуковского, 1947.
137. Л о й ц я н с к и й Л. Г., Механика жидкости и газа, Физматгиз, 1959.
138. Ломакин А. А., Центробежные и пропеллерные насосы, Машгиз, 1950.
139. Овсянников Б. В., Теория и расчет насосов ЖРД, Оборонгиз, 1960.
140. Прокофьев В. Н., Центробежные насосы, изд-во МВТУ, 1948.
141. Пфлейдерер К., Лопаточные машины для жидкостей и газов, Машгиз,
1960.
142. Руднев С. С, Экспериментальное исследование работы двухступенчатого
пропеллерного насоса, Научные записки Харьк. мех.-маш. ин-та, т. IV, 1940.
143. Уваров В. В., Газовые турбины, ОНТИ, 1935.
144. Awiation Week, 1963, No. 13.
145. Luftfahrttechnik Raumfahrttechnik, 1965, Nr. 2.
146. Space Aeronautics, 1964/65, No. 4.
К гл. IX
147. Куров Ю. Д., Должанский Ю. В., Основы проектирования пороховых
ракетных снарядов, Оборонгиз, 1961.
148. М е л и к - П а ш а е в Н. И., Жидкостный реактивный двигатель, Воениздат,
1959.
149. Н и т, П е й д ж, ЖРД с предварительной заправкой топливом, ВРТ, 1962, № 11.
150. Орд а л, Смешанные двигательные установки, ВРТ, 1960, № 6.
151. Flight, 1963, No. 2840.
152. Raketentechnik und Raumiahrtforschung, 1963, Nr. 3, 4; 1961, Nr. 4.
153. Space Aeronautics, 1961, No. 4.
390

Алфавитный указатель
Аккумулятор давления 223, 334, 368, 376
Арматура 238
Ампульная установка 369, 380
Баки 232
воздушная
237
(газовая) подушка
— внутреннее устройство 234
— заборные устройства 235, 236
— нагруженные 232
— наддув 228
— несущие 232
— объем 236
— разгруженные 232
— расположение 233
— системы наддува 226, 228
— система опорожнения 254, 255
— тороидальные 234
— форма 233, 234
— цилиндрические 233
— чечевицеобразные 234
— шаровые 234
Бронированные шашки 369, 371
В
Время пребывания 69
Время пребывания условное 69, 201
Время превращения 68
Вытеснительная система подачи 222, 335
— газобаллонная (см. газобаллонная
подача) 223, 336
— примеры 341
— с жидкостным аккумулятором
давления (ЖАД) 223, 376
— с пороховым аккумулятором дав-
давления (ПАД) 223, 368
Вязкость продуктов сгорания 132, 147
Газобаллонная подача 336
— объем аккумулятора давления 338
— примеры 341
— с подогревом газа 340
Газовод 318
Газогенераторы 304
— ЖГГ (см. жидкостной газогене-
газогенератор) 224, 229, 308
— ПГГ (см. парогазогенератор) 224,
305, 308
Гибридный ракетный двигатель (ГРД)
378, 380
— топливо 380
Гидравлические потери 246
— в арматуре 250
— в охлаждающем тракте 247
— в трубопроводах 250
— местные 247
— на трение 247
Гидропиропневмоэлектросистема 222
Головка двигателя 92
— влияние на удельную тягу 98, ПО
— плоская 92
— пропускная способность 70
— размещение форсунок 95
— сферическая 93
— шатровая 94
Горение 67
— неустойчивое (см. неустойчивое
горение) 203
Горючее 9, 11
Д
Давление «замыкания» схемы 318
Давление на входе в насос 228, 276
Давление наддува баков 228
Давление насыщенных паров 276
Давление подачи 246
Двигательная установка 222
— запуск и остановка 208, 226
— многокамерная 221
— наддув баков 228
— основные элементы 226
— примеры 256, 341
— размещение ТНА 303
— с вытеснительной подачей (см.
