Текст
                    РАКЕТНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1976


Р19 УДК 629.7.036.001 @78.8) Авторы книги: Т. М. Мелькумов |, Н. И. Мелик-Пашаев, П. Г. Чистяков, А. Г. Шиуков. Рецензент д-р техн. наук, проф. Г. Б. Синярев Ракетные двигатели. М., «Машиностроение», 1976, 400 с. В монографии изложены основные вопросы теории, конструкции и автоматического регулирования ракетных двигателей жидкого и твердого топлива. Специальная глава посвящена применению ядерной энергии в ракетных двигателях. Изложены основные схемы, параметры и характеристики ракетных двигателей, особенности процессов горения, истечения и теплообмена в РД, освещены проблемы прочности ЖРД и РДТТ, разобраны системы их автоматического регулирования. На основании опубликованных в зарубежной и отечественной литературе материалов даны сведения по элементам конструкции РД и топливам для них. Книга рассчитана «а специалистов, работающих в области ракетной техники. Табл. 28, ил. 320, список лит. 63 назв. 31808-181 181-76 ©Издательство «Машиностроение», 1976 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ В предлагаемой читателям книге изложены основные вопросы теории, конструкции и автоматического регулирования ракетных двигателей. Книга состоит из двух частей. В первой части изложены основные схемы, параметры и характеристики жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), процессы сгорания, истечения и теплообмена и методы их расчета в камерах этих двигателей, а также применяемые топлива. Отдельная глава посвящена вопросу использования ядерной энергии в ракетных двигателях. Во второй части книги рассматриваются конструкции камер и элементов систем топливопитания РД, методы их расчета на прочность, вопросы автоматического регулирования двигателей и дается анализ систем регулирования, а также их классификация, сформулированы требования, предъявляемые к топливам и системам топливоподачи. Книга заканчивается описанием элементов конструкции РДТТ, методов расчетов их на прочность и методов настройки и регулирования РДТТ. При подготовке второго издания авторы учли замечания и пожела- бия, высказанные в отзывах на первое издание книги, и значительно обновили фактический материал, который базируется на данных открытой отечественной и зарубежной печати. В частности, приведен материал по ракетным двигателям, работающим на смешанном топливе, уделяется большое внимание вопросу высокочастотной и низкочастотной неустойчивости процесса в ЖРД и РДТТ. Во всех случаях использована Международная система единиц (СИ). Главы I, II, V, VI и XI — написаны Т. ,М. Мелькумоозымь гл. III, IV, VII—Х — Н. И. Мелик-Пашаевым, гл. XII—XVI и XIX —А. Г. Шиуко- вым, гл. XVII и XVIII — П. Г. Чистяковым. 3
Авторы выражают глубокую признательность д-ру техн. наук,, проф. Г. Б. Синяреву, сделавшему ценные замечания и предложения, направленные на улучшение рукописи, а также д-фу техн. наук, проф. В. И. Ям<польскому и к. т. н., доценту В. С. Красавцеву, предоставившим ряд материалов, использованных в отдельных главах книги. Все замечания и предложения по книге авторы просят направлять по адресу: Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3, изд-во «Машиностроение».
Часть I ТЕОРИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Основные схемы и параметры ракетных двигателей • Цикл и коэффициенты полезного действия ракетного двигателя • Ракетные топлива • Процессы в камерах сгорания ЖРД • Процессы в камерах сгорания РДТТ • Неустойчивые процессы • Процессы в соплах ракетных двигателей • Термодинамический расчет горения и истечения в ракетных двигателях • Характеристики ракетных двигателей • Теплообмен в ракетных двигателях • Применение ядерной энергии в ракетных двигателях Глава I ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 1.1. Определение и принципы действия ракетных двигателей Ракетным двигателем называется такой тепловой двигатель, который преобразует энергию рабочих веществ, находящихся на борту движущегося аппарата, в кинетическую энергию отбрасываемых масс, в результате чего образуется сила тяги для перемещения аппарата в пространстве. Следовательно, чтобы двигатель получил название ракетного, необходимо выполнение двух условий: во-первых, все нужные для осуществления процесса такого двигателя рабочие вещества и притом на весь период времени работы двигателя от старта до полного выключения должны быть запасены на борту аппарата; во-вторых, двигатель должен непосредственно создавать силу тяги для перемещения аппарата. Второе условие выполняется в турбореактивных двигателях (ТРД) и в прямоточных воздушно-ракетных двигателях (ПВРД). Но в ТРД и ПВРД не соблюдается первое условие, так как эти двигатели для осуществления своего процесса нуждаются в воздухе, который поступает из окружающей Землю атмосферы; поэтому эти двигатели, будучи реактивными, не являются ракетными. Определение ракетного двигателя, приведенное выше, не связано с его назначением и с типом аппарата, на который он устанавливается. В качестве первичного источника энергии в ракетных двигателях могут быть использованы химическая энергия топлива, а также ядерная энергия деления тяжелых или синтеза легких атомов. В дальнейшем рассматриваются главным образом двигатели, использующие химическую энергию. Применению ядерной энергии посвящена гл. XI. Источником химической энергии могут быть жидкие и твердые вещества. В ракетной технике совокупность всех веществ, необходимых для осуществления процесса горения и вводимых в камеру двигателя или заложенных в нее заранее, принято называть топливом.
Рис. 1. 1. Схема РДТТ со сгоранием по торцовой поверхности: /—камера; 2—топливный заряд; 3—воспламенитель; 4—сопло Ракетные двигатели, использующие твердые топлива, называются также пороховым и, хотя современное твердое ракетное топливо отличается по своему составу и свойствам от обычных порохов. Впредь будет применяться более общий термин: ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ). Ракетный двигатель твердого топлива имеет камеру сгорания, з которой размещается топливный заряд и происходит его сгорание, и сопло, из которого истекают продукты сгорания топлива. Схема простейшего РДТТ приведена на рис. 1.1. В данном случае топливный заряд 2 представляет собой сплошной цилиндр, вставленный в камеру сгорания 1. Камера сгорания соединена с соплом 4, выполненным в форме сопла Лаваля. Все поверхности топливного заряда, за исключением торцовой, обращенной к соплу, или имеют специальное так называемое бронирующее покрытие, предохраняющее их от воспламенения, или плотно (без зазора) прилегают к стенкам камеры. В камере имеется воспламенитель 5, назначением которого является выделение достаточного количества тепла в короткий отрезок времени для организации устойчивого процесса горения основного топливного заряда в условиях холодного двигателя и топлива. Так как все поверхности топливного заряда, кроме торцовой, обращенной к соплу, бронированы или ограничены стенками камеры, горение возникает на свободной торцовой поверхности. В результате в камере образуются газы, имеющие определенные температуру и давление; на величину давления при прочих равных условиях оказывает влияние площадь критического сечения сопла. На срезе сопла газы, вытекающие из двигателя, имеют скорость, величина которой зависит от отношения давлений в камере и на срезе сопла, от температуры и состава газов и от потерь в сопле. Ракетные двигатели твердого топлива просты по своей конструкции и не нуждаются ни в каких механизмах и вспомогательных машинах. Высокие давления и температуры газов, а также отсутствие внешнего охлаждения камеры сгорания и сопла ставят ряд серьезных задач при создании РДТТ, особенно при стремлении увеличивать продолжительность их работы. На рис. 1. 2 приведен пример мощного РДТТ большой тяги, в котором топливный заряд залит непосредственно в корпусе так, что с его стенками топливо при остывании образует плотную и прочную связь. Поверхность горения расположена внутри заряда вдоль оси двигателя Рис. I. 2. Схема РДТТ со сгоранием по внутренней поверхности канала: У—перегородки; 2— топливный заряд; 3— корпус; 4—внутренний канал; 5—сопло; 6— заглушки для выключения двигателя и для реверса тяги
и имеет в данном примере частично круглое и частично звездообразное сечение. Торцовая поверхность, обращенная к соплу, бронирована, поэтому горение осуществляется по внутренней поверхности на всей длине заряда по нормали к элементарным поверхностям сечения. Указанный метод изготовления РДТТ и такая начальная форма поверхности горения позволяют получить большие абсолютные тяги, а также нужные продолжительность горения и закон изменения тяги по времени. Пороховой ракетный двигатель имеет длительную историю своего военного применения; первое литературное упоминание о военном использовании ракет относятся к середине IX века. Идея использования порохового ракетного двигателя для полета управляемого летательного аппарата принадлежит русскому революционеру Николаю Ивановичу Кибальчичу. В 1881 г. незадолго до казни, находясь в заточении за участие в покушении на Александра II, Н. И. Кибальчич дал схему и описание летательного аппарата с пороховым ракетным двигателем, в котором пороховые шашки, по мере выгорания, заменялись новыми, обеспечивая длительный управляемый полет. Этот проект стал известен только после Великой Октябрьской революции, когда изучались архивы полиции. В 1928 г. был осуществлен первый полет планера Штеммера с ракетным двигателем; правда, вся дистанция полета была невелика — 1500 м. В нашей стране в тридцатых годах в результате работ ряда ученых (В. А. Артемьев, Б. С. Петропавловский, Г. Э. Лангемак и др.) были созданы ракетные двигатели твердого топлива различного назначения. Последующее развитие этих работ стало основой создания реактивных минометов («Катюши»), эффективно применявшихся во время Великой Отечественной войны. За последние годы были достигнуты существенные успехи в создании РДТТ и ракет на твердом топливе. Ракетные двигатели, использующие жидкое топливо, называются жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Как и в РДТТ, тепло химической реакции окисления или реакции разложения переходит >в ишнетичешую энергию «продуктов сгорания или разложения. В отличие ют РДТТ, жидкие веществ^,) необходимые для процесса, находятся в специальных баках на летательном аппарате. Во многих ЖРД применяются агрессивные вещества (например, азотная кислота), а продукты сгорания имеют высокую температуру, что ставит перед конструктором двигателя весьма сложные задачи обеспечения его надежности и необходимого ресурса работы. Особые трудности возникают и в организации экономического и устойчивого процесса, а также в обеспечении плавности переходных режимов пуска и остановки. В связи с высокими температурами, при которых протекает процесс в ЖРД, серьезное значение приобретает организация достаточного и экономичного охлаждения всех горячих поверхностей двигателя. Система питания двигателя со всеми регулирующими и контрольно- предохранительными устройствами и элементами также должна удовлетворять ряд специфических требований, для чего необходимо разрешить многие сложные проблемы. Наконец, автоматизация процессов пуска, выхода на режим, дросселирования и остановки .по заданной программе регулирования тесно связана с характером этих процессов в ЖРД и с областью применения самих двигателей. Для осуществления указанных процессов в жидкостном ракетном двигателе чаще всего необходимы два исходных вещества — горючее и окислитель. В этом случае на борту летательного аппарата необходимо иметь отдельные емкости для горючего и для окислителя. Реакция между горючими и окислителем сопровождается выделением тепла и значительным повышением температуры конечных продуктов реакции. В зависимости от того, каково критическое сечение сопла для истечения заданного секундного расхода продуктов реакции из двигателя, в камере сгорания устанавливается определенное давление, существенно превышающее давление внешней среды. Горючее и окис-
Рис. 1.3. Принципиальная схема ЖРД с вытесните л ьной подачей компонентов топлива: /—баллон с газом высокого давления; 2—регулятор давления газа; 3—запорные клапаны; 4—бак горючего; 5—бак окислителя; 6— главные клапаны; 7—головка камеры; 8—камера двигателя; 9— сопло Рв Рис. 1.4. Принципиальная схема ЖРД с однокомпонентным газогенератором: /—баллон с газом высокого давления; 2—регулятор давления газа; 3—бак с перекисью водорода; 4—запорный клапан перекиси водорода; 5—газогенератор; 5—бак горючего; 7—бак окислителя; 8— турбина турбонасосного агрегата; 9—насос горючего; 10—насос окислителя; //—главные клапаны; 12— камера двигателя литель подаются в камеру двигателя в определенном соотношении под давлением, несколько превышающим давление в камере. Жидкостно- ракетный двигатель значительно сложней, чем РДТТ и в общем случае состоит из камеры (камер), турбонасосных агрегатов, газогенераторов, агрегатов автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. На летательном аппарате двигатель представляет лишь часть двигательной установки, в состав которой еще входят топливные баки, агрегаты наддува топливных баков (или вытеснительной подачи топлива), рулевые приводы, магистрали, соединяющие двигатель с баками, и вспомогательные устройства. На рис. 1.3 представлена упрощенная схема двигательной установки с вытеснительной ;ил,и в данном случае, баллонной подачей топлива. Подача компонентов из баков горючего 4 и окислителя 5 осуществляется с помощью сжатого газа, подаваемого из баллона / (через регулятор давления 2). При такой системе подачи в состав двигателя не входят газогенераторы и турбонасосные агрегаты. Камера двигателя состоит из камеры сгорания 7, головки 8 и сопла 9. Компоненты топлива поступают непрерывно в двигатель, распыливаясь и перемешиваясь друг с другом у смесительной голсшки в нужной прапорц ш. В камере сгорания условно можно выделить две зоны: зону подготовки и зону реакции и выравнивания параметров, хотя в реальной камере определенной границы раздела этих зон не существует. Сопло 9 образует третью зону — зону расширения продуктов реакции от давления в камере до давления на срезе сопла; при этом скорость продуктов реакции относительно двигателя на выходе из сопла достигает некоторой величины. Процесс в двигателе принципиально не изменится, если в камеру будет вводиться не горючее и окислитель, а одно какое-либо вещество, способное при определенных условиях разлагаться с выделением тепла и газообразных продуктов разложения. В обоих случаях скорость истечения будет зависеть от теплоты, выделяющейся при реакции между горючим и окислителем, или от тепла реакции разложения вводимого 8
в двигатель вещества, а также от свойств образующихся при реакции газов. Если процесс основан на окислительной реакции, то обычно двигатель получается высокотемпературным, так как при сгорании горючего образуются продукты с высокой температурой (Г>2500К). Если процесс основан на реакции разложения, то обычно двигатель получается низкотемпературным, так как при использовании принятых в практике веществ образуются продукты разложения с относительно низкой температурой. В современных ЖРД в подавляющем большинстве применяется реакция окисления. При высокотемпературном процессе для обеспечения надежного действия двигателя, даже в случае однократного их применения, приходится охлаждать стенки камеры сгорания, сопла и головки одним или обоими компонентами топлива. Исключение составляют двигатели малых размеров с очень коротким периодом работы (несколько секунд). В дальнейшем изложении под топливом, как указывалось, будем понимать исходные вещества, вводимые в камеру; под рабочим телом — топливо, а также промежуточные и конечные продукты реакции. Горючее и окислитель принято называть компонентами топлива. В случае окислительной реакции мы имеем дело с двухкомпонентным рабочим телом, но, вообще говоря, оно может, быть трех- и более компонентным. Наоборот, принято говорить об однокомпонентном, или унитарном, жидком топливе, если используется реакция его разложения или реакция' разложения и окисления горючих элементов унитарного топлива. В случае двух и более компонентов топлива в зоне подготовки происходят процессы распыливания, испарения и смешения компонентов, а также процессы предпламенного окисления и разложения реагентов; при унитарном топливе в этой зоне совершаются процессы распыливания, испарения и частично разложения. В результате направленного выброса с большой скоростью продуктов реакции окисления или разложения из камеры через сопло 9 во внешнюю среду возникает реактивная сила тяги двигателя, действующая в сторону, противоположную вектору скорости. Принципиально иной является схема двигательной установки с насосной подачей компонентов топлива (рис. 1.4). В отличие от вытес- нитель'ной подачи, здесь баки горючего и окислителя находятся под малым давлением. Турбина S, работающая на газе (или смеси пара и газа), подаваемом из жидкостного газогенератора 5, развивает мощность, достаточную для вращения насосов 9 и 10 горючего и окислителя и подачи компонентов в камеру двигателя в нужном количестве и под необходимым давлением. Турбина с насосами образует турбонасос- ный агрегат (ТНА). Газ после турбины целесообразно использовать для получения дополнительной тяги двигательной установки. В настоящее время ЖРД с насосной подачей получили весьма широкое применение. На рис. 1.5 приведена схема, в которой в отличие от схемы на рис. 1.4 в газогенератор 3 поступают два основных компонента топлива ЖРД, дающих в газогенераторе газ нужных параметров для турбины 8 ТНА. Схема на рис. 1.6 позволяет регулировать величину тяги двигателя и соотношения компонентов топлива, поступающих в камеру 11. На рис. 1.7 представлена схема, в которой регулируются не только величина тяги двигателя и соотношение компонентов топлива, подаваемых в камеру 13, но и соотношение компонентов, поступающих в газогенератор 4. В двигателях, схемы которых приведены на рис. 1.4—1.7, рабочее тело (генераторный газ) после турбины выбрасывается наружу обычно 9
Z 3 Рис. 1. 5. Принципиальная схема ЖРД с двух- компонентным газогенератором: /—регулятор тяги; 2—регулирующий орган регулятора тяги: 3—двухкомпонентный газогенератор; 4—бак окислителя; 5—бак горючего; б—насос горючего; 7—насос окислителя; S—турбина ТНА; 9—главные клапаны; 10—камера двигателя Рис. 1. 6. Принципиальная схема ЖРД с регулированием тяги и соотношения компонентов топлива для двигателя: /—регулятор тяги; 2—регулирующий орган регулятора /; 3—двухкомпонентный газогенератор; 4— бак окислителя; 5—бак горючего; 6—насос горючего; 7—регулирующий орган регулятора. 5; в—регулятор соотношения компонентов топлива; 0— главные клапаны; 10—датчик расхода горючего; //—камера двигателя; 12—насос окислителя; 13— турбина ТНА; 14—датчик расхода окислителя через специальные вспомогательные сопла. Двигатели с выбросом рабочего тела турбины называют двигателями без дожигания (иногда — двигателями открытой схемы). Генераторный газ содержит значительное количество продуктов неполного сгорания, и он расширяется во вспомогательных соплах в меньшей степени, чем газ в соплах основных камер. Поэтому эффективность использования топлива, подаваемого в газогенератор, ниже, чем топлива, подаваемого в основную камеру, что сказывается на экономичности двигателя. На рис. 1.8 приведена схема ЖРД с дожиганием (двигателя закрытой схемы). В этом случае рабочее тело после турбины направляется в основную камеру двигателя. В газогенератор этого двигателя поступает весь расход одного из компонентов топлива и небольшая часть другого. Остальная часть второго компонента в жидком виде подается в камеру, где происходит дожигание генераторного газа. Двигатели с дожиганием энергетически более выгодны, чем двигатели без дожигания, так как в них все топливо используется при оптимальных условиях. Возможны и другие схемы ЖРД с дожиганием. Кроме генераторного газа, вырабатываемого в жидкостном газогенераторе, рабочим телом турбины может служить газ, образующийся в результате нагрева и испарения одного из компонентов топлива (например, водорода) в охлаждающем тракте камеры. На рис. 1.9 показана схема ракетного двигателя на смешанном топливе (РДСТ). В нем один из компонентов топлива в твердом виде помещается в камере сгорания, а другой — жидкий — подается в камеру из бака. Жидкостно-ракетный двигатель имеет очень короткую историю развития, тем не менее в настоящее время он уже получил широкое практическое применение, особенно в ракетной технике, где его свойства оказались наиболее подходящими. Именно с помощью ракет с ЖРД
9 1 2 3 4 5 Go.rr 6 7 S 2 3 t 5 * б 7 # 12 Рис. 1. 7. Принципиальная схема ЖРД с регулированием тяги и соотношения компонентов топлива для двигателя и газогенератора: /—регулятор тяги; 2—регулирующий орган регулятора /; 3—датчик расхода горючего в газогенератор; 4—двухкомпонентный газогенератор; 5—датчик расхода окислителя в газогенератор; 6—регулятор соотношения компонентов топлива для газогенератора; 7—регулирующий орган регулятора 6; 8—бак окислителя; 9—бак горючего; 10—насос горючего; //—регулирующий орган регулятора 12; 12— регулятор соотношения компонентов топлива для камеры двигателя; 13—камера двигателя; 14—насос окислителя; 15—турбина ТНА; 16—главные клапаны; /7—датчик расхода окислителя в камеру двигателя; 18—датчик расхода горючего в камеру двигателя 13 Рис. 1. 8. Принципиальная схема ЖРД замкнутой схемы: /—бак горючего; 2—регулятор тяги; 3—датчик расхода горючего в газогенератор; 4—газогенератор; 5—-датчик расхода окислителя в газогенератор; 6—регулятор соотношения компонентов для газогенератора; 7—регулирующий орган регулятора 6\ 8—бак окислителя; 9—датчик суммарного расхода окислителя; 10—насос окислителя; //—регулирующий орган регулятора; 12; 12—регулятор соотношения компонентов топлива для камеры двигателя; 13—запорный клапан окислителя; 14—камера двигателя; 15—патрубок подвода генератора газа в камеру двигателя; 16—турбина ТНА; 17—насос горючего; 18—датчик суммарного расхода горючего; 19—регулирующий орган регулятора 2 были запущены первые в мире советские искусственные спутники Земли, лунные и межпланетные космические аппараты и корабли «Восток», «Восход» и «Союз» с космонавтами, американский космический корабль «Аполлон», доставивший космонавтов на луну. В Советском Союзе и ряде зарубежных стран в настоящее время созданы надежные и достаточно экономичные и легкие ЖРД с различными топливами и с тягами от малых (доли Н) до весьма больших величин G МН) в одной камере. Использование жидкостного ракетного двигателя было обосновано в России К. Э. Циолковским, который начал в 1896 г. теоретические работы по применению ракет для космических полетов, а в 1903 г. опубликовал в журнале «Научное обозрение» свой труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами». В этом труде К. Э. Циолковский приводит схему ракеты и схему двигателя, использующего жидкие кислород и углеводороды. Не ограничиваясь этой схемой двигателя, К. Э. Циолковский предложил ряд компонентов топлива с использованием одного из них для охлаждения двигателя, указал на целесообразность применения насосов для подачи рабочих тел в камеру и высказал в этой и дальнейших работах ряд других прогрессивных мыслей, относящихся к двигателю. Хотя основная область его интересов связывалась с межпланетными полетами, К. Э. Циолковский отчетливо понимал,, что в осуществлении их важное значение имеет двигатель. Необходимо отметить также работы советского инженера Ф. А. Цандера. В сваей книге «Проблема полета при помощи реактивных аппаратов» A932 г.) он рассмотрел жидкостно-реактивные двигатели, рабочие вещества для них, включая также 11
Рис. 1. 9. Схема РДСТ: 1—баллон с газом высокого давления; 2—регулятор давления; 3, 5—клапаны; 4—бак с жидким компонентом; 6— головка: 7—заряд твердого компонента; 8—камера сгорания; 9—сопло и металлы. Ранняя смерть Ф. А. Цандера прервала его исследования полетов с помощью ракет, а также работы по двигателям для них. В Советском Союзе еще до второй мировой войны были проведены успешные работы по созданию ракет и двигателей М. К. Тихонравовым, С. П. Королевым, В. П. Глуш- ко, Ю. А. Победоносцевым, Л. С. Душкиным и др. В результате были созданы экспериментальные ракеты и жидкостные ракетные двигатели для самолетов и ракетопланов. • Первый советский экспериментальный ЖРД ОРМ-1 был создан В. П. Глушко. В дальнейшем под его руководством был сконструирован ряд жидкостных ракетных двигателей, сыгравших выдающуюся роль в успехах отечественной ракетной техники. Эти двигатели были установлены на ракетах-носителях, выводившие на орбиты спутники Земли, автоматические межпланетные станции, пилотируемые корабли. В августе 1933 г. была запущена первая советская ракета ГИРД-09 с РДСТ, созданная под руководством М. К. Тихонравова, а в ноябре 1933 г. — ГИРД X — первая советская ракета с ЖРД, созданная под руководством С. П. Королева. Исходные проработки ее были выполнены Ф. А. Цандером. В феврале 1940 г. был осуществлен первый полет ракетоплана С. П. Королева с ЖРД. В мае 1942 г. состоялся первый полет самолета В. Ф. Болховитинова с жидкостно-ракетным двигателем. С помощью ракет-носителей, разработанных в послевоенный период под руководством С. П. Королева, были запущены советские искусственные спутники Земли, автоматические межпланетные станции, лунные аппараты и пилотируемые космические корабли. В Германии проводились исследования отдельными лицами (Г. Оберт, Е. Зенгер, J3. фон Браун и др.) и организациями, которые завершились созданием в 1942 г. ракеты Фау-2 (А-4), дальностью полета до 300 км. Эта ракета впервые была использована немцами против Англии в 1944 г. Теоретические и экспериментальные исследования велись и в других странах (например, Р. Годдар в США, Р. Эсно-Пельтри во Франции и др.). Р. Годдар в 1926 г. осуществил первый пуск ракеты с ЖРД- Основные достоинства ракетных двигателей — независимость их внутреннего процесса от наличия или отсутствия внешней среды (например, воздуха), т. е. автономность, и возможность создания большой тяги при малой массе двигателя. Эти особенности предопределили области применения ракетных двигателей, а именно: летательные аппараты с большой скороподъемностью, аппараты с большой скоростью и высотой полета, космические летательные аппараты. Значение таких аппаратов для мирных научных целей и как мощных средств защиты и нападения весьма велико. Поэтому после второй мировой , войны в ряде стран были развернуты большие работы по созданию ракетных двигателей различного назначения. Особенно большие успехи в области ракетной техники были достигнуты в СССР. Ракетные двигатели используются: — на боевых ракетах класса «поверхность — поверхность» ближнего, среднего и дальнего (межконтинентального и глобального) действия для доставки ядерных зарядов, а также других разрушающих боевых средств в любой пункт земного шара; : — на боевых управляемых ракетах класса «воздух — воздух» и «воздух — поверхность», запускаемых с самолетов и других летательных аппаратов для уничтожения подвижных и неподвижных объектов относительно малых размеров; — на зенитных ракетах и антиракетах для действия против самолетов и ракет с целью охраны государства и его отдельных важных объектов от воздушного и космического нападения; 12
— на крылатых ракетах (ракетопланах) для достижения любого пункта на земном шаре со скоростью, близкой к скорости баллистической ракеты, а также для превращения ракетоплану в искусственный спутник кратковременного действия с возвращением на Землю (такого ракетоплана пока еще нет); — на метеорологических ракетах для глубокого зондирования атмосферы с целью изучения ее свойств; в исследовательских высотных ракетах для изучения земного магнетизма, ионосферы, радиационных поясов около Земли, корпускулярного излучения Солнца и др.; — на космических ракетах, предназначенных для запуска искусственных спутников Земли и межпланетных космических станций; — на ракетах средней и большой дальности, на искусственных спутниках Земли и на межпланетных космических станциях в качестве бортовых установок для корректировки траектории ракет, орбит спутников и движения космических станций; — на самолетах в качестве стартовых ускорителей и для кратковременного увеличения максимальной скорости или высоты полета; — на экспериментальных самолетах для исследования поведения человека и приборов в условиях больших ускорений, большой скорости и высоты; — на специальных земных подвижных стендах. Как видно из этого перечня, ракетные двигатели действительно получили уже широкое и разностороннее применение для мирных и боевых целей. 1. 2. Основные требования к ракетному двигателю Чтобы сформулировать основные требования к ракетному двигателю, воспользуемся формулой К. Э. Циолковского, выведенной для случая свободнрго полета ракеты без влияния силы тяжести и сопротивления среды. Пусть Мп и Мк — соответственно начальная и конечная массы одноступенчатой ракеты; wc — постоянная во времени скорость истечения газов из сопла; ^'тах — скорость ракеты в конце работы двигателя, когда будет израсходовано все топливо, масса которого составляет мт=мн—мк. Ускорение ракеты в указанных условиях пропорционально силе тяги, а последняя, как будет показано дальше, пропорциональна скорости истечения wc и массовому расходу топлива. На этом - основании формула Циолковского дает следующую зависимость скорости ракеты wmax в конце работы двигателя (в конце разгона или в конце активного участка траектории ракеты) от скорости истечения и начальной и конечной величины массы ракеты *: wmttL = wcln MJMK. A.1) Отношение т=Мн/Мк называется числом Циолковского и зависит от массы полезного груза, а также от конструктивного и технологического совершенства ракеты. Конечная масса ракеты включает в себя полезный груз, корпус ракеты, органы управления и двигательную установку. Чем больше число га, тем больше максимальная скорость. * В таком виде формула выведена К- Э. Циолковским. В общем случае здесь следует рассматривать эффективную скорость истечения (см. разд. 1.3). 13
J /J // V/ /// /A У У 10000 6000 6000 ная 2000 Рис. 1. 10. Зависимость максимальной скорости одноступенчатой ракеты от скорости истечения и числа Циолковского wmcrx м/с Поэтому одной из задач проектирования ра- " кеты является снижение массы конструкции, в том числе уменьшение массы двигателя и всей относящейся к нему (Системы. Из формулы A.1) непосредственно следует, что максимальная скорость ракеты при неизменном числе Циолковского прямо пропорциональна скорости истечения про- дуктов сгорания. Последняя же зависит от рода топлива и совершенства процесса в камере и сопле, а также от конструктивных и термодинамических параметров двигателя. Формула A.1) справедлива, как ука- зывалось, лишь для условий полета ракеты без сопротивлений среды и без воздействия силы тяжести. Можно усложнить задачу woo 2000 дООО w м/с включением влияния силы притяжения С) Земли и сопротивления атмосферы; однако в этом нет необходимости, так как от этого формулировка основных требований к двигателю не изменится. Эти требования сводятся к двум главным. 1. Необходимо увеличивать скорость истечения газов из двигателя. 2. Необходимо иметь двигательную установку с наименьшей массой при заданной тяге, т. е. с минимальной удельной массой. На рис. 1. 10 показано изменение максимальной скорости ракеты по формуле A. 1) в зависимости от скорости истечения газов для различных значений числа Циолковского. Максимальная скорость может быть использована для достижения максимальной высоты при вертикальном полете ракеты или для получения максимальной дальности. Действительное значение максимально достижимой высоты или максимальной дальности полета ракеты будет определяться не только величинами wc и т, но и выбранными значениями ускорений (или тяги двигателя) в поле тяготения, и сопротивлением среды. В реальных условиях применения ракетных двигателей может оказаться, что из-за дефектов производства и хранения процесс в двигателе ухудшается и величина скорости истечения не соответствует рас- четной. Бывает также, что из-за несовершенства системы подачи топлива в ЖРД часть топлива остается в баках неиспользованной» в то время как двигатель уже прекратил работу; это приводит к увеличению конечной массы ракеты или к уменьшению числа Циолковского. В РДТТ аналогичные условия могут возникнуть, если процесс горения прекратился, а топливо полностью не выгорело. В РДТТ возможен и такой случай, когда к концу процесса остатки топливного заряда разрушаются и удаляются из камеры, не выделив химической энергии. В ЖРД возможен случай полного израсходования одного компонента при недоиспользовании другого, если регулировка двигателя и его системы не обеспечивает расчетного пропорционального расходования компонентов. В этом случае скорость истечения газов не будет равна расчетной и конечная масса ракеты увеличится из-за массы оставшегося в баках компонента. Рассмотрим влияние недоиспользования топлива при wc=const, а также влияние несовершенства процесса или неточного выдерживания соотношения компонентов в ЖРД на максимальную скорость ракеты по формуле A. 1). 14
w max 0,9 0 1 2 3 4. ff процент неиспользованного таппищ Рис. 1. 11. Влияние недоиспользования запаса топлива на максимальную скорость ракеты wax 0,8 0,9 0,875 0,85 0,825 a Рис. 1. 12. Влияние неточности регулирования расхода горючего на максимальную скорость ракеты На рис. 1. И показано влияние недоиспользования топлива на максимальную скорость ракеты для случая, когда число т = 5у т. е. когда масса топлива составляет 80% от начальной массы ракеты. Как видно из графика, недоиспользование только 2% от всего запаса топлива приводит при указанных условиях к уменьшению максимальной скорости ракеты почти на 5%. Если действительный процесс в двигателе вследствие его несовершенства отличается от расчетного, тогда скорость истечения газов меньше расчетной. При полном использовании всего топлива уменьшение скорости истечения газов, как это следует из формулы A. 1J приводит к пропорциональному уменьшению максимальной скорости ракеты в конце активного участка. Бели соотношение компонентов в действительном процессе из-за неточностей выполнения и регулировки системы подачи отличается от расчётного, то изменяется скорость истечения газов, а оставшийся неизрасходованным компонент увеличивает конечную массу ракеты. Оба эти фактора приводят к уменьшению максимальной скорости ракеты, однако решающую роль играет увеличение конечной массы из-за недоиспользования компонента. На рис. 1. 12 показано влияние неточности регулирования расхода компонентов топлива в ЖРД на максимальную скорость ракеты при применении в качестве топлива керосина и азотной кислоты. Расчетный режим соответствует числу ш=5 и избытку горючего на 10% против стехиометрического соотношения, т.е. а = 0,9. Из графика видно, что дополнительное обогащение горючим против расчетного соотношения на 5% приводит к уменьшению максимальной скорости полета почти на 10%. Главное влияние в этом случае оказывает увеличение конечной массы ракеты, т. е. уменьшение числа Циолковского против его расчетного значения; изменение скорости истечения имеет второстепенное значение. Примеры, приведенные выше, позволяют поставить перед ракетным двигателем и его системой еще одно важное эксплуатационное требование, а именно — процесс в двигателе должен выдерживаться в каждом конкретном образце с наибольшим приближением к расчетному, что должно быть обеспечено стабильностью свойств топлива, точным выполнением двигателя и всех его элементов, а для ЖРД, кроме того, — точным регулированием всей системы подачи, обеспечивающим израсходование расчетного запаса горючего и окислителя в необходимом соотношении. 1. 3. Тяга двигателя. Удельные параметры Гяга. Силой тяги, или тягой двигателя, называется результирующая всех сил, действующих на двигатель и обусловленных процессом в нем и давлением невозмущенной среды. Эта результирующая сила является 15
причиной движения аппа- рата, на котором установлен двигатель. В установившемся горизонтальном движении тяга двигателя уравновешивается внешними силами сопротивления. В неустановившемся движении тяга двигателя используется* кроме того, на ускорение Рис. 1.13. Распределение сил давления на поверхно- аппарата И На преОДОЛеНИе стях двигателя силы притяжения, если увеличивается высота полета. Для нахождения силы тяги двигатель условно представим в виде одной камеры (рис. 1.13), На внешнюю поверхность двигателя действуют силы давления невозмущенной внешней среды /?н, а на внутреннюю — силы давления и трения газа со стороны продуктов сгорания. Исходя из определения силы тяги, ее величину Р можно представить в виде суммы Р = Рнар + Рт, A.2) где РНар — равнодействующая наружных сил давления невозмущенной среды на стенки двигателя; -Рвн — равнодействующая внутренних сил на стенки двигателя. Силы, действующие на стенки двигателя в радиальном направлении, уравновешены; поэтому силы РНар и РВн направлены вдоль оси двигателя. Для определения их примем за положительное направление сил — направление, указанное стрелкой х (рис. 1. 13). Рассмотрим величину РНар- Равнодействующая сила равнораспреде- ленного давления окружающей среды на стенки двигателя равна нулю. Но в камере имеется отверстие — выходное сечение сопла площадью Fc. Поэтому равновесие сил наружного давления нарушается; возникает сила, равная /?HFC и направленная в сторону, обратную оси х\ следовательно, *нар ==: Ра* с Для определения равнодействующей внутренних сил воспользуемся уравнением Эйлера. Согласно этому уравнению сумма сил, действующих на ограниченный контрольной поверхностью объем газа (жидкости), равна разности секундных количеств движения газа (жидкости) г вытекающего и втекающего в этот объем. Выделим объем газа, заключенный между стенками камеры сгорания и сопла и выходным сечением сопла. На этот объем со стороны внутренней поверхности камеры действует отрицательная сила — Рвп а со стороны газового потока, находящегося за выходным сечением сопла— положительная сила+рс^с, где рс — давление газа в выходном сечении сопла. Количество движения газа (жидкости), втекающего в рассмотренный объем, равно нулю (так как весь двигатель условно представлен в виде одной камеры), а количество движения газа, вытекающего из этого объема (из сопла), рав;но GwCy 16
где wc — скорость истечения газа из сопла; G — расход продуктов сгорания, т. е. количество продуктов сгорания, вытекающих из камеры в 1 с. На установившемся режиме эта величина равна расходу топлива — количеству топлива, сгорающего в 1 с. Следовательно, откуда P=Gwc+Fc{pc — pH). A.3) Если рс=рн, т. е., если в сопле осуществляется полное (расчетное для сопла) расширение газов, то P=Gwc. A.4) В пустоте (ря=0) тяга равна c. A.5) Нетрудно видеть, что тяга в пустоте равна равнодействующей внутренних сил на стенки двигателя. В ЖРД с насосной подачей топлива без дожигания (открытая схема) отработанное рабочее тело турбины выбрасывается через специальное выходное сопло и создает дополнительную тягу. В этом случае следует различать тягу камеры (тягу) и тягу двигателя, равную ^дв = Я + Ядоп, A.6) где Р —; тяга основной камеры (или камер, если двигатель многокамерный); -Рдоп — дополнительная тяга. Очевидно, что для РДТТ, для ЖРД с вытеснительной подачей топлива и для ЖРД с дожиганием Ракетный двигатель обладает способностью развивать большую тягу. Величина тяги эавишт ют (расхода G и скорости '.истечения. Тяга ракетных двигателей находится в пределах от долей Н до 107 Н и более. Ни один другой тип двигателя (ТРД, ПВРД) не в состоянии развить такую силу тяги в одном агрегате. Это делает ракетные двигатели внеконкурентными в тех случаях, когда требуется большая тяга. Удельный импульс (удельная тяга). Удельным импульсом, или удельной тягой, ракетного двигателя называется отношение тяги к массовому расходу топлива, т. е. РУ,=-РЮ. A.7) Отсюда размерность удельного импульса Н-с/кг или м/с. В тех случаях когда тяга, расход и удельный импульс изменяются в заданном промежутке времени т, рассматривают среднюю величину удельного импульса, равного отношению импульса тяги к количеству топлива, израсходованного за этот .период: A-8) 17
Выражение удельного импульса легко получить, подставив в уравнение A.7) значение Р из формулы A.4); тогда . A.9) Но G=Fcwcqc, где qc — плотность газов в выходном сечении сопла, следовательно, гуд—шс\ O>cQc При рс=рн, т. е. при полном расширении газов в сопле, удельная тяга будет равна РуЛ = *>с A- Ю) В пустоте удельный импульс равен (PyJn = We + FcPc. A.11) Введем понятие эффективной скорости we истечения газов из сопла, определяемой формулой We=WcJr Pc-P« . A.12) WCQC Тогда в общем случае Руд=те. В частном случае, три рс=ри we=wc. Для ЖРД с насосной подачей топлива без дожигания, в которых отработанное рабочее тело турбины выбрасывается через отдельные сопла, экономичность всего двигателя определяется удельным импульсом двигателя, учитывающим и расход рабочего тела на турбину Р + Р*оп A 13) где G — расход топлива через основную камеру (или камеры, если двигатель многокамерный); GT — расход рабочего тела через турбину; Gu — суммарный расход топлива через двигатель. В этом случае величина Руд, определяемая соотношениями A.9) и A.10), представляет собой удельный импульс камеры (удельный импульс). Очевидно, что для РДТТ, а также ЖРД с вытеснительной подачей топлива и ЖРД с дожиганием понятия удельного импульса камеры (удельного импульса) и удельного импульса двигателя тождественны, Т. е. Рул= (-Руд)дв- Чем больше удельная тяга, тем больше абсолютная тяга двигателя при заданном секундном расходе рабочего тела или тем меньше секундный расход при заданной тяге двигателя. Чем больше удельная тяга, тем при прочих равных условиях будет больше дальность полета аппарата при одинаковом суммарном расходе рабочего тела. Величина удельной тяги зависит от рода топлива и от параметров процесса в двигателе. В современных ракетных двигателях в зависимости от рода топлива и параметров процесса удельная тяга на земле составляет для ЖРД Руд=2400-ь4200 Н-с/кг; для РДТТ Руд=2000-^2600 Н-с/кг. Для перспективных топлив и для перспективных параметров процесса можно ожидать больших значений удельных тяг. 18
Удельный расход. Под удельным расходом понимается отношение часового расхода топлива к тяге. Следовательно, A.14) 3600 ,л .г, или СуА=—— . A.15) Удельный расход обратно пропорционален удельному импульсу; его размерность кг/(Н-ч). В современных ракетных двигателях удельный расход на земле равен для ЖРД суд=0,94-1,5 кг/(Н-ч); для РДТТ суд=1,35-Ь 1,8кг/(Н-ч). В практических расчетах удобно знать не часовой удельный расход, а удельный расход топлива в 1 с. Из выражения A. 15) секундный удельный расход равен Его размерность кг/(Н-с). Удельные расходы ракетных двигателей весьма большие; они во много раз выше удельных расходов воздухо-реактивных двигателей. Объясняется это прежде всего тем, что во всех типах двигателей, использующих воздух, удельный расход относится лишь к расходу горючего, находящегося на борту летательного аппарата, в то время, как в ракетных двигателях удельный расход относится ко всему расходуемому на аппарате топливу, который несет, кроме горючего, еще и окислитель (раздельно от горючего или вместе с ним). Расход окислителя чаще всего больше расхода горючего, что и дает высокие значения удельных расходов топлива в ракетных двигателях. Отсюда ясно, что ракетные двигатели — это двигатели кратковременного действия, иначе размеры летательного аппарата вырастут чрезмерно и тяга двигателей может оказаться недостаточной для сообщения аппарату необходимой скорости. Дадим для иллюстрации общую формулу возможной продолжительности работы двигателя в системе ракеты (или другого аппарата). Пусть Мк — конечная масса ракеты; т — число Циолковского. Тогда масса топлива в ракете будет МТ=МиA-1/т). При постоянных по величине тяге двигателя Р и удельном расходе топлива сУд продолжительность работы двигателя будет х =3600 ^ Рсуд Отношение тяги двигателя к начальной массе ракеты называется тяговооруженностью Р=Р/МЖ. Вводя этот параметр, получим продолжительность работы двигателя при указанном условии 11/m (l. 17) РСУЛ или на основании выражения A. 15) ^A1/7) A.18) 19
Таким образом, продолжительность работы ракетного двигателя в системе ракеты пропорциональна числу Циолковского и удельному импульсу и обратно пропорциональна тяговооруженности ракеты. Важно заметить, что в формулах A. 17) или A. 18) размеры ракеты в явном виде не представлены; неявно они включены в число т, которое в известной степени зависит от размеров ракеты. В больших ракетах можно добиться несколько большего числа Циолковского, чем в малых ракетах. Пусть Руд=3000 Н-с/кг, р=\Ъ Н/кг, га=10, тогда продолжительность работы двигателя с постоянной по величине тягой будет г=_зоо^ 15 Короткий период работы ракетных двигателей определяется не только большим удельным расходом, но также в отдельных случаях ограниченным ресурсом двигателей из-за высоких температур,- агрессивности ряда компонентов топлива и необходимости максимально облегчить массу конструкции. В РДТТ дополнительное ограничение продолжительности работы двигателя связано с отсутствием охлаждения такой важной детали, как выходное сопло двигателя. Удельная масса двигателя. Этот параметр определяется как отношение массы двигателя к тяге, развиваемой им, т. е. m№=MJP. Его размерность кг/Н. В РДТТ в величину Мдв включают камеру (с соплом) воспламенитель, систему регулирования тяги (если она есть). В ЖРД — камеру (или камеры, если двигатель многокамерный), турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики, раму. Удельная масса ракетного двигателя имеет большое значение, особенно для ракет, так как при прочих равных условиях она влияет на максимальную скорость, а следовательно, и на дальность аппарата. Чем меньше начальная масса ракеты, тем сильнее сказывается влияние массы двигательной установки. Жидкостно-ракетные двигатели имеют удельную массу 0,0008— 0,004 кг/Н. Меньшие значения получаются у двигателей с большой тягой и большие — у ЖРД с малой тягой. У двигателей твердого топлива удельная масса в большой степени зависит от конструкции двигателя, типа и размеров топливного заряда и материала камеры. Если топливо заливается непосредственно в камеру и стенки камеры выполняются тонкими металлическими или из пластмассы и без тепловой изоляции, то масса РДТТ получается меньше и составляет около б—7% от массы топлива. При прессованном топливном заряде, закладываемом в камеру с зазором, что приводит к необходимости увеличивать толщину стенки камеры и применять тепловую изоляцию, масса РДТТ возрастает и достигает 10% и более от массы топливного заряда. Имеет огромное значение также компактность (габариты) силовой установки, так как при заданных величинах тяги и продолжительности работы двигателя габариты установки вместе с объемом топлива определяют размеры всей ракеты. Удельные лобовые тяги ракетных двигателей существенно больше удельных лобовых тяг любых других типов двигателей и достигают значений 0,8—1,0 МН и более на 1 м2 миделя силовой установки. Из рассмотрения схемы процесса в ракетном двигателе и его параметров можно сделать следующие основные выводы. 20
1. Ракетный двигатель развивает тягу, используя вещества, находящиеся на самом летательном аппарате; поэтому двигатель является вполне автономным, т. е. способным развивать тягу на любой высоте как при наличии, так и при отсутствии воздуха в окружающем пространстве; все остальные типы двигателей нуждаются во внешнем воздухе, кислород которого необходим для окисления горючего, используемого в двигателе и находящегося на летательном аппарате. 2. Ракетный двигатель способен развивать большую по абсолютной величине силу тяги, для чего необходимо обеспечивать выброс значительных масс продуктов реакции с большой скоростью; в этом отношении ракетный двигатель имеет существенное преимущество перед остальными типами реактивных двигателей. 3. Необходимость иметь на самом летательном аппарате весь запас исходных веществ для процесса двигателя весьма ограничивает продолжительность его работы; в этом отношении ракетные двигатели значительно уступают всем остальным типам реактивных двигателей. 1. 4. Расход газа через сопло. Характеристическая скорость. Расходный комплекс Расход .газа через критическое сечение сопла площадью FKp равен A.19) где R — газовая постоянная; Икр — коэффициент расхода в критическом сечении сопла. Приняв где рк*, Гк* — полные (заторможенные) давление и температура газов в конце камеры сгорания, получим В теории ракетных двигателей рассматривают две величины, связанные с расходом газа: характеристическую скорость с* и расходный комплекс р. Характеристическая скорость определяется соотношением * р Ркр кр С*= ? ft*, из которого следует: * F или с учетом соотношений A. 20) G =— кр . A- A- A- 22) 23) 24) 21
Из уравнений A.21) и A.24) следует: A.25) Ее размерность Н-с/кг или м/с. В идеальном случае при полном, сгорании и отсутствии потерь тепла где TZy Rz — температура и газовая постоянная при полном сгорании топлива и при скорости потока в камере сгорания, равной нулю. Поэтому в идеальном процессе Следовательно, характеристическая скорость зависит от температуры (Гк*) и состава лродуктов сгорания (R, х)- В идеальном случае состав и температура продуктов сгорания однозначно определяются типом топлива. Поэтому величина (?*)вд может служить характеристикой топлива. Расходный комплекс р равен отношению произведения давления в некотором сечении камеры сгорания на площадь минимального (критического) сечения сопла к массовому расходу газа через сопло. Если за исходное принять давление /?0 в начальном сечении камеры сгорания, то ?^ A.27) Поскольку в большинстве случаев /?0~/?*, то нетрудно видеть, что расходный комплекс и характеристическая скорость, определенная по формуле A.22), близки по величине.
Глава II ЦИКЛ И КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2. 1. Идеальный цикл. Термический к. п. д. и максимальная скорость истечения газов В ракетном двигателе органически сочетаются устройства для получения кинетической энергии газов из химической энергии топлива, вводимого в камеру, и для получения силы тяги в итоге процесса преобразования. Процесс в ракетном двигателе протекает непрерывно при примерно постоянном давлении вдоль камеры сгорания. Хотя возможны и другие условия осуществления процесса, мы будем рассматривать в дальнейшем только процесс с подводом тепла при р=const. Несмотря на то, что в ракетном двигателе нет всех звеньев, в которых осуществляются отдельные термодинамические процессы цикла, тем не менее вполне правомерны графическое представление его термодинамического цикла и общее исследование для установления и понимания основных зависимостей и факторов, определяющих свойства цикла. В ЖРД давление компонентов топлива перед поступлением их в камеру сгорания повышается. Пренебрегая работой сжатия жидких компонентов, можно идеальный цикл такого жидкостно-ракетного двигателя представить в виде графика, изображенного на рис. 2. 1. Изобара 1—2 представляет участок, на котором подводится тепло Q\\ дар- ление в камере в идеальном цикле принимается равным давлению заторможенных газов в реальном процессе /?к*; адиабата 2—3 в идеальном цикле, рассматриваемом здесь, соответствует процессу изэнтро- пического расширения газов в сопле от начального давления рк* до конечного давления рс=р1Ь где рн—наружное давление. Линия 3—0 условно представляет замыкающую цикл изобару с отводом тепла Q2; где линия 0—1 показывает повышение давления жидких рабочих тел, вводимых в двигатель; объемом этих тел, как ничтожно малым сравнительно с объемом газообразных продуктов, можно пренебречь. Идеальный цикл РДТТ, очевидно, будет вполне аналогичен циклу ЖРД с жидкими компонентами на входе в камеру, так как тверцое топливо находится в камере при давлении /?к* и его объемом можно вполне пренебречь. На изобаре 1—2 топливо газифицируется и сгорает, выделяя тепло Q\. Конечное давление цикла рс так же, как и начальное /?к*, выбираются для данного топлива из учета эффективности ракеты. Будучи выбранными, они определяют степень раюширееия, ил!и степень понижения давления, газа в цикле Если через hu обозначить рабочую (низшую) теплотворную способность, или теплоту реакции разложения, 1 кг топлива, то или Qi = *e«rp7V B.1) 23
Здесь iz и i\ — энтальпия рабочего тела соответственно при конечной и начальной температурах в точках 2 и 1\ ср — постоянная теплоемкость идеального процесса или средняя теплоемкость продуктов реакции в интервале от температуры в точке 1 до Tz\ Tz _ теоретическая температура газов в точке 2 в предположении отсутствия потерь тепла в ка- Рис. 2. 1. Идеальный цикл ракеткого двигателя J „_п^тм гячпт* ПЯТШОЙ нулю. Тепловой эффект реакции унитарного топлива — всегда определенная величина', равная hu. При окислительной реакции тепловой эффект реакции зависит от соотношения горючего и окислителя. Если в топливе окислителя меньше или больше, чем требуется по стехиометриче- скому уравнению, тогда вместо hu следует в формулу B. 1) в дальнейшем подставлять величину КФК, поскольку часть тепла не сможет выделиться из-за недостатка одного из компонентов. В общем случае J ^ , , j, B. 2) Работа идеального цикла, численно равная кинетической энергии продуктов сгорания в точке 5, т. е. в конце адиабатического процесса расширения, напишется в форме ?„=-*—/?.г, г 1—Ы- B-3> k n (9 А\ причем Hz = ср. \*- ^/ Здесь k — постоянный показатель идеального адиабатического процесса; #z_ газовая постоянная продуктов реакции идеального цикла. Термический к. п. д. идеального цикла На основании выражений B. 1) или B. 2) и B. 4) Термический к. п. д. идеального ракетного двигателя зависит только от степени понижения давления и от состава продуктов реакции (/г); на рис 2 2 дана зависимость щ от я для разных значении к. Чем меньше теплоемкость газа, тем выше термический к. п. д. С этой точки зрения увеличение содержания многоатомных газов в продуктах сгорания нежелательно. При расчетах за идеальный цикл целесообразно принимать цикл с реальным рабочим телом, характеризуемым переменным составом, переменной теплоемкостью и диссоциацией, так как такой цикл позволит точнее судить о том, насколько реальный процесс в двигателе приближается к теоретически возможному. В этом случае величина ср в формуле B. 1) будет учитывать не только состав рабочего тела и зави- 24
0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,9 ? 0,7 Ц6 US 3,4 0? +—' - --*: а.—- аа—— .ааа— (в*-"я1 в—— *—- ' а» ^*— ва-—' а—— ^--= вв«-** ——' в*—' в*—- .-—¦ в...-- — ¦» —— в*»" а—-" аааааа- ¦а"** ¦ai — ---- вавва ¦авва ¦аааааа iia*a» маааа -аа^ ¦ааа- —а— ¦—г- —— аааава ——' ааваяа ввааав ввваяш ваш аа ¦—'' aaaaS — - аааавв ввввв аваашв вв— ¦аааавв — аа в» —' вв — вааава ¦вавввв аааввв авввшм авва аи — ваавв аааааа ваавв авввв аваава ввввв ааав- в—¦ ввввв вв— ввваа -/< ввввш г -5 Г" 2 5 ~ 1 =7,7 вввва ¦ввваа 0 70 J/7 70 /007Г V -^ ^-^ ^^ а——¦ -^ аааавв вваав аааа-а ^= ^—" В»—" В—- в-—' ааввв ввва ---- !¦¦ — авв— --^ вав— «вввв ¦ваам ¦ааааавш ¦¦¦ аааав авввв вв — в—"* вввви aaaaai в — аа — ¦=-. ввввв ааав ¦а—— 1-—' ввааввв ==> ¦¦ - ввва ввввв в - ввавв ввавва SaBaal ¦waaaa ¦аааааав ввввв ---— аа ав в аа ajajajaa авввва вввааа ввввв ввввва вв — ¦авва а аа аававаа ¦Я! ВВ"" -вааа ааааЯ ввввв ВВВИ i-aaaaa ааваав —' — аааава вааааа —— аааШа в-| ¦ аваав ававшш аааавв ввввш ваааа авввв вавав аввва ВВВВ1 ввввв ааваа аваав ааав аашавЕ вваава ввввв ааваа ааааааав ааав ¦—— аааааааа ааав к=1,7 аввва ааааавв аввва ввваа вааавв ааавв ввава -^ 7; 2 Г Hiaal 4^00 • 000 500 7000 7200 7400 7000 7000 2000ЯГ Рис. 2. 2. Зависимость термического к. п. д. от степени понижения давления и величины Л симость теплоемкости от температуры, но и диссоциацию продуктов сгорания при температуре Тг. (Как находить температуру Г2, будет показано в гл. VIII). Действительная температура Гк* заторможенных газов в камере при таком подходе будет отличаться от температуры Tz продуктов реакции в конце камеры только вследствие неполноты реакции и тепловых потерь в стенки камеры. Работа идеального цикла Lm в ракетном двигателе (при pQ=pH) используется полностью для получения кинетической энергии струи газов, вытекающих из сопла. Значение скорости оУид истечения газов из сопла идеального двигателя определяется из равенства 25
Отсюда, имея в виду уравнение B.3), можно написать B.6) или *>**=\/2?г1**тЛ> B-7) или с учетом уравнений B. 2) и B. 4) Формула B. 8) показывает, что максимальная скорость истечения газов в идеальном ракетном двигателе зависит от теплоты реакции 1 кг топлива и от термического к. п. д. Удельный импульс идеального ракетного двигателя 2. 2. Особенности действительного процесса. Коэффициенты полезного действия Действительный процесс в ракетном двигателе отличается от идеального наличием потерь в камере и в сопле. Потери в камере определяются следующими двумя причинами: 1) реакция (окисления или разложения) не завершается полностью в камере и из-за этого часть Ah\ тепла не выделяется (неполнота реакции, не включающая в себя диссоциацию); 2) часть A/*2 теплоты реакции окисления затрачивается на диссоциацию продуктов реакции; роль диссоциации в высокотемпературных двигателях значительна, так как температура сгорания в ракетных двигателях достигает 3000—3500 К и выше. Потери из-за диссоциации объясняются следующим: тепло на диссоциацию продуктов сгорания затрачивается при высокой температуре в камере и возвращается полностью или частично в процессе расширения в сопле при понижении температуры газов и рекомбинации. Хотя диссоциация вполне обратимая реакция, однако изъятие тепла в процессе его выделения в камере при /?к* и возвращение этого же тепла при меньших р приводит к уменьшению к. п. д. В ЖРД первая потеря обусловливается несовершенством процесса смесеобразования, а также неравномерностью состава смеси по поперечному сечению камеры. Эта неравномерность во многих случаях оказывается необходимой для понижения теплонапряженности стенок камеры. Если в конце камеры сгорания параметры продуктов реакции не успевают выравняться, то возникает дополнительная потеря тепла сравнительно с идеальным процессом, в котором при данном а параметры газа по всему сечению считались одинаковыми. В ЖРД часть тепла Д/*з передается от газов в стенки; это количество тепла невелико и за исключением экспериментальных и некоторых двигателей, не имеющих охлаждения или охлаждаемых проточной водой или другой жидкостью, вновь возвращается в камеру двигателя вместе с компонентом топлива, использованным для охлаждения стенок двигателя. Для неохлаждаемых двигателей и для двигателей, имеющих внешнее охлаждение жидкостью, не участвующей в процессе выделения тепла в камере, тепло АЛз является потерей, так как при этом уменьшается температура газов в тракте двигателя. Иначе обстоит с двига- 26
телями, охлаждаемыми одним из компонентов, особенно в случае несамовоспламеняющихся топлив, когда необходим подвод тепла для испарения компонентов и для осуществления всех промежуточных предпламенных процессов. Это тепло в случае неохлаждаемых камер заимствуется полностью и непосредственно из зоны горения с помощью лучистого тепла и «обратных токов» (см. гл. IV); в случае охлаждаемых камер оно поступает также из зоны горения, но частично непосредственно через обратные токи и лучистое тепло и частично через стенки путем нагрева компонента, охлаждающего двигатель. Следовательно, в этом случае в реальном процессе тепло Д/г3 не является потерей, так как определяемый экспериментально тепловой эффект реакции учитывает затрату тепла на испарение и промежуточные реакции. В некоторых двигателях охлаждающий компонент или оба компонента испаряются и используются сначала для привода турбины ТНА, а затем уже вводятся в камеру; в этом случае часть энергии теряется для процесса в камере, хотя и используется в двигателе в целом. В низкотемпературных двигателях, в которых процесс основан на применении реакции разложения, главной потерей является только первая, связанная с неполнотой выделения тепла. Как указывалось, затрачиваемое на диссоциацию тепло так же, как и переменную теплоемкость газов, целесообразно учесть заранее в величине термического к. п. д. идеального цикла, осуществляемого реальными продуктами реакции. Тогда отклонение реального процесса в камере реального двигателя от идеального уменьшится и будет целиком определяться только неполнотой реакции и различием параметров газа в сечении на выходе из камеры. При расчете процесса в ракетном двигателе всегда определяются действительный состав и реальные свойства газов в камере. Потери тепла от неполноты сгорания и в стенки камеры оценивают величиной коэффициента полезного действия камеры г)к. Его определяют так: ^L B. 10) В выполненных конструкциях камер т\к=0,92-^0,98. Можно принять одинаковыми величины о|э (см. раздел 1.3) для реального и действительного процессов, тогда РТ* Ъ=^г- B- И) Если процесс расширения в сопле принят изэнтропическим с учетом рекомбинации молекул и атомов, то полученная в результате этого скорость истечения может быть названа теоретической. Она вычисляется по формуле Здесь k — показатель изэнтропического процесса, учитывающий рекомбинацию молекул в процессе расширения. Можно установить связь между wT и аувд с помощью коэффициента камеры фк, который учитывает уменьшение идеальной скорости из-за наличия неучтенных в идеальном цикле потерь в реальной камере: <»T=<fc«W B. 13) 27
На основании уравнений B. 6),B. 12) и B. 13) Ъ = УЪ. B.14) Из соотношений B. 10) и B. 14) следует, что если же принять одинаковыми величины <ф для идеального и реального процессов, то R K B. 16) л/RT« Теоретической скорости соответствует теоретическая работа 1 кг рабочего тела b!Ы BЛ7) Очевидно LT=w2J2. B.18) В реальном сопле протекают следующие процессы: 1) расширение газов с понижением температуры и давления и увеличением их скорости вдоль сопла; 2) выделение тепла вследствие незавершения реакции в камере, а в высокотемпературных двигателях еще и вследствие рекомбинации (ассоциации) продуктов диссоциации при понижении температуры газов в сопле; 3) отвод части тепла от газов в стенки; 4) трение газа о стенки и внутреннее трение в самом газе. В силу указанных причин действительный процесс в сопле не будет изэнтропическим, а будет протекать по сложному закону, различному на разных участках сопла и с переменным составом газов вдоль сопла. При расчете процесса расширения газов в сопле рекомбинация молекул при понижении температуры учитывается тем или иным способом: например, предположением, что в каждом сечении сопла газ находится в равновесном состоянии соответственно средней температуре газов в этом сечении. В этом случае отклонение действительного процесса от идеального обусловлено лишь трением и теплоотдачей в стенки. Действительный процесс расширения можно заменить эквивалентным ему (например, по достигнутой величине выходной скорости) политропическим процессом с некоторым постоянным показателем п. В этом случае действительная скорость газов на выходе из сопла будет а действительная внутренняя работа реального цикла B-20) Очевидно, Lx=w\]2. B.21) Коэффициент полезного действия г]с сопла показывает влияние отклонения действительного процесса в сопле от теоретического на эффективность цикла ракетного двигателя при одинаковых начальных параметрах газа (/?к*, 7"к*) и при одинаковой степени расшире-
ния я. Величина г)с в выполненных конструкциях составляет 0,90—0,96. Большие значения достигаются в двигателях больших тяг и в двигателях со специально профилированным соплом. Из выражений B. 18) и B.21) следует, что к. п. д. сопла т)с = <й;2/я? B.22) Если принять wc = ycwT, B.23) где фс — коэффициент сопла, то 1с=<рс2. B.24) Внутренний к. п. д. щ действительного процесса в ракетном двигателе в стендовых условиях (шо=О) можно определить, как отношение действительной или внутренней работы Li реального процесса к теплу Qi, затраченному на получение этой работы. Следовательно, Имея в виду формулу B.7), можно действительную скорость истечения определить из формулы B. 25): B<26) или, с учетом выражений B. 6), B. 14) и B.23), !=* V2 гг а также wc = <?c I/ 2 ——RT*\ 1 —I —) k I B.28) 2. 3. Коэффициенты полезного действия двигателя в полете Аппараты, на которых устанавливаются ракетные двигатели, чаще всего на активных участках пути, т. е. на участках, на которых двигатель работает и развивает тягу, не имеют установившегося режима полета или (в случае самолетов и авиационных ракет) такой режим является кратковременным. Поэтому, вообще говоря, коэффициенты полезного действия двигателя в полете будут переменными; их величины будут зависеть от условий полета. Необходимо рассматривать два случая полета: 1) когда скорость полета относительно невелика и кинетической энергией топлива сравнительно с его химической энергией можно пренебречь; такой случай относится, например, к старту ракеты и к самолетному стартовому ускорителю; 2) когда скорость полета велика и кинетическая энергия топлива соизмерима с его химической энергией; такой случай имеет место во всех ступенях ракеты (кроме первой, в отдельных случаях). Второй случай является более общим; его мы исследуем прежде всего. Внешним итоговым эффектом действия двигателя в полете будет работа перемещения аппарата. Пусть Р — мгновенное значение тяги двигателя; dS — путь или проекция пути летательного аппарата в направлении силы тяги за время dx\ тогда внешняя полезная (эффективная) работа двигателя будет B.29) 29
Рабочее тело в полете обладает кроме химической энергии На также и начальной кинетической энергией, соответствующей, вообще говоря, переменной по времени скорости полета аппарата. Если скорость полета велика, то при определении к. п. д. нельзя пренебрегать начальной кинетической энергией топлива, величина которой становится вполне соизмеримой с тепловым эффектом реакции. Конечно, кинетическая энергия топлива в данный момент появилась в результате предшествующей этому моменту затраты химической энергии отброшенных масс топлива на траектории движения аппарата. Тем не менее, рассматривая произвольный момент времени в движении аппарата, нельзя не считаться с накопленной к этому моменту кинетической энергией оставшегося топлива. Так, например, при Ла=6300 кДж/кг и Ш!о=2ОО, 600, 1000, 1500, 3000 1и 6000 м/с отношение шо2/B/га) будет соответственно равно (примерно): 0,003, 0,028, 0,075, 0,17, 0,68 и 2,8. Как видно, при очень больших скоростях полета следует учитывать величину начальной внешней кинетической энергии топлива при определении текущей величины всей затрачиваемой энергии и текущих значений к. п. д. Следовательно, общая получаемая с 1 кг топлива энергия равна ha -\-WqJ2 (здесь Wq — мгновенная скорость полета). Если за время dx расход рабочего тела составляет Gdx, то мгновенная величина затраченной на полет энергии будет равна E=(ha+wy2)Qdt. B.30) Эффективный (полный) к. п. д. г\е двигателя в полете представляет собой отношение полезной работы перемещения аппарата, обусловленного работой двигателя, к общей энергии в двигателе, затраченной на это перемещение. На основании уравнений B.29) и B.30) мгновенное значение эффективного (полного) к. п. д. двигателя будет равно \ . B.31) 12)d G {К + щ12)d% Так как dS=wodt и на установившемся режиме работы двигателя или в общем случае при Руд=ше %=_*ищ в B>33) К + w20/2 Внутренний к. п. д. г]* двигателя в полете является отношением внутренней работы двигателя, равной работе перемещения аппарата плюс оставшаяся в газах после двигателя кинетическая энергия, к общей затраченной в двигателе энергии. Абсолютная скорость газов, покидающих двигатель, относительно неподвижных координат пространства (например, относительно Земли) равна wa=wc — Wq при полном расширении газов в сопле; в случае неполного расширения wa = we—Wq\ поэтому неиспользованная кинетическая энергия 1 кг газов в общем случае равна 2 2 2 К • 30
На основании определения мгновенное значение внутреннего к. п. д. в полете равно Ч,= f- . B.35) G (К + V2)d На установившемся режиме или или, наконец, B.37) Тяговый (полетный) к. п. д. т]р представляет собой отношение полезной работы перемещения аппарата к сумме полезной работы и остаточной кинетической энергии газов, которая для 1 кг газа равна (we—WoJ/2. Тяговый к. п. д. указывает, какую долю эффективной кинетической энергии выхлопных газов удается использовать при данных условиях полета для внешней полезной работы перемещения аппарата. На основании этого определения мгновенное значение тягового к. п. д. равно Л B. 38) На установившемся режиме PyAW0 ¦ или ЛР= ^ f B.39) wew0 + (we-w0)V2 K или, наконец, 2 wo/we Р \+(W/WJ K Произведение выражений B.37) и B.40) дает полный к. п. д. в полете К + w\j2 B.41) При полном расширении газов в сопле в формулы для ц^ цР и г\е вместо эффективной скорости we следует подставить величину скорости истечения wc. Формула B. 40) представлена графически на рис. 2. 3. Максимальное значение т]Р=1 достигается при wo=wc. Это понятно, ибо при ^с^^о газы, покидающие двигатель, обладают неиспользованной остаточной кинетической энергией (wc — woJ/2; только при wc = w0 вся кинетическая энергия газов, полученная в результате внутреннего процесса в двигателе, переходит в полезную работу перемещения аппарата. 31
Цр Ofi 0,6 П /i ? 0,2 I / / / -— В табл. 2.1 даны значения х\и цр и Це 'в зависимости от скорости полета для трех значений я= =Рк*/Рн при Ла = 5860 кДж/кг„ Из таблицы видно, что на малых скоростях полета величина г\е мала; зато на больших скоростях полета эффективный к. п. д. ракетного двигателя достигает весьма высоких значений. В табл. 2.2 даны те же величины при больших значениях яи^и для Ла = 8400 кДж/кг. Если скорость полета невелика и величина кинетической энергии топлива сравнительно с его химической энергией пренебрежимо мала, то эффективный к. п. д. на основании формулы B.33) получит выражение Таблица 2.1 Рис. 2.3. Зависимость мгновенного значения тягового к. п. д. от отношения wQfwc w0, м/с Коэффициенты полезного действия 300 0,389 0,265 0,106 0 0 0 25 1000 ,434 ,775 ,336 с 0 0 0 юоо 541 997 ,539 3000 0,651 0,945 0,615 0 0 0 300 ,46 ,255 ,117 РД /ia=5860 кДж/кг 50 1000 0,499 0,729 0,363 2000 0,595 0,991 0,590 3000 0,691 0,967 0,668 0 0 0* 300 508 243 23 100 1000 0,544 0,703 0,382 0 0 0 2000 ,630 ,975 ,613 3000 0,719 0,719 0,703 Таблица 2. 2 Коэффициенты полезного действия РД ha =8400 кДж/кг 1С w0, м/с Чр -Пе 1000 0,376 0,714 0,268 500 3000 0,57 0,974 0,555 6000 0,79 0,686 0,542 1000 0,388 0,705 0,273 1000 3000 0,58 0,978 0,565 6000 0,794 0,695 0,551 а внутренний к. п. д. из формулы B.37), аналогично формуле B.25), будет „J/2 а тяговый (полетный) к. п. д.: Последнее выражение можно получить из формулы B.40) при , если пренебречь в знаменателе квадратом отношения Wo/we. 32
При работе двигателя на стенде Wo=0, поэтому ч\е=0 и tip=0, но ЦгФО. Очевидно, невозможно, чтобы в полете внешняя полезная работа была бы больше располагаемой эффективной кинетической энергии газов. Когда ракетный двигатель используется для ракеты или^снаряда, возможно определить средний эффективный (полный) к. п. д. т)е за ве?ь полет на активном участке и средний тяговый (полетный) к. п. д. г\Р на этом участке, исходя из следующих соображений. В результате работы двигателя за весь активный период полета скорость ракеты или снаряда изменилась от начального значения t^i = 0 до некоторого конечного значения W2, причем масса ракеты (снаряда) изменилась от начальной Мп до конечной Мк. Разность Мя — Мк представляет суммарную массу Мт всего израсходованного на активном участке топлива. Аккумулированная в конце активного участка кинетическая энергия / / wo всего аппарата равна Мк . Кроме того, если высота изменилась по сравнению с начальной #i (например, на уровне земли) до некоторой конечной #2, то в аппарате накоплена еще и потенциальная энергия, равная i+H J где Ri — начальное расстояние места старта от центра Земли; Яг — изменение этого расстояния в радиальном направлении; g— местное ускорение силы тяжести. Как известно, л? где g\ — ускорение на радиусе R\\ поэтому накопленная в конце активного участка полета потенциальная энергия аппарата будет равна \ %я?яГ B'42) Яг Если начало полета соответствует Ri=RQ — уровню моря, то g\ = go=9,81 м/с2 и выражение для потенциальной энергии будет До 100 км высоты подъема потенциальную энергию вполне допустимо считать по упрощенной формуле -Н& B.43) где #i и #2 — начальная и конечная высоты полета аппарата над уровнем моря в м. Если #1 = 0, то формула еще более упрощается и принимает вид Разница в численном значении величин по формулам B.42) и B. 43) на высоте 100 км не превышает 0,3%. Изменение потенциальной энергии положения аппарата по вертикали достигает большой величины уже на участке 50 км и выше. Например, при конечной скорости аппарата 1000 м/с потенциальная 2 628 * 33
энергия на высоте 50 км составляет 100% от кинетической, а на высоте 200 км превышает последнюю почти в 4 раза. Суммарная полезная работа двигателя за весь период активного полета ракеты от земли будет Затраченная энергия равна поэтому средний за весь активный полет эффективный (полный) к. п. д. будет равен АЛ ~9~~ + ^°^° D л- Н е Мн-Мк К или т — \ л« Средний внутренний к. п. д. в полете будет равен Л/Г „2 С Wl dM (MH-MK)ha ' где wc — действительная относительная скорость истечения газов из сопла двигателя, вообще говоря, различная для различных элементарных масс dM газов. Если принять wc = const или, что будет ближе к истине, принять постоянной величину условной эффективной скорости истечения газов we по формуле A. 12), то т. е. получим, как и следовало ожидать, формулу B.25). Средние значения величины г\е и Цг можно определять и для отдельных отрезков траектории активного участка полета. Внутренний к. п. д. не зависит от свойств летательного аппарата и определяется лишь совершенством процесса в двигателе, тогда как мгновенные и средние значения эффективного и тягового к. п. д. зависят еще и от размеров, формы и конструкции аппарата. Действительно, размеры и конструкция аппарата определяют ту долю начальной массы,, которая остается в конце активного участка, а также работу против силы тяжести; размеры и форма определяют сопротивление перемещению аппарата и, следовательно, при прочих равных условиях, скорость полета. Из материалов, изложенных в этом разделе, следует также, что тяго'вый и эффективный к.п.д. одного и того же двигателя, но установленного на различных самолётах, ракетах или снарядах, будут иметь различные значения. Даже для одного и того же аппарата в зависимости от метода его использования (по w и Н) величины мгновенных и средних значений г\е и г\р будут различными. 34
2. 4. Суммарный импульс Из выражения B.32) следует, что эффективный к. п. д. ракетного двигателя пропорционален удельному импульсу. Мгновенное значение тяги определяется, если известны мгновенные значения удельного импульса и расхода: P=PmG. Для осуществления заданного полета аппарату на активном участке траектории должен быть сообщен определенный суммарный импульс B.44) или h=\P Gdx. B.45) В этих формулах величины Руд, G и Р в общем случае являются переменными. От точности выдерживания закона изменения P=f(x) и абсолютной величины суммарного импульса /s зависят высота и максимальная скорость или дальность полета ракеты. Величина же тяги в каждый данный момент времени зависит от количества топлива, сгорающего в двигателе, и от совершенства его использования для развития тяги (Руд). Следовательно, ракета должна иметь систему, способную регулировать тягу двигателя и выключать его при достижении определенного значения скорости в конце активного участка. Для баллистических ракет точность попадания в заданную область зависит от закона P=f(%) и от величины h , если нет специальных источников энергии и управляющих систем для уточнения или изменения траектории непосредственно перед моментом приземления. Космические аппараты перед посадкой на Землю или другие планеты и спутники планет должны иметь энергетические (ракетные) средства торможения перед посадкой. В этом случае также важны момент включения этих средств, зависимость тяги от времени и суммарный импульс. Эти величины имеют значение и для выполнения маневра в космическом пространстве. Максимальное использование запаса топлива, имеющегося на борту аппарата, как уже указывалось, имеет важное значение для летных данных аппарата, поэтому регулирование двигателя и его выключение должны быть выполнены с высокой точностью по величине и по времени. Для этого двигатели должны изготовляться с жесткими технологическими допусками на все важные для процесса и расхода топлива размеры; регулирование расходов горючего и окислителя (в 2КРД) должно быть выдержано с высокой точностью; топливо должно обладать определенными физико-химическими свойствами с отклонением его параметров в узких пределах. Можно показать, что суммарный импульс пропорционален произведению удельного импульса на плотность топлива. Если в формуле B.45) принять Py3=iconst или вынести за знак интеграла среднее значение удельного импульса за время работы двигателя, то где при полном израсходовании запаса топлива величина 35
Здесь VT — рабочий объем баков для жидкого топлива или объем твердого топлива в РДТТ; qt — плотность твердого или унитарного жидкого топлива, или в случае двух- и более компонентного жидкого топлива — условная плотность топлива (см. гл. III). Подставляя значение Мт в формулу для 1сумма1рного импульса, можно получить /2 = I/TPyA. B.46) Для конкретной конструкции величина Ут — постоянна, поэтому суммарный импульс пропорционален произведению Рудбт.