вытеснительная система подачи)
222
— с замкнутой схемой (см. двига-
двигательная установка с замкнутой
схемой) 222
— с открытой схемой 222
— с предварительной заправкой 378
— турбонасосной подачей (см. тур-
бонасосная подача) 224
— тяга и удельная тяга 230
391

— удельный вес 220
Двигательная установка (ДУ) с замк-
замкнутой схемой 222, 317
— потребная мощность ТНА 318
— предельное давление в камере 321
— схема без ЖГГ 327
— схема «газ+газ» 332
— схемы «газ + жидкость» 318
— типы замкнутых схем 317
Ж
Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД)
5, 6 и далее
— классификация 5
— области применения 8
— определение 5
— основные параметры 10
— топливо (см. топливо ЖРД) 9,
11, 12
— тяга (см. тяга ЖРД) И
— удельная тяга 14
— характеристики (см. характери-
характеристики ЖРД) 17
Заборные устройства 234, 235
Зажигание (воспламенение) 208
Замкнутая схема (см. ДУ с замкнутой
схемой) 222, 317
Запуск ДУ 208, 226
Запуск двигателя 208
— влияние параметров 209
— жесткость запуска 209
— пик (заброс) давления 209
— плавный 208
— пушечный 208
— ступенчатый 208
И
Импульс последействия 213
Импульс 15
Испарение топлива 64
К
Кавитация в насосах 276
— кавитационный запас 277
— кавитационные характеристики
277
— критический коэффициент кавита-
кавитации 278
Камера двигателя 195
— расчеты на прочность 216
Камера сгорания
— изобарическая 5, 196
— кольцевая 195, 199
— коническая 195, 199
— объем 201
— полутепловое сопло 196
— распределение компонентов по се-
сечению 100
— расходонапряженность 196
— расходонапряженность относи-
относительная 196
— скоростная 5, 196
— трубчатая 197
— формы 195
— цилиндрическая 195
— шарообразная 195, 199
Карданная подвеска 256
Клапаны 238
Комплекс р 15, 19, 111
—действительное значение 19
—расчетное значение 19, 111
— теоретическое значение 15
Конвективный теплообмен (см. теплооб-
теплообмен) 126
Коэффициент
— быстроходности 270
— избытка окислителя 9
—• объемного расширения 238
— оребрения 172
—оребрения геометрический 174
— КПД насоса 269, 304
— КПД турбины 292, 304
Коэффициент полноты давления 20
Коэффициент потерь в камере 19
Коэффициент потерь в сопле 19, 25, 31
— на входе 20, 25, 30
— на рассеивание 20, 25, 26
— на трение 20, 25, 28
— на тепловое сопротивление 19
Коэффициент
— расхода струйной форсунки 71
— расхода центробежной форсунки
81
— сопла 19, 20, 25
— стеснения (загромождения) 271,
274
— теплоотдачи 152, 155
— тяги 15
— тяги в пустоте 16
— удельной тяги 19
Коэффициенты импульсные 19
Коэффициенты энергетические 19
Кривая превращения (выгорания) 68
Л
Лучистый (радиационный) теплообмен
157
М
Мембраны 240
Мощность
— насоса 270
— турбины 290
— потребная 290
— располагаемая 290
Н
Насосы 267
— давления на входе 228, 276
— кавитация (см. кавитация в на-
насосах) 276
— колесо центробежного насоса 268
— коэффициент быстроходности 270
— КПД 269
— мощность 270
— напор 269
— объемные 267
— объемный расход 269
— осевые 268
— порядок расчета 278
— примеры 303
— совместная работа с турбиной 296
— струйные 267
— характеристики 282
— центробежные 268
392

— шнековые 268
Недорасширение 14
Неустойчивое горение 223
Неустойчивость
— высокочастотная 204,
— низкочастотная 204
О
206
Объем
— баков 236
— ЖГГ316
— камеры сгорания 201
— ПГГ310
Окислитель 9, 11, 12
Остановка двигателя 212
— импульс последействия 213
Отрыв потока от стенок сопла 43
Охлаждение двигателя (см. также теп-
теплообмен) 112
— абляционное 113
— внутреннее 113, 119
— водородом 189
— защита стенки от прогара ИЗ
— наружное 113