Глава III РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА 3. 1. Общие положения В ракетных двигателях на химическом топливе выделение энергии происходит в результате химической реакции. Энергия может выделяться в результате следующих реакций: а) реакции окисления — восстановления (окисления), когда энергия выделяется при реакции между окислительными и горючими элементами; топливо состоит в этом случае по крайней мере из двух веществ — окислителя и горючего; б) реакции разложения, когда тепло выделяется в процессе разложения сложного вещества на более простые; топливо в этом случае может состоять только из одного вещества; в) реакции рекомбинации (соединения), когда тепло выделяется при соединении одноименных атомов или радикалов в молекулы. Топлива ракетных двигателей могут быть разделены на следующие четыре группы: жидкие топлива раздельной подачи, жидкие унитарные топлива, твердые топлива, топлива смешанного агрегатного состояния. В случае жидкого топлива раздельной подачи выделение энергии происходит в результате реакции окисления — восстановления. Процесс окисления условно может быть представлен как обмен электронами на внешней электронной оболочке атомов, участвующих в этом процессе. При этом атомы горючих элементов отдают свои электроны, а атомы окислительных элементов приобретают их. К горючим элементам относятся углерод С, водород Н, бор В, алюминий А1, литий Li и др. Окислительными элементами являются фтор F, кислород О, хлор С1, бром Вг. Фтор и кислород значительно превосходят по эффективности другие окислительные элементы. Окислитель и горючее в общем случае являются сложными соединениями, в состав которых могут входить как окислительные, так и горючие элементы, а также нейтральные. Горючим является такое вещество, которое независимо от того, содержатся в нем окислительные элементы или нет, для полного окисления своих горючих элементов требует окислителя извне. Так, например, этиловый спирт С2Н5ОН, кроме горючих элементов (С и Н), содержит в себе и окислительный элемент — кислород, но его совершенно недостаточно для полного окисления горючих элементов спирта; поэтому этиловый спирт является горючим. Окислителем является вещество, в котором хотя и могут быть горючие элементы, но окисляющих элементов в нем имеется значительный избыток, так что при полном окислении его собственных горючих элементов остается свободное количество окислительных элементов, которые могут быть использованы для окисления какого-либо другого горючего. Например, азотная кислота HNO3 или перекись водорода И2О2 содержат в себе горючий элемент — водород, однако окислительный элемент (кислород) в них имеется в таком количестве, что при полном окислении водорода азотной кислоты или перекиси водорода в них остается избыток кислорода, который можно использовать для окисления какого-либо горючего; поэтому HNO3 и Н2О2 являются окислителями. Доли окислителя и горючего в топливе определяются величиной, называемой соотношением компонентов. Теоретическим (сте- 37
•хиометрическим) соотношением компонентов щ называется такое минимальное количество окислителя, которое необходимо для полного окисления 1 кг горючего. Иначе говоря, теоретическое 'соотношение компонентов, это такое отношение расходов окислителя и горючего, при мотором окислитель (полностью окисляет горючее, не оставаясь при этом в избытке. Действительным соотношением компонентов х называется действительное отношение расходов окислителя и горючего, подаваемых в камеру, которое может отличаться от теоретического. Обычно х<хо. Отношение а=х/х0 называется коэффициентом избытка окислителя. Коэффициент избытка окислителя, при котором получается максимальная величина удельной тяги, называется оптимальным. Топлива раздельной подачи могут быть самовоспламеняющимися и несамовоспламеняющимися. К первым относятся такие топлива, воспламенение которых начинается само по себе при контакте окислителя и горючего в условиях, имеющихся в камере при запуске, без какого-либо дополнительного вмешательства. Несамовоспламеняющиеся топлива для первичного воспламенения (при запуске двигателя) требуют средства зажигания. Смесь окислителя и горючего в общем случае является взрывоопасной. Поэтому все факторы, исключающие возможность накопления такой смеси в двигателе, повышают надежность двигателя. С этой точки зрения более выгодны самовоспламеняющиеся топлива, так как в силу высокой химической активности компонентов такого топлива накопление смеси окислителя и горючего практически невозможно. Высокая химическая активность самовоспламеняющихся топлив часто является важным условием обеспечения устойчивой работы двигателя. Жидкие топлива раздельной подачи находят самое широкое применение, так как они обеспечивают двигателю достаточно высокие удельные параметры при сравнительно приемлемых эксплуатационных свойствах. Унитарным (однокомпонентным) топливом может быть такое индивидуальное вещество или такая заранее приготовленная смесь веществ, которые при определенных условиях выделяют тепло в результате химических реакций разложения или окисления; в последнем случае все необходимые для окисления элементы находятся в самом унитарном топливе. Несомненным преимуществом унитарных жидких топлив перед жидкими топливами раздельной подачи является большая простота конструкции двигателей, использующих эти топлива, так как при этом требуется лишь одна линия системы подачи. Однако жидкие унитарные топлива не нашли широкого применения в ЖРД и используются главным образом для вспомогательных целей; например, для привода турбин турбонасосных агрегатов, а также для вспомогательных двигателей малых тяг, предназначенных для ориентации и стабилизации летательного аппарата. Это объясняется тем, что приемлемые по своим эксплуатационным свойствам жидкие унитарные топлива обладают меньшей эффективностью в сравнении с широко используемыми топливами раздельной подачи. Известны унитарные жидкие топлива, обладающие сравнительно высокой эффективностью, но они неприемлемы для эксплуатации в основном из-за большой склонности к взрыву. Твердые ракетные топлива являются, естественно, унитарными, так как содержат в своей массе все вещества, необходимые для протекания химической реакции. Основой твердых ракетных топлив могут быть вещества, способные к экзотермической реакции разложения, или 38
смеси окислителя и горючего. Твердые топлива широко применяются в ракетной технике. Они позволяют иметь простой по конструкции двигатель и высокую готовность его к запуску. Однако известные твердые топлива обеспечивают меньшие значения удельной тяги, чем жидкие. Топлива смешанного агрегатного состояния состоят из компонентов, находящихся в разных агрегатных состояниях; например, жидко-твердое топливо, в котором один из компонентов является твердым, а другой жидким. В этом случае твердый компонент помещается в камере сгорания, а жидкий в баке и тем или иным способом подается в камеру, где происходит химическая реакция между окислителем и горючим и образование газообразных продуктов сгорания. Жидко-твердые топлива могут иметь определенные преимущества как перед жидкими, так ,и перед твердыми тапливами. Перед жидким топливом раздельной подачи такое топливо может иметь преимущество в некотором упрощении конструкции двигателя, так как требуется одна линия подачи топлива в двигатель; перед твердым топливом— в возможности обеспечения более длительной непрерывной работы двигателя, в более гибком 'регулировании тяги и в возможности подбора более эффективных пар компонентов. 3. 2. Требования к ракетным топливам Тип используемого на двигателе топлива и его свойства в значительной степени определяют характеристики (параметры) ракетного двигателя и летательного аппарата, накладывают отпечаток на их конструкцию, массовые данные и на условия эксплуатации. К топливам предъявляются определенные требования. Хотя в большинстве случаев не удается удовлетворить их полностью, тем не менее формулировка этих требований имеет значение для сравнительной оценки топлива. Топливо определяет в первую очередь такой важнейший параметр двигателя, как удельный импульс. Величина удельного импульса ракетного двигателя, зависит не только от типа топлива, но также от параметров и совершенства процесса в двигателе. Поэтому, чтобы при сравнительной оценке топлив исключить влияние свойств двигателя, рассматривают идеальный удельный импульс (Руд)Ид (т. е. удельный импульс, подсчитанный без потерь в двигателе), определенный при одинаковых величинах степени понижения давления газов в сопле. В данной книге для сравнительной оценки топлив приведены значения удельных импульсов при расчетном режиме работы сопла (рс=рн). При я=70~100 эти значения примерно на 8% ниже величин удельных импульсов в пустоте. Величина удельного импульса зависит от количества тепла, выделяемого при химической реакции, т. е. от теплотворной способности топлива, и степени преобразования этого тепла в кинетическую энергию продуктов сгорания, т. е. от термического к. п. д. Степень преобразования тепла в кинетическую энергию продуктов сгорания зависит от свойств продуктов сгорания. В гл. II было показано, что термический к. п. д. будет тем выше, чем больше показатель k, т. е. чем меньше молекулярная теплоемкость (ср)т продуктов сгорания. Величина молекулярной теплоемкости газов, как известно, зависит главным образом от числа атомов в молекуле и увеличивается с ростом их числа. На степень преобразования тепла, выделившегося в камере, в кинетическую энергию влияет диссоциация продуктов сгорания. Чем больше степень диссоциации, тем меньше термический к. п. д. Различные газы
диссоциируют в разной степени. Так, например, большинство фторидов диссоциируют в меньшей степени, чем окислы. Диссоциация продуктов сгорания в значительной степени зависит от температуры, увеличиваясь с ростом последней. Рост давления понижает степень диссоциации. Для данной теплотворной- способности температура продуктов сгорания будет тем ниже, чем выше удельная теплоемкость продуктов. При данной атомности газов удельная теплоемкость газа растет с уменьшением молекулярной массы. Степень преобразования тепла в кинетическую энергию направленного движения продуктов сгорания зависит и от их агрегатного состояния. Процесс расширения, приводящий к такому преобразованию, совершается только в газообразных телах. При наличии в продуктах сгорания конденсированных веществ термический к. п. д. понижается. Чем больше доля конденсированных веществ в продуктах сгорания, тем термический к. п. д. ниже. Итак, при сравнительной качественной оценке ракетных топлив, когда не вычисляется значение удельного импульса, следует рассматривать не только теплотворную способность, но и свойства продуктов сгорания. С этой точки зрения они должны удовлетворять следующим основным условиям: — высокая теплотворная способность; — малое число атомов в молекулах продуктов сгорания; — малая молекулярная масса продуктов сгорания; — максимальная доля газов в продуктах сгорания. Иногда при такой оценке топлив ограничиваются сравнением их только по теплотворной способности. Такой подход может дать в некоторых случаях ошибочный результат, особенно если сравниваются топлива разной химической природы. Так, например, топливо кислород+гидразин имеет теплотворную способность Аи=8120 кДж/кг, меньшую, чем топливо кислород-)-керосин (9500 кДж/кг). Однако первое топливо обеспечивает большую величину удельного импульса, чем второе (см. табл. 3.8). Это связано с тем, что продукты сгорания топлива кислород+гидразин обладают лучшими термодинамическими свойствами (меньшая молекулярная масса и меньшее число атомов в молекулах), чем продукты сгорания топлива кислород+керосин. Сравнение по теплотворной способности допустимо лишь между топливами, близкими по химическому составу и, конечно, только для качественной оценки. На характеристики ракеты оказывает влияние плотность топлива. Повышение плотности снижает потребные емкости баков, а следовательно, уменьшает размеры и относительную массу конструкции летательного аппарата. В случае двухкомпонентного жидкого топлива плотности окислителя и горючего могут быть разными. При этом для характеристики топлива рассматривают некоторую условную величину плотности, равную отношению массы окислителя и горючего в баках к их суммарному объему: QT = - Нетрудно найти, что Qt=: Топлива должны быть стабильными и не изменять своих физико- химических свойств в условиях эксплуатации, хранения и транспортирования. 40
Для сохранения неизменного агрегатного состояния компоненты жидких ракетных топлив должны иметь высокую температуру кипения и низкую температуру замерзания, а твердые топлива — высокую температуру плавления. Топлива вместе с тем должны обладать химической стабильностью в необходимых пределах температур. Топлива должны быть взрывобезопасными, безвредными для обслуживающего персонала и малоагрессивными или вовсе неагрессивными в отношении конструкционных материалов, применяемых при хранении, транспортировании и на летательных аппаратах. К топливам предъявляются также требования, обусловленные процессами, протекающими в двигателях, в частности, требования высокой химической активности, что повышает полноту выделения тепла и устойчивость процесса в камере сгорания. Для ЖРД важно, чтобы компоненты топлива могли быть использованы для целей охлаждения. Охлаждающие свойства жидкости тем лучше, чем больше ее теплоемкость, коэффициент теплопроводности и температура кипения. Выбранное топливо должно иметь достаточную сырьевую и производственную базу, обеспечивающие получение нужных количеств топлив по возможно более низкой цене. 3. 3. Эффективность элементов как компонентов ракетных топлив Рассмотрим окислительные процессы между элементами, полагая, что в нормальных условиях они находятся в устойчивом состоянии. Это значит, что в этих условиях одни элементы находятся в молекулярном состоянии (Н2, F2, О2 и др.), а другие — в атомарном (С, А1, В и др.). В табл. 3. 1—3.3 приведены параметры основных горючих и окислительных элементов, продуктов их полного сгорания (окисления), Таблица 3.1 Свойства горючих и окислительных элементов Наименование элемента Формула Молекулярная масса °С Плотность, кг/м3 Водород . Литий . . Бериллий. Бор. . . Углерод . Натрий . Алюминий Магний . Кремний . Калий . . Кальций . Кислород. Фтор . . Хлор . . Н2 Li Be В С Na А1 Mg Si К Са 2,016 6,941 9,02 10,82 12,01 23,0 26,97 24,32 28,06 39,09 40,08 -257 186 1280 2300 3500 97,5 658 650 1414 62,5 809 —253 1400 4200 880 2000 1120 2400 760 1240 70,9 (ж) 537 (тв) 1850 (тв) 173Э (тв) 2200 (тв) 970 (тв) 2700 (тв) 1740 (тв) 2350 (тв) 860 (тв) 1550 (тв) О2 С12 32,0 38,0 70,91 -218 -223 -101 -183 -182 -34,6 1140 (ж) 1510 (ж) 1560 (ж) ж—жидкая фаза тв—твердая фаза 41
а также энергетические характеристики реакции окисления: теплотворная способность и их идеальная удельная тяга. Некоторые из приведенных величин — приближенные. Величины теплотворных способностей продуктов окисления, имеющих высокие значения температуры кипения и плавления, приведены для двух случаев: в первом случае продукты окисления доведены до твердого или жидкого состояния (высшая теплотворная способность h0) и во втором случае они доведены до газообразного состояния (рабочая — низшая — теплотворная способность hu). Таблицы подтверждают, что наиболее эффективными окислитель- ц.ыми элементами являются фтор и кислород. Поэтому эффективны те окислители, основу которых составляют эти элементы. Из горючих элементов весьма эффективным является водород. Большим тепловым эффектом сопровождаются реакции окисления ряда металлов, кремния и др. Однако параметры окислов (продуктов горения этих элементов в кислороде) не всегда благоприятны. Указанные окислы обладают высокой температурой кипения, что делает возможным наличие конденсированной фазы в продуктах сгорания некоторых из них (например ВеО, А12О3). Тепловой эффект реакции окисления этих элементов, отнесенный к случаю, когда окислы находятся в газообразном состоянии, относительно невелик. Окислы ряда элементов имеют высокую молекулярную массу и большое число атомов (например А12О3, В2О3), что обусловливает относительно невысокий термический к. п. д. и поэтому сравнительно небольшой удельный импульс при высоком значении теплотворности. Применение таких металлов эффективно в сочетании с другими горючими элементами (особенно с водородом), продукты окисления которых обладают благоприятными термодинамическими характеристиками, что позволяет удачно сочетать высокие значения теплотворности и термического к. п. д. и в целом может дать большой удельный импульс. Например, по зарубежным данным композиция бериллий — водород— кислород может обеспечить удельный импульс выше импульса для топлива бериллий — кислород в 1,7 раза, а композиция литий — водород — фтор превосходит топливо литий — фтор в 1,2 раза. Композиции такого типа, как показывают расчеты, способны обеспечить наиболее высокие удельные импульсы ракетных двигателей на химическом топливе. По эффективности в комбинации с кислородом после водорода стоит литий, а также углерод, бор. Углерод и водород являются наиболее распространенными горючими элементами в топливах ракетных двигателей. Из табл. 3. 2 и 3. 3 видно, что для большинства из рассмотренных горючих элементов сочетание с фтором более эффективно, чем с кислородом. Это объясняется в одних случаях более благоприятными параметрами фторидов по сравнению с окислами (меньшее число атомов и более низкая температура кипения), в других случаях—более высокими тепловыми эффектами. Особенно эффективны в сочетании со фтором водород, литий, а также бериллий, бор, магний, алюминий. В табл. 3.4 приведены некоторые окислительные процессы для ряда элементов, находящихся в исходном состоянии в виде атомов. Из табл. 3. 4 следует, что если для рассмотренных реакций все исходные элементы будут в атомарном состоянии, то эффективность топлива будет выше в силу более высокого теплового эффекта. Реакции соединения между некоторыми одноименными элементами и радикалами сопровождаются высокими тепловыми эффектами. Некоторые из таких реакций рекомбинаций приведены в табл. 3. 5. 42
Таблица 3.2 Основные параметры реакций горючих элементов с жидким кислородом Горючий элемент н2 Li Be В С Na Mg Al Si К Ca Химическая формула окисла н2о Li2O ВеО В2О3 со2 Na2O MgO А12О3 SiO2 К2О СаО Параметры окисла молекулярная масса 18,016 29,88 25,02 69,64 44,01 61,99 40,32 101,94 60,06 94,19 56,08 0 1300 2500 450 — — 2800 2050 1470 800 2570 100 1700 3900 2150 -78 1275 3000 2980 2600 1200 2850 7,95 1,16 1,78 2,21 2,66 0,348 0,66 0,855 1,19 0,205 0,4 кДж/кг 19700 22200 18200 — 6710 15100 15900 14300 3780 11300 кДж/кг 12700 14200 — 13000 — — — 10200 8400 — — Н-с/кг (тс = 100) 3920 3630 — 2840 2940 _.. ... 2550 2840 ... - Таблица 3.3 Горючий элемент н2 Li Be В С Na Mg Al Si К Ca Основные параметры реакции Формула фторида HF LiF BeF2 BF3 CF4 NaF MgF2 A1F3 SiF4 KF CaF2 горючих элементов Параметры фторида молекулярная масса 20,008 25,94 47,02 67,82 88,01 42 63,32 83,97 104,06 58,1 78,06 —102,3 842 800 —127 —183 990 1270 1040 — 880 1400 'кип» °с 19,5 1670 — —100 -128 1700 2240 1290 -95 1500 2500 ho, к Д ж/кг 20900 28500 — — — 17700 15500 14200 — 15500 с жидким кДж/кг 12700 13300 15900 15500 10500 7550 12900 11700 — 5860 10900 фтором Н-с/кг (тг=100) 4120 4120 3730 3430 — — 3340 3040 2940 — 3240 18,9 2,74 4,22 5,2 6,3 0,82 1,56 2,12 2,71 0,486 0,95 Таблица 3.4 Окислительные процессы между атомами Реакции рекомбинации Таблица 3. 5 Реакции 20+С=СО2 О+2Н=Н2О H-f-F=HF Молеку - лярная масса продуктов реакции 44,0 18,016 20,01 Тепловой эффект реакции, кДж/кг 20300 51100 32000 Реакция Н + Н = Н2 D + D = D2 N+N = N2 о+о=о2 NH+NH= = N2+H2 Молекулярная масса продуктов реакции 2,016 4,03 28,02 32,00 15,00 Тепловой эффект реакции. кДж/кг 216000 117000 25600 15900 22200
Из табл. 3. 4 и 3. 5 можно заключить, что использование в ракетных двигателях реакций рекомбинаций атомов и радикалов, а также реакций окисления между атомами позволит обеспечить получение высоких удельных тяг. Однако многие атомы (Н, N, О и др.) и радикалы, представляющие интерес с этой точки зрения, не способны к сколько-нибудь длительному существованию в обычных условиях и практически мгновенно соединяются в молекулы. Для практического использования в двигателях реакций рекомбинаций или окисления элементов в атомном состоянии необходимо изыскать способы удержания указанных атомов и радикалов в свободном состоянии с тем, чтобы реакции образования молекул происходили бы только в камере двигателя. 3. 4. Жидкие топлива раздельной подачи Исходя из условий хранения и эксплуатации компоненты жидких топлив можно разделить на удобохранимые (долгохранимые) и неудобохранимые. К первым относятся вещества, которые при обычных температурах окружающей среды длительное время могут храниться без ощутимых потерь и без специальных мер, осложняющих эксплуатацию. Применение таких веществ позволяет обеспечить длительное пребывание летательного аппарата в заправленном состоянии и поэтому быструю готовность этих аппаратов к запуску. К неудобо- хранимым относятся, главным образом, так называемые криогенные вещества (сжижженные газы), имеющие низкую температуру кипения и низкую критическую температуру. В качестве примера можно привести жидкий кислород. Обычно все сжижженные газы хранят при температуре, близкой к температуре кипения. Это сопровождается непрерывным испарением; для уменьшения потерь на испарение криогенные компоненты хранятся и транспортируются в специальных теплоизолированных емкостях. Таблица 3. 6 Физические параметры окислителей Окислитель Формула Молекулярная масса Плотность, кг/м3 Кислород . . . Перекись водорода Азотная кислота Азотный тегро- ксид Тетранитрометан Фтор Озон Дифторид кислорода Трехфтористый хлор Пятифтористый бром Перхлорил фтора о2 Н2О2 HNO3 N2O4 C(NO2L F2 o3 OF2 C1F3 BrF5 CIO3F 32 34,02 63,02 92,02 196 38 48 54 92,46 175 102,5 1140 1440 1520 1460 1650 1510 1450 1530 1700 2500 1890 -218 —183 1 41,2 11 13,6 223 252 223 82,6 61,3 ПО 150 86 21 127 — 182 -112 —144 -12,1 40,5 —41,6 44
Затруднения при хранении возникают также в случае химически нестойких и сильно агрессивных по отношению к конструкционным материалам компонентов. Длительно могут храниться, например, нефтяные горючие. К дол- гохранимым относят, в частности, и азотный тетроксид. Хотя температура кипения его невысока, но небольшое повышение давления в емкости ликвидирует это неудобство. Таблица 3. 7 Физические параметры горючих Горючее Керосин .... Анилин .... Триэтиламин . . Ксилидин . . . Тонка E0% кси- лидина + 50% три- этиламина) . . . Этиловый спирт Изопропиловый спирт Аммиак . . . Гидразин . . . НДМГ .... Монометилгид- разин Пентаборан . . Формула C6H5NH2 N(C2H5K C6H3(CH3JNH2 — с2н5он С*Н7ОН NH3 N2H4 N2H2(CH3J N2H3CH3 B5H9 Молекулярная масса _ 93,13 101,2 121,2 — 46,07 60,09 17,03 32,05 60,10 46 07 63,17 [Плотность, кг/м3 790-830 1020 728 980 850 789 789 680 1010 830 800 630 'пл> °С -60 -6,2 —115 -20 -70 -112 —85,9 -77 2 -57,2 —52 -47 'КИП' ° 130-180 184,4 89,5 210 87 78,3 82,3 -33 113,5 63,1 88 50 Основные физические параметры окислителей и горючих жидких топлив раздельной подачи приведены в табл. 3. 6 и 3. 7. В них указаны свойства чистых веществ. Часто окислители и горючие включают в себя различные добавки в силу особенностей технологии их изготовления или для улучшения тех или иных свойств. Естественно параметры таких веществ будут несколько отличаться от параметров чистых компонентов. Краткое описание свойств некоторых окислителей и горючих дано ниже. Окислители Кислород. Впервые мысль о применении жидкого кислорода в ЖРД была высказана К. Э. Циолковским A903 г.). В настоящее время жидкий кислород находит широкое применение в ракетной технике. Он имеет неограниченную сырьевую и развитую производственную базу. Его получают из воздуха. Воздух путем последовательного сжатия, расширения и охлаждения доводят до жидкого состоянния. Затем из воздуха испаряется азот (^кип=—196° С) и остается жидкий кислород (/кип=—183° С). В жидком состоянии кислород представляет собой голубоватую прозрачную жидкость. Он не токсичен; по отношению к конструкционным материалам химически не агрессивен, но многие материалы (углеродистая сталь, чугун, резина и др.) при температуре жидкого кйсло- 45
рода становятся хрупкими. Стойкими в этом отношении являются медь, алюминий и их сплавы, легированные стали. В чистом виде кислород взрывобезопасен, но попадание в него масла., горючих и некоторых других материалов вызывает образование взрывчатых смесей. Поэтому емкости, трубопроводы, детали, соприкасающиеся с кислородом, должны быть очищены и обезжирены. Азотный тетроксид (N2O4). Азотный тетроксид (четырех - окись азота) является сравнительно недорогим продуктом, имеет достаточно широкую производственную базу. Азотный тетроксид получают окислением аммиака воздухом. Вначале аммиак превращается в окись азота N0, затем в двуокись NO2 и далее при охлаждении — в жидкую четырехокись азота; последующим растворением N2O4 в воде может быть получена азотная кислота. Азотный тетроксид представляет собой дымящую жидкость желтого цвета. С ростом температуры она диссоциирует с образованием двуокиси и поглощением тепла. Рост доли N02 придает окраске бурый оттенок, а эндотермический тепловой эффект приводит к повышению теплоемкости. По отношению к металлам и сплавам чистый тетроксид практически не агрессивен. Но при попадании влаги образуется азотная кислота, способствующая коррозии. Азотный тетроксид относится к веществам, вредно действующим на организм как при попадании на кожу, так и при вдыхании паров. В емкостях с N2O4 должна быть обеспечена герметичность для исключения попадания влаги и распространения паров. При работе с азотным тетроксидом необходимо применять специальную одежду и защитные средства. Недостаток азотного тетроксида — сравнительно узкий температурный диапазон существования в жидком состоянии. Тем не менее он применяется в ракетной технике как в чистом виде, так и в смесях с азотной кислотой. Азотная кислота (HNO3). Техническая азотная кислота содержит 2—4% примесей, главным образом воду и азотный тетроксид, вследствие чего ее физические параметры отличаются от величин, указанных в табл. 3. 6. Химически чистая азотная кислота бесцветна; техническая имеет светло-желтую окраску, которую ей придают примеси окислов азота. Концентрированная азотная кислота гигроскопична, химически недостаточно стойка: постепенно разлагается с выделением N02 и кислорода. На большинство конструкционных материалов азотная кислота действует разрушающе. Наиболее стойкими против коррозии в среде азотной кислоты являются никелевые сплавы, хромоникелевые стали, алюминий и его сплавы. Коррозионная агрессивность HNO3 может быть уменьшена добавлением к ней ингибиторов на основе фтора, фосфора, йода. Азотная кислота вредно действует на человеческий организм и при работе с ней необходимо соблюдение тех же мер, что и с азотным тетроксидом. Сама по себе азотная кислота взрывобезопасна, однако, как и другие окислители, с органическими соединениями она образует взрывоопасные смеси. Поэтому нельзя допускать смешения азотной кислоты с горючими. Азотная кислота смешивается с азотным тетроксидом, но не во всех концентрациях: смеси с содержанием N2O4 от 52 до 98% расслаиваются. Увеличение содержания N2O4 в смеси до определенного предела (рис. 3. 1 и 3. 2) улучшает свойства этих смесей: понижается температура плавления, возрастает плотность, растет удельный импульс топлив на их основе. Вместе с тем уменьшается коррозионная агрессивность 46
**ллг О 40 -20 0 -40 -50 -60 -70 -80 1 1 hv v Область рас слаиЗающихс f<- смесей - 7 а Рис. 3. 1. Температура плавления смесей азотного тетроксида и азотной кислоты О 10 on зя / п кп сп ггл an nn-tnnO/ Рис- 3-2- Пл 20 30 40 5060 70 80 90100"/$ Сей азотного тетроксида Рис. 3. 2. Плотность сме- азотного и азотной кислоты 10 20 30 №50% и склонность азотной кислоты к разложению. Правда при этом несколько уменьшается температура кипения (рис. 3. 3). Перекись водорода (Н2О2). Концентрированная перекись водорода — бесцветная прозрачная жидкость. В ЖРД применяются водные растворы с содержанием перекиси водорода выше 80%. Добавление воды понижает температуру плавления (до определенного содержания Н2О2); при этом несколько уменьшается плотность и температура кипения (рис. 3. 4). Перекись водорода является химически нестойким продуктом и способна к распаду на воду и кислород с выделением тепла: Однако чистая перекись водорода и ее водные растворы даже при несколько повышенной температуре разлагаются медленно, хотя целый ряд факторов (тепло, некоторые металлы, различные загрязнения и др.) способствует их разложению. Это свойство перекиси водорода требует принятия специальных мер при эксплуатации. К ним относятся: добавление стабилизаторов — веществ, замедляющих распад; подбор конструкционных материалов, не оказывающих влияния на ее разложения и не корродирующих в ней (алюминий, некоторые алюминиевые сплавы, некоторые марки нержавеющих сталей); соблюдение определенных условий хранения (частота емкостей, невысокая температура). Стабилизированная перекись водорода — относительно стойкий продукт и при соблюдении правил обращения с ней может храниться длительное время без заметного разложения (около 1% в год). Рис. 3.3. Температура ¦ кипения смесей азотного тетроксида и азотной кислоты Рис. 3.4. Температура плавления и плотность водных растворов перекиси водорода V р / 1 J /t А О -10 -20 -30 -4Z7 -50 50 60 70 60 90, Н202 47
Фтор его соединения. Жидкий фтор представляет собой сжиженный газ ярко желтого цвета. Он является одним из наиболее эффективных окислителей; активно взаимодействует с горючими, со многими из них образует самовоспламеняющиеся топлива. Фтор весьма токсичен, агрессивен по отношению ко многим материалам; наиболее стойкими к фтору являются никель, медь, сплавы на их основе. Весьма токсичен и химически активен также дифторид кислорода (ОЕ2), который имеет несколько более высокую температуру кипения, чем фтор. Сочетание низкой температуры кипения с токсическими свойствами делает условия эксплуатации этих окислителей сложными. В качестве возможных окислителей ЖРД рассматриваются также соединения фтора с более высокой температурой кипения, например трифторид хлора (CIF3) и др. (см. табл. 3.6). Горючие Водород. Жидкий водород — прозрачная, бесцветная жидкость, кипящая при очень низкой температуре (—253° С) и обладающая весьма малой плотностью G0 кг/м3). Низкая температура кипения приводит к определенным трудностям в эксплуатации и хранении, а малая плотность требует больших объемов баков. Вместе с тем, как было показано выше, водород в паре с кислородом и фтором обеспечивает весьма большие величины удельных импульсов, что делает его одним из наиболее эффективных горючих. При хранении водорода должна быть исключена возможность попадания воздуха в емкости, поскольку при температуре жидкого водорода воздух затвердевает. В чистом виде водород взрывобезопасен, однако в смеси с кислородом и воздухом в широком диапазоне концентраций образует взрывоопасные смеси. Водород обладает чрезвычайно высокой проникающей способностью и требует специальных мер обеспечения герметичности сварных швов, соединений и даже сплошных листовых материалов. Как видно из литературных материалов и специальных исследований, в обращении водород не опаснее других компонентов ракетных топлив, хотя и требует соблюдения в эксплуатации определенных правил. В настоящее время водород успешно используется в ракетно-космической технике. Водород может существовать в двух модификациях, одна из которых получила название ортоводород, а другая — параводород. Каждой температуре соответствует определенная концентрация этих модификаций. Так, при температуре кипения в равновесном состоянии водород практически полностью (99,8%) состоит из пара-модификации. При нормальной температуре и выше 75% приходится на ортоводород. Водород такого состава принято называть нормальным водородом. Нужно иметь в виду, что переход из одного состояния в другое сопровождается тепловым эффектом, причем переход из орто- в пара-состояние сопровождается выделением тепла. Если нормальный водород охладить и сжижить, то он в жидком состоянии также будет содержать 75% орто- и 25% пара-модификации. Однако ортоводород постепенно будет переходить в параводород с выделением тепла, что будет способствовать интенсификации его испарения. Поэтому жидкий водород следует использовать в пара-модификации. С этой целью перевод орто- водорода в пара-форму проводят при сжижении с помощью специальных катализаторов. Нефтяные горючие. К этой группе относятся горючие, составленные из продуктов переработки нефти и представляющие собой смеси 48
углеводородов с различной химической структурой и разной молекулярной .массой. Различные нефтяные горючие (керосин, бензин и др.) в паре с одним и тем же окислителем обеспечивают близкие значения удельных тяг. Плотность нефтяных горючих колеблется в пределах 750— 850 кг/м3. Наибольшее распространение в ЖРД получили керосиновые фракции. Этому способствуют их благоприятные физические свойства, наличие широкой производственной и сырьевой баз. В ряде случаев нефтяные горючие ради эксплуатационных, охлаждающих и других свойств подвергают различной переработке (очистка от сернистых соединений, уменьшение содержания ароматических углеводородов и др.). Например, на американском двигателе «Рокитдайн J-1» в качестве горючего используется керосин Р-1, выкипающий в диапазоне 185—275° С, с малым содержанием ароматических углеводородов (не более >5%). Плотность этого горючего 795—810 кг/м3. Нефтяные горючие не воспламеняются при контакте с обычными окислителями, поэтому двигатели, работающие на них, обычно имеют для запуска источник зажигания. Аммиак и гидразин. Аммиак получают прямым синтезом глз азота и водорода. Синтез аммиака является основой производства соединений азота, в том числе и гидразина. Аммиак и гидразин отличаются тем, что в них горючим элементом является водород. Это обеспечивает благоприятные термодинамические параметры продуктов сгорания (малая атомность и малая молекулярная масса). Наиболее эффективно их использование со фтором и его производными. Аммиак является химически стойким соединением, не разлагающимся до 350° С, но имеет сравнительно невысокую температуру кипения (—33°С). Однако высокое значение критической температуры позволяет хранить и транспортировать его в жидком виде. Гидразин — гигроскопичная жидкость, химически недостаточно устойчивая; температура плавления гидразина недостаточно низка B° С). Аммиак и гидразин ядовиты; смеси их паров с воздухом при определенных концентрациях взрывоопасны. Как горючее гидразин используется в смеси с диметилгидразином; смесь 50% гидразина и 50% диметилгидразина (аэрозин) служит горючим (в паре с кислородом в качестве окислителя) на ряде американских ЖРД. Гидразин применяется и в качестве унитарного топлива (см. ниже). Производные гидразина. Производные гидразина получаются замещением в гидразине атомов водорода углеводородными радикалами. К числу этих горючих относится в частности диметилгид- разин. В ЖРД используется несимметричный диметилгидразин (НДМГ), отличающийся от симметричного тем, что в нем оба метиль- ных радикала связаны с одним атомом азота; он имеет более низкую температуру кипения. Несимметричный диметилгидразин — бесцветная термически стабильная жидкость. НДМГ ядовит, смеси его паров с воздухом взрывоопасны. Другим производным гидразина является монометилгидразин, близкий по свойствам к несимметричному диметилгидразину. Амины. К этой группе горючих относятся углеводородные производные аммиака. В ЖРД нашли применение анилин C6H5NH2, триэти- ламин N(C2H5K, ксилидин C6H3(CH3JNH2 и др. Большинство из этих горючих хорошо воспламеняется с рядом распространенных окислителей, в частности — с азотной кислотой, азотным тетроксидом и их смесями. Амины оказывают вредное действие на человека — они вызывают отравление как при попадании на кожу, так и при вдыхании паров. 49
Для получения более благоприятных свойств, т. е. для повышения температуры кипения, понижения температуры плавления, повышения химической активности амины часто используются в смеси с другими веществами, в том числе и с другими аминами. Например, используется смесь равных количеств триэтиламина и ксилидина (так называемая «тонка»), смесь анилина с фурфуриловым спиртом и др. По эффективности амины и горючие на их основе близки к нефтяным горючим. Горючие на основе металлов, бораны. Металлы использовать в чистом виде в качестве горючих ЖРД трудно, так лак при нормальных условиях они находятся в твердой фазе; поэтому их применение целесообразно в виде суспензий в жидких горючих или в виде химических соединений с другими элементами. Из сказанного выше (см. разд. 3. 3) следует, что наиболее эффективно использование суспензий металлов в водородосодержащих горючих; эффективными должны быть и соединения металлов с водородом — гидриды металлов. Близкими по свойствам к гидридам металлов являк^гся гидриды бора — бораны. Из боранов по физическим свойствам выделяется пен- таборан В5Н9, жидкое в обычных условиях вещество. Пентаборан, как и другие бораны, токсичен, при нагревании разлагается, смеси его паров с воздухом взрывоопасны. В качестве горючих кроме гидридов металлов могут рассматриваться и другие соединения металлов, например, некоторые металло- органические соединения. К таким веществам относится триэтилалюми- ний А1(С2Нб)з (^пл = —47°С; ^Кип=186°С), самовоспламеняющийся в соединении с кислородом. Жидкие топлива раздельной подачи В табл. 3. 8 приведены энергетические характеристики некоторых комбинаций окислителей и горючих, а также значения условной плотности топлива. Из указанных здесь топлив широкое применение получили топлива на основе жидкого кислорода и на основе азотных окислителей. Некоторое применение имеют и топлива на основе перекиси водорода. Топлива на основе жидкого кислорода. Из всех топлив, применяемых в настоящее время, эти топлива обеспечивают наибольший удельный импульс. Недостаток их — низкая температура кипения окислителя, в силу чего использование их затруднено на тех летательных аппаратах, которые должны относительно длительное время находиться в полной готовности. С жидким кислородом в настоящее время используются водород, нефтяные горючие (главным образом керосин) и некоторые другие. Наибольшую величину удельного имлульса обеспечивает топливо кислород-водород. Оно (позволяет получить удельный импульс >на 25—40% более высокий, чем другие распространенные топлива, но обладает низкой плотностью (см. табл. 3. 8). Топлива на основе жидкого кислорода в основном используются на двигателях ракет-носителей искусственных спутников Земли и космических аппаратов. Топлива на основе азотосодержащих окислителей. Топлива на основе азотной кислоты, азотного тетроксида и их смесей уступают топливам на основе кислорода по удельному импульсу. Преимущество их в большей плотности и в том, что компоненты этих топлив — высококипящие вещества. Последнее позволяет содержать аппараты в снаряженном виде длительное время. Некоторое ограничение этому ставит коррозионная агрессивность азотной кислоты, приводящая к постепенному разъеданию баков и арматуры системы питания. 50
Таблица 3. 8 Параметры топлив раздельной подачи Окислитель Жидкий кислород Азотный тетроксид Азотная кислота Жидкий фтор Перекись водорода A00%) Перекись водорода (90%) Жидкий дифторид кислорода Трехфтористый хлор Жидкий озон Тетранитрометан Горючее Жидкий водород . Керосин НДМГ Гидразин .... Пентаборан . . . Керосин НДМГ ...... Гидразин .... Пентаборан . . . Керосин Тонка НДМГ Жидкий водород . Гидразин .... Аммиак Пентаборан . . . Керосин Гидразин .... Пентаборан . . . Керосин Гидразин .... Керосин Гидразин .... Керосин Керосин к Д ж/кг 12700 9500 9350 8120 7140 6030 6120 12700 10100 9650 — — — — — 7200 (руд)ид> Н-с/кг, 71 = 100 3920 3040 3140 3290 3290 2800 2900 2950 3090 2600 2620 2700 4120 3630 3580 3580 2800 2890 3120 2700 3480 3430 2940 3290 2790 От, кг/м3 350 1010 1010 1070 900 1270 1240 1220 1 120 1320 1320 1300 650 1320 1 180 1270 1310 1270 1020 1290 1250 1320 1480 1250 1420 Азотосодержащие окислители используются с горючими на основе аминов (например, тонка), с нефтяными горючими, с гидразином и его производными. Например, на ракете «Титан-2» применено топливо азотный тетроксид-аэрозин, позволяющее длительное пребывание ракеты в заправленном состоянии. В табл. 3.8 даны значения удельных импульсов для топлива на основе HNO3 и N2O4, откуда видно, что азотный тетроксид обеспечивает более высокий удельный импульс. При использовании смесей HNO3+N2O4 топлива имеют удельный импульс на 2—5% выше, чем в случае только азотной кислоты (в зависимости от содержания N2O4). Добавление N2O4 к азотной кислоте повышает также, как указывалось, плотность окислителя, а следовательно, и топлива в целом. Влияние содержания N2O4 в смеси с азотной кислотой на величину удельного 51
Руд, ид, Н-° 0,045 OjO3O 0,025 0?020 1 \ 4 2 *- — — ¦ Рис. 3.5. Идеальный удельный импульс топлива (окислитель — HNO3+N2O4, горючее — керосин) в зависимости от содержания N2O4 в окислителе при л=100 -W-50-20-10 0 Рис. 3. 6. Зависимость периода задержки воспламенения тонки с окислителями от темпе- . ратуры: /—HNO3; 2-N2O4 импульса топлива, в котором горючим служит керосин, показано на рис. 3. 5. С горючими на основе аминов, диметилгидразина и с некоторыми другими азотсодержащие окислители образуют самовоспламеняющиеся топлива. Самовоспламеняющиеся топлива должны иметь короткий период задержки воспламенения т3 при запуске. Под периодом задержки понимается время от момента соприкосновения окислителя с горючим до момента их воспламенения при запуске. Если это время велико, то в камере сгорания в пусковой период может накопиться относительно большое количество топлива и воспламенение и сгорание будут сопровождаться сильным повышением давления. При очень больших величинах т3 вместо нормального воспламенения, как показывает опыт, может иметь место взрывное сгорание. Исходя из этого к самовоспламеняющимся топливам предъявляется требование, чтобы период задержки воспламенения не превосходил определенной величины, а именно: т3^0,03 с. Величина периода задержки воспламенения зависит от типа окислителя и горючего, от температуры их и от ряда факторов. С ростом температуры величина т3 уменьшается (рис. 3. 6). Топлива на основе перекиси водорода. Такие топлива имеют удельный импульс почти такой же, что и топлива на основе азото- содержащих окислителей. В связи с менее благоприятными эксплуатационными свойствами Н2О2 как окислитель применяется менее широко. Расчеты показывают, что высокие значения удельных импульсов топлив на основе перекиси водорода получаются при использовании в качестве горючих некоторых соединений на основе металлов, в частности, гидридов металлов. Это объясняется благоприятным сочетанием теплотворной способности таких топлив и состава их продуктов сгорания. Топлива из перекиси водорода и жидких гидридов металлов и бора могут рассматриваться как одни из наиболее эффективных топлив с высококипящими компонентами. Топлива на основе низкокипящих фтористых окислителей (жидкого фтора и жидкого дифторида кислорода). Они обладают весьма большой эффективностью. Применение фтора наиболее целесообразно с горючими, не содержащими углерода, так как продукт горения углерода во фторе (CF4) имеет большую атомность и высокую молекулярную массу, что несколько ухудшает свойства продуктов сгорания. К таким горючим относятся в первую очередь водо- 52
род, гидразин, аммиак. Со фтором эффективны и некоторые металло- содержащие горючие. С дифторидом кислорода благодаря содержанию в нем кислорода эффективны и некоторые углеродосодержащие горючие, например, диметилгидразин. Несмотря на весьма неблагоприятные физические свойства фтористых окислителей, внедрение их в ракетную технику позволит получить значительное повышение удельного импульса двигателя, что особенно важно для дальних и космических летательных аппаратов. Высококипящие фторосодержащие окислители (C1F3, BrFs и др.). Такие окислители обеспечивают меньший удельный импульс из-за содержания малоэффективных окислительных элементов (Br, C1), но обладают большей плотностью. Топлива на основе озона и тетранитрометана. Распад озона на кислород сопровождается выделением тепла (ЗОЮ кДж/кг), поэтому при сгорании горючих в озоне выделяется больше тепла, а удельный импульс топлив на основе озона примерно на 10% выше, чем на основе кислорода. Топлива на основе тетранитрометана выделяются среди топлив на основе высококипящих окислителей высокой плотностью и удельным импульсом (см. табл. 3. 8). Однако озон и тетранитрометан взрывоопасны; их применение в ракетной технике окажется возможным, когда будут найдены способы устранения взрывоопасное™. 3. 5. Жидкие унитарные топлива Выше отмечалось, что в качестве жидкого унитарного топлива могут быть использованы индивидуальные жидкие вещества, способные к экзотермической реакции разложения, а также заранее приготовленные смеси окислителя и горючего. Общим свойством многих жидких веществ, которые могут быть отнесены к унитарным топливам, является их склонность к переходу горения в детонацию, а также к непосредственно детонации под воздействием различных факторов (удар, нагревание и др.). Эта склонность зависит от природы веществ. Известно, что необходимым условием взрывного превращения системы является положительный тепловой эффект реакции. Поэтому часто склонность к взрывному превращению и сила взрыва у веществ с одинаковой химической природой тем больше, чем выше их теплотворность (теплота разложения). Этим отчасти и объясняется, что взрывобезопасные унитарные топлива обладают небольшой теплотворной способностью и обеспечивают поэтому двигателю относительно невысокую величину удельного импульса. Рассмотрим отдельные возможные унитарные топлива. Нитросоединения и сложные эфиры азотной кислоты. Они представляют собой органические соединения, содержащие HHTpo-(NO2) и нитратные (ONO2) группы. Многие из этих веществ способны к экзотермической реакции разложения и довольно широко используются как взрывчатые вещества. Эти соединения содержат в себе горючее (С, Н) и окислительные (О) элементы. Реакцию разложения (сгорания) этих веществ можно представить как разложение их на атомы и последующее окисление горючих элементов с образованием окислов. Например, разложение метилнитрата происходит следующим образом: CH3ONO2-*CO2+Н2О + -i- Н2 + -L N2. 53
Ряд свойств таких веществ, и прежде всего теплота разложения, зависит от соотношения окислительных и горючих элементов, содержащихся в них. В теории взрывчатых веществ соотношение окислительных и горючих элементов в веществе принято характеризовать величиной, называемой кислородным балансом. Кислородным балансом называется избыток (положительный кислородный баланс) или недостаток (отрицательный кислородный баланс) кислорода в веществе по сравнению с количеством, необходимым для полного окисления горючих элементов, содержащихся в этом веществе. Количественно кислородный баланс будем характеризовать величиной, аналогичной коэффициенту избытка окислителя, а именно: коэффициентом избытка кислорода ао2, представляющим собой отношение количества кислорода, содержащегося в данном соединении, к количеству, необходимому для полного окисления его горючих элементов. Таблица 3. 9 Параметры нитросоединений и сложных эфиров азотной кислоты Название Нитроглицерин Нитрогликоль Нитрометан Нитроэтан Метилнитрат Этилнитрат Пропилнитрат Изопропил- нитрат Формула С3Н5(ОШ2)з C2H4(ONO2J CH3NO2 C2H5NO2 CH3ONO2 C2H5ONO2 C3H7ONO2 C3H7ONO2 Молекулярная масса 227 152 61 76 77 91 105 105 'пл> °С 13,5 — -29 — — -112 — -60 'кип» °с 85 101 103 65 87 110,5 101 От» кг/м3 1*600 1500 1 130 1050 1210 1 120 1060 1020 аО2 1,06 1,0 0,572 0,307 0,857 0,46 0,315 0,315 Теплота разложения, кДж/кг 6220 6620 4360 2850 6250 2990 2300 2300 В табл. 3.9 приведены параметры некоторых нитросоединений и эфиров азотной кислоты. Учитывая, что свойства продуктов разложения этих веществ примерно одинаковы, для сравнительной качественной оценки их эффективности здесь приведены лишь значения теплоты разложения. Из табл. 3.9 видно, что чем ближе ао2 к единице, тем в общем случае выше теплота разложения вещества. Примерно эта же закономерность наблюдается и в отношении взрывных свойств. Наиболее взрывобезопасные из рассматриваемых веществ имеют значительный недостаток кислорода по сравнению с количеством, необходимым для полного окисления, и поэтому (недостаточно теплощюшводительны. К числу таких соединений принадлежит изопропилнитрат [45]. Следует отметить, что унитарные топлива, обладающие отрицательным кислородным балансом (ао2<1), могут быть использованы и в качестве горючих двухкомпонентных топлив. Наоборот, унитарные топлива, имеющие большой избыток кислорода (cto«>l) могут служить в качестве окислителя (тетранитрометан, перекись водорода и др.). Наиболее эффективные из приведенных в табл. 3. 9 вещества (нитроглицерин, метилнитрат и др.) взрывоопасны и поэтому в качестве унитарных топлив ЖРД могут рассматриваться лишь соединения с невысокой теплотой разложения (например, пропилнитрат). Из других унитарных топлив представляют интерес такие вещества, которые с одной стороны могут быть использованы как компоненты топ- 54
лив раздельной подачи, и с другой — способны к разложению с выделением тепла и поэтому могут применяться в качестве унитарного топлива. К ним относятся перекись водорода, гидразин, диметилгидразин и некоторые другие. Перекись водорода, как отмечалось, разлагается с образованием парогаза (Н2О2+О2). При разложении 100% перекиси водорода выделяется 2850 кДж/кг тепла. Часть этого тепла идет на испарение образовавшейся воды; поэтому рабочая (низшая) теплотворная способность равна 1620 кДж/кг. С уменьшением концентрации Н2О2 ее теплотворная способность уменьшается. На практике используется перекись водорода 80—90% концентрации. В этом случае теплотворная способность равна 760—1170 кДж/кг, что позволяет получить в двигателях удельный импульс порядка 1000—1400 Н • с/кг. Для обеспечения полного и быстрого разложения перекиси водорода в двигателях применяются специальные катализаторы (см. разд. 4.6). Параметры продуктов разложения перекиси водорода в зависимости от ее содержания приведены на рис. 3. 7. Гидразин может разлагаться по схеме 3N2H4—4NH3 + N2; Параметры продуктов разложения гидразина зависят от степени его разложения на конечные продукты (Н2, N2). При полном разложении гидразина на Н2 и N2 выделяется 1580 кДж/кг тепла; продукты разложения имеют температуру около 870 К- В зависимости от условий процесса вторая реакция (диссоциация аммиака) может идти не полностью, тогда в продуктах разложения содержится аммиак, что влияет на их параметры. Значения Т и RT продуктов разложения гидразина в функции от диссоциированной доли аммиака приведены на рис. 3. 8. Смеси окислителей и горючих. Эти смеси в широком диапазоне концентраций являются взрывоопасными. Устранение их взрывчатых свойств возможно или добавлением к ним инертных веществ (например, воды), или составлением этих смесей со значительным избытком горючего. Обе меры понижают теплотворную способность смесей окислителей и горючих, и следовательно, их эффективность как топлив. Из рассмотрения жидких унитарных топлив видно, что пригодные к использованию в двигателях взрывобезопасные топлива обладают т,х 1200 1000 600 600 ят.кдуи/кг i ' ПП i ~Г,П \ г@д ^ S-T i .. кг-К) ^У > -—. T, RT R ^* •*- у 500 200 7J вО 65 90 % Н202 Рис. 3. 7. Параметры продуктов разложения перекиси водорода пт, 750 740 730 720 710 700 ид ж кг / "^ \ > Т \ 1800 1600 1200 1000 BOO О 02 0,6 0,8 х. Рис. 3.8. Параметры продуктов разложения гидразина 55
существенно меньшей эффективностью, чем топлива раздельной подачи. Этим объясняется, что унитарные топлива (перекись водорода, гидразин) нашли применение на вспомогательных двигателях малых тяг, предназначенных для ориентации и стабилизации летательных аппаратов, а также для привода турбин ТНА. В последнем случае применение унитарного топлива целесообразно, если оно одновременно является компонентом основного топлива двигателя. 3. 6. Твердые ракетные топлива Твердые ракетные топлива можно разбить на две основные группы: коллоидные (двухосновные) и смесевые. Коллоидные топлива Основу этих топлив составляют нитроклетчатка (нитроцеллюлоза) и растворитель, на долю которых приходится основная часть топлива (более 90%); поэтому такие топлива называют также двухосновными. Нитроцеллюлоза получается путем обработки азотной кислотой целлюлозы, условная формула которой [С6Н7О2(ОНз)]п- При этом в целлюлозе ряд групп ОН замещается нитратными группами ONO2. Свойства нитратов целлюлозы зависят от количества групп ONO2, содержащихся в них, или, что то же самое, от процентного содержания азота; в нитроцеллюлозе, идущей на изготовление твердых ракетных топлив, оно составляет 12—13%. Нитроцеллюлоза способна к экзотермической реакции разложения; при этом происходит окисление горючих элементов ее кислородом. Нитроцеллюлоза имеет отрицательный кислородный баланс: атомов кислорода недостаточно для полного окисления горючих элементов. Чем выше степень нитрации целлюлозы, т. е. чем выше содержание азота, тем благоприятнее кислородный баланс. Теплота разложения нитроцеллюлозы колеблется в пределах 3000— 4000 кДж/кг. Нитроцеллюлоза в чистом виде не может быть использована в качестве топлива из-за склонности ее к взрыву. Путем обработки нитроцеллюлозы некоторыми растворителями получают коллоидный раствор — желатиноподобную массу, которой дальнейшей обработкой придают вы'сокую жаропрочность и необходимую форму. В таком виде заряды коллоидных топлив обладают высокой стойкостью к взрыву и способностью к равномерному горению. В качестве растворителя наиболее часто применяется нитроглицерин. Он имеет более высокую теплоту разложения, чем нитроцеллюлоза, поэтому увеличение процентного содержания нитроглицерина в топливе повышает теплотворную способность топлива, а следовательно, и величину удельного импульса. Это связано и с тем, что нитроглицерин имеет положительный кислородный баланс и часть горючих элементов нитроцеллюлозы окисляется избыточным кислородом нитроглицерина. Но содержание нитроглицерина в топливах не превышает 43%, так как при дальнейшем увеличении ее доли понижается прочность зарядов и ухудшается их стабильность. Помимо основных компонентов — нитроцеллюлозы и растворителя— в состав коллоидных топлив вводят различные добавки: стабилизаторы, повышающие стабильность зарядов при хранении, флегмати- 56
заторы, понижающие скорость горения топлив, катализаторы, улучшающие процесс горения при низких давлениях, технологические добавки, облегчающие процесс прессования зарядов, и красители. РДТТ с двухосновными топливами имеют удельные импульсы в пределах 2000— 2400 Н-с/кг; большие значения относятся к топливам с более высоким содержанием нитроглицерина и с нитроцеллюлозой, обладающей большей степенью нитрации. Плотность коллоидных топлив лежит в пределах 1550—1650 кг/м3. В табл. 3. 10 для примера ных топлив. Таблица 3.10 Данные некоторых коллоидных топлив Состав в % и свойства Нитроцеллюлоза (содержание азота в ней) Нитроглицерин . . Динитротолуол Присадки .... Температура горения, к Удельный импульс, Н-с/кг при я = 50—70 Плотность, кг/м3 Топливо IPN 51,5 A3,25) 43,0 5,5 3160 2300 1610 IP 52,2 A3,25) 43,0 4,8 3160 2300 1610 я 57,0 28,0 11 4 2350 2200 приведены данные 'некоторых коллоид- Смесевые топлива Смесевые топлива представляют собой механические смеси твердых окислителей и горючих. Окислителями обычно служат твердые соли хлорной и азотной кислот, богатые кислородом, в частности, перхлорат аммония NH4C1O4, перхлорат калия КСЮ4, нитрат натрия NaNO3 и др. Основное применение в качестве окислителя смесевого топлива получил перхлорат аммония. Его использование позволяет получить топлива с приемлемыми эксплуатационными и достаточно высокими энергетическими характеристиками. Перхлорат калия, несмотря на большее содержание активного кислорода, обеспечивает меньшее значение удельных импульсов из-за образования в продуктах сгорания твердого КС1. Нитраты — натриевая, аммиачная и калиевая селитры — дешевые доступные продукты, но они менее эффективны, чем перхлораты, и гигроскопичны и поэтому так же, как и перхлорат калия, широкого практического применения не имеют. Горючее в смесевых топлив ах выполняет также роль (связки. В качестве горючих в этих топливах применяют вещества с достаточно высокой теплотворной способностью и могущие связывать отдельные компоненты топлива. Обычно для этих целей используются синтетические полимеры типа каучук, смол и пластмасс (например, полиуретаны, полибутадиены, полисульфиды). Твердые смесевые топлива изготовляют путем введения измельченных частиц окислителя в расплавленное горючее-связку. Полученную таким образом массу либо используют для изготовления шашек, которые затем вставляются в камеру сгорания, либо заливают непосредственно в камеру сгорания, где она затвердевает и прочно соединяется со стенками. Топливный заряд должен быть при этом достаточно упругим, чтобы под действием термических напряжений, вызванных разными коэффициентами линейного расширения материалов топлива и камеры, в нем не образовались трещины. Применение зарядов, прочно связан- 57
ных конструкцией, улучшает полезное использование объема камеры; кроме того, если горение заряда происходит от центра к периферии, исключается необходимость защиты стенок камеры сгорания теплоизоляционными материалами. Для большинства комбинаций твердых горючих и окислителей в стехиометрической смеси на долю окислителя приходится 85—90% и более. Однако при значительном его содержании вследствие малой доли горючего-связки ухудшаются механические свойства зарядов. Поэтому обычно в смесевых топливах коэффициент избытка окислителя меньше единицы и ниже оптимального значения. С этой точки зрения более благоприятны комбинации, обладающие сравнительно меньшей величиной хо. Смесевые топлива без добавок обеспечивают удельные импульсы того же порядка, что и двухосновные; плотность смесевых топлив находится в пределах 1700—1800 кг/м3. Повышения удельного импульса можно добиться, если вводить определенное количество металлического горючего. В настоящее время применяются смесевые топлива, содержащие добавки алюминиевого порошка, что увеличивает теплотворную способность топлива. Правда, при этом в продуктах сгорания появляется многоатомная окись алюминия АЬОз, значительная часть которой конденсируется; тем не менее имеет место выигрыш в удельном импульсе. Добавки алюминия до 5—15% повышают удельный импульс на 100—200 Н-с/кг. Разрабатываются и другие способы повышения удельного импульса твердых топлив, в частности, синтезированием горючих, в которых металлические элементы химически связаны с другими компонентами. Повышение удельного импульса возможно и применением более эффективных окислителей. Таким, в частности, является перхлорат лития LiClC>4. Повышение доли окислителя в твердых сме'севых топливах до определенных пределов так же должно способствовать повышению удельного импульса. Таблица 3.1! Смесевые топлива и их данные Состав топлива Окислитель Перхлорат аммония Перхлорат аммония Перхлорат аммония Перхлорат аммония Горючее-связка Полиуретан Сополимер бутадиена, акриловая кислота Сополимер бутадиена, акринитрат Полибутадиен с конечной карбоксильной группой Н-с/кг (*-70) 2500-2530 2530-2570 2500 2560-2600 тг, к 3300 3530 32000 3900 Смесевые топлива имеют ряд преимуществ перед двухосновными. Они дешевле, технологичнее, позволяют создавать заряды, плотно прилегающие к оболочке; при наличии металлических добавок они обеспечивают больший удельный импульс; наконец, они позволяют путем изменения рецептуры получить более широкий диапазон изменения свойств топлива. 58
Иногда применяются твердые топлива смешанного типа, включающие в себя элементы как смесевых, так и двухосновных топ- лив. Для примера укажем на состав топлива двигателя одной из баллистических ракет; перхлорат аммония, нитроглицерин, нитроцеллюлоза, алюминиевый порошок. На одной из модификаций второй ступени американской межконтинентальной ракеты «Минитмен» использовано смесевое топливо следующего состава: окислитель — перхлорат аммония 74—76% по массе; горючее-связка — полиуретан около 10%; алюминиевый порошок около 15%; катализатор скорости горения — Fe2O3; пластификатор — дибу- тилсабецинат. Это топливо обеспечивает удельный импульс около 2550 Н-с/кг при давлении в камере 7,0 МПа. В табл. 3.11 приводятся данные некоторых смесевых топлив, получивших применение в ракетных двигателях. Все они содержат добавки порошка алюминия.
Глава IV ПРОЦЕССЫ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ ЖРД 4. 1. Общая картина процесса в камере сгорания Камера сгорания является одним из основных элементов жидкостно- ракетного двигателя и в значительной мере определяет его экономичность и надежность. В двигателях с открытой насосной системой подачи и с вытесни- тельной системой обычно оба компонента поступают в камеру сгорания в жидком виде (схема «жидкость — жидкость»). В двигателях с закрытой системой питания (с дожиганием) в камеру сгорания поступают генераторный газ (газообразное рабочее тело турбины), образующийся в газогенераторе и содержащий наряду с продуктами полного окисления продукты неполного сгорания горючего (восстановительный газ) или избыток окислительных элементов (окислительный газ), и один из компонентов в жидком виде (схема «газ — жидкость»). В камере сгорания генераторный газ дожигается; в случае восстановительного газа продукты неполного сгорания, содержащиеся в нем, вступают в химическую реакцию с окислителем, а в случае окислительного— избыток окислительных элементов вступает в химическую реакцию с горючим. Поэтому камеру, в которой происходит дожигание генераторного газа, называют также камерой дожигания. Возможна также схема «газ — газ», когда в камеру сгорания поступают только газообразные продукты. В двигателе такой схемы в камеру сгорания поступают два газовых потока: окислительный и восстановительный; избыток окислительных элементов первого потока окисляет продукты неполного сгорания во втором. Во всех случаях в камере сгорания протекает определенная совокупность физических и химических процессов, приводящих к выделению тепла и преобразованию исходных компонентов в конечные продукты сгорания. К этим процессам в общем случае относятся процессы подготовки смеси к сгоранию, т. е. дробление на капли жидких компонентов, их нагрев, испарение и смешение, а также воспламенение смеси и процесс горения. Общее время реакции, или время преобразования исходных компонентов в конечные продукты, равно сумме времени всех последовательных стадий и определяется, главным образом, временем протекания самых медленных стадий процесса. При температурах свыше 1800—2000 К, когда время протекания химических реакций очень мало, определяющими будут физические процессы. Наиболее медленными из них являются процессы испарения и смешения. Следовательно, для ускорения тепловыделения и достижения более полного сгорания следует совершенствовать физические процессы. В частности, тепловыделение значительно ускоряется при предварительном смешении жидких компонентов и при более тонком их распылении. Скорость испарения, зависящая от условий подвода тепла к жидкости, может быть повышена путем усиления газообмена с зонами, имеющими [высокую температуру. Физические процессы играют роль и после окончания основного процесса тепловыделения, если состав смеси неравномерно распределен 60
Горючее Триэтиламин .... Фурфуриловый спирт Легкое масло пиролиза Крекинг-керосин . . . Керосин прямой гонки Температура термического самовоспламенения 'во °С 300 325 430 425 506 по сечению камеры. В этом случае на- Таблица 4.1 блюдается выравнивание состава Про- Температура термического само- дуктов сгорания в результате турбу- воспламенения некоторых горючих лентной диффузии. Вместе с тем на общее время и на характер протекания процессов в камере сгорания оказывают влияние и химические факторы, причем главным образом в зоне, примыкающей к головке, где температура еще невелика. Некоторые порции топлива воспламеняются именно в этой зоне. Тепло, выделяющееся здесь при их воспламенении, непосредственно сказывается на скорости подогрева и испарения остальной, еще невоспла- менившейся части топлива. Очевидно, что чем выше химическая активность компонентов в низкотемпературной области, тем интенсивнее тепловыделение и поэтому тем меньше время прогрева и испарения. В этом отношении более благоприятны самовоспламеняющиеся компоненты, самовоспламенение которых происходит в жидкой фазе в результате поверхностного контакта; выделяемое тепло способствует разогреву и испарению еще невоспламенившейся части топлива. В парообразном состоянии воспламенение происходит при температурах свыше 200° С, причем пары несамовоспламеняющихся компонентов воспламеняются при более высоких температурах, чем пары самовоспламеняющихся. Самовоспламенение нагретых паров называют термическим, а минимальную температуру, при которой такое воспламенение может произойти, — температурой термического самовоспламенения. Значения температуры термического самовоспламенения для некоторых горючих в паре с азотной кислотой приведены в табл. 4. 1. Чем ниже температура термического самовоспламенения, тем рань- ше начнется воспламенение в низкотемпературной зоне, что в итоге должно сократить общее время процессов в камере сгорания. В камере сгорания могут быть условно выделены две основные зоны. Первая зона примыкает непосредственно к головке. В начале ее преобладают жидкие капли, причем их распределение по сечению головки неравномерно: различно не только местное значение коэффициента избытка окислителя, но и число капель на единицу объема. Количество испарившихся капель еще невелико; здесь происходит их предварительный нагрев, и испаряются лишь самые мелкие капли. Во второй части первой зоны происходит интенсивное испарение и образуются начальные очаги горения, способствующие дальнейшему ускорению процессов дробления, нагрева и испарения капель и сгорания. В конце первой зоны происходит интенсивное сгорание основной части топливной смеси. Во второй зоне происходит догорание продуктов неполного окисления и выравнивание состава газа за счет турбулентной диффузии. На рис. 4. 1 схематично показано протекание процессов распыли- вания U испарения 2 и сгорания 3 в отдельных зонах; здесь же показано изменение температуры Г, скорости w и давлешя паза р по длине камеры. Рассмотрим более подробно процессы нагрева, испарения и воспламенения, протекающие в первой зоне. Вытекающие из форсунок капли тормозятся газом; сам газ при этом начинает двигаться, увлекаясь 61
жидкостью. Вследствие этого возникает отток газов от головки, который в местах с малой плотностью капель компенсируется соответствующим притоком газа из зоны горения. Таким образом, у головки одновременно с попутными токами образуются обратные токи газа, направленные из зоны горения к головке. Обратные токи приносят тепло для первоначального прогрева и испарения капель, а также для воспламенения паров топлива и играют большую роль в стабилизации процесса в камере сгорания. Схема образования обратных токов около головки показана на рис. 4. 2. Важным условием образования обратных токов является некоторая неравномерность распределения жидкости по сечению головки. По мере испарения и сгорания увеличивается скорость газов, а капли тормозятся. Когда скорость капель станет равной скорости газа, исчезнут обратные токи. Последующий прогрев и испарение капель обеспечиваются теплом горения, идущего одновременно с испарением. При дальнейшем удалении от головки процесс значительно интенсифицируется: благодаря росту суммарной поверхности капель и усилению подвода тепла к ним увеличивается скорость испарения, в итоге растет скорость тепловыделения и преобразования исходного топлива в продукты сгорания. Вследствие этого основная масса топлива испаряется и сгорает на очень коротком участке камеры сгорания (см. рис. 4. 1), образуя своеобразный фронт пламени. Первая зона имеет небольшую протяженность; обычно в ядре потока она не более 100 мм. В пристеночном слое, где значения коэффициента избытка окислителя могут быть малыми, температура продуктов сгорания относительно невелика; вследствие этого процессы прогрева, испарения и сгорания здесь затягиваются на большем протяжении, занимая иногда всю длину камеры сгорания до сопла. Несмотря на относительно небольшую протяженность первой зоны, процессы в ней оказывают определяющее влияние на ход всего процесса в камере сгорания ЖРД. Действительно, во-первых, в первой зоне устанавливается определенное распределение соотношения компонентов по сечению камеры сгорания, включая пристеночный слой; во-вторых, в первой зоне формируется турбулентность, обеспечивающая перемешивание продуктов сгорания и выравнивание их состава в остальной части камеры сгорания, что важно для получения высокого удельного импульса; в-третьих, время перехода жидких компонентов в газообразные продукты, так называемое время преобразования, определяется вре- юо% t 1 1 с в , Рис. 4. 1. Процессы в камере сгорания: 1—распыливание; 2—испарение; 3— сгорание; I—первая зона; //—вторая зона Рис. 4. 2. Схема образования обратных токов 62
менем процессов первой зоны. Время преобразования оказывает большое влияние на устойчивость процесса в камере ЖРД- В первой зоне, как отмечалось, сгорание топлива в ядре потока в основном заканчивается; в пристеночном слое при малых значениях коэффициента избытка окислителя процесс сгорания может затянуться на большую длину. Состав продуктов сгорания по сечению камеры сгорания в конце первой зоны в общем случае неоднороден, в соответствии с чем меняется и их температура. Неоднородность имеет место по диаметру камеры (ядро и пристеночный слой) и, в меньшей степени, между соседними форсунками. Если различие в составе газа по сечению камеры сгорания будет значительным, то это приведет к потере скорости истечения и удельного импульса, так как часть химической энергии, заключенной в топливе, останется неиспользованной. Во второй зоне камеры происходит в основном выравнивание состава и температур продуктов сгорания по сечению путем турбулентной и молекулярной диффузии. Основное значение имеет турбулентный перенос вещества. Степень однородности состава газов в конце камеры зависит от степени однородности смеси (по составу и по плотности тока) в начале камеры, от интенсивности турбулентности и от длины камеры. В камерах дожигания роль отдельных процессов меняется; так, в схеме «газ — газ» отпадают процессы распыливания и испарения и основную роль играют процессы смешения. 4. 2. Форсунки ЖРД Распыливание жидких компонентов осуществляется форсунками, через которые они поступают в камеру сгорания под некоторым избыточным давлением. Распыливание жидкости сопровождается распадом струи и образованием капель. Совокупность летящих капель образует факел распыла. В ЖРД находят применение два типа форсунок: струйные и центробежные. Струйные форсунки. Они просты по устройству; их схема дзна на рис. 4. 3. Расчет струйной форсунки состоит в определении диаметра d отверстия сопла форсунки при известных расходе бф через нее и перепаде давления Арф на форсунке. Расчет ведется по уравнению расхода D. 1) где |Хф — коэффициент расхода форсунки; q — плотность жидкости; /ф — площадь сопла форсунки. Величина коэффициента расхода находится в пределах 0,65—0,9 и зависит от отношения l/d (где / — длина сопла форсунки), абсолютного размера диаметра и формы входа в сопловой канал. Значения диаметра d в форсунках ЖРД лежат в пределах 0,5—3,0 мм. Повышение диаметра форсунки ухудшает тонкость распыла; при очень малых d воз- Рис. 4. 3. Схема струйных форсунок 63
можно засорение канала. Угол факела распыла а у струйных форсунок невелик и составляет 5—20°. Центробежные форсунки. В них сочетается тонкий распыл при малых перепадах давлений с большим углом факела распыла (а = 60-М00°). Форсунка состоит из камеры завихрения а, входных каналов с радиусом гвх и сопла с радиусом г (рис. 4.4). Принципиальным отличием этой форсунки от струйной является наличие вращательного движения жидкости на входе в сопло. Жидкость поступает по нескольким (редко по одному) тенгенциальным каналам в камеру завихрения и здесь приходит во вращательное движение. Центральная часть форсунки заполнена газом из камеры, который увлекается жидкостью и тоже приходит во вращение, образуя газовый вихрь радиусом г т. Истечение жидкости происходит только по площади кольца, примыкающего жидкость заполняет лишь часть площади Рис. 4. 4. Схема центробежной форсунки к стенкам сопла, так что сопла где 8 — коэффициент живого сечения струи, или коэффициент заполнения. Очевидно, что толщина Д пелены жидкости будет тем меньше, чем больше радиус вихря при данном /ф. Вращательное движение жидкости в центробежной форсунке может быть создано не только путем подачи ее через тангенциальные входные каналы, но и другими способами, например, подачей через завихритель, имеющий на наружной поверхности винтовую нарезку, по которой движется жидкость. Коэффициент расхода \хф в уравнении D. 1) можно представить так: где фс — коэффициент скорости, учитывающий уменьшение осевой скорости из-за закрутки жидкости и гидравлических потерь. Очевидно, что коэффициенты е, q>c, |Яф зависят от интенсивности вращения жидкости в форсунке. Интенсивность вращения жидкости может быть охарактеризована отношением окружной скорости wu около стенки сопла форсунки к условной средней осевой скорости, выраженной через секундный расход жидкости Оф и площадь выходного сечения сопла /ф: Рост величины А означает увеличение интенсивности вращения в форсунке за счет роста момента количества движения, что приводит к уменьшению коэффициента расхода (Хф. Коэффициент А выражается через геометрические параметры форсунки и называется ее геометрической характеристикой. 64
Геометрическая характеристика форсунки для идеальной жидкости (без трения) может быть выражена как л -./-¦ где R — расстояние от оси форсунки до оси входного канала; п — число входных каналов; !вх — площадь сечения входного канала. Когда входные каналы не перпендикулярны к оси форсунки, выражение для геометрической характеристики приобретает вид a nRr 0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0Л\~ 0,3 о,г и/в •sin D.3) 1 |\ |\ 1 \ \ у / / 1 у \ v^ Л ? Л" 120 100 80 60 40 20 О Рис. 4.5. Зависимость параметров центробежной форсунки от его геометрической характеристики где р — угол между осью входного канала и осью сопла форсунки (см. рис. 13.22). Выйдя из центробежной форсунки, жидкость имеет форму полого конуса, точнее однополостного гиперболоида вращения, вдоль образующих которого движутся частицы жидкости. Траектория движения частиц, покидающих форсунку, определяется соотношением между окружной wu и осевой wa составляющими скорости при выходе из соплового канала; угол распыла а на выходе из форсунки определяется из выражения Так же, как и коэффициент расхода \хфу угол а зависит от интенсивности вращения жидкости, т. е. от геометрической, характеристики А. На рис. 4. 5 дан график изменения величин е, ^ф и а в зависимости от значения А для случая течения идеальной жидкости. Из графика следует, что при увеличении А угол распыла а увеличивается, а величина е и \хф уменьшаются. Причина такого протекания кривых заключается в том, что увеличение А означает увеличение окружной составляющей скорости в сопле. Несмотря на приближенный характер зависимостей для е, \хф и а они могут быть использованы для предварительных расчетов центробежных форсунок ЖРД. Экспериментальная проверка дает подтверждение основных положений теории центробежной форсунки для идеальной жидкости. Однако в ряде случаев наблюдается расхождение между опытными и теоретическими значениями \хф и а. Было установлено, что при распыливании реальной, вязкой жидкости влияние на расход и форму струи оказывает трение. Трение перед соплом форсунки уменьшает момент количества движения жидкости на входе в сопло форсунки, поэтому при реальной жидкости угол а меньше, а коэффициент [Хф больше, чем при идеальной. Из теории следует, что коэффициенты 8 и щ и угол а при учете трения могут быть найдены по формулам или графикам, полученным для идеальной жидкости (см. рис. 4.5), если вместо характеристики А использовать эквивалентную геометрическую характеристику D.4) 628 65
где I — коэффициент трения в форсунке; последний можно найти из приближенной формулы 5 Здесь число Рейнольдса определяется по условиям на входе: D.6) где йъ — эквивалентный гидравлический диаметр входных каналов; v — коэффициент кинематической вязкости жидкости; wBX — скорость во входном канале. Отношение Аэ/А показывает уменьшение момента количества движения вследствие действия сил трения. 4. 3. Распиливание Оценка работы форсунок, а следовательно, и качества процесса распы- ливания ведется по разным показателям: по размерам получающихся капель, их однородности, дальнобойности струи и форме факела распыла. Для ускорения процесса испарения распыл должен быть тонким (средний диаметр капель dK малый). В этом случае общая поверхность капель будет больше, а время, необходимое для их прогрева и испарения, меньше. На рис. 4. 6 приведены графики изменения температуры капель гексана, иллюстрирующие влияние размера капель на протяженность участка ее прогрева. На процессы в камере оказывают влияние форма струи и распределение жидкости в ее поперечном сечении. Для облегчения испарения жидкости следует избегать чрезмерной концентрации жидкой фазы в отдельных зонах камеры сгорания. Дальнобойность. Распределение жидкости по сечению струи оказывает влияние также и на дальнобойность, т. е. на глубину проникновения жидкости из форсунки в среду. Чем более компактна струя, тем при прочих равных условиях больше дальнобойность. Требования к дальнобойности струи зависят от условий смесеобразования. Обычно стремятся уменьшать дальнобойность, так как при этом дробление происходит вблизи головки и подготовительные процессы завершаются на более коротком участке камеры сгорания. В некоторых случаях оказывается целесообразным растянуть первую зону по длине камеры сгорания; тогда необходимо иметь форсунки с разной дальнобойностью. Распыливание жидкости из центробежной форсунки отличается меньшей дальнобойностью, чем из струйной форсунки. Это объясняется очень развитой поверхностью струи, выбрасываемой из центробежной форсунки. Здесь внешние силы сопротивления, понижающие дальнобойность, действуют как на внешнюю, так и на внутреннюю поверхности конуса. Кроме того, пелена конуса ан-50мкм из центробежной форсунки облада- — ет значительно большей неустойчи- сп востью, чем сплошная струя из Рис. 4.6. Изменение температуры капель гек- СТруЙНОЙ. ПОЭТОМУ ее распад ПрОИС- сана различного размера по длине камеры ходит ^ §QR^ блИЗКОМ раССТОЯНИИ 66
Рис. 4. 7. Формы факела распыла от сопла форсунки и при меньшем перепаде давления, что ведет к уменьшению дальнобойности. Форма факела распиливания. Процесс распыливания состоит из последовательных стадий распада струи, истекающей из сопла форсунки, и дробления крупных капель на более мелкие частицы. Факторы, которые вызывают распад струи, можно разделить на внешние по отношению к струе и внутренние. К внешним факторам относятся силы аэродинамического сопротивления и силы, возникающие при соударении струй и отдельных капель или при ударе их о препятствия. Влияние этих факторов будет тем больше, чем больше относительная скорость жидкости и среды или соударяющихся струй. Аэродинамические силы, кроме того, зависят от плотности среды, увеличиваясь с увеличением плотности. К внутренним факторам, способствующим распаду струи, относятся силы инерции, возникающие в результате турбулентных пульсаций в струе жидкости и увеличивающиеся с ростом скорости жидкости. Препятствуют распаду силы молекулярного сцепления. Они проявляются в виде сил вязкости во внутренних слоях жидкости и в виде сил поверхностного натяжения на границе раздела двух сред. На величину молекулярных сил влияет температура жидкости. При увеличении температуры их действие ослабевает; при критической температуре силы поверхностного натяжения равны нулю. Форма факела и тонкость распыла зависят от перепада давлений, при котором происходит истечение жидкости из сопла форсунки. При увеличении перепада давлений повышается действие как внутренних, так и внешних факторов, и струя распадается на более мелкие капли, так как растет скорость жидкости на выходе из форсунки. Например, при распыле из центробежной форсунки при весьма малом перепаде давлений истечение происходит в виде струи, на поверхности которой ясно видны винтовые траектории частиц. При увеличении перепада Арф на выходе из сопла появляется пустотелая сплошная поверхность в виде «пузыря» (рис. 4. 7, а), которая на некотором расстоянии от сопла стягивается силами поверхностного натяжения. По мере дальнейшего увеличения перепада давлений пузырь раскрывается и превращается в «тюльпан» (рис. 4. 7, б). На некотором расстоянии от сопла форсунки «тюльпан» распадается на капли. Неразорвавшаяся часть тюльпана носит название пелены. По мере увеличения перепада давлений длина участка нераспавшейся пелены уменьшается до тех пор, пока распыл не будет происходить практически у сопла (рис. АЛ,в). Схема распада струи жидкости из центробежной форсунки показана на рис. 4. 8. Тонкость распыливания. При распыливании образуются капли различных размеров. Оценка качества распыливания проводится на основании экспериментальных данных. Для этой цели кап- рис. 4.8. схема распада ли распыленной жидкости улавливаются тем или струи б^ойСфорсунк?ентр° иным способом и сортируются по группам, отли- 3* 67
Рис. 4.9. Кривая распределения распыленной жидкости 0,9 Рис. 4. 10. Зависимость среднего диаметра капель от толщины пелены чающимся величиной диаметра. Затем строятся характеристики мелкости (тонкости) распыливания в виде кривых распределения капель по их диаметрам. Например, строятся суммарные кривые, где по оси ординат откладываются последовательно результаты взвешивания всех капель, имеющих данный диаметр и меньший (рис. 4.9). Для оценки тонкости распыливания пользуются некоторым средним диаметром капель. Часто за средний диаметр принимают диаметр rfo,5» соответствующий относительной массе G = 0,5 на кривой рис. 4. 9. Помимо оценки по среднему диаметру капель, о качестве распыла судят также по однородности размеров получающихся капель. Так как минимальный диаметр капель равен размеру молекулы, то однородность может характеризоваться величиной максимального диаметра капель или величиной, например, диаметра капель rfo,9 на кривой распределения (см. рис. 4.9), соответствующего 90% общей массы капель. Чем меньше afo,9, тем однороднее распыл. Тонкость распыливания зависит от перепада давлений на форсунках. При истечении жидкости из центробежной форсунки получаются капли со средним диаметром порядка 50—200 мкм при Д/?ф=0,3-т- 0,6 МПа. С увеличением Арф диаметр капель уменьшается; при больших значениях перепада давлений эта зависимость выражена слабо. Тонкость распыливания зависит также от формы и состояния поверхности струи жидкости на выходе из форсунки. Чем больше толщина струи на выходе из форсунки, тем она компактнее, так как меньше отношение поверхности ее к объему, тем меньше воздействие аэродинамических сил и, при прочих равных условиях, тем хуже распыл. На рис. 4. 10 показана зависимость диаметра капель от толщины пелены Д жидкости на выходе из центробежной форсунки. С увеличением толщины пелены распыл ухудшается. Величина Д тем больше, ием больше коэффициент расхода и меньше угол а (при данном диаметре сопла форсунки). Увеличение диаметра сопла при прочих равных условиях ведет к росту Д и поэтому ухудшает распыл. Это положение иллюстрируется рис. 4.11, на котором приведены три зависимости среднего диаметра капель от перепада давлений на форсунке. Эти кривые относятся к трем центробежным форсункам, имеющим расходы I — 0,24; II — 0,12; III — 0,06 кг/с (при перепаде давлений 0,7 МПа), а следовательно, и разные диаметры отверстий и струй жидкости. Видно, что, чем меньше размер струи, тем тоньше распыливание. В камерах сгорания ЖРД из-за высоких температур и давлений и интенсивного теплообмена капель с газами нет необходимости в излишне мелком распыле, а следовательно, и в большом перепаде давлений на форсунках. Минимальное значение перепада на форсунках ЖРД находится в пределах 0,1—0,4 МПа. Распределение жидкости в струе как правило отличается неравномерностью как по сечению, так и по длине факела. На рис. 4. 12 приведены кривые распределения расхода жидкости вдоль радиуса струи 68
200 150 100 о,5 Рис. 4. И. Зависимость среднего диаметра капель от перепада давлений по форсунке Расстояние от оси форсунки г а) Расстояние от оси форсунки 5) Рис. 4. 12. Распределение секундного расхода жидкости вдоль радиуса для двух расстояний от сопла форсунки (Za>/i): а—струйная форсунка; б—центробежная форсунка через единицу площади в двух сечениях факела, находящихся на расстоянии 1\ и 1% от сопла. Из графика следует, что как для струйной, так и для центробежной форсунки характерна неравномерность расхода по сечению: по мере удаления от сопла форсунки распределение жидкости по сечению струи становится более равномерным. 4. 4. Смешение компонентов Расположение форсунок. Необходимым условием для протекания химической реакции между окислителем и горючим является контакт между ними. Полнота выделения тепла всегда увеличивается при улучшении качества предварительного смешения вне зависимости от вида применяемых компонентов топлива. Организовать смешение компонентов можно путем взаимодействия струй в камере сгорания в процессе распыливания или путем предварительного смешения компонентов с последующей их подачей через одну форсунку. Назовем смесительным элементом, или смесителем, наименьшее число форсунок, предназначенных для смешения компонентов в заданных соотношениях. Тогда вся смесительная головка может включать ряд простейших смесительных элементов, каждый из которых в общем случае состоит из нескольких форсунок. Смесительные элементы оказывают влияние друг на друга, но совершенство их в основном определяется качеством смешения и условиями последующего испарения, которые создаются отдельными смесительными элементами. При применении струйных форсунок используют смесители, состоящие из трех или двух форсунок (рис. 4.13). Поскольку угол факела у струйной форсунки невелик, то для лучшего контакта компонентов и их перемешивания часто *"с- j;jю- ?хемы струйных . •*• смесительных элементов. фОрСуНКИ раЗНОИМеННЫХ КОМПОНеНТОВ раСПОЛа- /-горючее; 2-окислитель 69
гают под углом друг к друту (рис. 4. 13, а и 4. 13,6). Применяют также струйные смесители с параллельными осями форсунок (рис. 4. 13, в). Трехструйные смесители (см. рис. 4.13,а), состоящие из двух окисчи- тельных форсунок и одной форсунки горючего, имеют преимущества по сравнению с двухструнными, так как объемный расход окислителя часто в 2—3 раза больше, чем горючего. Поэтому увеличение числа отверстий для окислителя уменьшает размеры окислительной струи и обеспечивает лучшее распыливание и лучшее смешение окислителя и горючего. В симметричном трехструйном смесителе результирующая струя движется вдоль оси центральной форсунки. При столкновении двух струй результирующая струя отклоняется на некоторый угол. Предполагая, что при встрече струй суммарное количество движения их остается неизменным, можно найти направление результирующей струи (угол 0 между направлением струи и нормалью к головке). Если w0K и дог скорости струй на выходе из форсунки соответственно окислителя и горючего, то Рис. 4. 14. Схемы расположения форсунок на плоской смесительной головке: а—шахматное; б—сотовое; #—форсунка горючего; О— форсунка окислителя sin рок — sin рг W0K D.7) cos где х — соотношение компонентов. Можно, задавшись углом 6 (например, 9 = 0), найти необходимые углы рок и (Зг (см. рис. 4. 13, б). Геометрическое взаимодействие струй нужно учитывать при проектировании головки, чтобы избежать попадания топливной смеси на стенку камеры сгорания или концентрации жидкости в ее отдельных зонах. Смесительная головка со струйными форсунками обычно включает большое число одинаковых смесителей, равномерно расположенных на головке. Исключение может составить область у стенки, где часто для облегчения условий охлаждения устанавливают главным образом форсунки горючего. При применении центробежных форсунок их также стремятся располагать равномерно на смесительной головке для обеспечения равномерного распределения компонентов по сечению. Поскольку угол распыла центробежной форсунки велик, то здесь столкновение струй разноименных форсунок достигается и при параллельном расположении осей форсунок. Форсунки окислителя и горючего обычно чередуются; струи соседних форсунок пересекаются или сливаются. В случае центробежных форсунок применяют шахматное, сотовое и другие схемы расположения форсунок (рис. 4. 14). Как и в случае струйных форсунок, для облегчения условий охлаждения камеры на внешней окружности головки обычно располагают преимущественно форсунки горючего. Это предотвращает также попадание окислителя на стенку и его агрессивное воздействие на материал стенки. 70
Рис. 4. 15. Схемы двухкомпонентных форсунок: а—с внешним смешением; б—с внутренним смешением; 1—подвод первого компонента; 2—подвод второго компонента Рис. 4. 16. Схемы смесительных элементе» камер дожигания: /—газообразные продукты из турбины; 2—жидкий окислитель До сих пор мы рассматривали однокомпонентные форсунки. Применяются также двухкомпонентные форсунки, через которые подаются оба компонента; в этом случае форсунка, в сущности является элементарным смесителем. Двухкомпоненткые форсунки могут быть с внешним и внутренним (предварительным) смешением. В первом случае форсунка представляет собой соосно расположенные форсунки (рис. 4. 15, а) окислителя и горючего (двухсопловая форсунка). При внутреннем предварительном смешении (эмульсионная форсунка) перемешивание компонентов происходит внутри форсунки, что обеспечивает высокое качество топливной смеси. Двухкомпонентные форсунки конструктивно сложнее однокомпонентных, но они позволяют получить хорошее перемешивание при меньшем числе форсунок на смесительной головке. При создании эмульсионных форсунок следует иметь в виду опасности самовоспламенения смеси компонентов в форсунке. Для избежания этого необходимо, чтобы время пребывания смеси окислителя и горючего в форсунке было меньше, чем период задержки воспламенения в этих условиях. Помимо жидкостных форсунок, подающих жидкие компоненты, в ЖРД могут использоваться и так называемые газовые форсунки для подачи генераторного газа в камеру дожигания. Газовые форсунки — обычно струйного типа. Некоторые из возможных схем смесительных элементов камер дожигания показаны на рис. 4. 16. Распределение топлива по сечению камеры. На рис. 4. 17 показано распределение коэффициента избытка окислителя по диаметру камеры. Местные значения а* обычно отличаются от среднего значения коэффициента избытка окислителя для камеры аср даже при равномерном размещении форсунок на головке. Причины этого заключаются в неодинаковости расходов отдельных форсунок, в неполном смешении компонентов в пределах одного смесителя, в неравномерности размещения форсунок на головке и в попадании части топлива на стенки. Однако, поскольку форсунки на головке распо ложены определенными группами, то средние значения а* Ср для отдельных струй с поперечным размером, близким к величине шага между форсунками *ф, примерно ОТТИНЯКТты Игктттппрттмр nfiwuun rn Рис* 4* 17- Распределение коэффициента из- идииакиьы. исключение ООЫЧНО СО- бытка окислителя по диаметру головки: СТаВЛЯеТ СЛОЙ у СТеНКИ, ПОСКОЛЬКУ ;_ГОрючее; 2-окислитель; 5-форсунки 71
здесь часто из-за необходимости обогащения горючим коэффициент избытка окислителя уменьшается. Принято часть потока топлива (или газа) в центральной части камеры сгорания, в котором а изменяется мало, называть ядром потока, а слой потока у стенки со значительно меньшим коэффициентом избытка окислителя — пристеночным слоем. На стенку (в пристеночный слой) попадает примерно 15—30% топлива. С ростом размеров камеры и уменьшением шага форсунок эта величина уменьшается. Если скорости испарения окислителя и горючего различны, то из-за более раннего испарения одного из компонентов и поперечного перетекания его паров может иметь место перераспределение компонентов по сечению в сравнении с тем, которое было в жидкой фазе на выходе из форсунок. Поэтому распределение а, подсчитанное по составу продуктов сгорания в конце 1-й зоны, может отличаться от того, которое получилось в жидкой фазе у головки. Различная скорость испарения компонентов может быть вызвана разными размерами капель, а также различием их физических свойств. Так, например, в двигателе, работающем на азотной кислоте и керосине, вследствие того, что обычно расход через форсунку окислителя выше, чем через форсунку горючего, капли окислителя будут больших размеров. Поскольку плотность азотной кислоты почти в два раза больше плотности керосина, то масса капли окислителя в данном случае оказывается значительно больше массы капли горючего, что при прочих равных условиях требует для испарения соответственно больше тепла и больше времени. Как отмечалось, после первой зоны происходит выравнивание состава продуктов сгорания в силу турбулентного перемешивания. Турбулентность, создающая перемешивание продуктов сгорания во второй зоне, возникает в первой зоне из-за перетекания газа из области с большей плотностью капель в область с меньшей плотностью при испарении, а также благодаря разности продольных скоростей отдельных струек газа. Степень перемешивания продуктов сгорания зависит от интенсивности турбулентности, мерой которой являются пульсационные скорости. При интенсивности турбулентности, имеющей место в ЖРД, и при обычных для камер сгорания длинах перемешивание продуктов сгорания сглаживает в основном неравномерности распределения состава и температуры между зонами отдельных форсунок. Следовательно, если в конце первой зоны распределение а по сечению камеры, подсчитанное по составу продуктов сгорания, имеет, например, вид, показанный на'рис. 4. 18 пунктиром, то к концу камеры сгорания, т. е. к концу второй зоны, это распределение будет иметь примерно вид, показанный сплошной линией. Эго положение имеет важное значение: чем меньше неравномерность, создаваемая смесительной головкой, тем !меньше необходимая длина участка выравнивя- ния состава продуктов сгорания. Если представить себе идеальный двигатель, у которого состав смеси в начале камеры сгорания одинаков по всему сечению, то длина камеры сгорания этого Рис. 4. 18. Распределение коэффициента ДВИГатеЛЯ будет Наименьшей. Она избытка окислите^ вначале и в конце определяеТ1СЯ в ОСНОВНОМ ДЛИНОЙ ЗОНЫ 72
предварительного смесеобразования и испарения и длиной зоны горения. С этой точки зрения уменьшение шага между форсунками при данном размере головки, т. е. увеличение числа форсунок, является желательным. Положительное влияние в этом направлении должно оказать и применение двухкомпонентных форсунок. 4. 5. Форма и размеры камеры сгорания Камеры сгорания ЖРД имеют обычно цилиндрическую или сферическую (или близкую к ней) форму. Возможно также применение камер сгорания кольцевой формы. Наиболее широкое применение получили камеры сгорания цилиндрической формы; они просты по конструкции и просты в изготовлении. Головка цилиндрической камеры имеет обычно плоскую форму (или близкую к ней). Объем камеры сгорания. Объем камеры определяет время пребывания в ней топлива и продуктов сгорания. Это время должно быть достаточным для наиболее полного завершения процессов, протекающих в камере сгорания. Чем совершеннее организованы процессы и чем выше химическая активность компонентов, тем меньше необходимое время пребывания и, следовательно, тем меньше потребный объем камеры сгорания. Точное определение потребного объема камеры сгорания для получения необходимой полноты сгорания может быть сделано только на основании эксперимента. Для приближенной оценки необходимого объема камеры можно воспользоваться статистическими данными по времени пребывания или пропорциональной ей величине — приведенной (характеристической) длине камеры. Общее время пребывания топлива и продуктов сгорания в камере для удобства заменяют временем пребывания продуктов сгорания, равным хп = —~ ? где Мк — масса газа в камере. Следует иметь в виду, что эта величина является условной, поскольку она не определяет истинного времени пребывания. Если принять плотность газа в камере постоянной и равной ее значению в конце камеры сгорания qk и пренебречь объемом, занимаемым жидкостью, то Q Считая далее QK~-^V. D.9) на основании выражений A.23), D.8) и D.9) 'можно записать VK ap~RTl к 1 кр Отношение объема камеры сгорания к площади критического сечения Ln=VK/tFKY> и представляет собой приведенную длину. Поэтому хп? = ^р La. D. 10) 73
Чем больше Ln, тем больше время пребывания и тем выше до определенного предела полнота сгорания топлива и величина удельного импульса. Необходимое время пребывания (и соответственно Ln) различно для различных топлив и зависит от условий смесеобразования,— оно меньше для самовоспламеняющихся и легкоиспаряющихся компонентов. С повышением качества предварительного смешения необходимые значения тпр и Ln уменьшаются. У большинства выполненных двигателей тп=0,0024-0,004 с, a Ln= 1,5^-3 м. В двигателях с закрытой системой подачи в камеру сгорания наряду с жидким компонентом поступает генераторный газ с достаточно высокой температурой, что интенсифицирует процессы воспламенения и испарения. Поэтому приведенная длина камеры дожигания, работающая по схеме «газ — жидкость», может быть в 1,3—1,8 раза меньше, чем для обычных камер сгорания. Иногда при определении объема камеры сгорания исходят из величины теплонапряженности qK камеры, равной <7=-т-; D.И) здесь Q — количество тепла, выделяющееся в единицу времени при полном сгорании. Нетрудно показать, что величина qK связана с тп и Ln. Действительно, поскольку Q = Gha, то с учетом равенств A. 24) и D. 11) можно получить К Поперечные размеры камеры сгорания. Линейные размеры камеры сгорания при данном ее объеме определяются площадью поперечного сечения. В цилиндрических камерах площадь поперечного сечения равна площади смесительной головки; последняя же три данной схеме расположения форсунок определяется их числом и шагом между ними. С целью уменьшения габаритов двигателя необходимо стремиться к уменьшению диаметра головки, т. е. к уменьшению шага форсунок и уменьшению их числа, но шаг и число форсунок влияют на процесс и поэтому не могут выбираться произвольно. Уменьшение шага между форсунками ниже определенного предела при данном их числе может вызывать ухудшение условий теплоподвода, так как соотношение между жидкими и газообразными частями среды, заполняющими камеру у головки, изменяется в неблагоприятную сторону. В то же время условия смешения компонентов при уменьшении шага улучшаются, так как уменьшается неравномерность распределения компонентов по сечению. Минимальный шаг может быть ограничен также условиями размещения форсунок на смесительной головке. Выбор шага необходимо у^ъ- зывать € величиной (расхода через одну форсунку. С увеличением расхода шаг .между форсунками должен увеличиваться, так как в противном случае нормальное течение (процесса сгорания нарушается. Причина нарушения заключается в образовании значительного сгущения струй жидкости в отдельных зонах около головки и ухудшении поэтому условий ее испарения. Однако увеличение шага и соответствующее увеличение диаметра сопла форсунки, т. е. производительности ее, выше определенного предела может ухудшить условия смешения и распыливания; поэтому максимальное значение шага так же, как и наибольшего расхода через одну форсунку, должно быть ограничено. Т4
Расходы компонента через форсунку в зависимости от типа двигателя, его параметров и топлива могут быть весьма различными: для однокомпонентных форсунок — от нескольких г/с до 200—300 г/с, а в случае двухкомпонентных — до 2—3 кг/с. При увеличении давления в камере растет плотность газов у смесителей головки. Это улучшает условия подвода тепла для нагрева и испарения компонентов и должно позволить уменьшить шаг между форсунками при данном их числе или уменьшить число форсунок при неизменном шаге и, тем самым, несколько уменьшить размеры головки. Часто размеры смесительной головки характеризуют величиной расходонапряженности ^гол, представляющей собой отношение секундного расхода топлива G к площади FTOn_ головки: *7гол с, * гол Как и шаг между форсунками, расходонапряженность характеризует косвенно условия теплоподвода к топливу у смесительной головки. Чем больше эта величина, тем меньше площадь головки, но больше концентрация жидкости у головки и труднее организация подвода тепла к топливу. При выборе величины расходонапряженности головки необходимо учитывать те же факторы, что и при выборе шага форсунок. Улучшение условий смесеобразования и испарения позволяет повысить расходонапряженность смесительной головки; так, поскольку увеличение давления в камере улучшает условия испарения капель, то рост рк* должен позволять увеличивать <7ГОЛ- Отношение ^¦л==^=-^у- D-121 называют от носите л ьн ой расходонапряженностью головки. В среднем дГол==|@,6—2,5I02 кг/(с-м2) МПа. Относительная расходонапряженность головки связана с величиной относительной площади головки ?гоЛ = ^ • D' 13) Действительно, подставляя в отношение D.12) значение G из выражения A. 24), получим ф ?рм = _* D.14) * Обычно /?Го'л = 3-ь8. Для цилиндрических камер сгорания Т —F * гол 1 к» где Fu = FJFKV9 a FK—площадь поперечного сечения камеры сгорания. На рис. 4. 19 схематично показано, как изменяется конфигурация камеры сгорания и сопла ЖРД при увеличении тяги двигателя при неизменном давлении в камере. Расходонапряженность головки и степень расширения сопла приняты постоянными. По мере увеличения тяги длина камеры сгорания изменяется мало; длина двигателя растет в основном за счет увеличения размеров сопла. Уменьшение поперечных размеров камеры сгорания связано с уменьшением ее относительной площади FK. В предельно форсированном варианте (FK=l) диаметр камеры сгорания равен диаметру критического сечения сопла (рис. 4.20). Камера сгорания такого типа 75
Рис. 4. 19. Изменение конфи- гурации камеры ЖРД при увеличении тяги Рис. 4. 20. Схема полутеп- лового сопла Рис. 4. 21. Зависимость удельного им- пульса от относительной площади ка- меры сгорания ^ в литературе называется пол у теп лов ым соплом. В такой камере в конце цилиндрической части скорость газа становится равной скорости звука. Уменьшение относительной площади FK камеры сгорания приводит к росту скорости газа в ней и, как следствие, к уменьшению полного (заторможенного) давления в конце камеры сгорания из-за роста теплового сопротивления *. Падение полного давления в свою очередь несколько уменьшает удельный импульс. Падение удельного импульса при уменьшении FK из-за влияния теплового сопротивления показано на рис. 4.21. Из графика, в частности, видно, что при FK^3 тепловое сопротивление практически отсутствует и его влиянием на удельный импульс можно пренебречь. Форсирование камер сгорания ЖРД путем уменьшения ^к означает одновременно повышение расходонапряженности головки и, как следствие, возможное ухудшение условий теплоподвода к свежей топливной смеси. _Поэтому переход к форсированным камерам сгорания с малыми FK возможен лишь при подборе систем смесеобразования, дающих хорошие результаты при высокой расходонапряженности. В противном случае такой переход может привести к уменьшению полноты выделения тепла и нарушению устойчивой работы. 4. 6. Особенности процесса в жидкостных газогенераторах Жидкостный газогенератор — агрегат, в котором основное или вспомогательное топливо в результате экзотермических химических реакций преобразуется в продукты газогенерации. Последние в двигателях с насосной подачей топлива используются для привода турбины ТНА; в двигателях с вытеснительной подачей топлива они могут быть использованы для вытеснения компонентов топлива из баков. Жидкостные газогенераторы (ЖГГ) называют часто просто газогенераторами (ГГ). В зависимости от применяемого топлива различают однокомпонентные, двухкомпонентные и трехкомпонентные газогенераторы. Наиболее широкое применение в ЖРД получили двухкомпонентные газогенераторы. Двухкомпонентные газогенераторы. В двухкомпонентных газогенераторах рабочее тело турбины получается в результате "процесса реакции между окислителем и горючим, используемыми -в основной камере сгорания двигателя. Газогенератор в этом случае представляет собой специальную камеру сгорания; процесс в нем имеет свои особенности. Условия работы турбины требуют, чтобы температура газа перед ней * Тепловым сопротивлением называется эффект падения полного давления, вызванный подводом тепла к движущемуся потоку газа. 76
была бы не выше определенной величины (не выше 1200—1500 К). Данный уровень температур можно получить лишь при значительном избытке одного из компонентов (а<0,2 или а>5). Таким образом основной особенностью процесса в двухкомпонент- ном газогенераторе по сравнению с обычной камерой сгорания является то, что он протекает при составе топливной смеси, отличающемся от стехиометрического. При избытке горючего на выходе генератора получается газ с восстановительными свойствами (восстановительный газ) и содержащий, кроме продуктов полного и неполного окисления, также продукты разложения горючего, а в некоторых случаях и его пары. При избытке окислителя на выходе из газогенератора выходит газ с окислительными свойствами (окислительный газ), содержащий в себе свободный кислород. На выбор избыточного компонента влияют разные обстоятельства. Так, при работе с избытком окислителя (а>5) предъявляются дополнительные требования к материалам турбины, которые в этом случае должны быть стойкими к окислительной среде при высоких температурах. Необходимо также учитывать параметры рабочего тела (/?, k), чтобы при заданной температуре получить возможно большую работу турбины. В общем случае работоспособность восстановительного газа выше, чем окислительного. С другой стороны, при генерации восстановительного газа в ряде случаев получаются твердые продукты (кокс, тяжелые смолы), которые могут откладываться на стенках каналов или на поверхностях деталей турбины. Известны две схемы организации процесса горения в двухкомпо- нентном газогенераторе. В связи с этим различают однозонные и двух зонные схемы газогенераторов. В однозонном газогенераторе (рис. 4. 22, а) все топливо подается в одном сечении со стороны головки. Поскольку соотношение компонентов здесь значительно отличается от стехиометрического и температура горения невелика, то процессы испарения, воспламенения и сгорания протекают со сравнительно невысокими скоростями, что в ряде случаев может привести к неустойчивости процесса горения или недостаточной полноте сгорания. Применение такой схемы целесообразно при легковоспламеняющихся или легко-испаряющихся (низкокипящих) компонентах. В двухзонном газогенераторе (рис. 4.22, б) со стороны головки компоненты топлива подаются при коэффициенте избытка окислителя, близком к оптималь- Горючее Окислитель В турбину I Горючее О к и ели-{ -гоппп темь VP2000- Рис. 4. 22. Схемы двух компонентных газогенераторов: а—однозонный; б—двухзонный Т,К зэоо 3000 2500 2000 1500 1ООО 500 О у -У 1 / / / 2 / / 2 1 f i / RJr / / s 1 j s 7 \ s s s s ч \ s \ \ \ ч \ \ \ s \ 4 4 4 \ яг, Д 1000 800 600 WO 200 О 0,1 0,2 0,30,1 0,71,01,52 3 45 7a. Рис. 4.23. Расчетные параметры продуктов сгорания для двух топлив: 1—кислород — керосин; 2~ азотная кислота — керосин 77
ному (a^0,5-f-0,7). Сгорание этой части топлива происходит при высоких температурах, и поэтому процесс отличается высокой скоростью и устойчивостью. Избыточный компонент, поступающий в газогенератор на некотором расстоянии от головки, подвергается воздействию горячих газов и, испаряясь, охлаждает их до необходимой температуры. Такая организация процесса обеспечивает существенно большую устойчивость процесса, чем в однозонном газогенераторе. На рис. 4. 22 приведены схемы газогенераторов, в которых охлаждение обеспечивается горючим, однако для этих целей может быть использован и окислитель. На рис. 4. 23 приведены расчетные зависимости температуры продуктов сгорания от коэффициента избытка окислителя в широком диапазоне изменения последнего. Следует, однако, иметь в виду, что при очень богатых смесях расчетные значения температуры выше опытных данных на 100—200° С. Это объясняется сложным химическим составом продуктов реакции, который не всегда удается учесть в расчете, а также тем, что вследствие малых скоростей реакций не успевает установиться термодинамическое равновесие, в то время как в расчете определяются равновесные состав и температура продуктов сгорания. При проектировании газогенератора важным этапом является определение его объема. Обычно при этом исходят из величины необходимого времени пребывания. Для однозонных газогенераторов это время находится в пределах тпр=0,004-ь0,008 с. Соответственно, объем однозонного газогенератора Угг найдется из соотношения: т/ ^пр^гг ^гг— , Qrr где Grr — расход топлива в газогенератор, равный расходу рабочего тела на турбину; Qrr — плотность продуктов сгорания в газогенераторе. В случае двухзонного газогенератора объем определяется так: V =V 4-1/ v гг v з.гТ v з.ю где У3. г, V3. и — соответственно объемы зон горения и испарения. Для определения объема зоны горения можно исходить из времени пребывания в ней (тгпр)з.г=0,002^-0,004 с, а зоны испарения — (тпр)з.и = 0,0014-0,003 с. Однокомпонентные газогенераторы. В однокомпонентном газогенераторе рабочее тело турбины получается путем разложения унитарного (однокомпонентного) топлива. В качестве такого могут быть использованы перекись водорода, гидразин, диметилгидразин, изопропилнитрат и др. Разложение топлива может осуществляться термическим или каталитическим способом. В первом случае топливо разлагается за счет тепла, получающегося при разложении ранее поступивших порций, или тепла, подводимого от внешнего источника. Во втором случае для разложения топлива используется жидкий или твердый катализатор. Более широкое применение получили твердые катализаторы. Катализатор размещается в газогенераторе, куда поступает топливо, разлагающееся при контакте с ним. ~~ Для примера рассмотрим газогенератор для разложения перекиси водорода. В качестве катализатора в этом случае могут использоваться зерна из твердой пористой основы (гипс, цемент и др.), пропитанные каталитически активными солями, например, перганганатами, хроматами и др. Схема такого газогенератора показана на рис. 4.24. Зерна катализатора расположены в сетке 2, установленной в корпусе /. 78
Перепись^ Водорода Рис. 4.24. Схема однокомпонентного газогенератора с твердым катализатором: /—корпус; 2—сетка; 3—головка с форсунками Через форсунки 3 поступает перекись водорода; в результате ее разложения образуется парогаз (Н2О + О2), который далее идет к турбине. Количество необходимого катализатора определяется его активностью. Под активностью Z понимается количество топлива (в частности, перекиси водорода), разлагаемое одним кг катализатора в одну секунду. Для зернистых катализаторов перекиси водорода эта величина доходит до 2,5— 2,8 кг/(с-кг). Если известен расход топлива через газогенератор, то необходимое количество катализатора (по массе) найдется так: MKar=QJZ. В качестве катализатора могут быть использованы и специальные сетки, изготовленные из серебра или из латуни, с серебрянным покрытием. Применение однокомпонентных газогенераторов целесообразно в двигателях, в которых один из компонентов является одновременно и унитарным топливом, т. е. способен к разложению с выделением тепла. К однокомпонентным газогенераторам можно отнести и генераторы, работающие на твердом топливе. Такой газогенератор представляет собой камеру, заполненную твердым топливом. Время работы его обычно не велико. Газогенераторы на твердом топливе используются, в основном, для раскрутки турбонасосного агрегата при запуске двигателя; их часто называют пороховыми стартерами.
Глава V ПРОЦЕССЫ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ РДТТ 5. 1. Схема процесса в простейшем РДТТ Простейший РДТТ схематически был представлен на рис. 1.1. Так как все поверхности топливного заряда, за исключением торцовой, обращенной к соплу, ограничены стенками, горение топлива возникает на свободной торцовой поверхности. Считая топливо однородным, можно представить процесс горения, не вдаваясь пока в детали, следующим образом. Горение происходит с торцовой поверхности, обращенной к соплу. Эта поверхность FTOV с некоторой скоростью wT0V перемещается в сторону крышки. Величина шгор называется скоростью горения и измеряется в см/с или в мм/с. Если длина заряда вдоль оси двигателя L, а wTOp — средняя Скорость горения топлива, то общая продолжительность работы двигателя в данном случае равна x=J^. E.1) Схема процесса горения представляется в следующем виде. Источник воспламенения выделяет достаточное количество тепла для возникновения процесса горения, которое в дальнейшем поддерживается самим ходом процесса. Топливо на торцовой поверхности разлагается и испаряется, размягчаясь или переходя через жидкую фазу. Реакции в твердом топливе (пиролиз, сублимация) в этой стадии чаще экзотермические, поэтому температура продуктов разложения повышается. На рис. 5. 1 вертикаль /—1 соответствует границе условно твердой поверхности. На самом деле на небольшой глубине от поверхности /—1 топливо постепенно включается в процесс разложения. Расчеты и опыты показывают, что из-за малой теплопроводности топлива в реакцию газообразования включается очень тонкий слой топлива толщиной порядка 0,1 мм и даже меньше. Следовательно, основная масса топлива сохраняет свою начальную температуру Тиач и только в тонком слое у поверхности горения эта температура постепенно растет до величины Ts — условной температуры на поверхности 1—U принимаемой за границу твердой фазы. К поверхности 1—1 примыкает зона /, в которой протекает разложение топлива и переход из твердой фазы в жидкую и парогазовую. В зоне I, таким образом, имеются вещества переменного агрегатного состояния и с переменной температурой. Протяженность этой зоны 1\. Температура продуктов растет до величины Т\ из-за выделения тепла при реакции разложения. За зоной I находится зона II протяженностью /2, которая является зоной подготовки к горению. Здесь образуются активные продукты без выделения тепла, в связи с чем в зоне II температура Т\жconst. Скорость газообразования зависит от свойств топлива, от давления в камере и от температуры продуктов горения. Зоны I и II являются несветящимися. Наконец, за зоной II начинается зона III — зона горения. В конце зоны III температура достигает максимального значения Гк*, величина которой зависит от рода топлива. Зона III представляет зону пламени,, или зону свечения. 80
Рис. 5. 1. Схема горения твердого топлива Разложение топлива на поверхности и образование горючей газовой смеси является основной стадией процесса, определяющей скорость горения. На скорость разложения топлива оказывает большое влияние теплоотдача от зоны пламени. Теплоотдача к поверхности топлива из зоны пламени тем выше, чем больше давление /?к* в камере и температура Тк*. Опыт показывает, что общая протяженность несветящихся зон I и II в значительной степени зависит от давления, а именно: /1+/2~_^_? E.2) где К — постоянная, различная для разных топлив. Следовательно, увеличение давления вдвое сокращает длину зон I и II в 8 раз и приближает зону пламени к поверхности твердого топлива. При малых значениях /?к* и Гк* скорость газообразования мало зависит от притока тепла из зоны горения, а с дальнейшим уменьшением /?к* зона пламени настолько отдаляется от поверхности твердого топлива, что внешний приток тепла становится практически ничтожным, и при некотором давлении сгорание прекращается, так как одной экзотермической реакции разложения оказывается недостаточно для самоподдержания процесса. При высоком давлении зона пламени приближается к поверхности горения и приток тепла на поверхность топлива возрастает. В этом случае, особенно при высоких Гк*, скорость горения топлива возрастает, так как растет скорость разложения и газообразования топлива. Таким образом, при высоких /?к* скорость горения определяется в большей мере величиной Гк*, т. е. теплоподводом из зоны горения к поверхности топлива. При низких давлениях в камере фронт пламени дальше отстоит от поверхности твердого топлива; поэтому скорость горения меньше зависит от Гк*. Излучение тепла из зоны пламени оказывает влияние на скорость разложения топлива. Однако это влияние должно быть правильно использовано, иначе возможно вредное избирательное воздействие лучистой энергии на отдельные компоненты топлива. В результате могут образоваться трещины, приводящие к увеличению поверхности горения, к увеличению давления в камере и к разрушению заряда. Для устранения этого явления в твердое топливо добавляют непрозрачные для лучистой энергии вещества (например, газовую сажу). 5. 2. Скорость горения твердых топлив В общем случае скорость горения твердого топлива измеряется перемещением его поверхности горения по нормали к поверхности за единицу времени. На величину скорости горения оказывает влияние дав- 81
ление в камере, а также начальная температура топлива, так как от температуры топлива и давления газов в камере зависят скорость превращений и ширина зон I и II. Как уже указывалось, давление в камере обусловливает количество тепла, поступающее на поверхность топлива из зоны пламени. Теоретически получено уравнение скорости горения смесевых твердых топлив в форме 1 а , b /К о\ Я>гор Р Р где а и Ъ имеют физический смысл, связанный со временем реакции в газовой фазе и временем диффузии; величина с для топлив на основе перхлората аммония равна 0,33. Значения а, Ъ и с получаются экспериментально и зависят не только от окислителя, но и от соотношения масс окислителя и связки; они определяются также тем, какой фактор в зависимости от величины давления в камере превалирует — диффузионное перемешивание продуктов разложения топлива в зоне, прилегающей к поверхности, или перемешивание газообразных компонентов в узкой зоне горения и непосредственно перед ней. В расчетах чаще пользуются эмпирическими уравнениями для расчета скорости горения конкретных топлив. Эмпирическая зависимость скорости горения от давления и начальной температуры в общем случае записывается в форме ™^ = ktpl\ E.4) здесь kt — величина, зависящая от начальной температуры и рода топлива; п — показатель степени при давлении, зависящий главным образом от свойств топлива. Зависимость E. 4) справедлива, лишь начиная с некоторого минимального значения /^min» ниже которого скорость горения резко падает и горение вскоре прекращается совсем. Это минимальное давление различно для разных топлив и зависит от начальной температуры топлива. Оно определяется условием, что при этом давлении количество тепла, поступающего из зоны пламени на поверхность топлива, еще достаточно для поддержания стационарного процесса горения. Температурный коэффициент, входящий в определение kt также различный для разных топлив, показывает изменение скорости горения при изменении температуры топлива на 1 К; он имеет значение 0,001— 0,007 на 1 К; следовательно: где Т — температура, при которой определяется величина kt, а Го — температура, для которой известно значение kto для данного топлива. При малых значениях давления величина kt заметно зависит от давления, что связано с уменьшением эффекта внешнего теплопровода к топливу из зоны пламени. Скорость горения большинства твердых топлив увеличивается на 0,1—0,35% при росте начальной температуры на 1 К. Переход с ГНач=233 К на Гнач=313К увеличивает скорость горения на 10— 25%, а в отдельных случаях и больше. Температурный коэффициент определяется из выражения / д In wrop \ \ д^нач //7=COnst если известна аналитическая или графическая зависимость скорости горения от начальной температуры. 82
w гор ,см/с ? 2,0 Ри men Рис. 5.2. Зависимость скорости горения от давления 1,0 0,8 0,6 Рис. 5.3. Зависимости скорости горения от давления в камере и начальной температуры заряда: /—асфальт-перхлорат; 2—JPN; 3—смесевое топливо на основе нитрата аммония -jo°c гр эр ьр що вр юр рК]ппа Для коллоидных топлив температурный коэффициент больше, чем для сложных смесевых топлив. Так, например, для топлива типа JPN температурный коэффициент равен 0,0038 1/К, в то время, как у смесе- вого топлива GALCJT он составляет 0,0015 1/К. Показатель степени п при давлении различен для разных топлив и изменяется в пределах 0,1—0,8. Величина я, кроме того, зависит от давления, уменьшаясь с уменьшением /?к*. На рис. 5. 2 показана зависимость скорости горения от давления в камере для одного значения начальной температуры твердого топлива. Написание уравнения скорости горения в форме E.4) означает, что начало координат отнесено к точке на кривой ?^гор=/(Рк*)> гДе абсцисса равна /?*min и ордината wTOJ?>0. Иногда уравнение скорости горения пишут в форме где а — условная или действительная скорость горения при некотором начальном стандартном значении давления. На рис. 5.3 приведен график зависимости скорости горения от давления для трех топлив при различных начальных значениях их температуры. Величина показателя степени п имеет большое значение для процесса двигателя. Если п достаточно большая величина @,7—1,0), то скорость горения в большой степени зависит от давления в камере, следовательно, стабильность процесса может быть легко нарушена при различных случайных возмущениях, влияющих на давление. Если п мало, влияние давления на скорость горения сказывается меньше и процесс в камере отличается большой устойчивостью. При /г=0 давление вообще не оказывает никакого влияния на процесс. Следовательно, для стабильности процесса желательно иметь топливо с меньшим значением п. Коллоидные топлива имеют относительно высокие значения п @,7—0,8 и более). Смесевые топлива на основе перхлората аммония имеют 'меньшие значенля. Че)м меньше показатель п, тем ниже величина давления в камере, при которой еще возможен стабильный процесс горения твердого топлива, так как скорость горения меньше зависит от /?п*. В этом смысле смесевые топлива на основе перхлоратов 83
2 / ? 0,3 / •7 У — Оуг Sis У / 5,0 10 20 p^ Рис. 5.4. Зависимости скорости горения некоторых топ- лив от давления: /, 2—коллоидные топлива; 3—смесевое топливо на основе ксю4 Рис. 5. 5. Изменение тяги РДТТ по времени для различных начальных температур топлива Р,кН 6 - \ t 1 w°c —¦ №°C 23,3°C T \ \ 0 2 д д 10 12 Ш 161, С и нитратов (калия, аммония и др.) лучше двухосновных порохов (на основе нитроглицерина и нитроцеллюлозы). На рис. 5.4 приведены зависимости скорости горения некоторых коллоидных топлив от давления (кривые 1 и 2) и смесевого топлива на основе перхлората калия (кривая 3). Хотя кривая 3 расположилась выше кривых / и 2, однако не следует считать, что скорость горения смесевых топлив всегда больше скорости горения двухосновных коллоидных топлив. Изменение начальной температуры топлива оказывает влияние на скорость горения топлива; поэтому, при заданной конструкции РДТТ и при неизменном критическом сечении сопла изменяются давление в камере, тяга двигателя и период его работы. На рис. 5. 5 приведен график зависимости тяги от времени для одного и того же двигателя, но при трех различных значениях начальной температуры заряда. Большим начальным температурам отвечают и большие значения тяги и давления в камере, но соответственно меньшая продолжительность работы двигателя. О температурной чувствительности топлива судят не только по температурному коэффициенту, указанному ранее, но также и по относительному увеличению давления в камере при изменении начальной температуры топлива на 1 К. Для двухосновных топлив увеличение давления в камере составляет 1,17—1,25% на 1 К, в то время как для смесевых топлив — только 0,5% на 1 К и меньше. Одной из задач при разработке смесевых топлив является обеспечение независимости скорости горения от температуры топлива. Скорость горения смесевых твердых топлив зависит также от размера зерен окислителя. Опыт показывает, что, чем крупнее зерна окислителя, тем меньше ско* рость горения при прочих равных условиях (рис. 5.6). Это объясняется тем, что при гетерогенной структуре смесевых твердых топлив газовые потоки в зонах подготовки не получаются строго гомогенными по концентрации горючего и окислителя; чем крупнее зерна окислителя, тем менее однороден состав перед зоной реакции горения. Рис. 5.6. Влияние размера частиц перхлората калия на скорость горения смесевого топлива: /—до 2 мкм; 2—12 мкм; 3—мкм; 4—без перхлората калия C8% нитроглицерина, 60% нитроцеллюлозы, 2% этилцентралита) 84
5. 3. Эрозионное горение Эрозионным называют такой процесс горения, когда продукты сгорания движутся в сторону сопла параллельно поверхности горения с некоторой, вообще говоря, переменной скоростью w. Наглядное представление о схеме эрозионного горения дает рис. 5. 7, где показан цилиндрический кольцевой заряд с внутренней поверхностью горения. Если необходимо исключить возможность горения торцовой и внешней поверхностей цилиндра (при наличии зазора между зарядом и корпусом двигателя), эти поверхности защищаются — бронируются — инертными материалами (например, слоем ацетилцеллюлозы, этилцеллю- лозы и др.). В кольцевом цилиндрическом заряде со сгоранием по внутренней поверхности скорость газов имеет максимальное значение у выходного отверстия заряда. Как показывают расчеты и опыты, итах=200—400 м/с. При движении газов параллельно поверхности горения появляется или интенсифицируется турбулентный пограничный слой; скорость вдоль поверхности горения турбулизирует потоки в зонах разложения и подготовки. Вследствие этого заметно увеличивается теплоотдача из зоны горения 'на поверхность твердого топлива и увеличивается скорость горения топлива. При больших значениях скорости газов не исключена эрозия в буквальном смысле в силу увлечения газами твердых, размягченных или жидких частиц с поверхности. Сама схема процесса эрозионного горения (рис. 5. 8) для произвольного сечения х — х (см. рис. 5.7) остается такой же, как и в случае горения заряда с торца. Чем выше скорость газов; тем больше теплоотдача из зоны горения и тем больше скорость горения топлива шгор. Для эрозионного горения опыт дает, что где v — скорость газов вдоль поверхности горения в м/с; (^гор)ю-о — скорость горения в м/с для случая и = 0; kv — постоянная для данного топлива в с/м. Величина kv практически не зависит от давления и равна, например, для кордита 32,8-10~4, а для баллистита — 9,8-10~4 с/м. Чем «холоднее» топливо, т. е. чем меньше температура продуктов горения, тем шире вся зона реакции и поэтому тем сильнее эффект эрозии. Для «горячих» топлив (высокое Тк*) зона реакции узка и влияние скорости v меньше. Этим объясняется то, что для баллистита величина kv меньше, чем для кордита. Если использовать выражение E.4) для скорости горения при v = 0, то в общем случае скорость горения твердого топлива напишется в форме О- E.7) дронароЬанная I х / лаберхность Рис. 5.7. Эрозионное горение цилиндрического кольцевого заряда Рис. 5. 8. Схема эрозионного горения 85
2,0 1,6 0,8 У V=2 / / Пм/с / /ч 49 0 -А- Рис. 5. 9. Влияние давления и скорости движения газов на скорость горения Рис. 5. 10. Топливный заряд с внутренними цилиндрической и конусной поверхностями горения в 11 р*}мпа На рис. 5. 9 показано влияние скорости и давления газов на скорость горения смесевого топлива из перхлората аммония (NH4CIO4) полиэфира и связывающих веществ со средним размером частиц окислителя 24—30 мкм. Влияние Гнач, рк* и v на скорость горения требует принятия специальных мер для развития процесса в нужном направлении. Одной из серьезных мер является выбор формы поверхности горения. При горении по внутренним поверхностям каналов топливного заряда, как. указывалось, скорость движения газов постепенно возрастает и достигает максимального значения у конца заряда, обращенного к соплу. Чтобы ограничить эффект скорости в необходимой степени, увеличивают проходные сечения каналов. Например, вместо цилиндрического- круглого отверстия делают канал конусным полностью или частичка цилиндрическим и частично конусным (рис. 5. 10). Очевидно, в этом случае процесс вначале будет протекать с увеличением давления в камере и тяги двигателя; затем по достижении положения, обозначенного пунктиром, поверхность горения начнет уменьшаться и тяга двигателя будет непрерывно падать. Этому будет способствовать и уменьшение влияния скорости газов, особенно во второй фазе процесса горения, когда проходные сечения канала заметно возрастут. На рис. 5. 11 показан другой пример топливного заряда с внутренней поверхностью горения в виде шестиконечной звезды; здесь проходные сечения возрастают от закрытого конца к соплу, как показано сечениями 1—У, 2—2 и 3—3. Здесь также по мере развития процесса поверхность горения вначале будет постоянной, затем начнет уменьшаться, а проходные сечения будут непрерывно возрастать. Рис. 5. 11. Изменение сечения внутреннего канала по длине двигателя с учетом эффекта эрозии 86
5. 4. Равновесное давление в камере Пусть текущая скорость горения топлива шгор; текущая поверхность горения FT0V; массовая плотность топлива qt. Масса газов, образующаяся в 1 с будет равна Q р w 0 ^газ ¦* гор^гор^т ял и, подставляя выражение E.7), Сгаз = ^оРРтМ*/A + М)> E.8) Секундный расход газа через сопло равен 0=^ —• E-9) При стационарном процессе, очевидно, Приравнивая выражения E. 8) и E. 9), получим * ) ^ Отсюда получим выражение для величины равновесного давления ъ камере или давления при стационарном процессе двигателя: Как видно, давление в камере зависит от свойств топлива (qt, kh /г, с^ Т*к, kv), от конструкции заряда (v) и от отношения ловерхности горения топлива к критическому сечению сопла (/?гор= = /7гор//7кр), оказывающего большое влияние на характер изменения величины давления в камере в процессе горения топливного заряда. Зная свойства топлива и форму заряда и выбрав FTov, можно определить давление в камере. В процессе горения топлива в зависимости от формы заряда и поверхностей горения могут измениться величины поверхности горения и скорости горения, что окажет влияние на величину давления в камере. 5. 5. Схемы горения твердых топлив В зависимости от формы заряда и его начальной поверхности горения различают три основные схемы горения твердых топлив по характеру изменения величины тяги по времени (рис. б. 12): 1) горение с постоянной величиной силы тяги; 2) регрессивное горение, когда в процессе горения сила тяги постепенно уменьшается; 3) прогрессивное горение, когда в процессе горения сила тяги постепенно увеличивается, достигая максимального значения к концу процесса горения. Постоянство величины тяги требует постоянства величин секундного расхода газа и скорости истечения, т. е. постоянства /Vop, /?к* и Тк* при Fkp=const. Наиболее просто этот случай реализуется при горении торцовой поверхности сплошного цилиндрического заряда. Действительно, в этом случае /1ГОр=const и постоянны также рк* и Тк*. 87
Примером регрессивного горения может служить горение внешней поверхности цилиндрического заряда, бронированного с торцов, или кольцевого цилиндрического заряда, бронированного па внутренней поверхности и с торцов. В этом случае по мере развития процесса горения поверхность горения непрерывно уменьшается, уменьшается секундная масса образующихся газов и падает давление в камере. Сила тяги Рис. 5.12. Основные схемы горения: уМвНЬШавТСЯ ИЗ-За умеНЬШеНИЯ СвКуНД- /-постоянная тяга: 2-регрессивное го- ного расхода газа, а также из-за падения рение; 3—прогрессивное горение; 4— СКОрОСТИ ИСТечеНИЯ. участок свободного истечения Примером ПрОГреССИВНОГО ГОреНИЯ может служить горение с внутренней цилиндрической поверхности полого цилиндрического заряда, бронированного с торцов и по наружной поверхности. В этом случае в процессе горения топлива поверхность горения растет и непрерывно увеличивается секундная масса образующихся газов, что приводит к увеличению давления в камере. В результате, по мере выгорания топлива сипа тяги растет как вследствие увеличения секундного расхода газа, так и из-за увеличения эффективной скорости истечения. Если бронировать кольцевой цилиндрический заряд только с торцовых поверхностей и, следовательно, иметь регрессивное горение с наружной цилиндрической поверхности и прогрессивное с внутренней, то можно получить постоянную тягу в процессе всего горения. Действительный процесс горения может иметь более сложный характер. Показанные на рис. 5.10 и 5. 11 топливные заряды будут иметь вначале прогрессивное горение из-за увеличения Лор при малом изменении шгор, а затем регрессивное, вследствие уменьшения FT0V и ^гор. Скорость горения будет уменьшаться в силу уменьшения скорости газов, так как проходные сечения непрерывно растут. Форма поверхности горения оказывает большое влияние на процесс в РДТТ. Это влияние сказывается на величине давления в камере (при ifKp=const), на общем времени горения, на изменении тяги двигателя во времени, на тепловом воздействии на стенки камеры, на массе конструкции и др. Например, при сплошном цилиндрическом заряде со сгоранием по внешней поверхности стенки камеры в течение всего времени горения топлива воспринимают давление газов и тепло от продуктов сгорания. В случае полого цилиндрического заряда с внутренней поверхностью горения само топливо изолирует стенки камеры от теплового воздействия газов; кроме того, в некоторой степени топливный заряд (особенно при заливке его в камеру) воспринимает нагрузку от силы давления газов. В первом случае понадобится особая тепловая изоляция стенки камеры. Таким образом, масса конструкции, равная начальной массе заряженного РДТТ за вычетом массы топлива, будет больше для двигателя с цилиндрическим зарядом с внешней поверхностью горения и меньше для двигателя с кольцевым цилиндрическим зарядом и внутренней поверхностью горения. Современная технология заливки смесевых топлив в камеру с установлением прочной связи остывающего топлива со стенкой позволяет отказаться для камеры сгорания двигателя от стали как конструктивного материала и использовать стекловолокно и другие пластмассы, что еще более снижает массу конструкции.
Рис. 5. 13. Некоторые формы заряда с внешними боковыми поверхностями горения Рис. 5. 14. Некоторые формы заряда с внутренними поверхностями горения Горение топливного заряда с торцовой поверхности при заданном диаметре камеры имеет три преимущества: наиболее простой путь обеспечения постоянства тяги, увеличенное время горения при заданной длине заряда и сгорание всего топлива практически без остатка. Недостатками такого метода организации горения являются: относительно •малая величина тяги двигателя, прямое и длительное воздействие давления и температуры газов на поверхность камеры сгорания. Нужно иметь в виду также и то, что в этом случае по мере выгорания топлива центр тяжести двигателя перемещается в страну задней крышки. Все изложенное ограничивает применение заря- доз с торцовым горением для больших двигателей. Для большинства ракетных двигателей в настоящее время применяются топливные заряды с поверхностью горения, образованной внутренними каналами различной формы. При разработке формы поверхностей горения играет роль и величина абсолютной тяги двигателя; если эта величина имеет определяющее значение, тогда поверхность горения должна быть развита в наибольшей мере. Если длина заряда ограничена по тем или иным соображениям (прочность, технологичность, компоновка ракеты и др.)> то развитие поверхности горения, при прочих равных условиях, сокращает продолжительность процесса горения. На рис. 5. 13 представлены схемы, в которых поверхностью горения служит преимущественно внешняя поверхность заряда, жирными линиями обозначены бронированные поверхности. На рис. 5. 14 приведены примеры топливных цилиндрических зарядов, бронированных по внешней поверхности и имеющих различной формы внутренние поверхности горения. Назначая форму заряда и поверхности горения, можно получить желательный закон изменения тяги двигателя по времени. В ряде случаев заряды бронируются не по всей поверхности, а по части длины. Комбинируя по-различному участки бронированные и небронированные, можно также влиять на закон выгорания топлива и, следовательно, на зависимость тяги двигателя от времени. Большое значение при выборе формы заряда и его внутренних каналов имеет доля топлива, остающаяся в конце и поэтому не участвующая в горении и создании тяги. Чем больше этот остаток, тем меньше суммарный импульс. Для двух цилиндрических зарядов с внутренней поверхностью горения в виде звезды (рис. 5. 15, а) и в виде «креста» (рис. 5.15,6) показаны последовательное положение поверхности горения и остатки. Из-за сильного уменьшения поверхности горения 89
250 6) 200 Рис. 5. 15. Схема образования остатков топлива Рис. 5. 16. Влияние формы заряда на изменение тяги по времени и на продолжительность работы двигателя в конце давление падает ниже допустимого и горение прекращается. В некоторых случаях, определяемых формой заряда и каналов, происходит разрушение остаточного заряда и выброс через сопло. О доле несгорающих остатков топлива судят по так называемому коэффициенту остатка, который при горении с внутренней поверхности представляет отношение площади поперечного сечения заряда после выгорания на глубину /min к поперечному сечению камеры. Чем меньше этот коэффициент, тем выше полезная массовая отдача РДТТ. Если обратиться к рис. 5. 15 и обозначить через /ост площадь поперечного сечения единичного остатка, а через / — число остатков, зависящее от конфигурации внутреннего канала, то коэффициент остатка для таких схем будет: *ост = ^, E. 11} где FT — начальная площадь поперечного сечения заряда. Величина k0CT в хорошо выполненных зарядах должна быть не больше 0,03. В случае цилиндрического кольцевого заряда со сгоранием по внешней и внутренней поверхностям толщина стенки топлива по мере сгорания уменьшается и в некоторый момент стенка разрушается, а осколки вылетают через сопло; в таком заряде остаточные потери относительно велики. При заданных диаметре и длине камеры сгорания наибольшее количество топлива в двигателе будет при сплошном цилиндрическом заряде, горящем по торцовой или по внешней цилиндрической поверхности. Во всех остальных случаях в заданном объеме камеры двигателя топлива будет меньше или, как говорят, будет меньше плотность заряжания снаряда или ракеты. На рис. 5. 16 показано влияние формы поверхности горения заряда на относительное изменение тяги двигателя и на продолжительность- работы двигателя. Во всех случаях топливо одно и то же, размеры дви- 90
тателя неизменны, начальное давление в камере одинаковое. Заряды 8 и 9 дают регрессивное горение с наибольшей продолжительностью работы; заряды /, 2, 3 и 4 дают резко прогрессивное горение с сокращенным периодом работы; заряды 6 и 7 обеспечивают получение постоянной тяги, а заряд 5 — вначале рост тяги, затем снижение и постоянство тяги, а к концу — прогрессивное горение. Количество топлива (или его объем Ут), которое нужно иметь в двигателе, зависит от продолжительности т периода работы топлива, .от требуемого закона P=f(x) и от коэффициента остатка &Ост- При данном топливе и его заданной начальной температуре скорость горения зависит от давления в камере и от скорости газов вдоль поверхности горения; поверхность горения изменяется во времени в зависимости от конструкции заряда и скорости горения; удельный импульс зависит от свойств газов, от давления в камере, от степени понижения давления в сопле и от противодавления. Поэтому в общем случае суммарный импульс двигателя тгор /s= PYAwro9Fro?QTdx. { Массовая плотность топлива qt всегда может быть вынесена за знак интеграла. Задавшись начальной поверхностью горения (формой заряда) и определив с необходимой достоверностью t0rOp=/i(T), можно найти Frop=/2(t) и затем Руд=/3(т), а следовательно, среднее значение (Руд) Ср. Тогда из формулы, аналогичной формуле B.46), находится объем топливного заряда, участвующего в создании суммарного ¦импульса, V'T= . E. 12) В частном случае, когда горение происходит с торцовой поверхности, то ^гор=const, /^Qp^const и PyA=const, / v — о чо) F Р т 1 ъ ^тис/гор'1 гор1 уд''гор* Определив необходимый объем VK=VT' A+&0Ст) топлива, по соображениям конструктивным (для двигателя или ракеты), прочностным и технологическим можно установить его внешний диаметр Dh3lV или длину LT заряда. 5. 6. Ненормальности в работе двигателя Ненормальности в процессе, протекающем в РДТТ, могут быть при воспламенении, в ходе стационарного горения и при выключении двигателя. Ненормальность при воспламенении может быть вызвана как недостаточным общим запасом энергии и малой интенсивностью ее выделения, так и, наоборот, чрезмерной интенсивностью выделения энергии воспламенения. При малой энергии воспламенителя процесс может заглохнуть в самом начале, не дойдя до стационарного. Следовательно, воспламенитель должен обладать достаточной тепловой мощностью и необходимым количеством энергии для обеспечения устойчивого горения основного топливного заряда. Если, наоборот, источник воспламенения обладает значительно большей мощностью, чем это необходимо, тогда в начале процесса возникает пик давления (рис. 5. 17), опасный для целостности заряда топлива (особенно прессованного) и для стенок камеры. 91
%МПа Рис. 5. 17. Пик давления при чрезмерной мощности воспламенителя Рис. 5.18. Влияние трещины в заряде на увеличение поверхности горения Ненормальности в процессе уже установившегося горения основного топливного заряда могут быть вызваны рядом причин: наличием трещин в топливном заряде; эрозионным горением; неоднородностью состава топлива и его макроструктуры. Неустойчивый процесс горения рассматривается ниже отдельно. При наличии трещин горение также становится ненормальным. Для простоты рассмотрим случай сплошного цилиндрического заряда с горением с торца. Когда по мере выгорания топлива поверхность горения достигает трещины (рис. 5. 18, а), внутрь щели устремляются горячие газы <и постепенно поверхность горения растет (рис. 5.18, б); поэтому давление в камере и тяга двигателя становятся больше ожидаемых, а время сгорания топлива сокращается. В зависимости от формы заряда и мест расположения трещин возможно разрушение заряда с увеличением потерь несгоревшего топлива и прекращением горения. Не только раскрывшиеся трещины, но и небольшие несплошности типа волосовин могут привести к указанному нарушению хода нормального процесса. При эрозионном горении ненормальный процесс может возникнуть чаще всего в начальной фазе горения, если конечное сечение каналов для протока газов выбрано слишком малым, и поэтому скорости газов в конце канала становятся большими. Большие скорости вызывают значительную эрозию конечных участков поверхности горения и увеличение скорости горения. В результате, появляется эрозионный пик давления и пик тяги (рис. 5. 19). Однако по мере усиленного выгорания конечных участков канала проходные сечения для газов возрастают, уменьшаются эффект эрозии и скорость горения, давление в камере и тяга двигателя падают до нормального значения. Эрозионный пик нежелателен не только потому, что он приводит к увеличению давления в камере, но еще и потому, что он искажает необходимую форму зависимости тяги от времени и сокращает продолжительность работы двигателя. Изменением формы каналов и заряда можно устранить эрозионный пик давления и тяги, как показано на рис. 5. 19 пунктиром для двух зарядов. Следует отличать расчетные пики давлений, необходимые по тем или иным соображениям для ракеты, от дополнительных, непредусмотренных, эрозионных пиков указанного типа. Ненормальности процесса, вызванные существенной неоднородностью структуры топлива, очевидны, поэтому на них здесь останавливаться нет необходимости. Ненормальность в конце работы двигателя возможна как при принудительном выключении, так и при естественном завершении процесса (особенно регрессивного), когда запас топлива подходит к концу. 92
т,с Рис. 5. 19. Ненормальный пик тяги (давления) в случае эрозионного горения Рис. 5. 20. Повторные вспышки при выключении При уменьшении давления ниже некоторой величины горение может прекратиться. Однако, так как поверхность топлива нагрета и еще продолжаются экзотермические реакции разложения и газификация и, кроме того, нагретые детали двигателя излучают тепло на поверхность топлива, то сочетание этих факторов может привести к новой вспышке, повышению давления и возникновению силы тяги. Затем истечение газов вновь понизит давление и горение вновь прекратится. Этот процесс может повториться несколько раз (рис. 5. 20).
Глава VI НЕУСТОЙЧИВЫЕ ПРОЦЕССЫ 6. 1. Общие положения Опыт показывает, что и в ЖРД и в РДТТ при определенных условиях, зависящих от режима работы двигателя, от свойств топлива, от геометрических размеров камеры и других факторов, процесс становится неустойчивым. Неустойчивость процесса заключается в том, что давление в произвольной точке камеры не постоянно, а колеблется с большей или меньшей амплитудой и частотой относительно некоторого среднего значения. Небольшие колебания параметров процесса и, прежде всего, давления всегда имеют место при работе двигателя, но они практически не оказывают влияния на его экономичность и надежность, а также не передаются на летательный аппарат; такого рода микроколебания не нарушают устойчивости процесса. Лишь тогда, когда амплитуда колебаний давления становится достаточно большой и колебания принимают периодический характер, процесс становится неустойчивым. В зависимости от амплитуды и частоты колебаний давления процесс переходит в режим неустойчивой работы, который при определенных условиях приводит к быстрому разрушению двигателя. В ЖРД наблюдаются два типа неустойчивости, два характерных типа колебаний — низкочастотные и высокочастотные. Низкочастотные колебания имеют ту особенность, что давление во всей камере в каждый данный момент времени одинаково. Колебания имеют частоту от десятков до сотен Герц и отличаются тем, что колебательный процесс чаще всего охватывает не только газы в камере сгорания, но и всю систему топливоподачи; эти колебания возникают на режимах давлений в камере, пониженных по сравнению с расчетным режимом (на режимах малых тяг) и в этом случае не представляют большой опасности для прочности двигателя. Высокочастотные колебания с частотой в несколько сотен и тысяч Герц наблюдаются при высоких давлениях в камере и локализуются лишь в камере сгорания; однако их появление приводит к весьма быстрому разрушению двигателя. Эти колебания являются акустическими колебаниями в газовой среде, следовательно, давление переменно во времени и в объеме камеры, и в каждый данный момент оно не одинаково. В РДТТ, где нет системы топливоподачи, низкочастотные колебания не наблюдаются; здесь проявляются лишь высокочастотные колебания давления с частотой 500—50000 Гц. Природа высокочастотных колебаний в ЖРД и РДТТ одна и та же, но в ЖРД источники поддержания колебаний шире распределены по объему камеры, тогда как в РДТТ они сосредоточены на более коротком участке, вблизи поверхности горения топлива. При возникновении неустойчивого процесса возможны следующие дефекты двигательной системы и аппарата в целом: 1) большие колебания величины тяги и, следовательно, дополнительные (часто недопустимые) нагрузки на органы управления двигателем и аппаратом, обеспечивающие движение аппарата по заданной траектории; 2) большие колебания величины давления и температуры в камере, приводящие к увеличению механических и тепловых нагрузок на стенки двигателя, к их прогару и разрушению; 3) вибрации всей системы, способные нарушить плотность соединений и вызвать другие дефекты. Поэтому процесс в ЖРД и РДТТ должен быть доведен до такого совершенства, 94
чтобы на всех возможных установившихся и переходных режимах работы двигателей не возникала неустойчивость. Эта задача является одной из важнейших в практике создания ракетных двигателей. Имеется много опубликованных работ, посвященных теоретическому и экспериментальному исследованию неустойчивых процессов в ЖРД и РДТТ. Теоретический анализ сложен и чаще всего основан на тех или иных грубых допущениях; тем не менее он позволяет получить качественный и, в ряде случаев, хороший количественный результат. 6. 2. Низкочастотная неустойчивость процесса в ЖРД Низкочастотная неустойчивость процесса в ЖРД, как указывалось, характеризуется, прежде всего, колебаниями давления в камере с частотой порядка десятков-сотен Герц. Причинами возникновения таких колебаний могут быть случайные возмущения в давлении, в расходе всего топлива или одного из компонентов, колебания аппарата в полете и другие. Низкочастотные колебания возникают не мгновенно, а постепенно путем усиления небольших колебаний, если для такого усиления имеются благоприятные условия. Установлено, что двигатель, процесс в 'котором вполне устойчив при нормальном значении тяги (и, следовательно, давления в камере), склонен к переходу на неустойчивый процесс при уменьшении его тяги (и давления в камере). Как правило, низкочастотные колебания давления в камере передаются через форсунки в топливные магистрали, в которых возникают колебания давления той же частоты, хотя со сдвигом фазы и меньшей амплитуды. Колебания давления во всей двигательной установке (камера — топливные магистрали), как в единой системе, сами могут служить источником колебаний аппарата в целом. Возникновение низкочастотной неустойчивости в двигательной установке объясняется следующим. При постоянном давлении топлива (в баках или за насосами) изменение давления в камере приводит к изменению перепада Арф на форсунках и, следовательно, к изменению расхода и скорости впрыска компонентов топлива. Из-за различной длины и конструкции магистралей горючего и окислителя, через которые со скоростью звука (порядка 1200 м/с) распространяются возмущение от сопла форсунки против потока и отраженная волна по потоку к соплу, величины перепадов А/?ф окислителя и горючего могут быть различными; кроме того, возможны фазовые сдвиги максимальных и минимальных расходов компонентов, что приводит также к колебанию соотношения компонентов топлива в камере. Если колебания давления в камере приобрели периодический характер, то и колебания расхода компонентов, скорости их истечения и соотношения компонентов также будут периодическими. Действительно, в результате колебаний расхода топлива количество тепловой энергии, выделяющейся при реакции, будет также колебаться. Если колебания количества выделяющегося тепла будут в фазе с колебаниями давления в камере, то возникшие по той или иной причине колебания давления будут поддерживаться и примут устойчивый характер, а процесс в двигателе станет неустойчивым. Наоборот, если колебания количества выделяющегося тепла не будут в фазе с колебаниями давления в камере, колебательный процесс будет затухать и процесс двигателя вновь станет устойчивым. Следовательно, для поддержания неустойчивого процесса необходимо, чтобы колебания величины энергии, выделяемой при реакции, были в фазе с колебаниями давления в камере, т. е. максимальному зйаче- 95
нию рк* должно соответствовать максимальное выделение энергии, и наоборот. В случае низкочастотной неустойчивости возмущение давления, возникшее по той или иной причине в камере, передается через сопло форсунки, являющееся сопротивлением, в топливную магистраль. Волна проходит по всей магистрали в оба конца и по возвращении к форсунке повышает перепад Арф. Топливная магистраль имеет свое собственное время релаксации тм, т. е. время затухания возмущения. Это время различно для разных систем и бывает порядка 0,001—0,01 с. Изменение перепада на форсунках изменяет расход компонентов, скорость впрыска и, следовательно, изменяет тонкость и дальнобойность распылива- ния, условия перемешивания и местные составы смеси. Между моментом поступления жидкого топлива в камеру и моментом преобразования его в газообразные продукты сгорания проходит некоторое время тзап — время запаздывания. Время запаздывания @,03—0,05 с) заметно больше времени релаксации топливных магистралей. Итак, с момента появления сигнала в камере (возмущения давления) реакция топливной системы на этот сигнал наступит через время порядка тм+т3ап. В самой камере требуется некоторое время тк — время релаксации камеры — для проявления влияния изменения тепловыделения. Это время такого же порядка, что и для топливных магистралей, хотя диапазон возможных значений тк более узок. Если обозначить через тр период колебаний давления в камере, то в общем случае условие фазового совпадения колебаний давления и тепловыделения в камере запишется в форме ^к "Г ^зап Т" ^м = # "Г" » где k — любое целое нечетное число. Основную роль играют тм и тзап, так как тк малая величина. Так как время запаздывания тзап для данного топлива является функцией давления (и температуры) в камере, скорости впрыска (тонкости и дальнобойности распыливания) и соотношения компонентов, то это время не остается постоянным за период колебаний давления в камере. Экспериментально установлено, что, чем меньше время запаздывания, тем выше частота колебаний. Влияние топливных магистралей, форсунок и параметров, выбранных для них, на низкочастотные колебания велико. Нетрудно видеть, что при назначении достаточно большого перепада давлений на форсунках (Д/?ф>1 МПа) можно добиться того, что колебания давления в камере будут затухать, не будучи поддержаны заметными колебаниями в топливных магистралях. Этим объясняется то обстоятельство, что устойчивый на номинальном режиме процесс двигателя становится неустойчивым при уменьшении тяги, т. е. при уменьшении расхода топлива, а следовательно, и при уменьшении Д/?ф, поскольку форсунки в ЖРД выполняются открытого типа с постоянным сечением сопла. Для низкочастотных колебаний важно не столько абсолютное значение перепада давлений в форсунках, сколько отношение Арф/рк*. При постоянном сечении сопла форсунки величина Арф уменьшается приблизительно пропорционально квадрату расхода топлива (или компонента), в то время как при постоянном критическом сечении сопла двигателя давление /?к* уменьшается пропорционально расходу топлива. Поэтому отношение Арф/рк* *с уменьшением расхода падает. Избежать влияния системы топливных магистралей можно различными путями. В частности, введение в топливные магистрали аккумуляторов, способных демпфировать колебания давления жидкости, будет 96
способствовать устойчивости расхода топлива. Другой способ заключается в применении регулятора, сигналом для которого служит давление в камере и который регулирует подачу топлива так, чтобы погасить возникшие колебания давления и привести двигатель вновь к равновесному режиму. Возможно сохранение заданного высокого перепада путем выключения группы форсунок на дроссельных режимах. На рис. 6. 1 дается упрощенная схема последовательности процессов, приводящей при условиях, указанных на схеме, к поддержанию колебаний давления. Горизонтальные линии соответствуют средним значениям величин; колебания их значения показаны кривыми. Как видим, в данном случае при k= 1 в написанной выше формуле колебания тепловыделения Q находятся в фазе с колебаниями давления. Усовершенствование топливной системы в целом является одним из основных методов борьбы с низкочастотной неустойчивостью. При низкочастотных колебаниях следует считаться с таким фактором большого значения, как время запаздывания. Так как в общем случае и при прочих равных условиях то одно это обстоятельство само по себе способно привести к поддержанию возникших колебаний. Действительно, при уменьшении рк* увеличивается Тзап и, следовательно, даже при тм=0 и тк=0 возможно достижение условия, когда колебания величины тепловыделения будут в фазе с колебаниями давления. Такой вид низкочастотной неустойчивости получил название внутрикамерной неустойчивости, поскольку свойства топливной системы в этом случае не играют существенной роли. При внутрикамерной неустойчивости частота колебаний чаще всего больше, чем в рассмотренном ранее общем случае низкочастотной неустойчивости, когда колебания охватывают всю двигательную систему в целом. Если бы время запаздывания было бесконечно мало, то низкочастотной неустойчивости не было бы. В этом случае изменение давления в камере, например, его увеличение, должно привести к изменению перепада на форсунках, а в нашем случае — к уменьшению мгновенного перепада давлений и расхода топлива. В результате (при тзап=0), количество выделяющегося тепла уменьшится и процесс в камере станет устойчивым. Этот гипотетический пример служит иллюстрацией того, что для поддержания низкочастотной неустойчивости важную роль, наряду со свойствами топливных магистралей, играет время запаздывания, или время преобразования жидких компонентов в газообразные продукты реакции. Опыт показывает, что частота низкочастотных колебаний возрастает при увеличении давления в камере, а также при уменьшении характеристической (приведенной) длины камеры Lnp. На рис. 6.2 показана эта зависимость для двух топлив и двух значений Lnp. Влияние рк* связано с изменением тзап, а влияние Lnp — с изменением тк и времени пребывания газов в камере. Следовательно, можно устранить низкочастотную неустойчивость еще и повышением давления в камере, если это допускает конструкция. В случае низкочастотной неустойчивости распределение топлива по объему и, следовательно, место выделения энергии не имеет решающего значения, так как скорость распространения возмущений в камере велика (свыше 1000 м/с), а размеры камеры относительно малы, и поэтому возмущения в отдельных точках, вызванные, например, 4 628 97
§в0 I I I У --* / / 2 / 1,0 1,5 Рис. 6. 2. Зависимости частоты колебаний от давления в камере для двух топлив и двух значений приведенной длины: „, /, 2—азотная кислота+октан; 3, 4—азотная кисло Рис. 6. 1. Зависимости различных величин Та + фурфуриловый спирт; 1, 3-для Ln =3,55 мм; 2, от времени при низкочастотных колебаниях ^jv^jr , S р • давления 4-для Lnp=l,35 м неоднородным горением, передаются на весь объем практически мгновенно. Факторами, приводящими к затуханию колебаний, являются гидравлические потери в системе топливных магистралей, демпферы колебаний различного типа, нелинейные эффекты, например, экспоненциальная зависимость скорости реакции от температуры (или давления). Важной является также работа любого элемента замкнутой цепи, а в системах с вытеснительной подачей — работа редуктора давления в особенности. До сих пор мы предполагали, что начальное возмущение, приводящее к неустойчивости, возникает в камере сгорания. Указывалось, что неустойчивый процесс в двигательной установке может быть причиной продольного колебательного движения аппарата в целом относительно траектории. Однако возможен и другой источник начального возмущения. При движении аппарата с ускорением возможно смещение топлива по всей топливной системе, особенно в больших аппаратах. В результате могут возникнуть колебания в расходе обоих или одного компонента, что повлечет за собой колебания величины выделяемой энергии и колебания давления в камере. Если система не способна к саморегулированию, т. е. к восстановлению выходного равновесного значения давления в камере, то процесс станет неустойчивым. 6. 3. Высокочастотная неустойчивость процесса в ЖРД В замкнутом объекте, ограниченном жесткими стенками и заполненном однородным газом, возможны свои собственные частоты акустических колебаний. В камере двигателя также могут возникнуть акустические колебания, частоты которых зависят от геометрических размеров камеры и свойств среды. Но камера двигателя отличается от замкнутого сосуда, во-первых, наличием сопла, через которое вытекают газы, и, во-вторых, неоднородностью среды, так как наряду с газами в камере имеются жидкая фаза и пары топлива и осуществляется химическая реакция. Основное отличие камеры двигателя от замкнутого объема заключается в наличии сопла. Если в замкнутом сосуде для поддержания акустических колебаний при отсутствии тормозящих эффектов не требуется затраты энергии, то при наличии сопла Лаваля, через 98
Рис. 6. 3. Формы колебаний в закрытом цилиндрическом сосуде: а—продольная; б—поперечная; в—тангенциальная которое газы покидают двигатель, акустические колебания в камере могут поддерживаться только при затрате энергии, даже если нет других причин (трение и пр.). Очевидно, источниками такой энергии являются топливо и тепло, которое выделяется в зоне горения. Если колебания мощности источников тепловыделения будут находиться в фазе с одной из собственных частот колебаний газов в камере, тогда возникнет новый вид внутрикамерной неустойчивости— высокочастотная неустойчивость ЖРД (сотни и тысячи герц). В случае высокочастотных колебаний время распространения возмущения в камере становится соизмеримым с периодом колебаний давления, поэтому, в отличие от низкочастотной неустойчивости, параметры в разных точках камеры (давление, температура) в каждый данный момент времени будут различными. Такая неоднородность параметров в объеме камеры приводит к необходимости учета пространственного и временного распределения источников энергии. Колебания давления высокой частоты практически не передаются в топливную систему. В камерах различают продольные, поперечные (радиальные) и тангенциальные колебания. Примеры этих трех видов акустических колебаний в замкнутом цилиндрическом сосуде даны на рис. 6. 3, где показаны изобары в некоторый определенный момент времени. В действительности одновременно могут быть все виды колебания, т. е. комбинированные колебания, например, продольные и поперечные. Продольные колебания отличаются тем, что в однородной среде в каждом поперечном сечении камеры параметры газа одинаковы, но изменяются от сечения к сечению. В случае поперечных колебаний параметры газа изменяются вдоль радиуса. Поперечные колебания имеют наибольшее значение вблизи головки, ослабляясь постепенно в направлении сопла. Источником возникновения поперечных колебаний является неоднородность состава смеси по сечению, обусловленная дискретностью струй горючего и окислителя и неодинаковостью свойств самих форсунок. Поперечные колебания могут возникнуть и в случае однокомпонентного топлива из-за дискретного распределения расхода по сечению головки. Источником возникновения и усиления поперечных колебаний являются появившиеся по тем или иным причинам акустические колебания, которые приводят к поперечным возмущениям струек горючего и окислителя и к изменению условий их смешения и, следовательно, тепловыделения. Если поперечные колебания давления окажутся в фазе с колебаниями тепловыделения, то процесс станет резонансным с высокой частотой. Волны сжатия, достигая стенок, создают непредусмотренные расчетом дополнительные механические нагрузки и, что не менее важно, сообщают стенкам дополнительное тепло из-за увеличения плотности и температуры газа. Вследствие этих двух причин, действующих одновременно, двигатель обычно выходит из строя. Поперечные колебания чаще возникают в больших камерах с большим отклонением диаметра к длине. Продольные колебания наблюдаются в камерах с относительно большой длиной, однако, чем длиннее камера, тем меньше частота колебаний (рис. 6.4). На интенсивность продольных колебаний оказывает сильное влияние форма дозвуковой частоты сопла. Уменьшение угла конусности конфузорной части сопла приводит к ослаблению эффекта 99
^2000 5 % —• • о w —ш- I В 500 ^ Ю 20 JO 40 Длина цилиндрической части камеры) см Рис. 6.4. Частоты колебаний в зависимости от длины камеры отражения продольных колебаний; следовательно, таким путем можно высокочастотную неустойчивю'сть, вызванную продольными колебаниями, либо полностью устранить, либо заметно ослабить. Этот факт установлен экспериментально и подтверждается теоретически. В случае полутеплового сопла, в котором минимальное сечение равно сечению камеры, продольные колебания, естественно, не будут отражены от сопла. Продольные высокочастотные колебания при неизменной конструкции головки и, следовательно, при одинаковых условиях смесеобразования можно вызвать или погасить изменением длины камеры, что при заданных свойствах заданной среды влияет на частоту собственных акустических колебаний. Опыт показывает, что для каждого диаметра камеры существуют такие минимальные и максимальные длины, ниже и выше которых продольные колебания данной частоты не стабилизируются. Таким образом, изменяя длину камеры, можно избежать продольных колебаний опасной частоты. Испытания на моделях показали также, что с увеличением установившегося давления рк* в камере при прочих неизменных условиях растут частоты и амплитуды колебаний. Так, в одном из исследований при /?к* = 0,36 МПа частота колебаний давления была 920 Гц и максимальная амплитуда 0,14 МПа, а при /?к* = 0,9 МПа — соответственно 1000 Гц и 0,25 МПа. Увеличение амплитуды колебаний с возрастанием рк* объясняется большим количеством несгоревшего топлива, включающегося в реакцию при проходе через смесь волны сжатия [37]. Наличие жестких стенок в случае поперечных колебаний и дозвуковой части сопла в случае продольных колебаний не является обяза- ; тельным условием поддержания процесса колебаний. Основное влияние оказывает синхронность колебаний мощности источников энергии } и колебаний давления. Отраженные волны могут лишь усилить амплитуды колебаний. Если стенки камеры отражают волны давления, то колебания (поперечные и продольные) могут стать колебаниями ударного типа и оказать мощное влияние на ход химической реакции, вплоть до детонации, которая, в свою очередь, усилит колебательный процесс. Особенность всех форм акустических колебаний заключается в наличии стоячих волн, при которых в узловых точках (или поверхностях) давление остается постоянным, в то время как между ними давление колеблется: наибольшее значение амплитуда колебаний достигает в сечении, где установилась пучность стоячей волны. Конечно, в условиях двигателя узловые поверхности и области пучности не являются строго фиксированными в пространстве; тем не менее модель стоячей волны практически применима и для двигателей. В этом случае, если фронт горения узок и совпадает с узловой поверхностью или находится вблизи нее, то колебания не будут стабильными, так как при G=const и /7К* = const количество выделяющейся энергии также будет постоянным; следовательно, не будет источников энергии для поддержания колебаний. Наоборот, если фронт пламени (по-прежнему узкий) будет находиться вблизи пучности, где амплитуда колебаний давления наибольшая, то возникнет возможность колебательного процесса тепловыделения, так как с изменением рк* (и температуры) изменяются время запаздывания и скорость химической реакции, а следова- 100
тельно, и количество выделяемой энергии. При такой модели высокочастотного колебательного процесса можно прийти к заключению: чем шире будет зона горения, тем меньше тепла выделится в области пучности и тем меньше будет количество энергии, идущей на поддержание колебаний. Заполнение топливом значительной части объема камеры может способствовать повышению устойчивости процесса. Во всех случаях высокочастотных колебаний (продольных, поперечных и комбинированных) время запаздывания играет значительную роль. Поскольку для заданного топлива при колебаниях давления изменяется и температура газа, то вообще можно считать и, кроме того, wrov>=f\ (/?к*). Именно зависимость времени запаздывания и скорости реакции от давления приводит к колебанию величины тепловыделения при колебании /?к*. Поэтому одной из возможностей борьбы с высокочастотной неустойчивостью является изменение химической активности топлива, т. е. влияние на тзап и t*yrop. На эти величины можно влиять введением в топливо тех или иных присадок, а также таким методом распылива- ния топлива, при котором в различных зонах камеры получаются смеси с разными временами запаздывания. Другая возможность борьбы с высокочастотной неустойчивостыоу основанная на известных из литературы данных [29], заключается в значительном увеличении давления в камере. В этом случае, с одной стороны, время запаздывания топлива на установившемся режиме сильно уменьшается и становится менее чувствительным к колебаниям давления и температуры среды, с другой стороны, уменьшаются размеры камеры, что способствует более широкому охвату объема камеры компонентами топлива. Следует указать, что строгой теории высокочастотной неустойчивости процесса ЖРД пока еще не создано, хотя имеется немало практически важных наблюдений, описанных в периодической и специальной литературе. 6. 4. Неустойчивость процесса в РДТТ Опыт показывает, что в РДТТ возникают колебания давления высокой частоты. Микроколебания давления, как и в случае ЖРД, всегда могут иметь место, хотя причина их возникновения еще не вполне яснаг в какой степени на их возникновение влияют такие факторы, как структура топлива, изменение поверхности горения, изменение скорости газов в каналах в ходе процесса и др. Однако в ряде случаев в камере возникают колебания давления с большой амплитудой, которая может быть соизмерима с величиной среднего давления при нормальном горении. Колебания носят явно выраженный характер резонансных акустических колебаний. На рис. 6.5 приве- цены два графика, один из которых относится к случаю нормального горения, а другой — к случаю неустойчивого, резонансного, гореК 11,2 5fi р р ния. Как видим, максимальное давление зо втором случае почти О ¦ 1 —" — — А 1 V Ч 16 д,в 4,0 Рис. 6. 5. Диаграмма процесса горения: /—устойчивый процесс; 2—неустойчивый процесс 101
вдвое больше нормального; кроме того, заметно сокращается общая продолжительность горения топлива. При неустойчивом, резонансной, горении не только сокращается период работы двигателя, но возможно и разрушение заряда с последующим взрывом. Если даже горение протекает без взрыва, тем не менее полезный эффект заряда в малых двигателях уменьшается на 10—16%, так как при наличии сопла затрачивается энергия на поддержание колебаний столба газов в камере, увеличивается теплоотдача, растет трение. На наличие потерь энергии при неустойчивом процессе в камере ракетного двигателя мы уже указывали выше, относя эти потери главным образом на счет наличия выходною сопла. Физическая картина возникновения и поддержания колебаний в РДТТ в основном такая же, как и в случае внутрикамерной высокочастотной неустойчивости в ЖРД со всеми формами колебаний. Как мы уже указывали, при стационарном процессе в камере всегда имеются микроколебания давления. Увеличение давления (возмущающий фактор, вызванный случайными причинами, например, неоднородностью структуры топлива) образует волну, которая при своем движении в сторону поверхности горения сжимает слои газа вблизи этой поверхности и уменьшает ширину зон газификации и подготовки в большей или меньшей степени, в зависимости от интенсивности волны. Увеличение давления и уменьшение ширины зон I и II (см. рис. 5.1 и 5.8) ускоряют процессы разложения, газификации и подготовки и увеличивают скорость горения. Однако вслед за волной давления возникает отраженная волна, а спустя некоторый промежуток времени к поверхности горения подходит следующая волна давления. Если интенсификация процессов разложения топлива и подготовки его к горению, обусловленная первой волной, завершилась к моменту подхода следующей волны давления, то освобождаемая избыточная энергия является источником, который питает и поддерживает колебания. Если период времени между возмущающим фактором (здесь — изменением давления) и его результатом (в данном случае — изменением скорости горения) равен или кратен периоду колебаний возмущающего фактора, то колебания будут поддерживаться и приобретать резонансный характер, так как выделение избыточной энергии осуществляется синхронно, в фазе с колебаниями давления. Таким образом, можно с полным основанием считать, что именно наличие промежутка времени между моментом возмущения в газе и воздействием этого возмущения на скорость горения и на количество выделяющегося тепла является той причиной, которая приводит к поддержанию процесса неустойчивого горения. Поскольку колебания давления в камере носят акустический характер, очевидно, что неустойчивость процесса зависит от геометрических размеров и конфигурации каналов, а также от свойств среды, поддержание же этого процесса зависит, в первую очередь, от физико-химических свойств топлива. Именно поэтому при изменяющихся в ходе горения геометрических размерах каналов и камеры (в отличие от ЖРД) устойчивое вначале горение может стать неустойчивым, и наоборот. Частота колебаний зависит от температуры газа и геометрических размеров камеры и каналов. Опыт показывает, например, что чаще всего неустойчивое горение наблюдается в случае цилиндрического кольцевого заряда с горением по внутренней поверхности, частота же колебаний тем меньше, чем больше диаметр канала (рис. 6.6). В таком заряде неустойчивое горение может стать более устойчивым или вполне устойчивым по мере выгорания топлива. Изменение формы канала 102
может также привести к стабильному горе- '§ нию из-за изменения скорости эрозионного § горения (влияние wT0V) и вследствие изме- *§ нения частоты собственных колебаний. | Внутренними факторами, способствующими ^ затуханию возникших колебаний, являются | лишь трение и теплоотдача. Поэтому введе- ^ ние специальных стержней, сверление или ^ выполнение при формовке специальных D §н местных радиальных отверстий, как показывают ОТДеЛЬНЫе ОПЫТЫ, СТабиЛИЗИруЮТ Рис 6. 6. Зависимость частоты коле- 1 J бания от внутреннего диаметра по- ГОреНИе. лого цилиндрического заряда Более склонны к неустойчивости, резонансному горению топлива, у которых высоко значение показателя давления п и которые более чувствительны к начальной температуре заряда. Высококалорийные топлива, у которых более высокая температура Гк* продуктов реакции, более склонны к неустойчивому процессу. Равномернее горят топлива с малой теплотворной способностью, с малой величиной скорости горения и с меньшей зависимостью шгор от рк*, т. е. с малым значением показателя п. Исследования показывают, что уменьшение размеров зерен окислителя при его неизменной массовой доле приводит к увеличению скорости горения и повышает склонность к 'неустойчивому горению. Начальная температура топлива оказывает двоякое влияние на устойчивость процесса. Чем она выше, тем меньшее влияние оказывают внешние факторы (при заданном давлении) на скорость горения, поэтому устойчивость процесса растет. Увеличение начальной температуры уменьшает энергию активации, которая, как показывают опыты, сильно влияет на устойчивость процесса, а именно: уменьшение энергии активации 'повышает склонность процесса к неустойчивости. Повышение давления в камере увеличивает скорость горения и, следовательно, сокращает период преобразования; это благоприятно для устойчивости процесса. Вместе с тем повышение давления изменяет свойства газовой среды и, следовательно, частоту собственных акустических колебаний. Уменьшение времени преобразования топлива в газообразные продукты реакции с увеличением /?к* имеет наибольшее значение. В случае эрозионного горения увеличение средней скорости горения шгор вызывается не только колебаниями давления в камере, но и увеличением продольного градиента скорости. В случае неустойчивого процесса все эти колебания совпадают по фазе. В РДТТ также наибольшая неустойчивость процесса будет в том случае, когда колеблющаяся зона горения будет находиться вблизи пучности 'стоячей волны давления. В отличие от ЖРД здесь .нет средств для более широкого объемного распределения источников энергии, что способствует ослаблению или устранению неустойчивости. Теория и опыт дают некоторые средства для борьбы с неустойчивостью процесса РДТТ [54]. Это акустическая интерференция, достигаемая соответствующим выбором геометрических размеров камеры, формы заряда и его рабочих каналов; демпфирование колебаний путем увеличения трения и теплоотвода; сюда относятся, в частности, радиальные отверстия в заряде, перпендикулярные рабочим каналам, и специальные стержни в рабочих каналах; этот метод увеличивает потери в двигателе; изменение свойств топлива путем добавок сажи, алюминия, окиси алюминия и других компонентов для повышения стабильности горения, путем воздействия на скорость горения, на показатель п и на период преобразования. 103
Глава VII ПРОЦЕССЫ В СОПЛАХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В сопле часть энтальпии продуктов сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию. В ракетных двигателях перепад давлений в сопле значительно выше критического, поэтому в этих двигателях для достижения высоких коэффициентов полезного действия и, следовательно, высоких скоростей истечения, применяют сверхзвуковые сопла. В основном используются сопла Лаваля; возможно также применение кольцевых сопел различных схем. Реальный процесс течения в сопле весьма сложен. Он сопровождается трением и теплообменом рабочего тела со стенками. Течение в нем не является одномерным, так как параметры газа и его состав по сечению могут быть различными. Понижение температуры вдоль сопла приводит к уменьшению теплоемкости и к рекомбинации атомов и радикалов, если газ перед соплом был диссоциирован. Вследствие больших скоростей движения время пребывания рабочего тела в сопле весьма мало A0~4—10~5 с), что в свою очередь обусловливает быстрое изменение состояния. В связи с этим возникает вопрос: в какой мере равновесен процесс течения в сопле или, иначе, успевают ли за это время совершаться процессы изменения всех видов энергии молекул и изменения химического состава в соответствии с изменением температуры и давления? Соответствие величины энергии движения молекул и температуры означает наличие энергетического равновесия, а соответствие химического состава продуктов сгорания давлению и температуре — наличие .химического равновесия. При течении газообразных продуктов сгорания в большинстве случаев можно считать, что процесс в сопле ракетного двигателя происходит равновесно и химически, и энергетически. Это означает, что в каждом сечении сопла успевают установиться такой состав и такая величина внутренней энергии, которые соответствуют давлению и температуре в данном сечении. Исключение в этом отношении могут составить очень короткие сопла, когда время пребывания газа в сопле мало и поэтому изменения внутренней энергии и химического состава не успевают за изменением температуры и давления. В случае наличия конденсированной фазы возникают дополнительные условия, влияющие на равновесность процесса в сопле (см. разд. 7. 5). При анализе и расчете процесса течения в сопле часто его идеализируют, пренебрегая трением и теплообменом и принимая его химически и энергетически равновесным, т. е. изэнтропическим. От характеристик такого идеального изэнтропического процесса к параметрам действительного переходят с помощью поправок. Вследствие переменности состава и теплоемкости продуктов сгорания вдоль сопла переменным является и показатель процесса расширения. Поэтому, когда это необходимо, в расчетах и анализе процесса течения рассматривают некоторую среднюю постоянную величину показателя процесса. 7. 1. Изменение параметров газа вдоль сопла Будем называть располагаемой степенью понижения давления от* му давлению ра: давления отношение полного давления перед соплом рк* к наружно- 104
а срабатываемой (действительной) — отношение давления к давлению газа в выходном сечении рс: Режим работы сопла называется расчетным, если давление в выходном сечении равно наружному; при этом яр=яс. Режимы, при которых давление рс отличается от наружного, являются нерасчетными. Случай Рс>Ри (яс<яр) называется режимом недорас- ширения, а при рс<Рн (яс>л;р)—режимом перерасширения. На режимах недорасширения условия течения в сопле не нарушаются и аналогичны таковым на расчетном режиме работы сопла. Дорасширение струи газа до внешнего давления происходит за соплом, не оказывая влияния на характер течения внутри сопла. На режимах перерасширения до определенного отношения давлений pjpu условия течения внутри сопла также не отличаются от расчетных. Повышение давления газа в струе на выходе из сопла (от рс до /?н) происходит через систему скачков, расположенных за соплом. При значительном перерасширении, начиная с некоторой предельной величины (/?с//?н)пред, когда разность давлений (рн — рс) велика и, следовательно, имеет место большой положительный градиент давления, происходит отрыв пограничного слоя от стенок сопла, а система скачков входит внутрь сопла. Отрыв приводит к изменению распределения внутреннего давления на стенки сопла. За местом отрыва давление резко повышается, приближаясь к внешнему атмосферному (рис. 7. 1). Вначале область отрыва захватывает небольшой участок вблизи выходного сечения; по мере снижения перепада яр точка отрыва постепенно перемещается к критическому сечению. Предельная величина отношения рс/рн, ниже которой происходит отрыв потока от стенок сопла (рс/Рн)пред, зависит от ряда факторов, в частности, от геометрии сопла и степени понижения давления. Примерная зависимость (рс//?н)пред от яр показана на рис. 7.2. Отметим, что в основном ракетные двигатели работают в условиях, когда /?с//?н> (Рс/Рн)пред и течение газа с отрывом потока от стенок сопла в этих двигателях встречается редко; поэтому в дальнейшем в основном будет рассматриваться безотрывное течение газа в сопле. Рис. 7. 1. Схема течения в сопле на режиме перерасширения: а—без отрыва; б—с отрывом; б—изменение давления вдоль сопла при наличии отрыва Рис. 7.2. Зависимость предельного значения (Рс^н)пред от лр ? 0,3 цг 0.1 ред \ \ ч * О 40 80 120 160Тр 105-
При сверхкритической степени понижения давления и безотрывном изэнтропическом течении газа внешние факторы (например, изменение атмосферного давления) не влияют на характер течения в сопле. В этих условиях отношения параметров газа в любом сечении сопла к тем же параметрам перед соплом зависят только от относительной площади данного сечения и показателя процесса k: = Vi(f, k)\ T/T*K = Здесь F=F/,FKp — относительная площадь текущего сечения сопла; F — площадь текущего сечения сопла. Для изэнтропического_ одномерного течения отношение давлений р/рк* связано с величиной F следующим образом: F= ' LV ,2/ft .^^ G.1) Относительную площадь выходного сечения сопла "р —р IP называют геометрической степенью расширения сопла или, просто, с теп енью расширения сопла. Из уравнения G. 1) следует, что 4к+т] Зависимость Fc от яс представлена на рис. 7. 3. Скорость газа в каждом сечении определяется величиной рк*1р и параметрами газа перед соплом: y '< )=\/ 2 р,МПа 50 40 30 20 70 1l # j // /у J 7 / / / r-A / - К -1 ,10 1,15 1,20 1,3 5- 0 5 =1r40 100 200 300 400 500 Рис. 7. 3. Зависимость срабатываемой степени понижения давления Лс от степени расширения сопла Fr, Рис. 7.4. Изменение параметров газа вдоль сопла 106
Для выходного сечения сопла на основании изложенного следует: " К 1 Характер изменения и порядок величин давления, температуры и скорости газа вдоль сопла показаны на рис. 7.4. Для сопел с неизменной геометрией (Fc = const — нерегулируемое сопло) режимы остаются подобными при изменении параметров потока на входе в сопло (при условии &=const). Иначе говоря, если изменяются в этом случае значения температуры, давления или скорости потока на входе в сопло, то отношения одноименных параметров в каких-либо двух сечениях сопла остаются постоянными; неизменны также такие относительные величины, как число М, приведенная скорость и др. В частности, для входного и выходного сечений можно записать (рс/Рк) = const; TJT*K= const. В случае нерегулируемого сопла при k=const параметры газа в выходном сечении сопла (как и в любом другом) и скорость истечения газа из сопла определяются лишь параметрами газа в камере. Выше рассматривалось идеальное изэнтропическое течение газа в сопле. Однако качественно все изложенное относится и к реальному течению (за исключением течения с отрывом потока от стенок сопла). 7. 2. Потери в сопле В создании тяги участвует осевая составляющая скорости истечения. Поэтому за действительную скорость истечения принимают среднюю величину ее осевой проекции. Осреднение при этом следует производить из условия сохранения импульса вдоль оси. Эта скорость меньше идеальной скорости при изэнтропическом равновесном процессе в сопле вследствие диссипации энергии, которая вызывается энергетической и химической неравновесностью процесса, трением, а также скачками уплотнения, если последние появляются внутри сопла. Уменьшение действительной скорости истечения (по сравнению с идеальной) вызывается также отклонением вектора скорости истечения от оси сопла. На реальный процесс течения в сопле влияет также теплообмен между газом и стенками; наличие теплообмена сказывается как на трении, так и на термодинамике процесса, в частности, на величине показателя процесса. Уменьшение скорости истечения по сравнению с идеальной принято называть потерями в сопле. Влияние потерь на скорость истечения учитывают с помощью коэффициента сопла фс, равного отношению действительной скорости к скорости истечения при равновесном изэнтропическом процессе истечения. Для сопел ракетных двигателей фс = 0,95-^-0,98. Потери в сопле условно можно разделить на потери, вызванные энергетической и химической неравновесностью (потери на неравновесность) ; потери, вызванные трением (потери на трение); потери, вызванные скачками уплотнения (волновые потери); потери, вызванные непараллельностью потока на выходе из сопла (потери на непараллельность) . 107
Как отмечалосо, при отсутствии конденсированной фазы в продуктах сгорания в большинстве случаев процесс течения в сопле проходит энергетически и химически равновесно. Далее, при правильно спроектированном контуре сопла скачки уплотнения внутри сопла обычно отсутствуют (имеются в виду режимы безотрывного течения). Поэтому в дальнейшем будем рассматривать только потери на трение и на непараллельность. Для анализа этих потерь коэффициент сопла представим в виде произведения Рис. 7. 5. К определению потерь на непараллельность: «—профилированное сопло с осевым течением на выходе; б— простое коническое сопло где фтр и фнеп — коэффициенты, учитывающие уменьшение скорости истечения из-за трения и непараллельности вектора скорости сопла. Потери на трение зависят от состояния поверхности (шероховатости) и несколько уменьшаются с ростом числа Рейнольдса. На величину этих потерь влияет теплообмен между газами и стенкой, а именно, наличие теплоотдачи от газа в стенки увеличивает потери на трение. При прочих равных условиях потери на трение растут с увеличением поверхности сопла, поэтому эти потери возрастают с уменьшением угла конуса выходной закритической части. Для гладких сопел величина гртр в среднем равна 0,97—0,99. Рассмотрим потери на непараллельность. В идеальном случае, а также при специальном профилировании расширяющегося участка сопла течение на срезе сопла осевое; потери в величине удельного импульса из-за неодномерности течения равны нулю и фнеп=1 (рис. 7. 5, а). В случае осесимметричного конусного сопла векторы скорости всех элементарных струек, кроме центральной, наклонены к оси лод некоторым углом, зависящим от угла раствора сопла с&2 и от удаления струи от оси (рис. 7. 5, б). В создании тяги участвует только осевая составляющая скорости. Чем больше угол с&2, тем выше потери на непараллельность. Величина фНеп приближенно может быть найдена по формуле При выводе этой формулы принято, что скорости отдельных струек на выходе из сопла одинаковы по величине и напр авлемьивдоль'Прямых, выходящих из вершины конуса. Значения фнеп для различных углов раствора приведены в табл. 7. 1. Таблица 7.1 Значения фнеп при различных а2 о «2 Тнеп 0 1,000 8 0,999 16 0,995 20 0,992 28 0,985 36 0,976 40 0,970 108
Чс' лгопт «2 Рис. 7.6. Зависимость коэффициента фс от угла а2: /—потери на трение; 2—потери на непараллельность Рис. 7. 7. Сравнение сопел, имеющих одинаковый угол а2: /—простое коническое сопло; 2—профилированное сопло Противоположное влияние угла раствора а2 на потери на трение и непараллельность течения приводит к тому, что коэффициент фс сопла имеет максимум при некотором оптимальном угле раствора (рис. 7.6). Величина оптимального угла а2 зависит от формы закритической части сопла, т. е. от способа профилирования и степени расширения сопла Fc. При уменьшении степени расширения сопла оптимальное значение угла а2 уменьшается, а значение коэффициента <рс несколько увеличивается, так как влияние потерь на трение становится меньше. По профилю расширяющейся части различаются простые конические и профилированные сопла. В первом случае угол конуса закритической части постоянен по длине и для таких сопел оптимальный угол а2 находится в пределах 18—25°. Такие сопла просты в изготовлении, однако при оптимальных углах а2 они имеют сравнительно большую длину; увеличение же а2 не всегда приемлемо, так как при этом из-за роста потерь на непараллельность понижается удельный импульс двигателя. Относительно небольшую длину сопла, не повышая угла а2, можно получить, если угол выходной части сопла сделать переменным, увеличивающимся к критическому сечению. Однако следует иметь в виду, что профиль сопла в этом случае не может быть произвольным, поскольку при резком изменении направления сверхзвукового потока газа возможно появление скачков уплотнения внутри сопла. Задачей профилирования является обеспечение возможно более равномерного потока на выходе из 'сопла с осевым направлением элементарных струек. Контур таких сопел профилируют специальными методами газовой динамики (методом характеристик). Однако при угле а2=0 сопло имеет относительно большую длину. В ракетных двигателях нет необходимости обеспечивать строго осевой поток на выходе из сопла, поскольку при значениях a2=15-f-20° уменьшение удельного импульса из-за потерь на непараллельность составляет менее 1% (см. табл. 7. 1), а неравномерность потока в этом случае незначительна. Поэтому профилированные сопла ракетных двигателей имеют 0°<а2<с20°, что приводит к заметному уменьшению длины сопла по сравнению с простыми коническими (рис. 7. 7) и к некоторому уменьшению гидравлических потерь. Профилированные сопла имеют и несколько большие величины фс (на 1—2%), чем простые конические. В настоящее время в ракетных двигателях в основном применяются профилированные сопла Лаваля. 7. 3. Тяга и удельный импульс на различных режимах работы сопла Если увеличивать степень расширения сопла, то это приведет к росту скорости истечения, а следовательно, и первого члена в формуле тяги 109
Рис. 7. 8. К определению оптимального режима работы сопла Рс=Рн A.5), а также к уменьшению давления рс и, следовательно, к одновременному уменьшению второго члена; уменыпе- Pcf-Рн ние Fc, очевидно, дает обратный результат. Найдем оптимальное значение выходного сечения сопла (или, что то же самое, давление /?с), при котором тяга двигателя имеет наибольшую величину. Рассмотрим силы, действующие на стенкч р >р сопла, пренебрегая силами трения; этими силами будут внутреннее давление газа и внешнее давление среды. . На расчетном режиме характер распределения давлений вдоль сопла будет таким, как это показано на рис. 7.8, а. Сопло, работающее на режиме перерасширения (/?с<Рн), при том же давлении рк* должно иметь большую степень расширения. Следовательно, к исходному соплу необходимо добавить участок Ах\ (рис. 7.8,6), к которому приложена сила АЛ — равнодействующая сил внешнего и внутреннего давления, направленная в сторону, обратную направлению силы тяги. Следовательно, тяга двигателя (ia также и его удельный /импульс) на режиме перерасширения будет меньше ее величины на расчетном режиме: Р = Р —АР 1 пер ' расч "* 1* Сопло, работающее на режиме недорасширения (рс<.ри), должно быть короче расчетного на некоторый участок Ах2 (рис. 7. 8, в). Нетрудно видеть, что сила АР2, действующая на этот отброшенный участок, направлена в сторону тяги двигателя. Следовательно, тяга двигателя на режиме недорасширения меньше тяги на расчетном режиме работы сопла: р — р др 1 нед * расч "* 2* Итак, ракетный двигатель при данном давлении в камере развивает наибольшую тягу и удельный импульс при расчетном режиме сопла, т. е. при расширении газа до внешнего давления среды *. Увеличение или уменьшение степени расширения сопла по отношению к оптимальной величине приводит к потере в удельном импульсе. Полученный результат иллюстрируется рис. 7. 9. Данные рис. 7. 9 получены без учета отрыва потока от стенок сопла, который будет Руд Ридтах ? 0,9 0,6 1 I \ i к = 1,25 ——щ=; ^ 1 I г - ! I P*/ T 10 15 20 25 Рис. 7. 9. Влияние степени расширения сопла Fс i на удельный импульс ра- <J^7 ^% кетного двигателя * Этот результат получен нами при пренебрежении силами трения. При учете этих сил оптимальным оказывается сопло, работающее с некоторым недорасширением. Это объясняется тем, что при укорочении сопла, рассчитанного на полное расширение, уменьшается сила трения. ПО
иметь меСТО при Значительном Сечение отрыда перераоширении. При перерасти- ^\ рении наличие отрыва ведет к увс- личению тяги и, следовательно, удельного импульса двигателя. В этом нетрудно убедиться, если сравнить эпюры давления на стенки (рис. 7. 10). Результаты анализа работы СОПЛа На раЗЛИЧНЫХ режимах Рис. 7. Ю. Эпюры давления на стенки сопла без используются при подборе сопла отрыва потока от стенок и при отрыве к двигателю. Если двигатель работает на постоянной высоте (рн = const) и на постоянном режиме (рк* = const), то подбор сопла из условия получения наибольшего удельного импульса не вызывает трудностей; в этом случае наивыгоднейшие будет сопло, рассчитанное на оптимальную степень расширения. Однако при большом располагаемом перепаде давлений яр потребное значение Fc и, следовательно, размеры сопла могут оказаться очень большим. В таком случае часто выходное сечение выбирается меньше оптимальной величины, поскольку при больших яр некоторое уменьшение Fc по отношению к оптимальному значению приводит лишь к незначительному уменьшению удельного импульса. Это видно, например, из данных рис. 7.9. Так, если при располагаемом перепаде давлений яр = 200 выходное сечение сопла (или, что то же, величину Fc) уменьшить вдвое по сравнению с оптимальным значением, то удельный импульс упадет менее, чем на 2%. Если же вдвое против оптимального значения уменьшить выходное сечение сопла при располагаемом перепаде давлений, рав,ном 20, то это приведет к уменьшению удельного импульса примерно на 6%. Как правило, ракетный двигатель работает при переменных режимах и на разных высотах, поэтому оптимальным будет такое сопло, которое обеспечивает наибольшую суммарную экономичность на всем участке полета аппарата с учетом габаритов и массы двигателя. 7. 4. Кольцевые сопла Выше рассматривались главным образом сопла Лаваля, которые находят весьма широкое применение в ракетных двигателях. Между тем им свойственны определенные недостатки. Основной из них заключается в том, что при больших степенях расширения Fc размеры и масса сопел Лаваля могут быть весьма большими, значительно превосходящими габариты и массу камеры сгорания. Кроме того, в соплах Лаваля на нерасчетных режимах работы, особенно на режимах перерасширения, могут иметь место существенные потери тяги и удельной тяги. Этих недостатков в определенной степени лишены кольцевые сопла: размеры их могут быть в два и более раза меньше размеров сопла Лаваля при одинаковой степени расширения (сопла и одинаковой тяге двигателя; меньшими у них могут быть и потери тяги на режимах перерасширения благодаря способности кольцевых сопел к саморегулированию на этих режимах. Особенностью сверхзвуковых кольцевых сопел является кольцевая (щелевая) форма критического сечения. В настоящее время предложено несколько схем кольцевых сопел. Одна из них показана на рис. 7. 11, а. В этом сопле поток продуктов сгорания разгоняется в кольцевой дозвуковой части до критической скорости, которая достигается в кольцевом критическом сечении О—А. Дальнейшее расширение и разгон газа ill
Рис. 7. 11. Схемы кольцевых сопел: а—сопло с центральным телом (штыревое сопло): б—тарельчатое сопло происходят при прохождении потока через семейство характеристик (волн разрежения), выходящих из угловой точки О. Проходя волны разрежения, поток разгоняется до скорости wc и поворачивается при этом на угол оз. В данном сопле с центральным телом (штыревое сопло) сверхзвуковая струя с одной стороны ограничена стенками центрального тела, а с другой — внешней граничной линией тока О—В. На рис. 7А 1,6 показана другая схема кольцевого сопла — тарельчатое сопло: в нем свободной поверхностью является внутренняя граница струи О—N; О—М—критическое сечение. Благодаря наличию свободной поверхности струи кольцевые сопла способны к саморегулированию при изменении режима работы. Рассмотрим этот вопрос применительно к штыревому соплу, имеющему свободную границу струи. На расчетном режиме внешняя граница струи О — В направлена параллельно оси сопла. При уменьшении располагаемой степени понижения давления по отношению к расчетному значению (например, увеличением внешнего давления рн при неизменном давлении в камере /?к*) характер течения в кольцевом сопле меняется. В этом случае (рис. 7. 12) газовый поток расширяется в волнах разрежения и разворачивается до линии тока О — В'. На крайней волне разрежения (О — т), выходящей из угловой точки /я, давление газа становится равным внешнему давлению. Далее в волне сжатия (т — В') поток тормозится и давление его может несколько возрасти. После ряда сжатий и расширений давление газа восстанавливается до внешнего. Таким образом, давление газа на поверхности центрального тела не становится ниже атмосферного. Поэтому в таком сопле при степенях понижения давления ниже расчетного не происходит перерасширения потока, вследствие чего на этих режимах в нем потери тяги меньше чем в обычном сопле Лаваля. Для иллюстрации сказанного на рис. 7. 13 показаны зависимости тяги от располагаемой степени понижения давления для кольцевого сопла и для сопла Лаваля. Вместе с тем кольцевые сопла требуют применения кольцевых камер сгорания, в создании которых возможны трудности, связанные Рис. 7. 12. Схема потока в кольцевом сопле при располагаемом перепаде ниже расчетного 112 'рагч "Р Рис. 7. 13. Зависимости удельного импульса от располагаемого перепада давлений: /—идеально регулируемое сопло; 2—сопло с центральным телом; 3—сопло Лаваля
с обеспечением их охлаждения, прочности и пр. Рассматривается возможность применения в двигателях с кольцевыми соплами набора цилиндрических камер сгорания, расположенных по кольцу [18]. 7. 5. Особенности течения в соплах двухфазных потоков При наличии в топливе металлических и ряда других элементов продукты сгорания помимо газов могут содержать и конденсированные вещества (твердые или жидкие) — продукты окисления этих элементов (например А12О3, MgO, BeO и др.). В этом случае по соплу течет поток газа, в котором взвешены конденсированные частицы. По мере движения по соплу газ, расширяясь, ускоряется, давление и температура его понижаются. Конденсированные частицы увлекаются газом и также разгоняются; вследствие теплообмена с газом температура их понижается. В общем случае температуры и скорости газа и конденсированных частиц могут быть неодинаковыми. Соотношение между их скоростями и температурами сказывается на параметрах процессов в сопле. Нужно иметь в виду, что если скорость обеих фаз различна, то для правильной оценки эффективности двигателя, т .е. для подсчета тяги и удельного импульса, следует рассматривать среднемассовую скорость истечения, равную We fit + ^с jGj О i + Gj где wc i% Gi — скорость истечения и расход газа; ^cj» Gj — те же величины для конденсированных частиц. Обозначим через gj массовую долю конденсированных частиц, тогда gj= G/ + G.; *>c=(l-gj)W Можно представить два крайних случая процесса течения в сопле двухфазного потока. 1. Полное тепловое и динамическое равновесие между газовой и конденсированной фазами; при этом скорости и температуры обеих фаз в каждом сечении одни и те же. Данный случай может быть реализован лишь при очень малых размерах конденсированных частиц, когда интенсивность теплообмена частиц с газом велика, а масса этих частиц мала. 2. Конденсированные частицы не обмениваются с газом ни теплом, ни количеством движения, поэтому скорость их практически равна нулю, а температура постоянна по длине сопла и равна температуре в камере. Это случай полного отсутствия теплового и динамического равновесий между фазами, возможный при очень больших размерах частиц. В действительности реализуется некоторый промежуточный случай. В зависимости от размеров конденсированных частиц действительный процесс приближается к первому или второму крайним случаям. Последнее иллюстрируется рис. 7. 14, где показано изменение отставания скорости конденсированных частиц (Wi — Wj)/Wi по длине сопла в зависимости от их размера [25]. Часть конденсированных частиц может оседать на стенках. Представление о возможных размерах конденсированных частиц, получающихся при сгорании твердых топлив с присадками алюминия, можно составить по данным рис. 7. 15 [25]. 113
в Ю Рис. 7. 14. Относительное запаздывание конденсированных частиц вдоль сопла 4 в Размер частиц, мкм Рис. 7. 15. Распределение конденсированных частиц по размерам Рассмотрим одномерное течение двухфазного рабочего тела. Для простоты пренебрежем трением и теплообменом со стенками; химический состав и теплоемкость обеих фаз примем неизменными вдоль сопла и массовую долю конденсата постоянной. Уравнение энергии потока двухфазного рабочего тела при постоянной величине gj и отсутствии теплообмена со стенками имеет вид (-^- + /су). G.3) Здесь IKi, /K j — энтальпии газа и конденсированных частиц перед соплом (в.конце камеры сгорания); /с г, h j — те же величины в выходном сечении сопла. Для случая равновесного истечения Wi = Wj=w; Ti = Tj = T. Поэтому при наличии теплового и динамического равновесия между фазами где (Ср)г, (cp)j — теплоемкости газовой и конденсированной фаз. После ряда (преобразований (три отсутствии трен.ия ;и неизменности химического состава и теплоемкости) последняя формула приводится к виду ,= 1/2 l-(\/nc) G.4) где ke = - — эффективное значение показателя процесса при расширении двухфазного рабочего тела; R — газовая постоянная, вычисленная по составу газовой фазы. Проследим, пользуясь формулой G.4), как наличие конденсированной фазы влияет на величину скорости истечения при равновесии между фазами. Для этого рассмотрим величину wc, равную отношению скорости истечения двухфазной смеси к скорости истечения гомогенной газовой смеси при равных температурах в камере сгорания и равных степенях понижения давления в сопле. Из зависимости этой величины от массовой доли конденсированной фазы gj (рис. 7. 16) видно, что наличие конденсированной фазы отрицательно сказывается на скорости истечения даже при равновесном процессе; однако из этого не следует делать ошибочный вывод, что применение топлив с элементами, дающими конденсированные окислы, является вообще нежелательным. Как 114
0,90 1С=100 отмечалось выше (гл. HI), во многих случаях их введение в топливо настолько существенно повышает теплотворную способность топлива, что этот эффект превалирует над снижением термического к. п. д., вызванным ухудшением термодинамических свойств продуктов сгорания, в том числе и из-за наличия конденсированной фазы. Рассмотрим второй крайний случай: отсутствуют теплообмен и обмен количеством движения между фазами, скорость конденсированных частиц равна,нулю, а температура их неизменна и равна температуре в камере. Это означает, что конденсированные частицы практически не выходят из камеры сгорания и не отдают своей энергии газу. Из сопла вытекает только газовый поток, и скорость его истечения в этом случае будет такой же, как и в случае гомогенной газовой смеси продуктов сгорания. Средне-массовая же скорость истечения определяется формулой 0,05 0,10 9] Рис. 7. 16. Зависимости w& от массовой доли конденсированных частиц с = A-*у) V S^ G.5) Рассмотрим еще один случай процесса в сопле; будем считать, что скорости обеих фаз равны (динамическое равновесие), но теплообмен между фазами отсутствует и температура конденсированной фазы постоянна и равна температуре в камере (тепловое равновесие отсутствует). Из уравнения G.3) для этого случая можно получить выражение /^ )*J. G.6) Скорость истечения при отсутствии равновесности процесса, как отмечалось, меньше скорости при равновесном процессе. Поэтому, если в двухфазной смеси продуктов сгорания отсутствуют динамическое и тепловое равновесие, а скорости и температуры обоих фаз в сопле различны, то это приведет к дополнительным потерям в скорости истечения, а следовательно, и в удельном импульсе. Потери на неравновесность процесса (в данном случае имеется в виду тепловое и динамическое равновесие между фазами) будем характеризовать коэффициентом фн, равным отношению скоростей истечения при неравновесном и равновесном процессах. В случае полного отсутствия и динамического, и теплового равновесия коэффициент фи будет равен отношению скоростей, вычисленных соответственно по формулам G.5) и G.4), а при полном отсутствии только теплового равновесия он будет 0,96 0,92 \ 1 ч о 0,05 0}10 Рис. 7. 17. Зависимости коэффициента фн от массовой доли конденсированных частиц /—равновесное истечение; 2—отсутствие теплового равновесия; 3—отсутствие теплового и динамического равновесия 115
равен отношению скоростей, вычисленных по формулам G.6) и G.4) (рис. 7.17). В зависимости от размеров частиц действительное значение фн будет лежать между единицей и величиной, определяемой нижней кривой рис. 7. 17, и может быть получено из опытных данных. По некоторым исследованиям ракетных двигателей на твердом топливе с присадками алюминия потери, вызванные нераозновесностью межцу фазами, составляют 2—4% [25]. Следовательно, в этом случае при подсчете действительной скорости истечения по известной величине скорости истечения изэнтропического процесса коэффициент сопла фс, найденный для сопла при истечении гомогенного газового потока (см. разд. 7.2), должен быть уменьшен на 2—4%.