— оребренные охлаждающие тракты
167, 172
—особенности 112
— охлаждающие тракты 166, 167, 169
— подвод охладителя 171
— порядок расчета 179
— радиационное 113, 185
— смешанное 113
— способы охлаждения 113
П
Парогазогенератор (ПГГ) 224, 305, 308
Перерасширение 14
Пересчет тепловых потоков 155
Полутепловое сопло 196
Порох 369
Пороховой аккумулятор давления
(ПАД) 300, 368
Потери
— в камере 19
— в клапанах 250
— в сопле 19, 25, 31
— в турбине 292
—• на тепловое сопротивление 19
— удельной тяги 19
Приведенная (характеристическая) дли-
длина 202
Пристеночный слой 119, 152
Прочностные расчеты 216
Равновесная температура стенки 185
Распыливание 62
Редукторы 345
— обратного хода 350
— прямого хода 353
— расчет 363
— характеристики 353
Регулирование 251
Системы
— заправки и слива 226
— запуска и остановки 226
— наддува 226, 228
— обеспечения режима работы 226
— опорожнения ¦ баков 254, 255
— подачи 222
— управления и регулирования 251
— смесеобразование 60
Сопло 23
— идеальное 33
— исходное 37
— кольцевое 23, 24, 45
— коническое 23, 32
— круглое 24
— оптимальное 37
— отрыв потока 43
— потери 19, 25, 31
— профилированное 23, 33
— саморегулирующееся 48
— с угловым входом 24
— укороченное 36
Сопло с центральным телом 23, 24, 45
— кольцевое 23, 24, 45
— охлаждение 192
— преимущества и недостатки 57
— расчет 51
— с внешним расширением 46
— тарельчатое 23, 50, 55
— укороченное 54
— характеристики 48
Стартер 226, 300
Степень парциальности 289
Степень расширения 17
Степень уширения сопла (см. уширение)
17
Степень черноты 159
Тарельчатое сопло 23, 50, 55
Теплообмен в ЖРД 112
— конвективный 126
— коэффициент теплоотдачи 152, 155
— лучистый 157
— особенности 112
— пересчет тепловых потоков 153
Теплопроводность 115, 181
Топлива ГРД 380
Топлива ЖРД 9, 10, 11, 12
— горючие 9, 11
— окислители 9, 10
— основные свойства 12
— требования к топливам 9
Трубопроводы 244
Турбины 286
— выбор противодавления 291
— выбор числа оборотов 291
— классификация 286
— КПД 292, 304
— мощность 290
— совместная работа с насосами 296
— характеристики
Турбонасосная система подачи 222, 224,
267
ТНА
— примеры 256
— газогенераторы 304
— классификация 267
—• компоновка 300
— мощность на тонну тяги 290
— насосы 267
— примеры 303
— раскрутка 296
— совместная работа турбины и на-
насосов 296
— турбины 286
393

Тяга 14,230
— в пустоте 14
— двигательной установки 230
— двигателя 14
— литровая 203
— удельная 14
Удельная тяга 14,230
Удельный вес ДУ 220
Удельный импульс (см. комплекс) 15, 19,
111
Условное время пребывания 69, 201
Уширение сопла 17
Ф
Форсунки 70, 76, 88
— двухкомпонентные 88
— коэффициент расхода 71, 81
— размещение 95
— с пересекающимися струями 74
— струйные 70
— центробежные 76
Фронт пламени 67
— эффективный 143
X
Характеристика отрыва потока 44
Характеристика геометрическая 80
Характеристики гидравлические 250
-ЖРД 17
— насосов 282
— редукторов 353
— сопел с центральным телом 48
— турбин 295
Характеристическая длина (см. приве-
приведенная длина) 202
Характеристическая скорость (см. ком-
комплекс р) 15
Ц
Центробежные насосы (см. насосы) 268
Центробежные форсунки 76
— геометрическая характеристика 80
— двухкомпонентные 88
— классификация 76
Эквивалентный (гидравлический) диа-
диаметр 164, 247
Эффективная скорость 14
Эффективная температура 131
Эффективный фронт пламени 143

ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие 3
Глава L Общие сведения о ЖРД 5
1.1. Классификация ЖРД. Топлива 5
1.2. Основные параметры ЖРД Ю