Глава VIII ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГОРЕНИЯ И ИСТЕЧЕНИЯ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ 8. 1. Общие положения Для расчета процесса в ракетном двигателе, определения его удельных параметров и геометрических размеров необходимо знать состав,, температуру, давления и скорости продуктов сгорания в камере сгорания и в различных сечениях сопла. Указанные величины определяются с помощью термохимических и термодинамических зависимостей, т. е. путем термодинамического расчета горения и истечения. Компоненты ракетных топлив в общем случае могут содержать различные элементы: С, Н, Li, В, О, F и др. Реакции окисления, как отмечалось, условно могут быть представлены как обмен электронами на внешней электронной оболочке атомов. При образовании продуктов полного окисления горючие элементы отдают все свои внешние электроны, а окислительные элементы дополняют число внешних электронов до восьми. При этом молекулы — продукты окисления — являются электрически нейтральными. Число электронов, отдаваемых или приобретаемых элементом при химической реакции, определяет его валентность. Таким образом, валентность горючих элементов в продуктах полного окисления /г равна числу их электронов п, а валентность окислительных элементов i0K равна 8 — я, где п число электронов на внешней электронной оболочке. Для ряда элементов число электронов п приведено в табл. 8. 1. Таблица 8.1 Число электронов на внешней оболочке и валентность некоторых элементов Элемент Число электронов Валентность в продуктах полного окисления.... н 1 1 Li 1 1 2 2 Be 2 2 в 3 3 Al 3 3 с 4 4 Si 4 4 О 6 2 F 7 1 Cl 7 1 Пользуясь указанными определениями, нетрудно найти продукты полного окисления для различных комбинаций из окислительных и горючих элементов, считая /г=W Некоторые из них даны в табл. 8. 2. Таблица 8.2 Окислительный элемент О F н Н2О HF Li Li2O LiF Продукты полного к к2о KF Горючий Mg MgO MgF2 сгорания элемент Be BeO BeF2 в B2O3 BF3 Al A12O3 A1F3 С CO2 CF4 117
При недостатке окислительного элемента образуются продукты неполного окисления. Так, при недостатке кислорода, помимо СО2, образуется СО. В ряде случаев при недостатке окислителя часть горючего элемента переходит в продукт полного окисления, а остальная часть присутствует в неокисленном виде. Так, при недостатке кислорода, водород частично образует Н2О и частично остается в форме Н2; литий со фтором при недостатке фтора образует LiF и Li. Для топлив, состоящих из элементов Н, С, N и О, продуктами полного окисления будут Н2О и СО2. Азот окисляется кислородом лишь при высоких температурах, причем реакция его окисления эндотермическая, т. е. сопровождается поглощением тепла. В обычных условиях азот в реакцию не вступает и в продуктах полного сгорания присутствует в молекулярном состоянии N2. 8. 2. Элементарный состав. Условная химическая формула Состав вещества в массовых долях отдельных элементов называется элементарным составом. Общая формула для массовой доли отдельного (?-го) элемента в веществе имеет вид здесь bh — массовая доля k-vo элемента; ак — чмсло атомов данного элемента в молекуле рассматриваемого соединения; Ak — атомная масса этого элемента. Если ограничиться пока элементами Н, С, N и О, то в общем случае химическая формула вещества имеет вид CmUnOpNq. Тогда элементарный состав будет bc = ; bH =—; bo=-^; ftN = —*-. (8.1) (X {A (X (X Здесь (a= 12m-\-n-\-16/?+ \Aq — молекулярная масса вещества; bc; bH; b0; bN—доли углерода, водорода, кислорода и азота. Для углерода и водорода приняты округленные значения атомных масс (^н=1 и |ыс= 12); точные их значения: цн= 1,008, |utc= 12,011. Если топливо или его компонент представляет собой комбинацию нескольких веществ, то массовая доля отдельного (&-го) элемента найдется так: где Ьи — массовая доля &-го элемента в смеси; gi —массовая доля отдельного (/-го) вещества в смеси; bk.— массовая доля &-го элемента в i-u веществе; 118
Для смеси веществ, состоящих из элементов Н, С, О и N, элементарный состав найдется следующим образом: Здесь 6С., bH., b0., bN. — массовые доли элементов в отдельном (/-м) веществе; gi—массовая доля отдельного (/то) вещества в смеси. Если топливо состоит из окислителя и горючего и известно соотношение -компонентов к и элементарный состав обоих компонентов, то массовая доля отдельного (&-го) элемента в топливе найдется так: b Ч + *Ч b 1 + х Для топлива, состоящего из элементов Н, С, О и N, элементарный состав топлива определяется следующими уравнениями: bp -f- Ь (8.3) Когда компоненты представляют собой смеси индивидуальных веществ, то для некоторых расчетов удобно использовать условную химическую формулу данного компонента. Такую формулу можно построить разным способом. Например, удобно определять ее, исходя из числа атомов различных элементов, приходящихся на 100 массовых единиц рассматриваемого компонента. Тогда условная химическая формула будет иметь вид \00br а ЬСь bH, ft0, bN — массовые доли соответствующих элементов в данном компоненте. 8. 3. Теоретическое соотношение компонентов у0 Расчетная формула для определения щ может быть написана на основании следующего. Пусть /г — сумма валентностей горючих элементов в молекуле горючего; /?к — сумма валентностей окислительных элементов в молекуле горючего; тогда ivv— /?K — число свободных валентностей горючих р — i°rK элементов в молекуле горючего; — число свободных валентно- стей горючих элементов в 1 кг горючего. тт *ОК Далее пусть i0K сумма валентностей окислительных элементов в молекуле окислителя и ilK — сумма валентностей горючих элементов 119
в молекуле окислителя; тогда ($к—*ок)/ИоК —число свободных валентностей окислительных элементов в 1 кг окислителя. Так как то ;0К__ /Г Г__ Z-OK ОК ОК Г *Г 'ojc ~" 'ок (8.4) (8.5) Если компонент представляет собой смесь индивидуальных веществ, то при определении сумм валентностей удобно исходить из условной химической формулы. Величина хо для ряда топлив даяа в табл. 8. 3. Таблица 8. 3 Теоретическое соотношение компонентов Окислитель Кислород Кислород Кислород Кислород Кислород Азотный тетраксид Азотный тетраксид Азотный тетраксид Азотный тетраксид Азотная кислота Азотная кислота Азотная кислота Горючее Водород . . Керосин. . . НДМГ . . . Гидразин . . Пентаборан . Керосин . . НДМГ. . . Гидразин . . Тонка . . Керосин . . Тонка . . . НДМГ . . . 7,94 3,39 2,12 1,0 3,04 4,88 3,05 1,44 4,26 5,35 4,67 3,34 Окислитель 96% азотная кислота Фтор Фтор Фтор Перекись водорода Перекись водорода Перекись водорода 90% перекись водорода Дифторид кислорода Дифторид кислорода Трехфтористый хлор Горючее Керосин . . Водород . . Гидразин . . Пентаборан . Керосин . . Гидразин . . Пентаборан . Керосин . . Гидразин . . Керосин . . Гидразин . . 5,57 18,9 2,38 7,24 7,2 2,13 6,45 7,98 1,68 5,75 2,88 Часто для определения величины щ пользуются формулой, основанной на массовых долях элементов. Однако это удобно, когда число возможных элементов в топливе ограничено. Если окислительным элементом является кислород и химические формулы окислителя и горючего известны — ТО 120 г — 2/?г; С— ir0K=2p0K — 4mок — пок; __ 4тг + пг — 2рг fx0K — "Z ~, • ^(к-* 4^ок— Иск Мт (8.6)
Учитывая, что — т — —, — — t Формулу (8.6) можно написать в форме 4с н о 3 <-г нг ог *0= . (8. 7) °ок 3 Чк нок 8. 4. Состав продуктов сгорания Состав продуктов сгорания конкретного топлива зависит от температуры и давления. Влияние температуры сказывается на диссоциации продуктов сгорания, что в свою очередь приводит к уменьшению температуры сгорания и понижает термический к. п. д. и скорость истечения газов из сопла. Диссоциация практически ощутима, начиная с температур порядка 2000 К. При очень высоких температурах (Г>5000К) может происходить также и ионизация газов, т. е. отрыв электронов от атомов; в этом случае в продуктах сгорания присутствуют, кроме нейтральных атомов и молекул, также ионы и электронный газ. Диссоциация приводит к увеличению числа молей, а следовательно, и объема продуктов сгорания; поэтому рост давления, препятствующий росту объема, понижает степень диссоциации продуктов сгорания и приводит к повышению температуры сгорания. При тех же значениях давления, которые встречаются в камере сгорания ракетных двигателей, влияние давления на диссоциацию невелико (см., например, рис. 8.5). Состав продуктов сгорания зависит также от степени полноты реакции (полноты сгорания). Термодинамический расчет ведется в предположении, что состав продуктов является химически равновесным при данных температуре и давлении. При относительно низких температурах в состав продуктов сгорания будут входить устойчивые в этих условиях продукты полного окисления (Н2О, CO2, HF и др.)» неполного окисления (например, СО), а также молекулы (или атомы) тех или иных, элементов (Н2, N2, О2, Li, В и др.). Конкретный состав определяется исходным составом топлива. Например, для топлива, состоящего из элементов Н, С, О и N, при низких температурах в состав продуктов сгорания входят следующие газы: при а=1-Н2О, СО2, N2, при а>1 - Н2О, СО2, N2, O2; g g) при а<1-Н2О, СО2, N2, H2, СО. При значительном недостатке кислорода могут образовываться, кроме того, низшие углеводороды (например СН4), а также свободный углерод. Состав продуктов сгорания при высоких температурах отличен от состава при низких температурах из-за диссоциации. Если рассматривать топлива, состоящие из элементов Н, С, О и N, то помимо указанных выше газов, как показывают расчеты и опыт, при температурах выше 2000 К в продукты сгорания входят дополнительно еще и следующие газы: ОН, О, Н, NO и N. При очень высоких температурах возможно появление свободного углерода. Появление этих газов (Н, ОН, 121
0 if 00 800 1200 1600 2000 2W 2800 3200 3600 4000 WO Ш0 5200 T К Рис. 8. 1. Зависимости состава продуктов сгорания от температуры для топлива кислород — керосин при а=1 и р=4 МПа О, N и др.) является результатом диссоциации сложных соединений: на более простые: ^- Н2; H2l!:2H; (8.9> Хотя последняя реакция не является в полном смысле реакцией диссоциации, но она сопровождается поглощением тепла и с ростом температуры смещается вправо. Из реакций (8. 9) следует, что при высоких температурах продукты неполного окисления (СО и Н2) и кислород (О2) могут получаться как при сс<1, так и при а>1. Относительное содержание отдельных газов зависит от коэффициента избытка окислителя и изменяется с температурой. Изменение равновесного состава продуктов сгорания с температурой показано на рис. 8. 1. В состоянии химического равновесия количества отдельных газов в реагирующей смеси находятся в строго определенном соотношении, вытекающем из уравнения химического равновесия (уравнения константы равновесия). Так, для реакции ХИМИ- (8. 10) где А, В, М, N—реагирующие вещества; a, b, m, n — стехиометрические коэффициенты, уравнение ческого равновесия имеет вид PmPn Здесь АГр — константа равновесия; Рм> Pn, Pai Pb — парциальные давления соответствующих веществ. В сложной смеси газов одновременно могут протекать несколько химических реакций. Каждая химическая реакция описывается своим уравнением химического равновесия. Однако поскольку отдельные газы могут участвовать одновременно в нескольких реакциях, то количество того или иного газа определится совокупностью уравнений химического равновесия, описывающих те реакции, в которых участвует данное сое- 122
динение. Количество независимых уравнений, описывающих химическое равновесие сложной смеси газов, как известно, равно Z=X-Y, (8.11) где X — число отдельных газов; Y — число химических элементов, из которых составлены эти газы. Например, если в состав продуктов сгорания входят газы СО2, Н2О, СО, Н2, О2, N2, ОН, N0, О, Н, N, то АГ= 11, Y=4, Z = 7. Для смеси, состоящей только из СО2, Н20, N2 и 02 число уравнений равновесия Z=0. Расчет состава имеет целью определить количество отдельных газов в смеси продуктов сгорания. Число неизвестных равно числу возможных газов X. Для решения задачи используются уравнения химического равновесия и материального баланса. Число уравнений химического равновесия, как указано выше, равно Z=X — Y. Уравнения материального баланса выражают закон сохранения лМатерии и определяют равенство количества отдельных элементов -в исходном топливе и в конечных продуктах сгорания. Уравнение материального баланса в общем случае имеет вид h (8.12) где bk—массовая доля k-то элемента в топливе, определяемая по формуле (8. 2); Ah — атомная масса данного элемента; аи.— число атомов k-то элемента в i-м компоненте смеси продуктов сгорания; пг — число молей данного компонента. Очевидно, число уравнений материального баланса равно числу элементов Y. Следовательно, система уравнений химического равновесия и материального баланса включает X уравнений и достаточна для решения задачи. Если в продуктах сгорания одно и то же соединение присутствует как в 1азообразном, так и в конденсированном виде (двухфазная система), то для определения состава продуктов сгорания необходимо еще одно уравнение, так как появляется дополнительное неизвестное — доля вещества в конденсированном виде. Таким уравнением является уравнение зависимости давления насыщенного пара ps данного соединения от температуры: (8. 13) Состав газообразных продуктов сгорания может быть выражен в молях Пг отдельных газов на 1 кг продуктов сгорания (моль/кг), в массовых долях gi или в парциальных давлениях /?г-. Переход от одних величин к другим может быть произведен по известным уравнениям -ZL-=-ZL. ; (8. 14) Pzu «см PL = _JlA4_m (8л5) Рем 2>//f*/ Здесь /?CM = V/?.; #CM = 4V.; ^. — молекулярная масса /-го газа. 123
Кажущаяся молекулярная масса смеси (лСм равна массе смеси газов, деленной на общее число их молей; если числа молей ясм отнесены к единице массы смеси газов, то Если состав смеси газов задан парциальными давлениями, то удобно пользоваться формулой для |ыСм, выраженной через ри Поскольку |лсм = ^ , то с учетом уравнения (8. 10) получим Яа ,8.16) 2j Pi Pcu 8. 5. Расчет состава продуктов сгорания Задача сводится к определению равновесного состава продуктов сгорания при заданных температуре и давлении. В общем случае состав продуктов сгорания является весьма сложным и может включать до 10—20 компонентов и более. Задача несколько упрощается, если на основе расчетных или опытных данных известен перечень соединений, входящих в состав продуктов сгорания, и можно пренебречь некоторыми из них. В противном случае следует задаться всеми возможными (ожидаемыми) соединениями. Исходная система уравнений, необходимых для определения количеств отдельных составляющих смеси продуктов сгорания, как отмечалось, включает в себя уравнения химического равновесия и материального баланса. Уравнения химического равновесия описывают соответствующие химические реакции — в данном случае реакции диссоциации типа (8.9). Следует иметь в виду, что в общем случае система уравнений диссоциации может быть составлена произвольно, но так, чтобы она полностью описывала состав смеси продуктов сгорания и химическое взаимодействие между отдельными составляющими смеси. Часто при этом исходят из уравнений диссоциации молекулярных компонентов на атомарные. Например, для топлива, состоящего из элементов Н и О, уравнения диссоциации на основании уравнений (8. 9) можно представить в виде н2о^:н2+4-о2; н2о;^он+4-н2; (8. 17) Вместо этой системы может быть написана и эквивалентная ей система химических уравнений диссоциации молекул и радикалов на атомы: l ' Для первой системы химических реакций уравнения химического равновесия имеют вид А. к -А (8. 19) 124
а для второй системы р 2 Рн Однако такая схема реакций (разложение молекулярных соединений на атомы) иногда может оказаться не очень удобной, в частности, в тех случаях, когда в продуктах сгорания отсутствует какой-либо из элементов в атомарном состоянии, хотя он и входит в состав других соединений (например, в продуктах сгорания топлив, состоящих из элементов Н, С, О и N практически отсутствует свободный углерод, хотя он и входит в состав других газов, как СО2, СО). Константы равновесия для идеальных газов зависят от температуры и приводятся в специальной литературе [49]. Если в таблицах отсутствуют константы равновесия, соответствующие принятой схеме реакций, то эти необходимые константы можно получить комбинацией имеющихся в таблицах. Рассмотрим пример: пусть в таблицах имеются константы равновесия применительно ко второй схеме (разложение молекул на атомы); требуется найти константы для первых двух реакций первой схемы Ро^1/2 "' f(v ^= [2о РНРО Рп2о \Рн Составим исходную систему уравнения для расчета равновесного состава диссоциированных продуктов сгорания на примере топлива, состоящего из элементов Н и О. В состав продуктов сгорания входят газы Н2О, О2, Н2, ОН, Н и О. Этот состав описывается четырьмя уравнениями химического равновесия и двумя уравнениями материального баланса. Уравнения химического равновесия представлены выше, например (8.19) или (8.20). Уравнения материального баланса на основании уравнения (8. 12) могут быть записаны так: или в парциальных давлениях Рем Пси Реи Ьп=B/?н2о + 2/?н2 + Роп+Рп) Для исключения сомножителей псы/рсм в последних уравнениях удобно перейти к относительным уравнениям материального баланса: ьо _16 (Рп>о+2РоЛ Pqh+Рн) (8 125
Поскольку в этом случае число уравнений уменьшится, то система должна быть дополнена еще одним уравнением. Обычно используют уравнение закона Дальтона Рси= или для данного топлива I j | j [ /о ОО^\ Итак, для определения шести неизвестных парциальных давлений имеются шесть уравнений (8.20), (8.21), (8.22), с помощью которых может быть найден состав продуктов сгорания при известных элементарном составе исходных веществ, давлении и температуре продуктов сгорания. При относительно невысоких температурах число продуктов диссоциации уменьшается. Так, при Г<2500 К практически отсутствуют атомарные газы Н и О, а если при этом сс<1, то отсутствует также молекулярный кислород О2. В этом случае число неизвестных также уменьшается, что упрощает расчет. При Г<2000К, как указывалось выше, продукты диссоциации практически отсутствуют. Состав продуктов сгорания для топлив, включающих помимо Н и О также и другие элементы, определяется аналогичным образом. Исходная система уравнений включает в себя Z=X—У уравнений химического равновесия, Y— 1 уравнений материального баланса, написанных в относительном виде, и одно уравнение закона Дальтона, т. е. всегда имеется одинаковое число уравнений и неизвестных. Для иллюстрации составим также систему уравнений для топлива, в котором горючее Н2, а окислитель F2. В продуктах сгорания этого топлива содержатся газы HF, F2, H2, F, Н; следовательно, здесь Х = 5 и Y=2 .Состав продуктов сгорания описывается тремя уравнениями химического равновесия (Z = 3) одним уравнением материального баланса в относительном виде ^н_ = ^ Рп? + 2/»н, + Рп h 19 Рп? + 2Pf2 + Рн и уравнением Составим далее систему уравнений, описывающую состав продуктов сгорания двухфазной системы. Рассмотрим для примера топливо, где горючее — магний, а окислитель — кислород. В продуктах сгорания в этом случае могут быть газы MgO, Mg, О2, О и жидкий (М^О)Ш. Массовую долю (MgO)m обозначим через gMgo. Определению подлежат пять неизвестных. Для данного случая Х=4 и У=2. Состав продуктов сгорания описывается двумя уравнениями химического равновесия (Z=2) 126
(8. 24) 16 -2ро,-грп-- одним уравнением материального баланса 24,3 М2 /1л о"М?0 о 1 о ^о " 4М ^° и уравнением Последним уравнением, дополняющим систему уравнений до пяти, является зависимость давления насыщенных паров от температуры psMgO —J [1 J. [О. ZO) В ура)внении материального баланса (8.24) члены 16/40,3 и 24,3/40,3 представляют собой массовые доли кислорода и магния, приходящиеся на (MgO)m B4,3 — атомная масса Mg; 40,3 — молекулярная масса MgO). , Решение этих пяти уравнений дает, при заданных рсм и Г, значения gMgo и всех парциальных давлений. Если в результате расчета получается отрицательное значение массовой доли конденсированной фазы, то это означает, что конденсированная фаза отсутствует; в этом случае расчет следует вести обычным методом для газа. Наоборот, если расчет велся без учета конденсированной фазы и парциальные давления отдельных газов получаются больше, чем давления насыщенных паров соответствующих веществ при данной температуре, это означает, что имеется конденсат и методика расчета должна быть изменена. 8. 6. Энтальпия исходных веществ и продуктов сгорания Для расчетов нет необходимости знать абсолютное значение энтальпии, а важно уметь находить ее изменение при изменении состояния вещества. Численная величина энтальпии зависит от выбора начала отсчета, т. е. от выбора исходных веществ, химическая энергия которых принята равной нулю, и от выбора начальной температуры Го. Наиболее широко распространена система отсчета, в которой начальная температура Г0=293 К, а за исходные приняты простые вещества в таких состояниях и аллотропных модификациях, которые для них при нормальных условиях являются устойчивыми: Н2 — газ; О2 — газ, F2— газ, С — бета-графит, Li — твердый и т. д. В этом случае энтальпия рассматриваемого вещества при температуре Т может быть представлена так /г=ДгГо4-Д^о, (о. 27) где Д/г0 — изменение энтальпии системы при образовании данного вещества из исходных при температуре Го; Д*г0 — изменение энтальпии данного вещества при нагреве от Го до Т. Величину 1т можно представить и так: 0)исх, (8.28) где А/г — изменение энтальпии системы при образовании данного вещества из исходных при температуре Т; (Д/го)исх—изменение энтальпии исходных веществ при нагреве их от То до Т. 127
Значения 1Т для различных веществ в функции температура приводится в справочниках [44]. Нетрудно видеть, что для простых веществ д/г =0 и /г=Д/?. 1 О 1 л О Следует отметить, что величина Мт численно равна теплоте образования данного вещества, а А1То—стандартной теплоте образова-ния Л#о. Поэтому выражение (8. 27) можно представить и так: /7.= ДЯ0+/т:.. (8.29) Теплота образования считается положительной, если образование данного вещества из простых происходит с поглощением тепла (рост энтальпии), и отрицательной, если образование вещества протекает с выделением тепла. В табл. 8. 4 приведены значения стандартной теплоты образования некоторых веществ. Таблица 8.4 Стандартные величины теплоты образования некоторых веществ Газ (жидкость) Теплота образования, Дж/моль Газ (жидкость) Теплота образования, Дж/моль н 218060 о 247700 СО 100600 N 358100 HF —268800 н2 0 со2 -383800 О2 0 N2 0 н2о -241700 F2 0 CF2 —967900 он 42120 NO 90440 (Н2О)Ж -286300 Если топливо (или компонент) представляет собой смесь нескольких веществ, то его энтальпия равна г раств' (8.30) здесь gu U — массовая доля и энтальпия отдельных веществ, входящих в смесь; Л#раст — тепловой эффект растворения. Энтальпия топлива раздельной подачи при соотношении компонентов х равна 1 + х 1 -f % г# (8.31) Энтальпия продуктов сгорания, представляющих собой смесь газов, найдется из уравнения (8.30), где Д//раств=0. Если состав задан через парциальные давления, то энтальпия смеси газов равна (8. 32) 128
8. 7. Определение температуры сгорания Для определения действительной температуры сгорания необходим учет потерь тепла в камере сгорания двигателя из-за неполноты сгорания и теплоотдачи в стенки. Возможны два метода учета этих потерь. В одном случае потери учитываются в общем тепловом балансе, и таким образом при определении температуры сгорания принимается во внимание только то тепло, которое идет на увеличение энтальпии продуктов сгорания. Во втором случае при определении температуры сгорания потери не учитываются совсем, а полученная таким образом теоретическая температура затем исправляется с помощью специальных коэффициентов. В теории ракетных двигателей используется второй метод. Составим уравнение энергии для рабочего тела в двигателе. Рассмотрим ЖРД* с насосной системой питания, в котором рабочее тело после турбины дожигается в основной камере. Уравнение, записанное для сечений О — О и К — К (рис. 8.2), при отсутствии теплообмена будет иметь вид Здесь Поскольку (8. 33) G0K, GT — полные расходы окислителя и горючего в двигателе; .mGr.rr — расходы окислителя и горючего в газогенераторе; Л>ко» Лю — исходные энтальпии окислителя и горючего в баке (сечение О — О); /к*—энтальпия адиабатически (изэнтропически) заторможенного потока продуктов сгорания в конце камеры сгорания (сечениеК — К); LT — эффективная работа турбины, т. е. работа^ передаваемая на вал турбины одним килограммом рабочего тела; Ьт = Ьад, тт]т, где Ьад, т — адиабатическая работа; г)т эффективный к. п. д. турбины (см. разд. 9. 4); LH — эффективная работа насоса, т. е. работа от вала насоса, приходящаяся на 1 кг прокачиваемой жидкости; LH=H/r\n, где Н — действительный напор насоса; т]н — полный к. п. д. насоса (см. разд. 9. 4). г = LT (Оок#гг + <?р#гг), то из уравнения (8. 33) нетрудно получить (8-341 Обозначая через /0 энтальпию исходного топлива при исходной температуре получим 5 628 /0=/к. (8.35) 129
Бели рассматривается полное тепловыделение, т. е. полное сгорание при отсутствии теплоотдачи в стен- _ ки, то Tl=Tz; ll=Iz и /0=/2. (8.36) Таким образом, в указанном случае полная энтальпия прэ- дуктов сгорания при температуре Tz равна энтальпии исходного топлива в баке при начальной температуре. Для ЖРД с открытой системой питания, когда рабочее тело турбины не используется в основной камере, можно получить Рис. 8. 2. К составлению уравнения энергии: /—баки; 2—газогенератор; 3—турбина; 4—насосы; 5—камера (8.37) Однако повышение энтальпии топлива в насосах, численно равное члену в скобках последнего уравнения, мало и составляет обычно менее 0,5% от его теплотворной способности. Поэтому и в данном случае для расчетов температуры сгорания с достаточной точностью используется уравнение в виде (8. 36). Это же уравнение верно и для ЖРД с вытес- нительной системой питания, и для ракетных двигателей твердого и смешанного топлива. Итак, исходным при определении температуры сгорания в ракетных двигателях является уравнение (8.36), согласно которому при отсутствии потерь тепла полная энтальпия продуктов сгорания при температуре конца горения Tz равна энтальпии исходного топлива при температуре Го. Энтальпия продуктов сгорания зависит как от температуры, так и от состава их, состав же продуктов сгорания, в свою очередь, зависит от температуры. Для веществ, состоящих из элементов Н, С, О и N, исключение составляют продукты сгорания при низких температурах, если а^1; в этом случае температура не влияет на состав продуктов сгорания. В общем случае температуру сгорания следует определять одновременно с расчетом состава продуктов сгорания в камере. Последовательность расчета состава и температуры продуктов сгорания следующая. Исходными данными для расчета являются давление в камере сгорания и химический состав топлива. Зная состав топлива, определяют его элементарный состав и энтальпию /0 при начальной температуре. Затем последовательными приближениями (находят такую величину температуры Tz (и соответствующий 'состав продуктов сгорания), при которой энтальпия продуктов сгорания /к* равна энтальпии исходного топлива (8.36). Для этого можно так же задаться несколькими (обычно т|ре;мя) значениями температур (Тг, Т\ и т[) продуктов сгорания, для каждой температуры определить состав продуктов сгорания и их энтальпии (/', I" и /'") для выбранных значений температур и построить график зависимости энтальпии от температуры (рис. 8.3). Пользуясь соотношением (8. 36) и графиком рис. 8. 3, нетрудно найти искомую температуру. 13Э
Вычислив Г2, можно определить действительную температуру с помощью опытных коэффициентов (см. гл. II). Обычно из-за переменного по сечению соотношения компонентов температура газов по сечению камеры сгорания также переменна. Поэтому в данном случае речь идет о среднем значении температуры в камере. Если нужно определить J—' zf?—' ' ^ распределение температуры сгорания по 'z'zTz СечеНИЮ, ТО Следует ПрОИЗВеСТИ СООТВеТ- рис 8 3. к опреДелениЮ температуры ствующие расчеты для необходимого сгорания диапазона а. Определение состава и температуры продуктов сгорания в общем случае связано с решением системы, включающей до десяти и более уравнений, что представляет собой довольно трудоемкий процесс. Использование электронных вычислительных машин для этих целей существенно упрощает задачу [3]. Рассмотренный в данном разделе метод в полной мере приложим к так называемой изобарной камере сгорания, в которой скорости газового потока невелики (в пределе равны нулю) и параметры заторможенного потока близки к статическим. При значительном увеличении скорости газа в камере сгорания необходимо учитывать влияние разгона потока на температуру, давление и состав продуктов сгорания. 8. 8. Термодинамический расчет процесса истечения из сопла Расчет процесса в сопле обычно проводят в предположении его изэн- тропичности и затем вводят необходимые поправки для определения действительных величин. При изэнтропическом процессе в сопле Sk=Sc, (8-38) где SK и Sc — энтропия продуктов реакции в конце камеры сгорания и в выходном сечении сопла. Уравнение (8.38) является исходным. Для расчета изэнтропическо- го процесса в сопле необходимо знать значения энтропии различных соединений, входящих в состав продуктов сгорания. Значения энтропии приводятся в специальных таблицах при стандартном давлении р°. Для газов из термодинамики известно V др /г р откуда * S=S0-^inJL . (8. Здесь 5° — энтропия газа при стандартном давлении и данной температуре**, 5 — энтропия газа при произвольном давлении и той же температуре. * В данной главе формулы для энтальпии и энтропии построены исходя из того, что энтальпии и энтропии отдельных составляющих даны на 1 кг вещества. Часто в справочных таблицах эти величины относят на моль; это следует учитывать в расчетах. ** Данные по S0 приводятся в справочниках. 5* 131
Для смеси газов S=^giSl (8.40) или s=- (8.41) Рис. 8.4. К определению температуры газа ОбыЧНО ПРИ расчете ЗЗДЗЮТСЯ СО- в выходном сечении сопла ставом топлива, давлением в камере и давлением в выходном сечении сопля. Основной задачей расчета является определение скорости истечения, а также проходных сечений сопла. Расчет изэнтропического истечения производится в следующем порядке: 1) для определенного состава топлива при заданном давлении находят состав и температуру продуктов сгорания в камере сгорания; 2) по известному составу и температуре вычисляют энтропию газов в камере; 3) далее для заданного давления рс последовательными приближениями находят температуру газа в выходном сечении сопла (и соответствующий ей состав продуктов сгорания), при которой энтропия продуктов сгорания в выходном сечении сопла 5С была бы равна их энтропии во входном сечении 5К (8. 38). Для этого можно также выбрать несколько (обычно три) значений температур (Гь Т2 и Г3) в области ожидаемой температуры газов в выходном сечении сопла, для каждого значения Т найти состав продуктов сгорания методами, изложенными в даной главе, вычислить энтропию по формуле (8.41) и построить график S=f(T) (рис. 8. 4). Из условия (8.38) по известной величине SK из графика рис. 8.4 находят значение температуры продуктов сгорания в выходном сечении сопла идеального процесса Гс. Ид; 4) для найденного значения температуры определяют состав газов и энтальпию смеси на основании уравнения (8. 32): 1 где Ii — для каждого газа берется при температуре Гс. Ид; 5) определяют идеальную скорость истечения; эта величина может быть найдена из уравнения энергии, написанного для входного и выходного сечений сопла: Учитывая, что Iz=Io, получим r7J." (8.42) Для определения параметров потока и площади сечения в произвольном месте по длине сопла необходимо знать р и Т вдоль сопла. Точное определение этих величин возможно по изложенной выше методике. 132
По результатам расчета определяется характеристическая скорость идеального процесса _ P*v 8 43 где i0Kp, бкр известны из термодинамического расчета; /?кр=/?к, так как в идеальном процессе потерями полного давления пренебрегают. Далее могут быть найдены и площади проходных сечений сопла. Обычно определяют удельные площади, отнесенные к 1 кг расхода в секунду: FY.= —=—. (8.44) По данным расчета идеальных процессов горения и истечения далее можно найти параметры реального процесса, в частности скорость истечения из сопла wc=<?cyKwm, (8.45) характеристическую скорость с% = укс#ш (8.46) и др. При приближенных расчетах параметры в промежуточных сечениях могут быть найдены, если процесс в сопле, идущий с переменным составом, заменить процессом, подчиняющимся уравнению pvk=const, с постоянным показателем k. Последний принимается равным среднему показателю рассматриваемого процесса. Из уравнения процесса следует Рс где vK, vc — удельные объемы газа соответственно в начальном и выходном сечениях сопла, найденные из термодинамического расчета. Средний показатель k изэнтропического процесса, идущего с изменением теплоемкости и состава газов, меньше, чем показатель адиабаты процесса, протекающего с неизменными теплоемкостью и составом. Это, естественно, так как процесс равновесного расширения продуктов сгорания вследствие рекомбинации сопровождается превращением химической энергии в тепловую форму, что эквивалентно подводу тепла к газу постоянного состава. Чем сильнее диссоциирован газ перед соплом, тем меньше при прочих равных условиях средний показатель. На основании многочисленных расчетов установлены значения показателя k для многих топлив (см. разд. 8. 10). Используя эти значения, можно приближенно рассчитать процесс истечения, если известны параметры газа (/?к*, TZy R). Средний показатель действительного процесса п должен отличаться от среднего показателя идеального процесса k вследствие влияния гидравлических потерь, теплообмена со стенками и неоднородности состава по сечению потока. Отдельные из указанных факторов влияют в разные стороны на величину показателя реального процесса п (например, теплоотдача в стенки и гидравлические потери). Поэтому в первом приближении показатель действительного процесса п можно принимать равным среднему показателю изэнтропы. 133
8. 9. Особенности термодинамического расчета при наличии конденсированной фазы в продуктах сгорания R основном, все изложенные выше положения термодинамического расчета относятся и к двухфазной смеси продуктов сгорания. Отличие состоит лишь в необходимости учета свойств конденсированной фазы. При определении температуры сгорания исходным является уравнение энергии (8. 36). Однако при определении энтальпии продуктов сгорания должна быт*ь учтена и энтальпия конденсированной фазы, т. е. Здесь gZ', U — массовые доли и энтальпии газообразных продуктов; gj> Ij — то же для конденсированных продуктов. Если, как обычно, газообразные продукты заданы в парциальных давлениях, а конденсированные — в массовых долях, то /sBS ь-Sff у ,Л/|+ У *,/,. (8.47) Исходным для расчета равновесного процесса течения в сопле является уравнение (8.38), причем при определении энтропии продуктов сгорания следует учесть энтропию конденсированной фазы, т. е. или Значения парциальных давлений газообразных продуктов и массовых долей конденсированных в двухфазной смеси определяются из расчета состава продуктов сгорания (см. разд. 8. 5). Следует иметь в виду, что доля конденсированных продуктов вдоль сопла может изменяться вследствие изменения температуры и давления. Так же, как и для однофазных продуктов, в случае двухфазной смеси можно рассчитать процесс истечения упрощенно с использованием среднего показателя процесса. При этом могут быть использованы положения разд. 7. 5. Эти же материалы могут быть применены для расчетов истечения при отсутствии равновесия между фазами в процессе 'ечения в сопле. 8. 10. Результаты термодинамических расчетов и их анализ На рис. 8. 5 представлены результаты расчета состава продуктов сгорания, откуда видно, что с уменьшением коэффициента избытка окислителя уменьшаются доля продуктов полного окисления (из-за недостатка кислорода) и доля продуктов диссоциации. Уменьшение доли продуктов диссоциаций объясняется, с одной (стороны, уменьшением температуры сгорания из-за понижения теплотворной способности топлива, а с другой — увеличением доли продуктов (неполного окисления; последние диссоциируют в меньшей степени, чем продукты полного окисления. Рост давления несколько уменьшает долю продуктов диссоциации. 134
PL щ 0,* 0,3 0,2 0,1 0 \ к <? > CO V \ —c Л* H20 Ni Oz- OH На рис. 8.6—8.9 показаны зависимости (^уд)ид, М-к, Тг и k от коэффициента избытка окислителя для некоторых жидких топлив раздельной подачи при давлении в камере /?к* = =4,0 МПа и /7с=/7н=О,1 МПа. При отсутствии диссоциации максимум температуры Tz должен совпадать с максимумом теплового эффекта, что соответствует а=1. Примером является топливо, состоящее из окислителя — 80% Н2О2 + 20% НоО и горючего — 50% N2H4H2O + 50% CH3OH (см. рис. 8.6); температура горения этого топлива невелика и продукты сгорания не диссоциированы. При наличии диссоциации максимум температуры смещается обычно в сторону а<1. Некоторое смещение максимального значения температуры в сторону богатых смесей объясняется понижением степени диссоциации при уменьшении коэффициента избытка окислителя. Увеличение давления, несколько повышает температуру вследствие понижения степени диссоциации продуктов сгорания (рис. 8.10). Чем менее диссоциированы продукты сгорания, тем слабее влияние давления на температуру. Рассмотрим влияние а на среднюю молекулярную массу продуктов сгорания в камере сгорания. С уменьшением а растет доля более легких продуктов неполного окисления, вследствие чего fiK падает. С ростом давления молекулярная масса несколько растет (рис. 8. И) из-за уменьшения доли продуктов диссоциации. Средний показатель изэнтропы k зависит от а (см. рис. 8.6—8.9), так как меняются состав и температура продуктов сгорания. С уменьшением а (при а<1) уменьшается температура, а следовательно, и степень диссоциации, что ведет к уменьшению теплоемкости и поэтому — к увеличению показателя k. Уменьшение коэффициента избытка окислителя а приводит к росту доли газов с меньшим числом атомов, что также способствует увеличению k. С ростом давления в камере величина k несколько растет из-за уменьшения степени диссоциации. При ОС Рис. 8.5. Зависимости состава продуктов сгорания от коэффициента избытка окислителя для топлива кислород- керосин: Л=4 МПа; =2 МПа 2200 2000 •22С 200L .1 on 1OU К in » 10 п и "Г — Ч 1 ||М к — ¦*¦¦ ^ —- -К- -/,2- 0;^ 0;^ /^ сХ 24 20 1,6 Рис. 8.6. Зависимости Р7Л^ЛДТХ, М-к и k от а: окислитель — 80% перекись водорода; горючее—гидразин гидратЧ-метиловый спирт 20 16 Ofi Ofi 0,3 1,0 а. Pviz. 8.7. Зависимости РуДгщЛЛТг, [iK и k от а: окислитель — азотная кислота; горючее — керосин 135
3000 2800 2600 2200 Vz ¦340 32/Ji ЗООп 280L к 0 i/ / У / / —-s ¦¦ ¦ руд.ид Я k - A' -1,2 -1,1- 28 24 20 16 0,6 1,0 К Рис. 8. 8. Зависимости Яуд идГг, цк и k от а: Рис. 8. 9. Зависимости окислитель — жидкий кислород; горючее — керосин окислитель — жидкий кислород; жидкий водород X г, цк и k от а: горючее — данном давлении в камере с увеличением срабатываемой степени понижения давления в сопле яс, т. е. с уменьшением рс величина k также несколько растет, так как при этом уменьшается влияние диссоциации на процесс расширения газа в сопле. Последнее объясняется тем, что с увеличением л:с увеличивается степень рекомбинации диссоциированных продуктов сгорания или даже рекомбинация полностью завершается; и чем больше лс, тем раньше она завершается. Изменение удельного импульса (или, что то же, скорости истечения) с изменением а определяется влиянием коэффициента избытка окислителя на теплотворную способность топлива и термический к. п. д. С уменьшением а (при а<1) /га падает, но \\t растет, так как растет показатель k. Вследствие этого максимум удельного импульса получается обычно при коэффициенте избытка окислителя, отличающемся от единицы, причем для большинства топлив при а<1. С ростом рк* удельный импульс растет (рис. 8. 12—8. 14) вследствие роста термического к. п. д., а величина аопт приближается к единице. На рис. 8. 13 и 8. 14 пунктирная линия соединяет точки, соответствующие aonT. На рис. 8. 15 и 8. 16 приведены расчетные значения характеристической скорости с* Ид для ряда топлив. Видно, что с*Ид практически не зависит от давления в камере; величина его определяется главным TZlK 3600 3400 3200 3000 2800 2200 2000 1- Рис. 8. 10. Зависимости температуры сгорания от давления в камере: 7—80% перекись водорода — гидразин- гидрат+метиловый спирт; 2—-азотная кислота — керосин; 3—жидкий кислород — этиловый спирт; 4—жидкий кислород — керосин 2,0up б,ор*Н1мпа Рис. 8. 11. Зависимости |хк от давления в камере (обозначения кривых по рис. 8. 10) 24 23 22 21 20 19 —^ 9 —- т 2,0 4/7 ер р*к,мпа 136
3000 25001 2000\ iOt1 / / / / / / no / ,00*> 00-" *0** A 3^ 2 1 , гр б,о Рис. 8. 12. Зависимости ^Уд.ид от давления в камеры (обозначения кривых по рис. 8. 10) Рис. 8. 13. Зависимости РуД>ид условного топлива О2—СпН2п от а и давления в камере при pc=pa=0,l МПа 1600 1700 1600 two — '¦ ¦МММ" 3 _ 1 2fl в,ор*;ппа Рис. 8. 14. Зависимость Руд.ид условного топ- Рис. 8. 15. Зависимость характеристической скоро- лива F2—NnH2n от а и давления в камере при cih .^ ид от давления в камере: Рс=Рн=0>1 МПа /—HNO3 — керосин; 2—О2—С2Н5ОН: 3—О2—керосин 2200 2000 1600 1600 1400 r / j / / / 1 \ 3 4 \ \ Рис. 8. 16. Зависимость характеристической скорости с^пд от коэффициента избытка окислителя: 1—F2—Н2; 2—О2—Н2; 5—F2—NH3; 4-O2 — керосин; 5—HNO3 — керосин Рис. 8. 17. Удельный импульс системы нитроглицерин — нитроцеллюлоза Руд.ид,Н-с/кг 2600 2200-^ 2000. yS 1* &*- ,27 r ' ^и ¦—" —" —-- О 0j2 0;4 0,6 Ор 1,0 1,2 (К ^7 2^ JZ7 40 50 60 % нитроглицерина 137
100 Рис. 8. 18. Зависимость удельного импульса смесевого топлива от доли окислителя образом составам топлива, т. е. типом (компонентов и величиной коэффициента избытка окислителя. На рис. 8.17 и 8.18 и в табл. 8.5 приведены результаты термодинамических расчетов для твердых ракетных топлюв. Из рис. 8.17 видно, что в двухосновном топливе с ростом содержания нитроглицерина и € увеличением доли азота в нитроцеллюлозе удельный импульс растет (главным образом из-за увеличения Аа). В табл. 8.5 приведены и другие данные, относящиеся к этому топливу. Влияние доли окислителя в смесе- (вом топливе на удельный импульс и параметры продуктов сгорания показано на рис. 8.18. Таблица 8.5 Параметры продуктов сгорания двухосновных топлив при рк*=10 МПа и рс = 0,1 МПа Содержание азота в нитроцеллюлозе 11,05% 12,75% % нитроглицерина в топливе 0 20 40 60 0 20 Tz> к 1750 2420 3000 3215 2640 2960 19 20,3 22,3 24,6 21,0 11,5 k 1,26 1,25 1,22 1,18 1,22 1,19 Содержание азота в нитроцеллюлозе 12,75% 14,12% % нитроглицерина в топливе 40 60 0 20 40 60 TZ,K 3180 3310 3090 3230 3340 3380 13*8 26,2 23,0 24,3 25,6 27,3 k 1,18 1,15 1,21 1,19 1,16 1,12
Глава IX ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В процессе работы ракетного двигателя тяга его может изменяться. При постоянной высоте это изменение вызывается изменением расхода продуктов сгорания из сопла. В ЖРД изменение расхода продуктов сгорания из сопла вызывается изменением подачи топлива в камеру из системы питания. В РДТТ расход продуктов горения в процессе работы двигателя может изменяться из-за изменения поверхности горения заряда или скорости горения. Тяга и удельный импульс двигателя зависят также от давления внешней среды. Характеристиками ракетного двигателя будем называть зависимости тяги и удельного импульса от факторов, влияющих на них и определяемых режимом работы двигателя или внешними условиями. Для более полной оценки жидкостно-ракетных двигателей без дожигания при анализе их характеристик следовало бы рассматривать суммарную тягу и удельный импульс двигателя, т. е. тягу и удельный импульс с учетом расхода рабочего тела на турбину и дополнительной тяги, создаваемой за ТНА. Однако это значительно усложняет рассмотрение характеристик двигателя, поскольку закон изменения расхода рабочего тела зависит от метода регулирования системы питания. Рассмотрение таких характеристик имеет смысл для конкретных конструкций. В теории ракетных двигателей для выявления главных закономерностей обычно рассматривают характеристики ЖРД без учета расхода рабочего тела на турбину. Такие зависимости представляют собой характеристики только камеры. Для ЖРД с дожиганием генераторного газа в основной камере сгорания, для двигателей с вытеснительной системой питания, а также для РДТТ характеристики камеры и двигателя совпадают. В настоящей главе мы рассмотрим характеристику по давлению в камере и высотную характеристику ракетного двигателя; при этом сопло двигателя будем считать нерегулируемым. 9. 1. Характеристика ракетного двигателя по давлению в камере Данная характеристика представляет собой зависимость тяги и удельного импульса от давления в камере при постоянной высоте полета, а в случае ЖРД на двухкомпонентном топливе — еще и при неизменном коэффициенте избытка окислителя. Для ЖРД эту характеристику называют также дроссельной. Иногда дроссельную характеристику строят по расходу топлива, однако величина давления в камере измеряется более просто и поэтому чаще за независимую переменную принимают именно этот параметр. Следует иметь в виду (см. ниже), что для отдельной камеры многокамерного двигателя расход топлива и давление в камере с достаточной точностью прямо пропорциональны друг другу в широком диапазоне изменения величины рк*. Поэтому характеристики по давлению в камере и по расходу топлива для однокамерного двигателя практически подобны одна другой. Это положение относится и к многокамерным ЖРД, у которых нет раздельного выключения отдельных камер и где давление рк* в отдельных камерах изменяется в одинаковой степени. 139
Если в многокамерном ЖРД на определенных режимах могут выключаться отдельные камеры и давление в различных камерах изменяется в разной степени, то в этом случае изменение расхода топлива для всего двигателя не пропорционально изменению давления в каме- ^ pax. В таких двигателях характеристика 1 "?*• по давлению в камере представляет инте- рее лишь для отдельных камер. Однако, Рис. 9. ,. Эшшшашосп^^ от дав- имея характеристики 0ТДеЛЬНЫХ Камер ПО давлению и величины рк* в них на некотором режиме, нетрудно найти тягу и удельный импульс всего двигателя на данном режиме. Характеристика ЖРД по давлению в камере может быть получена путем испытания его на стенде; в этом случае необходимо измерять тягу, давление в камере и расход топлива. Мгновенный расход в РДТТ непосредственно не измеряется при испытании, поэтому для этих двигателей путем испытания непосредственно можно получить лишь тягу и давление в камере. Ранее отмечалось, что применительно к РДТТ обычно текущую (мгновенную) величину удельного импульса не рассматривают, а обычно определяют среднее его значение за время работы. Характеристику ракетного двигателя можно определить и аналитическим способом, если известны геометрические размеры сопла, параметры газа в камере, а также коэффициенты, учитывающие потери в камере сгорания и сопле. Рассмотрим вначале зависимость расхода продуктов сгорания из сопла от давления в камере. В ЖРД расход через сопло на стационарном режиме равен количеству топлива, сгорающего в единицу времени, и расходу топлива из системы питания в камеру. В РДТТ расход через сопло не строго равен секундному количеству сгорающего топлива, поскольку в процессе работы двигателя изменяется количество газа, находящегося в камере, из-за увеличения свободного объе)ма камеры >и изменения давления в ней. Однако, если не рассматривать режимы воспламенения заряда и окончания работы, то на остальных режимах, когда давление в камере изменяется не сильно, эти две величины (расход через сопло и секундное количество сгорающего топлива, или расход топлива) можно считать с достаточной точностью равными. Зависимость расхода G от давления в камере определяется уравнением A.24). С достаточной точностью (см. гл. VIII) можно считать величину с* не зависящей от /?к*. Поэтому зависимость G от рк* представляет собой прямую, выходящую из начала координат (рис. 9.1). Лишь при малых давлениях в камеое (при докритических перепадах давлений), не имеющих практического значения для ракетного двигателя, эта зависимость отойдет от прямой. Вместе с тем следует иметь в виду, что обычно минимальное давление в камере, реализуемое на стационарном режиме работы ракетного двигателя, определяется устойчивостью процесса. Рассмотрим зависимость тяги от давления в камере. Будем считать, что двигатель при каждом /?к* работает на стационарном режиме, а истечение продуктов сгорания из сопла происходит со сверхкритическим перепадом; последнее допущение является довольно точным в практическом диапазоне изменения давления в камере. Примем также 140
истечение, происходящим без отрыва газа от стенок сопла, а показатель k неизменным. Тяга двигателя может быть представлена в форме (9.1) Здесь Рп=Owc+Fcpc. Тяга в пустоте Рп равна равнодействующей сил внутреннего давления и трения, а FcpH—.равнодействующей шл наружного давления. Рассмотрим, как изменяется в зависимости от давления в камере тяга двигателя в пустоте. В гл. VII было показано, что при изменении давления в камере давление газа в любой точке сопла изменяется прямо пропорционально изменению рк*- Следовательно, можно считать, что и тяга двигателя в пустоте также будет изменяться прямо пропорционально давлению в камере. Действительно, последнее выражение можно с учетом уравнений A. 24) и B.28) привести к следующему виду: ' яп=- или, поскольку то Pn = p*F фсрс I/ 2- Согласно изложенному ранее, величина / г k-i Ml-0/Яс) * J + — . 1 ЗХС J / Г —1 ¦V 2jztU-AMc)* J= не зависит от давления в камере и определяется лишь геометрической характеристикой сопла; так как рассматривается нерегулируемое сопло, то /i (Fc) = const* По той же причине ^с/яс=/2 (^2)=const. Следовательно, Рп=KnFKpp*K, (9.2) где ^n=?c/i(^)+/.№ (9.3) Величину Kn=PJFKVpK* называют коэффициентом тяги в пустоте. Коэффициент /Сп показывает отношение равнодействующей внутренних сил в камере к равнодействующей сил давления, действующих на участок передней стенки камеры с площадью, равной FKV и зависит от показателя k, геометрии сопла и коэффициента <рс. Для двигателя с нерегулируемым соплом Ки есть величина постоянная. Зависимость коэффициента тяги в пустоте от Fc при фс=1 показана на рис. 9. 2. Пользуясь этой величиной, нетрудно оценить тягу двигателя в пустоте, если известны геометрические размеры сопла (Fc и /^р) и давление в камере. Итак, в рассматриваемом случае Рп изменяется прямо пропорционально давлению в камере. В итоге выражение для тяги двигателя получит вид P=KnFKppl-FcPll. (9.4) 141
Кп 1,6 1,6 1,* 1 2 3 457/0 20 30 50 Fc Рис. 9.2. Зависимость коэффициента Кп от степени расширения сопла К' 1,3 г.. *** s ¦¦ ¦я Рис. 9.3. Зависимость тяги от давления в камере ^ / 0,25 0,5 Pi Из формулы (9. 4) следует, что при сделанных допущениях зависимость тяги от давления в камере представляет собой прямую, проходящую через точку О' с координатами /?к* = 0 и Р=—FcpH (рис. 9.3). Очевидно, что эта зависимость верна лишь до момента, пока верны сделанные допущения, т. е. до момента отрыва газов от стенок сопла. С понижением рк* уменьшается и рс; поэтому при некотором рк* давление на срезе сопла рс будет меньше предельного и произойдет отрыв газа от стенок сопла; начиная с момента отрыва, кривая отойдет от прямой. При непрерывном понижении давления тяга двигателя дошла бы постепенно до нулевого значения при рк*=рн- Однако имеется некоторое минимальное давление в камере (больше, чем /?н), ниже которого нормальная работа двигателя прекращается или становится неустойчивой. Обычно диапазон изменения давления в камере таков, что двигатель в основном работает на прямолинейном участке характеристики; особенно это относится к работе двигателя на больших высотах. Исключение составляют режимы запуска и остановки двигателя. Следует отметить, что несмотря на фиктивный характер точки Ог, она является удобной для построения характеристики. Действительно, достаточно иметь лишь одну достоверную точку на прямолинейном участке характеристики для того, чтобы построить ее на этом прямолинейном участке, если известны рн и /v Характеристики по давлению в камере, построенные для разных высот (/ — для пустоты, 2 — для #i и 3 — для #2<#i), будут иметь вид, показанный на рис. 9.4. Перейдем к определению зависимости удельного импульса от давления в камере, приняв те же допущения, что и при рассмотрении тяги. Выражение для удельного импульса можно написать так р — Я" уд G (9.5) Отношение PJG представляет собой удельный импульс двигателя в пустоте Руд. п. Эта величина не зависит от давления в камере, так как и тяга в пустоте и расход прямо пропорциональны давлению /?к*. Во втором члене формулы (9. б) числитель не зависит от давления в камере, а знаменатель прямо пропорционален /?к*. Поэтому можно записать ¦* уд Рн (9.6) где 142
р 0,75 0,5 // у У/ у У/ У О 0,25 0,5 Op p* Рис. 9. 4. Зависимость тяги от давления в камере на разных высотах Следовательно, 2600 2200 1800 7 тттт — — Рис. 9.5. Зависимость удельного импульса от давления в камере и*ид (9.7) С учетом сделанных выше допущений и при неизменных с#дд и фк можно считать, что величины Руд и В не зависят от давления в камере; тогда зависимость удельного импульса от рк* представляет собой гиперболу, определяемую уравнением (9. 6). Из рис. 9. 5 видно, что с падением давления в камере удельный импульс уменьшается; чем больше высота полета, тем слабее это влияние. Удельный импульс ракетного двигателя в пустоте зависит от типа топлива (с#ид), от геометрической характеристики сопла (Fc) или, что то же, от перепада давлений (jtc) и коэффициентов фс и фк. На рис. 9. 6 показана для примера зависимость Руд. и от перепада давлений для топлива кислород — керосин при фс=фк= 1. Рассмотрим влияние степени расширения сопла на протекание характеристики по давлению в камере. Пусть для данной камеры с соплом, имеющим степень расширения Fcu характеристика имеет вид, показанный на рис. 9. 7 линией 1. Расчетный режим работы сопла будет лишь при определенном давлении в камере; примем: P*K.v\=^fi МПа. Если при прочих равных условиях увеличить выгодное сечение сопла, т. е. повысить степень расширения сопла до FC2>Fcu то давление в камере /?*.р2> соответствующее расчетному режиму во втором случае, будет больше /?*#р1; пусть /?*.р2= Ю МПа. Здесь /?* ^ — давление то 3400 3200 зооо ?800 10 20 JO W 50 60 60100 200 300 500 Р,кН 600 600 400 200 ¦м ¦26 ¦26 Ш 99 ^Н-с/кг 00- 00- ПП- пп. у ~к / У А f I и — ?> у Рс с -i>4^/7// Рис. 9.6. Удельный импульс в пустоте топлива кисло- Рис. 9.7. Влияние степени расширения род—керосин (ф =tpK=l) сопла на протекание дроссельной характеристики 143
в камере, при котором сопло со степенью расширения Fc\ работает на расчетном режиме, т. е. обеспечивает полное расширение; P*K.V2~~ то же для сопла со степенью расширения FC2- Поскольку при данном давлении в камере наибольшую тягу развивает двигатель с соплом, обеспечивающим полное расширение, то при давлении /?*р1 большую тягу будет обеспечивать сопло со степенью расширения Fc\, а при давлении /?* р2 — сопло со степенью расширения FC2- С учетом сказанного протекание характеристики при FC2 будет таким, как это показано линией 2 на рис. 9.7. Таким же образом объясняется относительное протекание кривых удельных тяг при разных Рс- 9. 2. Высотная характеристика Высотной характеристикой ракетного двигателя называют зависимость тяги и удельного импульса от высоты полета. При этом постоянным считают давление в камере, а для ЖРД, кроме того, принимают неизменным коэффициент избытка окислителя (если топливо двухкомпонент- ное). Расход в этом случае считается неизменным, поскольку давление в камере принято постоянным, а изменение наружного давления не может оказать влияние на расход газа через сопло, так как перепады в сопле всегда сверхкритические. в Расчетной высотой сопла Яр называют высоту, на которой при данном давлении в камере сопло работает на расчетном режиме (Рс = Рн). В случае безотрывного течения газа по соплу зависимость тяги двигателя от высоты полета определяется формулой (9.4). Поскольку /?к* = const, то и Ри= const, и изменение тяги с высотой полета будет иметь вид, показанный на рис. 9. 8. Если расчетная высота сопла велика, то на малых высотах из-за сильного перерасширения газа может быть отрыв потока от стенок сопла. Это обстоятельство должно быть учтено при построении высотной характеристики. Зависимость удельного импульса от высоты полета при безотрывном течении в сопле определяется формулой (9.6) и, как нетрудно видеть, имеет вид, подобный зависимости тяги от высоты полета. Сравним высотные характеристики двигателя при разных давлениях в камере. Увеличение давления в камере при прочих равных условиях приводит к увеличению тяги в пустоте, а также к уменьшению расчетной высоты сопла (так как рассматривается нерегулируемое сопло ^кр=const, Fc=const). В отличие от тяги удельный импульс в пустоте, как это было показано выше, не зависит от давления в камере. Поэтому зависимость удельного импульса от высоты при разных /?к* имеет вид, показанный на рис. 9. 9, откуда, в частности, видно, что чем выше давление в камере, тем меньше зависит удельный импульс от высоты полета. Рассмотрим относительное протекание высотных характеристик при разных значениях Fc. Поскольку характер протекания тяги и удельного импульса по высоте одинаков, мы рассмотрим лишь удельный импульс. Пусть для камеры с соплом, геометрическая характеристика которого равна Fcu высотная характеристика имеет вид, показанный на рис. 9.10 (кривая 1)\ для этого сопла расчетная высота ЯР1 = 0. Если увеличить выходное сечение сопла_ при постоянном FKp, т. е. сделать cu то расчетная высота сопла будет Рис. 9.8. Зависимости тяги от давления в камере 144
Руд,Н'С/*2 2500 2250 2000 — Руд.п 3^^ ~-~-— 2500 2250 2000 1750 / / ^^ / 7< 5 — — н L. I I I I I — 10 HjKM //,*/* Рис. 9.9. Зависимости удельного импульса от высоты полета при разных давлениях в камере: 1—р* ; 2—р* < р* ; 3—/?* < /?* Рис. 9. 10. Влияние степени расширения сопла на протекание высотной характеристики выше, т. е. #p2>#pi. Поскольку на расчетном режиме удельный импульс двигателя имеет наибольшую величину, то следовательно, на высоте Яр1 удельный импульс -Руд1>-РУД2, а на высоте Яр2 — наоборот, /)УД2>Руд1. Поэтому зависимость уделыного импульса от высоты для сопла, имеющегоjPC2 будет иметь вид, показанный кривой 2. Для сопла, у которого Fcz>Fc2, зависимость удельного импульса от высоты показана jraM же кривой 3. Кривая 4 показывает протекание характеристики для ^сз на малых высотах без учета отрыва газа от стенок_сопла. Из рис. 9.10 видно, что чем больше степень расширения сопла Fc, т. е. чем выше расчетная высота сопла, тем круче зависимость удельного импульса от высоты. Из графика следует также необходимость подбора степени расширения сопла при определенной высоте полета. В случае полета на разных высотах из условия максимальной экономичности было бы желательно иметь регулируемое сопло, при котором на каждой высоте достигался бы расчетный режим; для случая /?к* = const и G = = const достаточно регулирование только выходного сечения сопла. Для такого «идеального» сопла при /?K* = const высотная характеристика П)редста1вляла бы огибающую высотных характеристик двигателя, построенных при разных Fc (кривая 5). 9. 3. Особенности дросселирования ЖРД Выше указывалось, что тяга ЖРД изменяется путем изменения расхода топлива. В случае однокамерного ЖРД при #/7KP=const при этом изменяются давление в камере и удельный импульс. Зависимость удельного импульса от силы тяги в этих условиях показана на рис. 9. И. Дросселирование однокамерного двигателя приводит к уменьшению удельного импульса, т. е. к уменьшению его экономичности. На больших высотах это влия- Рцд\ ние мало, а в пустоте полностью отсутствует. Наиболее желательным способом дросселирования двигателя является такой, при котором удельный импульс остается неизменным. В случае однокамерного двигателя для этого необходимо регулирование проходных сечений сопла FKp и Fc (это важно при работе на малых высотах). Однако регулирование проходных сечений сопла ЖРД встречает значительные конструктивные трудности. Н=оо (пустота) Рис. 9. 11. Зависимости удельного импульса от тяги 145
Создание однокамерного ЖРД с большим диапазоном изменения тяги усложняется главным образом следующими обстоятельствами. Уменьшение расхода топлива, т. е. расходов окислителя и горючего, приводит к уменьшению перепада давления Арф на форсунках. Перепад Арф изменяется при этом в обычных нерегулируемых форсунках пропорционально квадрату расхода. Следовательно, если перепад на максимальном режиме работы двигателя выбран в обычных пределах, то на малых режимах он будет недостаточным, что может привести к ухудшению процесса сгорания и к нарушению устойчивой работы двигателя. Нарушение устойчивой работы произойдет как из-за ухудшения условий сгорания топлива, так и из-за уменьшения демпфирующего влияния форсунок, работа которых определяет качество подготовленной для горения смеси и полноту ее сгорания в камере двигателя. Если же делать Арф на минимальном режиме относительно высоким, то на максимальном режиме при большом диапазоне регулирования тяги перепад на форсунках может оказаться очень большим, что приведет к значительному увеличению давления подачи и к утяжелению двигателя. Одним из способов обеспечения значительной степени изменения тяги является создание многокамерных двигателей; в этом случае возможны различные методы изменения тяги. Одним из возможных методов изменения тяги у многокамерных ракетных двигателей является выключение отдельных камер без регулирования каждой камеры. В этом случае при изменении тяги двигателя давление /?к* и перепад Арф работающих камер остаются неизменными. Другим методом является не только выключение отдельных камер, но и регулирование каждой камеры. Очевидно, что степень дросселирования каждой камеры будет меньше, чем в случае однокамерного ЖРД, при одном и том же диапазоне изменения тяги двигателя; следовательно, в меньшей степени будут изменяться давление в камере и перепад давлений в форсунках. Нужно отметить, что создание многокамерного ЖРД может быть целесообразно не только из условия его регулирования. В некоторых случаях многокамерными выполняются и двигатели с неизменной тягой, что может облегчить его экспериментальную доводку. Кроме того, применение нескольких малых камер, вместо одной большой, может привести к достаточно существенному уменьшению массы и длины двигателя и к более благоприятным условиям с точки зрения устойчивой работы. Небольшие изменения перепада давлений на форсунках при относительно большом диапазоне изменения тяги (а следовательно, и расхода топлива) можно обеспечить и на однокамерном ЖРД. Это можно получить, например, выключением части форсунок на режимах с пониженным расходом. В этом случае расход через отдельную форсунку будет изменяться в меньшей степени, а следовательно, в меньшей степени будет изменяться и перепад давлений. Однако выключение части форсунок в ряде случаев может привести к ухудшению процесса в камере сгорания из-за нарушения распределения топлива по сечению камеры. Возможно применение специальных регулируемых центробежных форсунок, у которых при понижении расхода топлива уменьшают площадь сечения сопла форсунки или коэффициент расхода \хф. Уменьшение коэффициента расхода обычно обеспечивают выключением нескольких входных каналов, что ведет к увеличению геометрической характеристики форсунок Л, а следовательно, к уменьшению щ> (см. рис. 4. 5). 146
9. 4. Расход рабочего тела на турбину. Удельный импульс двигателя Расход рабочего тела на турбину. Напор насоса равен п= , (9.8) где А/?н=/?под — Рвх — повышение давления жидкости в насосе; Рпод — давление подачи, равное давлению жидкости на выходе из насоса; рвх — давление жидкости на входе в насос. Мощность JVH, потребная насосу для создания напора И при расходе жидкости Gm, равна Здесь т]н — полный к. п. д. насоса. Мощность, развиваемая турбиной, равна (9.9) (9. 10) где % — эффективный к. п. д. турбины; ?ад. т — адиабатическая работа расширения газа в турбине, равная ft— Здесь 71!*, pi* — температура и давление рабочего тела перед сопловым аппаратом турбины; р2 — давление за турбиной. Зависимость адиабатической работы от степени понижения давления на турбине пт=р!*/р2 показана на рис. 9.12. Турбина вращает насосы окислителя и горючего; в некоторых случаях она сообщает мощность и вспомогательным агрегатам, в частности, насосу подачи рабочего тела в турбину, если последнее не является компонентом основного топлива. Обычно основную часть мощности потребляют насосы горючего (NH.T) и окислителя (#н.ок); поэтому в дальнейшем мощностью вспомогательных агрегатов будем пренебрегать. Тогда N+NK. (9.11) Подставляя значения NT n NK в выражение (9. 11) и решая отно- :ительно GT, получим G0KА /?н.ок Qok%.ok + • (9. 12) 1200 1ля оценки эффективности системы пи- 'ания важное значение имеет относитель- [ый расход рабочего тела gr=QTIQz ta турбину. Здесь Gs — полный расход оплива в двигателе; ib случае ЖРД 'С дожиганием он равен расходу топлива камеру 600 Ш О i I —— -пт — — 1 1 1-10* i—I I I к =1,33 ——¦¦ 10 20 40 Рис. 9. 12. Зависимости L& от я» 147
В двигателях без дожигания (открытая схема) Qz=Q+GT. Для упрощения анализа примем А/'н.г=ДА..ок=ДД1 И Т1„.г = П».о1С= \- Тогда От = A/>H°S—, (9.13) где tjtha — коэффициент полезного действия турбонасосного агрегата; Qt — условная плотность топлива. Относительный расход тогда будет равен A /q 1Л Формула (9. 14) приложима ко всем двигателям с насосной системой подачи топлива, включая двигатели с дожиганием Таким образом, относительный расход рабочего тела зависит от напора насоса, величина которого определяется в основном давлением в камере, коэффициента полезного действия ТНА, ?ад.т и qt. Для повышения экономичности ТНА стремятся увеличить ?ад.т и т]тна. Величина /,ад. T зависит от параметров рабочего тела и перепада давления в турбине зтт. В двигателях открытых схем обычно ят= 15-1-30, причем давление на выходе из турбины несколько повышают по отношению к атмосферному для того, чтобы получить перепад давлений в выходном патрубке турбины близким к критическому и таким образом сделать работу турбины независимой от изменения внешних условий. Это обстоятельство, кроме того, позволяет получить небольшую дополнительную тягу. В двигателях с дожиганием генераторного газа степень понижения давления на турбине приблизительно может быть принята равной л ~ Р*г Рк где f/?*r— давление газа в газогенераторе. В этих двигателях в силу высокого давления на выходе из турбины (равного примерно рк) применение высокого значения ят (более 1,5—2) нецелесообразно, так как это потребует больших давлений в газогенераторе. Поэтому в этих двигателях величина ?ад. т будет относительно небольшой, а расход рабочего тела на турбину высоким и тем большим, чем выше давление в камере. Однако это не приводит к ухудшению экономичности двигателя, поскольку рабочее тело после турбины поступает в основную камеру и в дальнейшем участвует в создании тяги. При очень больших давлениях в камере может оказаться целесообразным подавать на турбину полностью один из компонентов; если турбина работает на продуктах сгорания топлива (двухкомпонентный газогенератор), то в газогенератор подается и второй компонент в таком количестве, чтобы обеспечить нужную температуру рабочего тела турбины. Максимально возможный расход рабочего тела на турбину, если она работает на продуктах разложения (однокомпонентный газогенератор) или испарения и нагрева одного из компонентов, равен =Оок или GTfflax=Gr. В качестве примера можно привести двигатель, использующий в качестве окислителя перекись водорода. В таком ЖРД перекись водо- 148
рода может вначале поступать в газогенератор; продукты разложения из газогенератора поступают на турбину и далее в камеру сгорания; очевидно, что в этом случае GTm8iX=G0K. Другим примером может служить ЖРД, использующий в качестве горючего водород. Водород используется для охлаждения камеры. Испаренный и нагретый он может быть далее использован как рабочее тело турбины, если температура водорода после охлаждающей рубашки достаточна для получения необходимой мощности турбины. Если используется двухкомпонентный газогенератор с избытком горючего (восстановительный), то Здесь Gr — полный расход горючего в двигателе; Gok.it — расход окислителя в газогенератор; Хгг — соотношение компонентов в газогенераторе. В этом случае в газогенератор подается все горючее и некоторая часть окислителя. В основную камеру подается газ после турбины и окислитель. Если газогенератор работает с избытком окислителя, то , 1 где G0K — полный расход окислителя в двигатель; Gr.rr — расход горючего в газогенератор. В двигателях схемы «газ — газ» работают два газогенератора (окислительный и восстановительный), каждый из которых обеспечивает работу одной из турбин. В данном случае в работе турбины в принципе может участвовать все топливо, т. е. Так как максимальный расход рабочего тела через турбину ограничен величиной GTmax, то имеется некоторое максимальное давление в камере, которое можно реализовать в двигателе. Правда, в большинстве случаев это предельное давление выше обычного уровня давлений в камере ЖРД. Удельный импульс двигателя с насосной подачей топлива. Удель- 1ый импульс двигателя (см. A.13)], как отмечалось, в общем случае характеризует экономичность двигателя в целом с учетом расхода рабочего тела на турбину. Если пренебречь величиной Рдоп в уравнении A.13), то для открытых схем (Руд) дв будет равна (Р ) Руд \це Руд — удельный импульс основных камер двигателя. Учитывая, что в случае открытых систем питания величина gT лала, можно принять (Р \ ~ Яуд Иуд/ДВ*^ lip. 1ля двигателей с дожиганием после турбины рабочее тело подается i основную камеру сгорания и используется эффективно. В этом слу- iae Gs =G. Поэтому для двигательных установок с дожиганием v уд/дв •'уд* 149
Зт>% 16 12 д / У / / / / / / / 2 ¦?** 1 Pj/дЦ 2800 2600 24001 (PddBiHt/кг f I ¦MB *-— ¦Ml — J О 2 4- 6 6 W 12 П р*мпа 2,0 6,0 10ft Рис. 9. 13. Зависимости относительного расхода gT от давления в камере при Дрн=1,3рк» и QT= = 1000 кг/м3: Рис. 9. 14. Зависимости Руд и (Руд)дв от давления в камере (обозначения кривых по рис. 9. 13) ад.т 2— 1ад#т=1200 кДж/кг, 5-^ад!т00 КДЖ/КГ» 4— ?ад*т«600 кДж/кг, На рис. 9.13 показаны зависимости gT, на рис. 9.14—(/)уд)Дв и Руд от давления в камере для жидкостного ракетного двигателя открытой схемы. С увеличением давления в камере удельный импульс двигателя растет медленнее, чем удельный импульс основной камеры, из-за роста расхода рабочего тела турбины. Чем выше эффективность THA (titha, Дад.т), тем меньше это влияние. Начиная с некоторого давления рк удельный импульс двигателя практически не растет и далее, особенно при малых значениях т)тна, даже начинает падать. Увеличение давления в камере свыше 8—10 МПа, как видно из рис. 9. 14, или вообще не приводит к увеличению удельного импульса двигателя, или дает настолько малый рост (Руд)Дв, что последний не окупает утяжеления двигателя, вызванного ростом давления. Поэтому увеличение давления в камере ЖРД с открытой насосной системой питания свыше 10,0 МПа нецелесообразно. Для двигателей с дожиганием, поскольку Руд=(Руд)дв, пунктирная линия на рис. 9. 14 характеризует одновременно и величину удельного импульса двигателя. Как видно, преимущество двигателей с дожиганием особенно заметно при больших давлениях в камере: Преимущество этих двигателей по экономичности в сравнении с двигателями открытых схем является следствием, с одной стороны, того, что здесь нет выброса неиспользованного (или малоиспользованного) рабочего тела, и, с другой стороны, возможности применения больших давлений в камере. Для этих систем нет ограничения давления в камере с точки зрения экономичности. Это ограничение может быть наложено условиями охлаждения и массы двигателя и, кроме того, располагаемым расходом рабочего тела в турбину. 150
Глава X ТЕПЛООБМЕН В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ 10. 1. Теплообмен между газом и стенками двигателя Передача тепла от горячих газов к стенкам камеры сгорания и сопла происходит путем конвективного теплообмена и лучеиспускания. Конвективный теплообмен. Поток газа в ракетных двигателях является турбулентным. В этом случае тепло в основной части потока переносится благодаря турбулентной диффузии. Вблизи же стенки, где находится тонкий ламинарный подслой, тепло передается путем молекулярной теплопроводности. Конвективный теплообмен между газом и стенкой описывается уравнением дК0Н=агТ(Т* — Тс1г), A0. 1) где #кон—удельный конвективный тепловой поток (плотность теплового потока) от газа к стенке; аг — коэффициент теплоотдачи от газа к стенке; Т*г — температура адиабатически заторможенного потока газа; Тстг—температура поверхности стенки, омываемой газом. Если по сечению камеры соотношение компонентов переменно (см. рис. 4. 17), то теплообмен определяется температурой и составом газа в пристеночном слое. В этом случае аг и Г* относятся к пристеночному слою. Сказанное верно при условии, что толщина пристеночного слоя больше толщины пограничного слоя (см. рис. 10.7). На интенсивность теплоотдачи от газа в стенки камеры оказывает влияние наличие диссоциированных продуктов сгорания. Вследствие большого градиента температур в пристеночном слое в частицах газа, попадающих из области высоких температур в область низких температур у стенки, происходит рекомбинация ранее диссоциированных молекул и соответственно выделяется химическая энергия. Поэтому частицы газа, попадающие к стенке из области высоких температур, переносят туда не только тепло, определяемое суммой энтальпии и кинетической энергии, но и энергию, выделяемую при охлаждении газа, вследствие его рекомбинации, что повышает теплоотдачу в стенки. Истинная теплоемкость диссоциированного газа при рекомбинации выше теплоемкости, вычисленной в предположении постоянного состава газа (т. е. отсутствия рекомбинации), из-за теплового эффекта, сопровождающего этот процесс (так называемая полная, или равновесная, теплоемкость). На рис. 10.1 показано изменение равновесной теплоемкости диссоциированных продуктов сгорания топлива кислород — гептан; там же показана теплоемкость, вычисленная в предположении отсутствия рекомбинации. На этом основании можно приближенно считать, что количество тепла, р~и§0 жж?лр???Пй1 *~п°" о / 7 / / 3 6,0 ? 2,0=™* 2Ш 2800 5200 Т,К Рис. 10. 1. Равновесная теплоемкость продуктов сгорания кислород — гептан: 151
приносимое к стенке, пропорционально величине срТг*, где 72*—действительная температура газа, вычисленная с учетом диссоциации. Если условно принять, что в процессе сгорания газы не диссоциируют, то очевидно, что теплоемкость такого газа ср0 будет меньше, чем ср. В результате такого условного процесса температура газа Т*г0 будет больше, чем действительная температура Тг вследствие меньшей теплоемкости. Так как в обоих случаях рассматривается одна и та же затрата тепла, то можно считать, что Следовательно, влияние диссоциации на процесс теплообмена можно учесть, если в соответствующие уравнения теплообмена подставлять ср и Г* или сРо и T*Qm Однако в тех случаях, когда в пристеночном слое получаются пониженные значения коэффициента избытка окислителя, а следовательно, и низкие температуры, газ в этом слое не диссоциирован и данный дополнительный эффект не имеет места. Расчет конвективных тепловых потоков в ракетном двигателе может быть выполнен на базе методов теории пограничного слоя. Более простым, хотя и приближенным, является способ, основанный на использовании критериальных уравнений. Критериальное уравнение конвективного теплообмена при вынужденном движении жидкости или газа имеет вид Ni^A-Re^-Pr". A0.2) Здесь Nu=aD/X—критерий Нуссельта; Re = WQD/\h — критерий Рейнольдса; Pr=c/7(J./X — критерий Прандтля; а> К [S ср, Я№ — соответственно: коэффициент теплоотдачи, коэффициент теплопроводности, коэффициент динамической вязкости, теплоемкость, плотность и скорость продуктов сгорания; D — диаметр сечения канала. В ракетных двигателях физические свойства продуктов сгорания по сечению потока изменяются значительно из-за изменения температуры. Влияние переменности физических свойств (влияние неизотермич- ности) на интенсивность теплообмена может быть учтено различными способами. Один из них заключается в том, что при определении критериев подобия физические свойства находят при температуре газа Тг, а в уравнение типа A0.2) вводят и коэффициент Kt (коэффициент неизотермичности). Тогда критериальное уравнение имеет вид №=А-ЦетРтя-КЁ. A0.3) Для газов Kt=Q*, A0.4) где О = Г*/ГСТ — температурный фактор. Другой способ учета влияния переменности физических свойств на интенсивность теплообмена заключается в выборе эффективной определяющей температуры Ге, величина которой находится между значениями Тг и ГСТг. В этом случае критериальное уравнение записывается в форме Nu^A-Rej^PrJ, A0.5) где индекс «е» указывает, что физические свойства в критериях взяты при температуре Те. 152
В работе [62] для расчета коэффициента теплоотдачи аг рекомендуется пользоваться уравнением Nue=0,026ReJ8-PrJ»4f A0.6) где Для оценки влияния факторов на величину коэффициента теплоотдачи преобразуем последнее уравнение. Для этого раскроем в нем значения критериев подобия и решим относительно коэффициента теплоотдачи. Тогда Здесь сре, Qe,r^e, Рте — соответственно теплоемкость, плотность, вязкость и критерий Прандтля, найденные по температуре Те. Далее где со — показатель степени в температурной функции вязкости (|х=const Г°); а)^0,6. Тогда, считая cpe^zc*p и Рг^ = Рг*, получим {f^ , A0.7) где К= —комплекс физических свойств, найденных при темпе- Рг* ратуре заторможенного потока; 2Г* Преобразуя последнюю величину, нетрудно получить 1 о Далее, поскольку 1 / р* ч\0'8 то аг = 0,026КВ-^—\^-\ . A0.8) ^2 1/; Комплекс Л учитывает влияние переменности физических свойств на интенсивность теплообмена и их изменение вдоль сопла. Изменение В вдоль сопла показано на рис. 10. 2. Видно, что коэффициент теплоотдачи аг зависит от типа топлива и коэффициента избытка окислителя, так как ими определяется состав продуктов сгорания, от которого зависят теплофизические свойства (комплекс К и с*ид). Далее на величину а2 влияют давление в камере и диаметр критического сечения сопла. Вместе с тем коэффициент теп- 153
лоотдачи меняется вдоль камеры сгорания и сопла, так как вдоль них изменяются величины F и В. Теплообмен лучеиспусканием. В силу высоких температур в камерах ракетных цвя- гателей энергия, излучаемая продуктами сгорания на стенку, достаточно велика и ее приходится учитывать. Продукты сгорания обычных топлив ЖРД, не содержащих металлические элементы, практически не имеют твердых част i- чек, и излучение их являются газовым. При лучистом теплообмене между газом и твердой стенкой удельный тепловой поток может быть определен из уравнения 4 3 '-Сужение-^ 5676910 20 30 40— Расширение- Рис. 10. 2. Изменение комплекса В по длине сопла -г С A0.9) где 8пр — приведенная степень черноты, зависящая от степени черноты стенки и газа; Со — коэффициент излучения абсолютно черного тела. Поскольку температура продуктов сгорания достигает величины 3000 К и более, а темлература стенок не превосходит обычно 1300 К, то второй член выражения в скобках в формуле A0.9) составляет не более 3—5% от первого. Учитывая, что в ЖРД, особенно в сопле, на долю лучистого теплового потока приходится меньшая часть суммарного теплового потока, можно пренебречь величиной GСТ /100L в формуле A0. 9). В этом случае A0.10) тле sc'T—эффективная степень черноты стенки, приближенно равная 0,5.(ест+1); еСт — фактическая степень черноты стенки; гг— степень черноты продуктов сгорания (газа). При отсутствии конденсированных частиц излучение продуктов сгорания определяется практически излучением трех и более атомных газов. В большинстве случаев ими являются Н2О и СО2. В этом случае A0.11) Степень черноты газа зависит от ряда факторов: /, Тг); A0.12) здесь pi — парциальное давление газа; / — эффективная длина луча. Расчет лучистых тепловых потоков ведется по формуле A0.9), для чего необходимо знание трех величин (Г2, гг и ест). Степень черноты стенки зависит от материала, а также от обработки и состояния ее поверхности, наличия окисной пленки, сажи и т. д. Значения степени черноты отдельных газов определяют из экспериментов, результаты которых приводят обычно в виде графиков [22]. Если такие данные 154
в необходимом диапазоне параметров отсутствуют, то в первом приближении можно использовать следующие зависимости: еСОа= 1,54(/WH'33 A0. 14) здесь рп2о и /?со,в МПа, /-вм. Парциальные давления рсо2 и /7н2о, необходимые для нахождения еСо2 и ?н2о, определяются из термодинамического расчета. Величина qn на последнем участке камеры сгорания и в начальном сечении сопла определяется по параметрам продуктов сгорания в камере сгорания, полученным из термодинамического расчета. На участке сопла лучистый тепловой поток определяется по параметрам газа в данном сечении сопла. Следует иметь в виду, что часть лучистого потока из камеры сгорания падает на докритическую часть сопла. Поэтому на начальном участке докритической части сопла лучистый поток выше, чем рассчитанный по параметрам газа в данном сечении. Изменение удельных тепловых потоков вдоль камеры сгорания и сопла. Из изложенного выше нетрудно видеть, что изменение <7кон вдоль двигателя определяется изменением температуры газа, коэффициента теплоотдачи аг и температуры стенки ГСТг- Для простоты рассуждений примем температуру стенки со стороны газа вдоль двигателя одинаковой. В действительности она неодинакова; изменение ее зависит от организации охлаждения двигателя, причем обычно она наибольшее значение имеет в области критического сечения сопла. Сделанное допущение не влияет на характер распределения конвективного удельного теплового потока. В ЖРД температура Тг на начальном участке камеры сгорания возрастает вследствие сгорания топлива, достигая к сечению, где сгорание практически закончено, максимального значения. На остальном участке камеры, включая сопло, температура Тг практически остается неизменной. Проследим за изменением аг вдоль двигателя. Изменение его определяется главным образом изменением плотности тока wq A0.7); поэтому а 2 вдоль камеры сгорания изменяется мало; -вдоль сопла аг до критического сечения растет (вследствие роста плотности тока), а затем падает. Температура Т\ вдоль камеры сгорания вначале растет вследствие развития процесса сгорания, а затем остается практически постоянной, так как теплоотвод в стенки мал по сравнению с полным теплосодержанием газа. В итоге распределение <7кон по длине двигателя имеет вид, указанный на рис. 10.3. На начальном участке ^Кон растет вследствие роста температуры газа и затем до сопла остается почти неизмедным. На докритическом участке сопла величина <7кон резко растет, вследствие увеличения коэффициента теплоотдачи. На закрити- ческом участке сопла удельные тепловые потоки уменьшаются главным образом вследствие понижения аг. Рассмотрим изменение лучистого теплового потока вдоль камеры ЖРД. Величина Камера Рис. 10. 3. Распределение удельного теплового потока вдоль камеры сгорания и сопла ЖРД 155
<7л определяется главным образом температурой газа и степенью черноты е2. Температура газа на начальном участке камеры сгорания растет, а в сопле падает. Степень черноты газа также уменьшается вдоль 'сопла вследствие падения давления газа. В итоге распределение удельных лучистых тепловых потоков вдоль двигателя имеет вид, показанный на рис. 10.3. На начальном участке камеры сгорания дл растет вследствие роста температуры газа, затем вдоль камеры сгорания и на начальном участке сопла лучистый тепловой поток остается практически неизменным; на остальном участке сопла <?л уменьшается, вследствие уменьшения температуры и степени черноты газа. Полный удельный тепловой поток от газа в стенки q2 равен Удельные тепловые потоки в ракетных двигателях могут достигать очень больших величин. Так, в ЖРД удельные тепловые потоки имеют примерно следующий порядок значений: в камере сгорания ЫО6— 5-Ю6 Вт/м2 и более, при этом на долю конвективного теплового потока приходится до 60—80%; в критическом сечении сопла 5-Ю6 — 30«!106 Вт/м2 и более, из них на долю конвективного приходится более 90%; в выходном сечении сопла на долю (конвективного потока приходится еще большая часть (обычно более 95%). Если рассматривать полное количество тепла, отдаваемое газом в стенки двигателя в единицу времени, то оказывается, что лучистый поток составляет примерно 10—25% от полного. Доля лучистого потока зависит от состава топлива, а также от соотношения размеров камеры сгорания и сопла и абсолютных размеров двигателя. Таким образом, основную роль в теплообмене между газом и стенкой в ракетных двигателях играет конвективный теплообмен. Роль лучистого теплового потока относительно велика в камере сгорания. В закритической части сопла она мала и соизмерима с величиной точности определения тепловых потоков. Максимум полного удельного теплового потока приходится на область критического сечения сопла, поэтому эта часть двигателя является наиболее напряженной в тепловом отношении. Влияние различных факторов на тепловой поток от газа к стенке. С ростом температуры продуктов сгорания растут как конвективные, так и лучистые тепловые потоки. Так, при использовании жидкого кислорода и керосина удельные тепловые потоки на 60—70% выше, чем при применении азотной кислоты и керосина. Коэффициент избытка окислителя через температуру газа и отчасти через его состав также оказывает влияние на величину тепловых потоков. На рис. 10.4 показана примерная зависимость удельного теплового потока от коэффициента избытка окислителя; там же приведено изменение удельного импульса. С увеличением давления в камере сгорания растут тепловые потоки. Рост конвективных тепловых потоков связан с увеличением коэффициента теплоотдачи из-за увеличения плотности газа. Из формулы A0.8) следует, что коэффициент теплоотдачи пропорционален /?*к0»8. Если при этом считать ТСТг = const, то и тепловые потоки можно принять пропорциональными /?*-°»8. Лучистый тепловой поток также изменяется при изменении давления вследствие изменения степени черноты газа, однако в несколько меньшей степени, чем конвективный. Величина температуры стенки со стороны газа оказывает меньшее влияние на тепловые потоки, чем температура газа, поскольку она может меняться в меньших пределах. Не оказывая практически влияния 156
У Р уд max 1° 0,8 0,6 0,2 / / я 0,4 0,6 0,8 я 4frCT=gooK) 0,8 v ¦**•— Рис. 10.4. Зависимость удельного теплового потока в ЖРД от коэффициента избытка окислителя 300 500 700 900 Рис. 10.5. Влияние температуры стенки на удельный тепловой поток на лучистый тепловой поток, ГСт несколько влияет на конвективный тепловой поток и тем сильнее, чем меньше температура газа, как это нетрудно видеть из формулы A0. 1). Если двигатель работает при коэффициенте избытка окислителя, близком к оптимальному значению, и имеет равномерное распределение соотношения компонентов по сечению, то обычно ГСТг составляет 0,2—0,3 от температуры газа и влияние ее на тепловой поток относительно невелико: изменение Тст г на 10% изменяет тепловой поток всего на 3—4%. Если же двигатель работает при пониженных значениях а или имеет неравномерное распределение компонентов по сечению с малыми значениями а, а следовательно, и температуры Т г в пристеночном слое, то влияние Гст г на тепловые потоки сильнее (рис. 10.5). Это обстоятельство может быть использовано, например, при внешнем охлаждении двигателя, когда для уменьшения количества тепла, отдаваемого в охлаждающую жидкость, повышают температуру стенки (если это допускает материал стенки). Особенности теплоотдачи в камере РДТТ. Характер распределения удельных тепловых потоков вдоль камеры сгорания РДТТ, и их -величина зависят от фор(мы заряда. Наибольшая теплоотдача в .камере сгорания естественно, имеет место в двигателе, в (котором заряды не скреплены со стенкой. В этом случае теплоотдача к боковым стенкам камеры сгорания определяется характером течения газа в канале, образованном зарядом и стенкой. По мере приближения к соплу нарастает расход газа, увеличивается его плотность тока, а следовательно, повышается коэффициент теплоотдачи. Поэтому удельные тепловые потоки вдоль камеры сгорания двигателя, в котором заряд не скреплен со стенками, увеличиваются до сечения, где расположен задний (обращенный к соплу) торец заряда. Вдоль сопла закономерности изменения удельных тепловых потоков в основном такие же, как и в ЖРД. Дополнительные особенности в теплоотдаче могут возникнуть в двигателях, работающих на топли- вах, содержащих металлические добавки. В этом случае, как отмечалось, продукты сгорания содержат конденсированные окислы (например А12О3). Наличие твердых частиц в продуктах сгорания повышаетв как конвективные, так и лучистые тепловые потоки. Возрастание конвективных тепловых потоков объясняется повышением теплопроводности потока в силу присутствия конденсированных частиц, имеющих более высокий коэффициент теплопроводности, чем газообразные продукты реакции. Повышение же лучистых потоков связано с увеличением степени черноты излучающего слоя. 157
10. 2. Методы тепловой защиты камер ЖРД Высокие температуры продуктов сгорания жидких ракетных топлив в сочетании с высокими давлениями и скоростями движения приводят к интенсивной теплоотдаче от газов в стенки камеры сгорания и сопла. Поэтому создание надежно работающего двигателя возможно лишь при обеспечении эффективной тепловой защиты этих стенок. Рассмотрим основные методы тепловой защиты стенок, получившие применение в ЖРД- Внешнее проточное охлаждение. В этом случае камера снабжена внешней стенкой (рубашкой). В зазоре, образованном внешней и внутренней стенками, протекает один из компонентов топлива, который отводит тепло от горячих стенок и затем поступает в камеру сгорания. Возможны схемы, где для целей охлаждения используются оба компонента, один из которых, например, охлаждает камеру сгорания, а другой — сопло. При внешнем проточном охлаждении благодаря постоянному отводу тепла от стенок обеспечивается постоянство их температуры в течение заданного времени работы. Радиационное охлаждение. Тепло отводится от стенок излучением последних во внешнее пространство. Удельный тепловой поток, отводимый от стенок во внешнюю среду лучеиспусканием с достаточной точностью определяется так: A0. 16) Чем выше температура стенки Гст и степень ее черноты ест, тем выше тепловой поток (рис. 10.6). При допустимых температурах стенки излучательная способность ее невелика и даже при Гст=2000К она ниже 106 Вт/м2. Поэтому использование радиационного охлаждения в чистом виде возможно лишь, когда удельные тепловые потоки от газа в стенку относительно малы. Внутреннее охлаждение. Под этим термином понимаются различные методы уменьшения интенсивности теплоотдачи от газа в стенки двигателя путем создания у внут- д,Вт/мг . ренней поверхности стенки защитного слоя жидкости, пара или газа с пониженной температурой. Теплозащитные покрытия. Тепловые потоки в стенку могут быть уменьшены и путем использования специальных теплозащитных покрытий, которые наносятся на внутреннюю поверхность стенки камеры и имеют малый коэффициент теплопроводности и высокую жаростойкость. Теплозащитные покрытия представ2-юl 5-10 э 2-10э 5-10" 2-10' /// / '/ rr-1,0 500 1000 1500 1000 Рис. 10. 6. Зависимости удельного теплового потока, снимаемого со стенки лучеиспусканием, от температуры и степени черноты стенки ляют собой дополнительное термическое сопротивление тепловому потоку от газа, благодаря чему и уменьшается интенсивность теплоотдачи. Теплозащитные покрытия такого типа сохраняют свои размеры в процессе работы и называются пассивными. Сущест- 158
вуют также и активные теплозащитные покрытия (см. разд. 10.5), но в ЖРД они практически не используются. Емкостное охлаждение. Этот термин условен и обычно применяется к неохлаждаемым двигателям. Поскольку здесь не обеспечивается постоянный отвод от стенок тепла, равного притоку тепла от газов, то температура стенки изменяется со временем. Тепло, поступающее от газов, поглощается материалом стенок; иначе говоря, в данном случае используется аккумулирующая способность стенок, т. е. их тепловая емкость (отсюда и термин — «емкостное охлаждение»). Наиболее широко в ЖРД применяется внешнее проточное охлаждение, которое обычно используется в сочетании с внутренним охлаждением. В ряде случаев для понижения температуры стенок и тепловых потоков одновременно используются и теплозащитные покрытия. Радиационное охлаждение, как отмечалось, является эффективным при небольших тепловых потоках. Такие условия имеют место на конечных участках сопла при малых давлениях газа в выходном сечении. В этом случае конечный участок сопла выполняется без внешнего проточного охлаждения из материала, выдерживающего высокие температуры, причем внешняя поверхность его должна иметь высокую степень черноты. Неохлаждаемые камеры, в которых используется аккумулирующая способность стенок, могут применяться на двигателях с небольшим периодом работы, поскольку в процессе работы в данном случае происходит непрерывный рост температуры стенок. Допустимое время их работы может быть повышено при применении интенсивного внутреннего охлаждения, а также теплозащитных покрытий. Если температура газа в пристеночном слое ниже допустимой температуры стенок, то и в неохлаждаемых двигателях может быть обеспечена длительная работа, но это связано со значительным ухудшением экономичности. Неохлаждаемые камеры в основном используются в ЖРД малых тяг, предназначенных для управления и стабилизации летательных аппаратов. 10. 3. Внутреннее охлаждение ЖРД Внутреннее охлаждение широко используется в жидкостных ракетных двигателях и является основным методом снижения удельных тепловых потоков. Принципиально, при соответствующем конструктивном выполнении, с помощью внутреннего охлаждения можно довести удельные тепловые потоки практически до нуля и таким образом поддерживать температуру стенки на необходимом уровне без дополнительных мер. Но обычно внутреннее охлаждение применяют в сочетании с другими видами защиты стенок, в частности, в сочетании с внешним проточным охлаждением. Наиболее часто для снижения удельных тепловых потоков от газа в стенку создают завесу низкотемпературного газа у стенки, что ведет к уменьшению конвективных тепловых потоков. Низкотемпературный пристеночный слой поглощает также часть лучистой энергии, идущей от горящих газов в ядре потока, уменьшая таким образом и лучистый тепловой поток. Схема газовой завесы показана на рис. 10. 7. Низкотемпературный пристеночный слой создают обычно путем подачи у стенки избыточного количества горючего, что в итоге приводит к переменному по сечению камеры коэффициенту избытка окислителя с минимальным значением у стенки (см. рис. 4. 17). Такой присте- 159
и г yi\ ночный слой можно создать специальным расположением форсунок на головке; j в этом случае на периферии головки, у стенки располагают главным образом форсунки горючего. Роль дополнительных форсунок горючего может играть и щель '* у стенки около головки. —*~ На начальном участке камеры око до ^~*л головки стенка покрыта пленкой жидкости, обогащенной горючим. При дальней- Рис. 10. 7. Схема газовой завесы: шем движении К СОСТЛу ПЛеНКа ПОСТеПСНЧО /-профиль температуры газа; 2-рас- иСПаОЯеТСЯ И ВЫГООаеТ, И V СТеНКИ Обра- пределение коэффициента избытка окис- г „ г J лителя; 5-ядро потока; 4-пристеноч- ЗуеТСЯ СЛОИ Газа С МаЛЫМ Значением ный слой; 5-пограничный слой; 5- КОЭффИЦИСНТа Избытка ОКИСЛИТеЛЯ аст И потому — с пониженной температурой. Процесс сгорания в пристеночном слое, как отмечалось, происходит медленнее, чем :в ядре потока, из-за более низких температур и поэтому затягивается на большую длину камеры. Горючее для завесы подают и через стенку. В этом случае она вводится через щель или отверстия, выполненные в определенных сечениях камеры сгорания или сопла. Образовавшаяся на стенке пленка, воспринимая тепло от горячих газов, постепенно испаряется; пары, перемешиваясь с продуктами сгорания, образуют пристеночный газовый слой с низким коэффициентом избытка окислителя и поэтому с низкой температурой. При рассмотренных способах организации внутреннего охлаждения можно выделить два крайних участка. Первый — участок вблизи места подачи жидкости *; здесь стенка покрыта жидкой пленкой. Температура стенки на этом участке близка к температуре кипения жидкости, поскольку тепло, отдаваемое газами, воспринимается в основном пленкой. Лишь часть лучистого потока (лучи с длинами волн, для которых пленка прозрачна), проходя пленку, попадает на стенку. Поэтому на этом участке тепловые потоки на стенку незначительны при условии, что стенка равномерно покрыта жидкостью. Второй — участок после испарения и выгорания пленки, где стенка омывается низкотемпературным пристеночным слоем — газовой завесой (см. рис. 10.7). Здесь тепловой поток определяется температурой и составом газа этого слоя. Зная коэффициент избытка окислителя пристеночного слоя аст можно оценить величину тепловых потоков на этом участке (см. рис. 10. 4). При значительном расстоянии от места ввода избыточного горючего до рассматриваемого сечения пристеночный слой в результате перемешивания с ядром потока размывается, температура его повышается, что снижает эффект внутреннего охлаждения. Поэтому место ввода избыточного горючего должно выбираться так, чтобы низкотемпературная завеса сохранилась до наиболее теплонапряженных частей двигателя (в частности, до критического сечения сопла). В одних двигателях ограничиваются организацией внутреннего охлаждения с помощью головки; в других устраивают дополнительные вводы через стенку, например, перед соплом. Завеса, являясь эффективным методом понижения тепловых потоков, в то же время приводит к некоторым потерям в удельном импульсе, поскольку скорость истечения газов, соответствующая коэффициен- * В определенных случаях для завесы может вводиться не жидкость, а газ (пар), как например, в водородных ЖРД, в которых в полости охлаждения водород доводится до газообразного состояния. 160
ту избытка окислителя в пристеночном слое аст ниже, чем при аОпт- При проектировании двигателя следует стремиться к уменьшению этих потерь. При данном значении аст это может быть достигнуто уменьшением количества вещества, идущего на газовую завесу, т. е. уменьшением слоя газа, имеющего пониженный коэффициент избытка окислителя. Однако в этом отношении имеются ограничения, так как чем тоньше этот слой, тем быстрее он перемешивается с ядром потока и тем раньше перестает существовать. Потери в удельном импульсе ЛРУД, связанные с завесой, могут быть оценены в предположении отсутствия смешения между газовой завесой и ядром потока и полного сгорания смеси как в ядре потока, так и в пристеночном слое, следующим образом: дг> р р "'уд 'уд.опт 'уд» где Руд. опт — удельный импульс при одинаковом по сечению значении Руд — удельный импульс двигателя с завесой. Считая, что коэффициент избытка окислителя в ядре потока равен оптимальному значению аопт, а в пристеночном слое равен аст, получим W)> A0-17) уд или в относительных величинах (О ^ удопт ¦ уд.опт уд.опт уд. количество газов, образующих Здесь g3= G3/G — относительное завесу; G5 — расход топлива на газовую завесу; G — суммарный расход топлива в камере. Если принять а0Пт = 0,9, то при принятых допущениях потери в удельном импульсе будут иметь значения, приведенные на рис. 10. 8, Сравнение данных рис. 10.8 и рис. 10.4 показывает, что ценой сравнительно небольших потерь в удельном импульсе можно существенно понизить теплоотдачу от газа в стенки двигателя. Следует, однако, иметь в виду, что данные рис. 10.8 получены при определенном расходе топлива на завесу. Задача конструктивного выполнения — обеспечить необходимый уровень снижения удельных тепловых потоков при возможно меньших расходах на завесу. др а в/ На эффективность внутреннего охлаж- У°\— хения большое влияние оказывает характер хвижения пленки вдоль стенки. Чем устойчивее движение пленки, тем длительнее ее :уществование и эффективнее внутреннее эхлаждение. Для устойчивого движения щенка должна прилипать к стенке. Влия- 1ие некоторых факторов на характер движе- шя пленки показано на рис. 10.9, на кото- )ом нанесены граничные линии, разделяю- цие плоскость на области отрыва и прили- 1ания. Чем больше ширина щели Ь, через соторую жидкость подается на стенку, тем шже располагается граничная кривая и тем /же область прилипания. в А / / 0,2 0,3 Рис. 10.8. Зависимости потерь в удельном импульсе от параметров газовой завесы (аопт=0,9) 628 161
I Скорость газа Рис. 10.9. Области отрыва и прилипания пленки охл Рис. 10. 10. Влияние внутреннего охлаждения на удельный тепловой поток на разных расстояниях от места ввода охладителя (/>Л) При данной скорости, обтекающего газа для обеспечения прилипания пленки к стенке необходимо снижать скорость подачи жидкости и уменьшать ширину щели Ь. Очевидно, что, чем меньше угол р, тем благоприятнее условие для прилипания. Но и при наличии прилипания пленка может потерять устойчивость из-за возмущений, появляющихся при ее движении. Было установлено, что при увеличении расхода охладителя длина пленки сначала увеличивается, но затем, начиная с некоторого критического расхода, рост этот замедляется или прекращается из-за потери устойчивости. Наиболее благоприятные условия для устойчивого движения пленки сохраняются, пока ее толщина не превосходит существенно толщины ламинарного подслоя газового потока. Поэтому увеличение расхода охладителя на пленку бохл эффективно лишь до некоторых пределов. При дальнейшем увеличении расхода условия охлаждения уже не улучшаются, так как при этом уменьшается стабильность пленки и создается дополнительный расход жидкости, уносимой газами (рис. 10. 10). Необходимый расход жидкости через отверстия в стенке для снижения удельных тепловых потоков на заданную величину зависит от конструкции ввода жидкости на стенку, от свойств жидкости, а также от параметров газового потока и обычно находится экспериментально. Следует всегда стремиться к уменьшению этой величины с целью снижения потерь в удельном импульсе. В ЖРД потери в удельном импульсе, связанные с организацией внутреннего охлаждения, находятся в среднем в пределах 1—5%; у двигателей больших тяг они должны быть меньше (при прочих равных условиях). Это связано прежде всего с тем, что периметр сечения камеры сгорания и сопла при увеличении тяги двигателя растет в меньшей степени, чем расход топлива. Поэтому относительный расход охладителя на завесу уменьшается, поскольку для двигателей разных тяг можно считать, что потребный расход жидкости на единицу длины периметра примерно одинаков. При подсчете удельного импульса эти потери учитываются величиной фк и обычно составляют основную долю потерь в камере. Транспирационное охлаждение. Наибольшего снижения теплоотдачи в стенку можно добиться, если всю внутреннюю поверхность полностью покрыть пленкой жидкости. Для этого необходимо сблизить щели (отверстия), увеличив число их и понизив расход в каждой из них (рис. 10.11). Такой способ охлаждения называют пленоч- 162
Газ _ Охладитель Рис. 10. И. Схема пленочного охлаждения Тстг ш 6?п Т Рис. 10. 12. Схема транспирационного охлаждения ным. Близким к этому способу является так называемое транспи- рационнное охлаждение. Стенка в этом случае изготовляется из пористого материала; охладитель через поры продавливается с внешней поверхности на внутреннюю, омываемую горячим газом. Тепло, поступающее в стенку от газа, воспринимается охладителем, проходящим через поры, и выносится обратно в газовый поток. Вместе с тем, охладитель, выходящий из стенки и вдуваемый таким образом в пограничный слой продуктов сгорания, уменьшает интенсивность теплоотдачи от газа в стенку, т. е. понижает величину коэффициента теплоотдачи аг. Эти два эффекта и обеспечивают охлаждение стенки. Температура охладителя при прохождении через стенку естественно повышается (рис. 10. 12). Температура стенки при пористом охлаждении существенно зависит от удельного расхода охладителя: ^Гохл^1 "р ==<г^охлРохл* Увеличение удельного расхода охладителя с одной стороны уменьшает коэффициент теплоотдачи от газа аг, а с другой — количество тепла, поглощенного одним кг охладителя. Если охладителем является жидкость, то при больших расходах она, проходя через стенку, не успевает испариться и, следовательно, стенка со стороны газа омывается жидкостью. При расходе ниже некоторого критического значения из-за увеличения тепла на единицу расхода охладителя жидкость, проходя через стенку, испаряется и внутренняя поверхность стенки уже не омывается жидким слоем, что приводит к росту ТСТг. Такой режим охлаждения, хотя и связан с повышением температуры стенки, является более выгодным, поскольку в этом случае уменьшается расход жидкости. При определенном расходе испарение будет происходить уже на внешней поверхности стенки и через поры стенки будет проходить пар. Такой режим работы позволяет обеспечить равномерное и экономичное охлаждение стенки. Расход охладителя, необходимый для обеспечения заданной температуры стенки со стороны газа ГСТг » может быть определен из следующих соображений. Примем, что температуры охладителя и стенки в каждой данной точке одинаковы. Следовательно, температура охладителя меняется от величины Гст. охл до Тст г, а его энтальпия соответственно от /ст. охл до /СТг • Тогда количество тепла, поглощенное охладителем в стенке с поверхностью 1 м2, равно У == ё"охл ( ' ст г * ст.охл/» а количество тепла, поступающее в стенку от газа, 163
Поскольку на стационарном режиме Qi = Q2, то В выражение A0.19) входит величина аг, определенная с учетом влияния вдува охладителя в пограничный слой. В том случае, когда охладитель в стенке не меняет агрегатного состояния, то можно считать сг = ьохл К°р)охл V/ стг * ст.охл^ где (ср)охл — средняя теплоемкость охладителя. Одной из главных задач при создании транспирационного охлаждения является получение материалов высокой прочности и с равномерной пористостью. Невыполнение последнего условия приводит к неравномерному расходу охлаждающей жидкости через поверхность стенки и к неравномерному полю температур стенки. Хорошо организованное транспирационное охлаждение может обеспечить надежную защиту стенок от высоких температур при весьма малых расходах охладителя и без внешнего охлаждения. 10. 4. Внешнее проточное охлаждение При внешнем проточном охлаждении на стационарном режиме тепловой поток от газа к стенке равен тепловому потоку через стенку и тепловому потоку от стенки к охладителю, протекающему в охлаждающем канале. Если пренебречь разницей между величинами внутренней и внешней поверхностей стенки, то можно считать равными и удельные тепловые потоки: <7г = ?ст = ?охл = ?> A0.21) где q2, <7ст> #охл — удельные тепловые потоки соответственно от газа к стенке, в стенке и от стенки в охладитель. Известно, что Я.^шСП-Тс»); A0.22) ^охл = схохл(Гст.охл~Гохл). A0.24) Здесь а' = а,-| — некоторый эффективный коэффициент тепло- 7** Т 1 г 1 ст г отдачи, учитывающий кроме конвективного также и лучистый тепловой поток; б — толщина стенки; с&охл — коэффициент теплоотдачи от стенки в охлаждающую жидкость; 7"ст. охл—температура поверхности стенки со стороны охладителя. Решая совместно эти уравнения, получим q= ^~Гохл . A0.25) 1/Оохл+»Аст+1/а^ Величину 1/аОхл~МЛст+ 1/а^часто называют тепловым сопротивлением. Следовательно, тепловое сопротивление складывается 164
из сопротивления газа 1/а*г, сопротивления стенки бДст и сопротивления охладителя 1/аОхл. Следует отметить, что основной величиной является тепловое сопротивление газа. Действительно, для ЖРД характерен следующий порядок величин, входящих з формулу A0.25): а;=103-г-104 Вт/(м2.К); аохл=10*-4-10* Вт/(м2.К); 10*-4-2.105 Вт/(м2.К). г ц№Ш TCTZ(dOO°0) ^ Температура Изменение температур при передаче тепла в ЖРД от газа через стенку в охлаждающую жидкость показано на рис. 10. 13. Температура охладителя на выходе из условия Рис. 10. 13. Изменение температуры при передаче тепла через стенку: /—рубашка; 2—охладитель; 3—охлаждаемая стенка; 4—газ из рубашки найдется ('охл/вых ('охл/вх I " : — wBX Q A0.26) охл и скорость охладителя на выходе из охлаждающей ГДе (/охл'вх» (/охл)вых> ^вх? входе и рубашки; Сохл — расход охладителя; Q — суммарное количество тепла, переданное от стенки к охладителю (общий теплосъем). Обычно изменение кинетической энергии мало по сравнению с изменением энтальпии, и им можно пренебречь. Поскольку тепловые потоки вдоль двигателя переменны, то для удобства расчета поверхность двигателя разбивают по длине на участки; тогда 1 (/о IX (^охл)вх "ох JbbA A0.27) Здесь qi, Fi — средний удельный тепловой поток и поверхность стенки отдельного /-го участка. Если охладитель не изменяет своего агрегатного состояния в рубашке и зависимостью теплоемкости от давления можно пренебречь, то можно записать где (^охл)вх, (^охл)вых — температура охладителя на входе и выходе из рубашки; — средняя теплоемкость охладителя. Теплоотдача от стенки в охладитель. При внешнем охлаждении двигателя необходимо обеспечить такую величину коэффициента теплоотдачи от стенки в охладитель, при которой температура стенки со стороны газа не превышала бы допустимых пределов. Нетрудно видеть, что для этого температура стенки Гст.охл должна иметь вполне определенное значение: 5 Т 1 ст.охл ст.охл ¦я- A0.29) 165
В свою очередь обеспечение необходимой величины Гст.охл сводится к получению вполне определенного значения коэффициента теплоотдачи «охл = -7 *-=— (Ю.ЗО) * ст.охл * охл Если величина а0Хл будет меньше необходимой, то это повлечет за собой рост Гст.охл, а следовательно, и ГСТ2. Условия теплоомбена между стенкой и охладителем в значительной степени зависят от температуры поверхности стенки. При стабилизированном турбулентном течении в прямолинейных каналах, когда нет кипения на стенке, коэффициент теплоотдачи а0Хл может быть найден из критериального уравнения Nu = 0,023 Re0»8 • Pr<W<V A0.31) В этом уравнении физические свойства при определении критериев берутся при температуре охладителя Гохл, а коэффициент Ки как отмечалось, учитывает влияние переменности физических свойств на интенсивность теплообмена. Раскрывая критерии подобия в последнем уравнении, получим аохл^экп _q 023/ И^экв V* М^охл >» х v * / L x J Здесь w, q, Я, |г, (^р)охл—соответственно скорость, плотность, теплопроводность, вязкость и теплоемкость охладителя; я?экв — эквивалентный диаметр. Решая последнее выражение относительно а0Хл, получим в = 0,023 172 ^охл^/> (ю- 32) f — площадь поперечного сечения канала; П — периметр сечения канала. Таким образом, коэффициент теплоотдачи а0Хл главным образом зависит от плотности тока cq (с — скорость потока в канале), свойств охладителя Кохл и геометрии канала. Характер влияния переменности физических свойств на интенсивность теплообмена, а следовательно, и на значение Kt зависит от целого ряда факторов (давления, температуры, свойств охладителя и т. д.). Для капельных жидкостей при докритических давлениях и отсутствии кипения на стенке (Гст.охл^Гмщ) можно принимать A0.33) Р-ст / Где |ЫОхл — ДИНаМИЧеСКаЯ ВЯЗКОСТЬ ОХЛадИТеЛЯ при Гст.охл! Ист — то же при Гст. Если охладитель находится в газообразном состоянии, то, как отмечалось, влияние переменности физических свойств описывается температурным фактором 6=ГСТ. охл/^охл; для случая подвода тепла к газу можно принимать К 1=9-**. A0.34) 166
Л'ОХЛ,ТСГ,ОХЛ I I Рис. 10. 14. Зависимости аохл Гст охл от удельного теплового потока при кипении на стенке: Wu W2>Wl Для некоторых жидкостей максимально допустимая температура Гст.охл ограничена. Так, по некоторым нефтяным горючим опыт показывает, что, начиная с некоторой температуры Гст. охл, в слое жидкости, прилегающем к стенке, начинают образовываться твердые соединения, откладывающиеся на стенке в виде нагара. Слой нагара повышает термическое сопротивление, ухудшая тем самым условия охлаждения двигателя. Особенности теплоотдачи при кипении жидкости на стенке. Слой жидкости, прилегающий к стенке, имеет температуру, превышающую температуру жидкости в основной части потока. Поэтому может иметь место случай, когда Г0Хл ниже температуры кипения жидкости, а Гст.охл> >^кип, т. е. при отсутствии кипения жидкости в основной части потока у стенки жидкость кипит. Процесс конвективного теплообмена при этом отличается от случая, когда кипения у стенки нет. Известно, что если в этом случае удельные тепловые потоки не превышают критического значения ^кр> то возникает пузырьковое кипение: на стенке образуются пузырьки пара, которые, оторвавшись от стенки, устремляются в ядро потока и конденсируются. Поперечное движение пузырьков вызывает перемешивание пограничного слоя, что интенсифицирует процесс теплоотвода от стенки и, следовательно, приводит к росту коэффициента теплоотдачи. Чем интенсивнее испарение жидкости с образованием отдельных пузырьков пара, перемешивающих пограничный слой, тем интенсивнее теплоотвод от стенки жидкости; поэтому с ростом теплового потока интенсивность теплообмена между стенкой и жидкостью возрастает и коэффициент теплоотдачи растет. Однако это справедливо лишь до определенного предела; когда удельный тепловой поток превышает qK$, число создающихся пузырьков становится столь большим, что они сливаются и образуют сплошную паровую пленку, изолирующую жидкость от стенки. Возникает режим пленочного кипения; теплоотвод от стенки при этом падает. Если при постоянной скорости движения жидкости в канале и постоянной температуре жидкости изменять удельный тепловой поток, коэффициент теплоотдачи а0Хл (рис. 10. 14) с ростом q до определенного предела будет изменяться мало (некоторое увеличение его вызвано ростом Kt). Температурный напор (Гст. охл — Тохл) и температура стенки Гст. охл будут при этом увеличиваться в соответствии с уравнением A0.24). Когда температура стенки превысит температуру кипения, начнется пузырьковое кипение, которое интенсифицирует теплообмен. При дальнейшем увеличении q коэффициент теплоотдачи интенсивно растет, а температура стенки изменяется мало. Наличие организованного течения жидкости влияет на теплообмен при пузырьковом кипении до тех пор, пока возмущения, вносимые процессом парообразования, не начинают играть решающую роль. Эта роль пузырькового кипения наступает при величине удельного теплового потока тем большей, чем больше скорость с жидкости в канале. Если и дальше увеличивать удельный тепловой поток, то при достижении критического значения теплового потока ^кр возникает режим пленочного кипения. Коэффициент теплоотдачи сильно падает, а темпе- 167
0,6 Ofi 0,2 \ ^- ¦ Рис. 10. 15. Зависимости Kt от приведенной температуры стенки при сверхкритическом давлении (Тохл<1, Л» 1,54-2,0) ратура стенки резко возрастает. Весьма возможным следствием этого обстоятельства может быть прогар стенки. Чем выше скорость жидкости, тем больше значение <7кР. На рис. 10. 14 картина представлена для двух значений скорости жидкости W\ И W2. Критический тепловой поток в общем случае зависит от свойств жидкости, давления, скорости движения, от величины недогрева жидкости до температуры кипения (ГКИп—Г0Хл) и ряда других факторов. Из изложенного следует, что если теплоотдача к охлаждающей жидкости происходит при кипении на стенке, то необходимо исключить возможность перехода к пленочному кипению. Для этого удельный тепловой поток должен быть меньше критического на величину, заведомо перекрывающую неравномерность теплового потока по периметру сечения камеры и влияние изменений режимов работы двигателя. Особенности теплообмена при сверхкритическом давлении. Если давление жидкости превышает критическое давление рКр> то кипение невозможно. Если же при этом Гст.охл меньше критической температуры, то условия теплообмена такие же, как и без кипения на стенке при докритическом давлении и коэффициент теплоотдачи аОхл может быть найден из уравнений A0.31) и A0.33). Если же температура стенки превышает критическую температуру Гкр, то теплообмен между стенкой и жидкостью имеет свои особенности. Физические свойства по сечению потока в этом случае монотонно изменяются от величин, свойственных жидкости, до значений, характерных для газа; поток жидкости отделен от стенки тонким газообразным слоем, имеющим повышенное тепловое сопротивление. Поэтому с ростом Г.ст.охл при ТСт охл>^кР интенсивность теплообмена, а следовательно, и коэффициент теплоотдачи понижаются. Исследования показывают, что величина Kt в этих условиях является функцией приведенных температур и тст и приведенного давления л. Здесь р; л=р/р к9. Для определенных параметров величину Kt приближенно можно определить из рис. 10. 15. При некоторых условиях, как показывают опыты, процесс теплоотдачи в жидкость при сверхкритическом давлении и Гст. охл>ГКр сопровождается колебательными явлениями, что существенно ^ меняет характер процесса. Однако литературных данных исследований теплообмена в этих условиях пока недостаточно. Факторы, влияющие на условия внешнего проточного охлаждения. Интенсивность охлаждения должна быть такой, чтобы температура стенки со стороны газа была бы ниже температуры, допустимой для данного материала стенок, т. е. ГСТг <7дОп. В определенных случаях могут быть ограничения по температуре охладителя на выходе из рубашки, например: (Г0Хл)вых<^кип. Однако это условие не всегда "обязательно. Могут быть и ограничения, связанные с температурой Гст.охл. Так, при докритических давлениях необходимо исключить возможность пленочного кипения на стенке. Для 168
жидкостей, способных к нагарообразованию, температура Гст. 0Хл должна быть ниже температуры нагарообразования. Подставим в уравнение A0.23) значение Гст. 0Хл из уравнения A0. 24) и решим его относительно ГСТг: Из уравнения A0.35) видно, что температура ТСТг при данных температуре охладителя и удельном тепловом потоке зависит от коэффициента теплоотдачи а0Хл, толщины стенки б и ее коэффициента теплопроводности Яст. Уменьшение температуры ТСТг может быть достигнуто интенсификацией отвода тепла от стенок, т. е. увеличением коэффициента теплоотдачи ссохл, который зависит в значительной степени от плотности тока охладителя. Если охладитель жидкость, то плотность — величина практически постоянная, и в этом случае влиять на коэффициент теплоотдачи аохл можно, лишь изменяя скорость движения жидкости в охлаждающем тракте. Чем выше скорость, тем больше коэффициент теплоотдачи и меньше температура стенки. Скорость охлаждающей жидкости при данном ее расходе зависит от площади сечения канала охлаждающего тракта. Если необходимая скорость жидкости при данном расходе велика и поэтому мала площадь сечения канала, то потребная высота канала, или зазор между рубашкой и внутренней стенкой камеры А, может оказаться очень малой. Изготовлять двигатель с очень малой высотой канала технологически трудно. Обычно ее делают не меньше 1—1,5 мм. Когда скорость жидкости недостаточна, то для того чтобы получить нужную скорость жидкости при приемлемой величине зазора, рубашку иногда выполняют с винтовыми каналами, так как при винтовом направлении канала и одной и той же высоте А площадь его сечения получается меньшей, чем при продольном (вдоль оси двигателя). Действительно, если считать, что расходы охлаждающей жидкости в обеих случаях равны, то где wB, /в — скорость охладителя и площадь канала при винтовом движении; яУпр> /пр — скорость охладителя и площадь канала при продольном движении. Нетрудно видеть, если пренебречь толщиной ребер,, образующих каналы, что /Пр=я/)Л и fB = nDAsmq), где ф — угол подъема винтовой нарезки; поэтому @B=a>np/sin(p. Однако значительно увеличивать скорость движения охладителя в рубашке нецелесообразно, так как при этом возрастают потери давления жидкости (пропорциональные квадрату скорости), что может вызвать сильное увеличение потребной величины давления подачи. Поскольку наибольшие значения удельного теплового потока приходятся на область критического сечения сопла, то в этом месте необходимо иметь наибольшие скорости охлаждающей жидкости. Скорость жидкости в области критического сечения сопла равна 10—-50 м/с и более. Потери давления жидкости в охлаждающей рубашке в среднем равны 0,5—2,0 МПа. В отдельных случаях, при необходимости снять высокие удельные тепловые потоки, приходится значительно повышать скорость охлаждающей жидкости, а с ней и потери давления, которые могут достигнуть нескольких МПа. 169
ст.охл ^*Os Рис. 10. 16. Изменение параметров внешнем проточном охлаждении при Сочетание изменения удельных тепловых потоков и коэффициента аохл вдоль камеры определяет распределение температуры стенки по длине. В общем случае наибольшие значения температуры стенки приходятся на область критического сечения сопла. На рис. 10. 16 показана примерная картина изменения вдоль камеры температуры стенки и других параметров при внешнем охлаждении ЖРД. Значительное влияние на величину Тстг оказывает давление в камере. С ростом давления в камере увеличиваются удельные тепловые потоки примерно пропорционально степени 0,8. Если рассматривается изменение дав- ления в камере определенного двигателя (/7Kp=const), то примерно в той же степени будет изменяться и коэффициент а0Хл. Изменение аОхл в данном случае вызывается изменением расхода и скорости охлаждающей жидкости, если ею является один из компонентов. Поскольку тепловое сопротивление стенки 8/Хст при этом не изменяется, то из уравнения A0.35) следует, что температура стенки ТС7г с ростом давления в камере должна увеличиваться. В еще большей степени будет расти ГСТг с повышением рк*, если давление в камере увеличивается путем уменьшения критического сечения при неизменном расходе газа, а следовательно, и охлаждающей жидкости; в этом случае сравниваются разные двигатели, имеющие разные ^кр и равные расходы топлива. Больший рост ТСТг будет обусловлен тем, что при изменении давления в камере неизменным остается тепловое сопротивление не только стенки, но и охлаждающей жидкости, если зазоры в охлаждающих рубашках при разных /?к* одинаковы. Итак, рост давления в камере затрудняет охлаждение двигателя с точки зрения величины ТСТг (рис. 10. 17). Изменение /?к* приводит при /7кр=const к пропорциональному изменению расхода охлаждающей жидкости, являющейся одним из компонентов. Количество тепла, отводимого через стенки в охлаждающую жидкость (общий теплосъем Q), изменяется в меньшей степени. Поэтому количество тепла, приходящееся на 1 кг топлива (удельный теплосъем Qo), а следовательно, и на 1 кг охладителя, уменьшается (при неизменном коэффициенте избытка окислителя). Поэтому с ростом давления в камере температура охладителя на выходе из рубашки уменьшается. На рис. 10. 18 показана зависимость от давления в камере общего теплосъема Q в Вт, удельного теплосъема Qo в Вт/кг и величины подогрева охладителя АГ0Хл= (Т'охлЬых — (Тохл)вх- Увеличение толщины стенки приводит к росту теплового сопротивления стенки, а следовательно, и к некоторому понижению удельных тепловых потоков. Однако при этом увеличиваются перепад температур на стенке и соответственно величина ТСтг (Рис- 10.19). Последнее нетрудно видеть из формулы A0.35), если учесть, что изменение толщины стенки мало влияет на q. Увеличение коэффициента теплопроводности материала стенок уменьшает Тстг. Следовательно, применение более теплопроводных материалов и уменьшение толщины стенки при внешнем проточном охлаждении способствует улучшению условий охлаждения двигателя с точки зрения ГСТг • Однако при этом увеличивается количество тепла, отданного в охлаждающую жидкость, так 170
900 BOO 700 600 у 'Л 2,0 Рис. 10. 17. Зависимость температуры от давления в камере Рис. 10. 18. Влияние давления в камере на общий Q и удельный Qo теплосъемы и на подогрев охладителя в рубашке А^охл как растет удельный тепловой поток; поэтому при неизменном а0Хл увеличивается температура Гст. охл- Положительное влияние на условия охлаждения двигателя может оказать применение тугоплавких термоизоляционных покрытий, обладающих низким коэффициентом теплопроводности и высокой допустимой температурой нагрева. Если внутреннюю поверхность стенки покрыть таким материалом, то общее термическое сопротивление стенки повысится, что уменьшит удельный тепловой поток, а поэтому — и значения температуры стенок. На рис. 10.20 показано распределение температур в стенке при наличии и при отсутствии термоизоляции, причем условия теплообмена со стороны газа и жидкости приняты одинаковыми. О применении ребер. Часто для повышения жесткости конструкции камер и улучшения условий их охлаждения стенки со стороны охладителя снабжаются ребрами. Улучшение условий охлаждения в этом случае связано с тем, что благодаря увеличению наружной поверхности стенки камеры один и тот же тепловой поток передается через ребристую стенку при меньшем температурном напоре. Поэтому температура стенки при данной величине а0Хл будет меньше. Однако теплоотдача в охлаждающую жидкость растет не пропорционально увеличению внешней поверхности ребристой стенки, а в меньшей степени, что связано с уменьшением температуры ребра по высоте из-за отвода тепла 1000 800 600 Ш 200 / — — ¦в» / — -, ——i '—'-  — —т. — — :тг ' ¦?ст.ж ч / 2 3 4 %ММ Рие. 10. 19. Влияние толщины и теплопроводности стенки на тепловой поток: - —:—Х_т—160 Вт/(м-К) Рис. 10.20. Влияние теплозащитных покрытий на температуру стенки при внешнем проточном охлаждении: /_СТенка; 2—теплозащитное покрытие 171
2,2 г;о 1,6 1,0 6-р = 1,5мм\ J^ J / A 7 * -I — >100 CT=30 7 BT n 3,0 5,0 от его граней. Поэтому заметное улучшение условий охлаждения двигателя наблюдается лишь до определенной высоты ребра. Чем больше коэффициент теплопроводности материала стенки, тем ровнее профиль температуры по высоте ребра и, следовательно, тем больше эффект оребрения. По этой же причине относительное улучшение охлаждения двигателя при оребрении будет тем больше, чем меньше величина коэффициента теплоотдачи аОхл. Уменьшение толщины бр ребра также способствуют повышению его эффективности, так как при этом растет число ребер и, следовательно, общая поверхность стенки, омываемая жидкостью. Рассмотрим неоребренную стенку, имеющую поверхность F и температуру ГСт. охл, которая омывается охладителем с температурой Г0Хл- Тепловой поток от стенки в охлаждающую жидкость в этом случае равен Г) — п р (Т Т ) V — "'охл^ И ст.охл 1 охлА Пусть часть F2 поверхности рассматриваемой стенки покрыта ребрами. Тогда тепловой поток от стенки в охлаждающую жидкость можно представить, как сумму теплового потока Q\ от поверхности /ri = — F — F2 стенки, не занятой ребрами, и теплового потока Q2 от части F2 стенки, покрытой ребрами: Рис. 10.21. Зависимости Т1р от высоты ребра: аохл1 а^ Примем, что в случае ребристой стенки величина ГСт. охл та же, что и для неоребренной стенки. Тогда 1 — Иохл^ 1 И ст.охл — J охл^» Г Т } ст.охл •* охл/ Здесь ар — некоторый эффективный коэффициент, учитывающий повышение теплоотдачи на поверхности, имеющей ребра. Общий тепловой поток равен Эффективность применения ребер может быть оценена отношением Т1р=^=- 4™г- A0.36) Очевидно, что чем выше величина rjp, тем эффективнее оребрение. Для плоского ребра постоянной толщины в предположении, что температура по толщине его постоянна и отвод тепла от верхнего торца пренебрежимо мал, величина ар может быть определена из выражения аохл &р A0.37) где Bip= — критерии Био, вычисленный по ширине ребра; Аст Ар — высота ребра. 172
На рис. 10.21 приведены результаты расчета по формулам A0.36) и A0.37), показывающие зависимость т]р от высоты ребра hv и влияние на эту величину коэффициента теплопроводности стенки и коэффициента теплоотдачи а0Хд. Видно, что оребрение наиболее эффективно при использовании высокотеплопроводных материалов; причем, чем выше коэффициент аохл, тем меньше эффективность ребер. Следует иметь в виду, что при определенном сочетании параметров применение ребер может дать отрицательный эффект (малые аст, большие аОхл), т. е. может быть Tip<l. 10. 5. Тепловая защита РДТТ Отсутствие в РДТТ жидкого компонента, который мог бы быть использован в качестве охладителя, делает тепловую защиту его стенок более сложной, чем в ЖРД. Этим в частности объясняется в ряде случаев ограничение времени его непрерывной работы. При короткой продолжительности работы часто нет необходимости в специальных мерах тепловой защиты стенок камеры; в этом случае используется аккумулирующая способность стенок («емкостное охлаждение») . Некоторое повышение допустимого времени работы может быть достигнуто увеличением толщины стенок камеры сгорания и сопла. Во всех остальных случаях применяются различные методы тепловой защиты стенок. В двигателях со скрепленными зарядами функция тепловой защиты выполняется топливным зарядом; участки же, незащищенные топливом (поверхности днища, сопла), покрываются теплозащитными покрытиями. В РДТТ могут быть использованы как пассивные, так и активные теплозащитные покрытия. К пассивным относятся материалы, которые, как отмечалось, в процессе работы не разрушаются под воздействием нагрева и газового потока. Пассивные покрытия используются там, где необходимо обеспечить неизменность геометрических размеров стенок в процессе работы двигателя, в частности, для защиты области критического сечения сопла. Материалы для пассивной защиты стенок на нестационарном режиме должны наряду с высокой температурой плавления обладать низким коэффициентом температуропроводности и стойкостью к эрозионному воздействию со стороны газового потока. Для этих целей используются тугоплавкие вещества, такие как окислы, карбиды и нитрицы металлов, графит и пирографит, некоторые металлы, например, вольфрам. Однако большинство материалов не сочетает в достаточно полной степени указанных выше свойств. Так, вольфрам и графит, обладая высокой температурой плавления C410 и 4370°С соответственно), имеют вместе с тем и высокие коэффициенты теплопроводности и температуропроводности. Двуокись циркония, обладая сравнительно невысоким коэффициентом температуропроводности, имеет умеренную температуру плавления B580°С). А лучшие теплоизоляторы (например, пластмассы) плавятся или разлагаются при температуре всего несколько сот градусов и поэтому не могут быть отнесены к тугоплавким веществам. Из тугоплавких покрытий весьма благоприятным сочетанием свойств обладает пирографит, температура плавления которого такая же, как и у графита. Пирографит обладает значительной анизотропностью свойств. Его кристаллы ориентированы определенным образом и теплопроводность пирографита поперек «длинных» осей кристаллов 173
Рис. 10. 22. Схема многослойной конструкции сопла примерно в 200 раз меньше, чем вдоль этих осей, а по сравнению с обычным графитом в 60— 70 раз. В зависимости от условий процесса, времени работы двигателя, используемых материалов и т. д. теплозащитные покрытия могут наноситься на защищаемую поверхность в виде тонкого слоя или выполняться в виде толстостенных вкладышей. В силу того, что зачастую отдельные материалы не обладают требуемым сочетанием свойств, вкладыши выполняются часто в виде сложных многослойных конструкций. В качестве примера на рис. 10. 22 приведена .схема многослойной конструкции сопла. Металлическая силовая стенка покрыта изнутри несколькими слоями. К стенке 1 крепится слой керамического теплоизолятора 2 и далее теплоизоляционный 3 и термостойкий 4 слои пирографита. Поверхность пирографита со стороны газа покрыта тонким слоем вольфрама 5, защищающим ее от эрозионного воздействия продуктов сгорания (см. также гл. 19). В активных теплозащитных покрытиях под воздействием поглощаемого тепла происходят эндотермические (химические или фазовые) превращения (химические реакции, сублимация и др.) с последующим уносом продуктов этих превращений газовым потоком. Тепло, подводимое от газа к поверхности активного покрытия, расходуется в основном на эндотермические превращения и поэтому тепловой поток, идущий в глубь материала, невелик. Покрытия такого типа называют также аблирующими, а эффект, связанный с совокупностью процессов эндотермического превращения (химического или фазового) и последующего уноса продуктов превращения газовым потоком — абляцией. Активные (аблирующие) покрытия могут быть как с поверхностным, так и с внутренним уносом. Среди нашедших применение активных покрытий с поверхностным уносом массы-покрытия, состоящие из минеральных солей с органической связкой, а также различные типы каучуковой изоляции. Покрытия с внутренним уносом массы состоят из жесткого пористого каркаса (структура носителя) и заполняющего его уносимого вещества, являющегося теплопоглотителем, например, армированные пластмассы на основе фенольных, кремнеорганических или эпоксидных смол. Активные теплозащитные покрытия могут использоваться для тепловой защиты тех элементов двигателя, в которых допустимы некоторые изменения размеров в процессе работы, в частности, для переднего днища камеры сгорания и днища сопла.
Глава XI ПРИМЕНЕНИЕ ЯДЕРНОЙ ЭНЕРГИИ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ 11.1. Основные сведения о ядерной реакции В настоящее время имеется два основных метода освобождения ядерной энергии: 1) метод деления некоторых тяжелых ядер под влиянием бомбардировки их нейтронами и 2) метод синтеза ядер легких веществ под влиянием очень высоких температур. В обоих случаях освобождается огромное количество энергии. Метод деления (расщепления) тяжелых ядер получил уже свое практическое применение на энергетических промышленных и военных установках (электростанции, подводные лодки, надводные корабли). Это оказалось возможным, как только был создан управляемый, спокойный процесс деления тяжелых ядер. Этот метод и будет предметом дальнейшего рассмотрения. Метод синтеза основан на слиянии ядер водорода с образованием гелия; процесс этот носит название термоядерной реакции. В природе термоядерные реакции осуществляются на Солнце и звездах. Для осуществления термоядерной реакции пригоден тяжелый водород, но при этом необходимы чрезвычайно высокие температуры, чтобы кинетическая энергия сближающихся легких ядер превышала энергию сил взаимного отталкивания. Для дейтерия Di2 термоядерная реакция требует температур C00—400) -106 К. Если взять смесь из равных частей Di2 и трития Ti3, то термоядерную реакцию можно уже осуществить при D0—50) -106 К. Выделяющаяся в процессе синтеза энергия равна разности энергии связи ядер конечных и исходных продуктов. Например, где п — символ нейтрона. Освобождающаяся при термоядерной реакции энергия весьма велика — она больше, чем энергия при делении тяжелых ядер. Для использования энергии термоядерных реакций на стационарных и транспортных силовых установках необходимо уметь управлять ходом этих реакций. В настоящее время эта цель еще не достигнута. В СССР, в Англии и в США ведутся исследования по созданию приборов и установок для управления термоядерной реакцией. В современных электрических энергетических ядерных системах энергия деления тяжелых ядер используется для подогрева рабочего тела силовой установки взамен химической энергии топлива или для прямого преобразования тепла в электрическую энергию. Ядерным топливом называют вещества, которые в результате деления или синтеза выделяют энергию. Устройство, в котором протекает спокойная управляемая ядерная реакция, называется реактором. Название «ядерное топливо» носит условный характер и связано с той ролью, которую выполняет делящееся вещество в современных энергетических системах, заменяя химическое топливо. В реакторах, осуществляющих управляемый процесс деления, раг- щепляющимися материалами являются изотоп урана U925 (или U-235), плутоний Pugf (или Pu-239) и изотоп урана Ugf (или U-233) с периодами полураспада соответственно 8,8 • 108; 2,6• 104 и 1,6 • 105 лет. 175
Изотоп урана U-235 содержится в природном уране в количестве 0,712%. Плутоний Ри-239 образуется через цепь превращений из естественного урана U-238 под воздействием нейтронов. Изотопа U-238 в природном уране содержится 99,282%. Следовательно, весь природный уран, за исключением изотопа U-234 @,006%), может быть использован для получения энергии деления ядер либо непосредственно (U-235), либо через плутоний (Ри-238). Изотоп U-233 образуется через цепь превращений из природного тория Thgo2 (или Th-232) под воздействием нейтронов. Таким образом, исходным сырьем для получения топлива для реакторов деления служат природные уран и торий. В ядерной технике для вычисления работы пользуются не величиной эрг (или Дж), а величиной электронвольт (эВ). Под электронвольтом понимается количество энергии, которое приобретает 1 электрон при прохождении разности потенциалов в il В. Следовательно, il эВ= 1,6-10-19 кулон-вольт-1,6• К)-12 Эрг; здесь величина 1,6 «10~19 Кл представляет заряд электрона. Масса электрона равна 9ДЫ08 г; она в 1837 раз легче массы атома водорода. Ввиду малости единицы эВ при описании ядерных процессов пользуются чаще всего величиной МэВ — миллион электронвольт (или мегаэлектронвольт). Энергию, освобождающуюся при делении тяжелых ядер, можно определить по уменьшению массы конечных продуктов, сравнительна с исходными, используя уравнение Эйнштейна Е=тс2, где т — уменьшение массы или дефект массы; с^З-1010 см/с — скорость света. Если в 1 кг U-235 все ядра атомов будут подвергнуты процессу деления, то уменьшение массы будет т^\ г; следовательно, ?=1.3М020=9.1020 эрг^Э-Ю10 кДж. При делении тяжелых ядер под воздействием нейтрона получаются два осколка неравной массы. Зарегистрировано до 80 различных видов осколков от продуктов с массовым числом 71 до продуктов с массовым числом около 160. Чаще всего отношение масс двух осколков составляет приблизительно 2:3. Например: На рис. 11.1 дан график относительного количества продуктов деления U-235, Ри-239 и U-233. Большинство этих продуктов радиоактивно и приобретает стабильность через ^-излучение или ряд последовательных р-распадов с превращением избыточных нейтронов в протоны. Выше мы указали случай образования наиболее вероятных осколков, а именно — стронция и ксенона с атомными числами 38 и 54 и массовыми числами 94 и 140. Эти массовые числа соответствуют максимумам на кривой рис. 11.1. Относительно много получается следующих пар: рубидий (RbS?) и цезий (Cssl3); ниобий (Nbg) и сурьма (Sblf); бром (Вг?) и лантан (Lajf); иттрий (УЦ) и иод (Jsf) и др. Эти радиоактивные осколки (неустойчивые в силу большого п/р, где п — число нейтронов, а р — число протонов ядра) представляют своеобразную «золу», которая меняет изотопический состав реактора и оказывает отрицательное влияние на ход реакции деления во времени. Как говорят, в результате ядерных реакций происходит постепенное «отравление» реактора «золой» — осколками деления («отравление» ксеноном, сама- 176
« г* i М- ~i— — =*- ^\ 4 Л/ -23 ми 4= ,1 HI 1 и Н3 239 ^ /tf" 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 Массовое число Рис. 11. I. Относительное количество продуктов деления U-235, Ри-239 и U-233 рием, стронцием и др.). 10 Развитие этого процесса может привести к прекращению деления в реакто- / ре, а следовательно, к прекращению выделе- ^ ния в нем энергии. Из-за накопления продуктов деления в реакторе и изменения в силу этого его свойств удается использовать для деления только незначительную часть делящегося вещества (например, урана), заложенного в реактор. Исследования пока* зали, что наибольшее количество ядерной энергии выделяется в виде кинетической энергии электрически заряженных осколков деления, обладающих огромными скоростями вследствие электростатического отталкивания. Кроме того, необходимо считаться с энергией вновь образовавшихся нейтронов, с у-излучением и энергией |5-частиц. По опытным данным энергия, выделяющаяся при делении одного ядра U-235, составляет 190+5 МэВ и распределяется приблизительно следующим образом в процентах: Кинетическая энергия осколков деления 86—78 Кинетическая энергия нейтронов 2,5—3,0 Энергия прямого у-излучения « • 3,0—3,5 Энергия у-излУчения и C-частиц при распаде осколков деления 6,0—7,0 Энергия, невыделяющаяся в реакторе, и неучтенная энергия (энергия нейтрино) остальное В современных реакторах кинетическая энергия осколков и нейтронов полностью превращается в тепло в результате торможения их в ядерных материалах и в конструкционных элементах. Энергия Y-излучения и C-частиц в значительной части также переходит в тепло. По данным исследований около 94% всей выделяющейся в реакторе энергии переходит в тепло и подлежит отводу из реактора тем или иным способом. Не всякое столкновение нейтрона с ядром делящегося вещества приводит к делению. Для характеристики эффективности ядерных реакций пользуются понятием о поперечном сечении ядра. При движении нейтронов в массе делящегося материала возможны два основных результата: 1) рассеяние нейтронов и 2) поглощение их ядрами. Возможно также прохождение отдельных нейтронов через массу без соударения («промах»). Рассеяние нейтронов возможно только при соударении нейтронов и ядер. Рассеяние может быть упругим и неупругим. Упругое рассеяние соответствует случаю столкновения с сохранением суммарной кинетической энергии и импульса нейтрона и ядра (аналогично удару 177
/ (промах) У о о о i^sSi-^- о о о о о Q о Поток неатроиод ^-^е двух шаров в механике); упругое рассеяние возможно в случае, когда кинетическая энергия нейтрона (при прямом соударении с ядром) меньше энергии возбуждейия ядра, необходимой для излучения энергии. Упругое рассеяние, приводящее к замедлению скорости нейтрона, важно для реактора на медленных нейтронах, так как оно играет основную роль в замедлении. Неупругое рассеяние, наоборот, будет в том случае, когда кинетическая энергия нейтрона больше энергии возбуждения ядра; в результате, после столкновения скорость (энергия) рассеянного нейтрона уменьшится, а часть начальной энергии нейтрона будет сообщена ядру, которое будет излучать энергию, переходя вновь из возбужденного состояния в первоначальное. Не всякое поглощение нейтрона ядром приводит к делению последнего. Поглощение нейтрона ядром в одних случаях приводит к делению ядра, а в других — к захвату нейтрона ядром без деления (к радиационному захвату). Примером реакции радиационного захвата является, например: Рассеяние Рис. П. 2. Схема взаимодействия потока нейтронов с ядрами Радиационный захват является примером неупругого рассеяния. Поглощая нейтрон, ядро переходит в возбужденное состояние и образует непосредственно или через цепь превращений стабильный продукт с одновременным испусканием у-лучей или E-частиц. Важными в практическом отношении примерами радиационного захвата являются захват нейтрона ядром U-238 с образованием Ри-239 и захват нейтрона ядром тория Th-232 с образованием U-233. Исключив из всех возможных столкновений промах, упругое рассеяние и радиационный захват, мы получим только такое число эффективных поглощений, которое приводит к делению ядра. Пусть поперечное сечение одного ядра-мишени, или микроскопическое сечение, есть а см2/ядро. Если взять куб со сторонами 1 см, на боковую поверхность которого падает равномерно поток нейтронов (рис. 11.2), то полная площадь поперечного сечения всех ядер, находящихся в этом объеме, будет No см2, где N — число всех ядер в 1 см3. Вероятность столкновения нейтронов с ядрами была бы равна В действительности число эффективных столкновений, приводящих к делению, превышает это число. Пусть с* — поперечное сечение рассеяния, учитывающее число столкновений при упругом рассеянии и при прохождении без соударения; ва — поперечное сечение поглощения, учитывающее все случаи столкновений, окончившихся делением и радиационным захватом. Величины as и оа являются мерой вероятности реакций рассеяния и поглощения. Полная вероятность столкновения Величины as, aa и at относятся, как указывалось, к одному ядру и одному нейтрону; это микроскопические сечения и соответствуют они одному 178
уровню энергии нейтронов или среднему уровню энергии нейтронов, участвующих в реакции. Площади ядер имеют порядок 10~24 см2. Для U-235 площадь ядра равна а=2-10~24 см2. Опыт показывает, что для U-235 полная вероятность столкновения с медленными нейтронами составляет а^«698-10~24 см2, т. е. величин} в 349 раз большую, чем площадь ядра. Именно в связи с этим было сделано замечание об условности чисто геометрического определения вероятности столкновений. Для упрощения записи величину 10~24 см2 называют барн; в этом случае а^ = 698 барн. В величине оа заключены вероятные поперечные сечения деления Of и вероятные поперечные сечения радиационного захвата аа—от/—сгг. Таблица 11.1 Поперечные сечения некоторых веществ (медленные нейтроны) Вещество U-естест- венныи U-235 U-238 U-233 Pu-239 Поперечные сечения е as 8,2 15,0 8,3 8,2 10,0 7JS 683 ±3 2,75 578 ±4 1028 ±8 7 4,22 582 ±4 0 525 ±4 742 ±4 t барн ar 3,51 101,0 2,75 53,0 286 Вещество Н (газ) Be Cd В С Дейтерий Поперечные сечения в барн 38,0 7,0 7,0 4,0 4,8 7,0 0,33 0,01 2400 750 0,0032 0,00046 — 0,33 0,01 2400 750 _ 0,00046 В табл. 11. 1 для некоторых веществ приводятся микроскопические сечения для медленных нейтронов. Если от одного нейтрона и одного ядра-мишени перейти к ядрам, то No=H окнооттся уже к 1 см2 и представляет макроскопическое сечение. Соответственно 2S, 2а, 2/ — макроскопические сечения рассеяния, поглощения и деления. Для различных уровней энергии нейтронов и для различных сред (ядер-мишеней) величины as, oa и а/ (соответственно 2S, 2a и 2/) будут разные. Например, для быстрых нейтронов в уране U-235 по опытам поперечное сечение рассеяния равно as=3,97 барн; поперечное сечение поглощения aa=0,33 барн, причем сечение деления равно а/=0,29 барн и сечение радиационного захвата ar=0,04 барн. Для урана в смеси с другими веществами эти величины будут иными. Так как в 1 моле вещества содержится A^a = 6,023 • 1023 атомов (число Авогадро), то число ядер в 1 см3 будет где q — плотность в г/см3; т — атомная или молекулярная масса. Например, для U-235 (q=18,7 г/см3 и т=235) величина N=0,05-1024 1/см3. В этом случае макроскопическое сечение поглощения для медленных нейтронов будет ^ = №а ^ 0,05-1024.683.10-24 = 34,15 1/см. Поперечное сечение as o>a (или 2S и 2a) являют'ся важнейшими характеристиками ядерных и конструкционных материалов в ядерной технике. 179
При делении ядер выделяются нейтроны. На каждый нейтрон, поглощенный ядром-мишенью делящегося материала, выделяется 2— 3 нейтрона; именно это обстоятельство позволяет осуществить как цепную быстропротекающую реакцию деления, так и спокойную стационарную реакцию деления путем удаления лишних нейтронов (реакторов). Статистические исследования показывают, что на один исходный нейтрон при одном делении число полностью освобожденных нейтронов v составляет для: U-235 2,43+0.02 Ри-239 2,89+0,03 U-233 2,51+0,02 Часть освободившихся нейтронов исчезает в результате радиационного захвата самим делящимся веществом. По опытным данным на каждое одно деление с учетом радиационного захвата испускается г) свободных нейтронов для: U-235 2,07=F0,01 Pu-239 2,08=F0,02 U-233 2,28=F0,02 природного урана 1,34 Следовательно, радиационный захват снижает число свободных нейтронов в системе. Статистически на одно деление U-235 путем радиационного захвата из системы исчезает 2,43 — 2,07=0,36 нейтрона; отношение эффективного сечения радиационного захвата к эффективному сечению деления для U-235 будет „ 0,35 п 17- а= ^ и,I/O. 2,07 Связь v, г] и а определяется формулой ч' A11) Большинство (>99%) нейтронов испускается осколками приблизительно в период 10~12 с после деления; эти нейтроны называются мгновенными. Менее 1% всех нейтронов испускается от некоторых осколков за период 0,5—60,0 с после деления; это — запаздывающие нейтроны. Мгновенные нейтроны имеют различный уровень энергии. Различают быстрые нейтроны с огромной энергией (>1000 эВ) и медленные, или тепловые, нейтроны (< 1 эВ). В последнем случае энергия их сравнима с кинетической энергией молекул газа. Энергия быстрых нейтронов чаще всего >1 МэВ, тогда как энергия тепловых нейтронов чаще всего ^0,025 эВ. Между тепловыми и быстрыми нейтронами имеются нейтроны с различными промежуточными уровнями энергии (от 1 до 1000 эВ). Распределение скоростей (энергий) нейтронов имеет сходство с функцией распределения Максвелла. Хотя имеется и много нейтронов с энергией 2—8 МэВ, но наиболее вероятный уровень энергии ж 1 МэВ. Быстрые нейтроны через ряд столкновений с ядрами некоторых веществ (замедлителей) теряют свою скорость и могут стать медленными нейтронами. Во многих ядерных процессах нужны именно медленные нейтроны. Для медленных, или тепловых, нейтронов также предполагается распределение скоростей по Максвеллу. Наиболее веро- 180
ятная скорость нейтронов v составляет около 2200 м/с; этой скорости соответствует температура +25° С нейтронного газа и энергия Е= — МУ=— 1,66-10-24-B,2.105J = 4.10~24 кДж или ?=0,025 эВ; здесь JVfn=l,66-10~~24— масса нейтрона. Запаздывающие нейтроны имеют важное значение для управления реактором; энергия их составляет 0,25—0,70 МэВ в зависимости от источника (осколка деления). Установлено шесть групп запаздывающих нейтронов с различным временем их выхода. Медленные нейтроны делят ядра U-235, Pu-239 и U-233, хотя эти ядра способны делиться и под влиянием быстрых нейтронов. Ядра U-238 и Th-232 более способны делиться под влиянием быстрых нейтронов со значительной энергией (>1 МэВ). Так, например, для природного урана сечение деления составляет ^ 0,015 барн при уровне энергии нейтронов в 1 МэВ, тогда как на тепловых нейтронах поперечное сечение деления равно 4,22 барн. Переводя с помощью замедлителей быстрые нейтроны в тепловые, можно существенно уменьшить радиационный захват медленных нейтронов U-236. Вещество, которое способно при небольшом числе столкновений снизить скорость быстрых нейтронов до уровня тепловых, называется, как указывалось, замедлителем. В качестве замедлителя могут быть использованы вещества, неспособные к поглощению нейтронов или, по возможности, имеющие очень малое поперечное сечение поглощения. Главная задача — снизить скорость с помощью процесса упругого рассеяния. Пусть Мп и М—массы нейтрона и ядра замедлителя; v0 — начальная скорость нейтрона; скорость ядра замедлителя V будем считать равной нулю. При центральном ударе (лобовом столкновении), если V и v — скорости ядра и нейтрона после удара, можно написать уравнения сохранения энергии и сохранения импульса и получить М AL2) Если Ео и Е — энергия нейтрона до и после удара, то отношение этих величин после центрального удара будет ±гм,мя-1 у ±гм,мя-1 Ед \ м/мп +1 ) Масса нейтрона близка к единице. Чем ближе величина М к Мп, т. е. чем легче ядро замедлителя, тем меньше отношение A1.3) и, следовательно, тем большую энергию потеряет нейтрон при одном столкновении. Например, для графита F~~l 19-1.1 ~U>'Z> для водорода 181
т. е. нейтрон может потерять всю свою энергию при одном централь- ном столкновении с ядром водорода. Таким образом, чем легче замедлитель, тем он при прочих равных условиях эффективнее. Мы рассмотрели наиболее простой случай центрального удара. В действительности будут случаи ударов под углом (боковые удары), а также случаи пролета мимо ядра (промах). В последнем случае энергия нейтрона останется неизменной; при боковом ударе (под углом) нейтрон потеряет меньше энергии, чем в случае лобового столкновения. Ввиду этого для реального процесса необходимо оперировать величиной средней потери энергии. Эта величина статистическая, учитывающая все возможные виды встречи нейтрона с ядрами мишени. Пользуются величиной среднего логарифмического декремента энергии на одно столкновение или величиной среднего изменения натурального логарифма энергии Для приближенных расчетов можно считать где М — масса ядра-мишени. Для легких ядер (малые М) потери энергии велики. В данном замедлителе при каждом столкновении нейтрон теряет одинаковую часть своей энергии практически независимо от уровня энергии. Зная ?, можно определить необходимое среднее число столкновений С для уменьшения энергии нейтрона до заданного уровня с помощью данного замедлителя. Пусть, например, быстрый нейтрон имеет энергию ?i = 2 МэВ; чтобы уменьшить эту энергию до величины Е2—0,025 эВ, необходимо среднее число столкновений C=ln(?i/?2)/t (П. 4) 2 л ^ In B-106/0,025) Для графита С ~ щ^ « 0,159; Сс = V Q ^ 1 - 114; 2 для водорода Здесь Си много меньше Сс (так как Мн<Мс); но много больше единицы, соответствующей случаю центрального удара; таким образом, лобовое столкновение реализуется редко. Идеальным замедлителем будет такой, который не поглощает нейтроны (аа=0; as=oo) и снижает энергию быстрых нейтронов до нужного уровня при одном столкновении и при наименьшем значении длины пробега (диффузии) быстрых нейтронов. О замедляющей способности замедлителя можно судить — по среднему логарифмическому декременту ? энергии на одно столкновение; — по числу столкновений С; — по коэффициенту замедления &3 = ?2s/2a, представляющему отношение макроскопической замедляющей способности вещества к макроскопическому сечению поглощения; иными словами, коэффициент замедления показывает число эффективных (замедляющих) столкновений на одно поглощение. В табл. 11.2 приведены значения величины ?, С и k3 для различных замедлителей. Величина ? сама по себе недостаточна, ибо одинаковым значениям ? могут отвечать различные рассеивающая и погло- щательная способности замедлителей. Из табл. 11. 2 следует, что с точки зрения размеров реакторов наилучшим замедлителем является тяжелая вода, для которой ?3>5820, а число столкновений мало. Однако необходимо иметь в виду, что тяжелая вода, дейтерий и вода ограничивают максимально возможную тем- 182
Таблица 11.2 Замедляющие свойства некоторых веществ Вещество Водород . . . Вода Дейтерий . . . Тяжелая вода . Гелий . . . . Бериллий . . . с 1 0,927 0,725 0,510 0,525 0,209 С 18 19 25 35 43 86 *з 66 67 5820 5820 94 160 Вещество Углерод.... Азот Кислород . . . Фтор . . . . Литий . . . . Бор С 0,158 0,136 0,120 0,102 0,268 0,171 С 114 132 150 177 67 105 *з 169 0,7 487 34 Ничтожно мало То же пературу реактора даже при применении очень высоких давлений. Выбор замедлителя должен быть сделан с учетом требуемых в энергетической силовой установке температур рабочего тела, схемы атомной установки, массы и габаритов реактора. Пусть п — число нейтронов в 1 см3, а скорость каждого нейтрона одинакова по величине и направлению и равна v см/с. Тогда число нейтронов, пересекающих в 1 с площадь 1 см2 в направлении, перпендикулярном скорости, будет р=#<а нейтрон/(см2-с) A1.5) Величина ф представляет собой плотность нейтронного потока, или, просто, нейтронный поток. В действительности нейтроны имеют различные величины и направления скорости. Однако в любом направлении встреча нейтрона с ядром дает одинаковый результат. Это позволяет величину ф рассматривать как нейтронный поток в реальном случае, при условии, что берется средняя для нейтронов скорость или считаются нейтроны с одинаковыми скоростями. Если принять для примера нейтронный поток ф=<1013 нейтрон/(см2-с), а для скорости медленных нейтронов 0=2,2-105 см/с, то число нейтронов в 1 см3 объема будет в этом случае ю л = — = 4,5» 107 нейтрон/см3. Это число кажется очень большим, но оно в 6-Ю11 раз меньше числа молекул (или атомов) газа в 1 см3 при нормальных условиях B,7-lO19). В ядерной технике, кроме числа столкновений, необходимых для замедления быстрых нейтронов, интересуются также средним расстоянием по прямой, или средней длиной пробега, быстрого нейтрона с момента его образования до момента, когда он становится тепловым. Это среднее расстояние обозначается через L/ и называется длиной диффузии быстрых нейтронов или длиной замедления. Теоретически средняя длина свободного пробега нейтрона между двумя столкновениями с ядром мишени равна A1.6) где 2S—макроскопическое поперечное сечение рассеяния для данного вещества и для данного среднего уровня энергии нейтронов. 183
По статистической теории Ферми (теория «возраста») квадрат длины диффузии для быстрых нейтронов, или квадрат длины замедления, равен г 2 h(rAs{j / ч-• 7\ Lf= ?- э (И- ') где Xtr — действительная («транспортная») длина свободного пробега нейтрона. Величина Lf2=x (H. 8) называется возрастом нейтронов (по Ферми). Если известен возраст тепловых нейтронов, то из уравнения A1.8) становится известной и длина диффузии, или длина замедления быстрых нейтронов до тепловых. В теории ядерных реакторов доказывается, что //? = — Ь*!*± dJL ЗС Е ' откуда, полагая (для вещества с большим числом столкновений) получаем dx= hAsdC . После интегрирования от 0 до полного числа столкновений С, необходимого для замедления, получается выражение A1.7), если принять Xtr и Xs постоянными, а возраст нейтронов в начальный момент т=0. В выражении A1.7) произведение XSC представляет спрямленную общую длину пробега нейтрона от заданного уровня энергии (например, в момент деления) до энергии теплового нейтрона. Рассуждая так же, можно определить длину диффузии тепловых нейтронов — среднее расстояние по прямой, или среднюю длину пробега, теплового нейтрона с момента его образования до момента его захвата. Длина свободного пробега теплового нейтрона до его столкновения с ядром-мишенью (и поглощения последним) аналогично выражению A1.6) будет A1.9) где Еа — макроскопическое поперечное сечение поглощения для теплового нейтрона в данной среде. Аналогично уравнению A1.7), можно написать для квадрата длины диффузии тепловых нейтронов (С=1): или, считая Xtr=3 Xa, Lt2=Xa2. ' A1.10) Формулы A1.7) и A1.10) позволяют вычислить длины диффузии быстрых и тепловых нейтронов и среднее время t их жизни. В табл. 11.3 приведены для некоторых сред (замедлителей) возраст нейтронов т, длина замедления L/ и время замедления tf быстрых нейтронов, длина L* и время диффузии U тепловых нейтронов. 184
Таблица 11. 3 Возраст длины и время диффузии нейтронов Среда Вода Тяжелая вода . . Бериллий . . . Графит Окись бериллия. т, см2 33 120 98 350 143 L*, см 5,7 11,0 9,9 18,7 12,0 </'с 10-5 4,6-10-5 6,7-10-5 1,5-10-4 7,8-10-5 - щ& 2,1-10-4 0,15 4,3-Ю-з 1,2-10-2 6,8-Ю-з Lp см 2,88 171 24 50 11.2. Основные сведения о реакторах Процесс спокойного, управляемого деления тяжелых ядер осуществляется в реакторах. Ядерные реакторы можно классифицировать по следующим признакам. 1. По энергетическому уровню нейтронов, используемых для деления, реакторы могут быть на быстрых, тепловых и промежуточных нейтронах. 2. По роду делящегося вещества реакторы могут быть на естественном (природном) уране, на уране, обогащенном изотопом U-235, и на чистых делящихся материалах U-235, Pu-239, и U-233. 3. По роду охлаждающего вещества ядерные реакторы могут быть с водой, тяжелой водой, жидкими металлами (и их сплавами) и газами. 4. По роду замедлителя ядерные реакторы на тепловых нейтронах могут быть водяные, с тяжелой водой, графитом, бериллием и его окисью и др. 5. По характеру расположения делящегося вещества и замедлителя реакторы могут быть гетерогенные, когда делящийся материал размещен в корпусе реактора в виде отдельных блоков, и гомогенные, когда делящийся материал равномерно распределен во всем объеме реактора. 6. По назначению реакторы могут быть исследовательские (для проведения отдельных опытов), энергетические (для производства энергии), воспроизводящие (для получения Pu-239 или U-233)h комбинированные (для одновременного получения энергии и делящегося материала). Реакторы на быстрых нейтронах в зависимости от назначения могут быть с замедлителем и без замедлителя. Реакторы на тепловых нейтронах всегда имеют замедлитель. Внутренний объем реактора, занятый делящимися веществом и замедлителем, если он имеется, называется активной зоной. В активной зоне находятся также стержни, управляющие скоростью прогресса деления и обеспечивающие безопасность реактора. Гетерогенные реакторы получили к настоящему времени наиболее широкое применение на стационарных установках для выработки электроэнергии и для других целей. Гетерогенные реакторы выполняются с металлическими оболочками для урановых элементов. Так как уран имеет три модификации (ромбическую, тетрагональную и кубическую) с точками перехода при 660 и 800° С, температуру урана, максимально допустимую для конструкции тонкостенных оболочек, приходится ограничивать. В связи с этим гетерогенные реакторы с металлическими оболочками элементов пригодны для относительно низкотемпературных 185
энергетических установок. Для получения высокотемпературных гетерогенных реакторов требуются новые технологические приемы защиты тепловыделяющих элементов. В гомогенном реакторе ядра делящегося вещества равномерно размещены в объеме активной зоны. Если в гомогенном реакторе имеется замедлитель, то ядерное топливо и замедлитель представляют сплав, химическое соединение, раствор или тонкую однородную суспензию. При определенной комбинации ядерного топлива и замедлителя и определенных температурах конструкционные материалы активной зоны гомогенного реактора могут не изменять своего агрегатного состояния; в этом случае тепло из реактора уносится с помощью того или иного охлаждающего агента. Материал активной зоны может быть доведен до плавления или кипения; тогда с помощью специальных насосов жидкий или парообразный материал активной зоны пропускается через теплообменник, в котором он отдает тепло в нужном количестве рабочему телу энергетической установки. Реактор по этой схеме называется также кипящий реактор, если в нем все рабочее тело или одна его составная часть доводится до кипения. Гомогенный реактор, вообще говоря, имеет более простую конструкцию, чем гетерогенный ядерный реактор. Для получения высоких температур в активной зоне реактора не могут быть использованы в качестве замедлителей вещества с низкой температурой кипения или парообразования. Гомогенный высокотемпературный реактор, в котором активная зона представляет твердое однородное тело с весьма высокой темпера- турой плавления* имеющее каналы для охлаждающей жидкости, может быть использован для легких транспортных установок. Из-за необходимости иметь значительное количество замедлителя активная зона в реакторах на тепловых нейтронах получается большой. Среднее количество тепла, выделяющееся на 1 л объема активной зоны, составляет 20—70 кВт. В реакторах на быстрых нейтронах замедлителя меньше или вообще нет. Это позволяет повысить количество выделяющегося тепла на единицу объема активной зоны в 20 и более раз, сравнительно с реакторами на тепловых нейтронах. Главное здесь будет заключаться в возможности отвода тепла из реактора при сохранении максимальной температуры реактора на допустимом уровне. Для этого требуется развивать поверхности теплообмена в зависимости от свойства и состояния охлаждающего агента. Именно задача теплоотвода определяет размеры активной зоны реактора на быстрых нейтронах. Выполненные такие реакторы служат для исследовательских целей или в качестве источника быстрых нейтронов для получения плутония Ри-239 из изотопа U-238 или U-233 из тория Th-232. Имеются реакторы на быстрых нейтронах с чистым изотопом U-235 или Ри-239 с охлаждением ртутью (температура плавления —39°С), натрием, калием, сплавом натрий-калий и др. Количество выделяющегося тепла на 1 л объема активной зоны достигает 11,0— 14,0 МВт. Нейтронный поток в реакторах с быстрыми нейтронами составляет максимально 1013—1015 нейтр./(см2-с). Коэффициент размножения нейтронов. Отношение числа вновь образовавшихся нейтронов к числу нейтронов предшествующего поколения, вызвавших процесс деления, называется коэффициентом размножения е. Из опыта известны константы v и ц для делящихся веществ и связь между ними (см. 11.1). На каждое деление приходится г] свободных быстрых нейтронов с различными уровнями энергии. 186
Некоторое число быстрых нейтронов приводит к делению ядер, что учитывается коэффициентом размножения на быстрых нейтронах е. Для реактора на тепловых нейтронах и для природного урана 8=1,03; для обогащенного урана &«1,0. Для гомогенных реакторов 8^1,0 из-за быстрого замедления нейтронов. Для реактора с чистым металлическим ураном без замедлителя максимальное значение 8=1,2. Следовательно, общее число быстрых нейтронов на 1 эффективный (приведший к делению) тепловой нейтрон будет г]е. Пусть р — доля быстрых нейтронов, которые в процессе замедления не захватываются; иначе говоря, р — вероятность избежать радиационного захвата. Тогда количество быстрых нейтронов, замедленных до уровня тепловых нейтронов, на 1 акт деления будет rjep. Для реакторов с чистыми делящимися изотопами величина р=1. Для гетерогенных реакторов с природным ураном /7=0,85—0,95. После процесса замедления часть A—/) тепловых нейтронов может быть поглощена конструктивными элементами реактора. Если f — доля тепловых свободных нейтронов, иначе / — вероятность для тепловых нейтронов избежать непроизводительного поглощения, то на каждый 1 акт деления остается свободных тепловых нейтронов r\zpf. Коэффициент f представляет отношение числа тепловых нейтронов, поглощенных в делящемся изотопе, ко всему числу тепловых нейтронов, поглощенных делящимся изотопом, замедлителем и конструкционными материалами. В случае гомогенного реактора без конструкционных материалов в активной зоне 2Д м+ 23' где 2Д. м — поперечное сечение поглощения для делящегося материала; 23 — то же для замедлителя. Для урана и графита, например ^и = 0,351 1/см; 2с =3,72-10-4 1/см, поэтому f« 0,904. Рассматривая реактор бесконечно больших размеров и пренебрегая поэтому утечками нейтронов из системы, получим коэффициент размножения в бесконечной среде (п.п) Пусть для примера в гетерогенном реакторе на тепловых нейтронах т] = 1,34, 8= = 1,03, /7=0,9 и /=0,9; для такого реактора бесконечно больших размеров /Соо = 1,1, т. е. цепная реакция может развиваться, так как /С«>>1 и число нейтронов нового поколения превышает число нейтронов старого поколения. Так как ц и 8 являются постоянными для ядерного топлива, то величина К<х> определяется значениями вероятностей р и /, которые зависят от многих факторов (состава среды реактора, геометрической формы решетки активной зоны и др.). Для реактора с чистым U-235 и без замедлителя — 8=1, р=1, т] = 2,08; кроме V того 23 = 0 и / == = 1 поэтому/Со = 2,08. Переход к реактору конечных размеров требует дополнительного учета потерь быстрых и тепловых нейтронов во внешнюю среду через оболочку реактора. Для уменьшения этих потерь реактор снабжают материалом, непрозрачным для нейтронов. Оболочка из такого материала (графит, бериллий и др.) называется отражателем. 187
Полная вероятность избежать утечки в конечной среде B=BfBt, где Bf — вероятность избежать утечки быстрых нейтронов; Bt — вероятность избежать потерь тепловых нейтронов. Величины Bf и Bt зависят от геометрических размеров, формы и конструкции реактора, ядерных свойств материала отражателя и от характера движения нейтронов в реакторе. В ядерной физике разработаны методы расчета величин Bf и Bt: Bf=e f; р * * 1 l ISOT * A1.12) A1.13) Здесь Lf2=x — возраст или квадрат длины диффузии (замедления) быстрых нейтронов; Lt — диффузионная длина тепловых нейтронов; К — геометрический параметр, учитывающий размеры и форму реактора. Зная вероятности Bf и Bt и умея вычислить К<х> по формуле A1.11), можно определить эффективный коэффициент размножения Ке реактора конечных размеров с известной формой и размерами: IS IS D В /11 1 А\ I\e = I\oo?>f?>t' Щ« 14) Для возможности проведения стационарного процесса деления в реакторе конечных размеров необходимо иметь Ке>1. Приведем для наглядности схему, иллюстрирующую нейтронный баланс в реакторе конечных размеров, относя его к одному исходному нейтрону, приводящему к акту деления (рис. 11. 3). Нейтронный поток в реакторе неодинаков и зависит от типа реактора, его формы и конструкции. Если бы источник нейтронов был весьма мал и в непосредственной близости от него (в пределе — в центре источника), нейтронный поток был бы равен ф0, то на удалении от источника нейтронный поток будет меньше. В реакторе с активной зоной конечных размеров потери нейтронов были бы велики, если 1п ч\ Деление )"" ядра 1-0L Радиационный з ах дат Доля потерян-\ -п е I ных быстрых I 1ш I нейтронод \1-В< Доля захвачен- 1-р\ных быстрых ——I' нейтронод r]epBf 1-Bt Доля потерянных теплодых HeumpoHot Количество теплодых нейтронод не установить отражатель, задачей которого было бы отражать нейтроны обратно в активную 1-f 7]epfBfBt Рис. 11. 3. Схема нейтронного баланса Доля захвачен- зону без поглощения. Отношение ^нейтронод числа отраженных нейтронов ко р всему числу нейтронов, попадающих на поверхность отражателя, называется коэффициентом отражения А или альбедо. Величина А является функцией длины диффузии и транспортной 188
Вещество Вода Тяжелая вода . Бериллий . . . Окись бериллия Графит . . . . Плотность, г/см3 1,00 1,10 1,84 2,80 1,60 Коэффициент отражения (альбедо) 0,82 0,97 0,89 0,93 0,93 длины свободного пробега; кроме Таблица 11.4 того, альбедо зависит от материа- Коэффициент отражения ла, формы и размеров отражате- некоторых веществ ля. Для отражателя неограниченных размеров величина альбедо дана в табл. 11.4. Если ограничить толщину отражателя, то величина коэффициента отражения уменьшится сравнительно с данными табл. 11.4. Однако при толщине отражателя в 2—3 раза больше длины диффузии нейтронов относительное уменьшение альбедо будет небольшим. Отражатель дает еще то преимущество, что, уменьшая потери быстрых и тепловых нейтронов из системы, возвращает нейтроны на периферийные участки активной зоны; благодаря этому изменение нейтронного потока в поперечном и продольном сечениях реактора уменьшается, что очень важно для практических целей. На рис. 11. 4 показано, как принципиально изменяется нейтронный поток в реакторе без отражателя и с отражателем. Критической массой активной зоны всякого реактора называется такое количество массы, которое при данных размерах и форме активной зоны при данных соотношениях различных веществ в ней, а также при конкретных размерах и материале отражателя обеспечивает эффективный коэффициент размножения /Се=1. Как уже указывалось, применение отражателей обеспечивает условия критичности реактора при меньших размерах активной зоны, сокращая или устраняя потери нейтронов; кроме того, отражатели выравнивают нейтронный поток внутри реактора, увеличивая отношение среднего нейтронного потока в реакторе в целом к максимальному нейтронному потоку. Относительное изменение нейтронного потока по относительному расстоянию от центра активной зоны вдоль оси реактора, имеющего форму сферы, цилиндра и параллелепипеда, показано на рис. 11.5. Практически для этих трех различных форм реакторов закон изменения по оси реактора одинаков и выражается законом косинуса. Установка отражателя, как указывалось, приводит к тому, что на периферии активной зоны реактора ф>0. b г?о \°'в 4 Qfi I 10,2 1 I I / / л t 1 / - *> /7 \ / ч r 4 2* \ 0 0,2 0,4 0,6 Op 1,0 Относительное расстояние от центра Рис. 11.4. Изменение нейтронного потока в реакторе с огражателем и без него: /—отражатель; //—активная зона; /—без отражателя; 2—с отражателем Рис. 11.5. Относительное распределение нейтронного потока в реакторах: /—параллелепипед; 2—цилиндр; 3—круг 189
I- I 1 I 1 Диаметр Рис. 11.6. Изменение критической массы и высоты цилиндрического реактора в зависимости от диаметра: /—критическая масса; 2—высота Неравномерность нейтронного потока в поперечном и продольном сечениях нежелательна, особенно в тех случаях, когда необходимо равномерное поле температур нагреваемого в реакторе рабочего тела. Кроме того, уменьшение нейтронного потока в конечной части реактора (по течению нагреваемого газа) делает эту часть мало эффективной. Исправить этот недостаток можно либо неравномерным распределением делящегося материала или поглотителя нейтронов в объеме активной зоны, либо изменением проходных сечений для охлаждающего агента. Эти решения влекут за собой увеличение массы и размеров реактора. Критическую массу определяют многие факторы. 1. Размеры и форма реактора. Так как потери нейтронов пропорциональны поверхности F& активной зоны реактора, а выделение нейтронов пропорционально ее объему Va, то при прочих равных условиях, чем больше размеры реактора, тем меньше относительные потери нейтронов через поверхность. Чем меньше отношение FJV& при заданной массе активной зоны, тем меньше потери нейтронов. Минимальное отношение FJVa достигается у сферического реактора; следовательно, при прочих равных условиях сферический реактор будет иметь минимальную критическую массу. Для цилиндра или, например, плиты существуют такие соотношения между высотой и площадью основания, когда потери нейтронов чрезмерно велики и нельзя достигнуть критической массы. Например, на рис. 11.6 показано изменение критической массы и высоты для цилиндрического реактора. Видно, что при относительно малых диаметрах основания или, наоборот, при относительно небольших высотах цилиндра критическая масса достигает бесконечности. На этом основано хранение ядерного топлива с учетом соседства других масс делящегося вещества. 2. Соотношение изотопов делящегося вещества. Радиационный захват, или поглощение, нейтронов без деления производится изотопом U-238 (или торием); следовательно, от количества этих изотопов в активной зоне зависят размеры реактора. Критическая масса реактора уменьшается с обогащением урана изотопом U-235 и становится минимальной для чистого U-235 (или Ри-239). 3. Замедлитель. От наличия или отсутствия замедлителя, от относительного количества его и от типа замедлителя также зависит критическая масса реактора. Если реактор выполняется на тепловых нейтронах, то введение замедлителя ускоряет процесс снижения уровня энергии нейтронов и в известных пределах уменьшает критическую массу реактора, а также необходимую концентрацию делящегося вещества. Чем эффективнее замедлитель, тем меньше его нужно иметь и тем меньше размеры реактора. При заданном типе замедлителя есть граница, дальше которой увеличение концентрации замедлителя сначала уже не оказывает влияния на критическую массу реактора, а затем даже увеличивает ее. Чрезмерное количество замедлителя увеличивает поглощение им нейтронов. При некоторой концентрации замедлителя 190
захват им нейтронов может полностью компенсировать размножение нейтронов в результате деления. В этом случае критическая масса растет до бесконечности. На рис. 11.7 для иллюстрации показано изменение критической 'массы сферического реактора в зависимости от относительного количества замедлителя. 4. Конструкция реактора. Элементы конструкции, необходимые для прочности, Сношение массы замедли- охлаждения, управления и контроля, могут телп нтссе тОплида в большей или меньшей мере поглощать НеЙТрОНЫ; ВСЛеДСТВИе ЭТОГО будет ИЗМеНЯТЬ- Рис. И. 7. Изменение критической ся критическая масса реактора. В понятие b^o^^^^KIJSSR? lolt КОНСТРУКЦИИ ЗДеСЬ ВХОДЯТ Не ТОЛЬКО раЗМе- чества замедлителя ры и форма конструктивных элементов, но и материалы, из которого они выполнены. 5. Материал и размеры отражателя. Они оказывают прямое влияние на нейтронный баланс реактора и, следовательно, на его критическую массу. 6. Длительность непрерывной работы. Это влияние объясняется тем, что осколки деления «отравляют» реактор, постепенно снижая его коэффициент реактивности. Наиболее вредны те осколки, которые образуются в большем количестве и притом склонны к радиационному захвату нейтрона (например, ксенон — «ксеноновое отравление»). Начальный коэффициент реактивности должен быть назначен так, чтобы с учетом длительности непрерывной работы, особенно в условиях эксплуатации, когда доступ к реактору исключен, к концу работы иметь Ке>1- Реакторы с частыми остановками процесса должны иметь дополнительный запас реактивности, что будет понятно из дальнейшего. Размеры реактора зависят также от уровня энергии нейтронов, приводящих к делению (быстрые, тепловые, промежуточные). Коэффициентом реактивности, или реактивностью, реактора называется величина Для реактора на стационарном режиме q=0; на режиме увеличения мощности реактора q>0, а на режиме снижения мощности q<0. Эффективный коэффициент размножения Ке и, следовательно, коэффициент реактивности реактора зависит от температуры, т. е. q = = аГ, где величина а — температурный коэффициент реактивности. При а>0 с увеличением температуры в активной зоне реактор разгоняется, т. е. его мощность непрерывно растет, так как увеличивается нейтронный поток. При а<0 наоборот, с увеличением температуры активной зоны мощность реактора уменьшается из-за уменьшения нейтронного потока. В гомогенных реакторах увеличение температуры расширяет вещество в активной зоне, вследствие чего уменьшается концентрация делящегося материала ц замедлителя и коэффициент реактивности уменьшается. Для обеспечения устойчивости процесса реактора при а>0 и а<0 необходимо управление реактором. Реакторы с а>0 при нарушении системы управления в эксплуатации склонны к увеличению коэффициента реактивности при увеличении температуры. Вследствие этого такие реакторы могут перейти границу допустимых значений максимальных температур, что в результате само- 191
разгона реакции деления приводит к аварии реактора с возможным выбросом опасных радиоактивных продуктов в любой фазе, включая газообразную. Чем больше реактивность реактора, тем быстрее размножаются нейтроны, тем ответственнее процесс запуска и регулирования мощности реактора. Величина начальной реактивности реактора при выбранных материалах и конструкции зависит от назначения реактора, длительности его работы, режима работы, частоты и режима остановок. Пусть т — среднее время жизни нейтронов одного поколения в с; тогда относительное приращение числа нейтронов в 1 с, или приращение числа нейтронов в 1 с на п израсходованных для деления нейтронов, будет dt % п % После интегриро!вания, считая п=п0 для т=0, n=n#k&\ A1.16) Пренебрегая временем замедления быстрых нейтронов как весьма малым сравнительно со временем диффузии медленных нейтронов (см. табл. 11.3), можно для мгновенных нейтронов время жизни считать равным времени диффузии тепловых нейтронов и определить это время по формуле где %а — средняя длина свободного пробега теплового нейтрона до его поглощения; v — средняя скорость движения нейтрона. Если подсчитать осредненное для всего реактора макроскопическое сечение поглощения с учетом утечек и поглощения нейтронов конструкционными материалами, то время т жизни мгновенных нейтронов можно вычислить по написанной выше формуле. Это время близко к 0,001 с. Но мгновенные нейтроны составляют около 99,25% всех нейтронов одного поколения, так как имеется еще около 0,75% запаздывающих нейтронов со средним для всех этих нейтронов времени жизни около 12,24 с. Поэтому время жизни одного поколения нейтронов (мгновенных и запаздывающих) будет 0,9925 — 0,001+0,0075 • 12,24 « 0,094 с. Следовательно, наличие запаздывающих нейтронов увеличивает время жизни одного поколения почти в сто раз. Периодом реактора Т называется время, в течение которого нейтронный поток или число нейтронов в реакторе увеличивается в е раз. Из выражения A1. 16) это будет при (Q/t)t=l, откуда T=t=t/Q. AЫ7) При q = 0,02, 0=2200 м/с и Ха=40 см, величина и я=яое1ОСт. Через 1 с (т=1) нейтронный поток (или число нейтронов) возрастет в е1 =2,66-1043 раз. 192
Как видно, уже при такой реактивности нейтронный поток через 1 с очень резко возрастает. Этот пример указывает на важность надежного регулирования и управления реактором. Период реактора для этого случая определится из формулы A1. 17) и будет равен 10 Г' г* Период Т, определенный по формуле A1. 17), не является точной величиной. Отклонение обусловлено неучетом времени замедления быстрых нейтронов и, особенно, влияния запаздывающих нейтронов. Если учесть влияние запаздывающих нейтронов и принять т= = 100-2-10~4 = 2• 10—2 с, то период реактора в рассмотренном примере будет уже не 0,01 с, а 2-10-2 Т1 На рис. 11. 8 приведен график зависимости, периода реактора от его реактивности и от среднего времени жизни нейтронов с учетом влияния запаздывающих нейтронов. Видно, что период реактору сильно уменьшается с уменьшением т, особенно при q>0,01. и 10' h~1 / / Is / Г/ (Л -¦=w7 w6 I 5 H г 10 10' П 0,005 0,01 0,015 0,02 Избыточная реактивность Ka3$=f Рис. 11.8. Зависимость периода реактора от реактивности и среднего времени жизни нейтронов 11.3. Мощность реактора. Управление. Экранировка. Пуск Под мощностью реактора понимается максимальное количество тепла, выделяемое реактором на стационарном режиме в единицу времени (например, в час). Пусть ф — средний нейтронный поток с размерностью нейтр./(см2-с); а/— микроскопическое сечение деления в барн; N — число ядер делящегося вещества, заключающееся в 1 см3. Одно деление дает ^195 МэВ энергии, то 1 МэВ=1,6-10~13 Вт; поэтому 195 МэВ «3,2- КН1 Вт. Число делений ядер, соответствующее мощности в 1 Вт, будет с = . 3,2-10-и Число делений в 1 с в объеме Уа активной зоны равно qJ/Fa> где 2/=cr/iV. Поэтому мощность реактора будет 0~14 кВт. A1.18) Если известны 2/ и <р, можно определить Fa по заданному значению jVp или, наоборот, Afp по известному V&. Средний нейтронный поток <р всегда задается. Величина 2/ зависит от типа и соотношения изотопов, а также от наличия замедлителя и относительного количества его в реакторе. Так как на тепловых нейтронах для изотопа U-235 величина а/= = 582 барн, то для него ^ =582.10-2Wu, где А/и — число ядер изотопа U-235 в 1 см3. 628 193
Если гомогенный тепловой реактор получен на основе UO2 и ВеО (как замедли- теля), то при отношении «^вео/^ио2 == ^00 число ядер UO2 в 1 см3 будет где NBe0 = ! = 0,675-1024 ядер/смз. ^ВеО Для чистого изотопа U-235 получим = 582-10-24.6,75.1020 = 3,92-10-1 i/CM; при ф=1014 и г|5 = О,6 (где г|)— учитывает свободное сечение для протекания охлаждающего реактор агента), для Va=l м3. Мощность реактора будет равна Np = 4>^°8 « 525 000 кВт/мЗ. Число молей двуокиси урана соответственно будет NVjo, 6,75-1020 .106A —0,6) = 4,48-102 Молей a = 267) 4,48- 102-267«118 кг. Таким образом мощность реактора на 1 кг 1Юг будет состазлять 525-100 « 4430 кВт/кг. 118 Управление мощностью реактора. Как было показано, для стационарного процесса Ке=1 и q=0. Нельзя иметь неуправляемый энергетический реактор, в котором расчетный эффективный коэффициент размножения был бы точно равен единице. В случае Ке— 1 нельзя было бы обеспечить стационарный процесс во времени в таком неуправляемом реакторе. Действительно, после пуска реактора изменяется температура его активной зоны и, следовательно, изменяются коэффициент размножения и коэффициент реактивности. При положительном температурном коэффициенте реактивности реактор с увеличением Т имел бы все возрастающий Ке, что привело бы к непрерывному увеличению нейтронного потока, мощности и температуры реактора вплоть до разрушения его из-за перегрева. После разрушения реактор будет представлять опасность ввиду излучения нейтронов и у-лучей, однако взрыва реактора не будет, так как реактор станет подкритическим из-за изменения нейтронного баланса, вызванного утечками. При отрицательном температурном коэффициенте реактивности уменьшение температуры против расчетной делает реактор подкритическим. Нельзя сделать Ке= 1 в неуправляемом реакторе еще и потому, что количество делящегося вещества в реакторе с течением времени уменьшается и, наоборот, возрастает количество продуктов деления, отравляющих реактор. Для поддержания во времени мощности реактора на заданном уровне и для регулирования мощности соответственно с потребностями необходимо сделать реактор с /Се>1. На стационарном режиме избыточное количество нейтронов должно удаляться из активной зоны до достижения Ке=1- Удаление нейтронов осуществляется путем поглощения их специальными управляющими, или регулировочными, стержнями, выполненными из материалов с большим поперечным сечением захвата тепловых нейтронов. Такими материалами являются бор, кадмий и гафний. Бор сам по себе хрупок, поэтому стержни делаются из бористых сталей. Бор предпочтительнее кадмия, так как последний при захвате нейтронов является источником 191
Если нужно увеличить мощность реактора, то регулировочные стержни устанавливаются на меньшей глубине; наоборот, при необходимости уменьшить мощность реактора стержни вводятся в активную зону глубже, вследствие чего нейтронный поток в реакторе уменьшается. Управляющие, или регулировочные, стержни делаются двух типов — для грубой и тонкой регулировки, т. е. с большей и меньшей массой для поглощения нейтронов. Имеются также стержни, играющие ту же роль, что и управляющие, но специально предназначенные для компенсации эффекта отравления реактора. Кроме каналов для регулировочных стержней в активной зоне предусматриваются также каналы для аварийных стержней из тех же материалов. При тех или иных дефектах в реакторе или в системе его управления и контроля аварийные стержни автоматически быстро вводятся внутрь реактора и делают его подкритическим. Аварийные стержни остаются внутри активной зоны и при остановке реактора; предусматривается блокировка, благодаря которой аварийные или предохранительные стержни не могут быть удалены из активной зоны, пока не будут введены полностью регулировочные стержни. Переход с одного уровня мощности на другой, более высокий, должен быть постепенным с учетом свойств охлаждающего реактор агента, иначе возможен перегрев реактора и выход его из строя. Изменение мощности реактора происходит быстро; ограничителем является инерционность системы охлаждения. Поэтому, во избежание перегрева и аварии, на энергетических реакторах устанавливаются специальные приборы, регистрирующие нейтронный поток (нейтронные детекторы). В управлении реактором роль запаздывающих нейтронов велика; эффективный коэффициент размножения должен быть назначен с учетом запаздывающих нейтронов. В процессе увеличения мощности число мгновенных нейтронов растет пропорционально мощности, но число запаздывающих нейтронов возрастает значительно медленнее, так как их образование связано с прежним уровнем мощности вследствие длительности периода их испускания из осколков деления. Общее число нейтронов благодаря этому растет медленнее, чем мощность реактора, что оказывает задерживающее влияние на рост мощности реактора. Для U-235 доля запаздывающих нейтронов составляет 0,73%; для Ри-239 эта доля равна 0,364% и для U-233 всего 0,242%. Таким образом, реактор с U-235 более удобен с точки зрения управления. В этом случае, если Ке не превышает 1,0073, увеличение мощности реактора не опасно; для Ри-239 это значение составляет уже только 1,00364, а для U-233 — еще меньшую величину — 1,00242. Если в реакторе для U-235 эффективный коэффициент размножения равен 1,0073, для Ри-239— 1,00364 и 1,00242 для U-233, то реактор находится в состоянии мгновенной критичности, т. е. стационарная реакция способна поддерживаться на одних мгновенных нейтронах. Отравление реактора. Осколки деления, образующиеся во время работы реактора, и продукты их радиоактивного распада имеют большие поперечные сечения захвата тепловых нейтронов. Вследствие этого с течением времени начальный нейтронный баланс нарушается. В начале работы реактора идет возрастание вредных продуктов, поглощающих нейтроны; с другой стороны, в результате радиоактивного распада осколков и образования изотопов, прозрачных в отношении нейтронов, уменьшается количество вредных поглотителей нейтронов. С течением времени устанавливается некоторая равновесная концентрация вредных поглотителей нейтронов, при которой скорость образования новых поглотителей нейтронов и скорость их исчезновения равны. 7* 195
—¦—. /'ifO=2-Wi4'нейтр./(си2-с) "* ¦——— 5 10 15 20 Время после дыилючения, ч 25 Рис. 11.9. Отравление реактора после остановки со временем и в зависимости от нейтронного потока к моменту выключения Если учесть этот фактор при назначении величины эффективного коэффициента размножения, то реактор будет работать на стационарном режиме и будет доступен управлению до тех пор, пока в результате деления ядерного топлива и постепенного отравления реактор не станет подкрити- ческим. Наибольшее поглощение нейтронов свойственно изотопам ксенона Хе-135 (аа~2-106 барн) и самария Sm-149. Ксенон образуется как непосредственно, так и в результате распада осколка деления иода J-135. При нейтронных потоках ф<1013 ксенон накапливается медленно и только около 0,7% тепловых нейтронов поглощается в ксеноне при равновесной концентрации. Если гр>1013, количество ксенона на равновесном режиме его образования и распада увеличивается; при ф>1015 ксенон поглощает уже до 5% всех тепловых нейтронов. Ксеноновое отравление, зависящее от ср, ограничивает максимальное значение нейтронного потока. При равновесной концентрации ксенона для стационарной работы реактора необходимо увеличить реактивность максимально на 0,05, чтобы устранить вредное влияние ксенона. Равновесная концентрация самария, являющегося продуктом радиоактивного распада Прометея Рт-149, образующегося непосредственно как продукт деления, в противоположность ксенону практически не зависит от нейтронного потока. При стационарной работе реактора для устранения вредного влияния самария необходимо увеличивать реактивность на 0,012. Отравление реактора, хотя и в меньшей степени, получается, и при других продуктах деления (другие изотопы ксенона, иода, стронция и др.). Отравление реактора усиливается после его остановки. Объясняется это тем, что период полураспада для иона J-135 равен 5,7 ч, а период полураспада Прометея Рт-149 равен 47 ч; поэтому после остановки концентрация устойчивых продуктов распада ксенона и самария растет*, достигая максимума через много часов после выключения реактора. Количество иода и прометея зависит от режима остановки реактора. Чем медленнее выключается реактор, тем меньше нейтронный поток перед и в момент остановки, тем меньше иода и Прометея и, следовательно, тем меньше будет концентрация ксенона и самария. На рис. 11.9 показано изменение величины, характеризующей отравление реактора, со временем при различных величинах нейтронного потока. Отравление представляет собой отношение числа тепловых нейтронов, поглощаемых продуктами деления, к числу тепловых нейтронов поглощаемых в делящемся веществе. При фО=1О13 отравление меньше 0,05; при <ро=2 • 1014 максимум концентрации ксенона достигается через 10—12 ч после выключения, и отравление уже равно 0,35— 0,40. Для повторного запуска такого реактора понадобится реактивность больше 0,35—0,40. При фО=1О14 отравление составляет максимально 0,2. Отравление реактора после остановки сильно ' уменьшает реактивность реактора. Медленное выключение реактора существенно уменьшает <р0 и требуемую для повторного запуска реактивность. 196
Общая продолжительность возможной работы реактора зависит от режима непрерывной работы, от числа, режима и длительности остановок и от начального значения реактивности. Осколки деления, претерпевая те или иные цепи радиоактивного распада, образуют различные устойчивые изотопы («зола» или «шлаки»). Одни из них имеют большие поперечные сечения поглощения G000—50 000 барн) и образуются уже вскоре после начала работы реактора. Другие, хотя и слабее поглощают нейтроны, но их количество относительно большее. Шлаки, поглощая нейтроны (тепловые и отчасти замедляющиеся), с течением времени уменьшают реактивность реактора и могут сделать его подкритическим, если своевременно не принять мер к их удалению. В реакторах с Ри-239 поглощение нейтронов осколками деления относительно больше, чем в урановых реакторах. Отвод тепла от реактора. В энергетических реакторах основной целью является нагрев рабочего тела до необходимой для термодинамического цикла максимальной температуры. Охлаждение реактора может осуществляться как непосредственно рабочим телом энергетической установки, так и другими агентами, выполняющими роль промежуточных тел (теплоносителей) в системе теплообмена. Основными задачами охлаждения реактора являются: 1) отвод количества тепла, соответствующего энергии, освобождаемой в реакторе при делении ядер на максимальном и любом промежуточном уровне мощности; 2) распределение циркуляционных каналов охлаждения так, чтобы температура материала активной зоны нигде не превышала максимально допустимого значения; 3) обеспечение минимальных затрат энергии на процесс охлаждения (приводы насосов промежуточных теплоносителей и др.). В случае непосредственного подогрева в реакторе рабочего тела силовой установки, находящегося в газообразном состоянии, в некоторых схемах возникает задача получения достаточно равномерного температурного поля перед турбиной или соплом. В этой работе не приводится расчет теплопередачи от реактора к циркулирующему через реактор охлаждающему агенту. Эти вопросы рассматриваются в книгах по теплопередаче. Укажем лишь, что особенностью данного случая является неравномерное тепловыделение в объеме реактора из-за непостоянства нейтронного потока в поперечном и продольном сечениях реактора. Важно подчеркнуть, что расчет поверхностей, нужных для отвода тепла из реактора при известном поле температур в его активной зоне и при принятом охлаждающем агенте, является ответственной частью проектирования реактора. Во многих случаях, а при охлаждении газом всегда, потребные поверхности для отвода тепла и проходные сечения для циркуляции охлаждающего тела определяют габариты и конструкцию реакторов (в особенности реакторов транспортных силовых установок). В качестве охлаждающих жидкостей могут быть использованы: — газы (воздух, азот, углекислый газ, гелий); — жидкости (вода, тяжелая вода, углеводороды и др.); — жидкие металлы (ртуть, калий, натрий, свинец, висмут, растворы К—Na и Pb—Bi и др.). Выбор охлаждающего агента зависит от назначения и схемы силовой установки и оказывает влияние на конструкцию и размеры реактора и других элементов энергетической системы. В ядерном ракетном двигателе реактор отдает тепло рабочему телу непосредственно. 197
Охлаждение реактора воздухом может оказаться целесообразным для силовых установок, где основным рабочим телом служит воздух. Использование гелия может быть эффективным на стационарной энергетической установке при сравнительно невысоких температурах цикла и при надежном выполнении коммуникаций горячего газа. Гелий (как и воздух, азот, углекислый газ) инертен, но в смысле теплоотвода он обладает лучшими свойствами. Гелий также обладает наименьшим поперечным сечением поглощения. Вода и тяжелая вода пригодны для энергетических установок с относительно невысокими температурами цикла. Например, температуре сухого насыщенного пара воды 635 К отвечает уже давление 19МПа. Углеводороды и другие вещества могут быть рассмотрены как охладители реакторов некоторых специальных энергетических систем. Жидкие (расплавленные) металлы могут быть использованы в схемах, в которых рабочее тело силовой установки нагревается в теплообменнике, получая тепло от нагретых в реакторе жидких металлов. Последние циркулируют в замкнутой системе реактор — теплообменник — реактор с помощью реакторных насосов. Промежуточный металлический теплоноситель уменьшает размеры необходимых поверхностей охлаждения в реакторе, но требует насосов и трубопроводов и, кроме того* дополнительного теплообменника. Необходимо иметь в виду, что многие охлаждающие вещества после реактора становятся радиоактивными (воздух, натрий, калий и др.) или способствуют переносу материала стенок системы циркуляции из областей с высокой температурой в области меньших температур (например, чистая ртуть). Калий и натрий, проходя через реактор, образуют изотопы, излучающие у-лучи большой энергии с периодами полураспада соответственно 12 и 15 ч. Висмут образует изотоп, излучающий а-частицы. Литий — элемент, химически весьма агрессивный. Гелий не приобретает никакой радиоактивности, но его применение при высоких температурах и давлениях требует еще изучения. Необходимо учитывать коррозию стенок системы охлаждения при применении агрессивных веществ. Следует также иметь в виду, что использование щелочных металлов требует специальных мер для полной герметизации системы и устранения опасности контакта щелочных металлов с воздухом и парами воды. Охладители в той или иной степени непрозрачны для нейтронов; они не только поглощают нейтроны, но и замедляют их скорость путем упругого рассеяния. Это следует учесть в расчете реактора. Изменение состояния охладителя при замкнутой системе охлаждения, вследствие растворения металлов и других веществ, меняет его поперечное сече^- ние поглощения. Это обстоятельство необходимо также иметь в виду при выборе охладителя и назначении срока его непрерывной службы. Применение расплавленных металлов создает значительные эксплуатационные трудности, так как температура плавления их высокая. В табл. 11.5 приведены температуры плавления некоторых металлов и их растворов. Пуск и выключение установок с металлическими теплоносителями являются сложным делом и требуют большой аккуратности. В табл. 11.6 приводятся поперечные сечения поглощения, а также средний логарифмический декремент на одно столкновение для ряда охладителей. Как видно из таблицы, наименьшим поперечным сечением поглощения обладает атомарный кислород, а затем гелий, который, вместе с тем имеет относительно большое ?, но меньшее, чем ? водорода. 198
Таблица 11.5 Вещество Температура плавления, °С Температура РЬ 327 плавления BI 271 некоторых Li 179 металлов К 62 Na 98 56% Na+44% К 19 Таблица 11.6 Вещество Поперечное сечение поглощения, барн . . • Поперечное сечение рассеяния, барн Ядерные свойства охладителей (при н 0,33 38 1,0 0 0,0002 42 0,12 Воздух 14 8,82 0,13 0 0 0 Не 008 8 525 0 4 0 Na ,45 ,0 ,083 1 1 0 медленных К ,97 1 3 0 СЗ ,1 ,2 ,0774 нейтронах) РЬ 0,2 11,0 0,0096 BI 0,032 9,0 0,00958 0 9 0 1 ,17 ,9 ,0096 1 0 Li 71 ,4 ,263 Требования к охладителю могут быть сформулированы следующим образом: охладитель должен быть стабильным; он не должен быть агрессивным по отношению к материалам системы циркуляции (ни в смысле коррозии, ни в смысле переноса материала); его плотность и теплоемкость должны быть высокими; он должен быть максимально прозрачен для нейтронов; циркуляция его через реактор долж- жна быть сопряжена с минимальными затратами энергии; он должен допускать подогрев до высоких температур и быть удобен и прост в эксплуатации. Экранировка реактора. При делении ядер в реакторе, как указывалось, испускаются нейтроны, излучаются у-лучи, возникают р и а-ча- стицы. Задача сохранения нейтронов внутри реактора является важной для его процесса и требует постановки отражателей. Независимо от этого, ввиду биологической опасности нейтронов, реакторы должны иметь не только отражатели, но за их пределами также и оболочки из материалов, поглощающих нейтроны. Только реакторы однократного использования, эксплуатируемые без помощи людей и вне населенных пунктов, могут быть свободны от требований биологической нейтронной защиты. а-частицы представляют ядра гелия (два протона и два нейтрона), они испускаются радиоактивными тяжелыми элементами и осколками деления. Хотя а-частицы обладают и большой энергией (скорость ^20 000 км/с), однако проникающая их способность незначительна. Так, слой воздуха толщиной в 1 см уменьшает энергию а-частицы на величину порядка 2 МэВ; лист бумаги задерживает большинство а-частиц. Таким образом, а-частицы в реакторе задерживаются полностью благодаря отражателю. р-частицы представляют собой электроны, испускаемые радиоактивными осколками, при этом уровни энергии их различны. Наряду с этим 199
60 20 10 I 0f02 / / a- 0,1 0,2 O^O?6Of91 2 Энергия -г-лучей; 68 Рис. 11. 10. Зависимость толщины десятикратного ослабления у-излучения от энергии для различных материалов: /—вода; 2—бетон; 3—алюминий; 4—железо; 5—свинец имеются положительные р+-ча- стицы, что связано с освобождением позитронов продуктами радиоактивного распада. Наконец, при присоединении к ядру электрона из оболочки (/(-захват) также освобождаются р-частицы. Хотя проникающая способность р-частицы больше а-частицы, однако уже алюминий толщиной в несколько мм полностью задерживает р-частицы. Излучение р-частиц не требует специальных забот при экранировке реактора. Наибольшее внимание, наряду с нейтронами, должно привлечь глубоко проникающее у-излучение, весьма опасное для человека. О свойствах среды и о толщине ее судят по интенсивности ослабления у-лучей. Если /0 — начальная энергия 7-лучей, / — их энергия на расстоянии х, то связь между / и /0 записывается в виде где (ы — линейный коэффициент ослабления у-лучей, зависящий от энергии у-лучей и от среды, через которую они проходят. На рис. 11.10 дается график, который показывает необходимую толщину различных материалов для уменьшения интенсивности у-лучей в 10 раз (слой десятикратного ослабления). По оси ординат цифра 1 соответствует толщине »25 мм. Чтобы уменьшить энергию Y-лучей в 100 раз, нужны два слоя десятикратного ослабления. Толщина экрана реактора, находящегося под наблюдением эксплуатационного персонала, должна быть такова, чтобы за пределами реактора интенсивность у-лучей была абсолютно безвредна. В случае когда через реактор непрерывно протекает рабочее тело силовой установки, особенно необходимо считаться с утечками нейтронов и с 7"излУчени^м через входные и выходные отверстия системы циркуляции. Пуск и контроль процесса реактора. Хотя в атмосфере всегда имеются свободные нейтроны, которые могут быть использованы для пуска реактора, однако в реакторе предусматривается источник нейтронов для обеспечения контроля и управляемости. Место установки источника нейтронов внутри активной зоны определяется конструкцией реактора. Источник нейтронов выполняется из полония и бериллия или радия и бериллия и др. Нейтронный источник из Ро-Ве имеет то положительное свойство, что почти не дает у-излучения. Используются (США) сурьмянобериллиевые источники (брусок) из Sb-124 в чашечке из бериллия, испускающие нейтроны одинакового уровня энергии. При пуске плотность нейтронного потока составляет 105—106 нейтр./(см2-с). При пуске и при работе реактора и изменении его мощности большую роль играют счетчики нейтронного потока. Они необходимы, чтобы избежать опасности чрезмерного увеличения нейтронного потока или чрезмерного уменьшения периода реактора и роста его мощности. 200
Нейтронные счетчики должны быть установлены таким образом и в таком количестве, чтобы гарантировать надежное управление процессом пуска, управления и выключения реактора без опасения за перегрев и другие неполадки. Реактор должен быть снабжен различными приборами, контролирующими температуры, давления и другие величины в характерных точках реактора. Особое значение имеет вопрос теплоотвюда в период пуска, работы и выключения реактора, а также после его выключения. Процессы в реакторе после выключения (распад продуктов деления) связаны с выделением энергии и требуют заботы об отводе тепла. Схема энергетической установки должна позволять циркуляцию охлаждающего агента через реактор на всех указанных стадиях и контроль за циркуляцией и за параметрами охладителя. Управление реактором на всех режимах от пуска до выключения и последующее обслуживание его после выключения выполняются дистанционно. Система управления должна быть автоматической, гарантирующей необходимую программную последовательность всех операций. Особенно ответственны задачи управления и контроля за реакторами на быстрых нейтронах. 11.4. Схемы ядерных ракетных двигателей В ракетных двигателях вполне реальной задачей является использование ядерных реакторов для нагрева подходящих рабочих тел. Рабочее тело для этой цели должно обладать следующими главными свойствами: оно должно давать низкоатомные легкие продукты (с высоким значением газовой постоянной) и большой величиной k = cp/cVi должно обладать высокой стабильностью теплосъема в реакторе; для уменьшения размеров баков (и ракет) должно, по возможности, иметь высокую плотность; рабочее тело не должно замедлять или поглощать нейтроны и не должно приобретать радиоактивность при течении через реактор. Однако одновременное выполнение всех этих условий практически не обеспечивается. В ядерных ракетных двигателях (ЯРД), как правило, в баках должно быть одно рабочее тело, за исключением газофазного реактора и случаев, когда предполагается комбинированное использование ядерной и химической энергии. При нагреве жидкого рабочего тела в реакторе оно проходит следующие стадии: нагрев и испарение; перегрев паров и переход в газообразное состояние с диссоциацией молекул при высоких температурах и с ионизацией атомов при весьма высоких температурах. Первоначальный нагрев рабочего тела до реактора осуществляется в рубашке двигателя при охлаждении его стенок. Если рабочее тело обладает способностью замедлять или поглошать нейтроны, то эти его свойства должны быть учтены при расчете реактора. Расчет реактора в этом случае сложнее, чем при нагреве жидкого вещества или газа, так как на некоторой длине реактора изменяется агрегатное состояние рабочего тела, а затем возможно изменяется и состав продуктов нагрева из-за диссоциации и ионизации. На рис. 11.11 дан график примерной зависимости теоретической удельной тяги ракетного двигателя от температуры нагрева рабочего тела перед выходным соплом для четырех веществ. Химическое топливо в перспективе может позволить получить максимальный удельный импульс порядка 4500 Н-с/кг. Из рис. И. 11 видно, что такая величина удельного импульса достигается для аммиака 201
ty*' 15000 12500 10000 7500 5000 2500 ч-с, р*=12,0МЛа рс =0fl5Mf1a У - Г / / / IS / / у / У/ у О А 1000 2000 3000 W0 5000 7";К Рис. П. 11. Удельные импульсы некоторых веществ в зависимости от температуры нагрева: J—водород; 2—метан; 3—аммиак; 4—вода (плотность 677 кг/м3 при —30° С) при температуре нагрева 2500 °С, а для метана (плотность в жидкой фазе 43 кг/м3 при —164 °С) три 2300 °С. Наибольшую величину удельного импульса дает водород — около 9000 Н-с/кг при 3000° С и около 14 000 Н-с/кг при 5000°С. Недостатком водорода является его малая плотность (^70 кг/м3 в жидкой фазе) и очень низкая температура кипения (—252,8 °С), однако это не мешает успешному его использованию. Гидразин может дать удельный импульс порядка 5000 Н-с/кг при нагреве до 3500°С. Нагрев в двигателе подходящих рабочих тел до температуры 2000— 3000°С позволяет получить большие значения удельного импульса, чем в ракетных двигателях на химической энергии. В качестве рабочего тела в ядер- !ном ракетном двигателе может быть использована, например, и вода. Однако удельный импульс в этом случае получается меньше, чем три аммиаке, и близким к значениям удельного импульса современных химических топлив. Так, при температуре нагрева до 3000 °С удельный импульс ЯРД на воде достигает величины около 3100—3300 Н-с/кг при сравнительно высоком перепаде давлений. Преимуществом воды является ее относительно большая плотность, распространенность в природе, крайне низкая стоимость, простота и безопасность обращения с ней, эти качества не могут идти в сравнение ни с каким другим рабочим телам. Эксплуатационным недостаткам воды (в зимних условиях) следует считать ее высокую температуру замерзания. Сравнительно малая величина удельного импульса ядерного ракетного двигателя с водой в качестве рабочего тела делает такой двигатель мало подходящим для больших ракет. Рабочими телами в ядерных ракетных двигателях в принципе могут быть твердые, газообразные и жидкие вещества. Однако методы введения твердого тела в реактор в процессе работы двигателя пока еще не разработаны, а емкости для хранения нужных количеств газообразных веществ столь велики даже при высоких давлениях, что в настоящее время можно предполагать возможность применения рабочих тел лишь в жидкой фазе. В этом случае в жидком веществе могут быть использованы также твердые тела, например, металлы в виде суспензий. Мы упоминали уже о жидком водороде, аммиаке, гидразине, метане и воде. Можно рассматривать в качестве рабочих тел углеводороды, спирты и другие вещества. Наибольшую величину удельного импульса, при прочих равных условиях, можно получить при использовании жидкого водорода. Водород до температуры 2300° С остается двухатомным и диссоциирует при более высоких температурах. При нагреве водород вступает в восстановительную реакцию с углеродом, углеводородными соединениями и со многими металлами. Это может привести к коррозии и уносу поверхностных слоев твердофазного реактора, что приходится учитывать в конструкции. 202
Рис. П. 12. Схема ядерного ракетного двигателя с твердофазным реактором: /—бак рабочего тела; 2—насос; 3—агрегаты; 4—аккумулятор давления; 5—теплообменник; 6—отвод газов для турбины; 7—корпус камеры с защитой; 8—отражатель; 9—реактор; 10— сопла для управления полетом; И—регулирующее устройство; 12—насос замкнутой циркуляции; 13—турбина Аммиак и гидразин разлагаются уже при температуре около 1400 °С, образуя не только двухатомные, но при высоких температурах и одноатомные водород и азот. В этом случае взаимодействие с графитом и рядом металлов будет такое же, как и в случае водорода. Реакторы для ракетных двигателей могут быть следующих типов: 1) реактор с активной зоной в твердой фазе (твердофазный реактор); 2) реакторы, в которых соединения делящегося 'вещества находятся в жидкой фазе (жидкофазный реактор): 3) реакторы с газообразной активной зоной (газофазный реактор); 4) комбинированные реакторы, в которых активная зона содержит твердую -и жидкую фазы урановых соединений или твердую и газообразную фазы. На рис. 11.12 приведена схема ракетного двигателя с твердофазным реактором. Твердофазный реактор в принципе ничем не отличается от реактора-теплообменника. Поскольку в ракетах продолжительность работы реактора весьма ограничена, можно повысить максимальную допустимую температуру элементов активной зоны. Наиболее тугоплавким соединением урана является двуокись урана (/щ1~2800°С). Тепловыделяющие элементы реактора на основе двуокиси урана или уранвольфрамовых соединений могут позволить поднять температуру в активной зоне до 2750—2800° С и обеспечить нагрев рабочего тела до 2500° С. В этом случае в качестве замедлителя для реактора на тепловых нейтронах придется использовать графит, температура плавления которого 3500° С, или в крайнем случае окись бериллия, температура плавления которого равна 2520° С. Наиболее тугоплавким материалом для стержней управления реактором является карбид бора В4С (^пл«2550°С). Тепловыделяющие элементы могут быть выполнены на основе керамики из карбидов гафния и тантала (^Пл^3400°С). Необходимо учитывать при этом относительно большие сечения поглощения нейтронов танталом и природным гафнием и вольфрамом. На графитовом твердофазном реакторе с использованием в качестве рабочего тела жидкого водорода реально можно рассчитывать на максимальную величину удельного импульса 9000 Н-с/кг. Несмотря на кратковременность работы твердофазного реактора, создание работоспособной конструкции представляет значительную сложность. Плотность энерговыделения в таких ^реакторах 2000— 3500 МВт на 1 м3 активной зоны. Полезное количество тепла, которое должно быть сообщено 1 кг жидкого рабочего тела в реакторе Я- J CpdT 203
п=^л K или, полагая аналогично формуле B.8) Рис. 11. 13. Схема ядерного ракетного двигателя с газофазным реактором: 1—насос рабочего тела; 2—регулирующее устройство; 3—насос ядерного топлива; 4—регулирующее устройство; 5—форсунки ядерного топлива; 6—форсунки рабочего тела Здесь К — теплота парообразования. Одной из серьезных проблем твердофазного реактора является устойчивость процесса ядерного ракетного двигателя. По-видимому, эта проблема для ядерного двигателя будет более сложной, чем для ракетного двигателя на химическом топливе. Если необходимо поднять температуру рабочего тела выше 2800 °С, когда UO2 переходит в жидкую фазу, приходится думать о жидкофазных реакторах, в которых соединения урана находятся <в жидком состоянии. Можно предположить схему такого ядерного двигателя, в котором жидкий карбид урана удерживается на внутренних стенках реактора благодаря вращению пористого цилиндра и возникающим вследствие этого центробежным силам. Рабочее тело (например, Нг) проходит через пористые стенной цилиндра в расплавленную массу реактора, нагреваясь до нужной температуры, одновременно предохраняя цилиндр от перегрева. Ограничиваясь температурой расплавленной массы, существенно меньшей ее температуры кипения, можно иметь высокие температуры нагрева рабочего тела и удельные импульсы на жидком водороде порядка 10000 Н-'с/кг. Создание жидкофазного реактора представляет еще более сложную задачу сравнительно с реактором-теплообменником с твердой активной зоной. Значительно более высокие температуры рабочего тела могут быть получены в газофазном реакторе. Простейшая схема ракетного двигателя с газофазным реактором приведена на рис. 11. 13. Здесь в камеру реакции вводится через одну систему форсунок делящийся материал, находящийся в жидкой фазе или в виде взвеси в подходящем жидком веществе (например, замедлителе), через другую систему форсунок вводится рабочее тело. Пока в камеру не будет введено определенное количество делящегося материала, реакция деления не будет иметь место. Лишь при достижении критической массы начнутся процесс деления и выделение энергии. Величина критической массы зависит от свойств замедлителя и рабочего тела, от рода и свойств делящегося вещества, от размеров камеры и от экранировки двигателя. Размер камеры определяется, кроме того, давлением в камере и абсолютной тягой двигателя. Энергия, выделяющаяся в результате управляемого процесса деления, повышает температуру рабочего тела до нужной величины. Очевидно, объем активной зоны газофазного реактора будет всегда намного больше объема твердофазного реактора при одинаковых давлениях несмотря на то, что в последнем случае необходимо развивать достаточные поверхности для теплопередачи. Для уменьшения объема газофазного реактора придется применять весьма высокие давления в камере, что может оказаться необходимым и по другим соображениям. 204
Газофазный реактор обладает двумя существенными преимуществами: с конструктивной точки зрения он прост, так как в активной зоне нет никаких деталей, однако эта простота покупается усложнением задачи организации процесса; отсутствие конструктивных элементов в активной зоне позволяет повысить температуру продуктов истечения до 10 000 К и выше, однако столь высокие температуры требуют специальных забот об охлаждении стенок камеры и сопла. Эта задача более трудная, чем в обычных ЖРД, так как удельные тепловые потоки выше. При таких высоких температурах рабочее тело и делящееся вещество ионизируются и превращаются в плазму, что позволяет специальными приемами исключить соприкосновение газов со стенками камеры. Весьма сложным является процесс в газофазном реакторе. Если не принять специальных мер, делящееся вещество будет перемешиваться с рабочим телом, отдавая ему энергию деления, и будет вытекать вместе с ним через сопло. Хотя при этом незначительно возрастает тяга двигателя за счет массы делящегося вещества, однако потеря делящегося вещества нежелательна. Необходимо свести эти потери к минимуму; вместе с тем нужно найти подходящий способ передачи энергии рабочему телу. В настоящее время еще нет опубликованных конкретных и удовлетворительных решений проблемы организации процесса. При вводе рабочего тела и делящегося вещества с замедлителем необходимо или максимально исключить возможность их смешения, или добиться полного их разделения, если смешение в начальной стадии необходимо. Следовательно, в камере должны быть зоны, занятые только (или преимущественно) делящимся веществом, и зоны, через которые протекает рабочее тело. Затем необходимо достаточно развить поверхности соприкосновения рабочего тела с делящимся веществом для передачи нужного количества тепла; при этом следует помнить, что оба вещества находятся в газообразной фазе. Очевидно, нельзя избежать некоторого обмена массами на поверхностях теплообмена и некоторой потери делящегося вещества. В иностранной литературе указывается, например, что для удержания делящегося материала в камере можно создать вихревые потоки, вследствие чего радиальный градиент парциального давления тяжелого газа будет больше градиента легкого рабочего газа и концентрация урана на периферии будет повышенной. Однако для передачи тепла рабочему телу последнее должно переходить к центру через периферийное облако с высоким содержанием урана. Организация такого процесса подлежит еще разработке и изучению. Для уменьшения потерь делящегося вещества можно воспользоваться и тем обстоятельством, что при высоких температурах рабочее тело и делящийся материал, как указывалось, ионизируются, т. е. молекулы и атомы освобождают один или несколько электронов. Степень ионизации делящегося вещества м'ного выше, чем у рабочего тела, следовательно, электрические свойства плазмы рабочего тела и делящегося вещества будут различны. Благодаря этому с помощью электрического тока, протекающего через обмотку вокруг камеры, можно препятствовать утечке делящегося материала. Необходимо указать еще на трудность управления газофазным реактором из-за возможного колебания давления в форсунках обеих систем и случайных колебаний величины потери делящегося вещества через сопло. Наконец, в таком реакторе более вероятны колебания давления различной частоты, вызванные системой подачи и самим процессом в камере. Проблема устойчивости процесса газофазного ядер- 205
ного ракетного двигателя будет, по-видимому одной из наиболее важных. В газофазном реакторе для надежного регулирования процесса целесообразно использование тепловых нейтронов. При подборе замедлителя придется считаться с температурой и давлением в камере и с замедляющими свойствами самого рабочего тела. После достижения условий критичности в камере необходимо точно выдержать соотношение всех компонентов (делящегося вещества, рабочего тела и замедлителя). Комбинированный реактор может быть выполнен различным образом. Возможно представить себе часть активной зоны, заполненной твердофазным реактором, в каналах которого протекает рабочее тело, нагревающееся до максимально возможной температуры. Через другие, специальные, каналы поступает делящееся вещество, подача которого после достижения условий критичности регулируется так, чтобы компенсировать потери через сопло. В зависимости от соотношения масс делящегося материала в твердой и газообразной фазе будут изменяться общий объем активной зоны и температура газов перед соплом. Чем больше доля твердой фазы, тем меньше размеры камеры реакции, но и меньше температура газов. Для облегчения задачи охлаждения стенок может оказаться полезным обложить стенки камеры и части сопла твердофазным веществом с высокой температурой плавления и с малой теплопроводностью, в котором находится только замедлитель или замедлитель с делящимся веществом и которое омывается рабочим телом. Так как основная доля объема активной зоны обусловлена замедлителем, количество которого в реакторе больше, чем делящегося материала, а плотность меньше, то такое решение может привести к заметному уменьшению общего объема камеры. Применение газофазных и комбинированных реакторов требует такой организации хранения делящегося вещества в баках, которая исключает возможность самопроизвольного возникновения реакции деления. Использование в ракетных двигателях реакторов (особенно газофазных и комбинированных) делает продукты истечения радиоактивными; поэтому ядерные ракетные двигатели могут быть безопасно применены во второй и следующих ступенях ракеты, запускаемой с Земли, или на ракетах, запускаемых с орбиты искусственного спутника. В ракетном двигателе возможно применение твердофазного реактора для нагрева двух веществ — окислителя и горючего с последующей химической реакцией между ними за реактором. В этом случае температура продуктов сгорания будет выше температуры максимально допустимой для конструктивных элементов реактора. Хотя тепловой эффект реакции уменьшается с увеличением начальной температуры из-за возрастающего влияния диссоциации продуктов реакции, однако можно ожидать, что в этом случае температура перед соплом будет выше температуры сгорания без предварительного подогрева в реакторе. Нагрев в реакторе можно осуществить до 2000° С. Выбор температуры должен быть связан со свойствами компонентов, чтобы устранить, в частности, отложение на стенках каналов реактора нежелательных продуктов разложения. Повышение максимальной температуры перед соплом полезно еще и потому, что при этом газовая постоянная продуктов сгорания возрастает. Использование ядерных реакторов с их высокой энергоемкостью позволяет поставить вопрос о применении в составе рабочих тел металлов, нагрев и испарение которых при химических процессах уменьшает заметно тепловой эффект реакции. Такими металлами могут быть Li, АЦ 206
Mg, Be и др. Теплота испарения 1 кг лития, магния и алюминия равна соответственно 19600, 4800, 12800 кДж/кг. В одной из иностранных работ сделаны сравнительные приближенные расчеты данных химических, ядерных и комбинированных ядерно- химических ракетных двигателей при степени расширения газов в сопле, равной 34. При комбинированном использовании ядерной и химической энергии температура нагрева рабочих тел в реакторе принималась 1500° С. При сравнительных расчетах наибольший удельный импульс получается при использовании только ядерной энергии для нагрева водорода. При химическом и ядерно-химическом процессах удельный импульс получается меньше, хотя максимальные температуры продуктов сгорания достигают больших значений. Аммиак при химической реакции с кислородом и фтором позволяет иметь удельные импульсы такого же порядка, что и при нагреве его в реакторе до температуры 2230° С. Следовательно, необходимо разработать реакторы, которые могут допустить подогрев рабочих тел до более высоких температур, если предполагается применение не только водорода. Имеющиеся материалы пока еще недостаточны для суждения о сравнительной эффективности ядерно-химических двигателей.