1.3. Системы коэффициентов потерь. Расход топлива и основные размеры
сопла 19
Глава II. Сопла ЖРД 23
2. 1. Типы сопел и основные требования к ним 23
2.2. Потери в сопле ЖРД 25
2. 3. Проектирование конических сопел 32
2. 4. Основные исходные положения при построении профилированного сопла 33
2. 5. Укороченные и оптимальные сопла 36
2.6. Приближенный метод построения контура оптимального сопла 39
2.7. Работа сопла на нерасчетных режимах при больших противодавлениях 43
2. 8. Работа и характеристики сопел с центральным телом 45
2. 9. Расчет сопел с центральным телом 51
Глава III. Смесеобразование и головки камер ЖРД 60
3. 1. Основные элементы процессов смесеобразования и сгорания 60
3.2. Струйные форсунки 70
3.3. Центробежные форсунки 76
3.4. Двухкомпонентные форсунки 88
3.5. Головки камер ЖРД 92
3. 6. Влияние головки на смесеобразование и удельную тягу 98
Глава IV. Охлаждение ЖРД 112
4. 1. Теплообмен в ЖРД 112
4.2. Способы охлаждения ЖРД 117
4. 3. Процесс конвективной теплоотдачи от газа к стенке 126
4. 4. Интегральные соотношения энергии и импульсов для пограничного слоя 131
4.5. Решение интегрального соотношения энергии 141
4.6. Расчет конвективного теплообмена в ЖРД 146
4.7. Пересчет конвективных тепловых потоков 155
4. 8. Определение лучистых тепловых потоков < 157
4.9. Определение теплоотдачи от стенки к охлаждающей жидкости . . . .164
4. 10. Формы охлаждающих трактов камер ЖРД 166
4.11. Расчет теплоотдачи в оребренном охлаждающем тракте 172
4. 12. Расчет охлаждения ЖРД 1^9
4. 13. Некоторые специальные случаи охлаждения ЖРД 185
Глава V. Камеры ЖРД 195
5. 1. Формы и примеры выполненных камер ЖРД * 195
5.2. Определение объема камеры сгорания 201
5.3. Неустойчивое горение 203
5. 4. Запуск и остановка двигателя 208
5. 5. Импульс последействия 213
5.6. Расчет камеры двигателя на прочность 216
5. 7. Дополнительные замечания 219
Глава VI. Двигательные установки 222
6. 1. Системы подачи 222
6. 2. Двигательные установки с турбонасосной системой подачи 224
6.3. Тяга и удельная тяга двигательной установки 230
6. 4. Топливные баки 232
6.5. Арматура систем подачи 238
6. 6. Определение давления подачи и гидравлических характеристик системы
подачи 246
395

Стр.
6. 7. Системы управления и регулирования ЖРД 251
6.8. Примеры выполненных установок с турбонасосной подачей 256
Глава VII. Турбонасосные агрегаты 267
7. 1. Насосы для подачи компонентов в ЖРД 2в7
7. 2. Расчет и характеристики насосов ЖРД '. 278
7.3. Турбины ТНА 286
7. 4. Совместная работа турбины и насосов 296
7.5. Газогенераторы ' 304
Глава VIII. Двигательные установки с замкнутой схемой 317
8. 1. Замкнутая схема «газ + жидкость» 318
8.2. Замкнутая схема «газ + жидкость» без ЖГГ . . . . [ 327
8.3. Замкнутая схема «газ + газ» ] 332
Глава IX. Двигательные установки с вытеснительной системой подачи 335
9. 1. Газобаллонная система подачи 336
9.2. Примеры двигательных установок с газобаллонной подачей 341
9. 3. Редукторы давления газа 345
9.4. Характеристики редукторов [ 353
9.5. Расчет редуктора 363
9.6. Вытеснительные системы подачи с ПАДом и ЖАДом [ 368
9.7. Двигательные установки с предварительной заправкой и гибридные
двигатели . 378
Приложения . 383
Литература.. .. 387
Алфавитный указатель 391
Мстислав Владимирович Добровольский
ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Редактор издательства И. В. Нистратова Художник Я Т. Дворников
Техн. редактор Я. Я. Скотникова Корректор Я. И. Шарунина
Г-50447 Сдано в набор 26/IV 1968 г. Подписано в печать 12/IX 1968 г.