Часть II КОНСТРУКЦИЯ, ПРОЧНОСТЬ И АВТОМАТИКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Конструктивные схемы силовых установок с ракетными двигателями • Конструкция камер ЖРД • Турбонасосные и турбинные бустерные насосные агрегаты ЖРД • Элементы систем топливопитания • Прочность и колебания элементов ЖРД • Основные сведения по системам автоматического управления ЖРД • Системы автоматического регулирования ЖРД • Конструкция, прочность элементов и регулирование ракетных двигателей на твердом и смешанном топливе Глава XII КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ УСТАНОВОК С РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ 12. 1. Структура двигательных установок. Оценка их конструктивного совершенства Оценка степени совершенства двигательной установки с ракетными двигателями может быть дана лишь для вполне конкретной конструкции. Это обусловлено следующими обстоятельствами. Двигательная установка проектируется специально для определенного летательного аппарата, имеющего заданное целевое назначение. Этим предопределяется принципиальная схема двигательной установки, основные функции ее отдельных элементов и комплекс технических условий, регламентирующих порядок и последовательность их работы и подготовки установки к действию. Кроме того, ТУ задают уровень автоматизации процессов, подлежащие контролю параметры, предельные габариты и удельную массу установки, некоторые условия компоновки и ориентировочную стоимость. Очевидно, что задаваемые условия и возлагаемые на двигательную установку функции взаимосвязаны и взаимоопределяются, и без учета их особенностей невозможно оценить ее совершенство. Тем не менее имеется возможность оценить основные качества и характеристики установок, анализируя некоторые типовые установки достаточно широких классов летательных аппаратов, исключив из рассмотрения специфичные, нехарактерные требования и функции. К числу обобщенных качеств и характеристик двигательных установок в первую очередь можно отнести: — системные качества; — конструктивное совершенство; — эксплуатационные характеристики. Системные качества — это прежде всего функциональные качества в том смысле, как они связаны с функционированием двигательной установки. Они, например, могут требовать усложнения или позволяют ее упростить, предопределяют необходимость автоматического управления процессами или возможность предварительной наст- 208
ройки, устанавливают потребный уровень контроля, дублирования, резервирования и т. д. К системным качествам также относятся: надежность двигательной установки (ресурс), удельная масса, габариты, стоимость производства, статические и динамические характеристики, боевая живучесть. Диалек- тичность перечисленных системных качеств проявляется в том, что оцениваемые для отдельно рассматриваемого элемента как положительные, они могут при включении данного элемента в систему придать отрицательные качества системе в целом. Одной из особенностей системных качеств также является возможность оценки некоторых из них безотносительно к конкретной реализации, например, только по схеме установки или по 'статистическим данным, собранным по сходным между собой объектам. Системные качества определяются на основании предварительного структурного системного анализа двигательной установки. Двигательная установка летательного аппарата в общем случае представляет собой сложную техническую систему, включающую ряд систем, объединенных функциональными связями и уровнями соподчи- ненности. В соответствии с уровнями соподчиненности системы относят к различным рангам. К основным отнесем системы, обладающие совокупностью следующих признаков: а) они выполняют законченный ряд функций; б) представляют собой одно или несколько конструктивно оформленных устройств, которые могут быть выделены из двигательной установки без нарушения конструктивной целостности других систем. Основные системы могут быть выполнены по различным схемам. В свою очередь система по данной схеме может применяться в двигательных установках различных типов и конструкций. Таким образом, двигательная установка (применительно к случаю использования ЖРД и РДСТ) может быть представлена структурно состоящей из следующих основных систем (кроме камер двигателей); — топливных баков и емкостей для вспомогательных рабочих тел; — топливоподачи; — управления и регулирования двигателя; — управления вектором тяги; — обслуживания и предстартовой подготовки; — контроля состояния и обеспечения безопасности работы; — крепления к летательному аппарату и автоматического отделения от него. В зависимости от специфических требований к двигательной установке некоторые из перечисленных систем могут отсутствовать. Системы низших рангов, которые мы будем называть вспомогательными, также выполняют ряд функций, зачастую не менее необходимых, чем основные, но они не могут быть отнесены к основным, так как не отвечают сформулированным выше признакам. Это имеет место, если, во-первых, в процессе работы этих систем часть их функций выполняется основными системами; во-вторых, если выполняемые операции являются частью процесса, протекающего в системе более высокого ранга. К числу вспомогательных можно, например, отнести следующие системы: — заправки и слива компонентов топлива или рабочих тел, входящие в систему обслуживания; — запуска и остановки двигателя, часть функции которых выполняется другими основными системами; — зажигания камер и газогенераторов и запуска ТНА, как часть системы запуска; 209
— охлаждения камеры двигателя, являющуюся конструктивно частью камеры двигателя; — наддува баков, как часть системы топливоподачи; — гидравлических, пневматических и электрических коммуникаций; — аварийного управления и регулирования и др. Приведенный структурный анализ позволяет использовать один из принципов системного анализа — выделение подсистем и рассмотрение их в отдельности. Основной же принцип системного анализа требует рассмотрения двигательной установки в целом. Это означает, что "отдельные узлы, агрегаты и другие элементы систем двигательных установок подлежат рассмотрению не только изолированно, но и в их взаимной связи, определяющей общие качества всей системы. Конструктивное, совершенство установки не может быть охарактеризовано без анализа конструкции составляющих ее элементов. Некоторой выбранной принципиальной схеме установки, например из числа представленных на рис. 1.4—1.8, даже при определенной системной структуре, может соответствовать множество реализаций. Они могут различаться компоновкой, устройством и конструктивной формой отдельных элементов и т. д., но должны, естественно, удовлетворять целевому назначению летательного аппарата. Единого критерия оценки конструктивного совершенства двигательной установки для выбора оптимального варианта или сопоставления различных вариантов не существует. Однако можно назвать комплекс требований, которые выступают в качестве критериев оценки конструктивного совершенства. К ним следует отнести в общем случае такие критерии, как — полнота использования энергетических ресурсов применяемого топлива; — компактность, малые габариты и малая удельная масса установки; — .простота конструкции, технологичность производства и невысокий уровень стоимости; — надежность и боевая живучесть; — ресурс; — технологичность обслуживания в эксплуатации, возможность объективного контроля состояния; — возможность управления режимами работы двигателя и стабильность поддержания заданной программы регулирования. В качестве некоторых критериев оценки конструктивного совершенства двигательной установки здесь выступают упомянутые выше системные качества установки. Как было сказано, одновременное удовлетворение всем указанным требованиям практически невозможно. В каждом конкретном случае оценку конструктивного совершенства проводят по тем критериям, которые являются определяющими. Так, при оценке силовых установок- объектов, выпускаемых в массовом количестве, например, ракетных снарядов, на первый план выдвигаются требования конструктивной простоты, технологичности производства, дешевизны. Изготавливаемые в единичных экземплярах двигательные установки космических объектов отрабатываются до почти стопроцентной надежности и от них требуются обеспечение максимальной полноты использования энергетических ресурсов топлива, стабильность поддержания заданной программы управления, компактность, малая удельная масса, хотя это обычно сопровождается значительным усложнением и удорожанием производства. 210
Конструктивные схемы двигательных установок непрерывно совершенствуются и модифицируются, существенно изменяется конструктивный облик их элементов. С одной стороны, это вызывается потребностями обеспечения вновь назначаемых условий применения летательного аппарата, с другой стороны,— определяется выявленными в ходе испытаний и в процессе эксплуатации конструктивными и производственными дефектами. В ряде случаев опыт применения двигательных установок раскрывает потенциальные возможности улучшения данных двигателя, его форсирования, что в свою очередь позволяет повысить эффективность применения летательного аппарата. Следовательно, имеется неразрывная связь между конструктивным совершенством двигательной установки и летательного аппарата в целом. Наконец, последнее из обобщенных качеств — эксплуатационные характеристики представляют собой степень удобства и простоты эксплуатации, затраты времени на заправку и подготовку к запуску, безопасность обслуживания в заправленном состоянии (в том числе отсутствие выделения паров ядовитых компонентов), возможность контроля исправности и готовности без применения громоздких устройств, длительность хранения до применения и т. д. * 12. 2. Особенности двигательных установок с ЖРД Наиболее существенным признаком, определяющим тип двигательной установки, является способ подачи топлива. Как уже отмечалось в гл. I, применяется два способа подачи топлива: — вытеснительная, в которой с помощью сжатого газа создается в топливных баках давление, большее чем в камере двигателя; — насосная, в которой необходимое давление компонентов создается насосами, приводимыми обычно от газовой турбины, реже — от электрического или механического привода. Двигательные установки с вытеснительной подачей топлива Двигательные установки с вытеснительной подачей топлива по сравнению с насосной конструктивно более просты, могут быть выполнены более надежными и не уступающими им в весовом отношении при определенных условиях применения. Их главный недостаток — относительно высокое потребное давление в баках, требующее для обеспечения их надлежащей прочности при тех же габаритах больших толщин стенок, т. е. утяжеления баков. С учетом масштабного фактора это обстоятельство делает практически целесообразным применение таких установок на объектах с двигателями малой тяги, при малой продолжительности работы, когда объемы баков невелики, а также при небольших давлениях в камере сгорания, т. е. на космических кораблях (маршевые двигательные установки и установки системы ориентации), зенитных ракетах, легких ракетах классов «воздух — воздух», «земля — земля», «воздух— земля», на последних ступенях космических ракет, пилотируемых и беспилотных летательных аппаратах, используемых в пределах земной атмосферы (стартовые ускорители или вспомогательные силовые установки). Это многообразие типов летательных аппаратов, а следовательно, и способов их применения порождает и многообразие функций, возлагаемых на двигательную установку, и соответственно усложняет или упрощает ее структуру. Но в значительной степени общая структура установки, структура всех ее основных систем и взаимные связи между 211
i Рис. 12. 1. Схемы вариантов вытес- нительной газобаллонной системы подачи топлива: а—без подогрева газа; б—с подо- /9 гревом газа в системе охлаждения камеры двигателя; в—с подогревом в теплообменнике; г—с камерой подогрева^/—заправочный штуцер; 2—баллон с сжатым газом; 3—запорный клапан; 4—редуктор; 5— обратный клапан; 6, 12—тройники; 7, Я—баки горючего и окислителя: 9—тракт охлаждения камеры двигателя; 10—подача жидкого гелия в систему охлаждения камеры двигателя; //—отбор нагретого гелия для наддува баков топлива; 12—камера двигателя; 13—теплообменники; 14—разрывные мембраны; 15—баллон с горючим для камеры подогрева; 16—подача рабочего тела в камеру подогрева; /7—воспламенитель; 18—<камера подогрева; 19—форсунки для подачи горючего в камеру подогрева ними определяются конструктивными особенностями и принципами действия примененной системы топливоподачи. Поэтому рассмотрение основных систем начнем с системы подачи топлива. Вытеснительные системы подачи топлива. Главные особенности в конструкцию таких систем вносит принятый способ получения сжатого газа, используемого для наддува баков. Сжатый газ может быть получен из газового аккумулятора давления (газобаллонная подача), жидкостного аккумулятора давления — ЖАД (именуемого иначе жидкостным газогенератором — ЖГГ), порохового аккумулятора давления — ПАД (твердотопливного газогенератора — ТГГ). Наиболее просты по конструкции газобаллонные системы подачи, в которых в качестве рабочего тела, для вытеснения топлива из баков используется сжатый газ (гелий, азот) или воздух, хранящийся на борту летательного аппарата в баллонах под высоким давлением порядка до 25 МПа. Объем баллона должен быть достаточным для заполнения топливных баков и создания в них потребного давления наддува. Рассмотрим систему без подогрева газа, поступающего в баки (рис. 12.1,а). При открытии запорного клапана 3 сжатый газ поступает из баллона 2 в редуктор 4, где вырабатывается давление, потребное для вытеснения топлива из баков. Газ через обратный клапан 5 и тройник 6 подается в топливные баки 7 и 8. В показанном примере давление наддува поддерживается в обоих баках одинаковым. При необходимости иметь различные давления наддува для баков компонентов топлива каждый бак питается от своего редуктора. В общем случае редуктор может иметь коррекцию настройки для поддержания постоянным заданного давления наддува или переменную настройку для изменения подачи топлива в двигатель, если это предусматривается программой полета летательного аппарата. 212
Выбор рабочего тела диктуется теми основными требованиями, которые в каждом конкретном случае являются определяющими. Так, например, из условий простоты эксплуатации и дешевизны выбираются воздух и азот; гелий применяют, когда необходимо максимально уменьшить массу системы (при прочих равных условиях из-за меньшей молекулярной массы гелий имеет меньшую плотность), а также при наличии криогенных топлив, с которыми он не вступает в реакцию, не растворяется в них и не конденсируется в баках. Подогрев газа перед подачей в баки позволяет уменьшить потребный его запас в баллоне и при минимальной дополнительной массе устройства для подогрева получить более легкую систему наддува баков. Одним из наиболее экономных способов подогрева газа, не требующим постановки специальных устройств, является использование рабочего тела системы наддува в качестве охладителя камеры двигателя (рис. 12.1, б). При необходимости иметь для наддува каждого из баков компонентов газ различной температуры, его отбор производится из различных секций системы охлаждения. К такому варианту прибегают, когда хладоемкости рабочего тела системы наддува бако-в (жидкого гелия) дотаточно для охлаждения камеры двигателя (например, с неохлаждаемым соплом), а также при использовании криогенного топлива. В системах, работающих на жидком гелии, он может подогреваться в теплообменниках компонентами топлива (рис. 12.1, в). Такие теплообменники выполняются достаточно легкими и простыми по конструкции. Если в качестве рабочего тела применяется воздух, подогрев возможен путем сжигания в воздухе жидкого горючего, которое подается из дополнительного баллона 15 к форсункам камеры 18 (рис. 12.1, г). Система значительно усложняется, особенно, если смесь горючего с кислородом воздуха не самовоспламеняется и требуется постановка воспламенителя 17. К преимуществам газобаллонной подачи относятся возможность многократного запуска двигателя, весьма просто осуществляемая конструктивно, и достаточно высокая надежность работы системы, не содержащей большого количества подвижных элементов. Их общий недостаток — относительно малая стабильность поддержания редуктором заданного давления, особенно при подогреве газа. Для устранения этого недостатка иногда требуется усложнять систему регулирования топливо- подачи. Наддув баков горячими газами, получаемыми из ТГГ, целесообразен в двигательных установках летательных аппаратов, запускаемых однократно, способных находиться длительное время в снаряженном состоянии и не ставящих особенно жестких условий стабильности газовыделения в период работы. Такие системы могут оказаться более компактными, легкими и простыми по конструкции, чем газобаллонные системы. В ТГГ газы для наддува баков образуются при сгорании заключенного в его камере заряда из пороха или другого твердого топлива. Топлива для ТГГ должны иметь относительно малые «скорость и температуру сгорания и содержать в продуктах сгорания по возможности меньше веществ, способных догорать в баке окислителя. Желательными являются и малая зависимость скорости горения топлива от начальных значений температуры заряда и давления в камере ТГГ. Несмотря на достигнутые успехи в создании топлив для ТГГ, обладающих указанными свойствами, надежность работы систем с ТГГ еще не отвечает требуемому уровню, что препятствует их широкому распространению. 213
7 Рис. 12. 2. Схема вытеснительной системы подачи топлива с ТГГ: 1—пусковой ТГГ; 2—основной ТГГ; 3—подача компонента топлива для охлаждения ТГГ; 4—предохранительный клапан; 5—устройство для охлаждения газов; 6—электрический воспламенитель; 7—обратный клапан; 8—магистраль подачи газа в двигатель В общем случае система наддува с ТГГ включает в себя (рис. 12.2) пусковой ТГГ /, основной ТГГ 2, предохранительный /клапан 4, устройство для охлаждения газов 5. Пусковой ТГГ предназначен для быстрого заполнения газами магистралей, ведущих в баки, свободного объема «баков, а также воспламенения основного заряда. При отсутствии пускового ТГГ воспламенителем снабжается основной ТГГ. Дополнительное охладительное устройство на выходе из ТГГ устанавливается, если газы, вытекающие из ТГГ, недостаточно охлаждаются теплоотдачей в элементы конструкции, © компоненты топлива и излучением от нагретых деталей в окружающую среду. Охлаждение -может происходить путем впрыска испаряющейся негорючей жидкости или, что более просто,— сублимации заключенного в охладителе твердого вещества. При длительной работе ТГГ может потребоваться охлаждение его корпуса одним из компонентов топлива, как показано на рис. 12.2. Как правило, в системах с ТГГ не устанавливается регулятор давления наддува. Постоянство давления наддува при некоторых расчетных условиях, соответствующих максимально возможному потребному расходу газов, обеспечивается профилированием заряда твердого топлива, например, выбором формы заряда с постоянной площадью поверхности горения по мере выгорания свода топлива. При меньших расходах требуется снизить давление газов в камере ТГГ, что достигается сбросом газов через предохранительный клапан 4, оттарированный на максимальное давление. В этом случае, как видно, система получается несколько перетяжеленной. От ряда недостатков, присущих способу получения горячих газов для наддува из ТГГ, свободны системы, в которых горячие газы получаются сжиганием жидких компонентов топлива в специальной камере сгорания — ЖГГ. Очевидно, что, регулируя подачу топлива в ЖГГ, можно в широких пределах и по заданному закону изменять давление наддува баков, а подбирая определенное соотношение компонентов — получить генераторный газ, во-первых, нужного состава, химически нейтральный к каждому в отдельности компоненту топлива, во-вторых, низкой температуры. При использовании самовоспламеняющихся компонентов топлива для ЖГГ отпадает необходимость в постановке системы зажигания, упрощается многократный запуск силовой установки. С одной стороны, эти качества расширяют возможности функционирования двигательной установки, повышают ее надежность и стабильность поддержания заданных режимов работы двигателя, не достигаются они ценой увеличения массы узлов и агрегатов, усложнением конструкции и условий обслуживания. Последние обстоятельства сводят к минимуму указанные выше преимущества вытеснительной системы топливоподачи с ЖГГ перед насосной. Главная причина усложнения вытеснительных систем с ЖГГ состоит в необходимости иметь дополнительные емкости с топливом для ЖГГ и систему подачи топлива в камеру ЖГГ, которая, как правило, выполняется газобаллонной по типу, представленной на рис. 12.1, а. Основные различия в конструктивном выполнении подобных систем 214
17 16 18 касаются устройства и принципа работы собственного ЖГГ, определяемых требованиями к составу, температуре и давлению генераторного газа, подаваемого в баки соответствующих компонентов топлива. Если условиями эксплуатации допускается наддув обоих баков компонентов топлива генераторным газом одного состава, применяются простейшие системы, подобные представленной на рис. 12.3, а. Она включает газобаллонную систему подачи сжатого газа в баки 7 компонентов топлива ЖГГ и камеру ЖГГ 10, имеющую систему охлаждения // и электровоспламенитель 9 (при несамовоспламеняюшихся компонентах), а также предохранительные и регулировочные устройства: прорывные мембраны 8, обратные клапаны 5, калиброванные шайбы в трубопроводах 13, редуктор 4. В двигательных установках, где в качестве одного из компонентов топлива применяется перекись водорода, вместо двухкомпонентного ЖГГ может быть установлен однокомпшентный газогенератор, из (которого в баки поступают продукты разложения перекиси водорода. Различные температура и состав генераторного газа, а при необходимости и давление наддува, могут быть получены применением двух автономных ЖГГ, каждый для наддува бака одного компонента, т. е. установкой двух систем, подобных рассмотренной. Это ведет к значительному перетяжелению конструкции. Более просто задача получения генераторного газа различного состава для наддува баков соответствующих компонентов топлива решается применением двухзонального ЖГГ (рис. 12.3,6). В зоне А камеры ЖГГ при сгорании образуется газ с избыточным содержанием того из компонентов, бак которого наддувается из магистрали 14, а в зоне Б — наоборот, газ с избытком второго компонента, отбираемый для наддува его бака из магистрали 15. Для значительного сни* жения температуры генераторного газа возможно применение трехкомпонентных ЖГГ с впрыском негорючей жидкости, например, воды (рис. 12. 3, в) из бака 20 через форсуику 21. Бак 20 может снабжаться автономной системой наддува, как показано на рис. 12.3,0, или подключаться к общей системе наддува. Системы регулирования двигателя. В соответствии с целевым назначением летательного аппарата выбирается программа работы двигателя — потребное изменение тяги двигателя по- времени Рис. 12.3. Схемы вариантов вытеснительной системы подачи топлива с ЖГГ: а—с общим ЖГГ для баков горючего и окислителя; б—с двухзональным ЖГГ; в—с трехкомпо- нентным ЖГГ; Л—зона горения с избытком горючего; Б—зона горения с избытком окислителя; 1—баллон со сжатым или сжиженным газом; 2—заправочный клапан; 3—запорный клапан; 4— редуктор давления; 5—обратный клапан; 6, 12—тройники; 7—баки компонентов топлива ЖГГ; 8—прорывные мембраны; 9—электровоспламенитель; 10—камера ЖГГ; 11, 22—форсунки; /3—калиброванные шайбы; 14, 15--магистрали подвода газа в баки компонентов топлива двигателя; 16, 17—подвод горючего и окислителя к ЖГГ; 18, 19—топливные баки двигателя; 20—бак с негорючей жидкостью; 21—подвод газа для наддува 215
или режимам полета. Для полного использования тяговых 'возможностей двигателя программой полета предусматривается работа двигателя на максимальном режиме, т. е. при расчетном значении давления в камере сгорания. Тогда на систему регулирования возлагается задача обеспечения поддержания постоянства давления в камере сгорания, которая может быть решена различными способами, в частности, путем обеспечения постоянного давления компонентов топлива перед форсунками. Это возможно при поддержании постоянного давления наддува баков (без учета изменения статического давления столба жидкости в баках из-за изменения ее уровня и влияния массовых сил инерции при разгоне летательного аппарата). Единственным регулирующим органом в таком случае является редуктор (или редукторы), составляющий один из элементов рассмотренных выше систем подачи топлива. Дополнительно включаемые в систему устройства типа калиброванных дроссельных шайб служат элементами настройки, обеспечивающими получение заданных гидравлических сопротивлений магистралей из баков до форсунок, предназначенных для компенсации технологических разбросов. Необходимость установки собственно системы управления тягой возникает в тех случаях, когда специально требуется либо коррекция в полете заданного значения тяги, либо изменение тяги в заданный момент — многорежимность работы. В соответствии с этими задачами изменяется и структура, и сложность автоматической системы регулирования. Рассмотрим некоторые варианты решений, обеспечивающих многорежимность работы. Наиболее просто решается задача дискретного управления тягой двигателя, когда по условиям применения летательного аппарата требуется ступенчатый запуск и разгон или останов двигателя. При этом двигатель должен кратковременно работать на режиме частичной тяги, именуемом предварительной ступенью, а настройка редуктора в системе наддува сохраняться постоянной. К системе подачи топлива подключается система управления (рис. 12.4, а), включающая управляемые клапаны 4 в магистралях подвода компонентов к камере двигателя. Клапаны двухпозиционные -переставляются в положение- частичного или полного открытия сервомотором. Изменение расхода топли/ва происходит путем изменения гидравлического сопротивления магистрали перед форсунками. Управляющие сигналы на сервомотор поступают от программно-задающего устройства (ПЗУ) 2 по сигналу управления /. При газобаллонной системе подачи топлива управление режимами работы двигателя может осуществляться изменением настройки редуктора давления сжатого газа. Схема такой системы управления и способ ее подключения к системе подачи топлива представлены на рис. 12.4, б. Управляющее воздействие от наземного сигнала или бортовых устройств подается в программно-задающее устройство 2, вырабатывающее управляющий сигнал механизма настройки редуктора 10, который перенастраивает редуктор системы подачи топлива. Подобная система достаточно проста, надежна и имеет малые габариты. Применяться она может для сравнительно небольшого изменения тяги двигателя, так как изменение давления наддува баков в более широких пределах может повлечь за собой существенное изменение соотношения компонентов и ухудшение экономичности двигателя. Если по техническим условиям требуется высокая стабильность тяги однорежимного двигателя и поддержание при этом постоянного соотношения компонентов, то применяется автоматическая система регулирования соотношения компонентов, в основном, замкнутая. В грубом приближении судить о соотношении компонентов можно по соотношению 216
JlL Рис. 12.4. Схемы систем управления режимами работы двигателя с вытеснительной подачей топлива: п—со ступенчатой программой выхода на режим; б—с изменением настройки редуктора; в—с регулятором соотношения компонентов; г—с регулированием степени дросселирования и соотношения компонентов; 7—задающие воздействия; 2— программно-задающее устройство (ПЗУ), 3, За—управляющие воздействия; 4—магистрали подвода топлива из баков; 5—главные клапаны перед головкой камеры двигателя; 6—магистрали подвода топлива к головке камеры двигателя; 7—воздушный баллон: 8—t>e- дуктор давления; 9—магистраль наддува баков; 10—механизмы настройки редуктора; 11—мерные устройства (трубка Вентури); 12—датчики давления и перепада давления топлива; 13—регуляторы соотношения компонентов а; 14—сигналы давления и перепада давлений; 15—импульсные клапаны давлений перед форсунками (рис. 12.4, в). Система имеет датчики давления обоих компонентов, подающие сигнал в регулятор 13 соотношения компонентов, который через сервомотор 3 управляет положением регулирующего органа — главного клапана переменного сопротивления 5, установленного в магистрали одного из компонентов, ведущей от бака к двигателю. Большая точность получается при замере соотношения перепада давлений на расходомерах Вентури, установленных в магистралях обоих компонентов (рис. 12.4, г). Вместо замера давления компонентов в магистралях в ряде случаев измеряют в процессе работы двигателя изменение уровня топлива в баках. Очевидно, что заданному соотношению компонентов, подаваемых в камеру двигателя, соответствует определенный темп изменения уровня топлива в баках. При нарушении заданной последовательности изменения уровня в баках регулятор соотношения компонентов должен лодать сигнал на увеличение гидравлического сопротивления магистрали того компонента, который вырабатывается более интенсивно, чем требуется по программе. Такие системы, именуемые системами опорожнения баков (СОБ), будут рассмотрены ниже, применительно к системам регулирования тяги при турбонасосной топливо- подаче. Наиболее сложные системы управления имеют двигательные установки, в которых требуется, во-первых, строгое поддержание тяги на заданном режиме при расчетном соотношении компонентов и, во-вто- 217
рых, глубокое дросселирование тяги, порядка до 0,01 от максимального значения. Пример такой системы показан на рис. 12.4, г. Система управления имеет ПЗУ 2, получающее сигнал от управляющего воздействия /. В соответствии с потребным диапазоном дросселирования оно управляющим воздействием За включает в работу регулятор соотношения компонентов 13, воздействующий на управляемый дроссельный кран 10, а на режимах глубокого дросселирования — управляющим воздействием 3 — на импульсные клапаны 15, поставленные непосредственно перед головкой камеры. Необходимость постановки импульсных клапанов диктуется следующими соображениями. При глубоком дросселировании уменьшение подачи топлива из-за снижения давления перед форсунками ниже определенного предела может привести к нарушению устойчивости их работы. Сохраняя за дроссельными клапанами некоторое допустимое минимальное давление, дальнейшее уменьшение расхода топлива через форсунки можно получить, переведя их в импульсный режим работы. При этом импульсные клапаны с переменной частотой, определяемой потребной степенью дросселирования, производят отсечку топлива перед форсунками. Применение подобного способа возможно при соответствующей конструкции камеры двигателя, в частности, при минимальном объеме полости между импульсными клапанами и форсунками, что необходимо для уменьшения инерционности системы, и при надлежащим образом организованном процессе смесеобразования и горения, исключающем возникновение пульсационного горения. Система требует тщательной доводки для обеспечения заданной надежности. Такой способ регулирования может применяться в двигательных установках маневрирующих космических летательных аппаратов. В многокамерных установках управление режимами работы может осуществляться специальной системой, которая с помощью отсечных клапанов включает нужное количество камер установки, в том числе и на определенное время [18]. Системы управления вектором тяги. Эти системы предназначены для выдерживания заданной траектории полета летательного аппарата, стабилизации его положения в пространстве и маневрирования по командам с Земли или подаваемым экипажем. Для получения управляющих моментов по крену и тангажу используют изменение положения в пространстве оси камеры двигателя, изменение величины тяги одного или нескольких двигателей многокамерной установки и управление специальными рулевыми двигателями малой тяги. В свою очередь рулевые двигатели, расположенные симметрично относительно оси летательного аппарата, закрепляются неподвижно или на подвесе, позволяющем изменять положение в пространстве оси их камер. При неподвижном закреплении рулевых двигателей управляющий момент от сил их тяги получается при изменении абсолютной величины вектора тяги того или иного рулевого двигателя. В этом случае система управления и стабилизации положения летательного аппарата (СУС) 3 (рис. 12.5, а) по получении соответствующего сигнала 3 воздействует на подачу топлива в рулевые двигатели /, уменьшая или увеличивая их тягу. Подача топлива в рулевые двигатели регулируется изменением положения управляющего клапана 2 в магистрали подачи одного компонента. Такая система наиболее проста и требует минимальных дополнительных затрат энергии на управление клапанами, которые, в частности, могут иметь электропривод. При закреплении рулевых двигателей и маршевого двигателя на подвижном подвесе абсолютная величина тяги в процессе управления положением летательного аппарата может сохраняться той, 'которая задана системой управления и регулирования тяги. Система управления 218
Рис. 12. 5. Схемы систем управления вектором тяги: и—с изменением подачи топлива в камеры рулевых двигателей; б—с поворотом на шарнирном подвесе камеры двигателя; 1—камера рулевого двигателя; 2—регулирующий орган; 3—управляющие воздействия; 4—система управления и стабилизации (СУС); 5—сигналы к другим двигателям; 6—магистрали подвода топли- за к рулевому двигателю; 7—сервомотор управления по крену; 8—кольцо карданной подвески камеры; 9—камера двигателя; 10—цапфы крепления кольца к летательному аппарату; //—цапфы ¦крепления камеры двигателя; /2—сервомотор управления по тангажу; X—ось поворота по тангажу; У—продольная ось летательного аппарата; Z—ось поворота по крену положением вектора тяги воздействует непосредственно на камеру двигателя, поворачивая ее относительно точки подвеса на небольшой угол, порядка до 10°. Наиболее распространено крепление камер на шаровом шарнире, крепящемся к головке. Используется и карданный подвес камеры. Система управления для этого случая представлена на рис. 12.5, б. Управляющее воздействие от системы управления и стабилизации летательного аппарата подается к двум сервомоторам — тангажа 12 и крена 7, поворачивающим камеру двигателя относительно продольной и поперечной осей летательного аппарата в нужном направлении. Сервомоторы могут применяться электрические, пневматические и гидравлические. В двух последних случаях питание рабочим телом производится от системы наддува или от топливной системы. При шарнирном креплении двигателя устройства для крепления камеры входят в систему управления вектором тяги. В итоге такая система получается более тяжелой, чем показанная на рис. 12.5, а, но при подключении к камере маршевого двигателя позволяет получить большие по величине управляющие моменты. Системы обслуживания и предстартовой подготовки. Главными их функциями являются: обеспечение заправки и дозаправки баков и емкостей рабочими телами систем и компонентами топлива, а при необходимости и обеспечение слива, например, в аварийных случаях; дренаж баков и емкостей при открытых системах; предстартовое заполнение соответствующих участков топливных магистралей компонентами; заполнение баков перед заправкой нейтральными газами; предстартовое охлаждение магистралей и агрегатов, в которые должны поступить криогенные топлива; очистка топлив и рабочих тел. Очевидно, что для некоторых типов летательных аппаратов, например, хранящихся в полностью снаряженном состоянии (с «ампульными» двигательными установками), надобность в предстартовой подготовке и соответствующих устройствах отсутствует. Из перечня функций рассматриваемых систем следует, что их основными элементами являются заправочные, сливные, дренажные, обратные и предохранительные клапаны, фильтры, бортовые разъемы. Сложность систем зависит от количества применяемых рабочих тел и их 219
свойств, например, агрегатного состояния, токсичности, возможности выпадания осадка или замерзания, коррозионной активности и т. п. В каждом конкретном случае структура систем и их комплектовка определяются условиями применения, компоновкой двигательной установки, способами взаимной связи основных систем. Поэтому они не поддаются строгой систематизации и нет единых принципов их формирования. Системы контроля состояния двигательной установки и обеспечения безопасности работы. Контроль состояния двигательной установки, ее отдельных систем, агрегатов и устройств необходим как в процессе снаряжения летательного аппарата, так и при предстартовой подготовке, в процессе запуска, а в некоторых случаях и в полете. В самой широкой постановке задачи контроль состояния должен позволить выявить: — безопасность для обслуживающего состава проведения работ по заправке или сливу компонентов и рабочих тел; — исправное состояние узлов, агрегатов и деталей различных систем; — правильность и последовательность срабатывания отдельных элементов систем как при проверках без приведения в действие, так и в процессе работы; — наличие в необходимом количестве или при заданном давлении :одержимого емкостей и баков; — соответствие параметров режима работы двигателя предусмотренным «программой и отсутствие недопустимых забросов; — температурное состояние камеры двигателя и других теплона- пряженных узлов; — отсутствие опасных вибраций элементов силовой установки. Одной из мер по обеспечению безопасности обслуживающего персонала является автоматизация и дистанционное управление процессами заправки и проверки, не требующая непосредственного нахождения людей вблизи снаряжаемого летательного аппарата. Информацию о состоянии силовой установки выдают датчики перемещений и физических величин: давлений, температуры, уровня жидкости в баках, положения регулирующих органов, в том числе концевые сигнализаторы наличия тока в цепях питания, виброперегрузок и т. п. В зависимости от назначения летательного аппарата и требуемой степени его надежности выбирается соответствующий объем потребной информации о состоянии двигательной установки и комплект требующихся датчиков. Наименьший объем информации требуется в двигательных установках летательных аппаратов массового применения, хранящихся в снаряженном и готовом к пуску состоянии. В таком случае нет смысла иметь бортовую систему контроля состояния двигательной установки и можно ограничиться приспособлениями для подключения наземной системы, а при запуске с носителя — бортовой системы носителя, имеющей комплект контрольно-поверочной аппаратуры. Напротив, для двигательных установок пилотируемых летательных аппаратов, применяемых в земной атмосфере или космических, а также для маневрирующих беспилотных космических летательных аппаратов требуется создание комбинированных систем контроля состояния: наземных и полетных. Не останавливаясь на устройстве наземных систем контроля, представляющих предмет особого рассмотрения, отметим особенности лишь бортовых систем. Бортовая система контроля состояния силовой установки должна обеспечить экипажу получение предварительной информации о имеющемся запасе топлива и других рабочих тел, а также о состоянии 220
электропитания силовой установки, о подготовленности всех систем к первому или повторному запуску, протекании процесса запуска, нормальном или ненормальном протекании рабочего процесса, величине развиваемой тяги, безопасности работы и, наконец, о выключении двигателя. Сбор и обработка всей идущей от датчиков информации происходит в блоке обработки информации, одном из элементов системы контроля. Обработанные сигналы в необходимом минимальном количестве и в соответствующей форме передаются экипажу, а в полетах, требующих особых мер по обеспечению безопасности, передаются в максимальном объеме наземной службе обеспечения или руководства полетом. Кроме пассивных информативных функций, система контроля может совместно с системой управления выполнять функции предотвращения опасных режимов и давать сигналы в системы блокировки. При достижении недопустимого по условиям безопасности значения какого-нибудь контролируемого параметра может выдаваться до вмешательства экипажа аварийный сигнал для автоматического перевода на безопасный режим или на отсечку всех или неисправных двигателей. Ряд сигналов от датчиков параметров режима используется в системе блокировок (СБ), программа работы которых предусматривает выполнение очередной операции при определенных заранее заданных условиях, например, при предварительном обязательном срабатывании того или иного устройства, достижении определенного уровня соответствующего параметра, в том числе в течение заданного промежутка времени. В качестве примера на рис. 12.6 показана структурная схема системы контроля состояния и обеспечения безопасности работы пилотируемого космического корабля с многоканальной информацией, блоком аварийного отключения и выдачей сигналов блокировки. Вспомогательные системы. Ряд важных функций возлагается и на вспомогательные системы, к числу которых можно отнести упоминавшиеся выше системы аварийного выключения и блокировок, дублирующие системы неавтоматического управления, а также системы запуска и останова двигателя. Датчан давления рабочего тела гидропривода Датчик темпе - ратуры горючего Датчик температуры окислителя il Датчик температуры головки камеры _Г Датчик давления в камере сгорания Датчик уровня в горючего 'Блок од~рад~отки информации Елок выдачи информации Блок адарийного выключения Пульт пилота Наземный пункт контроля Система выдачи сигналов блокировки Система управления и регулирования Датчик уровня в оЪке окислителя Рис. 12. в. Структурная схема системы контроля состояния и обеспечения безопасности работы 221
В задачи системы запуска входит обеспечение по возможности минимального времени выхода на режим, исключение резкого нарастания давления в камере, предварительный прогрев камеры и образование устойчивого факела при работе на несамовоспламеняющихся компонентах различными способами зажигания или предварительной подачей пусковых самовоспламеняющихся компонентов. При самовоспламеняющихся компонентах (основных или пусковых) после включения системы наддува баков процесс запуска может быть сведен к неуправляемой операции, например, к прорыву предохранительных мембран, установленных в магистралях перед камерой двигателя. При отладке двигателя места расположения мембран и усилия, потребные для их прорыва, выбираются так, чтобы обеспечивалось заданное время заполнения замембранных .полостей камеры. Такой вариант запуска без автоматических устройств возможен, когда свойства топлива позволяют при изменении в относительно широких пределах момента поступления или опережения поступления одного из компонентов в камеру сгорания обеспечить взрывобезопасный и плавный запуск. При более строгих требованиях к порядку поступления компонентов топлива к форсункам для повышения надежности и сокращения времени запуска вводится простейшая автоматизация процесса запуска. Прорывные мембраны заменяются пироклапанами, срабатывающими обычно по временной программе, а реже — по системе последовательных сигналов, или используются упоминавшиеся выше главные клапаны системы управления и регулирования. Главные клапаны могут управляться раздельно и открываться со сдвигом по времени, обеспечивая требуемый порядок поступления компонентов к форсункам. Для управления клапанами в систему включается в ряде случаев сервомотор. Системы с управляемыми клапанами применяются в двигательных установках многократного использования или с многократным запуском. Если основное топливо состоит из несамовоспламеняющихся компонентов, то в простейших установках прибегают к заполнению части магистрали перед форсунками некоторым количеством пускового компонента, образующего со вторым компонентом основного топлива самовоспламеняющуюся смесь. Иногда пусковой компонент помещается в дополнительном баллоне, подключенном к системе наддува. В большинстве же случаев в систему запуска включают воспламенитель или пусковое устройство. Зажигание может быть химическое, пиротехническое или электрическое. Особый вариант системы запуска применяется в случае использования для наддува баков газов, образующихся в их свободном объеме при подаче из главной топливной магистрали окислителя в бак горючего и наоборот. Тогда для запуска установки применяется простейшая газобаллонная система наддува, работающая до выхода на расчетный режим. Процесс останова двигателя также бывает автоматизирован или неавтоматизирован. На некоторых типах летательных аппаратов останов предусматривается как естественное следствие полной выработки компонентов из бака, что не требует постановки специальных устройств. Если программой полета предусматривается выключение двигателя по достижении определенной скорости полета, получения заданного суммарного импульса или по окончании маневра, особенно в установках многократного включения, то возникает необходимость введения системы останова большей или меньшей сложности. Одним из элементов системы останова являются главные клапаны, закрываемые или мгновенно, или первоначально в положении режима частичной тяги. Кроме того, система останова двигателя, предназначенного для многократного 222
Система предстартовой подготовка Система обслуживай и я и предстартовой подготовки Система стабилизации и управления полетом Система управления вектором тяги Система баков и емкостей рабочего тела Камера двигателя *) Система баков и емкостей рабочего тела Система управления и регулирования Двигатель Система наддува баков Система контроля состояния и обеспечения безопасности полета Датчики состояния ш двигательной установки Датчики параметров полета Рис. 12.7. Структурно-функциональные схемы силовых установок с вытеснительной топливоподачей: а—без системы регулирования тяги; б—с системой регулирования тяги включения, может производить операцию продувки камеры, что одновременно способствует уменьшению импульса последействия и предотвращает опасность самопроизвольного повторного включения. Из рассмотрения возможных вариантов основных и вспомогательных систем следует, что при отмеченных общих преимуществах вытеснительной топливоподачи для определенных типов летательных аппаратов, дополнительное оснащение двигательных установок сложными системами управления и регулирования, контроля и обеспечения безопасности работы существенно расширяет их возможности применения— от обеспечения простейших программ полета до самых сложных манев ренных полетов. Для иллюстрации возможной структуры двигательных установок различного целевого назначения и взаимосвязей основных систем на рис. 12.7, а и б приведены две структурно-функциональных схемы: простейшей установки и установки, включающей практически все рас- 223
Рис. 12. 8. Двигательная установка с вытеснительной топливоподачей: /—бак горючего; 2—бак окислителя; 3—бак с вспомогательным рабочим телом; 4— шарнир основной камеры; 5—шарнирно установленные рулевые двигатели; 6—исполнч- тельные механизмы системы управления смотренные основные системы. На рис. 12.8 показана компоновочная схема одной из двигательных установок с вытеснительной топливоподачей. Двигательные установки с насосной подачей топлива Двигательные установки с насосной подачей топлива являются наиболее распространенными и применяются при высоких потребных давлениях топлива, когда объем баков не позволяет использовать вытесни- тельную 'систему подачи топлива. В дальнейшем будут рассматриваться насосные системы, в которых привод насосов осуществляется от газовой турбины. Агрегат, состоящий из насосов и приводящей их турбины называется турбонасосным (ТНА). Общая структура двигательной установки с ТНА сложней установки с безнасосной подачей компонентов. Усложнение касается как собственно системы подачи топлива, так и остальных основных и вспомогательных систем, особенно систем управления и контроля состояния. Посистемное рассмотрение особенностей двигательных установок с ТНА начнем с системы подачи топлива. Система подачи топлива. Особенности системы подачи топлива с с ТНА рационально рассматривать, расчленив ее предварительно на более узкие по своему составу, но частично автономные подсистемы, обеспечивающие своим функционированием подачу топлива в камеру двигателя. Тогда систему подачи топлива можно представить как совокупность следующих систем: — образования рабочего тела для турбины ТНА; — привода основных и вспомогательных насосов; — использования отработанного рабочего тела турбины; — наддува топливных баков. Система образования рабочего тела для турбины (турбин) ТНА включает в себя устройства, в которых оно получается в необходимом количестве и с заданными параметрами и подводится к потребителям. Система привода основных и вспомогательных топливных насосов состоит из турбин, приводимых от них насосов и механизмов передачи на турбину или газовых связей между ними. Остаточная энергия отра- 224
ботанного рабочего тела турбины, если его масса соизмерима с расходом топлива ЖРД, может быть рационально использована для получения тяги в различных по сложности и устройству системах. Системы наддува топливных баков и емкостей со вспомогательными рабочими телами служат для улучшения условий работы насосов, иногда — для самостоятельной безнасосной подачи к потребителям, а также для обеспечения запуска силовой установки. Когда эти системы используются для обеспечения с высокой точностью заданного давления топлива на входе в насосы, они становятся не менее сложными, чем вытеснительные системы подачи топлива. Системы образования рабочего тела для ТНА могут быть разделены на три больших класса: автономные, безгенера- ториые и с жидкостными генераторами газа, работающими на основных компонентах топлива. К автономным относятся системы, получающие в течение всего времени работы двигателя рабочее тело не от ТНА и не из камеры двигателя, т. е. независимо от условий работы двигателя. Такими автономными устройствами могут служить твердотопливный аккумулятор давления и однокомпонентный газогенератор, работающий на унитарном топливе, не являющемся одним из компонентов основного топлива. Структурно-функциональная схема автономной системы получения рабочего тела из ТГГ полностью аналогична показанной на рис. 12.2 и применяемой для вытеснительной подачи топлива. Она весьма проста, компактна и надежна. Ее недостатком является ограниченное время работы, определяемое массой порохового заряда и потребным секундным расходом газа. ТГГ может обеспечить быстрый выход на режим турбины ТНА. Для обеспечения работоспособности турбины, особенно при ее длительной работе, требуется охлаждение выходящих из ТГГ газов. В системах с однокомпонентным газогенератором (рис. 12.9, а) в качестве рабочего тела используются продукты разложения (часто в присутствии катализатора) таких топлив как перекись водорода, изо- пропилнитрат и т. п. Из баллона 3 это топливо с помощью сжатого газа, заключенного в баке 1, подается в парогазонератор 5, где разлагается с выделением тепла, частично испаряется, а парогаз по магистрали 6 поступает к турбине ТНА 9. Получение заданного количества парогаза обеспечивается регулированием давления наддува в баке 1 или в баллоне с компонентом 3. Недостатком этой автономной системы является необходимость иметь на борту летательного аппарата дополнительный компонент и дополнительную емкость. В безгенераторных системах рабочее тело для привода турбины ТНА забирается непосредственно из камеры сгорания двигателя или из ее системы охлаждения. При сравнительной простоте этих систем их практическая реализация встречает ряд трудностей. В частности, при отборе газов из камеры сгорания (рис. 12.9, б) вследствие их высокой температуры возникает необходимость принятия мер по охлаждению магистрали 14 и собственно отбираемого газа, для чего устанавливается теплообменник 11, где газ охлаждается одним из компонентов топлива. Возможно и применение варианта подобной схемы, когда отбираемый из камеры сгорания газ последовательно проходит через турбины двух ТНА по линии 10. Питание турбины ТНА парами компонента, образующимися в системе охлаждения камеры двигателя, целесообразно, когда в состав топлива входит жидкий водород. Возможны варианты, при которых через турбину пропускается весь газифицированный в системе охлаждения 16 водород (рис. 12.9, в) или отбирается его некоторое количе- 8 628 225
Рис. 12. 9. Схемы систем получения рабочего тела для привода турбины ТНА: а—с однокомпонентным генератором; б—с отбором горячих газов из камеры сгорания двигателя; в—с отбором горячих газов из системы охлаждения камеры двигателя; г—с ЖГГ: д—с ЖГГ с использованием полного расхода одного компонента топлива; е—с двумя ЖГГ с использованием полного расхода обоих компонентов; /—бак со сжатым газом; 2—редуктор; 3—бак топлива для ЖГГ; 4—прорывные мембраны; 5—одно- компонентный ЖГГ; 6—магистраль подвода газов от генератора к турбине ТНА; 7, 8—магистрали из топливных насосов; 9—турбины ТНА; 10— подвод отработанного газа на вторую турбину; //—теплообменник; 12—подвод отработанного газа к головке камеры; 13—камера двигателя; 14—отбор горячих газов из камеры сгорания и системы охлаждения; 15—отвод газов в сопло двигателя; 16— системы охлаждения камеры двигателя; /7—регулирующий орган (перепускной клапан); 18—перепускная магистраль; 19—ЖГГ; 20—<калибровочные шайбы; 21—подвод всего расхода компонента в ЖГГ; 22—подвод второго компонента к ЖГГ; 23—вывод отработанных газов в камеру двигателя; 24—подвод газа из параллельно работающего ЖГГ ство. Как показано в работе [18], ограниченная работоспособность пара позволяет применять подобные системы даже при использовании всего газообразного водорода лишь при относительно невысоких давлениях (порядка до 4—5 МПа), развиваемых насосами. Постановкой управляемого клапана 17 в перепускной магистрали 18 регулируется расход рабочего тела через турбину, а следовательно, и режим работы двигателя. При безгенераторных системах для запуска ТНА требуется установка пусковых устройств. Наиболее распространенными являются системы с ЖГГ, работающими на основных компонентах топлива, отбираемых из магистралей за насосами. Конструктивные формы такого ЖГГ, принцип его работы и способ включения в систему топливопитания определяются принятой схемой двигателя — с дожиганием или без дожигания. В двигателях без дожигания в турбине ТНА срабатываются высокие перепады давления и потребный расход генераторного газа во много раз меньше расхода топлива в камере двигателя. Отбор топлива для питания ЖГГ производится из магистралей после основных топливных насосов (рис. 12.9, г), а его количество, если не применяются регуляторы, рассматриваемые ниже, дозируется с помощью калиброванных шайб 20. Газогенераторы такой схемы достаточно просты по конструкции, компактны, легко обеспечивается их охлаждение. При наличии двух ТНА на двигателе, когда каждый из насосов компонентов приводится своей турбиной, ставятся соответственно два 226
ЖГГ, дричем их конструкция, состав и давление генераторного газа могут быть различными. В двигательных установках, например, баллистических ракет и космических систем, где требуется получение высокого значения удельного импульса, целесообразно применение двигателей с дожиганием генераторного газа в камере сгорания двигателя. При этом должно учитываться то обстоятельство, что камера двигателя конструктивно получается более простой, если к ее топливоподающим устройствам каждый компонент поступает лишь в одном агрегатном состоянии — жидком или газообразном. Отсюда вытекает принципиальная необходимость использовать для получения генераторного газа в ЖГГ весь расход одного компонента (здесь не учитываются возможные затраты топлива на другие нужды, например, для привода вспомогательных насосов, турбины которых могут иметь независимое питание). Схема включения ЖГГ с подачей в него всего расхода одного из компонентов показана на рис. 12.9, д. Из магистрали 21 после основного насоса подается весь расход одного из компонентов (окислителя или горючего), а другой компонент (горючее или окислитель) по магистрали 22 подается в количестве, достаточном для образования низкотемпературного генераторного газа. Остальная часть этого компонента в жидком состоянии подводится к смесеобразующим элементам камеры. При подобной схеме ЖГГ получается больших габаритов, почему зачастую прибегают к постановке двух ЖГГ, питающих каждый свою турбину ТНА. Ввиду того, что потоки отработанных газов из обоих ЖГГ должны смешиваться в магистрали 12 или непосредственно в камере двигателя, производительности ЖГГ и давления генераторного газа подбираются так, чтобы после турбин давления были одинаковы. Полное использование обоих компонентов для получения низкотемпературного газа возможно лишь при сжигании топлива в двух параллельно работающих ЖГГ 19, как показано на рис. 12.9, е. Компоненты топлива от насосов подаются в каждый из ЖГГ соответственно в таких количествах, чтобы в одном образовался генераторный газ с избытком окислителя, а в другом, наоборот, избытком горючего. Тогда, если будут выполнены оговоренные выше условия смешения, генераторные газы могут быть поданы после турбин ТНА в камеру сгорания двигателя (по магистралям 23). Каждая из турбин 9 приводит обычно насос лишь одного из компонентов; ЖГГ двигателей с дожиганием конструктивно сложны; иногда они непосредственно включаются в конструкцию ТНА или камеры двигателя. Для их регулирования требуется сложная автоматическая система. Системы привода основных и вспомогательных насосов могут быть составлены из различных сочетаний основных узлов — турбин и насосов — образующих в совокупности один или несколько ТНА. Так, в выполненных конструкциях силовых установок применяется от одного до четырех ТНА. Соответственно турбина каждого ТНА может приводить одно- или многоступенчатый насос компонента. Не рассматривая здесь компоновочные схемы ТНА (см. подробней гл. XIV), остановимся лишь на принципах построения систем приводов, схемы которых показаны на рис. 12.10. При двухкомпонентном топливе (рис. 12.10, а), относительно небольших расходах компонентов и питании ЖГГ также продуктами сгорания этого топлива используется один ТНА с турбиной (турбинами), приводящей два насоса компонентов. В случае питания ТНА от генератора, работающего на однокомпонентном топливе, не используемом в основной камере сгорания, при насосной подаче вспомогательного рабочего тела в газогенератор турбины приводят соответственно три 8* 227
Рис. 12. 10. Схемы систем привода основных и вспомогательных насосов: а—с двухкомпонентным топливом; б—с двухкомпонентным топливом и вспомогательным рабочим телом; в—с раздельными ТНА подачи горючего и окислителя; г—с раздельными ТНА подачи горючего и окислителя и ТНА подкачки компонентов; /—общая турбина; 2—основной насос горючего; 3—основной насос окислителя; 4—редуктор; 5—насос вспомогательного рабочего- тела; 6—турбина насоса горючего; 7—турбина насоса окислителя; 8, 11—турбины подкачивающих насосов компонентов; 9, 10—подкачивающие насосы горючего и окислителя насоса, а при невозможности привода всех трех насосов с одной частотой вращения устанавливаются промежуточные редукторы 4 (рис. 12.10, б). Подобная же схема применяется в двигателях с ЖГГ, в которых газы охлаждаются впрыском воды или другой негорючей жидкости, подаваемой специальным насосом. Находят применение, особенно при криогенных основных топливах, раздельные ТНА для подачи каждого из компонентов (рис. 12.10, в). Когда нежелателен наддув баков подогретыми газами, для повышения напора криогенных компонентов перед основными топливными насосами 2, 3 ставятся подкачивающие (бустерные) насосы 9, 10, приводимые от отдельных турбин 8, 11 (рис. 12.10, г). Турбины подкачивающих ТНА питаются парами одного или обоих компонентов, образовавшимися в системе охлаждения камеры, в теплообменнике или при расширении жидкого кислорода, отбираемого из налорной магистрали. Находят применение и системы, где подкачивающие насосы питаются продуктами разложения перекиси водорода, образующимися в дополнительном однокомпонентном газогенераторе с баллонной системой подачи топлива. Системы использования отработанного рабочего тела ТНА, обладающего некоторым запасом энергии, в установках, работающих по открытой схеме, предусматривают преобразование ее в дополнительную тягу. После ТНА газы могут направляться в выхлопную трубу с сопловым насадком; в рулевые сопла летательного аппарата; в сопло двигателя; в камеру дожигания. Отвод в выхлопную трубу с сопловым насадком 6 (рис. 12.11, а) применяется при малых расходах газа, когда нецелесообразно усложнение конструкции или когда на установке не требуется система управления вектором тяги. При необходимости в выхлопной трубе (равно как и в других ниже рассматриваемых отводных устройствах ТНА) устанавливается теплообменник 2, где нагревается газ для системы наддува топливных баков. При использовании отработанных газов ТНА для создания управляющих моментов при вытекании из рулевых сопел 6 в систему дополнительно включается коллектор 4 с управляемыми от системы управ- 228
17 Рис. 12. 11. Схемы использрвания отработанных газов: а—с отводом в выхлопную трубу с сопловым насадком; б—с дожиганием обогащенного одним компонентом газа во вспомогательной камере; в—с отводом газа в сопло основного двигателя; г— с отводом обогащенного одним компонентом газа для дожигания в камеру двигателя; д—с отводом из двух ЖГГ газов, обогащенных разными компонентами, для дожигания в камеру двигателя; /—ТНА; 2—теплообменник; 3—баллон со сжатым газом системы наддува баков; 4—коллектор питания рулевых сопел; 5—регулировочный клапан; б—рулевое сопло; 7—сервомотор; в—система управления и стабилизации; 9—подвод газов от ЖГГ; 10—камера дожигания; //—подвод компонента топлива для дожигания; 12—соединительная магистраль; 13—отбор газов из камеры сгорания; 14— твердотопливный стартер; /5—магистраль отвода газов из ТНА в сопло двигателя; 16—подвод всего компонента в ЖГГ; 17—подвод части второго компонента к ЖГГ; 18—газогенератор; J9—подача компонента для дожигания генераторного газа; 20—камера смешения; 21—газофазная головка камеры двигателя; 22—магистрали подвода генераторных газов к головке камеры двигателя ления и стабилизации 8 летательного аппарата клапанами 5 для перераспределения расхода газа по соплам крена и тангажа. Редко применяется вариант дожигания генераторного газа, обогащенного одним из компонентов топлива, в специальной камере дожигания 10 (рис. 12.11, б), откуда газы подаются в рулевые сопла. Такой способ применим, когда требуются значительные по величине управляющие компоненты, а рулевые сопла мало разнесены относительно оси летательного аппарата. В системах, где на турбинах ТНА срабатывается почти весь располагаемый перепад давлений, например, в случае последовательного прохождения газа через турбины двух ТНА (см. рис. 12.9, б), применяется отвод газов в закритическую часть сопла основного двигателя (рис. 12.11, в). В двигателях с укороченными соплами с центральным телом газы из ТНА в подобных случаях отводят в донную часть центрального тела. В трубе, подводящей газ к соплу, при этой схеме удачно компонуется теплообменник. В большинстве случаев дожигание генераторного газа происходит в камере сгорания двигателя. Обогащенный одним из компонентов генераторный газ из газогенератора 8 (рис. 12.11, г) отводится в камеру смешения 20 для последующего дожигания впрыском второго компонента через специальные устройства 19. При схеме с питанием двух ТНА газами различного состава (см. рис. 12.9, е) газы от ТНА отводятся по магистралям 22 непосредственно в газофазную головку 21 камеры двигателя (рис. 12.11, д). 229
Рис. 12. 12. Схемы систем наддува баков: с—с отбором газа из системы охлаждения и подогревом в теплообменнике; б—с отбором генераторного газа, обогащенного горючим, из ЖГГ; /, 6—ТНА; 2—теплообменник; 3—система охлаждения камеры двигателя; 4—редуктор; 5—ЖГГ; 7— магистраль отбора окислителя для наддува бака окислителя; 8—теплообменник для нагрева окислителя; 9—отбор генераторного газа для наддува бака горючего; 10—теплообменник для охлаждения генераторного газа Системы наддува топливных баков при турбонасос- ных системах подачи топлива применяются для обеспечения бескави- тационной работы основных топливных насосов, когда не устанавливаются подкачивающие топливные насосы. В отличие от вытеснительных систем применяются относительно невысокие давления наддува порядка 0,1—0,5 кПа. Принципиально для наддува баков используются системы, подобные применяемым для вытеснительной топливоподачи. Рабочее тело может забираться от аккумуляторов давления, из системы охлаждения двигателя, из ЖГГ для наддува, где оно образуется от сжигания основных компонентов топлива. Как особый случай можно отметить использование для наддува баков низкокипящих компонентов способность этих компонентов образовывать пары в свободном объеме баков. В летательных аппаратах, совершающих полеты в земной атмосфере, наддув баков возможен путем использования скоростного напора потока воздуха. При отборе газов из аккумуляторов давления обычно используется возможность их подогрева в теплообменниках выхлопных устройств ТНА. В отличие от рассмотренного ранее способа наддува баков с отбором газа из системы охлаждения (см. рис. 12.1, б) применяется не дополнительное рабочее тело, а один из компонентов топлива (обычно — жидкий водород), поступающий под высоким давлением в систему охлаждения (рис. 12.12, а). Для целей наддува не обязательно, чтобы в месте отбора компонента он был в газообразном состоянии; возможно применение второй ступени подогрева в теплообменнике 2, установленном в выхлопной системе ТНА. Требуемое да!вление йаддува обеспечивается постановкой редуктора 4. Прошедший через турбину генераторный газ, содержащий избыток одного из компонентов, может быть использован для наддува бака этого же компонента. Для охлаждения генераторный газ пропускается через теплообменник, установленный в топливной магистрали одного из компонентов. В этом случае приходится иметь комбинированную 239
Рис. 12. 13. Установка с двигателем без дожигания и трубонасос- ной подачей: /, 2, 3—баки горючего, окислителя и вспомогательного рабочего тела, соответственно; 4, 5—клапаны; 6, 7—насосы с приводом через редуктор; 5—турбина ТНА; 9—твердотопливный стартер; 10—ЖГГ; 7/, 12—главные клапаны; 13—камера двигателя систему наддува, так как для наддува другого бака генераторный газ такого состава непригоден. В показанном на рис. 12. 12, б примере бак окислителя наддувается парами окислителя, полученными в теплообменнике 8. При желании иметь общий источник горячего газа, пригодного для наддува баков обоих компонентов, применяются системы с трехкомпо- нентным ЖГГ с впрыском охлаждающей жидкости. Подача охлаждающей жидкости применяется как вытеснительная, так и насосная. В последнем случае ТНА выполняется по схеме, показанной на рис. 12. 10, б. Как видно из сказанного, в большинстве случаев применяются комбинированные системы наддува, где для каждого бака используется своя система. Это обстоятельство усложняет и'утяжеляет силовую установку, снижает ее надежность. Положение усугубляется еще и тем, что некоторые из рассмотренных систем могут функционировать лишь при работающем двигателе или работающем ТНА. Следовательно, возникает дополнительно необходимость в установке пусковой системы наддува, обычно с аккумулятором давления без подогрева газов. В итоге, системы с бустерными ТНА могут, несмотря на их сложность, успешно конкурировать с системами наддува. В целом система топливоподачи может быть составлена из различных комбинаций рассмотренных выше систем, причем каждая из них отвечает определенному целевому назначению и обладает своими положительными и отрицательными качествами. Две типовые схемы турбонасосных систем подачи топлива применительно к двигателям с дожиганием и без дожигания показаны на рис. 12.13 и 12.14. Система управления режимами работы двигателей. Так же, как и в двигательных установках с вытеснительной подачей топлива, система управления режимами работы обеспечивает однорежимную или многорежимную работу двигателя, причем под многорежимностью понимается и возможность ступенчатого изменения тяги. Как один из вариантов ступенчатого изменения тяги в многокамерной двигательной установке, как уже отмечалось выше, возможно отключение одного или нескольких двигателей, причем в зависимости от количества ТНА, питающих камеры, может одновременно отключаться соответствующий ТНА или один общий ТНА переводиться на пониженный режим. Этот способ регулирования является частным случаем работы для описываемых ниже систем управления и регулирования. При турбонасосной подаче имеется больше возможностей воздействия на систему подачи топлива для изменения режима работы двигателя. Не касаясь частных функций систем управления и регулирования в процессе запуска и останова двигателя, рассмотрим структурно- функциональные схемы однорежимных и многорежимных силовых установок. 231
Рис. 12. 14. Установка с двигателем с дожиганием и турбонасосной подачей: /—выдвижная часть сопла; 2—сопло; 3—турбина насоса горючего; 4, 10—основные топливные насо- сы: 5, 9—бустерные топливные насосы; 5-ЖГГ; 7—регулятор тяги; в—регулятор соотношения компонентов; 11—турбина насоса окислителя; 12—радиальные смесители; /3~камера сгорания Наиболее распространенным способом воздействия на подачу топлива является изменение гидравлического сопротивления магистралей горючего и окислителя постановкой в них клапанов с переменным проходным сечением. Все разнообразие вариантов возможного места расположения регулирующих клапанов сводится к трем характерным случаям: установка в магистрали подвода компонентов в камеру сгорания, в магистрали подвода к ЖГГ ТНА и одновременно в обеих магистралях. Количество устанавливаемых клапанов определяется принятой программой регулирования и, как будет подробно показано в гл. XVII, зависит от числа регулируемых величин. Здесь отметим только следующее: включением одного регулирующего органа в магистраль подвода компонента в камеру двигателя можно регулировать либо тягу двигателя, либо соотношение компонентов в камере сгорания; включением двух клапанов — тягу и соотношение компонентов; добавление еще одного регулирующего органа в магистраль подвода компонента к ЖГГ позволяет регулировать дополнительно еще и соотношение компонентов в ЖГГ ТНА. На рис. 12.15 показаны различные варианты включения регулирующих органов в систему подачи топлива и их связи с соответствующими регуляторами. На рис. 12.15, а показано включение клапанов переменного сечения 7 в магистрали подвода к ЖГГ 6, управляемых регулятором тяги (регулятором рк) 9. Изменением положения клапанов изменяется количество и параметры рабочего тела турбины ТНА, изменяется производительность топливных насосов из-за изменения частоты вращения и, как следствие, изменяется подача топлива в камеру двигателя. Преимущества такой постановки клапанов заключаются в их относительно малых размерах по сравнению со способом, показанным на рис. 12.15, б, где клапаны 7, управляемые регулятором тяги 9, установлены в магистралях 5, питающих камеру сгорания. Расход компонентов изменяется как следствие изменения гидравлического сопротивления на выходе из насосов 2, 4. При этом ТНА переходит на другой установившийся режим работы. При однокомпонентном газогенераторе один из регуляторов, например, тяги, воздействует на регулирующий орган в магистрали подвода 232
Рис. 12. 15. Схемы систем регулирования двигателя с турбонасосной подачей: в—регулирование тяги изменением подачи компонентов в ЖГГ; б—регулирование тяги изменением подачи компонентов в камеру двигателя; в—регулирование тяги и соотношения компонентов в камере двигателя при однокомпонентном газогенераторе: г—регулирование соотношения компонентов ЖГГ по изменению уровня в топливных баках: /—ТНА; 2, 4—насосы компонентов-. 3—турбина; 5—магистрали подвода топлива к камере двигателя; 6—ЖГГ; 7—управляющие клапаны; в—датчики давления в камере сгорания; 9—регулятор рк; 10—трубка Вентури; //—топливные баки; /2—датчики уровня в баках; 13—регулятор а; /4—датчик перепада давления топлива рабочего тела в газогенераторе, а второй регулятор обеспечивает заданное соотношение компонентов а в камере двигателя, воздействуя через клапан 7 (рис. 12.15, в) на гидравлическое сопротивление магистрали горючего перед входом в головку камеры сгорания. Соотношение компонентов в рассмотренных системах регулируется по сигналу от расходомера Вентури 10. Сигнал может подаваться и от датчика 12 разности уровней жидкости в баках компонентов, как показано на рис. 12.15, д. Помимо способа изменения расхода компонентов путем изменения гидравлического сопротивления магистрали, применяется и способ, основанный на перепуске части рабочего тела, направляемого к турбине 23&
ТНА, в выходную магистраль ТНА (см. рис. 12.9, бив). В обоих случаях включение перепускных клапанов 17 сказывается на изменении частоты вращения турбины ТНА, а следовательно, и на подаче компонентов. Комбинацией рассмотренных схем включения регулирующих органов может быть получена любая схема САР ЖРД — с одним, двумя или тремя управляемыми величинами. По условиям применения летательных аппаратов, на которых устанавливаются двигательные установки большой тяги с турбонасосной подачей, как правило, требуются сложные системы регулирования, по крайней мере по трем параметрам процесса с соответствующим количеством регулирующих органов. Следует учесть, что хотя при регулировании соотношения компонентов достаточно поставить регулирующий орган лишь в магистрали одного компонента (он будет приравнивать расход этого компонента к соответствующей пропорциональной доле расхода второго компонента), в целях более точного поддержания заданного соотношения компонентов устанавливаются взаимосвязанные регулирующие органы в обе магистрали. Системы управления вектором тяги. Помимо описанных способов управления вектором тяги (отклонением маршевого или рулевых двигателей на шарнирном подвесе), в системах с ТНА имеется возможность управлять путем подачи генераторного газа в рулевые сопла. Двигатели с дожиганием часто устанавливаются на шарнирном подвесе. При этом камера отклоняется на малые углы без изменения величины заданной тяги. Применение этого способа осложняется необходимостью иметь в системе подачи топлива гибкие участки трубопроводов. Гибкие трубопроводы конструктивно более просты в магистралях низкого давления, до входа в ТНА, но тогда сам ТНА должен крепиться к камере двигателя и поворачиваться вместе с ней, что увеличивает инерционность системы управления и потребные усилия для изменения положения камеры. С учетом этого обстоятельства некоторые конструктивные преимущества могут дать схемы управления с рулевыми двигателями, подвижными и неподвижными, или с рулевыми соплами, питаемыми газами из ТНА. Изменение тяги неподвижных рулевых двигателей достигается изменением подачи топлива, а рулевых сопел — изменением подачи рабочего тела, осуществляемые клапанами, как было показано на рис. 12.5, а и 12.11, а. Системы обслуживания и предстартовой подготовки. В двигательных установках с ТНА эти системы выполняют те же функции, что и в установках с вытеснительной подачей топлива. Однако, большая сложность установок с ТНА требует дополнительного включения специальных устройств. При криогенных топливах в. ряде случаев требуется предварительное захолаживание магистралей и ТНА. Для этого имеется специальная система, которая при наземном старте может быть составным элементом комплекса обслуживания и для чего на борту предусматриваются лишь соответствующие магистрали и разъемы. Существенное усложнение систем обслуживания вносят разносорт- ность топлив двигателя и ТНА, а также применение дополнительных рабочих тел для систем наддува баков, смазки деталей ТНА и охлаждения газов перед ТНА, а также приводы сервомоторов различных систем и т. д. Все это вместе взятое усугубляется их индивидуальностью, зависящей от назначения, способа применения и заданных условий обслуживания при старте. Системы контроля состояния двигательной установки и обеспечения безопасности работы. Общие функции этих систем были рассмотрены 234
ранее. Дополнительные сложности вносит необходимость контроля состояния ТНА и обеспечения безопасности его работы. Контроль состояния ТНА при работе может оцениваться по параметрам рабочего тела и температуре камеры ЖГГ, по давлению компонентов перед насосами (что дает возможность судить о бескавитационной работе насосов), давлению за насосами, по частоте вращения ротора или одного из элементов многовального ТНА, по температуре рабочего тела, применяемого для смазки подшипников ТНА, особенно масла и т. д. При использовании криогенных топлив и потребностях в захолаживании насосов и магистралей требуется информация о их температурном состоянии. Наличие большого количества управляемых клапанов, а также главных топливных клапанов, значительно усложняет систему блокировок и расширяет круг потребных сигналов о положении регулирующих органов. Как указывалось ранее, блок обработки информации может выдавать отобранные сигналы на наземную контрольную аппаратуру. Датчики в системе замера уровня в баках или опорожнения баков при многократном включении двигательной установки дают возможность оценить располагаемый остаток топлива, а следовательно, время работы или импульс силовой установки. При использовании специальных пусковых аккумуляторов, подза- правляющихся к последующему запуску, требуется информация о их заполнении и готовности к следующему пуску. При этом может применяться специальное блокирующее устройство, не позволяющее включить двигатель, пока не произойдет зарядка аккумулятора топливом. Из сказанного следует, что при турбонасосной подаче независимо от целевого назначения летательного аппарата, система контроля состояния и обеспечения безопасности работы в большинстве случаев оказывается более сложной, а следовательно, и менее надежной, более тяжелой и занимающей больший объем, чем при вытеснительной подаче топлива. Вспомогательные системы. Круг вспомогательных систем также может расширяться, а сами системы усложняться в силу специфических свойств ТНА. Так, система запуска усложняется необходимостью в процессе запуска обеспечить розжиг основной камеры и камеры газогенератора и вывод камеры и ТНА по заданной программе на установившийся режим. Цели, задачи и структура систем запуска различны в зависимости от того, автономен ли ТНА от камеры двигателя. В первом случае раскрутка ТНА от любого постороннего источника рабочего тела, подаваемого на турбину, приводит к возможности обеспечить независимое питание ТНА теперь уже основным рабочим телом, отбираемым в генератор из нагнетающих магистралей насосов, так что работоспособность ТНА не связана с тем, произошел или не произошел к этому моменту запуск камеры двигателя. Процесс запуска камеры может быть смещен по времени и осуществляется при полностью подготовленной к действию топливоподающей системы. При этом возможен любой вид запуска: пушечный, ступенчатый или плавный, что обеспечивается соответствующей последовательностью и способом действия главных клапанов, а также, если это необходимо, мероприятиями по розжигу камеры при несамовоспламеняющихся компонентах. Подключение к системе подачи топлива системы запуска для варианта с автономным ТНА показано на рис. 12.16, а. Раскрутка ТНА перед запуском двигателя от твердотопливного стартера 2 происходит при закрытых главных клапанах 5 в системе подачи топлива. По сигналу от временного реле, при достижении определенной частоты враще- 235
Рис. 12. 16. Схемы систем запуска силовых установок с ТНА: а—с автономным ТНА (Л и Б — варианты пусковых устройств); б—с автономным ТНА и устройством для многократного запуска; в—с неавтономным запуском; /—ТНА; 2—пусковой ТГГ; 3—ЖГГ; 4—управляемые клапаны ЖГГ: 5—главные топливные клапаны камеры двигателя; 6—баллон со сжатым газом; 7—редуктор; 8, 9—баллоны с пусковым топливом; /0—пусковой ЖГГ; //—наземный баллон со сжатым газом; 12—теплообменник; /3—подвод подогретого газа; 14—электроклапаны заправки пусковых баллонов; 15—электроклапаны запуска; 75—пусковой аккумулятор; 17—газовая полость; 18—поршень; 19—пружина; 20—пусковые пневмокла- паны; 21—баллон со сжатым газом для первого запуска; 22—датчики давления в пусковых баллонах для блокировки отсечки двигателя по готовности к последующему запуску; 23—клапаны пускового воспламенителя ЖГГ; 24—пусковой воспламенитель ЖГГ; 25—датчик давления в пусковом воспламенителе ЖГГ; 26—датчик давления в пусковом воспламенителе камеры двигателя; 27—электроклапаны пускового воспламенителя камеры двигателя; 28—пусковой воспламенитель камеры двигателя; 29—камеры двигателя; 30—программно-задающее устройство 236
ния ротора ТНА или давлений за насосами открываются клапаны 4 впуска компонентов в ЖГГ ТНА, происходит воспламенение основного топлива (если оно несамовоспламеняющееся, то от горячих газов от стартера). Главные клапаны горючего и окислителя обычно открываются принудительно по командам от программно-задающего устройства. Наличие сервомоторов не обязательно: применяются, например, главные клапаны, открывающиеся силами давления топлива в нагнетающейся магистрали насоса. Практическая реализация той или иной конструкции главных клапанов определяется частными свойствами запускаемого двигателя и его топлива. При необходимости многократного запуска устанавливается несколько твердотопливных стартеров, срабатывающих последовательно и снабженных устройствами, предотвращающими воспламенение от горячих газов шашек других стартеров при включении одного из них. Вариантами рассмотренной схемы будут системы с другими пусковыми устройствами ТНА — с пусковыми газогенераторами с вытесни- тельной системой подачи компонентов (узел Л на рис. 12.16,а),с наземным источником сжатого газа, в частном случае, и горячего, для зажигания несамовоспламеняющихся компонентов топлива основного газогенератора (узел Б на рис, 12.16, а). Первая система удобна при многократном запуске в полете двигателя, а вторая облегчает пусковую систему летательного аппарата. Для многократного запуска ТНА в полете применяются дополнительные аккумуляторы рабочего тела турбины (рис. 12.16,6). Каждый аккумулятор 16 представляет собой цилиндр с подпружиненным поршнем 18\ одна из полостей цилиндра заполнена порцией топлива для запуска ТНА, вторая полость 17 заполняется газом, выпускаемым в процессе первого запуска из баллона Рис. 12. 17. Двигательная установка с четырьмя двигателями РД-107 «Восток»: /—рулевые камеры; 2—узел качания и подвода окислителя; 3—трубопроводы окислителя рулевых камер; 4—основные камеры; 5—газогенератор; 6—узел турбины; 7, 8—входные патрубки насосов; 9—главный клапан окислителя; 10—трубопроводы окислителя; //—главный клапан горючего; 12—трубопроводы горючего рабочего тела 21. При этом происходит выталкивание пускового топлива через электроклапан 15 запуска ТНА. Когда ТНА выходит на расчетный режим, открываются клапаны 14, в ЖГГ поступает топливо от насосов и одновременно происходит зарядка аккумуляторов, в процессе 237
которой поршни 18 принимают исходное положение, сжимая газ, заполняющий полость 17. Аккумуляторы подготовлены к следующему запуску. Система запуска включает при необходимости устройства для предпускового заполнения магистралей системы охлаждения двигателя, его головки и камеры сгорания нейтральным газом, если нежелательно соприкосновение топлива с воздухом при заполнении указанных объемов. Вступление в работу системы запуска ТНА бывает сблокировано с заполнением системы. Для сокращения времени запуска и уменьшения предстартового расхода топлива главные клапаны открывают с некоторым опереже- 10 Рис. 12. 18. Двигательная установка с двигателями РД-119 «Космос»: /—рулевые сопла тангажа; 2, 13—рулевые сопла курса; 3, 12—рулевые сопла крена; 4—сопло двигателя; 5, //—газораспределители с электроприводом; 6—камера сгорания; 7—ЖГГ; 8—ТНА; 9— баллон сжатого воздуха; 10—силовая рама 238
нием по отношению к выходу ТНА на расчетный режим. При использовании для перемещения главных клапанов энергии от источника, независящего от работы ТНА, опережение задается программным механизмом. Самоуправление открытием клапанов возможно, когда для этого используется усилие от нарастания давления в подводящей топливной магистрали. Запуск в обоих случаях происходит плавно. Не вызывает особых трудностей и запуск с выводом на предварительную ступень: главные клапаны должны иметь определенные фиксированные положения, что достигается либо с помощью программного механизма, либо специальным устройством клапана, снабженного пружиной. Дифференциальное открытие па!р главных клапанов требуется по условиям уменьшения возможности возникновения больших динамических нагрузок и вибраций при запуске мощных многокамерных установок. Двигатели, расположенные симметрично относительно оси летательного аппарата, запускаются попарно со сдвигом по времени порядка нескольких десятков мкс. Схема бесстартерного запуска показана на рис. 12.16, в. По команде «запуск» открываются электроклапаны 23 и 27 и компоненты топлива поступают под давлением столба жидкости в баках и магистралях к пусковым воспламенителям ЖГГ 24 и камеры двигателя 28. При возникновении устойчивого горения в воспламенителях датчиками давления 25 и 26 подаются сигналы на открытие главных клапанов камеры двигателя 5 и клапанов пуска компонентов в ЖГГ 4 и происходит раскрутка турбииы ТНА. При такой относительно простой системе запуск растягивается -на несколько секунд. Системы запуска с неавтономными ТНА, т. е. получающими рабочее тело в результате процесса в камере двигателя, имеют ряд особенностей. В системе, где турбина ТНА питается парами горючего, образующимися в системе охлаждения камеры сгорания (см. рис. 12.9, в), захолаживание и продувка системы охлаждения камеры перед запуском производятся за счет давления столба горючего в баках и магистралях. Режим захолаживания подбирается так, чтобы образовалось достаточное количество газа для раскрутки ТНА и вывода двигателя на расчетный режим. При этом может и не требоваться предварительный наддув баков. На базе рассмотренных основных и вспомогательных систем могут составляться различные варианты двигательных установок. Представление о компоновке и поузловом составе двигательных установок с ТНА можно получить из рассмотрения многокамерной установки с четырьмя двигателями РД-107 «Восток» и однокамерной установки с двигателем РД-119 «Космос» (рис. 12.17 и рис. 12.18). 12. 3. Особенности установок с РДТТ и двигателями смешанного топлива Двигательные установки с РДТТ отличаются простотой, что объясняется отсутствием систем топливоподачи и систем, регулирующих расход компонентов, как это присуще установкам с ЖРД. Если рассматривать камеру двигателя, снаряженную топливом, как единый элемент двигательной установки, то в качестве остальных основных систем выступают: — система управления двигателем, часто объединенная с системой управления вектором тяги; — система запуска; — система выключения. Система управления двигателем. Обычно в РДТТ профилированием заряда заранее задается желательный закон изменения тяги по 239
времени горения. Система регулирования тяги, если таковая имеется, используется лишь как вспомогательное средство и предназначена для ликвидации возможных отклонений тяги от расчетного значения. В этих случаях чаще находят применение устройства, позволяющие одновременно изменять и положение вектора тяги, т. е. простейшими средствами обеспечивать заданную осевую составляющую тяги силовой установки. Из таких систем наиболее широко применяются: управление поворотным соплом, крепящимся шарнирно к камере; перестановка внешних регулирующих органов, вводимых в газовый поток, истекающий из сопла; впрыск жидкости или газа в критическую или закритическую часть сопла через клапанные устройства и форсунки. Применение той или иной системы диктуется принятой конструктивной схемой двигателя — с поворотным или неподвижным соплом. Создание поворотных сопел легче осуществимо при их относительно небольших размерах. Однако при многосопельном днище применение устройств для поворота может перетяжелить конструкцию. Введение в поток газов внешних регулирующих органов конструктивно выполняется проще, но сопряжено с трудностями обеспечения прочности деталей, омываемых горячими газами. Схемы систем управления и регулирования для варианта воздействия на поворотное сопло и на регулирующий орган, вводимый в поток газов принципиально одинаковые. Регулятор вектора тяги по сигналу от системы управления и стабилизации летательного аппарата включает соответствующие сервомоторы 8, поворачивающие газовые рули 7 (рис. 12.19,а). Сервомоторы могут иметь электро-, пневмо- или гидропривод (последний показан на схеме). Рабочее тело для привода сервомоторов подается в регулятор из баллона 1 с помощью вытеснительной системы. Более распространены системы с использованием впрыска газа или жидкости в сопло (рис. 12.19, б). Для впрыска рабочей жидкости, хранящейся в баллоне /, используется вытеснительная система подачи. Управление клапанами 10, дозирующими поступление жидкости в определенный сектор сопла, происходит по командам регулятора вектора тяги. Системы запуска могут обеспечивать один или, реже, несколько запусков. Они максимально просты по устройству и обычно состоят из включателя тока перед электрозапалом пускового воспламенителя. Системы выключения двигателя применяются в тех случаях, когда требуется гашение заряда для повторного запуска или отсечка двигателя в данной точке траектории полета с предельным при этом уменьшением импульса последействия. Системы достаточно просты. Их главным элементом являются электрические включатели тока на срабатывание пирозапалов, открывающих отсечные сопла. Схема двигательной установки с РДТТ, включающей основной двигатель с воспламенителем, соплами противотяги для отсечки и впрьгском жидкости в сопло для управления вектором тяги, показана на рис. 12.20. Двигательные установки с РДСТ. Такие установки могут выполняться по нескольким схемам. Наиболее сложными являются установки с двигателями на смешанном топливе, включающем жидкий компонент. На базе таких двигателей возможно создание весьма совершенных установок, предназначенных для космических объектов, для исследования планет солнечной системы, когда они могут находиться в полете перед включением в течение нескольких лет. Подобная силовая установка в общем случае содержит: 240
11 Рмс 12.19. Схемы систем управления вектором тяги РДТТ: о—газовыми рулями; б—впрыском жидкости или газа в сопле двигателя: /—баллон с рабочей жидкостью; 2—прорывная мембрана; 3—редуктор; 4—запорный клапан; 5—баллон со сжатым газом; 6—сопло двигателя; 7—газовые рули; 8—сервомоторы; 9—регулятор вектора тяги; 10—система управления и стабилизации; //-^подвод рабочего тела к регулятору; 12— клапан управления впрыском в сопло жидкости или газа; 13—ввод жидкости или газа в закритическую часть сопла; 14—кольцевой коллектор Рис. 12. 20. Двигательная установка с РДТТ: /—носовой обтекатель; 2—воспламенитель; 3—заряд: 4—переднее днище 5—секция двигателя; 6—задняя крышка; 7—сопло; Ь—кольцевой коллек тор подвода рабочего тела в систему регулирования вектора тяги 9, 10, И—баки системы регулирования вектора тяги камеру двигателя смешанного топлива — с зарядом твердого топлива и форсунками впрыска жидкого компонента, обычно окислителя; комплект рулевых двигателей, участвующих в создании заданного значения вектора тяги; систему баков и емкостей рабочих тел, жидкого компонента топлива, компонентов топлива рулевых двигателей; систему подачи жидкого компонента топлива маршевого двигателя; систему подачи топлива в рулевые двигатели; систему управления величиной тяги маршевым двигателем; систему управления направлением вектора тяги. Схемы двигательной установки, имеющей маршевый двигатель смешанного топлива с жидким окислителем, рулевые двигатели, обеспечивающие управление по тангажу и стабилизацию по крену, показаны на рис. 12.21 и рис. 12.22. Система баков и емкостей рабочих тел включает баки окислителя маршевого двигателя 13, топлива для рулевых двигателей 1, баллон 7 с рабочим телом для наддува бака окислителя. Система подачи топлива в маршевый двигатель — вытеснительная с подогревом рабочего тела (гелия) в нагревателе 15, помещенном на срезе сопла маршевого двигателя смешанного топлива 16. Система подачи топлива в рулевые двигатели также вытеснительная, с ТГГ. Для упрощения силовой установки целесообразно, как в рассматриваемом случае, применять для рулевых дзч- гателей однокомпонентное топливо, например, гидразин или аэразин. 241
Датчик уровня faKCL окислителя Блок обработки информации Система обслуживания и предстартовой подготовки I I Система емкостей и баков ,Не Вытеснительная система подачи топлива Камера двигателя Камера рулевого двигателя управления ло тангажу Сопло управления по крену Ог -л Гидразин кОо Гидразин Блок аварийного выключения Система выдачи сигналов блокировки Система, управления двигателем Система управления вектором тяги Система стабилизации и управления полетом ¦ Рис. 12. 21. Структурная схема двигательной установки с РДСТ Система управления вектором тяги, получая управляющие сигналы от системы стабилизации и управления, полетом 24, через регулятор вектора тяги 25 воздействует на управляющие клапаны 18 и 20 в магистралях подвода топлива к рулевым двигателям. Система регулирования тяги маршевого двигателя может применяться упрощенная, например, с использованием редуктора, поддерживающего заданное давление наддува бака окислителя. В систему регулирования входит и устройство, включающее после запуска систему подогрева рабочего тела, идущего на наддув бака окислителя. При постоянстве настройки редуктора 8 по сигналу датчика 14 давления топлива в нагнетающей магистрали регулятор тяги 22 может изменить давление наддува, включая перепускной клапан 10 и дренажный клапан 11. Система обслуживания и предстартовой подготовки в рассматриваемой двигательной установке включает устройства для заправки баков и емкостей. Контроль заполнения производится датчиками уровня жидкости в баках 23. По сигналам датчиков включаются регуляторы уровня 21, закрывающие отсечные клапаны 2, 6, 12. Система контроля состояния и обеспечения безопасности работы включает ряд датчиков и блоки обработки информации, выдачи сигналов, аварийного выключения, а также систему блокировок. Кроме показанных на схеме датчиков уровня 23 и датчика давления в магистрали подачи окислителя 14, в систему включаются и другие датчики, контролирующие давление наддува, давление в магистралях топлива рулевых двигателей, температурное состояние двигателя перед запуском и т. п. Компоновка двигательной установки подобного типа показана на рис. 12.23. Более простые установки с двигателями смешанного топлива могут не иметь рулевых двигателей и соответственно систем подачи топлива к ним. Система управления вектором тяги в этом случае включается в систему регулирования подачи жидкого компонента или управляет положением поворотных сопел. 242
Рис. 12. 22. Принципиальная схема двигательной установки с РДСТ: /—бак с топливом для рулевых двигателей; 2, 6, 12—отсечные клапаны заправки; 3—пневморедук- тор; 4, 9—прорывные мембраны; 5—твердотопливный газогенератор; 7—баллон с жидким гелием для наддува топливного бака двигателя; Я^клапан постоянного давления (редуктор); 10—клапан перепуска в системе наддува; //— дренажный клапан в системе наддува; 13—бак с жидким топливом для маршевого двигателя; 14—датчик давления в магистрали подачи жидкого топлива; 15— нагреватель в системе наддува бака жидкого топлива; 16—двигатель смешанного топлива; 17—камера рулевого двигателя управления по тангажу; 18, 20—управляющие клапаны рулевых двигателей; 19—сопло управления по крену; 21—регулятор уровня в баке: 22—регулятор тяги; 23—датчик уровня в баке; 24—система стабилизации и управления полетом; 25—система управления вектором тяги Рис. 12. 23. Двигательная установка с РДСТ: /—бак окислителя; 2—двухпозиционный клапан бака окислителя; 3—корпус РДСТ (стекловолокно); 4, 5—двигатели регулирования по крену и регулирования вектора тяги; 6—двигатели для наддува, 7—сопло; 8—теплообменник газа для наддува бака окислителя; 9— баллон с рабочим телом для системы* регулирования; 10—нейлоновая изоляция с фенольной пропиткой; //—топливный заряд (горючее); 12—форсунки; 13—зарядно-дренажный клапан окислителя; 14— баллон с гелием для наддува бака окислителя 243
Глава XIII КОНСТРУКЦИЯ КАМЕР ЖРД Конструкции камер ЖРД весьма разнообразны и различаются пои- нятои компоновкой, конструктивными формами отдельных элементов и их устройством, применяемыми материалами и способами изготовления. Выше, при рассмотрении процесса в ЖРД, его камера представлялась как совокупность камеры сгорания, в которой происходят процессы сгорания и смесеобразования, и сопла, где происходят расширение и разгон продуктов сгорания. Конструктивно камеру представляют состоящей из двух узлов: смесительной головки и корпуса. Головкой именуется часть камеры, представляющая собой устройство для ввода компонентов топлива или продуктов газогенерации в огневое пространство и первоначального их перемешивания между Корпус камеры — оболочка (в том числе многослойная), образующая стенку сопла и камеры сгорания без смесительной головки. Совершенство конструкции камеры характеризуется ее компактностью и удельной массой mK=m/P — отношением массы камеры т к ее тяге Р. Задача получения высоких значений удельного импульса требует совершенствования процессов смесеобразования, горения и расширения. Проведенные в этом направлении конструктивные мероприятия позволили значительно уменьшить потребный объем камеры сгорания, а следовательно, и ее массу и особенно снизить массу сопла, улучшив систему охлаждения и теплозащиты, рациональным профилированием и применением легких сопловых насадков. Достигнутые успехи в совершенствовании процесса двигателя и его конструкции позволили в лучших образцах современных ЖРД снизить удельную массу камеры тк до значения порядка 0,001—0,0005 кг/Н, по сравнению с величиной 0,003—0,005 кг/Н в первых образцах ЖРД. В результате накопленного опыта по созданию высокоэффективных современных двигателей сложились оптимальные формы их узлов. Так, Рис. 13. 2. ЖРД с кольцевой камерой сгорания и коль<- цевым соплом: /—подвод окислителя; 2—камера сгорания; 3—расширяющаяся часть сопла; 4—ребра для организации движения охладителя; 5—подвод горючего; 6—головка камеры Рис. 13. 1. Камера ЖРД РД-107: /—форсуночная головка; 2—цилиндрическая камера сгорания; 3—круглое сопло Лаваля
в основном применяются цилиндрические камеры сгорания. С такими камерами сгорания удачно компонуются круглые сопла, профилированные в продольном сечении в форме сопла Лаваля (рис. 13.1). Не нашли широкого применения камеры сгорания сфероидальной формы и конические сопла, ввиду трудности получения высоких параметров процесса. Одним из исследуемых направлений развития конструктивных форм в целях сокращения габаритов мощных силовых установок является создание двигателей с кольцевыми камерами сгорания и кольцевыми соплами с центральным телом: штыревыми или тарельчатыми (рис. 13.2). Для двигателей весьма больших тяг (свыше 5000 кН) разрабатываются конструкции с секционной кольцевой камерой A8, 33], где отдельные камеры-секции, имеющие в выходном сечении овальную форму, располагаются вокруг центрального тела и имеют общее сопло. Внутри центрального тела сопла может располагаться ТНА и емкости с вспомогательными рабочими телами. 13. 1. Головки и устройства для смесеобразования Головка образует переднее днище камеры двигателя. Она имеет устройства для подвода топлива, его циркуляции по внутренним коммуникациям, связанным, в частности, с системой охлаждения камеры и самой головки, для распределения топлива и подвода его к смесеобразующим элементам; в отдельных случаях головка имеет также воспламенители и антивибрационные устройства. Кроме того, в конструкцию головки входят крепежные элементы: для соединения с камерой сгорания, с подводящими и циркуляционными трубопроводами, с клапанными устройствами, с системой подвеса двигателя, с другими узлами силовой установки (ТНА, воспламенителями, ЖГГ и т. д.). Основными требованиями к конструкции головки являются обеспечение заданных условий смесеобразования и защиты стенок камеры от чрезмерного нагрева и прогара. Эти задачи решаются рациональным размещением на головке смесеобразующих элементов выбором производительности и других характеристик отдельных их групп и надлежащим охлаждением самой головки и прилегающей к ней части камеры сгорания. Одновременно конструкция головки должна обладать достаточной жесткостью несмотря на ослабление ее стенок большим количеством отверстий для ввода топлива в камеру сгорания. Принципиально различными по конструкции являются головки двигателей, работающих по обычной схеме или с дожиганием генераторного газа, в силу особенностей, налагаемых условиями работы и конструкцией смесеобразующих элементов. В первом случае головки по агрегатному состоянию топлива являются жидкофазными, во втором — жидкогазофазными или газофазными. Жидкофазные смесительные головки. Конструкция жидкофазных головок в первую очередь зависит от принятого способа подвода топлива к смесеобразующим элементам, в данном случае — форсункам. Условия обеспечения надлежащей жесткости, в частности, сохранения формы при неравномерном нагреве, определяют выбор силовой схемы головки. Топливо к форсункам одного компонента в простейшем случае подводится из единой полости головки. Рядом специфических требований обусловливается многополостная или многоканальная схема подвода топлива к различным группам форсунок одного компонента. При двухкомпонентном топливе и питании форсунок из общих полостей головка имеет три стенки: наружную, среднюю и внутреннюю, обращенную к камере сгорания. Средняя и внутренняя стейки образуют 245
форсуночное днище. Две полости между стенками головки заполнены компонентами топлива. Обычно давления компонентов р\ и р2 примерно равны, и можно считать р1 = р2=Рт При давлении в камере сгорания рк и наружном давлении рн наружная стенка головки находится пои действием перепада давлений Арн=Рт—Рн, а форсуночное днише в целом — под действием Арф.д=рт—рк. На расчетном режиме перепад давлений на форсунках Арф=рт—рк обычно невелик и форсуночное днище нагружено сравнительно мало. На рабочем режиме внутренняя стенка заметно нагревается. Это приводит к возникновению в ней значительных температурных деформаций и снижению прочностных свойств материала. Указанные факторы вызывают прогибы форсуночного днища и наружной стенки. Поэтому, кроме обеспечения достаточной жесткости, к головке предъявляется требование сохранения герметичности ее элементов при возможных деформациях. Расчет головки на прочность производится для так называемого режима опрессовки, когда рк = 0 и максимален перепад давлений /?ф.д=рт и для расчетного режима, когда существенное влияние может оказать нагрев внутренней стенки*. Условия смесеобразования и жесткость днища зависят от формы стенки, обращенной к камере сгорания. Она может быть плоской, шатровой и сферической. Наиболее распространены плоские днища. Плоское днище просто по конструкции и несложно в производстве. При цилиндрической камере сгорания плоское днище дает лучшую однородность полей скоростей и давлений и состава смеси компонентов по поперечному сечению камеры. Однако плоское днище обладает сравнительно небольшой жесткостью и прочностью. Поэтому используют ряд конструктивных мероприятий, направленных на повышение жесткости плоского днища и согласованных одновременно с требованиями улучшения смесеобразования, охлаждения днища и заданного распределения топлива по внутриголовочным коммуникациям. При относительно небольшом диаметре камеры сгорания, порядка 0,5 м, возможно получить достаточно жесткую конструкцию днища с тонкими внутренней и средней стенками, изготовленными из листового материала, но с обязательным включением силовых связей между стенками. Это объясняется тем, что при часто расположенных жестких силовых связях между стенками днище работает как единое целое и несущая способность холодной средней стенки компенсирует податливость нагретой и имеющий при этом низкие механические характеристики внутренней стенки. Главные отличия в конструкцию тонкостенных днищ вносит форма жестких связей. Связи располагаются как по периферии днища (периферийные связи), так и по всей его поверхности (внутренние связи). Они выполняются точечными и протяженными линейчатыми. В свою очередь линейчатые связи могут быть кольцевыми или радиальными относительно центра головки. Точечные связи используются на днищах с центробежными форсунками, а линейчатые — при струйных форсунках. Точечные связи в тонкостенных форсуночных днищах могут быть образованы выштамповками (рис. 13.3, а) или развальцовкой форсунок (рис. 13.3, б). По местам выштамповок в средней и внутренней стенках производится точечная сварка, а затем ставятся форсунки компонента, заполняющего полость Б. Форсунки компонента, находящегося в полости Л, могут при достаточной толщине стенки ввинчиваться на резьбе, * Способы расчетов форсуночных днищ на прочность изложены в работах [5 и 53]. 246
/ У с 1 1 / 2 J ; J J > t 7 5 Рис. 13. 3. Двухстенные форсуночные днища: а—с выштамповкой; б—с развальцовкой форсунок; в—с силовым кольцом; А и Б—полости компонентов; В—отверстие для воспламенителя; /—наружная стенка головки; 2—средняя стенка головки; 3—внутренняя стенка головки; 4— форсунки; 5—силовое кольцо но чаще они крепятся развальцовкой. В конструкции, представленной на рис. 13.3, б, связь между стенками осуществляется через корпусы форсунок. Одинаковое расстояние между стенками обеспечивается упором в буртики на корпусе форсунки или в торцы калиброванных втулок 9 (см. рис. 13.22, г). К качеству завальцовки предъявляются высокие требования, так как необходим надежный контакт по всей окружности развальцовываемого бурта. Количество связей между стенками, как правило, определяется количеством форсунок одного из компонентов и в свою очередь зависит от условия размещения форсунок. Для наилучшего смешения компонентов желательно иметь максимально возможное число форсунок, однако, минимальное расстояние между ними ограничено размером выштамповок, условиями допустимого ослабления внутренней стенки отверстиями под форсунки и, наконец, размерами самих форсунок. В выполненных конструкциях при центробежных однокомпонентных форсунках шаг составляет 12—30 мм. Этим объясняется, что в ряде случаев в полость А (см. рис. 13.3, а, б) подается тот компонент, форсунок которого больше, чем у другого компонента. Ограничение количества центробежных форсунок на таких головках существенно отражается на возможностях получения большой расходонапряженности головки. При относительно малом диаметре камеры сгорания такие днища могут не иметь периферийной связи в виде наружного силового кольца; в них стенки днища непосредственно привариваются к стенкам камеры сгорания или коллектору, если он имеется (рис. 13.3). В тех случаях, когда требуется большая жесткость, стенки форсуночного днища привариваются к наружному силовому кольцу 5 (рис. 13.3, в). В качестве дополнительных подкрепляющих связей могут использоваться перегородки 4 между нижней стенкой и форсуночным днищем, показанным на рис. 13.1. Одним из недостатков рассмотренных конструкций головок с подобными днищами являются большие по объему полости компонентов А и Б, что увеличивает возможный импульс последействия и время переходных процессов при регулировании двигателя. Невозможно и регулирование расхода компонентов через отдельные группы форсу- 247
нок при дросселировании двигателя. Последний недостаток устраняется постановкой в полостях А и Б дополнительных перегородок, разделяющих их на отдельные отсеки с раздельным и отключаемым подводом компонента к каждому из них. Линейчатые связи в основном применяются кольцевые. Они позволяют концентрично расположить форсунки при раздельном подводе компонентов, дают возможность улучшить смесеобразование, подобрать оптимальные углы соударения струй топлива и, наконец, придать жесткость двухстенной головке (рис. 13.4). Фигурные кольца с ребрами, образующие внутреннюю стенку головки 4, привариваются или припаиваются к элементам, образующим наружную стенку 5. При этом образуются кольцевые полости горючего и окислителя 1 и 2. Ввиду того, что кольца выполняются тонкостенными, условия защиты от перегрева благоприятны. Струйные форсунки крепятся к кольцам развальцовкой, подобно центробежным, или выполняются непосредственно в стенке кольца. Толщина колец в последнем случае определяется потребной длиной канала форсунки. Некоторые технологические преимущества при изготовлении форсунок на кольцах дает возможность обработки входных кромок каналов форсунок. Струйные форсунки имеют относительно малые размеры и их минимальный шаг определяется при данном угле распыла расстоянием зоны соударения струй от поверхности головки, т. е. шириной колец. При струйных форсунках минимальный шаг доходит до 3—4 мм. Обращенная к камере сгорания поверхность колец может образовывать гладкую плоскую внутреннюю стенку днища, но чаще применяются формы колец, показанные на рис. 13.4. Как видно, при этом легко обеспечивается перекрещивание струй форсунок с заданным углом их соударения, а также использование способа распыливания ударом о преграду, например, о ребро 3. Подвод компонентов к кольцевым полостям головки осуществляется через один или несколько патрубков, крепящихся к наружной стенке. Крепление таких головок к камере сгорания производится сваркой или на болтовых соединениях, если имеется соответствующий развитый фланец на наружной стенке. Ограниченная прочность тонкостенных форсуночных днищ может привести к их короблению, сопровождаемому нарушением условий смесеобразования при соударении струй топлива, а также к нарушению герметичности сварных или паяных швов и развальцовок. Поэтому, особенно при больших диаметрах камеры сгорания следует отдать предпочтение головкам с жесткими одностенными форсуночьыми днищами, в том числе литыми. Рис. 13.4. Формы колец и направление струй форсунок: /—полость горючего; 2— полость окислителя; и— ребро; 4—внутренняя стенка; 5—наружная стенка 248
Рис. 13. 5. Головка с литым одностенным днищем и кольцевыми каналами: А, Б—кольцевые каналы; /—наружное днище; 2—литое днище; 5—цент- робежная форсунка; 4—струйная форсунка; 6—кольцо; 7—гайка Рис. 13.6. Одностенное форсуночное с радиальными каналами: днище Л—радиальные каналы; /—прокладки; 2—днище; 3—струйные форсунки; 4, 5—стенки камеры; 5—обод днища Одностенное форсуночное днище имеет внутри систему каналов для подвода одного из компонентов к форсункам; другой компонент подводится из полости, заключенной между форсуночным днищем и наружной стенкой. Различают форсуночные днища с кольцевыми каналами, с радиальными каналами и радиальными каналами с форсуночными кольцами. Первый опыт применения литых днищ относится к двигателям с малой тягой, давлением в камере сгорания порядка 2 МПа и небольшой тепловой напряженностью головки, что позволяло применять днища из легких сплавов, например, из алюминия. В литом днище 2 между кольцевыми каналами А и Б (рис. 13.5) образуются массивные перемычки, благодаря чему оно обладает высокой жесткостью. К недостаткам такой конструкции относится трудность обеспечения одинаковой подачи топлива к группам форсунок, питающихся из одного канала. Струйные форсунки 4 выполняются в виде сверлений непосредственно в литом днище 2, а центробежные форсунки 3 ввинчиваются в днище. Головка может выполняться в представленной конструкции, съемной, что удобно для двигателей многократного применения, или привариваться к стенкам головки. Радиальные каналы А в одностеночном форсуночном днище (рис. 13.6), получаются обычно сверлением и развертыванием. Угол между соседними каналами составляет 5—10°. Оси форсунок того компонента, который подводится по радиальным каналам, лежат обычно на осях каналов, что ограничивает возможное количество форсунок данного компонента. Поэтому целесообразно подводить по радиальным каналам горючее, расход которого меньше, а форсунки окислителя выводить в полость между наружной стенкой и днищем осевыми каналами. Ввиду того, что шаг по дуге окружности между форсунками, расположенными по радиальным каналам, увеличивается к периферии, для более равномерного распределения смеси по объему камеры между основными радиальными каналами, проходящими до центральной части головки, выполняются дополнительные укороченные каналы, также радиальные, благодаря чему может быть увеличено количество форсунок горючего. На головках подобного типа чаще выполняются струйные форсунки. Дополнительную жесткость головке придает массивный обод 6У который соединяется со стенками камеры сгорания. При стальном фор- 249
Рис. 13. 7. Форсуночное днище с радиальными каналами и форсуночными кольцами: /—форсуночное днище; 2—осевые каналы подвода окислителя к кольцам; 3—форсунки; 4— форсуночные кольца; 5—сетчатый фильтр; 6— форсунки пристеночного слоя горючего; 7— трубки камеры; 8—вход горючего в трубки; 9— выход горючего из трубок; 10—радиальные каналы; 11—межкольцевые перемычки суночном днище применяется сварное соединение, а днище из алюминиевого сплава крепится к камере сгорания на болтах. Для более надежного уплотнения применяются пазовые стыки,, в которых зажимаются мягкие прокладки 1. Преимуществом дисковых днетщ с радиальными каналами является простота конструкции и достаточная жесткость, создаваемая их относительно большой толщиной. К недостаткам относятся ограниченная возможность варьировать размещением форсунок, необходимость высокой точности изготовления для обеспечения одинаковых гидравлических сопротивлений радиальных каналов и неблагоприятный тепловой режим головки, связанный с необходимостью отводить тепло от внутренней поверхности через толстую стенку. От большинства указанных недостатков свободны конструкции днищ с радиальными каналами и форсуночными кольцами (рис. 13.7). Форсуночное днище 1 имеет массивный обод и относительно тонкий диск, усиленный радиальными ребрами, в которых проходят радиальные каналы 10. К диску со стороны камеры сгорания концентрично крепятся тонкие форсуночные кольца 4, каждые под один только компонент, а сами форсунки обычно струйные. Один из компонентов подводится в полости, образованные кольцами, из радиальных каналов 10, а второй по осевым каналам 2 — в полости, образованные другой группой колец. Конструкция колец может быть различной в зависимости от принятого способа их крепления к диску: сваркой или пайкой, что более технологично. Предварительно кольца иногда завальцовываются материалом межкольцевых перемычек диска 11. Для упрощения технологии изготовления дисков они могут и не иметь межкольцевых перемычек 11. Шатровые и сферические днища менее распространены, чем плоские. Они обладают по сравнению с плоскими большей поверхностью при том же диаметре камеры сгорания и более высокими прочностными свойствами при той же толщине. На большей площади таких головок удается разместить и большее количество форсунок, обеспечивая лучшее перемешивание. В центре головки удобно размещается воспламенительное устройство, которое вследствие специфики смесеобразования у неплоских головок лучше защищается от нагрева горячими газами. Недостаток сферических и шатровых головок, помимо сложности их изготовления, заключается в возможности скопления топлива в центре камеры. Шатровая головка применялась, например, в рулевых двигателях, где достаточно одного центрального топливоподающего устройства с двухкомпонентной форсункой, которая часто выполняется регулируемой [32]. 250
Рис. 13. 8. Сферическая головка с двух- стенным форсуночным днищем: /—стенка камеры сгорания; 2—внутренняя стенка головки; 3, б—шпильки; 4— наружная стенка головки; 5, 7—форсунки окислителя и горючего; 8—средняя стенка головки; 9—штифты; 10—пазовые уплотнения; //—кольцевые полости окислителя Сферические головки использовались в двигателях с предкамерным (форкамер- ным) смешением компонен- - тов [45] и в двигателях с пло- скими форсуночными вставками, размещающимися в отверстиях внешней и средней стенок (головки «душевого» типа) [32]. Понятие об устройстве простейшей головки со сферическим двух- стеночным форсуночным днищем дает рис. 13.8. Форма стенки днища, обращенной к камере сгорания, выбрана такой, что смешение компонентов топлива происходит в трех факелах распыла: центральном факеле горючего, пересекающемся с боковыми — окислителя. Отдельные кольца //, образующие полости окислителя, связаны между собой и центральным подводящим каналом системой сверлений. Соединение головки с камерой сгорания / — разъемное. Затяжкой гаек шпилек 3 и 6 осуществляется соединение стенок днища, взаимно фиксирующихся штифтами 9. Герметичность полости окислителя и соединения головки с камерой сгорания обеспечивается кольцевыми пазовыми уплотнениями 10. Головка соединяется с камерой сгорания также шпильками 3; форсунки горючего 7 ввертываются на резьбе. Особые типы головок представляют вихревые и цилиндрические головки. Вихревые головки находят применение на некоторых рулевых двигателях малых тяг (рис. 13.9). Цилиндрический центральный распылитель окислителя 1 образует со стенкой камеры вблизи головки кольцевую вихревую полость. Компоненты топлива впрыскиваются в вихревую камеру через струйные форсунки 2 и 7, представляющие собой тангенциальные сверления в стенках камеры и обода распылителя. При таком впрыске в камере образуется вихревое движение топлива, показанное на рис. 13.9. Центральный распылитель охлаждается окислителем. Для защиты от прогара часть внутренней стенки головки и кольцевой вихревой камеры покрыты карбидом кремния и выгорающей вставкой 4. При такой головке двигатель получается весьма компактным и легким. Применение цилиндрических головок является эффективным средством уменьшения диаметра камеры сгорания и обеспечения весьма высокой расходонапряженности головки. Цилиндрическая головка не имеет как такового форсуночного днища (рис. 13.10), характерного для рассмотренных ранее головок. Центральная часть головки представляет собой двухстеночный сферообразный купол. Один из компонентов топлива (окислитель) по центральному трубопроводу подается в полость 9 между наружной силовой стенкой 1 и внутренней тонкой стенкой 3, подкрепленной связями 2. По периферии центральной части головки в кольцевом уступе располагаются струйные форсунки окислителя 5 с большим диаметром факела распыла. Они подают окислитель в осевом направлении вдоль стенки камеры сгорания. Второй компонент (горючее) по трубопроводу 5 поступает в тороидальный кол- 251
Рис. 13. 9. Камера с вихревой головкой и выгорающей вставкой: /—грибовидный распылитель окислителя; 2—форсунка горючего; 3—коллектор горючего; 4—выгорающая вставка; 5—стенка камеры; 6—сопловая приставка; 7—форсунка окислителя лектор 6. В цилиндрической части головки выполнены также струйные форсунки 7 горючего в количестве, равном числу форсунок окислителя. Они впрыскивают горючее в радиальном направлении, обеспечивая соударение струй компонентов под углом в 90°. Такая головка весьма проста по конструкции, имеет большую жесткость и хорошо защищена от нагрева. Устройства для крепления камеры двигателя к летательному аппарату и для крепления на камере двигателя различной аппаратуры и ТНА, как правило, размещаются на наружной стенке головки. При неподвижном креплении камеры к летательному аппарату узлы крепления конструктивно достаточно простые. Наиболее сложными являются узлы крепления при шарнирном подвесе камеры. Конструкция одного из таких узлов 10 видна на рис. 13.10. Для предотвращения возникновения тангенциальных колебаний газа в камере сгорания в некоторых конструкциях к внутренней стенке головки со стороны камеры сгорания крепятся антивибрационные устройства — радиальные ребра (рис. 13.11). Высота ребер определяется экспериментально. Ребра могут быть тонкостенными неохлаждаемыми или с внутренним охлаждением, как в показанной конструкции, где горючее подается в центральный стержень / и через отверстия 2 поступает вдоль полых ребер 8, имеющих перегородки 3. Из ребер горючее выводится через отверстия 4 в форсуночном днище головки в кольцевые каналы 7. Вдоль неохлаждаемых ребер могут устанавливаться дополнительные форсунки горючего, образующие топливную завесу для защиты ребер от перегрева. В отдельных конструкциях помимо радиальных устанавливаются еще и кольцевые антивибрационные перегородки. При этом количества радиальных ребер на периферийной части головки может быть вдвое большим, чем на центральной. 252
Рис. 13. 10. Камера с цилиндрической головкой: /—наружная стенка; 2—связи; 3—внутренняя стенка; 4—кронштейн механизма поворота камеры; 5—место расположения форсунок, подающих топливо в осевом направлении; 6—коллектор горючего; 7—пояса расположения форсунок, подающих горючее в радиальном направлении; 8—трубопроводы; 9—полость окислителя; 10—узел крепления; У/—шарнирный подвес Рис. 13. 11. Головка с охлаждаемыми ребрами: Г и О—подвод горючего и окислителя; /—центральный стержень; 2—отверстия вывода горючего из центрального стержня внутрь перегородки; 3—перегородки; 4—отверстия подвода горючего к кольцевым каналам днища; 5—каналы подвода окислителя к форсункам; 6—форсуночное днище; 7—кольцевые каналы; 8—ребра Для изготовления деталей головок применяются нержавеющие стали AХ18Н9Т), сплавы (ЭИ654, ЭИ712), малоуглеродистые стали, легкие сплавы на основе алюминия, медные сплавы (БрХ0,8) [17]. Малоуглеродистые стали применяются при малоагрессивных компонентах и невысокой тепловой напряженности головки. Областью применения легких сплавов в основном остаются двигатели малых тяг, хотя не исключено их применение для изготовления цилиндрических головок двигателей средних тяг. Медные сплавы находят применение в изготовлении форсуночных колец, ребер антивибрационных устройств, внутренних стенок головок. Наиболее освоена и отработана технология изготовления сварных и паяных тонкостенных головок с точечными связями [16]. Силовые кольца и фланцы изготовляют из штампованных или раскатанных, что более экономично, заготовок. Сварка стыков колец и фланцев — аргоно-дуговая или стыковая с оплавлением. При механической обработке заготовок принимаются меры по предо!вращению деформаций от усилий зажима и вызванных перераспределением внутренних напряжений в металле после раскатки и сварки. Стенки головок из листовых заготовок после штамповки подвергают механической обработке по торцам, в частности, для получения кромок для приварки и пайки. В конструкциях с соединением стенок 253
через корпусы форсунок или втулки главное внимание уделяется соосности отверстий в стенках. Допускаемая погрешность в направлениях осей форсунок задается не более 20'. Такая точность обеспечивается совместной обработкой отверстий в средней и внутренней стенках в одном кондукторе. После сверления производится зенкерование, развертывание отверстий, обработка фасок, выточек и т. п. Сборка головки — поузловая. Предварительно выполняются сварочные операции, если имеется силовое кольцо или фланец, к которым крепится средняя стенка. Затем монтируются форсунки компонента, включаемые в силовую схему. Для пайки между форсункой и стенкой головки закладывается кольцо припоя. Аналогичным образом во внутреннюю стенку монтируются форсунки второго компонента с прокладкой колец припоя в местах пайки стенки с форсунками обоих компонентов. Пайка форсуночного днища производится в печах в вакууме или в среде защитного газа с добавкой флюса. Проверка качества пайки включает испытания на герметичность. В окончательном сборе весь узел головки испытывается на прочность и плотность швов. Определяется проливкой гидравлическое сопротивление трактов горючего и окислителя, что необходимо для настройки двигателя. Жидкогазофазные и газофазные смесительные головки. Жидко- газофазные головки применяются на двигателях, работающих с газификацией окислителя в полости головки или с дожиганием генераторного газа для привода турбины ТНА, обогащенного одним из компонентов. Газофазные головки используются для дожигания смеси генераторных газов, поступающих после турбин ТНА и обогащенных различными компонентами. Особые трудности при создании таких головок вызывают организация их охлаждения, обеспечение заданной расходонапряженности и, наконец, выбор схемы смешения компонентов для достижения требуемой полноты сгорания. В то же время смешение компонентов топлива, когда по крайней мере, один из них имеет высокую температуру и находится в газовой фазе, облегчает (или вообще не требует) организацию испарения и воспламенения, расширение фронта пламени и изменение состава смеси в различных зонах головки. Наиболее просто ряд указанных проблем решается в жидкогазо- фазных головках двигателей, работающих по схеме полной газификации окислителя (наиболее часто — перекиси водорода). Особенно целесообразна такая схема, когда турбина ТНА работает на парогазе, образующемся в однокомпонентном газогенераторе, и возможна утилизация рабочего тела дожиганием в основной камере сгорания (рис. 13.12). Головка имеет жесткое наружное днище с патрубком 2 подвода парогаза от турбины ТНА и вмонтированной камерой катализатора 1. В камере катализатора газифицируется та часть окислителя, которая осталась после отбора в газогенератор для нужд привода турбины. Таким образом, весь окислитель в газообразном состоянии вводится в камеру сгорания через перфорированное сферической формы внутреннее днище смесительной головки, на котором окна 4 располагаются в порядке, обеспечивающем равномерное смешение с конической струей горючего, подаваемого в камеру сгорания грибовидной саморегулирующейся форсункой 8. При такой схеме затруднительно обеспечить высокое качество смешения разнофазных компонентов топлива. Неохлаждаемое внутреннее днище не допускает использования газа с высокой температурой из-за возможного перегрева. От этих недостатков свободна головка, имеющая внутреннее днище с распределенными по его поверхности форсунками жидкого компонен- 254
Рис. 13. 12. Камеры ЖРД с жидкогазофазной головкой с окнами: А и Б—подвод и отвод охладителя; /—камера катализатора; 2—подвод газа от турбины ТНА; 3—подвод горючего; 4—окна подвода газа; 5—наружная стенка камеры; 6—кожух камеры; 7—внутренняя стенка камеры; 5—грибовидная форсунка горючего та (рис. 13.13). Головка имеет наружное днище 1, камеру катализатора 2 с пакетом сеток 3, газораспределительную решетку 4 и внутреннее форсуночное днище 6. Окислитель подается в камеру катализатора по трубке 5. Газораспределительная решетка обеспечивает необходимое распределение расхода газа по площади смесительной головки и повышение устойчивости рабочего процесса в камере сгорания. Га? в камеру сгорания подается через круглые окна 16. Жидкий компонент через патрубок 17 по системе радиальных каналов 15 подается к форсункам 14. Могут применяться как центробежные, так и более простые струйные форсунки. Форсуночное днище достаточно хорошо охлаждается жидким компонентом. Конструкции жидкогазофазных головок двигателей с дожиганием генераторного газа принципиально аналогичны рассмотренным. Они включают в себя в общем случае (рис. 13.14) корпус 1, образующий также наружное днище головки, газоподводящие устройства (газоводы) 2, соединяющие головку с ТНА, одну или две газовых полости 3, полость жидкого компонента 5, устройства для равномерного распределения газового потока по поперечному сечению головки, например, газораспределительную решетку 4, устройства для ввода жидкого компонента и смешения его с генераторным газом, которые в совокупности могут образовывать форсуночное днище 9, а также ряд дополнительных элементов, входящих в систему охлаждения, воспламенения, крепления камеры к летательному аппарату и т. д. Конструктивная форма головок привязана к общей схеме двигателя и зависит от относительного расположения камеры и ТНА, количества ТНА, способов смешения потоков генераторного газа, поступающих от нескольких ТНА. Наиболее отчетливо проявляется эта связь в компоновке газоподводящего устройства головки, связывающего ее газовые полости с выводными устройствами турбонасосных агрегатов. Принципы компоновки камеры и ТНА рассмотрим на примерах следующих схем, различающихся относительным расположением осей камеры и ТНА. 1. С соосным относительно оси камеры расположением турбины ТНА. 255
ф Рис. 13. 13. Камера ЖРД с жидкогазофазной головкой с охлаждаемым днищем: а—схема камеры; б—детали головки; /—наружное днище; 2—камера катализатора; 3—пакет сеток катализатора; 4—газораспределительная решетка; 6—внутреннее форсуночное днище; 5—трубка подвода окислителя; 7—узел крепления; 8—наружная стенка камеры; 9—внутренняя стенка камеры; 10—вкладыш сопла; И—сопло; 12—теплозащитное покрытие сопла; 13—патрубок подвода жидкого компонента через узе.л крепления; 14—форсунки; /5—радиальные каналы; 16—окна в днище; 17—патрубок подвода горючего к головке 2. С параллельным расположением осей двух ТНА в плоскости, перпендикулярной оси камеры. 3. С оппозитным расположением турбин двух ТНА, питающихся от одного ЖГГ, в плоскости, перпендикулярной оси камеры. 4. С перекрещивающимся расположением осей двух ТНА и камеры, лежащих в одной плоскости. Первая схема (рис. 13.15, а и б) применяется при наличии одного ТНА в двигательной установке. В этом случае возможно расположить турбину непосредственно на головке камеры, что сокращает гидравлические потери в газоводе, облегчает охлаждение головки, уменьшает габариты и массу двигательной установки. Подвод газов от ЖГГ к турбине ТНА может быть наиболее рационально организован при применении кольцевого ЖГГ (рис. 13.15, а) с петлевым движением газа к головке двигателя. Прямоточное движение газа от ЖГГ обычной схемы через турбину в головку камеры (рис. 13.15, б) требует организации равномерного поступления газа к сопловому аппарату турбины. Длина двигательной установки при такой схеме также несколько увеличивается. Более сложно компонуются установки с двумя ТНА, которые, как было показано в гл. 12, могут питаться генераторным газом от одного общего или раздельных ЖГГ. При этом возможное различие в расходах генераторного газа, поступающего от турбин в камеру сгорания, 256
Рис. 13. 14. Схема жидкогазофаз ной головки двигателя с дожиганием генераторного газа: /—корпус; 2— газовод; 3—газовая полость; 4—газораспределительная решетка; 5—полость жидкого компонента; 6—окна для прохода газа; 7—форсунки жидкого компонента; 8—камера сгорания; 9—форсуночное днище б) /8 Рис. 13. 15. Компоновка головки камеры и ТНА: а—с кольцевым ЖГГ и петлевым движением газа к головке; б—с прямоточным движением газа из ЖГГ к головке; в—с параллельным расположением осей двух ТНА в плоскости, перпендикулярной ¦оси камеры; г—с одним ЖГГ и двумя ТНА с петлевым движением газа от ТНА к головке; д— с двумя ТНА, имеющими ЖГГ с петлевым движением газа через турбину к головке; /-ТНА; 2—кольцевой ЖГГ с петлевым движением газа; 3—форсуночное днище; 4—сборная газовая камера; 5—камера сгорания; 6—узел крепления камеры; 7, 9—топливные магистрали; 8, 13— ТНА горючего и окислителя; 10—сопло камеры; //—газораспределительная решетка; 12, 19—газоводы-рукава; 14—выход газа из ЖГГ; 15—общий ЖГГ двух ТНА; 16—полость жидкого компонента; 17, 18—ЖГГ для ТНА горючего и окислителя; А, Б—петлевые каналы 628 257
особенно требует равномерного смешения потоков газа. Немаловажное значение имеет и то обстоятельство, что шарнирное крепление камеры на летательном аппарате, характерное для двигателей больших тяг, работающих по закрытой схеме, влечет за собой необходимость предусмотреть по возможности меньшее удаление ТНА от оси камеры. При относительно небольших осевых размерах топливоподающих агрегатов, смонтированных в виде единого блока, возможно применение схемы с параллельным расположением осей двух ТНА в плоскости, перпендикулярной оси камеры (рис. 13.15, в). Топливоподающие агрегаты компонентов крепятся с боков сборной газовой камеры 4, находящейся в передней части головки. На сборной газовой камере размещается и узел 6 шарнирного крепления камеры двигателя к летательному аппарату. Отдельные ТНА 8 и 13 компонентов крепятся по разные стороны относительно сборной камеры 4. Соответственно размещаются и насосы компонентов. Поток газов из ЖГГ, пройдя турбины ТНА, поворачивает в камеру 4, внутри которой могут располагаться устройства для выравнивания потоков газа. Однако и в этом случае не исключается необходимость постановки за сборной камерой дополнительной газораспределительной решетки П. Подобная схема дает возможность организовать прямоточное движение газа через турбины ТНА, но при этом увеличиваются габариты газовой камеры 4 и общая длина головки. При одном общем ЖГГ для двух ТНА представляется возможность создать более компактную головку, выполнив в едином блоке как сборную газовую камеру головки, так и газоводы к турбинам (рис. 13.15, г). Общий ЖГГ 15 обоих ТНА размещается на наружном днище головки. Его ось может располагаться по оси камеры двигателя или под углом к ней, что более удобно для размещения узла шарнирного крепления камеры на головке. Поток газов от ЖГГ в газоводе разворачивается на 90° в две стороны и по рукавам 12 подводится к расположенным соосно друг против друга турбинам отдельных ТНА. После прохода через турбины газы разворачиваются в затурбинных сборниках на 180° и идут по наружным относительно рукавов 12 кольцевым каналам А и Б в сборную газовую камеру головки 4, где либо непосредственно смешиваются, либо системой ребер, направляющих лопаток или других устройств предварительно распределяются равномерно по площади ее выходного сечения. Недостатки, связанные с петлевым движением газа и сложной конфигурацией единого блока подвода и отвода газов от турбин, несколько компенсируется при этой схеме возможностями сокращения габаритов путем «утапливания» части ЖГГ внутрь блока головки. В частном случае оси ТНА и ЖГГ могут располагаться под углом 120°, как показано на рис. 13. 15, г. Тот же принцип сокращения длины топливоподающего агрегата при организации петлевого движения газа положен в основу компоновки головки двигателя с дожиганием с перекрещивающимся расположением осей двух ТНА, имеющих каждый свой ЖГГ, и камеры, лежащих в одной плоскости (рис. 13.15, д). После осевого движения газов от ЖГГ 17 и 18 через турбины ТНА 8 и 13 и поворота в коллекторах Л и Б на 180°, они отводятся в рукава 12 и 19, а затем попадают в сборную газовую камеру головки 4, являющуюся одновременно и ее газовой полостью, где разворачиваются для дальнейшего движения вдоль оси камеры. Выравнивание потока по сечению газовой полости А должно производиться весьма эффективно, так как расходы газов, поступающих от турбин по рукавам 12 и 19, находятся в соотношениях, лежащих в пределах 2:1—3:2. В частности, при соотношении расходов 3 : 2 газовая полость может иметь конфигурацию, показанную 258
10 Рис. 13. 16. Схемы головок с двумя газовыми полостями: а—без спрямляющей решетки; б—с решеткой, образованной кожухами гребенок; /, 4—газоводы; 2—жидкостная полость; 3—окно для воспламенителя; 5—разделяющая перегородка; ¦6, U—форсуночное днище; 7—кожухи гребенок форсунок, образующие решетку; 8—вырез в днище; 9—удлиненные форсунки; 10—задняя стенка жидкостной полости на рис. 13.16, а. Перегородками 5 газовая полость делится на отсеки, у которых площади днищ 6 и 11 пропорциональны расходам газа через подводящие рукава 1 и 4. Помимо рассмотренных различий в подводящих устройствах конструктивные схемы головок различаются по взаимному расположению и конструктивному выполнению газовых полостей, полостей жидкого компонента, а также смесительных элементов или днищ. Многообразие возможных решений может быть сведено к четырем основным схемам: с открытой газовой полостью; с радиальными смесителями; с решетчатым форсуночным днищем; с закрытой газовой полостью (с форсуночным днищем). Простейшей является конструктивная схема жидкогазофазной головки с открытой газовой полостью (рис. 13.17, а), выходное сечение которой непосредственно образует камеру сгорания. Отработанные газы из турбины по кольцевому каналу 10 поступают, пройдя спрямляющие лопатки 9, в газовую полость головки 8. Жидкий компонент топлива впрыскивается в поток газов в радиальном направлении через форсунки 5, расположенные на двухстенном днище 6, и форсунки 4 в кольце 3. Недостатками этой схемы являются трудность организации надлежащего качества смешения жидкого компонента с генераторным газом, что требует большой дальнобойности струй, вытекающих из форсунок, а также необходимость постановки спрямляющей решетки большой густоты для выравнивания потока в непосредственной близости от турбины. Более рационально применение схемы с открытой газовой полостью толовки в двигателях с частичным дожиганием, в которых для образования генераторного газа используется только часть расхода одного из компонентов топлива (рис. 13.17, б). Генераторный газ, пройдя после турбины через спрямляющую решетку 9 и кольцевой канал 10, поступает в открытую газовую полость головки 11, одновременно являющуюся цилиндрическим смесительным элементом, где в газ впрыскивается через форсунки 12 в радиальном направлении или тангенциально 9* 259
необходимая для дожигания часть соответствующего жидкого компонента топлива. Компонент поступает из полости 18 кольцевого форсуночного трехстенного днища. Остальная часть этого же компонента впрыскивается через форсунки 13 во внутренней стенке днища 15 в камеру сгорания, где смешивается с подаваемым через форсунки 14 другим жидким компонентом, поступающим из полости 16, заключенной между стенками 15 и 17 форсуночного днища. При такой конструкции головки сравнительно легко обеспечивается организация дожигания генераторного газа и охлаждение головки. Необходимость совершенствования смесеобразования и устранения возможности вибрационного горения требуют в большинстве случаев постановки за газовой полостью устройств, обеспечивающих равномерный по сечению головки ввод жидкого компонента топлива, например, через решетчатые или радиальные смесители, либо даже полного отделения газовой полости головки от камеры сгорания форсуночным днищем. Принципиальная схема головки с радиальными смесителями 6 показана на рис. 13.18, а. Смесители крепятся к кольцу 3, являющемуся одновременно коллектором 9 жидкого компонента топлива. Смесители тонкостенные, с ребрами 2 на передней части, которые выполняют функции спрямляющей решетки. На задней части смесителей размещаются форсунки 5, в данном примере — струйные. При радиальном расположении смесителей имеются трудности обес- у^ у- -у т печения равномерной подачи топлива по r*t^\ JJIJulL_^*^? Рис. 13. 17. Жидкогазофазные головки с открытой газовой полостью: а—с кольцевым подводом газа; б—с центральным подводом газа; /—турбина ТНА; 2—подвод жидкого компонента; 3—кольцо головки; 4, 5—форсунки; 6—двух- стенное днище; 7—камера сгорания; 8—газовая полость; 9—спрямляющая решетка; 10— кольцевой канал; 11—цилиндрический смеситель; 12, 13, 14—форсунки; 15—внутренняя стенка; 16, 18—полости жидких компонентов; 17—средняя стенка 260 Рис. 13. 18. Головки со смесителями: а—радиальными; б—решетчатыми; в—в виде перфорированного днища; /—подвод газа от турбины ТНА; 2—ребра; 3— кольцо головки; 4—камера сгорания; 5—форсунки радиальных смесителей; 6—радиальные смесители; 7—кольцевые ребра; 8—радиальные стойки; 9— коллектор жидкого компонента; 10—кольца решетчатого смесителя; //—форсунки на кольцах смесителя; 12—газовая полость головки; 13—внутреннее днище; 14—форсунки в стенке днища; /5—наружное днище; 16—форсунки смесителя; 17—цилиндрические смесители
всему сечению головки, особенно в периферийной ее части. Это может потребовать установки между смесителями 6 дополнительных укороченных смесителей, обеспечивающих подачу топлива в периферийной части головки. Ребра 2 предназначены для выравнивания потока газов только в осевом направлении и не могут устранить неравномерность потока в радиальном направлении, особенно, если газовая полость головки имеет диффузорность. В подобных случаях может быть применена схема головки с решетчатым смесителем (рис. 13.18, б). Он имеет радиальные пустотелые стойки 8, сообщающиеся с коллектором жидкого компонента топлива 9 и подающие топливо к кольцами 10. И радиальные стойки, и кольца имеют в передней части ребра, образующие спрямляющую решетку, а на задней части — форсунки 11. Подбором соответствующего расположения (радиальных стоек, колец и форсунок на них можно обеспечить требуемое распределение топлива по поперечному сечению камеры сгорания. Благодаря возможности интенсивного охлаждения решетчатый смеситель не подвержен короблению и прогару. Недостатком таких смесителей является сложность изготовления и обеспечения заданного гидравлического сопротивления всех внутренних топливных каналов, а также относительно малая площадь поверхности смесительных элементов, что позволяет волнам давления при продольных колебаниях газа проникать из камеры сгорания внутрь газовой полости головки и распространяться далее к турбине. Более эффективно разделяются камера сгорания и газовая полость головки в конструкциях с использованием нескольких цилиндрических смесительных элементов, подобных рассмотренному ранее на примере головки с открытой газовой полостью (см. рис. 13.17, б). Смеситель может выполняться также в виде перфорированного двух ел еночного днища (рис. 13.18, а). В отверстия наружной и внутренней стенок 13 и 15 вмонтированы цилиндрические смесительные элементы — втулки 17, по которым газ из газовой полости головки 12 проходит в камеру сгорания 4. В корпусе втулок располагаются в один или несколько рядов струйные форсунки 16, впрыскивающие жидкое топливо в радиальном или тангенциальном направлении относительно оси втулки 17. Цилиндрические смесительные элементы, подобно форсункам, могут располагаться на днище равномерно — по концентрическим окружностям или в шахматном порядке. Возможна установка дополнительных струйных или центробежных форсунок 14 на внутренней стенке днища. Однако при таком выполнении смесителей не отпадает необходимость постановки между газовой полостью головки и форсуночным днищем спрямляющей решетки. Весьма компактными могут быть выполнены головки с закрытой газовой полостью (рис. 13.19), имеющие массивные днища с радиальными прорезями 6. Удлиненные форсунки 5 жидкого компонента топлива выполняются в виде трубок, образующих гребенки, частично заключенные в кожухи 3. Выступающие из кожухов концы форсунок входят в прорези днища так, что между стенками прорезей и ними остаются с обеих сторон симметричные щели для прохода газов из газовой полости головки в камеру сгорания. Расположение прорезей в днище и их длина выбираются из условия обеспечения равномерного поступления жидкости и газа по поверхности головки. Кожухи гребенок выполняют роль радиальной спрямляющей решетки на выходе из газовой полости. При подобном устройстве смесительных элементов возможны два варианта расположения полостей жидкого компонента топлива в головке в зависимости от принятого способа охлаждения камеры двигателя. 261
Рис. 13. 19. Головки с закрытой газовой полостью и днищем с прорезями: а—схема днища; б—днище; в—гребенка форсунок с кольцом головки; /—днище головки; 2—радиальные коллекторы; 3—кожухи гребенок форсунок; 4—тангенциальные каналы форсунок; 5—гребенка форсунок; 6—прорези в днище; 7—«кольцо головки; 8—каналы в кольце головки / Камера может охлаждаться компонентом, который затем должен быть подан в смеситель для дожигания генераторного газа или, наоборот, компонентом, который из системы охлаждения поступает для сжигания в ЖГГ. В первом случае целесообразна компоновка головки с расположением жидкостной полости непосредственно у днища. В показанном на рис. 13.19, в варианте конструктивной схемы, жидкий компонент топлива, обычно — окислитель, из системы охлаждения поступает к осевым каналам 8 кольца 7 головки. С этими каналами сообщены коллекторы 2, являющиеся элементами кожухов 3 гребенок форсунок. Расположение входных тангенциальных каналов 4 форсунок 5 относительно коллектора 2 показано в сечении АА. Если камера и сопло охлаждаются, например, горючим, которое затем отводится полностью в ЖГГ для образования в нем обогащенного горючим генераторного газа, то более удобна схема с расположением жидкостной полости головки (полости окислителя) не вблизи днища, а перед газовой полостью (см. рис. 13.16, б), так что окислитель непосредственно из топливного насоса поступает в полость 2, а затем подается к днищу с прорезями по удлиненным форсункам 9, также образующим гребенки, заключенные в кожухи 7. Кожухи, как и в конструкции, показанной на рис. 13.19, играют роль радиальных ребер спрямляющей решетки. Равномерному распределению газового потока на поверхности днища способствует выполнение задней стенки жидкостной полости головки 10 вогнутой в центре в сторону днища. В головках с закрытой газовой полостью днище может быть не- охлаждаемым или охлаждаемым, например, с пористым охлаждением. В этом случае охладитель проникает через поры стенок днища как в сторону камеры сгорания, так и в сторону газовой полости головки, где переходит в парообразное состояние. Для предотвращения неустойчивой работы двигателя такие головки снабжаются антипульсационными перегородками. Перегородки могут быть образованы, например, отдельными гребенками форсунок, выступающими внутрь камеры сгорания на глубину порядка 50 мм и более. В целях защиты от перегрева эти гребенки могут иметь удлиненные кожухи, доходящие до обреза форсунок, а не до наружной поверхности днища, как на остальных гребенках. 262
Рис. 13. 20. Форсунки: а—струйные; б—щелевые; 1—струйная форсунка, образованная сверлением в канале головки; 2~-струйная форсунка, образованная сверлением во втулке; 3, 4, 5— вставки Газофазные смесительные головки камер двигателей с дожиганием полностью газифицированного топлива в настоящее время не нашли еще широкого применения. Общие принципы их конструирования в основном совпадают с применяемыми при создании жидкогазо- фазных головок, в частности, по компоновке камеры и ТНА, по конструкции газоводов, газовых полостей головки, системы охлаждения головки. Главные отличия связаны с конструкцией смесительных элементов. Возможно применение смесительных элементов радиального типа, решетчатых или цилиндрических, подобных описанным выше. Их конструктивное исполнение и соотношение площадей смесительных элементов и поперечного сечения головки на входе в камеру сгорания могут отличаться от применяемых для жидкогазофазных головок, ввиду меньшей массовой плотности подводимого к смесительным элементам газа, чем жидкого компонента. Сложно также организовать подвод к смесителю генераторного газа из газовой полости головки или непосредственно из газовода от соответствующего ТНА. Форсунки. Форсунки как элементы смесительных головок представляют собой устройства для ввода компонентов топлива или продуктов газогенерации в огневое пространство камеры. Струйные форсунки (рис. 13.20, а) представляют собой сверления в теле головки или специальных втулках. Диамегр форсунок в выполненных конструкциях лежит в пределах 0,5—3,0 мм. Выполнение отверстий диаметром меньше 0,5 мм, представляет определенные технологические трудности. Широкое применение находят струйные форсунки с пересекающимися струями (см. рис. 13.4). Выбором формы колец и направления осей форсунок можно добиться попарного пересечения струй одного компонента или пересечения струй обоих компонентов, когда в зависимости от соотношения расходов компонентов со струей окислителя смешиваются несколько струй горючего. Из опыта известно, что наивыгоднейшим соотношением геометрических размеров струйной форсунки является отношение длины форсунки / к диаметру отверстия d, лежащее в пределах 2<//rf<3. На выходной кромке форсунки для уменьшения отрыва струи и повышения коэффициента расхода выполняется фаска. Глубина фаски порядка 1—2 мм, угол фаски 10—15°. Отверстие форсунки может быть ступенчатым или коническим с отношением диаметров на входе в форсунку и на выходе из нее, равным 1,5—2,0. Наибольшие технологические трудности при изготовлении ст-руйныл форсунок непосредственно в теле головки, особенно при относительно большой длине канала, представляет изготовление отверстий с высокой потребной точностью диаметра и взаимного расположения осей. Наиболее распространены способы изготовления отверстий сверловкой специальными сверлами по кондуктору и электроискровой. В поадед- 263
Рис. 13. 21. Камера с регулируемой щелевой форсункой: У—подвод жидкости из гидросистемы регулирования; 2—пружина; 3—неподвижный наружный конус форсунки; 4—подвижный конус форсунки; 5—наружная стенка сопла; 6—внутренняя стенка сопла; 7—неподвижный внутренний конус; 8— поршень сервомотора нем случае электрод выполняется в виде набора стержней диаметра, равного диаметру требуемых отверстий, закрепленных на общей колодке. За один проход прошиваются все форсунки и требуемая высокая точность взаимного расположения форсунок обеспечивается без применения кондуктора [16]. Однако этот способ не применим для изготовления отверстий форсунок с пересекающимися струями на кольцах форсуночной головки. На качество распыливания оказывает существенное влияние чистота поверхности отверстия форсунки. В случае применения химически активных компонентов топлива материал форсунки (а в ряде случаев это — непосредственно материал стенки головки) должен обладать высокой сопротивляемостью окислению и коррозии, а также высокой прочностью при действии высоких температур. При этом должно гарантироваться отсутствие оплавления сопел. Щелевые форсунки (рис. 13.20, б), являющиеся разновидностью струйных, представляют собой концентрические щели в головке. Отдельные щели могут располагаться с наклоном к оси головки для обеспечения соударения струй компонентов. Ширина щели выполняется такой, чтобы получить площадь щелевой форсунки, соответствующую потребному расходу компонента. При большом диаметре потребная ширина щели столь мала, что становится технологически весьма трудным ее изготовление и возникает большая опасность засорения. Поэтому щелевые форсунки находят применение чаще в двигателях малых тяг, где возможна постановка одной двухкомпонентной щелевой форсунки в центре головки. В этом случае щелевая форсунка может иметь преимущества перед другими типами форсунок, так как сравнительно легко осуществить регулирование площади щели для изменения подачи топлива в процессе дросселирования двигателя. Регулируемая щелевая форсунка показана на рис. 13.21. Горючее и окислитель подаются в камеру через две концентрические кольцевые щели, образующиеся между неподвижными наружными и внутренним конусами 3 и 7 и подвижным конусом 4, связанным с поршнем сервомотора 8. Поршень 8 заключен в цилиндре и на него с одной стороны действует пружина 2, а с другой — сила давления жидкости, поступающей из гидравлической системы регулирования площади щелей фор- 264
Рис. 13.22. Центробежные форсунки: а—одноступенчатая; б—с центральным каналом; в—эмульсионная; г—двухсопловая, двухком- понентная; д—шнековая; /, 5—тангенциальные каналы; 2—центробежное отверстие; 3— камера закручивания; 4—дополнительное отверстие; 5—стержень; 7—внутренняя камера закручивания; 8—наружная камера закручивания; 9—втулка; 10— дроссельная шайба; //—шнек сунки. Под действием пружины и переменной силы давления жидкости поршень 8 и связанный с ним подвижный конус 4 занимают во время работы двигателя соответствующие положения, изменяя проходные сечения щелей в соответствии с заданным законом регулирования тяги. 7 Центробежные форсунки конструктивно выполняются одноступенчатыми, двухступенчатыми, двухсопло- выми и эмульсионными. Наиболее простыми по конструкции и малогабаритными являются одноступенчатые форсунки с тангенциальными каналами (рис. 13.22,а). Подбором геометрической характеристики форсунки при заданном расходе может быть обеспечен требуемый угол факела (см. разд. 4.2). Для уменьшения угла факела и увеличения расхода без повышения перепада давлений на форсунке применяются конструкции с дополнительными отверстиями 4 в камере закручивания (рис. 13.22,6). Через центральное отверстие 2 часть компонента топлива подводится в область пониженного давления камеры закручивания 3 и вытекает из сопла в виде струи с малым углом конуса. Жидкость, поступившая через тангенциальные каналы, вытекает из сопла в виде струи с большим углом факела. Таким образом, может быть обеспечено многоярусное смешение топлива. Двухсопловые форсунки обычно одновременно являются и двух- компонентными. К каждой камере закручивания 7 и 8 (рис. 13.22, г) подводится свой компонент. По диаметральным размерам двухсопловая форсунка всегда на 20—30% больше однокомпонентной. Благодаря применению двухсопловых форсунок удается повысить расходонапря- женность головки. Помимо форсунок с тангенциальнми каналами и камерой закручивания находят применение шнековые форсунки с многозаходным шнеком-завихрителем 11 (рис. 13.22, д). Применение шнековых форсунок целесообразно, когда по условиям компоновки получается длинная камера закручивания. В обычной центробежной форсунке при этом значительно растут потери на трение и уменьшается угол факела. 265-
На входе в шнековую форсунку можно поставить дроссельную шайбу 10, которая, не увеличивая значительно гидравлическое сопротивление форсунки, повышает ее демпфирующую способность. Колебания давления газов, развивающиеся в камере, благодаря демпфированию сглаживаются и не вызывают существенного изменения давления жидкости в полостях головки. Струйно-центробежные форсунки сочетают в себе элементы струйных и центробежных форсунок. В частности, возможно применение шнековых форсунок, имеющих в шнеке центральное сверление, выполняющее роль струйной форсунки с малым углом факела и большой дальнобойностью. Конструкция эмульсионной форсунки показана на рис. 13.22, в, где окислитель и горючее подаются в камеру закручивания 3 через тангенциальные каналы 1 и 5. В выполненных конструкциях диаметр камеры закручивания DK3 составляет/B—4)RCi где Rc — радиус сопла. Величиной камеры закручивания определяются в значительной степени радиальные габариты форсунки. Так, наружный диаметр форсунки обычно составляет я?ф = =?>к.з+B^3) мм. Если корпус форсунки включается в силовую систему головки, т. е. форсунка ставится в стенки на резьбе или развальцовывается, то толщину стенки камеры закручивания выбирают из условия прочности и жесткости соответствующих соединений. Диаметр тангенциальных каналов лежит в пределах 0,5—2,0 мм; число их выбирается порядка 2—6. Шнековый завихритель должен иметь длину, обеспечивающую закрутку жидкости не менее, чем на 1/4 оборота. При длинном шнеке увеличиваются потери давления в форсунке без существенного улучшения качества распыла. Цилиндрическая часть сопла форсунки должна быть возможно короткой. Если длина сопла больше одного калибра, то угол распыла уменьшается. Угол конуса камеры закручивания на входе в сопло принимают в пределах 60—120°. При выборе шага между форсунками исходят как из общего числа форсунок, так и из условия обеспечения жесткости стенки и головки. При этом величина ^г.ф/^0,75, где dT.$ — габаритный диаметр форсунки, t — шаг между форсунками. Центробежные форсунки одного комплекта должны иметь расходные характеристики с разбросом в пределах 3—5%. Поэтому форсунки изготовляются по 2-му или 3-му классу точности и после изготовления подвергаются тщательному контролю. Геометрические размеры проверяются предельными калибрами или специальными контрольными автоматами. Секундный расход форсунок определяется с точностью не менее 1% на специальных проливочных стендах. Стенды должны быть оборудованы устройствами для проверки угла распыла, качества и равномерности распыла по секторам факела. По производительности форсунки одного компонента разбиваются на группы. Форсунки, входящие в различные группы, отличаются также и по углу факела. Центробежные форсунки изготовляются из малоуглеродистых или легированных сталей, а в некоторых случаях — из бронзы и меди. Наибольшие технологические трудности вызывает выполнение тангенциальных каналов. Возможно получение тангенциальных каналов высокой точности электроискровым методом. Из технологических соображений камеру закручивания выполняют чаще открытой. Донышко форсунки может быть завальцовано или припаяно. 266
13. 2. Корпусы камер и тракты охлаждения Корпусы камер выполняются, в основном, одностенными и двухстенны- ми, но могут быть и смешанной конструкции, состоящей из одностен- иых и двухстенных секций. Эти различия определяются принятой схемой охлаждения или тепловой защиты камеры. Простейшими являются одностенные корпусы камер. При малой продолжительности работы и не высоком тепловом режиме иногда представляется возможным обойтись без тепловой защиты корпуса, используя принцип емкостного охлаждения, когда материал стенки и ее масса позволяют аккумулировать достаточное количество тепла. Однако подобные конструкции применяются крайне редко. Чаще в не- охлаждаемых одностенных конструкциях расширяющуюся часть сопла или ее концевой участок собирают из секций. Секции выполняют из жаропрочных материалов (молибдена, ниобия) с антиокислительными покрытиями, например, силиконовыми и охлаждаются излучением. Подобное радиационное охлаждение может также использоваться и при одностенной конструкции камеры сгорания в рулевых, корректирующих и вспомогательных ЖРД малых тяг. Наиболее широко применяются одностенные конструкции с внутренним теплоизоляционным покрытием как камеры сгорания, так и сопла. Покрытия выполняются из тугоплавких материалов или материалов с малой теплопроводностью. При этом стенка сохраняет относительно низкую температуру и ее несущая способность не понижается резко к концу работы двигателя. Применение теплоизолирующих покрытий в некоторых случаях, например, при кратковременной работе двигателя с невысокой температурой в камере сгорания, может дать экономию в массе по сравнению с системой наружного охлаждения до 25— 30%. Особенно целесообразно применение покрытий для одностенных секций расширяющейся части сопла, где стенка не несет значительной нагрузки от сил давления газов. Такие неохлаждаемые приставки выполняются из легких сплавов на основе алюминия или титана, а также из меди. В двигателях космических объектов, например, взлетной ступени лунной кабины корабля «Аполлон», используется абляционное охлаждение корпуса камеры с помощью, выгорающих покрытий из материалов на углеродной основе. Покрытия при достаточной их толщине могут обеспечить длительность работы до 1000 с. Длительность работы при наличии выгорающих покрытий иногда лимитируется значительным изменением формы камеры сгорания и сопла, особенно, если покрытие отслаивается или выкрашивается. Выгорающее покрытие может не наноситься при изготовлении камеры, а образовываться в процессе работы двигателя. Например, если корпус выполнен из стекловолокна, пропитанного фенольными или эпоксидными смолами, связующие вещества стеклопластика при нагреве, выгорая, обугливаются, образуя на обращенной к камере сгорания стороне стенки покрытие, плохо проводящее тепло и обеспечивающее сохранность механических свойств в невыгоревших слоях. Такие стенки изготовляются из стекловолокна с ненаправленным расположением волокон или из узкой ленты с направленным расположением волокон, которая в процессе намотки укладывается ребром к оси камеры. В последнем случае корпус под действием газовой нагрузки обладает лучшими механическими свойствами. Пример конструктивного исполнения защиты стенки корпуса камеры с помощью разрушающейся вставки показан на рис. 13.8. Вставка 4 из силиконовой ткани, пропитанной фенольными смолами, с зазором входит внутрь алюминиевого корпуса со стороны расширяющейся части 267
Рис. 13. 23. ЖРД с камерой сгорания, размещенной внутри топливного бака: /—стенка сопла; 2—бак горючего; 3—кожух; 4—внутренняя стенка камеры сгорания; 5—наружный корпус бака сопла. Кольцевой зазор между вставкой и корпусом заливается изоляционным материалом. К сопловому фланцу корпуса крепится неохлаждаемая сопловая приставка 6 с ребрами жесткости на наружной поверхности. Более сложны одностенные конструкции корпусов с наружным или внутренним охлаждением жидкостями или газом. Двигатели сравнительно малых тяг могут размещаться непосредственно в баках одного или обочх компонентов топлива, если размеры летательного аппарата позволяют разместить баки вокруг камеры. В конструкции, показанной на рис. 13.23, камера сгорания и входная часть сопл^ размещены в баке горючего. Для направленного движения охладителя камера отделена от бака тонкостенным несиловым кожухом 3. Стенка 4 камеры сгорания может быть практически разгружена от действия сил давления газов, когда применяется, как в рассматриваемой конструкции, баллонная подача топлива. В отдельных случаях применяется проточное охлаждение одностен- ного корпуса. Тогда стенка должна быть относительно большой толщины, позволяющей выполнить ;в ией внутренние сверления, играющие роль каналов для протока охладителя. Обычно количество этих каналов невелико. Для облегчения камера может выполняться из алюминиевого сплава. Недостатком такой -конструкции является трудность изготовления каналов внутри стенки на сужающейся и расширяющейся частях сопла. При этом требуется либо большая толщина стенки для возможности сверления наклонного относительно оси камеры длинного канала, либо изготовление сопла из отдельных коротких отсеков. При такой конструкции обычно используется принцип регенеративного охлаждения. Еще не нашли широкого применения конструкции одностенных корпусов с завесным, транспирационным и автономным охлаждением. Простейшим способом завесное охлаждение реализуется подводом компонента топлива (чаще — горючего) к нескольким кольцевым распределителям, из которых оно впрыскивается через ряд небольших отверстий вдоль поверхности стенки камеры. Ограниченное количество поясов подвода жидкости для образования пленки не позволяет надежно защитить корпус от перегрева. Более рациональна конструкция с многопоясным подводом жидкости, что требует отказа от применения коллекторов. Вариантом решения может быть применение устанавливаемых вплотную друг к другу шайб из огнеупорного материала, например пиролитического графита, на торцах которых выполнены канавки А для ввода жидкости внутрь камеры (рис. 13.24, в). Канавки могут быть радиальными или тангенциальными, как показано на рисунке. Подводится жидкость к канавкам по системе осевых каналов Б. Наружная поверхность шайб может непосредственно контактировать с корпусом или через промежуточный слой теплоизоляции. Транспирационное охлаждение через пористую стенку требует применения искусственных материалов с равномерным распределением пор по поверхности, обладающих к тому же достаточной прочностью и жаростойкостью. Создание подобных материалов вызывает определенные технологические трудности. Возможно применение в этих условиях 268
Неченше С-С ООООООООООО ооооооооооо ООООООООООО ооооооооооо ооооооооооо оооооооо ооо ооооооооооо ооооооооооо 72 72 Рис. 13. 24. Схемы охлаждения: «—автономное завесное охлаждение камеры с поглощающей гильзой; б— транспирационное охлаждение поглощающей гильзы; в—завесное с помощью шайб из пиролитического графита: г— завесное с помощью пакета шайб с выштамповками; Л—канавки; Б—каналы подвода жидкости; В—выштам- повки; Г—шайбы; /—стенка корпуса; 2—водяные каналы; 3—поглощающая гильза; 4—уплотни- тельные кольца; 5—выход воды; 6— резонансная полость; 7—вход воды; 8— сопло; 9—спиральные водяные каналы; 10—отверстия гильзы; //—стенка с большой пористостью; 12—подвод горючего; /5—стенка с малой пористостью 269
идеи, заложенной в предыдущей конструкции — создание пакета весьма тонких шайб с выштамповками на одной из их поверхностей. Представление о возможной форме выштамповок дает рис. 13.24, г. За счет выштамповок образуются щели, минимальный гидравлический радиус которых может быть доведен до 0,005 мм, т. е. до соизмеримой с порами величины. К щелям жидкость подводится из каналов Б по канавкам А. Удобство применения шайб из графита и тонкостенных шайб с выштамповками состоит в возможности организовать охлаждение не только на цилиндрическом участке камеры, но, при необходимости, и на сужающейся, и на расширяющейся части сопла. Отдельно можно выделить корпусы с поглощающими гильзами,, которые имеют автономное завесное или транспирационное охлаждение. В первом случае (рис. 13.24, а) поглощающая гильза <?, предназначенная для демпфирования колебаний давления в камере сгорания, представляет собой цилиндр с отверстиями, сообщающий внутренний объем камеры сгорания с резонансной полостью 6, образованной зазором между гильзой и стенкой корпуса 1. Гильза охлаждается водой, поступающей через патрубок 7 и через систему спиральных каналов 9, окружающих медное сопло 5, и проходящей к щелевым осевым каналам 2 гильзы; отводится вода через .патрубок 5. Поглощающая гильза с транспирационным охлаждением показана на рис. 13.24,6. Горючее, поступающее в зазор между стенками 11 и 13 гильзы, выпотевает через большие лоры стенки 11. Двухстенные конструкции корпусов применяются обычно в тех случаях, когда камеры имеют регенеративное охлаждение или комбинированное — с применением участков с завесным или транспирационным охлаждением. Они отличаются типами связей между стенками и формами каналов для наружного или внутреннего охлаждения. Двухстенные камеры могут быть совсем без силовых связей между стенками на участке между головкой и соплом или с редко расположенными и часто расположенными связями. Двухстенные камеры без промежуточных связей (см. рис. 13.12 и рис. 13.21) могут выполняться при малых диаметрах камеры сгорания, а также при низких давлениях в камере и температуре внутренней стенки порядка 500—700 К. При таких температурах внутренняя стенка толщиной 2—5 мм обладает достаточной жесткостью и способна беа потери устойчивости выдержать нагрузку от сил давления жидкости и газов. Наружная стенка, находящаяся в еще более благоприятных температурных условиях, также способна воспринять нагрузку от сил давления охлаждающей жидкости. Внутренняя и наружная стенки в таких конструкциях связываются между собой через головки и вблизи обреза сопла, а иногда дополнительно у конца камеры сгорания. Вследствие разницы температур внутренней и наружной стенок их удлинения в рабочем состоянии различны. Для разгрузки внутренней стенки от температурных напряжений, вызываемых разностью продольных температурных деформаций, на наружной стенке может выполняться гофровый компенсатор или использоваться податливость кольцевых коллекторов для подвода охладителя. В рабочем состоянии различны и радиальные деформации стенок камеры; вследствие этого возможно уменьшение зазора межд\ стенками и ухудшение условий охлаждения. Минимальный зазор обеспечивается приваренными к одной из стенок прутками или, как в представленных на рис. 13.12 и 13.21 конструкциях, высотой ребер. На рис. 13.25 показана двухстенная без связей конструкция выходной части сопла, охлаж- 270
Рис. 13.25. Выходная часть сопла, охлаждаемая газом, отводимым от турбины ТНА: /—коллектор газа; 2—окна; 3—наруж ная стенка сопла; 4—внутренняя стенка сопла; 5—сопловое кольцо; 6—отверстия выхода газа из системы охлаждения сопла 1 даемого газом, поступающим от турбины ТНА. Эти газы создают дополнительную тягу, истекая через отверстия 6. Применение конструкции без связи между стенками, технологически весьма простой, возможно для камер сгорания двигателей с небольшой тягой или для вспомогательных двигателей и при давлении в камере до 2 мПа. Развитие ЖРД, сопровождаемое увеличением диаметра камер, температуры горения и давления, вынудило перейти к конструкциям сначала с редко расположенными, а затем и с часто расположенными связями. Редко расположенные связи выполняются в виде жестких колец, связывающих стенки, что способствует уменьшению их деформации. Кроме того, вблизи колец внутренняя и наружная стенки работают совместно, что повышает общую несущую способность камеры. На участках между связями для разгрузки от температурных напряжений, которые возникают от разности продольных деформаций стенок, размещаются кольцевые компенсаторы, которые одновременно служат дополнительными ребрами жесткости. Такого типа конструкции применимы при толщине стенок порядка 5 мм и более, сравнительно низкой температуре стенок и давлении в камере порядка 50 мПа. В массовом отношении конструкции с редко расположенными связями невыгодны. Наиболее легкими и надежными являются конструкции с часто расположенными связями, находящимися столь близко друг от друга, что действие избыточного давления охлаждающей жидкости не вызывает сколько-нибудь заметных местных прогибов стенки, а работоспособность камеры определяется только несущей способностью под действием сил давления газов и осевой силы. Стенки связываются между собой сваркой или пайкой. При сварном соединении на наружной стенке выполняются точечные или сплошные выштамповки. Точечные выштамповки могут быть круглые или овальные с большой осью, направленной вдоль образующей камеры. Точечная сварка производится в местах выштамповок. Однако выштамповки при большой толщине стенок загромождают охлаждающий тракт и не позволяют расположить связи достаточно часто. Сплошные выштамповки под роликовую сварку могут располагаться в зависимости от принятого способа циркуляции охлаждающей жидкости — вдоль образующей камеры сгорания и сопла или по винтовой линии, как в конструкции, показанной на рис. 13.26. При много- заходной винтовой связи увеличивается длина контактной поверхности стенок по сравнению с продольными связями, что способствует увеличению жесткости камеры и прочности связей. Повышение давления газов приводит к необходимости значительно уменьшить расстояние между связями, что возможно в паяных конст- 271
Z J 4 5 \ \ \ V Рис. 13.26. Камера ЖРД с соединением стенок сваркой по винтовым выштам- повкам: /—форсуночное днище; 2 - выгорающая вставка из реф- разила; 3—внутренняя стенка камеры; 4—керамическая сопловая вставка; 5—наружная стенка камеры; 6—неох- лаждаемая часть сопла-. 7— винтовые выштамповки Рис. 13.27. Паяное соединение камеры: а—с ребрами; б—с гофром; /—наружная стенка; 2—внутренняя стенка с ребрами; 3—гофр; 4—внутренняя стенка рукциях. Паяные конструкции камер выполняются с ребрами, гофрами и из трубок. Простейшими являются конструкции с припайкой ребер, выполненных зацело с одной из стенок, по преимуществу с внутренней (рис. 13.27, а), к другой стенке. Ребра на внутренней стенке получают механической обработкой. Они могут иметь переменный шаг по сечениям камеры и сопла и располагаться вдоль образующей или по винтовой линии. Для простоты ребра выполняются прямоугольного профиля; толщина их должна быть наименьшей допустимой технологическими возможностями. Для уменьшения загромождения охлаждающего тракта и снижения массы камеры ребра могут образовываться тонкостенными штампованными профилями — гофрами 3 (рис. 13.27, б), который затем обычно припаивается к обеим стенкам 1 и 4. Трудности создания подобных паяных конструкций, где шов находится внутри охлаждающей полости, состоят в необходимости обеспечить гладкую поверхность шва и предотвратить затекание припоя в каналы рубашки. От этого технологического недостатка свободны паяные трубчатые конструкции, у которых шов находится снаружи каналов охлаждения. Трубчатые камеры (рис. 13.28) выполняются из отдельных тонкостенных трубок, уложенных вдоль образующей камеры, а иногда по винтовой линии. Трубки (рис. 13.29) имеют прямоугольное, овальное или U-образное сечение. На нецилиндрической части камеры сгорания и сопла трубки имеют переменную площадь поперечного сечения. При относительно малых степенях расширения сопла и камера сгорания и сопло могут быть образованы из одного и того же количества трубок. Их количество выбирается таким, чтобы каждая трубка занимала дугу с центральным углом 0,75—1,25°. При больших степенях расширения сопла при таком угловом шаге на срезе сопла трубки должны быть сильно сплющены, что технологически затруднительно. Поэтому в таких случаях применяют составные конструкции, когда часть трубок проходит вдоль всей образующей камеры сгорачия и сопла (трубки 1), а между ними на расширяющейся части сопла ставится по одной или по две укороченных трубки. Иногда, например, в конструкции, подобной показанной на рис. 13.28, применяется система охлаждения, при которой по одной из двух соседних трубок охлаждающая жидкость течет от головки к соплу, а по другой — в обратном направлении. При трубчатой конструкции сравнительно легко может быть осуществлен ввод в камеру отработанного газа от турбины ТНА для созда- 272
Рис. 13. 28. Трубчатая камера ЖРД: Л—полость окислителя; /—вход окислителя; 2—наружная стенка го- ловки; 3—выход горючего; 4—вход горючего в трубки; 5—трубки камеры сгорания; 6—бандажи; 7—воспламенитель; 8—форсуночное днище V Рис. 13. 29. Трубки камеры сгорания и сопла: /_Трубки камеры сгорания и сопла; 2—укороченные трубки сопла; 3—подвод компонента к укороченным трубкам; 4—окно для подвода газа из турбины ТНА в сопло ния дополнительной тяги (рис. 13.30). Окна для ввода газа имеют треугольную форму и образованы в том сечении сопла, где между основными длинными трубками 1 вставлены укороченные трубки 2 (см. рис. 13.29). Специфичными условиями охлаждения может быть вызвано и применение трехстенной трубчатой камеры (рис. 13.31). В ней по внутреннему ряду трубок 2 охлаждающая жидкость течет от головки к срезу сопла, а по наружному ряду / — в обратном направлении. Чаще таким образом выполняются отдельные секции корпусов двигателей на криогенных топливах. При этом расположение рядов, по которым жидкость движется в сторону сопла, может быть выбрано по условиям компоновки иным, чем в рассмотренном примере. Трубки спаиваются по боковым прилегающим поверхностям. На паяные швы при этом приходится весьма значительная нагрузка Рис. 13.30. Камера ЖРД с вводом в сопло газов из ТНА: /—головка камеры; 2—подвод газов от турбины ТНА; 3—подвод горючего (жидкий водород); 4—кольцевой коллектор для соединения одной входной и двух возвратных трубок 273
Рис. 13. 31. Трехстенная камера: /—трубка наружного ряда; 2—трубка внутреннего ряда; 3—подвод горючего; 4— главный клапан горючего; 5—головка двигателя от газовых сил, стремящаяся разорвать камеру по образующей. Для обеспечения надлежащей прочности необходимо применять усиливающие элементы. Такими элементами могут быть наружные кожухи, бандажи или сплошная обмотка. При толстостенном металлическом кожухе масса камеры значительно увеличивается. Поэтому чаще применяют отдельные усиливающие бандажи, расположенные почти вплотную друг к другу на камере сгорания и горловине сопла и с большими промежутками на расширяющейся части.сопла (см. рис. 13.28). В отдельных конструкциях применяется обмотка снаружи камеры из трубок проволокой квадратного сечения, которая может пропитываться связующей смолой, обмотка кольцами из тонкой стальной ленты, нитями из стекловолокна, также пропитанными связующей смолой. Камеры с регенеративным охлаждением могут иметь теплоизолирующее покрытие в тех случаях, когда недостаточна теплоемкость охладителя и нет внутреннего охлаждения, а также если применено топливо с очень высокой температурой горения. Дополнительными элементами корпуса камеры являются коллекторы, подводящие и отводящие охладитель, и устройства для направления движения охладителя по зазору между стенками для внутреннего охлаждения камер. Коллекторы привариваются к наружной стенке камеры. В коллекторе выравнивается по окружности поле скоростей охлаждающей жидкости перед входом в зазор между стенками. Охладитель обычно подводится к коллектору по нескольким трубопроводам. В месте расположения коллектора, подводящего охладитель к концу сопла, наружная стенка может отсутствовать (см. рис. 13.21), иметь окна (рис. 13.32, а) или образовывать козырек, направляющий охладитель к выходному сечению сопла (рис. 13.32, б). Если в системе охлаждения жидкость движется по части каналов в направлении сопла, а по остальным каналам — в обратном направлении, то подводящий коллектор должен находиться в передней части камеры, а в конце сопла — поворотный коллектор. На камере могут быть расположены и несколько коллекторов, если, например, охлаждающая жидкость подводится у сопла, а отводится из охлаждающего тракта не непосредственно в соответствующую полость головки, а через клапаны или агрегаты системы регулирования, или когда отдельные элементы камеры сгора- Рис. 13.32. Схемы коллек-7 торов, расположенных в конце сопла: а—с окном в наружной стенке; б—с козырьком; /—наружная стенка; 2— окно; 3—козырек а) 274
ния и сопла охлаждаются различными компонентами. Наиболее часто многоколлекторные системы находят применение в двигателях на криогенном топливе, в том числе в случае использования паров охладителя для привода турбины ТНА (см. рис. 12.11). Различные способы подачи жидкости из системы охлаждения в головку показаны на рис. 13.6 ,13.12, 13.21 и 13.28. Увеличению площади охлаждаемой поверхности и организации движения охладителя в зазоре между стенками способствуют каналы, образуемые ребрами на внутренней или наружной стенке, трубками, прутками и спиралями. Прутки и спирали чаще не входят в силовую систему камеры. В большинстве конструкций каналы направлены вдоль образующей. Винтовое движение жидкости применяется в тех случаях, когда надо удлинить путь охладителя по зазору. При движении по винтовому каналу вследствие действия центробежных сил происходит сепарация охладителя: жидкие частицы отбрасываются к периферии, а образовавшиеся пары скапливаются у горячей внутренней стенки, что ухудшает теплоотвод от нее и может привести к прогару. Величина зазора между стенками (площадь каналов) определяется скоростью охладителя, принятой при расчете системы охлаждения. У выполненных конструкций у горловины сопла скорость охладителя достигает 25—30 м/с и более, а вблизи среза сопла — 8—10 м/с. При применении в качестве охладителя жидкого кислорода скорости у горловины сопла могут достигать 200 м/с и более. Зазоры менее 1 мм при обычной конструкции камеры трудно выполнимы. При использовании для охлаждения сжиженных газов зазор может быть увеличен. Если охладитель является химически активным по отношению к материалу каналов, то на омываемую им поверхность наносятся защитные покрытия, например, производится фосфатирование. Покрытия особенно необходимы в двигателях многоразового применения. Особенности технологии изготовления корпусов камер. Детали корпусов изготовляются из высокопрочных материалов, которые должны обладать теплостойкостью, коррозионной стойкостью, кислотоупорностью и быть пригодными к механической обработке, сварке, пайке. Полному комплексу таких требований не удовлетворяет ни один материал и поэтому его выбор диктуется для каждого из элементов корпуса наиболее важными или специфическими требованиями. Из металлических материалов наиболее часто применяются хромо- никелевые стали (типа Х18Н9Т, Х18Н12Т и др.), деформируемые сплавы на железоникелевой и никелевой основе (типа ЭИ437А, ЭИ787 и др.), сплавы на титановой основе (типа ВТ1, ВТЗ и др.), тугоплавкие металлы и их сплавы (ниобий, тантал, молибден, вольфрам). В технологии изготовления одностенных и двухстенных корпусов с различными видами связей между стенками и корпусов трубчатой конструкции имеются некоторые отличия. В первом случае используются обычно листовые заготовки, из которых затем детали корпусов получают гибкой, вытяжкой, штамповкой (в том числе гидроформовкой или формовкойвзрывом), расжатыванием и выдавливанием. Из технологических соображений тонкостенные корпусы выполняют составными и отдельные узлы соединяются продольными и поперечными швами; реже применяются бесшовные корпусы. Цилиндрические участки камеры сгорания (в отдельных случаях с присоединением входного участка сопла), если нет необходимости выполнять на них устройства для пленочного охлаждения, представляют обычно один узел. Сопла, особенно при больших степенях расширения, разбиваются на несколько узлов. Отдельными узлами являются 275
также коллекторы и устройства для ввода в камеру пленок или завес охладителя. Отформованные детали дополнительно подвергаются механической обработке: обрезке, торцовке, точению по наружному и внутреннему контуру с целью достижения необходимой точности сопрягаемых размеров и заданной чистоты поверхности. В отдельных случаях требуется фрезерование, травление или выдавливание продольных или винтовых ребер или выштамповок в тонких стенках. Гибкой изготовляются детали, образующие гофрированные проставки между стенками корпуса камеры. При чисто сварных конструкциях производится сборка и сварка отдельных узлов (секций), а затем 'сварка между собой всех узлов, образующих один неразъемный узел. Более сложны операции по изготовлению паяных камер с гофрированными проставками или с ребрами. На спаиваемые поверхности наносится различными способами припой или накладывается фольга из припоя, производится сборка узла с фиксацией взаимного расположения деталей специальными устройствами, которые не должны препятствовать протеканию процесса пайки и легко удаляться после нее. Пайка производится в специальных печах в восстановительной или в нейтральной среде. При изготовлении трубчатых камер наиболее трудоемким процессом является изготовление трубчатой рубашки. Заготовками являются цилиндрические трубки соответствующей длины и заданной толщины стенок. Трубки профилируются в штампах, которые сдавливают их в двух взаимно перпендикулярных направлениях, переводя конфигурацию поперечного сечения из круглого в подобную прямоугольному, овальному или U-образному, с сохранением постоянной толщины, а следовательно, и периметра. Размеры переменного сечения для обеспечения плотного прилегания трубок, собираемых в пакет, должны выдерживаться с высокой точностью. Сборка пакета производится на жесткой оправке с закреплением снаружи технологическими кольцами. Посадка в пакет выполняется с натягом. Пакет проверяется на плотность прилегания торцов трубок и точность образования контура. Снаружи трубки для пайки предварительно покрываются соответствующим припоем, который может наноситься напылением, электролитическим осаждением, а иногда и плакированием. Пайка пакета для получения трубчатой рубашки производится способами, аналогичными применяемым при изготовлении обычных паяных камер. Далее на рубашку из трубок монтируются силовые кольца, коллекторы и другие детали и производится их крепление сваркой или пайкой. Если усилительные элементы трубчатой камеры изготовляются из стальной ленты или стекловолокна, то они наматываются на рубашку. При этом отдельные витки стальной ленты соединяются между собой и с рубашкой пайкой. Стекловолокно применяется либо пропитанное смолой непосредственно перед обмоткой (влажная намотка), либо пропитываемое после намотки. Защитные покрытия на детали корпусов наносятся металлизацией, плазменным напылением, гальваническим осаждением, осаждением паров и иными способами. Изготовленные камеры подвергаются гидроиспытаниям на прочность, пневмоиспытаниям на герметичность и проливке для определения гидравлического сопротивления тракта охлаждения. После проливки внутренние полости камеры тщательно очищаются от остатков влаги и просушиваются, а в необходимых случаях дополнительно еще и обезжириваются. 276
13. 3. Пусковые устройства Для запуска двигателя на несамовоспламеняющихся компонентах используется химическое, пиротехническое и электроискровое зажигание. При химическом зажигании несамовоспламеняющихся компонентов используются основные топливоподающие устройства, к которым в период запуска подключаются трубопроводы от пусковой топливной системы, заполненной самовоспламеняющимися компонентами. После образования в камере мощного горящего факела пусковая система отключается. Пиротехническое зажигание осуществляется с помощью пиропатронов. Пиропатроны могут монтироваться в головке камеры, являясь ее конструктивным элементом, но чаще они располагаются на специальной державке, вводимой внутрь камеры со стороны сопла. В этом случае не накладывается никаких ограничений на размеры и конструкцию воспламенителей. После воспламенения основных компонентов зажигательное устройство выбрасывается потоком газов из камеры или остается на пусковом столе. Некоторые особенности в конструкцию головки вносят электрические пусковые устройства, которые размещаются обычно в середине головки. Такие устройства представляют собой свечи-форсунки и воспламенители. В свече-форсунке через разряд между кольцевыми электродами продувается хорошо воспламеняющееся горючее, например, бензин или смесь горючего с кислородом. Воспламенительное устройство (рис. 13.33) включает в себя корпус 4, образующий небольшую камеру сгорания, в которой размещаются форсунки компонентов и свеча 7. На линиях подачи горючего 3 и окислителя 5 устанавливаются пусковые и отсечные клапаны 6. Для выработки сигнала на отсечку воспламенителя может устанавливаться датчик воспламенителя 5. Основные трудности создания электрических пусковых устройств вызываются сравнительно малой тепловой мощностью электрического разряда. Для создания искры большой мощности используются полупроводниковые свечи, состоящие из двух концентричных электродов, изолятор между которыми покрыт слоем полупроводника. При подаче напряжения на электроды в полупроводнике возникает ток и происхо- Рис. 13.33. Схема воспламенителя: /—сливной кран; 2—разъем то- копровода к свече; 3—линия подвода горючего; 4—корпус воспламенителя; 5—линия подвода окислителя; 6—пусковые и отсечные клапаны; 7—запальная свеча; 8—датчик воспламенителя 277
11 Рис. 13.34. Невыключаемые двухступенчатый воспламенитель: /—подача окислителя (жидкий кислород) в камеру II ступени; 2—форсунка газообразного окислителя I ступени; 3—подача горючего (жидкий аммиак) в I ступень; 4—свеча; 5—камера I ступени воспламенителя; 6*—форсунка горючего I ступени; 7—форсунки горючего в головке II ступени; 8—подача горючего во II ступень; 9—камера II ступени; 10—струйные форсунки горючего; //—щелевая форсунка окислителя II ступени 7 8 10 дит прогрев полупроводника. При его достаточно высокой температуре создаются условия для ионизации топливной смеси около электродов и между ними возникает сильный искровой разряд. Периодичность разряда порядка 1 мкс. Для предохранения запального устройства от горячих газов требуется защита его путем создания топливной завесы, когда пусковое устройство отключено. Для организации устойчивого очага пламенч в течение всего времени работы двигателя и облегчения одновременно условий охлаждения применяются невыключаемые воспламенители. Невыключаемый воспламенитель (рис. 13.34), размещаемый в центре головки двигателя, состоит из двух последовательно расположенных камер: малой 5 (I ступень) и большой 9 (II ступень). В малой камере находятся искровые свечи 4, форсунка горючего 6 и форсунка окислителя 2. Окислитель подается в газообразном состоянии. Продукты сгорания истекают во вторую камеру и поджигают топливо, подаваемое после розжига первой камеры. Камера II ступени трехстенной конструкции охлаждается горючим, которое впрыскивается в камеру через струйные форсунки, расположенные как на головке, так и в нескольких поясах на внутренней стенке камеры. Окислитель поступает во вторую камеру через щелевую форсунку 11. Для сохранения соотношения компонентов в пусковом устройстве в магистралях ставятся 6J N11111 Наоота газогенератора Работа стартера на твердом топливе r-Сигнал к запуску Впрыск само- Втяаменянщ топлива-^ Открытие основного клапана окислите- I I \ \ Открытие основ рючего Сигнал к выключению Закрытие основного клапана окислителя \ Закрытие основного кла- пана горючрго 0,1 0,Ь 0,6 0,8 1,0 1,2 7,4 О Время,с 0,1 0,4 0,6 0,8 Рис. 13. 35. Диаграмма последовательности операций при запуске и остановке двигателя Н-1 (США) 278
регуляторы подачи. После отключения двигателя воспламенитель используется для продувки камеры. В процессе запуска особенно важное значение имеет порядок поступления компонентов в камеру сгорания, определяемый свойствами применяемых компонентов и конструкцией камеры. Топливо при запуске должно подаваться в камеру в таком количестве, чтобы избежать взрывоопасного накопления компонентов. Не менее важное значение имеет также регулирование подачи топлива по времени при останове двигателя. Программа подачи при зашуске <и останове (рис. 13. 35) подбирается экспериментально и обеспечивается регулирующими устройствами, в том числе клапанами в магистралях к воспламенителям, главными и вспомогательными клапанами компонентов, устанавливаемым?! в магистралях перед камерой. 13. 4. Устройства для создания управляющих усилий и моментов Для создания управляющих усилий и моментов используются как автономные устройства, непосредственно не связанные с собственно конструкцией камер двигателей и не оказывающие влияния на конструктивные формы камер, так и дополнительные элементы, входящие в конструкцию камеры или с ней связанные. К первым относятся газовые рули, периферийные рули, управляющие щитки и рулевые отдельные сопла. Газовые и периферийные рули представляют собой профилированные поворотные элементы, устанавливаемые в потоке продуктов сгораняя вблизи выходного сечения сопла. Управляющие щитки выполняются в виде пластин, вдвигаемых в поток продуктов сгорания. В целях управления полетом используются рулевые сопла. В качестве дополнительных устройств камер, предназначенных для создания управляющих усилий и моментов, применяются устройства для поворота сопел или выходных секций сопел, для поворота камер и для вдува (впрыска) IB сошло вторичного потока газа (жидкости), приводящего к возникновению боковой неуравновешенной силы. Создание поворотных сопел (рис. 13.36, а) и сопел с поворотной секцией (рис. 13.36, б) затруднительно в связи с необходимостью обеспечения герметичности шарнирного соединения, его жесткости и тепловой защиты. Хотя эти проблемы нашли решение в конструкциях РДТТ (см. гл. XIX), в ЖРД подробные устройства не находят применения, так как более простыми, надежными и эффективными являются устройства для поворота камеры двигателя в целом. Устройства для поворота камер включают в себя шаровые шарниры или карданные подвесы. Большее распространение получили шарнирные и карданные подвесы, в которых используются подшипники качения, обеспечить работоспособность которых легче, чем контактных поверхностей шарового шарнира. Подвесы могут располагаться на головке камеры (см. рис. 13.10) или в месте расположения горловины сопла. В конструкции, показанной на рис. 13.10, центральная часть узла крепления 10, являющаяся одновременно частью магистрали подвода одного из компонентов и местом крепления ТНА, имеет цапфы с подшипниками качения, смонтированными в ушках шарнирного подвеса //. Шток сервомотора, поворачивающего камеру ВОКРУГ Шарнира, КреПИТСЯ К ушку Рис. 13. 36. Схемы управляющих сопел: кронштейна 4. В системе подвеса дяя а-пов°Р°тное с°Хсекц7еСй°пл° с поворот" 279
Рис. 13. 37. Карданный подвес камеры за горловину сопла: /—рама; 2, 8—секторы хомута подвеса; 3, 10—магистрали подвода компонентов из баков; 4, //—отсечные клапаны; 5, 7, 9, 13—полые цапфы; 5—горловина камеры; 12—хомут подвеса повышения надежности используется -сухая смаЗ- ка, например, двусерни- стый молибден. Компоновка узла подвеса для поворота камеры на ее головке часто вынуждает иметь в двигательной установке по крайней мере одну из магистралей компонента с гибким участком, что вызывает конструктивные трудности, особенно, если эта магистраль высокого давления. При относительно небольших размерах камеры и ТНА, жестко с ней связанного, в многокамерной установке с поворачивающимися камерами для обеспечения поворота относительно двух осей удобно расположить карданные подвесы отдельных камер в районе горловин сопел, присоединив их к единой для двигательной установки раме 1 (»рис. 13. 37). Эта компоновка также позволяет удачно решить задачу подвода компонентов к расположенным на головках камер ТНА и от ТНА к головке 6ei3 применения гибких соединений или гибких участков магистралей, как это имеет место в рассматриваемой конструкции. Хомут 12 подвеса, охватывающий горловину камеры 6, пустотелый и «разделен перегородками на сектора. Сектора 2 и 8 через полые цапфы 5 и 9, входящие в подшипники рогов рамы У, сообщаются с магистралями 3 и 10 подвода компонентов из баков летательного аппарата. На входе в цапфы смонтированы отсечные клапаны 4 и 11. Через полые цапфы 7 и 13 внутреннего шарнира проходят магистрали подвода компонентов к соответствующим насосам ТНА. Как видно, подвижные соединения установлены в магистралях низкого давления, где легче создать надежное уплотнение. Устройства для вдува (впрыска) в сопло несимметричного потока газов или жидкости могут выполняться в виде отдельного кольца, врезанного вблизи выходного сечения сопла между участками корпуса сопла. Кольца снабжаются коллекторами подводимого рабочего тела, регулирующими элементами, например, в виде клапанов (в случае необходимости их размещения на камере) и устройствами для направленного ввода рабочего тела внутрь сопла. Последние могут представлять собой систему подводящих отверстий с определенным направлением осей относительно потока в сопле или узкие щели, в том числе с козырьками для направления потока, т. е. во многом аналогично элементам ввода в камеру рабочего тела для создания зз- весного охлаждения. От системы управления вектором тяги подаются команды, по которым включается тот или иной сектор устройства для ввода или впрыска газа или жидкости. 280
Глава XIV ТУРБОНАСОСНЫЕ АГРЕГАТЫ ЖРД При насосной подаче топлива в качестве основных агрегатов для создания давления используются ТНА. В общем случае (рис. 14.1) основными узлами ТНА являются турбина А, насосы горючего Б и окислителя В, а при использовании дополнительных компонентов (например, для питания ЖГГ и наддува баков) также вспомогательные насосы Г и Д. Привод насосов может осуществляться не только непосредственно от турбины, но и через редуктор Е. Силовую систему ТНА, т. е. совокупность соединенных между собой основных деталей, воспринимающих нагрузки, действующие на элементы конструкции, и передающих их результирующую на узлы крепления к летательному аппарату или к камере ЖРД, образуют силовые системы ротора и корпуса, связанные между собой подшипниками. В силовую систему ротора (рис. 14.2) входят такие элементы как рабочее колесо турбины 4, крыльчатки насосов 7 и И, вал 8, а при наличии редуктора — его вращающиеся детали. Силовую систему корпуса образуют половинки корпуса турбины 2 и 17, газосборник 1, сопловые аппараты 15 и 16, корпусы насосов 6 и 10, в которых выполнены подводящие патрубки и диффузоры со сборными улитками, корпусы опор валов и корпус редуктора. Вал ротора ТНА лежит на подшипниках 5 в корпусах опор. Кроме деталей силовых систем, в состав ТНА могут входить элементы систем запуска, смазки, охлаждения и тепловой защиты, регулирования, уплотнения валов и насосов (например, 9, 13 и 14 на рис. 14. 2) и другие устройства. Помимо ТНА в состав систем топливоподачи могут включаться и бустерные насосные агрегаты, устанавливаемые в топливной магистрали до входа в насос ЖРД с целью повышения давления поступающего в этот насос компонента и состоящие из насоса и привода. Привод может быть от гидротурбины, газовой турбины или электрический. При наличии привода от турбин такие агрегаты будем сокращенно именовать ТБНА — турбинный бустерный насосный агрегат. Конструкции ТБНА сходны с конструкциями ТНА и имеют те же элементы и системы. Рис. 14. 1. ТНА двигателя РД-107: Л—турбина; Б—насос горючего; В—насос окислителя; Г и Д—вспомогательные насосы; Е—редуктор 281
282
14. 1. Компоновочные схемы ТНА и ТБНА Особенности компоновки ТНА и ТБНА в первую очередь определяются сочетанием таких факторов, как количество роторов, количество насосов, приводимых от одной турбины, взаимное расположение турбины и насосов, типы опор, их количество и размещение, а степень совершенства соответствующих компоновкам конструкций зависит от конструктивных форм и типов отдельных элементов, особенно турбин и насосов. Количество роторов агрегата зависит от количества рабочих колес турбин, имеющих различные частоты вращения. Каждый ротор может иметь один или несколько валов. В последнем случае валы соединяются через редуктор (в редукторных агрегатах), а при одинаковой частоте вращения — муфтами или рессорами. Наиболее простую компоновку имеют однороторные агрегаты, приводящие одноступенчатый насос одного компонента. К ним в первую очередь относятся бустерные насосные агрегаты с газовой или гидравлической турбиной, находящие применение в двигательных установках, работающих на криогенных компонентах топлива. Их конструктивная реализация облегчается тем, что рабочим телом турбины обычно является тот компонент, бустерный насос которого она приводит. При этом упрощается система уплотнений и исключается опасность смешения компонентов. К гидравлической турбине рабочее тело поступает изос- ловнопУ топливного насоса, а к газовой турбине — из испарителя, теплообменника или из системы охлаждения камеры. Современные мощные двигательные установки, особенно исполненные по схеме с дожиганием генераторного газа и работающие на криогенных топливах, часто имеют отдельные для каждого компонента однороторные ТНА, приводящие многоступенчатые насосы. В ряде случаев такие однороторные ТНА выполняются в едином блоке с ЖГГ (рис. 14.3). В целях повышения компактности агрегата, объединяющего ЖГГ и ТНА, применяется компоновка с петлевым течением газа от ЖГГ к турбине ТНА и далее в камеру двигателя. В большинстве двигательных установок используются единые однороторные ТНА для подачи основных компонентов топлива, исполненные по безредукторной схеме с общим валом турбины и насосов, как в конструкции, представленной на рис. 14.2. При необходимости использовать турбину ТНА для привода насосов вспомогательных рабочих тел, также удается иногда реализовать однороторную безредукторную схему с соосным расположением турбины и всех насосов (рис. 14.4). Вал вспомогательного насоса 5 соединяется с валом турбины через муфту 6. Рис. 14.3. Схема однороторного ТНА, выполненного с ЖГГ: в едином блоке Л—трехступенчатый насос горючего; Б—двухступенчатая турбина; В каналы, подводящие и отводящие газ к турбине; Д—ЖГГ; /, 2—опоры ротора и Г- 283
Рис. 14.4. Схема однороторного безредукторного ТНА с трехопорным валом: Л—насос горючего; Б—двухступенчатая турбина; В—насос окислителя; Г— вспомогательный насос; 1, 2—опоры турбины; 3—вал; 4—шарнирная муфта соединения валов; 5— вал вспомогательного насоса; 6—опора вспомогательного насоса В ТНА двигателя РД-107 редуктор используется для привода только одного вспомогательного насоса (см. рис. 14.1). При этом размеры редуктора малы и его детали не нагружены большими усилиями. Более сложными по конструкции и тяжелыми являются однороторные ТНАГ в которых все насосы приводятся от общей турбины через редуктор, как показано на рис. 14.5, а. Общим недостатком редукторных ТНА является необходимость организации смазки и охлаждения редуктора. Двухроторные ТНА могут иметь различные варианты компоновки. Они имеют преимущества в простоте конструкции перед редукторными ТНА, но уступают всем типам ТНА в простоте регулирования подачи топлива. Отсутствие жесткой связи между роторами требует постановки двух регуляторов частоты вращения ТНА, вместо единого регулирующего органа, задающего частоту вращения одной турбины одно- роторных и редукторных ТНА. Один из вариантов компоновки двух- роторного ТНА показан на рис. 14.5, б. Компоновка ТНА существенно зависит от выбора силовой схемы ротора в частности количества и места расположения опор и рабочих колес турбины и насосов. Для упрощения конструкции, ее облегчения и повышения надежности в основном стремятся применять двухопор- ные роторы с консольными рабочими колесами. Такая схема целесообразна при относительно жестких валах, малых пролетах между опорами и небольших массах и вылете рабочих колес, т. е. когда малы возможные прогибы вала. Схемы различаются размещением турбины и входов в насосы. При двух насосах турбина может быть расположена между ними или на конце ротора — консольно. Рис. 14. 5. Схемы ТНА: а—с приводом двух насосов через редуктор; б—двухроторного 284
Рис. 14. 6. Схемы ТНА с консольной турбиной: а—входные патрубки расположены между насосами; б—один насос имеет осевой вход; 1—входной патрубок Консольное расположение турбины на конце вала дает некоторые преимущества в организации отвода газов (см. рис. 14.1 и 14.2). Одновременно при наличии на валу двух насосов, один из которых имеет двухсторонний вход, целесообразно разместить его между опорами. Второй насос тогда размещают консольно, сделав его с осевым входом (см. рис. 14.2). Если же оба насоса имеют односторонний вход, то могут применяться компоновки, показанные на рис. 14.6. В первом случае (рис. 14.6, а) осевые силы, действующие на ротор, легче уравновесить, а во втором (рис. 14.6, б) — удобно применять насос с предварительной ступенью на входе, например, шнеком во входном патрубке 1. Компоновки ТНА с турбиной, расположенной между опорами, могут быть выполнены по схемам, представленным на рис. 14.7. Осевые входы насосов (рис. 14.7, б) позволяют сократить длину вала, улучшить условия подвода компонентов к насосам, особенно, если насосы со шнеками. Недостатком такой компоновки является необходимость расположения подшипников с задней стороны крыльчаток насосов, где они сообщаются с полостью повышенного давления. Если при этом подшипники смазываются не компонентом топлива, а смазкой, подаваемой из мас- лосистемы, или набивной консистентной смазкой, то организовать надежное уплотнение трудно. В роторе, выполненном по схеме 14.7, а, один из подшипников располагается на стороне низкого давления. Когда турбина располагается между насосами, полости компонентов разобщаются надежней и более рационально распределяется крутящий момент по валам агрегата. Рис. 14. 7. Схемы ТНА с турбиной посередине ротора: а—выходные патрубки расположены между насосами; б—насосы имеют осевые входы 285
Из газогенератора -+-?^\ Пример К0МТ10Н0ВКИ ОДНОрОТОрНОГО агрегата с тремя опорами и консольно расположенной радиальной центростремительной турбиной показан на рис. 14.8. При такой схеме облегчаются условия отвода газов из турбины, в частности, для дожигания в камере двигателя. В компоновке ТНА, представленной на рис. 14. 3, применен двухопор- ный ротор с расположением рабоч ix Рис. 14.8. Схема ТНА с радиальной цент- КОЛеС Турбины И Трехступенчатого На- ростремительной турбиной ^ fi пролете между опорами. Та!Кая схема трудно реализуема, так как требуется создать достаточно жесткую опору за турбиной, непосредственно не связанную с жесткими деталями корпуса. Оригинальную компоновку имеет ТНА с трехопорным ротором (см. рис. М. 4), корпус которого непосредственно образует подводящую магистраль одного из компонентов к головке камеры, Турбина расположена между опорами /и2, два насоса основных компонентов — консольные. Вспомогательный насос имеет опору 6, а конец его вала 5 опирается на вал 3 через муфту 4. При такой трехопорной схеме возможность компенсации несоосности валов может обеспечиваться шаровым шарниром в месте соединения валов, подвижным шлицевым соединением или за счет податливости гибкого вала. В отдельных конструкциях ТНА находили применение четырех- опорные роторы с соединением отдельных двухопорных валов через муфту и с использованием опор качения на одном валу и опор скольжения на другом [32, 45]. Отмеченные выше особенности компоновочных схем относились к случаям привода центробежных насосов. Представление об особенностях компоновки ТНА с другими типами насосов можно получить из рассмотрения приведенных ниже рис. 14.11 и 14.13. 14. 2. Конструкция насосов В общем случае для подачи одного компонента ТНА и ТБНА могут иметь основной насос и устанавливаемый перед ним для предотвращения кавитации дополнительный насос — преднасос. Необходимость в преднасосе отсутствует при достаточно высоком давлении в магистрали перед ТНА, создаваемом, например, путем наддува баков и силами инерции столба жидкости при ускорении летательного аппарата. В качестве основных используются центробежные и осевые насосы. Как преднасосы применяются обычно шнековые насосы или реже осевая ступень. Поскольку в большинстве случаев конструкции основного и дополнительного насосов органически связаны, онк могут рассматриваться как единый узел. Например, шнекоцентробеж- ный и шнекоосевой насосы представляют собой комбинации соответственно основного центробежного или осевого насоса с предвключенным шнеком, а осецентробежный имеет предвключенную осевую ступень. Основными элементами узла насоса любого типа являются ротор, корпус, опоры ротора и уплотнительные устройства. Здесь мы остановимся лишь на конструкциях ротора и корпуса. Помимо валов-, деталями роторов насосов являются: крыльчатки — у центробежных, барабаны или диски с лопаточными венцами — у осевых и шнеки — у шнековых. Детали корпусов образуют входные и вы- 286
Рис. 14. 9. Шнекоцентробежный насос: /—задняя крышка корпуса; 2 — шпилька; 3—передняя крышка корпуса со сборником; 4—открытая крыльчатка; 5—шнек; 6— 1 обтекатель Рис. 14. 10. Сборные крыльчатки насосов ТНА: а—паяные; б—клепаные; в—за- чеканенные; /—кольцо щелевого уплотнения: 2—крыльчатка; 3—место припайки; 4—крышка; 5—заклепки; 6— расчеканенные выступы ходные устройства, стенки полостей, в которых располагаются роторы. Непосредственно связаны с конструкцией корпуса также спрямляющие аппараты осевых насосов и лопаточные диффузоры центробежных насосов. Крыльчатки центробежных насосов. Крыльчатки насосов выполняются открытого и закрытого типа. Крыльчатки открытого типа (рис. 14.9) имеют радиальные лопатки, весьма просты по конструкции, но к.п.д. их ниже чем у крыльчаток закрытого типа. Выполняются они чаще стальными, так как перо лопатки, не подкрепленное с торца, значительно нагружено центробежными силами. Закрытые крыльчатки имеют замкнутые с торцов межлопаточные каналы. Их лопатки не радиальные, а как правило, загнуты против вращения. Закрытые крыльчатки могут выполняться литыми (см. рис. 14.2) или сборными. Литые крыльчатки обычно массивные: из условий технологии изготовления и прочности толщина их стенок порядка 4—5 мм. Основное достоинство закрытых литых крыльчаток — простота изготовления. Сборные закрытые крыльчатки обычно состоят из диска с лопатками 2 и отдельной крышки 4 (рис. 14.10). Толщины стенок у сборных крыльчаток могут быть значительно меньшими, чем у литых, и в отдельных выполненных конструкциях составляют 2,5—3 мм. Толщина стенки диска определяется расчетом на прочность. Крепление крышки к лопаткам производится пайкой (рис. 14.10, а) или с помощью клепки (рис. 14.10, б), или расчеканкой выступов, выполненных на лопатках крыльчатки и входящих в просечки крышки (рис. 14.10, в). Паяные конструкции прочней, чем клепаные. Припайка производится по всей поверхности кромок лопаток, обращенных к крышке, на твердых припоях. Заклепочное соединение может применяться при достаточно толстых лопатках. При тонких лопатках применяют зачеканку. Зачеканка технологически более сложна, так как требует точного выполнения просечек на крышке. 287
11 Рис. 14. 11. THA со шнекоцентробежным насосом: Л—передняя секция шнека; Б—задняя секция шнека; В—составная крыльчатка: Г— двухступенчатая турбина; Д—газоотводя- щее устройство; /—обтекатель; 2—осевые штифты; 3—бандаж с гребешками; 4—передняя опора ротора; 5—передняя цапфа; 6—лабиринтное уплотнение; 7—спиральный отвод; 8—задняя стенка корпуса насоса; 9—задняя цапфа; 10—задняя опора ротора; //—коллектор подвода газа к турбине; 12—сопла I ступени; 13— стенка диска турбины; 14—диафрагма соплового аппарата II ступени; 15— призонные болты; 16—корпус турбины; /7—сопловой аппарат II ступени; 18— разгрузочное отверстие; 19—диск крыльчатки; 20—гребень; 21—входная приставка; 22—гайка При сложной конфигурации лопаток находят применение составные крыльчатки (рис. 14.11), имеющие помимо основного облопаченного диска 19 с передней и задней цапфами 5 и 9 входную приставку 2/, посаженную на шлицы передней цапфы и зафиксированную гайкой 22. Диск крыльчатки на периферии имеет кольцевой гребень 20 для создания щелевого уплотнения. Широко применяются закрытые крыльчатки с двухсторонним входом (см. рис. 14.1 и 14.2). Крутящий момент с вала на крыльчатки центробежных насосов передается через шпонки или шлицы. Шпоночные соединения используются весьма редко, так как могут передавать относительно небольшие крутящие моменты. При шпоночном соединении крыльчатка центрируется на валу. В мощных ТНА используются шлицевые соединения с прямоугольными или эвольвентными шлицами (см. рис. 14.2 и 14. 11). Для обеспечения надежного центрирования может применяться плотная посадка крыльчатки на центрирующий поясок вала или выполняться крыльчатка с цапфами, входящими в опоры ротора, как в конструкции, представленной на рис. 14.11. В отдельных случаях, когда крыльчатки стальные,и когда это допускается условиями сборки, крыльчатки могут привариваться к валу. 288
Рис. 14. 12. Шнек Особенности технологии из г ото в-' ления закрытых крыльчаток обусловливается сложностью формы межлопаточных каналов, которые затруднительно обрабатывать резанием. Поэтому применяется литье в кокиль или литье по выплавляемым моделям, дающие при использовании алюминиевых литейных сплавов типа А2, АЛ4, АЛ5 хорошее качество поверхности. После отливки каналы зачищаются обдувом песком или гидроабразивным способом и механически обрабатываются. Далее крыльчатки статически балансируются и на их поверхности наносятся при необходимости защитные покрытия. Сборнопаяные крыльчатки позволяют обрабатывать их лопатки резанием. После проточки заготовки фрезеруются лопатки и полки между ними с последующим полированием. Крышка обтачивается по копиру и пригоняется к торцам лопаток с зазором менее 0,2 мм. Перед пайкой собираются крышка и крыльчатка с проложенными в нужных местах полосками припоя; детали фиксируются в нескольких точках электросваркой, после пайки производится окончательная обработка крыльчатки. Конструкция шнеков. В простейшем случае шнек представляет собой цилиндр (рис. 14.12) с выполненными на его поверхности двумя или тремя винтовыми лопатками прямоугольного, трапецеидального или более сложного профиля в сечении, с постоянным шагом и небольшим углом подъема порядка 3—7°. Наружный диаметр шнека определяется диаметром входного патрубка (см. рис. 14.9). Внутренний диаметр шнека может быть постоянным, что технологически более просто, или переменным, особенно в компоновке с осевым насосом (рис. 14.13). Для уменьшения массы такого шнека на его задней стороне часть материала снимается. 12 В Рис. 14. 13. ТНА со шнековым насосом: А—шнековый преднасос; Б—осевой насос; В—двухступенчатая турбина; /—обтекатель; 2—передняя опора ротора; 3—корпус спрямляющих аппаратов; 4—передняя торцовая стенка ротора осевого насоса; 5—корпус насоса; 6—вал с ребрами; 7—барабан осевого насоса; S— спиральный отвод топлива; 9—задняя опора ротора; 10—корпус турбины; 11—второй сопловой аппарат турбины; 12—газопроводящий канал турбины; 13—задняя торцовая стенка ротора насоса; 14— рабочие лопатки насоса; 15—лопатки спрямляющего аппарата насоса; 16—поперечные ребра; 17— продольные ребра 10 628 289
При больших окружных скоростях шнека в силу эффекта действия центробежных сил могут значительно возрасти перетекания жидкости через зазор между торцами лопаток и корпусом насоса. Снижению утечек способствует установка на лопатках шнека наружного бандажа (см. рис. 14.2), т. е. применение закрытого шнека. Для организации плавного входа в шнековый насос устанавливается передний профилированный обтекатель (см. рис. 14.13), который навинчивается на вал и может служить для осевой фиксации шнека. Для передачи крутящего момента на шнек обычно используются шлицы. В комбинации с центробежным насосом шнек может располагаться непосредственно вплотную к нему или с некоторым зазором (см. рис. 14.2 и 14.9), а в примере, показанном на рис. 14.13, в пространстве между шнековым преднасосом и осевым основным насосом помещена одна из опор ротора. При большом изменении внутреннего диаметра шнековый насос выполняют составным из двух элементов, как показано на рис. 14.11, с передачей крутящего момента на переднюю часть через осевые штифты 2. Для уменьшения перетекания со стороны выхода из шиеко- вого насоса в полость между его секциями в данной конструкции применен бандаж 3 задней секции с гребешками, образующими с корпусом щелевое уплотнение. Особенности конструкции осевых многоступенчатых насосов. Осевой многоступенчатый насос (см. рис. 14.13) имеет ротор в виде барабана 7 с несколькими рядами рабочих лопаток 14, между которыми помещаются ряды лопаток спрямляющих аппаратов 15, крепящиеся к корпусу 3. В общем случае барабан имеет отдельно выполненные переднюю и заднюю торцовые стенки 4 и 13. Эти стенки могут иметь цапфы, входящие в опоры ротора. В показанном примере ротор насоса имеет вал 6, проходящий внутри барабана и лежащий в опорах 2 и 9, а передняя и задняя стенки центрируются на валу, имея устройства для передачи на барабан крутящего момента. Крутящий момент при такой конструкции передается обычно на заднюю стенку барабана с помощью осевых или торцовых шлиц, радиальных или осевых штифтов, призон- ными болтами и другими видами соединений. Ротор насоса в зависимости от расчетной окружной скорости и свойств компонента топлива выполняется из легких титановых или алюминиевых сплавов или стальным. В первом случае лопатки могут быть отлиты зацело с барабаном. На стальных барабанах лопатки получают фрезерованием. Выполнение лопаток как отдельных элементов потребовало бы значительного утяжеления и усложнения конструкции из-за необходимости размещения на барабане замков лопаток. При больших окружных скоростях барабана его несущую способность увеличивают кольцевыми ребрами на внутренней поверхности, которые целесообразно размещать в поясах расположения рабочих лопаток. Лопатки представляют собой гнутые пластинки постоянной толщины с скругленными кромками и в некоторых случаях с закруткой по высоте. Венцы неподвижных лопаток спрямляющих аппаратов могут выполняться зацело со вставными сегментами корпуса насоса или отдельного корпуса спрямляющих аппаратов «5, вставляющегося в корпус осевого насоса 5. В первом случае из условий монтажа корпус насоса должен иметь продольный разъем, а во втором — продольный разъем обязателен для корпуса спрямляющих аппаратов. После сборки с ротором корпус спрямляющих аппаратов 3 может вводиться в неразъемный корпус насоса. Неразъемный корпус насоса более жесткий 290
a) 5) Рис. 14. 14. Корпусы насосов: а—со сваркой встык; б—со сваркой по отбортовке и легкий, чем разъемный. Если он выполняется тонкостенным, то для vвeличeния жесткости его оснащают продольными 17 и поперечными 16 ребрами. Конструкция корпусов центробежных насосов зависит от материала и способа изготовления. Корпусы центробежных насосов можно разделить на литые, сварные и изготовленные из цельной заготовки путем механической обработки. Когда это допускается условиями прочности, корпусы изготовляются литыми из алюминиевых сплавов. В подобных случаях корпус состоит обычно из двух частей: корпуса сборника (улитка), изготовляемого зацело с одной из стенок, и отъемной крышки, которая в случае односторонней крыльчатки располагается со стороны входа в насос, если вход внешний (см. рис. 14. 2, насос В), и со стороны задней стенки крыльчатки, как в конструкции, показанной на рис. 14.11, если улитка расположена со смещением в сторону входа в насос. Крышка и корпус сборника соединяются с помощью шпилек или винтов. Для обеспечения надежного уплотнения в стыке ставятся прокладки. При больших давлениях топлива и значительных радиальных размерах крыльчаток применяются стальные корпусы, получаемые из отливок и штамповок. Большие осевые силы, действующие на отъемную крышку, в ряде случаев требуют постановки большого количества болтов и значительного утолщения стенок в местах их расположения. Сварное соединение позволяет уменьшить толщину стенок фланцев. Сварка производится встык или по отбортовке (рис. 14.14). Недостатком сварных корпусов является сложность работ при доводке или ремонте агрегата. Форма входной части корпуса насоса зависит в основном от выбранной схемы компоновки ТНА, т. е. от расположения входов, а именно (см. например, рис. 14.7): с радиальным расположением входного патрубка или с осевым, или с осевым и коленом (обычно под углом 90°). При радиальном расположении патрубка, в том числе и на входе в двухстороннюю крыльчатку, в конструкции корпуса должно быть обеспечено равномерное заполнение входа в крыльчатку. С этой целью во входных радиальных патрубках (см. рис. 14.1) ставятся продольные перегородки, лежащие в плоскости симметрии патрубка и разделяющие поток надвое; затем патрубок переходит в кольцевую камеру где поток выравнивается по окружности. В корпусах насосов выполняются также гнезда для посадки подшипников и размещения уплотнений вала, как это показано на рис. 14.1, 14.2 и 14.11. 14. 3. Конструкция турбин ТНА В ЖРД преимущественно применяются осевые турбины, реже — радиальные центростремительные [18]. Ниже рассматриваются конструктивные особенности только осевых турбин. Турбина в общем случае состоит из рабочих колес, сопловых аппаратов, корпуса и выходного патрубка для отвода отработанного рабочего тела. 291