Формат 70X1087i6 Печ. л. 25,75, в т. ч. 1 вкл. (Усл. печ. л. 36,05) Уч.-изд. л. 30,32
Бум. л. 12,88 Бумага № 1 Тираж 13000 экз.
Цена 1 р. 25 к. Тем. план 1968 г. № 5
Издательство «Машиностроение», Москва, К-51, Петровка, 24. Заказ 1756.
Московская типография № 8 Главполиграфпрома
Комитета по печати при Совете Министров СССР,
Хохловский пер., 7. Тип. заказ 908.

Данные к примеру охлаждения двигателя
cd
Строк
1
2
3
4
5
6
7
8
9
1U
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34
35
36
37
38
39
40
41
42
43
44
45
46
Зак. j»
Наименование вели-
величины и размерность
Внутренний средний
диаметр камеры на
участке в м
Безразмерная вели-
величина среднего диамет-
диаметра
Косинус угла наклона
контура на участке
Расстояние по оси от
эффективного фронта
пламени до конца
участка в м
Длина участка в м
Безразмерная длина
участка
Функция / (D)
Конвективные тепло-
тепловые потоки при
Гг.ст = const — 700° К в
ккал/м2 ч
Заданная температу-
температура газовой стенки в ° К
Комплекс 5
Действительные кон-
конвективные теплопотоки
при заданной 7"г.ст в
ккал/м2 ч
Лучистые тепловые
потоки в'ккал/мг ч
Суммарные тепловые
потоки в ккал/м2 ч
Длина образующей на
участке в м
Площадь стенки на
участке в м2
Тепло, отданное охла-
охладителю на участке в
ккал/сек
Подогрев охладителя
на участке в °С
Средняя температура
охладителя на участке
в °С
Число ребер гофров
на участке
Средний диаметр ох
лаждающего тракта на
участке в м
Расстояние междз
ребрами гофра по сред
ней линии живого сече
ния в мм
Эквивалентный диа-
диаметр живого сечения
в м
Площадь живого се
чения охлаждающего
тракта в jifi
Коэффициент теплоот-
теплоотдачи от стенки к жид-
жидкости (без учета ореб-
рения) в ккал)м2ч-град
Функция
/<«
Коэффициент эффек-
эффективности оребрения
Коэффициент теплоот-
теплоотдачи от стенки к жид-
жидкости с учетом оребре-
оребрения в ккал/м2ч-град
Температура жидко-
жидкостной стенки в °К
Средняя температура
стенки в °К
Теплопроводность
стенки при средней
температуре в
ккал/м2ч-град
Температура газовой
стенки в °К
08
Обозначение
и формула
D
cos у
-и
А*, = —•
"из
/ G5)/cos y
(8):д;,
~хи
К fD -
J cos у
0,142 7K + AП)
В"
1
aTb\D^
,№.g-[Re00 П2И11)]
¦J
P A-P2N
Тг.ст
„ Ср'зф.ср (Тэф 00—Тт. ст) Н'эфОО
"т-0,175 7,26d0,435
1 эф 00 * г.ст^н
5
57оо
Ял
3600
„, AQ/
Ь' ОХ.1— „
Твх1+Твых1
2
*
?>охл = D+ 25СТ + °охл
!
аср—аср+2Ддср
2Gср5охл
"Э" «ср-Кхл
4'2
1 G0ХЛ \0.8
\ fj
1
аж=75,6 — [34] Z?
Э
с_ / 2ажй 5ОХЛ
у хг ь
я А,—гг-Ь
а , 25Охл * „ч
Лр^- , , + ' ¦, , ' / (с)
а+Ь а+Ь
Яъ
«ж.р
т — т
«ж.р
т Тт.ст + Тж.ст
2
X
X
' г.ст— -, т~' ж.ст
Номер участка охлаждающего тракта
1
0,24
1,97
1,00
0,207
0,207
2,23
0,102
0,102
—
0,187
5,1
7,673
12,74
162
0,0458
5,06-106
900
0,69
3,72-106
0,85-106
4,57-106
0,24
0,208
26,4
41,0
173,9
380
0,245
1,89
2,19-10-6
0,294
18,6-10-4
1000
11250
2,9
0,35
1,62
1,843
20700
221
668
784
19,1
239
907
2
0,204
1,67
0,777
0,253
0,046
0,377
0,127
0,164
0,0613
0,0613
0,2483
6,69
7,913
13,3
176
0,0673
6,84-106
950
0,636
4,62-106
0,85-106
5,47-106
0,075
0,0481
73
11,8
147,5
320
0,209
1,93
2,2-10-6
0,2945
16-10-4
1150
12950
3,12
0,32
1,66
1,738
22500
243
664
807
19,4
282
946
3
0,15
1,23
0,928
0,299
0,046
0,377
0,160
0,173
0,0652
0,1205
0,3135
8,15
8,101
13,63
186
0,123
11,84-106
1070
0,509
6,4-106
0,8-106
7.2-106
0,066
0,0311
62,2
10,2
136,5
200
0,155
2,35
2,47-10-6
0,301
12,2-10-4
1400
15430
3,39
0,295
2,03
1,562
24100
298
707
888
19,2
375
1082
4
0,125
1,025
0,99
0,337
0,038
0,312
0,172
0,174
0,0544
0,1809
0,3679
9,5
8,237
13,9
193
0,163
15-106
1100
0.475
7,59-106
0,56-106
8,15-106
0,051
0,0200
45,3
7,5
127,6
200
0,130
1,91
2,2-10-6
0,2945
9,93-10-4
1660
18700
3,74
0,267
1,64
1,626
30400
268
669
875
19,0
428
1097
5
0,122
1,00
1,00
0,352
0,015
0,312
0,173
0,173
0,0213
0,2022
0,3892
9,6
8,265
14,0
196
0,173
15.8-106
1110
0,470
7,92-106
0,425-106-"
8,34-106
0,051
0,00825
19,1
3,2
122,3
200
0,127
1,87
2,18-10-6
6
0,137
1,12
0,890
0,367
0,015
0,123
0,148
0,167
0,0206
г 0,2228
0,4098
8,13
8,216
13,86
192
0,118
1Ы06
1000
0,578
6,66-106
7
0,163
1,34
0,894
0,405
0,038
0,123
0,108
0,121
0,0378
0,2606
0,4476
5,37
8,072
13,58
184
0,077
7,49-106
900
0,69
5,50-106
7*0,35-106 0,2-106
7,01-106
0,021
0,00945
18,4
3,1
119,2
200
0,142
2,13
2,35-10-6
0,294 0,298
9,73-10-4
1700
19200 ^
3,79
0,264
1,60
1,593
30600
273
668
889
19,2
435
1103
11,1-10-4
1514
. 16850
3,54
0,282
1,83
1,581
26700
263
655
828
18,4
384
1036
5,70-106
0,022
0,0286
45,3
7,6
113,8
320
0,168
1,47
1,88-10-6
0,285
12,2-10-4
1414
16500
3,51
0,284
1,25
1,788
29500
193
580
740
18,5
308
888
8
0,203
1,66
0,900
0,443
0,038
0,312
0,081
0,090
0,0281
0,2887
0,4757
3,25
7,864
13,2
174
0,045
4,63-106
800
0,805
3,97-106
0,06-106
4,03-106
0,056
0,0356
39,9
6,8
106,6
320
0,207
1,92
2,21-10-6
0,295
16,0-10-4
1200
13500
3,40
0,294
1,65
1,666
22400
1800
560
680
17,8
227
787
9
0,252
2,06
0,905
0,504
0,061
0,50
0,056
0,0619
0,0309
0,3196
0,5066
2,06
7,712
12,8
164
0,025
2,73-106
700
0,94
2,73-106
0,04-106
2,77-106
0,056
0,0705
54,2
9,2
98,6
320
0,257
2,46
2,53-10-6
0,302
20,5-10-4
933
10250
2,77
0,36
2,12
1,696
17400
159
531
616
17
163
694
10
0,302
2,48
0,934
0,565
0,061
0,50
0,049
0,0524
0,0262
0,3458
0,5328
1,50
7,596
12,6
158
0,017
1,925-106
610
1,075
2,20-106
0,0144-106
2,21-106
0,086
0,0816
50,2
8,7
89,7
550
0,307
1,59
2,58-10-6
0,304
22,8-10-4
870
9500
2,67
0,37
1,36
2,034
19300
115
487
548
16,1
137
624
11
0,346
2,84
0,962
0,649
0,084
0,689
0,038
0,0394
0,0272
0,3730
0,5600
1,30
7,558
12,55
157
0,0115
1,31-106
550
1,167
1,63-106
0,01-106
1,64-106
0,106
0,115
52,6
9,3
80,6
550
0,351
1,87
2,72-10-6
0,307
26,8-10—!
759
8200
2,48
0,395
1,60
1,980
16200
101
455
502
15,6
105
560
12
0,384
3,14
0,980
0,733
0,084
0,689
0,031
0,0316
0,0218
0,3948
0,5818
1,10
7,498
12,45
155
0,0083
0,96-106
510
1,225
1,25-106
0,008-106
1,26-106
0,104
0,125
43,8
7,8
72,1
550
0,389
2,12
2,83-10-6
0,31
30,3-10-4
692
7410
2,36
0,41
1,82
1,932
14300
88
433
471
15,1
84
517
13
0,412
3,38
0,990
0,817
0,084
0,689
0,029
0,0293
0,0202
0,4150
0,6020
0,87
7,411
12,35
152
0,0070
0,825-106
485
1,26
1,1-106
0,007-106
1,11-106
0,102
0,132
40,8
7,4
64,5
600
0,417
2,08
2,34-10-6
0,2975
32,5-10-4
652
7260
2,33
0,415
1,79
1,948
14100
79
416
450
14,8
75
491
14
0,435
3,55
0,996
0,930
0,113
0,926
0,028
0,0282
0,0261
0,4418
0,6281
0,75
7,365
12,2
148
0,0062
0,749-106
470
1,26
1,02-106
0,006-106
1,03-106
0,150
0,205
58,8
10,8 |
55,4 j
600
0,440
2,11
2,34-10-6
0,2975
33,0-10-4
638
7110
2,31
0,42
1,90
1,918
13600
76
404
437
14,7
70
474
Примечание
По чертежу контура
рис. 4.41)
По формуле D.145) или
ю вспомогательному
рафику (приложение I)
Интегрирование про-
проводим, начиная с участ-
участка 2
По вспомогательным
графикам (приложе-
(приложение I)
По формуле D. 151)
По формуле D.134)
или по вспомогательно-
вспомогательному графику (рис. 4.17)
По формуле D.143)
или по вспомогательным
графикам (приложе-
(приложение I)
По формуле D.173)
По формуле D.180)
или по вспомогательным
графикам (рис. 4.16)
По формуле D.181)
D.189); распределение ця
определяем по способу,
описанному в § 4.6
По чертежу контура
— 867,0 ккал/сек
3600
ТОхл и Тж определя-
определяются совместно по фор-
формуле D.224). Температу-
Температура выхода охладителя
из охлаждающего трак-
тракта 194,4° С
См. рис. 4.28
По формуле D.201)
По формуле D.200)
По формуле D.199)
По формуле D.204)
Графики pi;c. 4.35 или
по формуле D. 205)
См. рис. D.34)
По формуле D.207)
По формуле D.202)
По формуле D.225)
Графики рис. 4.41
По формуле D.226)