В ТНА и ТБНА двигателей без дожигания применяются в основном активные газовые турбины, в которых газ расширяется только в сопловом аппарате, а давления до рабочего колеса и после него одинаковы. Такие турбины, как правило, получаются парциальными, т. е. с неполным подводом газа по всей окружности лопаточного венца, так как при относительно малых расходах рабочего тела потребная площадь соплового аппарата на выходе значительно меньше площади, ометаемой лопатками рабочего колеса. При замкнутых схемах двигательных установок (с дожиганием) могут применяться и турбины с небольшой реактивностью и с подводом газа через сопловые аппараты в виде решеток профилей*. Турбины выполняются чаще одно-, и двухступенчатыми, реже — многоступенчатыми. Количество ступеней определяется количеством последовательно расположенных рядов рабочих лопаток. В многоступенчатых турбинах между рядами рабочих лопаток устанавливаются сопловые аппараты (турбина со ступенями давления) или спрямляющие аппараты (турбина со ступенями скорости). В двухроторкой схеме со ступенями скорости при вращении роторов в различные стороны спрямляющий аппарат не ставится. Диски турбин. Рабочее колесо состоит из диска с одним или двумя рядами рабочих лопаток. Соответственно диски называются одно- или двухвенечными. В свою очередь диск имеет профильную часть и обод, на котором крепятся лопатки. При двухвенечной конструкции обод получается достаточно широким (см. рис. 14.2). При большой окружной скорости по условиям прочности такая конструкция может быть неприменима. В таких случаях переходят к одновенечным дискам и многоступенчатая турбина выполняется одновременно и многодисковой (см., например, двухдисковые турбины на рис. 14.4, 14.11, 14.13). В отдельных случаях многоступенчатые турбины могут иметь и барабанную конструкцию, когда все венцы располагаются на одном барабане. Стенка диска выполняется, когда это допустимо из условий прочности, плоской, постоянной толщины по радиусу, как в конструкциях, представленных на рис. 14.2 и 14.4, а в большинстве случаев с переменной толщиной по радиусу (см. рис. 14.11 и 14.13). В многодисковых конструкциях требуются устройства для соединения дисков между собой. В простейшем случае, если это позволяют стенки дисков, они непосредственно примыкают друг к другу на участке вблизи центра, взаимно центрируются и стягиваются болтами (см. рис. 14.13). При большом расстоянии между дисками, обусловленном необходимостью размещения между лопаточными венцами сопловых аппаратов промежуточных ступеней, на дисках выполняются соединительные буртики, в теле которых устанавливается призонные стяжные болты, передающие крутящий момент (см. рис. 14.11). При тонких стенках дисков соединительные буртики могут быть достаточно развитыми. Диски могут выполняться с центральным отверстием для посадки на вал. В этом случае для увеличения несущей способности диска в районе отверстия размещается утолщенная ступица, плавно переходящая в стенку (см. рис. 14.4). В центральной части диска могут размещаться и бурты для крепления к фланцу вала или для центрирования на валу, как в конструкции, показанной на рис. 14.2. Стальные диски турбин ТНА в некоторых случаях могут выполняться зацело с валом или привариваться к валу. В большинстве случаев крепление диска с валом — разъемное: на шлицах, болтах или радиальных штифтах. Наиболее простым и дешевым является болтовое * Преимущества и недостатки применения активных и реактивных турбин в различных случаях подробно изложены в работах [45, 18]. 292
а) Рис. 14. 15. Типы соединений дисков турбины с валами: а—штифтовое; б—фланцевое; б—на торцовых шлицах соединение диска или нескольких дисков с фланцем вала. Применение болтового соединения несколько утяжеляет конструкцию по сравнению с соединением на шлицах. Одним из наиболее простых и легких соединений является крепление диска к валу при помощи радиальных штифтов как при сплошном вале (рис. 14.15, а), так и при разрезном. Типы соединений на фланцах и на торцовых шлицах показаны на рис. 14.15, бив. Рабочие лопатки. Лопатки состоят из профильной части (пера) и ножки (рис. 14.16, а). Ножка служит для крепления лопатки к ободу диска, когда лопатки изготовляются отдельно от диска. В ряде случаев применяются бандажированные лопатки, имеющие полки 3. Короткие лопатки турбин, особенно активных, в целях упрощения изготовления имеют постоянный профиль по высоте. Длинные лопатки и лопатки реактивных турбин изготовляются с переменным профилем по высоте. Перо лопатки имеет корытце «к» и спинку «с» (рис. 14.16,6). У активных турбин корытце лопатки выполняется цилиндрическим с некоторым радиусом г7. При обычно применяемом симметричном профиле спинка в средней своей части также цилиндрическая с радиусом гА и сопрягается с двумя прямолинейными участками, идущими до передней и задней кромок под углами Рю и Ргс- Ширина Ь лопатки выб?;- рается по соображениям прочности и лежит в пределах 15—20 мм и более; толщина кромок лопаток 6=1—2 мм. Лопатки на диске устанавливаются с шагом t, ©ыбираемым из условия ^/6=0,5-^0,7. Отдельно выполняемые лопатки крепятся к диску беззамковым или замковым соединением. Беззамковое соединение производится с помощью пайки или сварки (рис. 14.17, а). Сварное или паяное соединение конструктивно наиболее простое, но к качеству шва предъявляются очень высокие требования. Шов контролируется рентгеновским просвечиванием; наружная поверхность шва шлифуется Замковое соединение обеспечивает передачу крутящего момента и фиксирует лопатку при действии на нее осевых сил, центробежных сил и изгибающих моментов. В основном применяются елочные, штифтовые и Т-образные замки. Елочные замки (рис. 14. 17,6 и см. рис. 14. 16, а) конструктивно и технологически наиболее сложны и их целесообразно применять лишь в ТНА двига- 293 Рис. 14. 16. Турбина ТНА: а—лопатки; б—схема решетки; /—ножка; 2—перо; 3—полка
а \ Y ч гп 1 Рис. 14. 17. Типы соединений g лопаток с дисками тур- / бины: а—сварное беззамковое; б— елочный замок; в—Т-образный замок S) телей большой тяги. Они надежно работают в условиях возникновгния в зубьях замка пластических деформаций. Наиболее распространено крепление Т-образными замками, устанавливаемыми в кольцевые пазы обода диска (рис. 14. 17,в). Соединения с Т-образными замками просты и технологичны, но значительно ослабляют диск в сечениях а—а. Штифтовые замки с проушиной в ножке лопатки (см. рис. 14. 2) позволяют значительно уменьшить массу обода турбины. Штифты вставляются в отверстия, совместно просверленные и развернутые в ножке лопатки и ободе диска, а затем расклепываются. Лопатки изготовляются фрезерованием или литыми; в последнем случае они могут отливаться группами по две-три лопатки с одним хвостовиком. Для облегчения литые лопатки выполняются пустотелыми. Лопатки, работающие при температуре газа до 600—700 К, изготовляются из алюминиевых сплавов, при более высокой температуре газа применяются стали, а при агрессивном рабочем теле — нержавеющие стали. Сопловые аппараты и корпусы. Сопловые аппараты ТНА выполняются в виде отдельных сопловых отверстий или решеток, образованных набором профилированных лопаток. Из сопловых отверстий образуются обычно сопловые аппараты первых ступеней активных парциальных турбин, а из решеток — спрямляющие аппараты промежуточных ступеней активных турбин и сопловые аппараты ступеней реактивных турбин. Сопловые отверстия выполняются обычно непосредственно в стенках корпуса газосборника (см. например, поз. 12 на рис. 14.11) и имеют конические каналы (рис. 14.18) полностью осесимметричные или с деформированным выходным сечением: от круглой формы критического сечения до овальной или близкой к кольцевому сегменту на выходе из сопла. Иногда сопловые отверстия выполняются в виде отдельных сопловых блоков, устанавливаемых в окнах корпуса газосборника. Стенки газосборников с соплами и сопловые блоки в зависимости от потребного ресурса ТНА могут изготовляться из углеродистой, жаропрочной или нержавеющей стали или из чугуна. Сопловые решетки и решетки спрямляющих аппаратов составляются из отдельных лопаток, образующих каналы заданной конфигурации. При этом обычно высота лопаток на входе и выходе выполняется одинаковой. Решетки могут быть как кольцевыми, так и сегментными, в зависимости от парциальности ступени турбины. Секторные решетки, например, спрямляющих аппаратов вторых ступеней активных турбин с парциальным подводом рабочего тела ставятся за решеткой рабочих лопаток первой ступени 2 против выходных отверстий сопел 1 (рис. 14.19). В таких случаях консольные лопатки сегмента 3 выполняются зацело с сегментным кольцом, которое крепится к корпусу турбины, или отдельные лопатки с замками, чаще Т-образными, входят в соответствующий паз корпуса, как в показанной на рис. 14.19 конструкции. Для уменьшения потерь целесообразно при- 294
Рис. 14. 18. Профиль соплового отверстия Рис. 14. 19. Секторная решетка спрямляющего аппарата: 1—сопло; 2, 4—рабочие лопатки первой и второй ступеней; 3—сегмент спрямляющего аппарата менять не консольные лопатки, а двухопорные, с внутренним бандажом. Тогда предпочтительней выполнение сегмента лопаток задело с сегментным кольцом и внутренним бандажом. Кольцевые решетки как правило выполняются с двухопорными лопатками литой или сборной конструкции. В первом случае зацело с лопатками выполняются наружное и внутреннее кольца. Наружное фиксируется в окружном и осевом направлениях в соответствующем устройстве корпуса. Во втором случае конструкция может быть различной. Наиболее сложным является вариант с отдельными лопатками, каждая из которых имеет наружную и внутреннюю полки, причем наружная должна иметь замок для соединения с корпусом. Преимуществом таких конструкций является возможность свободы деформаций отдельных элементов решетки при неравномерном нагреве. Более просты и жестки конструкции со вставными лопатками, входящими в пазы или просечки наружного и внутреннего колец, сплошных или с разъемом. В реактивных турбинах такая конструкция позволяет организовать уплотнение, препятствующее перетеканию газа из полости за рабочим колесом первой ступени на вход в рабочее колесо второй ступени. С этой целью, например, в конструкции, показанной на рис. 14.11, ко внутреннему бандажу соплового аппарата второй ступени крепится диафрагма 14 с кольцом, образующим щелевое уплотнение в месте расположения барабанного участка соединения дисков. В общем случае (см. рис. 14.11) корпус турбины включает в себя коллектор 11 подводимого к турбине газа, корпус первого соплового аппарата 12, как правило связанный с элементами конструкции, образующими опору турбины, и системы деталей, образующих внешнюю стенку 16 проточного тракта турбины и имеющих устройства для закрепления соплового аппарата второй ступени 17 и, в некоторых случаях, для теплозащиты корпуса. К выходной части корпуса крепится отводящий газосборник или газовод Д к головке камеры, если применяется дожигание генераторного газа после турбины. Корпусы турбин применяются литые, сварные и изготовленные путем механической обработки из цельной заготовки. Газоподводящие коллекторы в большинстве случаев выполняются сварными, тонкостенными как отдельный узел, крепящийся к корпусу первого соплового аппарата. При низких температурах генераторного газа, когда могут применяться литые, например, из алюминиевых сплавов, корпусы, все их детали, включая газоподводящие коллекторы, выполняются в виде единого блока сложной конфигурации. При высокотемпературных турбинах чаще применяются сварные корпусы из нержавеющих или малоуглеродистых сталей тонкостенной конструкции с соответствующим усилением стенок ребрами жесткости. 295
Отдельные детали корпусов соединяются между собой на болтах или сваркой. Сварное соединение дешевле и корпус получается более легким, но при этом конструкция становится неразборной. 14. 4. Подшипники и смазка ТНА В ТНА ЖРД обычно применяются подшипники качения, чаще всего шариковые подшипники. Упорный подшипник размещается в наиболее благоприятных условиях: в той опоре, где меньше нагрузка от радиальных сил или меньше нагрев от турбины. Пояски вала, на которые монтируются подшипники, цементируются или азотируются. Подшипники качения могут смазываться компонентом топлива, консистентной смазкой или жидким маслом, подаваемым от специального насоса, приводимого от ТНА; в самолетном ЖРД привод может быть и неавтономным (от ЖРД в комбинированной двигательной установке). Наиболее простой является система смазки компонентом топлива. Ее преимущества в том, что сравнительно легко обеспечивается охлаждение подшипника, нет необходимости в отдельных емкостях и трубопроводах для специальной смазки и несколько упрощается система уплотнений ТНА. Применяется такая система в тех случаях, когда компоненты топлива обладают достаточной вязкостью и являются неагрессивными по отношению к материалу подшипника. К таким компонентам, в частности, относятся горючие. Подшипники могут смазываться и азотной кислотой; при этом система смазки выполняется так, чтобы кислота поступала к подшипникам непосредственно перед запуском двигателя. В двигателях многоразового применения может требоваться промывка подшипников, смазываемых азотной кислотой, после каждого останова. Спирт, имеющий малую вязкость, для смазки и непосредственного охлаждения подшипников не применяется. Система смазки компонентом топлива обычно выполняется по следующей схеме. Компонент топлива из полости высокого давления насоса проходит через уплотнения крыльчатки, обычно с задней ее стороны, и поступает к подшипнику, а затем — на сторону всасывания насоса по наружной магистрали, каналам в корпусе насоса или, что наиболее просто, через пустотелый вал насоса. В последнем случае несколько ухудшается циркуляция смазки из-за необходимости преодо- левания центробежных сил, препятствующих движению жидкости внутрь вала. Для улучшения смазывающей способности некоторых типов горючих применяются присадки. Такой присадкой, например, может служить дитиофосфат диальдегида цинка, вводимый в горючее непосредственно перед его поступлением к смазываемому подшипнику. Консистентная смазка закладывается в подшипники при сборке или набивается перед запуском. В случае длительного хранения ТНА требуется периодическая подбивка смазки. Подобная система смазки достаточно проста, но требует надежного уплотнения подшипника со стороны насоса. Подшипники, подверженные во время работы интенсивному нагреву, смазываются тугоплавкими консистентными смазками; для подшипников, находящихся в непосредственной близости от насосов с криогенными компонентами, применяется хладостойкая смазка. Находит применение и комбинированная система смазки: подшипники при сборке покрываются твердой смазкой, а во время работы охлаждаются прокачиваемым компонентом, в таких случаях чаще — окислителем. Консистентная смазка применяется обычно в относительно небольших ТНА двигателей однократного использования. Смазка и охлаждение жидким маслом под давлением применяется обычно в ТНА с сильно нагруженными подшипниками, с большой продолжительностью работы и, особенно, при наличии редуктора. Если 296
в редукторе имеются подшипники, смазка которых под давлением затруднительна, то такие подшипники смазываются консистентной смазкой. Наличие в одном агрегате различных систем смазки вызывает эксплуатационные неудобства. В тех случаях, когда ТНА с редуктором входит в комбинированную двигательную установку с ТРД, редуктор смазывается от насоса, приводимого от ТРД. Но возможны и такие компоновки, когда из-за протяженности и большой массы масляных магистралей более целесообразен привод маслонасоса непосредственно от ТНА. Недостатком систем с жидкой смазкой является возможность загустевания масла в подшипниках, расположенных вблизи насосов с криогенными компонентами. Тогда в конструкции ТНА предусматри: вается возможность подогрева подшипника перед запуском. В отдельных случаях применение криогенных жидкостей в качестве компонентов топлива заставляет использовать подшипники скольжения, надежно работающие в условиях смазки жидким кислородом, если окружные скорости цапфы не превышают 20—30 м/с. В низкооборотных агрегатах смазываться жидким кислородом могут и подшипники качения; при этом протекание кислорода через подшипник должно быть интенсивным и равномерным. Недопустимо образование в системе смазки паровых пробок, которые вызывают местное прекращение отвода тепла, перегрев отдельных участков подшипника и выход его из строя из-за больших термических напряжений. 14. 5. Конструкция уплотнений Весьма важную роль в конструкции ТНА и ТБНА играют уплотнения, предназначенные для уменьшения перетекания жидкости или газа между полостями или для полной изоляции внутренних полостей агрегата. Полная изоляция необходима, когда проникновение топлива или генераторного газа из одной полости в другую или наружу может привести к нарушению надежности и безопасности работы агрегата. Уплотнения для уменьшения перетеканий ставятся между полостями, заполненными одной и той же жидкостью или газом, но с разными давлениями, например, между ступенями реактивной турбины, как было описано выше. Помимо уменьшения перетекания между полостями высокого и низкого давления такие уплотнения способствуют также уменьшению осевых сил, действующих на элементы конструкций, в частности — на закрытые крыльчатки. С задней стороны крыльчатки при отсутствии уплотнений сила давления жидкости, находящейся в зазоре между корпусом и ротором насоса, больше силы давления жидкости с передней стороны. Если на передней и задней сторонах крыльчатки поставить на одинаковом радиусе уплотнения и одновременно сообщить заднюю полость со входом в насос (например, отверстием 18 на рис. 14.11), то осевая сила, действующая на крыльчатку, практически будет равна нулю. Уплотнения могут быть контактными и бесконтактными — щелевыми и лабиринтными. Надежная изоляция полостей возможна лишь при контактных уплотнениях. Примеры уплотнений различных типов, применяемых на крыльчатках центробежных насосов, показаны на рис. 14.20. Щелевое уплотнение представляет собой узкую кольцевую щель между цилиндрическими поясками на роторе и корпусе насоса (рис. 14.20, а). Для уменьшения влияния на величину зазора в щели разницы в деформациях ротора и корпуса при работе насоса иногда на поясок ротора ставят стальное кольцо, а в проточке корпуса — мягкую вставку. Лабиринтные уплотнения выполняются в виде гребешков, нарезаемых на одной детали и образующих узкие щели между их заостренными кромками и цилиндрическим пояском на другой детали, например, на роторе 297
Рис. 14. 20. Типы уплотнений крыльчатки: а—щелевое; б—лабиринтное; в—с плавающими уп- лотнительными кольцами; /—втулка; 2—плавающее кольцо; 3—дефлектор Рис. 14.21. Бесконтактное лабиринтное и сильфонное уплотнения: 1— диск турбины; 2, 3—лабиринтные втулки; 4—сильфонное уплотнение (рис. 14.20, б). Такое уплотнение работает по принципу дросселирования жидкости в межгребешковых полостях — камерах лабиринта. Комбинацией бесконтактного и контактного уплотнений являются плавающие уплотнительные кольца (рис. 14.20, в). Плавающее кольцо 2 силами давления жидкости прижимается торцом ко втулке 1, ввернутой в корпус, а утечки через кольцевую щель задерживаются лабиринтными канавками прямоугольного профиля. Для предотвращения перерезания потока, подходящего к крыльчатке, жидкостью, поступающей во всасывающий патрубок из уплотнения (как показано стрелками на рис. 14.20, а) на корпусе может выполняться кольцевой дефлектор <?, направляющий ее непосредственно на крыльчатку. Бесконтактные уплотнения для разделения рабочих полостей применяются сравнительно редко. Пример использования бесконтактного двойного лабиринтного уплотнения в качестве предварительной ступени уплотнения полости турбины показан на рис. 14.21. В выполненных конструкциях радиальный зазор между гребешками и втулкой составляет 0,1—0,2 мм. Лабиринтное уплотнение не является изолирующим. Газы, прошедшие через лабиринтное уплотнение, должны обязательно отводиться через дренажную систему. Лабиринтное уплотнение весьма чувствительно к изменению радиального зазора между вращающейся втулкой и неподвижным гребешком. При выборе начального зазора должны обязательно учитываться возможные температурные деформации в рабочем состоянии. С целью уменьшения площади щели в лабиринтном уплотнении его располагают по возможности на меньшем радиусе. Наиболее часто в ТНА применяются следующие типы контактных уплотнений: сальниковые, с упругими кольцами, с кольцевыми сегментами и торцовые. Наиболее просты сальниковые уплотнения. Они применяются для изоляции полостей с относительно малыми перепадами давлений, например, полости подшипника с набивной смазкой или смазкой под давлением, от полости, сообщенной с дренажиой системой. Кольцевые сальники, закладываемые в канавки сальниковых крышек, выполняются из обычного, а также из голубого или прографиченного асбеста. Такие уплотнения нестойки в кислотной среде или в маловязкой жидкости, так как асбестовая набивка быстро промокает и вымывается. Более стойкими и герметичными являются манжетные уплотнение, прижимаемые к валу либо пружинными кольцами, либо только давлением 298
Рис. 14. 22. Манжетное уплотнение: /—манжеты из фторопласта; 2—лабиринтная втулка из фторопласта Рис. 14.23. Уплотнение кольцами: с упругими /—упругое кольцо; 2—втулка -кол ьце- держатель; 3—неподвижная втулка жидкости, находящейся в уплотняемой полости. Манжеты выполняются из резин, кожи или пластмассы, стойких к тем жидкостям, утечки которых они должны предотвращать. Например, для уплотнения полости, где находится кислота, применяются фторопластовые манжеты. В уплотнении, показанном на рис. 14.22, фторопластовые манжеты 1 работают в комбинации с фторопластовой лабиринтной втулкой 2. Контактные многорядные уплотнения с упругими кольцами (рис. 14.23) могут применяться для разделения полостей со значительными перепадами давлений. Разрезные кольца /, устанавливаемые в канавках втулки-кольцедержателя 2, работают по цементированной поверхности втулки <3, крепящейся к корпусу. Кольца изготовляются из бронзы или антифрикционного чугуна. Уплотнение достигается путем плотного прижатия упругих колец ко втулке и по торцам к поверхности канавок кольцедержателя — давлением в уплотняемой полости. Кольцевые уплотнения надежно работают при окружной скорости втулки-кольцедержателя до 50—70 м/с. Для уменьшения истирания поверхность колец покрывается пористым хромом. Контактные уплотнения с кольцевыми сегментами применяются чаще всего для изоляции газовой полости турбины (рис. 14.24). Они состоят из нескольких рядов колец, каждое из которых образовано тремя-четырьмя сегментами 1, между которыми имеется небольшой зазор. Сегменты укладываются в кольцевые пазы, образованные кольцами 7, так, что боковой зазор между ними и стенками пазов составляет не более 0,05 мм. Сегменты прижимаются к валу спиральными пружинами 2, лежащими в кольцевой канавке на наружной их цилиндрической поверхности. От проворачивания сегменты удерживаются штифтами <?, входящими в гнезда колец 7. Сегменты притираются а-а ,а ъ Рис. 14. 24. Контактное уплотнение с кольцевыми сегментами: У—кольцевые сегменты; 2—пружина; 3—штифт; 4—втулка вала; 5—вал; 6—втулка- кольцедержатель; 7—прокладное кольцо; 8—крышка 299'
Рис. 14. 25. Торцовые уплотнения: а—в комбинации со щелевым; б—с мембраной; в—выключаемое; г—с сильфоном; /—фиксатор; 2—пружина; 3—вращающееся кольцо; 4—невращающееся кольцо; 5—втулка; 5—мембрана; 7—резьбовая втулка; 8—поводок; 9—исполнительный механизм; 10—гидрозатвор; 11—силь- фон; 12—втулка к валу и в рабочем состоянии давлением из уплотняемой полости прижимаются своими боковыми поверхностями к стенкам пазов так, что уплотняют одновременно по цилиндрической и торцовой поверхностям. По мере износа сегментов касание по поверхности вала сохраняется, а зазор между сегментами уменьшается. Такие уплотнения обеспечивают большую герметичность, чем упругие кольца благодаря большей площади контакта, но они сложней, легко повреждаемы и применяются при окружной скорости не более 30—40 м/с. Сегменты выполняются из графита или антифрикционного чугуна и хорошо прирабатываются по уплотняемым поверхностям. Контактное торцовое уплотнение применяется обычно в комбинации со щелевым, мембранным или сильфонным уплотнением. Собственно торцовое уплотнение представляет собой два кольца, соприкасающиеся своими торцовыми поверхностями. Одно из колец 3 (рис. 14.25, а) вращается вместе с валом, а второе кольцо 4 зафиксировано, но имеет возможность некоторого осевого перемещения. Это перемещение необходимо для обеспечения плотного прижатия торцов колец друг к другу под давлением жидкости в уплотняемой полости и под действием пружины 2. В рассматриваемом уплотнении кольцо 4 запрессовано во втулку 5, которая, в свою очередь, прижимается пружиной 2 до плотного соприкосновения торцов колец 4 и 3. Пружина необходима для обеспечения предварительного уплотнения с давлением порядка 1,5—5 МПа. В рабочем состоянии плотный контакт обычно создается давлением жидкости. Очевидно, что кроме уплотнения по торцу необходимо обеспечить еще и уплотнение между поступательно движущейся деталью уплотнения и корпусом. В конструкции, представленной на рис. 14.25, а, для этой цели использовано щелевое уплотнение между втулкой 5 и расточкой во втулке 12. Недостатком щелевого уплотнения, помимо негерметичности, является чувствительность к перекосам, которые могут появиться вследствие неравномерного из- 300
носа торцов колец, что может привести к заклиниванию или увеличению утечек. Этого недостатка нет у уплотнений, в которых в комбинации с торцовым применяется мембранное или сильфониое уплотнение. В мембранном уплотнении (рис. 14.25, б) поступательно движущаяся втулка 5 с кольцом 4 подвешена на мембране 5, прикрепленной к корпусу. Вращающаяся часть уплотнения представляет собой навинченную на вал втулку с кольцом 3. Для уплотнения стыка кольца 3 и 4 прижимаются пружиной 2. К недостаткам мембранных уплотнений откосится возможность лишь сравнительно малого осевого перемещения втулки 5, порядка 0,8—1,2 мм. Суммарный износ торцов в зависимости от материала колец достигает 0,1—0,8 мм/ч. Комбинируя мембранное уплотнение с гидрозатвором, можно создать выключаемые торцовые уплотнения с повышенным ресурсом (рис. 14.25, в). Контактное уплотнение между кольцами 3 и 4 работает от момента начала запуска ТНА до достижения определенного давления топлива за насосом (ниже рабочего). При дальнейшем повышении давления топлива поршень исполнительного механизма 9, преодолевая силу пружины, перемещает поводок 5, который в свою очередь поворачивает резьбовую втулку 7. При этом кольцо 4 отводится от кольца <?, торцовое уплотнение выключается и работает только гидравлический затвор 10. В сильфонном уплотнении (рис. 14.25, г) втулка 5, несущая невра- щающееся кольцо 4 торцового уплотнения, соединена со втулкой корпуса 12 сильфоном 11. По сравнению с мембраной сильфон допускает большее осевое перемещение (до 4—6 мм), что увеличивает срок службы уплотнения и его надежность. Этому способствует также и меньшее усилие в контактном уплотнении от действия сил давления топлива, так как эффективная площадь сильфона может быть сделана меньшей, чем у мембраны. Торцовое уплотнение в сочетании с сильфониым самое надежное из контактных уплотнений. Его недостатком являются сравнительно большие осевые размеры и сложность. Материал торцовых колец выбирается в зависимости от назначения уплотнения, скорости скольжения по торцам и свойств среды, в которой работают кольца. В выполненных конструкциях скорость скольжения по торцам допускается в пределах 20—50 м/с. Кольца в паре обычно выполняются из различных материалов. Для уплотнения масляной полости вращающееся кольцо может применяться стальное, а невращающееся — в виде набивки из голубого асбеста. Масло, смачивающее асбест, предохраняет его от износа. Полости, где находятся кислоты, уплотняются обычно стальными кольцами. Высокие требования предъявляются к точности изготовления колец и чистоте трущихся поверхностей. Для уплотнения полостей, в которых находятся перекись водорода, керосин или тонка, одно из колец (чаще вращающееся) выполняется из нержавеющей стали, а другое — из графита. При смачивании керосином может применяться и пара: сталь — металлокерамика (медно- графитовосвинцовая смесь). Находит применение и пара сталь — фторопласт. Для повышения износостойкости на стальные кольца иногда наплавляют стеллит. В малоресурсных двигателях может применяться и неподвижное кольцо из твердой резины, однако надежность такого уплотнения невысока. Сильфоны чаще всего изготовляются из сплавсв типа томпак. Сильфоны, работающие в перекиси водорода, хромируются по никелевому подслою. Сильфоны, устанавливаемые со стороны турбин, рабочим телом которых является газ, получаемый при сжигании основных компонентов, изготовляются из нержавеющей стали. Во всех случаях при размещении рядом двух и более уплотняющих элементов полость между ними обязательно дренируется. 301
Глава XV ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМ ТОПЛИВОПИТАНИЯ 15. 1. Газовые аккумуляторы давления и аккумуляторы давления со сжиженными газами Газовый аккумулятор давления представляет собой баллон, наполненный сжатым газом. В большинстве случаев баллон выполняется шаровой формы. Если при расчете необходимого объема шарового баллона его диаметр окажется больше миделя летательного аппарата или двигательного отсека, баллон того же объема может быть выполнен эллиптического сечения или в виде цилиндра со сферическими днищами. Баллон обычно снабжается арматурой: заправочными устройствами, предохранительными и стравливающими клапанами и узлами крепления. Масса этой арматуры может составлять от 20 до 50% от массы собственно баллона. Баллоны изготовляются обычно сварными. В качестве материалов используется сталь. В целях уменьшения габарито-в баллона желательно повышать в нем начальное давление. При заданных давлении в топливных баках и их объеме масса баллона практически не зависит от величины начального давления, так как при увеличении его одновременно уменьшается почти в такой же степени расчетный объем баллона. Ограничивается величина начального давления, в основном, возможностями заправочных средств, которые чаще всего развивают давления до 25—30 МПа. Масса цилиндрического аккумулятора давления при том же давлении и объеме, что и шарового, получается большей почти в два раза. Объем баллонов вытеснительных систем топливопитания может составлять до 30% от объема топливных баков. Аккумуляторы со сжиженными газами легче газовых, так как объем баллона со сжиженным газом ввиду большей плотности рабочего тела меньше и давление в баллоне также меньше. 15. 2. Твердотопливные газогенераторы и стартеры ТНА Твердотопливный газогенератор (ТГГ) состоит из цилиндрического корпуса, в котором помещен заряд 3 из пороха или другого твердого топлива, переднего днища 10 с размещенным на нем воспламенителем 1 и заднего днища 6 (рис. 15.1, а). По принципу работы ТГГ подразделяются на сверхкритические и докритические [18]. В сверхкритическом ТГГ в заднем днище 6 установлено дросселирующее сопло 5 (рис. 15.1, а); докритическом ТГГ (рис. 15.1, б) дросселирующее сопло отсутствует. ТГГ должен обеспечивать выделение в единицу времени постоянного количества газа, поэтому применяются заряды, имеющие постоян- *ную поверхность горения: торцовый заряд 3 (см. рис. 15.1, б) или трубчатая шашка, горящая с торца и внутренней поверхности (см. рис. 15.1, а). Те поверхности заряда, по которым не должно происходить горение, бронируются специальным составом. Стенки камеры сгорания, 302
W 11 10 Рис. 15. 1. Схемы твердотопливных газогенераторов: с—сверхкритического; б—докритического; /—воспламенитель; 2—воспламенительный заряд; 3—заряд; 5—сопло; 5—заднее днище; 7—предохранительный клапан; 8—мембрана; 9—дополнительный заряд; 10—переднее днище; //—теплозащитное покоытие открытые для действия горячих газов, защищаются теплоизолирующим покрытием 11. Наиболее простым покрытием является асбест. Заряды, предназначенные для длительного горения, выполняются из топлив с малыми скоростями горения. При работе ТГГ в вытесни- тельной системе подачи топлива медленно горящий заряд не может обеспечить быстрый выход двигателя на расчетный режим, так как газы, образовавшиеся в первый период работы ТГГ, должны сначала заполнить магистрали и свободный объем баков и прогреть элементы системы топливопитания. С целью ускорения выхода на расчетный режим ТГГ снабжается дополнительным зарядом 9 (см. рис. 15.1, б), выполняющим роль пускового заряда и воспламенителя. Этот заряд изготовляется из быстрогорящего твердого топлива. Размеры такого дополнительного заряда выбираются из расчета потребного газавыделения для предварительного создания давления в системе. Сверхкритический ТГГ, для которого характерно высокое давление газов в камере сгорания (порядка до 20—25 МПа), обладает достаточной устойчивостью и способен работать без дополнительных регулирующих устройств [18]. Докритический ТГГ работает при давлениях в камере сгорания, незначительно превышающих потребное давление вытеснения топлива. При давлении выше расчетного значения количество образующихся газов становится больше количества вытекающих газов и, следовательно, давление в камере должно продолжать увеличиваться. Если давление в камере сгорания упадет, то должно последовать дальнейшее уменьшение давления, которое может привести к прекращению горения. Поэтому заряд докритического ТГГ рассчитывается так, чтобы давление в камере создавалось выше, чем это требуется по расчету, а в камере сгорания устанавливается предохранительный клапан 7 (см. рис. 15.1, б), открывающийся при расчетном давлении /?Гг для стравливания в атмосферу избыточного количества газов. При наличии таких условий докритический ТГГ работает с постоянным выбросом избыточных газов и его режим работы становится устойчивым. Несмотря на большую простоту конструкции и надежность работы сверхкритических ТГГ в основном в системах топливопитания ЖРД применяются докритические ТГГ, так как их корпусы значительно легче, благодаря меньшему расчетному давлению. Сверхкритические ТГГ находят применение в качестве пусковых устройств в системах с жидкостным газогенераторам ТНА. Они имеют заряд, рассчитанный 303
12 Рис. 15. 2. Твердотопливный стартер: /—заднее днище; 2—сопло; 3—разрывные мембраны; i— прокладка; 5—камера; 6, 7, 8—трубчатые шашки; 9—бронировка; 10—воспламенитель: //—заряды воспламенителя; 12—датчик давления; 13—упругое кольцо; 14—болт на время работы 0,05—0,2 с, в течение которого газы заполняют соответствующие магистрали и газогенератор и обеспечивают воспламенение компонентов топлива, подаваемых в газогенератор. Для воспламенения заряда ТГГ применяется запальное устройство, включающее воспламенительный заряд 2 (рис. 15. 1,а) —навеску быстрогорящего крупнозернистого пороха и электрический запал. В отдельных случаях, когда газогенератор ТНА работает на основных самовоспламеняющихся компонентах и при запуске не требуется его заполнение газами от ТГГ, последний используется в качестве стартера, подающего газ на турбину ТНА для раскрутки ее. Пример конструкции твердотопливного стартера показан на рис. 15.2. Стартер имеет цилиндрическую камеру 5 со сферической головкой, в которой установлены два воспламенительных заряда 11, воспламенитель 10 и датчик давления 12. Воспламенители и датчик давления закрыты разрывными мембранами 3. К камере сгорания болтами 14 через прокладку 4 прикреплено заднее днище 1 с соплом 2, также закрытым разрывной мембраной. В камере помещен телескопический заряд из трех трубчатых шашек 6, 7 и 8, покрытых с торцов бронировкой 9. Корпусы ТГГ и стартеров изготовляются из жаропрочных сталей. Днища выполняются обычно отъемными для облегчения монтажа воспламенителя и основного заряда. 15. 3. Жидкостные газогенераторы Жидкостные газогенераторы (ЖГГ), как отмечалось, выполняются одно-, двух- и трехкомпонентными. Широко распространены однокомпонентные газогенераторы, работающие на перекиси водорода, называемые иногда парогазогене- раторами (ПГГ). Преимуществом такого газогенератора является простота регулирования подачи парогаза. При неизменной температуре и постоянной концентрации перекиси водорода температура парогаза постоянна, а количество выделяемого парогаза зависит только от количества подаваемой в реактор перекиси. Таким образом, например, для поддержания заданного режима работы ТНА, турбина которого работает на парогазе, необходимо иметь перед реактором только регулятор постоянства подачи перекиси водорода. Конструкция реактора в основном определяется типом применяемого катализатора. Как указывалось в гл. IV, возможно использование твердых и жидких катализаторов. Расход жидкого катализатора не превышает 7—10% от расхода перекиси водорода. Преимуществом такого реактора является возможность длительной работы; недостатком является необходимость иметь систему регулирования подачи жидкого катализатора; кроме того, добавление жидкого катализатора снижает концентрацию перекиси водорода. 304
Этих недостатков лишены одно- компонентные газогенераторы с твердым катализатором, представляющим собой зерна из твердой пористой основы — носителя (гипс, цемент, шамот и др.), пропитанные каталитически активными солями, например, перманганатами, хрома- тами и др. К недостаткам газогенераторов с твердым катализатором в виде зерен относится возможный унос с парогазом частиц катализатора. Это приводит помимо уменьшения активности катализатора к износу ЛОПаТОК Турбины, Так Как, Например, Рис. IS. З. Однокомпонентный газогенератор с катализатором в виде сетки: /—пластина; 2, 4—пакеты металлических сеток; 3—кольца; 5—выходной патрубок; 6—корпус реактора; 7—крышка корпуса; 8—разбрасывающее устройство; 9—полость над пластиной перманганат калия разлагается с выделением твердых частиц перекиси марганца. Более совершенной является конструкция реактора с катализатором в виде металлической сетки (рис. 15.3). Перекись водорода через пластину 1 с отверстиями проходит в камеру реактора, в которой расположены два пакета металлических сеток. Пакет 2 состоит из сеток, покрытых катализатором, а нижний пакет 4 — из сеток без покрытия. Сетки пакета 2 обычно выполнены из серебра и покрыты окисью самария. Применяются и сетки из латуни с посеребрением. Серебряные или посеребренные сетки являются весьма активным катализатором, но имеют высокую стоимость. Пакет 4 имеет никелевые сетки или из монель-металла. Эти материалы значительно дешевле, но их активность меньше. Пакет 4 предназначен для разложения той части перекиси водорода, которая осталась неразложенной после протекания через пакет 2, а также для задержки частиц ее ребра, уносимых парогазом. Между пакетами и корпусом запрессовываются кольца <3, предотвращающие перетекание перекиси водорода из полости 9 в патрубок 5, минуя сетки катализатора. Сетки катализатора спрессовываются под высоким давлением и имеют 100—400 отверстий на 1 см2. Отверстия в пластине 1 расположены таким образом, чтобы обеспечить равномерный расход перекиси водорода по всей площади поперечного сечения пакетов. Площадь отверстий составляет 20—25% площади пластины; их диаметры 0,8— 3,2 мм. Суммарная площадь периферийных отверстий значительно больше, чем площадь отверстий в центральной зоне пластины. Объем полости 9 над пакетами катализатора подбирается экспериментально. Он должен быть по возможности меньшим для быстрого запуска реактора, но в то же время достаточным для равномерного распределения перекиси водорода по поверхности пластины. В отдельных конструкциях находят применение и пакеты, выполненные из чередующихся стальных, покрытых серебром, сеток и сеток из нержавеющей стали. Общее количество сеток может быть более 70. Диаметр камеры реактора зависит от расхода парогаза. В ряде конструкций применяются реакторы шаровой формы и выполняются из нержавеющей стали. В двухкомпонентном газогенераторе рабочее тело обычно получается путем сжигания основных компонентов топлива — окислителя и горючего,— используемых в основной камере двигателя и вводимых 305
только через смесительную головку (одяозонный газогенератор) или через смесительную головку и корпус (многозонный газогенератор). Жидкостные генераторы газа, работающие на двухкампонент- ном или трехкомпонентном топливе, состоят обычно из тех же элементов, что и камеры ЖРД и по конструктивному оформлению сходны с ними — они имеют камеру сгорания, смесительную головку и выходной патрубок. Камеры сгорания в большинстве случаев цилиндрические, двух- стенные с регенеративным охлаждением. В качестве охладителя используется чаще горючее, так как наиболее распространены ЖГГ с коэффициентом избытка окислителя а = 0,1ч-0,3. Так как газовые нагрузки на стенки камеры сгорания ЖГГ относительно невелики и их тепловой режим благоприятен, могут применяться конструкции с редко расположенными связями между стенками или с несвязанными стенками. В качестве редко расположенных связей могут применяться, например, точечные выштамповки. В целях создания более благоприятных условий для выравнивания поля температур на выходе из ЖГГ камеры сгорания выполняются относительно более длинными, чем это принято при тех же компонентах для основных камер ЖРД. Относительно более длинными являются и камеры многозонных газогенераторов. При цилиндрических камерах сгорания и применении центробежных форсунок смесительные головки камер выполняются плоскими с тремя стенками. Наружная стенка, как и в основных камерах ЖРД, имеет форму, близкую к сферической. Крепление центробежных форсунок аналогично применяемому в основных камерах. Ввиду относительно невысокой температуры газа в камере внутреннее охлаждение пристеночным слоем жидкости не применяется. Перепад давлений на форсунках выбирается более высоким, чем в основных камерах A,2— 1,6 МПа). При двухзонном смешении компонентов форсунки второго пояса могут быть выполнены струйными, в виде отверстий во внутренней стенке камеры сгорания. Более сложной является конструкция с форсунками, подающими компоненты навстречу току газов или попутно. Такие форсунки могут устанавливаться на специальной решетке, расположенной в камере сгорания, или на кронштейне, роль которого может выполнять подводящий горючее трубопровод; в последнем случае ухудшается надежность работы ЖГГ из-за возможного перегрева. В трехкомпонентном ЖГГ понижение температуры продуктов сгорания достигается подачей окислителя и горючего при высоких а @,5—0,8) с добавлением третьего инертного компонента (для этих целей можно использовать воду). Схема трехкомпо- нентного генератора со сферической головкой и охлаждением стенок камеры сгорания водой показана на рис. 15.4. В центре головки устанавливается воспламе- нительное устройство 2. . wrr Горючее и окислитель Рис. 15. 4. Трехкомпонентный ЖГГ: г о . подводятся соответст- /-форсунка горючего; 2—воспламенительное устройство; 3-фор- „лттттл алп/МГ1ТТ7(ПП1 / тх сунка окислителя- 4-штуцер подвода воды; 5—водяные фор- веННО форсунками 1 И сунки; 6-выходной патрубок; 7-наружная стенка камеры; 5- о оода в пубаШКе ПОД- внутренняя стенка камеры; Р-головка °- DUAd tt pyuaumc пид 306
Рис. 15. 5. Сферический ЖГГ: У—головка цилиндрической камеры; 2—окно; 3—цилиндрическая камера; 4—воспламенитель; 5—форсуночная головка камеры; 6— форсунка горючего; 7—распылитель окислителя; 8—вихревая форсунка горючего; 9—шаровой корпус ЖГГ водится по штуцеру 4, а в камеру сгорания поступает через форсунки 5. Выходной патрубок газогенератора 6 не охлаждается. Хорошему перемешиванию продуктов сгорания и некоторому уменьшению непосредственного попадания сажи в турбину способствует схема газогенератора с боковым отводом газов, показанная на рис. 15.5 На сферической неохлаж- даемой форсуночной головке 5 по периферии расположены концентричными рядами форсунки горючего 6*, а в центре — распылитель 7 с форсунками, впрыскивающими окислитель в радиальном направлении. Для воспламенения топлива установлены два пороховых воспламенителя 4. Газы от головки 5 попадают во внутреннюю цилиндрическую одностеночную камеру 3. В центре этой камеры на некотором удалении от головки установлена вихревая форсунка горючего 8. Через нее подается в камеру около 8—10% горючего. Отбор газов из цилиндрической камеры производится по отверстиям 2, а к турбине газ поступает через патрубок на сферическом неохлаждае- мом корпусе газогенератора 9. Газогенератор имеет отъемные головки 5 и 1. Для уплотнения стыков проложены мягкие прокладки. Масса подобного ЖГГ применением сферической неохлаждаемой камеры и цилиндрической камеры 3, уменьшающей теплоотвод в стенки, может быть уменьшена по сравнению с обычными прямоточными камерами. В двигателях многоразового применения из-за относительно небольшой тепловой напряженности ресурс ЖГГ может быть больше ресурса основной камеры сгорания. 15. 4. Устройства для управления потоками жидкости и газа Управление потоками жидкости и газа в системах двигательных установок осуществляется тремя типами устройств: дроссельными шайбами, клапанами и дросселями. Дроссельные шайбы представляют собой устройства,устанавливаемые в жидкостную или газовую магистраль для создания местного гидравлического сопротивлен ля постоянного сечения. Они обычно выполняются в виде отдельных вставок 1 (рис. 15.6), врезаемых в гидравлическую или газовую магистраль. Отверстие дроссельной шайбы точно обрабатывается, и заданное сопротивление магистрали Рис. 15.6. Дроссельная шайба: ОбеСПеЧИВаеТСЯ ВЫбОрОМ СООТВеТСТВуЮ- 7-вставка; 2-магистраль ЩеГО размера Шайбы ИЗ ТИПОВОГО КОМ- 307
Рис. 15. 7. Мембранный клапан: а—схема клапана; б—мембрана с кольцевой насечкой; в—мембрана с крестообразной насечкой; /—разрывная мембрана; 2—уплотнение плекта. В отдельных элементах систем применяются дроссельные шайбы с весьма малыми проходными сечениями, когда нужно дозировать малые расходы рабочего тела. Такие дроссельные шайбы называют жиклерами. Клапаны применяются для открытия и закрытия прохода рабочего тела в магистрали, на которых они устанавливаются. При срабатывании клапана его детали, закрывающие или открывающие проходное сечение, перемещаются из одного фиксированного положения в другое. Срабатывание клапана может быть однократным, когда его детали не возвращаются в исходное положение, и многократным, с возвращением в исходное положение после определенного цикла срабатывания. По принципу управления клапаны подразделяются на автоматические и управляемые. Первые срабатывают под действием сил давления рабочего тела в линии, на которой они установлены. Управляемые клапаны срабатывают при получении командного сигнала, непосредственно не связанного с давлением или расходом рабочего тела в линии, на которой они установлены. Простейшими автоматическими клапанами однократного срабатывания являются мембранные (рис. 15.7, а). Они представляют собой запорные приспособления в магистралях, обычно вытеснительных систем топливоподачи и включают разрывную мембрану /, установленную между фланцами трубопровода. Стык фланцев для герметичности снабжается уплотнением 2. Мембрана разрывается непосредственно давлением газа или жидкости. Для облегчения разрыва мембраны в определенном месте ослабляются кольцевыми или крестообразными насечками (рис. 15.7, бив). Толщина мембраны подбирается опытным путем. Автоматические клапаны многократного срабатывания по конструкции подобны представленному на рис. 15.8. Его основными частями являются собственно клапан (тарель) 2 и седло 3, к которому клапан прижимается пружиной 1. В седле клапана или в самой тарели имеется уплотняющая вставка. Вставка в зависимости от свойств жидкости и величины давления выполняется из резины, пластмассы или мягкого металла или материала. В тех случаях, когда агрессивность жидкости или газа не позволяет применять неметаллические материалы, клапан и седло выполняются из нержавеющей стали без вставки. Такой клапан к седлу пришлифовывается и притирается. Клапан должен удовлетворять двум основным требованиям: обеспечивать rep- метичность в закрытом состоянии и про- /f j ПуСКаТЬ ЗадаННЫЙ раСХОД При ЗадаННОМ Рис. IS. 8. Автоматический клапан мно- Перепаде ДаВЛеНИЙ В ОТКРЫТОМ СО- гократного срабатывания: СТОЯНИИ. /-пружина; 2-клапаМтарель): 3-сед- 308
Герметичность клапана зависит от перепада давлений на клапане, свойств материала и удельного давления в месте контакта при непрерывности соприкосновения клапана с седлом. Расчет автоматического клапана сводится к определению характеристики пружины, обеспечивающей необходимую силу прижатия клапана к седлу в закрытом состоянии для удовлетворения условий герметичности при заданном перепаде давлений на клапане, и максимальный подъем клапана для получения расчетного расхода [32]. Автоматические клапаны не позволяют решить весь комплекс задач по управлению потоками рабочего тела ввиду ограниченности программы их срабатывания, привязанной лишь к одному управляющему воздействию — давлению в магистрали. Их область применения благодаря этому сужается. Мембранные клапаны обычно используются как пусковые, а другие виды конструкций автоматических клапанов могут применяться еще и как обратные, дренажно-предохранительные, заправочно- сливные, отсечные и пр. Чаще всего используются управляемые клапаны, срабатывающие при получении командных сигналов, несущих различную информацию: например, приуроченных к определенному моменту времени и обусловленных последовательностью функционирования, достижением некоторого уровня управляемых величин, аварийными ситуациями, влиянием внешних условий и т. д. Очевидно, что управляемый клапан может рассматриваться как составной элемент простейшего регулятора, обеспечивающего заданное положение клапана. Такой регулятор имеет соответствующий чувствительный элемент с усилительно-преобразовательным устройством, не входящий в конструкцию клапана, который является его исполнительным устройством. Исполнительный механизм управляемого клапана может обеспечить срабатывание как за счет энергии, содержащейся в командном сигнале, так и энергии, не содержащейся в нем. В первом случае его называют клапаном прямого действия, во втором — непрямого. Конструктивно многообразие управляемых клапанов и определяется принятой для их управления комбинацией сигналов и энергии, используемой для срабатывания. Наиболее широко применяется подача управляющего воздействия в виде давления газа, отбираемого из пневмоблока, обычно входящего в состав каждой установки. Запас энергии, содержащийся в таком сигнале, бывает достаточным для срабатывания исполнительного механизма. Управляемые клапаны с пневматическим исполнительным механизмом называются пневмоклапанами. Простейший пневмо- клапан представлен на рис. 15.9. Его исполнительный механизм развивает усилие, необходимое для открытия клапана и удержания егр в открытом состоянии. Клапан 2 штоком связан с поршнем, имеющим уплотнительную манжету 5. В полость 6 подается рабочее тело. Полость 7 связана с атмосферой и в ней находится пружина 1. Для уплотнения подвижных частей клапана применяются кожаные или резиновые манжеты 4. Клапан может быть нормально закрытым или открытым. 8 нормально закрытом состоянии рабочее тело не подается и клапан прижимается к седлу силой пружины. Для открывания клапана требуется создание давления в полости 6, которое должно преодолеть силу пружины и в рабочем состоянии удерживать клапан в положении, обеспечивающем заданный расход. При открытом клапане сервопоршень находится под действием давления рабочего тела. Для закрытая клапана требуется стравить давление из полости 6. Конструктивно клапан может быть выполнен так, что рабочее тело подается в полость 7, а пружина расположена в полости 6. Тогда в нормально закрытом 309
Рис. 15. 9. Пневмоклапан: /—пружина; 2—клапан; 3—седло; 4% 5—уп- лотнительные манжеты; 6, 7—полости исполнительного механизма Рис. 15. 10. Электроклапан: /—пружина; 2—клапан; 3—электромагнит; 4—сердечник состоянии клапан удерживается давлением, а в нормальном открытом состоянии — пружиной. Если клапан должен открываться после запуска двигателя, то последний вариант более удобен с точки зрения надежности в эксплуатации: при предстартовой проверке наличие давления в полости 7 свидетельствует о готовности к запуску и исправности системы. Такое состояние легко контролируется. Для приведения клапана в рабочее состояние следует только стравить давление из полости 7, а не подавать в нее давление как при конструкции, показанной на рис. 15.9. В отдельных случаях управляющим воздействием может служить давление жидкости, например, давление одного из компонентов топлива или вспомогательного жидкого рабочего тела. Конструкции клапанов с гидроприводом аналогичны конструкциям пневмоклапанов. Пневматическая система управления несколько сложна и поэтому при наличии на борту летательного аппарата источника электроэнергии более удобно посылать клапанам управляющие электрические сигналы. При достаточно большой энергии сигнала применяются электроклапаны (ЭК), срабатывающие под действием электромагнита, входящего в его состав (рис. 15.10). При обесточенном электромагните 3 клапан 2 открывается пружиной ). При включении электромагнита сердечник 4 идет вниз и закрывает клапан. Подобная конструкция удобна для нормально открытого клапана, когда его механизм находится под током непродолжительное время. Чаще электрические сигналы слаботочные, их энергии недостаточно для срабатывания клапана. Тогда применяются клапаны непрямого действия: электропневмоклапаны (ЭПК) и электрогидроклапаны (ЭГК). В таких клапанах исполнительный механизм управляется электромагнитом, входящим в состав клапана, а срабатывание клапана осуществляется за счет давления соответствующей жидкости или газа в магистрали, где установлен клапан. Схема подобного ЭПК показана на рис. 15.11. 310
Рис. 15. 11. Схема электропневмоклапана: J—поршень-клапан; 2—пружина клапана; 3, 8—каналы; 4—управляющий клапан; 5—сообщающие отверстия; 6—электромагнит; 7—пружина управляющего клапана; 9—подводящий канал; 10—седло Сердечник электромагнита 6 через шток связан с управляющим клапаном 4. При включенном электромагните клапан 4, преодолевая силу пружины 7, садится на седло, закрывая канал 8. Пружинная полость клапана через канал 3 и отверстия 5 сообщается с внешней средой. Газ высокого давления подходит по каналу 9 и, сжимая пружину 2, открывает клапан 1. При обесточивании электромагнита пружина 7 открывает клапан 4 и воздух из канала 8 через канал 3 попадает в полость под поршнем /. Так как давление воздуха с обеих сторон поршня одинаково, пружина 2 сажает поршень на седло 10. Для управления клапанами могут применяться и пиропатроны, срабатывающие при подаче электрического импульса. Схема мембранного пироклапана показана на рис. 15.12 [13]. Мембрана 1 клапана и штифт 3 при срабатывании пиропатрона 5 срезаются ножом 2, который перемещается диафрагмой 4 под действием сил давления продуктов сгорания пиропатрона. Находят применение и отсечные пироклапаны. При расчете управляемых клапанов определяются усилия для создания герметичности и подъема и удержания клапана в заданном открытом состоянии [32]. При большом потребном усилии, чтобы избежать увеличения размеров поршня или не повышать чрезмерно давление в системе управления, гидравлические исполнительные механизмы могут работать от гидроусилителей (рис. 15.13). При подаче давления в полость 9 дифференциальный поршень 4, 8 перемещается в сторону полости 6, выдавливая жидкость в канал 7, где давление будет во столько раз больше давления в канале 2, во сколько раз пло- щадь поршня 8 больше площади поршня 4. J 4 Рис. 15. 12. Схема мембранного пироклапана: /—мембрана; 2—нож; 3—штифт; 4—диафрагма; 5— пиропатрон Рис. 15. 13. Схема гидроусилителя: /—бачок; 2, 3, 7—каналы.* 4, 8—1дифференциальный поршень; 5, 9—воздушные полости; 5—полость жидкости 311
Выше в гл. XII, было показано, что в системах подачи топлива для целей регулирования применяются устройства с переменным гидравлическим сопротивлением для обеспечения заданных расходов компонентов или рабочих тел турбин ТНА. Такими устройствами являются д р о с с е л и, плавно изменяющие гидравлическое со- Рис. 15. 14. Дроссель прямого действия: ПрОТИВЛеНИе Путем ЧаСТИЧНОГО А, Б, В, Г -полости исполнительного механизма; ПврекрЫТИЯ рабОЧИХ ПрОХОДНЫХ /-окно; 2—штуцер подвода; 3-клапан; 4, 5— СечеНИИ При ПОМОЩИ И'СПОЛНИТеЛЬ- поршни ного механизма (рис. 15.14). В рассматриваемом примере дроссель выполнен в едином блоке с регулятором соотношения компонентов и его исполнительное устройство срабатывает непосредственно за счет энергии управляющего сигнала (дроссель прямого действия). Собственно дроссель представляет собой клапан 3, который при перемещении изменяет проходное сечение окон /, т. е. изменяет гидравлическое сопротивление магистрали компонента, подводимого через штуцер 2. Положение клапана 3 определяется равновесием сил, действующих на систему двух поршней 4 и 5, жестко связанных друг с другом, со стороны жидкости, заполняющей полости Л, Б, В и /'. На поршень 5 действует сила, зависящая от перепада давлений в полостях А и Б, связанных соответственно с широким и узким сечением трубки Вентури, установленной в магистрали одного из компонентов. Эта сила не зависит от положения клапана 3. Поршень 4 находится под действием разности сил давления второго компонента топлива в полостях В и Г. В полость В давление подается из критического сечения второй трубки Вентури, установленной в магистрали компонента, расход которого регулируется. Следовательно, каждому текущему расходу компонента в нерегулируемой магистрали соответствует вполне определенное гидравлическое сопротивление дросселя в магистрали второго компонента. Дроссели находят применение и в системах регулирования тяги, например, для изменения количества рабочего тела, подаваемого к турбине ТНА по сигналу от давления в камере двигателя. Самое широкое распространение получили специальные дроссельные устройства с клапанами прямого действия, совмещенные в одном конструктивном узле с чувствительным элементом, предназначенные для понижения и поддержания на заданном уровне давления газа или жидкости на выходе, т. е. простейшие регуляторы давления. Такие устройства называются редукторами. Настройка редуктора большей частью бывает постоянной и не изменяется во время работы двигателя. Находят применение и настраиваемые редукторы, в которых заданная величина давления в зависимости от внешних условий может перед запуском изменяться в соответствии с техническими условиями. Если для регулирования двигателя требуется изменять давление после редуктора в процессе работы, он выполняется с переменной настройкой. Схемы редукторов с постоянной настройкой показаны на рис. 15.15. Редуктор состоит из регулирующего органа — клапана 7 и чувствительного элемента — мембраны 4. Величина подъема клапана от седла определяет площадь проходного сечения клапана, а следовательно, него дросселирующее действие. Мембрана 4 вместе с пружинами 2 и 8 слу- 312
жит для создания силы, необходимой для подъема клапана 7, с которым она связана штоком 6. Настроечным элементом редуктора служит винт 3, которым можно изменять натяжение пружины 2. Рабочее вещество входит в редуктор по каналу / с давлением рвх и, пройдя клапан, попадает в полость 5, где устанавливается заданное давление рВых- В редукторе, показанном на рис. 15.15, а высокое давление способствует открытию клапана. Такие редукторы называются редукторами прямого действия. В редукторе обратного действия (рис. 15.15, б) высокое давление способствует прижатию клапана к седлу. В качестве чувствительного элемента может применяться вместо мембраны сильфон или поршень. Принцип работы редуктора сводится к следующему. Пружина 2 стремится открыть клапан 7. Из канала 1 через клапан в полость 5 поступает рабочее вещество, а на мембране 4 возникает усилие, стремящееся закрыть клапан. В результате устанавливается равновесие сил, при котором клапан будет поднят на некоторую высоту, соответствующую заданному давлению в полости 5. . В системах подачи топлива ЖРД в основном применяются редукторы обратного действия. Их преимущество перед редукторами прямого действия состоит в том, что в случае поломки замыкающей пружины 8 нет опасности резкого повышения давления на выходе из редуктора. В редукторе прямого действия для устранения этого недостатка отказываются от замыкающей пружины, соединяя клапан жестко со штоком или устанавливая под клапан поршень, на который действует давление газа. Примеры конструктивного выполнения редукторов с чувствительными элементами, выполненными в виде мембраны, сильфона и поршня, показаны на рис. 15.16—15.18. Мембранный чувствительный элемент обеспечивает относительно малое перемещение центра мембраны, а следовательно, и ход клапана. В тех случаях, когда требуется большой ход клапана, целесообразней применять сильфонные или поршневые чувствительные элементы. Редуктор с поршневым чувствительным элементом (см. рис. 15.17) — прямого действия. Газ подается в редуктор через входной канал 5 и поступает в полость 4, способствуя вместе с пружиной 2 открытию клапана 6. Поршень 9 чувствительного элемента находится под действием давления выходящего газа, подаваемого по каналу 11. Пружина 2 Рис. 15. 15. Схемы редукторов с постоянной настройкой: а—прямого действия; б—обратного действия; У—входной канал; 2—пружина; 3—регулировочный винт; 4—мембрана; 5—выходная полость редуктора; 6—шток «лапана; 7—клапан; 8—замыкающая пружина б) 1 313
fl-й Рис. 15. 16. Редуктор обратного действия с мембраной: /—гайка; 2—пружина; 3—контргайка; 4—мембрана; 5—клапан; 6—замыкающая пружина; 7—прокладка; #—седло клапана; 9—шток клапана 10 Рь* Рис. 15. 17. Редуктор прямого действия с поршневым чувствительным элементом: /—регулировочный винт; 2—пружина; 3—шток клапана; 4—полость входа; 5—входной канал; 5—поршень-клапан; 7—полость выхода; 8—канал; 9—поршень чувствительного элемента; 10—шток; //—канал; 12—полость разгрузки; 13—выходной канал Рис. 15. 18. Схема редуктора с переменной настройкой: 1—мембрана; 2—шток; 3—клапзп; 4—замыкающая пружина; 5—седло; 6—камера редуктора 314
чувствительного элемента связана с поршнем 9 штоком 3 и через клапан 6 штоком 10. Для разгрузки клапана от сил давления газа на входе имеется устройство в виде поршня, составляющего единое целое с клапаном 6. Под ооршень-кла- пан 6 по каналу 5 подается давление газа на входе в редуктор. Ввиду большей эффективной площади поршня-клапана со стороны полости 12 сила давления входящего газа будет действовать в сторону закрытия клапана как в редукторе обратного действия. Помимо рассмотренных выше редукторов с постоянной настройкой, в системах регулирования находят применение и редукторы с переменной настройкой, играющие роль редукторов расхода. Принципиальная схема такого редуктора показана на рис. 15.18. В нем вместо пружины, имеющей постоянную настройку, со стороны полости 6 на мембрану действует сила давления воздуха. Это давление называется командным. Выбирая переменное командное давление, можно получить нужное для процесса двигатечя давление на выходе из редуктора или расход рабочего тела. Достоинствами редуктора с командным давлением являются гибкость системы управления давлением выхода и снижение остаточной неравномерности регулирования. Упрощается и система управления двигателем, так как один редуктор командного давления может управлять работой нескольких редукторов, регулирующих расход компонентов. При наличии командного давления дополнительно, для снижения максимальной величины давления командного газа, в камере над мембраной может устанавливаться редукторная пружина постоянной настройки. Схема редуктора с сильфонным чувствительным элементом и ре- дукторной пружиной с подачей командного давления внутрь сильфона показана на рис. 15.19. В камеру сильфона 5 по сверлению в штоке клапана / подается давление рВых- Командное давление рКОм подается по штуцеру 4. Пружина 3 работает на растяжение и выполняет роль замыкающей пружины, обеспечивающей герметичность клапана. Методика расчета характеристик редукторов и рекомендации по выбору размеров их элементов подробно изложены в работах [18, 47]. Р8ых Рис. 15. 19. Редуктор с переменной настройкой и сильфонным чувствительным элементом: /—клапан; 2—сильфон; 3— пружина; 4—штуцер подачи командного давления; 5—камера сильфона
Глава XVI ПРОЧНОСТЬ И КОЛЕБАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ЖРД 16. 1. Прочность одностенных камер ЖРД Наиболее нагруженным элементом камеры ЖРД является участок, где действуют максимальные по величине нагрузки, а материал стенки в рабочем состоянии имеет наименьшую прочность, обусловленную ее высокой температурой. Как правило, такие условия при цилиндрической форме камеры сгорания возникают на участке, прилегающем к форсуночной головке и лежащем перед узлом крепления к летательному аппарату (если узел крепления не находится на головке). В этом случае в расчетном сечении внутреннее давление рк, нагружающее оболочку, и осевая сила X максимальны (рис. 16.1). Для оценки прочности материала применяется средняя по толщине стенки ее температура Гср в рассматриваемом сечении, которая достигается в процессе работы при нагреве камеры, имеющей теплозащиту. Выделенный в расчетном сечении элемент цилиндрической оболочки с длинами граней, равными единице, при его толщине б нагружается погонными окружными и осевыми усилиями Ру и Рх (рис. 16.2), которые соответственно равны Рх = Ъ*„ A6. 1) Ру=Ьу, A6.2) где ох и Оу — осевые и окружные нормальные напряжения в сечении. Из условия равновесия выделенного элемента в осевом направлении где #к — радиус оболочки в расчетном сечении. Если принять, что в расчетном сечении камера нагружена полной осевой силой, действующей на днище головки (см. рис. 16.1), X = pK7iRl A6 А) то из уравнений A6.1), A6.3) и A6.4) ox=Zl =0,5&$L. A6.5) о о Проектируя действующие на элемент силы на направление нормали к его поверхности, получим или, ввиду малости угла ср, приближенно Ру==Рк^к» Отсюда с учетом равенства A6.2) ?к#к_# A6 6) 9 с Таким образом, окружное напряжение ау при рассматриваемых условиях закрепления камеры вдвое больше, чем ох, а в случае распо- 316
Рис. 16. 1. Эпюра осевых сил ЖРД Рис. 16.2. Схема нагружения элементов одностенной камеры ложения узла крепления на головке ох составляет еще меньшую долю Оу. Указанные обстоятельства позволяют пренебречь необходимостью учитывать плоское напряженное состояние оболочки и рассматривать простое одноосное нагружение только в окружном направлении. Действительно, при ох = 0,5оу для интенсивности напряжений аг- имеем / = Val — <* = 0,86о, « о у. Тогда можно определять запас несущей способности п одностенной камеры ЖРД по формуле A6.7) Оу где ов— предел прочности материала стенки при заданной ее средней температуре. Рекомендуемая величина п лежит в пределах 1,2—2,5 [15]. 16. 2. Прочность двухстенных камер ЖРД с часто расположенными связями Прочность двухстенных камер ЖРД с часто расположенными связями рассмотрим на примере продольных связей типа ребер или гофра, считая их ненагруженными ни в продольном ни в окружном направлениях. За расчетный принимается режим номинальной тяги после окончания прогрева стенок, когда их средние температуры принимают максимальные значения. При относительно малой толщине стенок, как и в предыдущем случае принимаем напряжения в стенках постоянными по толщине. Прочностные свойства материала стенки оцениваются при средних температурах стенок. Элемент двухстенного цилиндрического участка с гранями, равными единице, нагружен в осевом и окружном направлениях погонными нагрузками Рх и Ру, т. е. находится в плоском напряженном состоянии (рис. 16.3). В расчетном сечении действуют осевая сила X, определяемая по зпюре распределения осевых сил по длине камеры (см. рис. 16.1). Изнутри на элемент действует нагрузка рг, численно равная давлению газа в данном сечении, в наиболее тяжелом случае — равная /?к, направленная по нормали к поверхности элемента. В зазоре между стенками высотой h находится охлаждающая жидкость под давлением рж. Нагрузка на стенки от сил давления жидкости численно равна рт и также направлена по нормали к поверхности стенок. Величины сил, деформаций и напряжений, относящиеся к наружной стенке, обозначим дополнительным индексом «н», а к внутренней стенке — индексом «в». 317
Проектируя все силы, действующие на элемент, на направление нормали проведенной через его середину, получим -1 sin dy/2=2PHy sin d<?/2.l + 2Puy sin rf<p/2.1. Ввиду малости угла dy принимая sinAp/2^d<p/2, получаем первое условие равновесия элемента: Обозначив напряжения по граням стенок элемента ону, овУ, <зНЛГ, и пренебрегая ввиду малости зазора h величиной pmh, получим Аналогичным образом, спроектировав действующие на элемент силы в осевом направлении и пренебрегая величиной pmh, получаем второе условие равновесия: * ' * х A6.9) Для случая двухосного напряженного состояния определение действующих в стенках напряжений и запаса несущей способности оболочки являются достаточно сложным. Методы расчета приведены в работах [17, 51, 32]. Приемлемую точность дают приближенные расчеты, где пренебре- гается нагружением элемента в осевом направлении на основе соображений, приведенных выше в разд. 16.1. Следовательно, вместо системы уравнений A6.8) и A6.9) можно ограничиться рассмотрением одноосного нагружения согласно уравнению A6.8) и считать, что интенсивность напряжений в{Жоу. В уравнение A6.8) входят две неизвестные величины ону и аВу\ дополним уравнение A6.8) уравнением совместности деформаций в окружном направлении. Полная относительная деформация элемента в окружном направлении При жестких недеформируемых связях между стенками можно считать полные относительные деформации стенок в окружном направлении (гУп)н и (8г/П)в одинаковыми: Полная деформация стенки складывается из упругой еу и температурной р1# Для каждой стенки ?у.н "Г ет.н == ?у.в "Г ?т.в~ еУ it A6. 10) Зная температурные деформации стенок, ?т.н = вЛ; е1Д=РЛ, A6.11) где рн, Рв — коэффициенты линейного расширения материала стенок при данной их средней температуре tu и нагружения элемента двухстенной ± ор камеры *в v-»« Рис. 16.3. Схема 318
Можно представить из уравнений A6. 10) pfna и A6. 11) A6. 12) A6.13) ( ?у.н== гу п гн*п== "Z Гн*н» Расчет на прочность ведется, как рекомендуется в работах [17] и [51], графо-аналитчче- ским методом. Задавшись величиной AR при известных (Зп, |3В, tH, tB, находим из соотношений A6. 12) и A6. 13) 8у.н и еу.в. По диаграммам деформирования материала наружной и внутренней стенок, взятых при соответствующих температурах, т. е. по графическим зависимостям а=а(е, /), определяем значения Он у и Guy, подставив он у и GBy в уравнение A6.8), получим значение рг, которому отвечает заданная деформация AR. Очевидно, что полученное значение рг в общем случае не равно расчетному. Тогда производятся последовательно несколько подобных расчетов и строится диаграмма, подобная представленной на рис. 16.4. Входя в график с расчетным значением рг, получаем величину AR, при которой в указанной выше последовательности могут быть найдены действующие в стенках напряжения ануиаВу. Прочность оболочки оценивается по запасу несущей способности [17] Л R, мм Рис. 16. 4. К определению запаса прочности двухстенной камеры ЖРД по несущей способности где рпред — предельное давление. Предельное давление определяется по точке С касания к кривой Рг=Рг (АЛ) прямой, проведенной из начала координат (см. рис. 16.4). Выше точки С происходит быстрое нарастание величины е^ц и при давлениях рг>/?Пред получается значительное раздутие камеры. Целесообразно выбирать запас прочности по несущей способности оболочки п = -1,5-2,0 [17]. В паяных камерах проверяется на прочность шов между связями и стенкой. Нагрузки, действующие на связи, выявляются при рассмотрении элемента наружной стенки с отброшенными связями (см. рис. 16.3) и замененными погонными нагрузками Z. Действие т связей можно заменить условным давлением mZ 2nR где _2я_ т Тогда усилие, приходящееся на единицу длины шва, где L — суммарная длина швов на поверхности S. Найденные усилия на связи сравниваются с разрушающими. Сравнение следует производить только в тех случаях, когда величина рсв положительна. Если рсв отрицательно, то это означает, что на данном режиме работы камеры стенки ее не отрываются друг от друга, а пря- 319
жимаются. Это может происходить от того, что при сравнительно небольших силах давления газов имеет место значительное расширение внутренней стенки от нагрева. 16. 3. Прочность лопаток турбин и осевых насосов ТНА Лопатки турбин ТНА нагружены центробежными и газовыми силами, зависящими от режима работы. В момент запуска ТНА на лопатки турбины действует в основном газовая сила, вызывающая изгиб. Максимальные напряжения изгиба имеют место в корневом сечении лопатки в месте перехода профильной части в ножку. При запуске происходит также сравнительно быстрый прогрев, который начинается с тонких передней и задней кромок и поверхностных слоев лопатки. От неравномерного нагрева в лопатках возникают температурные напряжения. При вращении ТНА к газовым силам добавляются и центробежные силы, вызывающие растяжения лопаток. Максимальными напряжениями растяжения будут при максимальной частоте вращения ротора. Полный прогрев турбинных лопаток обычно заканчивается после выхода ТНА на расчетный режим. Поэтому значительные температурные напряжения могут действовать и при максимальной частоте вращения. Если турбина парциальная, то изгиб лопаток газовыми силами происходит только в те моменты, когда лопатка находится против сопел. Когда лопатка при вращении ротора находится в промежутках между соплами, она нагружена только центробежными силами. Следовательно, лопатки парциальных турбин подвержены циклическому действию газовых сил. Лопатки осевых насосов нагружены центробежными силами и гидравлической нагрузкой. Прочность лопаток осевых насосов в основном определяется гидравлической нагрузкой, которая обычно весьма велика. Лопатки сопловых аппаратов турбин нагружены только газовыми силами, но в них могут дополнительно действовать значительные напряжения от неравномерного нагрева. Лопатки турбин и осевых насосов при расчетах на прочность рассматриваются как консольные балки, жестко заделанные в ободе диска и свободные на конце. Влиянием защемления лопаток на напряжении изгиба обычно пренебрегают. Растягивающие напряжения от центробежных сил ар рассчитываются на режиме максимальной частоты вращения ротора. Распределение напряжений ар по поперечному сечению лопатки принимается равномерным. Для любого сечения лопатки, расположенного на радиусе R (рис. 16.5), я. ^r/dr-\-Q-^FnhnRn, A6. 14) где q — плотность материала лопатки; со— угловая скорость ротора ТНА; F, f, F2—соответственно площади поперечных сечений лопатки на радиусах R, г и R2\ Fu— площадь поперечного сечения полки; hn — высота полки; /?2 — радиус концевого сечения лопатки; Ru — радиус центра тяжести полки, который обычно ввиду малости высоты полки принимается равным R2. 320
бр.п Рис. 16.5. К расчету лопатки на растяжение от центробежных сил Рис. 16.6. Эпюры напряжений растяжения в лопатках: /—постоянного сечения; 2, 3— клиновидных Рис. 16.7. Схема действия газовых сил По формуле A6.14) определяются напряжения в сечениях лопатки с переменной по длине площадью поперечного сечения. Обычно лопатки активных газовых турбин выполняются постоянного по длине сечения. Тогда формула A6.14) упрощается и принимает вид Эпюра растягивающих напряжений 0Р, подсчитанных для лопатки постоянного сечения, показана на рис. 16.6 линией 1. Наибольшего значения напряжения растяжения ар достигают в корневом сечении лопатки, где R = Ri. Из уравнения A6.14) следует, что напряжения растяжения от центробежных сил в корневом сечении не зависят от площади поперечного сечения пера, если оно постоянно по длине. Увеличение площади поперечного сечения, как следует из формулы A6.15) приводит лишь к уменьшению напряжений от центробежных сил полки лопатки (ар.п на рис. 16.6). Для уменьшения ар.к делают лопатки с увеличивающейся от конца к корню площадью сечения пера. Лопатки такой формы называются клиновидными. Эпюры напряжений ар для клиновидных лопаток показаны на рис. 16.6 линиями 2 и 3. При отсутствии полки на конце лопатки напряжения равны нулю. Влияние полки на величину напряжений в лопатке тем больше, чем массивней полка и короче лопатка. В исполненных конструкциях ТНА напряжения растяжения от центробежных сил лежат в пределах: ар.к=60-М80 МПа для лопаток турбин, сгр.к = 20-М0 МПа для лопаток осевых насосов. На изгиб лопатки рассчитываются на режиме максимального расхода рабочего тела. Действие сил давления газа или гидравлической нагрузки можно рассмотреть на примере лопатки турбины (рис. 16.7). Условно можно считать, что на среднем радиусе лопатки на нее со стороны газового потока действуют сосредоточенные составляющие полной газовой силы Ра и Ри, соответственно осевая, параллельная оси Оу, и окружная, параллельная оси Ох. Эти силы создают моменты Мх — в плоскости уОг и Му — в плоскости хОг. Силы Ра и Ри могут быть 11 628 321
Рис. 16.9. Профиль поперечного сечения лопатки активной турбины Ыг Рис. 16.8. К определению изгибающего момента от силы Р„ Рис. 16. 10. Эпюры напряжений изгиба от газовых сил у лопаток: /—постоянного сечения; 2, 3,— клиновидных определены по известным интенсивностям нагрузки ра и ри в соответствующих плоскостях: Pa=\pudr. Интенсивности нагрузок на радиусе г определяются по формулам [15] A6. 16) A6. 17) Ри= J" Qcla {C2u — Clu где z — число лопаток; Ciu, cia — окружная и осевая составляющие скорости на входе в лопатку; С2и, с2а — окружная и осевая составляющие скорости на выходе из лопатки; q — плотность рабочего тела на входе в лопатку; Ри р2 — давления рабочего тела на входе и на выходе из лопатки. По формулам A6.16) и A6.17) можно вычислить интенсивности нагрузок при любом способе профилирования лопаток. При расчете лопаток активных газовых турбин можно считать pi—/?2 — 0. При парциальных турбинах вместо общего числа лопаток в эти формулы следует подставлять число лопаток г', фактически подвергающихся в каждый момент действию газовых сил. Ввиду значительно большей жесткости лопатки на изгиб в плоскости уОг, чем в плоскости хОг, при расчете лопаток на изгиб можно без существенной погрешности пренебречь действием момента Мх, а определять только напряжения от действия момента Му. При относительно коротких лопатках, как у турбин ТНА, интенсивность нагрузки ри можно принимать постоянной по длине лопатки, т. е. считать Pu=puL, где L — длина пера лопатки. В произвольном сечении лопатки на радиусе R изгибающий момент от газовой силы, как следует из рис. 16.8, составляет \Minh = Pu о • 322
Максимального в корневом сечении: значения изгибающий момент (Myi) г достигает Напряжения изгиба в произвольной точке поперечного сечения лопатки (рис. 16.9) в системе координат Х\Оуи где точка О совпадает с центром массы сечения, определяется по формуле: хл A6. 18) где Wyi — момент сопротивления профиля лопатки для данной точки; Jyi — минимальный момент инерции профиля лопатки относительно соответствующей главной оси, которую можно считать совпадающей с осью Оуи Х\ — расстояние точки, в которой определяется напряжение, от оси Оу\. При симметричном профиле лопатки активной турбины площадь поперечного сечения и момент инерции могут быть определены по следующим приближенным зависимостям: Jyl=0fi38bc где b — хорда профиля; с — максимальная толщина профиля; h — максимальный подъем (прогиб) средней линии профиля. Напряжения изгиба обычно определяются для трех характерных точек профиля Л, В и С, наиболее удаленных от оси Оу^ В турбинных лопатках максимальные напряжения изгиба возникают на концах тонких кромок профиля, т. е. в точках А и С. Момент сопротивления профиля для точек А и С определяется по формуле г be W А = 1^7^ = 0,038 — (c2-J-0,8A2). л р., А с ' h у ~ ' ; Л\и При постоянном сечении лопатки напряжения изгиба имеют максимум в корневом сечении и изменяются по длине лопатки, как показано кривой 1 на рис. 16. 10. У клиновидных лопаток напряжения изгиба могут изменяться по длине лопатки соответственно кривым 2 и 3. В выполненных конструкциях ТНА напряжения изгиба от газовых сил в корневом сечении лопаток лежат в пределах (аи) г = 10-4-40 МПа для лопаток турбин; (аиJ = 150-М00 МПа для лопаток осевых насосов. Обычно лопатки активных турбин выполняются с линейным выносом центров масс сечений в плоскости гОх в сторону вращения диска, как показано на рис. 16.11. Образующие профильной части располагаются параллельно базовой линии ОА. При этом в каждом сечении лопатки возникает момент (Му\)ц от центробежной силы части лопатки, лежащей выше рассматриваемого сечения. Этот момент изгибает лопатку в сторону, противоположную вращению, и компенсирует в той или иной степени действие изгибаю- рис. 16. п. схема щего момента от газовых сил. ВЫсечСенияелоп1ткиасс 11* 323
Максимального значения изгибающий момент (Myi)n достигает в корневом сечении лопатки. Если считать центробежную силу пера и полки лопатки Рцъ , приложенной в центре массы лопатки G, то относительно центра массы корневого сечения Oi она дает изгибающий момент где d — плечо силы Рцъ относительно центра массы корневого сечения. Плечо d определяется зависимостью где <р = л/г. Напряжения изгиба от действия центробежных сил вычисляются по формуле A6.18), куда, вместо Myi, подставляется (Л^к)ц. В выполненных конструкциях напряжения изгиба от действия центробежных сил в корневом сечении лопаток ТНА составляют: (аи)ц=30~60 МПа для лопаток турбин; (аи)ц=300-^700 МПа для лопаток осевых насосов. Суммарные напряжения изгиба от газовых и центробежных сил *.!=(*«)• +('Л- A6.19) В формуле A6.19) напряжения подставляются со своими знаками; положительными считаются напряжения растяжения. Суммарные напряжения изгиба в «корневых сечениях лопаток ТНА составляют аиа= = 20—40 МПа и у лопаток осевых насосов аи2= 100 -*-350 МПа. При нестационарном тепловом режиме лопатки турбин ТНА прогреваются неодинаково во всех точках поперечного сечения. Более нагреты относительно тонкие передняя и задняя кромки, а массивная средняя часть лопатки прогревается более медленно. Примерный характер изменения температуры по длине средней линии профиля лопатки показан на рис. 16.12, а. На рис. 16.12, б показан характер изменения напряжений по средней линии профиля, соответствующий данному характеру изменения температуры. Как видно, по кромкам лопатки возникают напряжения сжатия от того, что расширению более нагретых волокон лопатки препятствуют менее нагретые. Наоборот, в средней части лопатки менее нагретые волокна растягиваются в силу воздействия более нагретых. Методы вычисления температурных напряжений а* сложны. Поэтому на практике ограничиваются учетом возможных температурных напряжений на основе статистики. В выполненных ТНА максимальные значения температурных напряжений достигают 150 МПа. Оценка запаса прочности лопаток производится по максимальной величине суммарных напряжений. В общем случае суммарное напряжение в данном сечении составляет В качестве примера на рис. 16.13 показан характер распределения напряжений по длине лопатки в точке А профиля (см. рис. 16.9) непосредственно после запуска и после полного прогрева. Запас прочности в данный момент работы определяется по формуле где Ов — временное сопротивление материала лопатки при данной температуре в расчетной точке в данный момент времени. Величина запаса прочности должна быть не менее 1,2—1,5. При максимальных суммарных напряжениях aSmax=80-b 120 МПа в ло- 324
Рис. 16. 12. Распределение по средней линии профиля лопатки: а—температур; б—температурных напряжений Рис. 16. 13. Эпюры напряжений в точке А лопатки: а—непосредственно после запуска ТНА; б—после полного- прогрева лопатки патках турбин и aSmax= 150-^-400 МПа в лопатках осевых насосов запасы прочности составляют соответственно 3—8 и 1,2—4. Лопатки парциальных турбин, как указывалось выше, подвержены циклическому действию напряжений. Суммарные напряжения у таких лопаток изменяются от максимального значения ЗЕтах = ар + <*и2 + з,, когда лопатки проходят перед соплами, до минимального osmin =аРНЬ ~Наи)ц ~Ь а/> когда лопатки проходят участок между соплами. Циклическое действие напряжений изгиба может привести к поломкам лопаток от усталости материала. Лопатка парциальной турбины должна проверяться на усталость по запасу усталостной прочности где Or —предел усталости при данном коэффициенте асимметрии цикла действующих напряжений. Силы, действующие на лопатку, передаются через элементы соединения на диск. Замковая часть лопатки нагружается растяжением от центробежных сил и изгибом от центробежных и газовых сил. По формулам A6.14) и A6.18) для нее в любом сечении могут быть найдены напряжения изгиба и растяжения. В выполненных конструкциях суммарные напряжения не превышают 100-^-250 МПа, что соответствует запасу прочности ?в = 2,0—3,0. В замках типов елочных, Т-образных и с треугольными зубьями подвергаются расчету на прочность также зубья. Зубья рассчитываются на прочность от действия центробежных сил при максимальной частоте вращения ротора ТНА. Предполагается, что центробежная сила распределяется между зубьями пропорционально величине их контактирующей поверхности, т. е. напряжения смятия одинаковы на всех зубьях. Контактирующая поверхность проверяется на смятие, а основание зуба — на изгиб и срез (рис. 16.14). Если принять контактирующие поверхности всех зубьев одинаковыми, то приближенно можно считать, что на каждый зуб действует сила Я/=Яц2/^, где Яце — суммарная центробежная сила лопатки с замками, i — число зубьев. Тогда нормальное напряжение смятия 325
Рис. 16. 14. К расчету зуба замка на прочность: а—расчетная схема; б, в—эпюры напряжений смятия, изгиба и среза зуба замка лопатки <Гсм, изгиба аи и касательное напряжение среза тСр определяются по формулам * см w и л ср где FCM — площадь контактирующей поверхности зуба; FCJ? — площадь срезаемого сечения зуба; Wn — момент сопротивления изгибу площади расчетного сечения зуба у его основания. Эпюры напряжений аСм, сги и тСр для зуба елочного замка показаны на рис. 16.14, б и в. В среднем <7CM=100-M60 МПа; сги = 40-М00 МПа; тср=80-ь120МПа. В случае штифтового замка (рис. 16.15) производятся проверочные расчеты на растяжение сечения /—/ от действия центробежных сил пера лопатки и части ножки, лежащей выше расчетного сечения, а также напряжения смятия и среза штифта: р р л ц2 цЕ da где — полная центробежная сила лопатки с замком; d — диаметр штифта; а — ширина хвостовика лопатки. В среднем асм= 120-М50 МПа; тср= 130-М50 МПа. Рис. 16. 16. К расчету сварного шва Рис. 16. 15. К расчету штифтового замка 326
При соединении лопатки с диском сваркой или пайкой (рис. 1,6.16) определяются напряжения растяжения на шве где Fm— площадь цилиндрического сечения шва; ф — коэффициент прочности шва, принимаемый равным 0,8—0,95. Напряжения растяжения в сварном шве <тр= 100-^20 МПа, а запас прочности &B = tfB.Hi/tfp = 3-r-6, где ав.ш — предел прочности материала шва. 16. 4. Колебания лопаток Неравномерность потока газа по окружности проточной части турбины вызывает периодическое изменение действующих на лопатки сил, что может привести к возникновению вынужденных колебаний лопаток, а при резонансе вследствие усталости материала лопаток возможна их поломка. Резонансные колебания чаще возникают в лопатках парциальных турбин. При исследовании колебаний лопаток определяются частоты собственных и вынужденных колебаний, резонансные частоты вращения ротора ТНА и вибронапряжения в лопатках. Основными формами собственных колебаний лопаток являются изгибные, крутильные и изгибно-крутильные. В зависимости от количества узловых линий колебания подразделяются на одноузловые или колебания по первой форме, двух узловые (колебания второй формы), трехузловые и т. д. Формы изгибных и крутильных колебаний лопаток показаны на рис. 16.17. Кроме подобных чистых изгибных и крутильных колебаний, лопатка может иметь и сложные изгибно-крутильные колебания. Однако частоты этих колебаний таковы, что возможные резонансы не являются опасными. Для лопатки постоянного сечения без полки частота собственных изгибных колебаний t-й формы определяется формулой 2я# у qf ' /и = где L — длина лопатки; /, F — момент инерции и площадь поперечного сечения; ?, q — модуль упругости и плотность материала лопатки; i — номер формы колебаний; пг — коэффициент формы колебаний. Рис. 16. 17. Формы колебаний лопаток: а, б—первая и вторая изгибные; в, г—первая и вторая крутильные (узловые линии показаны точками) 327
3,2 О Я % \ \| ч о 0,1 0,2 /77 Чем больше изгибная жесткость лопатки, тем выше частота ее собственных изгибных колебаний. Ввиду большой жесткости турбинных лопаток на практике обычно определяют лишь частоту первой (низкочастотной) формы изгибных колебаний, при которой наиболее возможно возникновение опасных резонансов. С учетом данных выше аналитических зависимостей, связывающих геометрические характеристики профиля с площадью и моментом инерции сечения, для частоты первой формы колебаний получается зависимость Рис. 16. 18. Зависимость коэффициента первой формы изгибных колебаний cti от отношения массы полки к массе пера лопатки т где си =3,52. Если лопатка имеет полку, то частота ее колебаний также вычисляется по формуле A6.20) подстановкой вместо коэффициента формы ось коэффициента cti, величина которого зависит от отношения т = тп/тл, где тл — масса лопатки, тп — масса полки, как это представлено на рис. 16.18. Частоты собственных колебаний лопаток, получаемые экспериментально, несколько меньше вычисляемых по формуле A6.20); это объясняется податливостью заделки лопатки в диске, тогда как при расчете предполагалась жесткая заделка лопатки. Частота собственных изгибных колебаний лопатки, вращающейся вместе с диском, увеличивается по мере роста частоты вращения. Это происходит вследствие того, что при отклонениях колеблющейся лопатки от равновесного положения во время вращения вернуть ее к положению равновесия стремятся не только силы упругости, но и центробежные силы. Действие центробежных сил равносильно увеличению изгиб- ной жесткости лопатки. Частота собственных колебаний вращающейся лопатки называется динамической частотой. Она определяется по формуле где п — частота вращения ротора в с; В — коэффициент, величина которого зависит от формы колебаний и отношения R\/R2=v, при v = 0,4—0,6, величина В соответственна равна 4—6. Как видно из формулы A6.20), частота собственных изгибных колебаний лопатки не зависит от материала лопатки (поскольку для большинства материалов отношение E/q одинаково), но зависит от температуры, так как при повышении температуры модуль упругости материала уменьшается. Поэтому по мере прогрева лопаток в процессе выхода ТНА на режим частоты собственных изгибных колебаний увеличиваются от восстанавливающего действия центробежных сил и уменьшаются от роста температуры. Совместное влияние этих факторов приводит к изменению частот изгибных колебаний fa по частоте вращения ротора ТНА. Для лопатки постоянного сечения частота собственных крутильных колебаний i-й формы определяется по формуле _2?-_1 / GT //кр~ М у QJP 328
где G — модуль упругости второго рода; Т —геометрическая жесткость лопатки на кручение относительно центра массы; Jp — полярный момент инерции сечения. Частота собственных крутильных колебаний лопатки постоянного сечения зависит от ее материала и геометрических характеристик профиля. Вынужденные колебания вращающихся лопаток вызываются периодическими силами, действующими со стороны газового потока. Эти силы изменяются вдоль окружности проточной части турбины по закону изменения поля давлений и скоростей газа, описываемому некоторой периодической функцией. Эта периодическая функция может быть подвергнута гармоническому анализу, т. е. быть представлена суммой гармонических составляющих 1, 2, 3 и последующих порядков. В общем случае порядок k-й гармоники, где k=l, 2, 3, ..., равен числу полных циклов изменения возбуждающей силы за один оборот. Частота k-и гармоники возмущающей силы равна произведению частоты вращения ротора на порядковый номер гармоники к: fk возб = «#, где п — частота вращения. Частота вынужденных колебаний /Вын равна частоте возбуждающей силы, т. е. /вын=/возб. По мере увеличения частоты вращения частота вынужденных колебаний растет. П/ри некоторой частоте вращения частота вынужденных колебаний может стать равной частоте одной из форм собственных колебаний лопатки. При этом возникают резонансные колебания, сопровождающиеся ростом амплитуд и, следовательно, вибронапряжений, что может привести к поломке лопатки. Частота вращения ротора, при которой наступает резонанс, называется резонансной nVQ3 и определяется из равенства частот Mi формы собственных колебаний (изгибных или крутильных) /г- частоте k-и гармоники возбуждающей силы: f I= fk возб = Я#рез. Отсюда резонансная частота вращения Лрез=///*. A6.21) В формулу A6.21) подставляется частота 1-й формы собственных колебаний при соответствующей частоте вращения и температуры лопатки. Поэтому аналитическое определение резонансной частоты вращения затруднительно. Для определения резонансного режима обычно пользуются частотной диаграммой (рис. 16.19), на которой строится зависимость частоты i-и формы собственных колебаний (например, первой изгибной, как на рис. 16.19) от частоты вращения fd = = fd(n) и проводятся лучи fk возб = fk возб (я), соответствующие k-u гармоникам возбуждающих сил. Точки пересечения лучей с кривыми частот собственных колебаний дают резо- нансные режимы. На рис. 16. 19 заштрихована область частот собственных колебаний, получающаяся в силу следующего. Лопатки из-за технологических допусков имеют некоторую разницу п През в размерах, что приводит, естественно, к разбросу частот собственных Рис' 16-19* Частотнлаояпа^оикаграмма колебаний 329
колебаний (до 15—20%). От каждой колеблющейся на диске лопатки волны упругих деформаций через диск передаются другим лопаткам, возбуждая связные колебания в группе лопаток. Все лопатки в группе колеблются в одной фазе и каждой группе соответствует своя частота собственных колебаний данной формы. Поэтому характерной является не одна какая-нибудь частота собственных колебаний всех лопаток, а полоса частот. Поэтому и резонансные колебания происходят не при некотором фиксированном значении частоты вращения, а занимают определенные области рабочего диапазона частот .вращения, называемые резонансными режимами. Пример определения резонансных режимов при k = 2 и k = 3 показан на рис. 16.19. Амплитуды резонансных колебаний зависят от величины возбуждающих колебаний сил и заглушающих сил (демпфирования). Даже при весьма больших возбуждающих силах амплитуды колебаний могут быть незначительными, если велики заглушающие силы. Основными заглушающими силами являются силы трения в замке и аэродинамические силы, а также гистерезис материала лопатки и замка. Те резонансные режимы, при которых амплитуды колебаний опасны для прочности лопаток, называются критическими. Критические резонансные режимы не должны находиться в зоне рабочих частот вращения ТНА. Величина допустимых вибронапряжений в лопатках зависит от продолжительности работы ТНА на резонансном режиме, а также от уровня действующих в лопатке напряжений растяжения и изгиба. Обычно величина вибронапряжений в лопатках не превышает 40— 80 МПа. Определяются вибронапряжения в лопатках обычно экспериментально — тензометрированием. При поломках лопаток от вибрации на определенном резонансном режиме бывает известна форма колебаний, соответствующая данному резонансу. Для устранения критического резонанса можно изменить, в первую очередь, частоту собственных колебаний, что достигается, например, изменением формы профиля лопатки или постановкой бандажа. Более сложно конструктивно изменить частоту возмущающих сил; для этого можно, например, изменить число сопел, их взаимное положение. Для уменьшения амплитуды возмущающих сил иногда прибегают к увеличению осевого зазора между соплами и лопатками турбины и т. д. 16. 5. Прочность дисков турбин и центробежных насосов Диски газовых турбин нагружены центробежными силами от собственных масс и масс установленных на них лопаток, а вследствие неравномерного нагрева по радиусу подвержены еще и действию значительных температурных напряжений. Уровень напряжений от центробежных сил и температурных часто превышает предел упругости, и в диске возникают пластические деформации. Если пластические деформации в диске превышают предел текучести, возможна (поломка диска. Расчет диска на прочность состоит из определения окружных и радиальных напряжений от центробежных сил и неравномерного нагрева. Обычно ограничиваются расчетом диска в предположении упругих деформаций, а оценку прочности производят путем сравнения расчетных напряжений с напряжениями в аналогичных выполненных конструкциях дисков турбин ТНА. Определение распределения температур по радиусу диска в условиях нестационарного нагрева представляет собой самостоятельную задачу, решаемую, например, методом элементарных балансов. При 330
Рис. 16.20. К выводу основных уравнений пряженного состояния диска приближенном расчете диска на прочность можно задаваться некоторым законам распределения температур по радиусу, исходя из имеющихся опытных или расчетных данных для аналогичных конструкций и условий работы. Обычно максимальная разность температур периферийной части и центра диска составляет Д/= = @,5—0,7)^г, где t2—температура рабочего тела (газа) на установившемся режиме ТНА в °С. При этом температура обода диска, не имеющего специального охлаждения или теплозащиты, устанавливается порядка @,85— 0,75)tz. При расчете на прочность предполагается, что температура диска по толщине постоянна. Зависимости напряжений в диске от его размеров, материала, нагрузок от центробежных сил и неравномерности нагрева описываются уравнениями напряженного состояния. При выводе уравнений принимается, что диск симметричен относительно срединной плоскости, находится в плоском напряженном состоянии и напряжения на любом радиусе диска не меняются по его толщине. Уравнения напряженного состояния выводятся из условий равновесия и деформации выделенного из диска на радиусе г элемента одного участка, схема на- гружения и деформации которого показаны на рис. 16.20. По граням выделенного элемента действуют радиальные оу и окружные ot, нормальные к грани элемента напряжения. Элемент нагружен центробежной силой собственной массы Рц. По периферии на радиусе RK диск нагружен радиальными напряжениями сггл. Радиус RK проводится по границе разрезной части обода, т. е. той части обода, где расположены замки (комли) лопаток. Примеры определения радиуса /?к для нескольких типов замков лопаток показаны на рис. 16.57 16.15 Pi 16.16. Следовательно, напряжения агл вызываются действием центробежных сил масс лопаток и массы части обода, лежащей выше радиуса i?K, включая маосу замков лопаток: где Рц.л — центробежная сила пера лопатки; А*.об — центробежная сила массы замков лопаток и части обода, расположенной выше сечения, проведенного на ргдиусе RK; bK — ширина обода на радиусе RK. Напряжения аг и at переменны по радиусу. Вследствие действия центробежных сил и нагрева элемент в рабочем состоянии деформируется так, что его радиальная деформация на радиусе г становится А, а на радиусе r-\-dr — соответственно A+dA. В принятых обозначениях из указанных условий могут быть получены дифференциальные уравнения напряженного состояния диска [17]: db , dr \ , dr о 2 dr —-\ -fa, QaJr2— ; b r I r r A6.22) 331
A6.23) где q — плотность материала; т — коэффициент Пуассона; Е — модуль упругости материала диска при данной температуре t на радиусе г; р — коэффициент линейного расширения материала диска при температуре t; со — угловая скорость диска. Система уравнений A6.22) и A6.23) обычно разрешается методом конечных разностей. Методика такого расчета распределения напряжений по радиусу диска приведена в работе [17]. Характер эпюр напряжений при соответствующих законах распределения температур по радиусу диска для одноступенчатых турбин со сплошным диском и диском с центральным отверстием показан на рис. 16.21, а, б. В выполненных конструкциях турбин с окружными скоростями на наружном радиусе диска порядка 180—240 м/с и градиенте температур 200—400 К напряжения от лопаточного венца обычно не превышают агл = 50—150 МПа; напряжения в центре сплошного диска or = ot порядка 350-f-550 МПа; в диске с отверстием на границе отверстия 0/= 600—800 МПа (без учета пластических деформаций), а аг=0, если нет напрессовки на вал, и аг=Опр, где сгПр — посадочные напряжения, если диск напрессован на вал. На периферии диска при указанном градиенте температур вследствие стеснения деформаций более нагретого обода со стороны средней части диска на ободе могут возникнуть, как показано на рис. 16.21, а, б сжимающие напряжения at, достигающие 200—400 МПа. Особенности расчета на прочность крыльчаток центробежных насосов состоят в следующем. Лопатки центробежных насосов дополнительно нагружают диски центробежными силами в местах их крепления. При расчете на прочность лопатки условно заменяются некоторой массой, которая равномерно распределяется по поверхности диска. При этом собственная несущая способность лопаток не учитывается и идет т вооь; с-200 о гоо Ш б, мпа а) Рис. 16.21. Распределение температур и напряжений по радиусу: а—диска турбины без центрального отверстия; б—с центральным отверстием; в—диска крыльчатки (сплошные линии) и отъемной крышки (пунктирные линии) 332
в запас прочности диска. Расчет производится по указанной выше методике, но вместо плотности материала диска в соответствующие формулы подставляется приведенная плотность. На данном радиусе приведенная плотность определяется по формуле 2кгЬ ) Wf где /л — площадь поперечного сечения лолатки на радиусе г; z — число лопаток крыльчатки; Ь — ширина диска на радиусе г. При окружных скоростях крыльчаток центробежных насосов порядка и2 =1004-180 м/с максимальная величина окружных напряжений на радиусе отверстия получается равной 10—40 МПа у крыльчаток, выполненных из алюминиевых сплавов, и 200—400 МПа у крыльчаток из стали. Отъемные диски закрытых крыльчаток рассчитываются на прочность отдельно. Уровень напряжений в них обычно такой же, как и в дисках крыльчаток. На рис. 16.21, в показаны эпюры напряжений в односторонней крыльчатке и отъемной крышке. 16. 6. Колебания дисков Переменные газовые силы, действующие на лопатки, передаются на диски и вызывают их вынужденные колебания. Колебания дисков могут вызываться и изгибными колебаниями ротора. Частота вынужденных колебаний дисков равна или кратна частоте вращения ротора. При совпадении частот вынужденных и собственных колебаний диска возникают резонансные колебания, которые могут служить причиной усталостной поломки дисков. Наиболее характерные формы колебаний диска: колебания с одним или несколькими узловыми диаметрами (рис. 16.22, а, б), колебания с одной или несколькими узловыми окружностями (рис. 16.22, в, г) и комбинированные колебания с узловыми диаметрами и узловыми окружностями (рис. 16.23). Чаще всего наблюдаются колебания с узловыми диаметрами и комбинированные колебания. Частота собственных колебаний диска без учета неравномерности нагрева определяется по формуле Jqs~2nR\ У 10.9Q ' где /?2 — наружный диаметр диска; h —средняя толщина диска; ags — коэффициент формы колебаний, зависящий от числа узловых диаметров q и числа узловых окружностей s. Для диска, близкого к плоскому, можно принять <zoi = 10,24; <хц = 21,25; а22==39,8; ai2 = 60,8. При колебаниях вращающегося диска узловые диаметры не остаются неподвижными по отношению к диску, а вращаются в ту или другую сторону. Подобное перемещение волны деформации по диску называется бегущей волной. Неподвижные поля давлений и скоростей газового потока вызывают колебания с неподвижными в пространстве узловыми диаметрами (относительно диска диаметры вращаются с его частотой вращения). При совпадении частот собственных и вынужденных колебаний в этом случае возникают наиболее опасные резонансы, так как они возбуждаются постоянно действующими возмещениями (например, от парциального подвода газа). 333
Узловой диаметр Узловая окружность Р ^5^ Рис. 16. 22. Формы колебаний диска: а—с одним узловым диаметром; б—с двумя узловыми диаметрами; в—с одной узловой окружностью; г—с двумя узловыми окружностями Узловой ди< Узловые окрутности Узловой диаметр Рис. 16.23. Комбинированные колебаний диска: формы а—с одной узловой окружностью и одним узловым диаметром; б—с одной окружностью и двумя диаметрами; в— с двумя окружностями и одним диаметром Резонансные частоты вращения определяются по формуле ^рез== / qsl&• Так как частота собственных колебаний дисков зависит от температуры и частоты вращения, резонансные частоты вращения удобно определять по частотной диаграмме, как и резонансные режимы лопаток. Для борьбы с опасными резонансами применяется ряд конструктивных мер: изменение конфигурации и размеров дисков, что приводит к изменению fqs, изменение расположения сопел или их формы для изменения /возб, увеличение осевого зазора между сопловым аппаратом и диском, приводящее к уменьшению амплитуды возбуждающих сил и др. 3.34
Глава XVII ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ ПО СИСТЕМАМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ЖРД 17. 1. Требования к системам автоматического управления ЖРД Система автоматического управления ЖРД входит в общую систему управления ракетой, от которой она получает Управляющие сигналы для обеспечения определенного режима полета ракеты. Система управления ракетой в настоящей работе не рассматривается. Управление ЖРД имеет основной целью запуск двигателя, вывод его на заданный режим, изменение режима работы, а следовательно, и тяги в полете и останов двигателя. В зависимости от назначения летательного аппарата либо задается определенная программа изменения тяги в полете по времени, либо управление тягой осуществляется от системы управления полетом летательного аппарата. Простейшей программой является поддержание постоянства какого-либо параметра, хорошо характеризующего тягу. Соответственно своему назначению система автоматического управления ЖРД включает в себя устройства запуска и вывода двигателя на режим, устройства поддержания режима работы двигателя и устройства останова двигателя. Так как управление ЖРД осуществляется путем изменения подачи компонентов топлива в основную камеру двигателя и газогенератор, то система автоматического управления ЖРД в конструктивном отношении тесно связана с системой топливопитания. Принципиальная схема системы управления в значительной мере зависит от схемы и конструктивных особенностей системы юпливопи- тания двигателя и определяется типом и назначением летательного аппарата. По мере развития ЖРД и улучшения эффективности летательных аппаратов, снабженных этими двигателями, системы топливопитания несколько усложняются, повышаются требования к точности поддержания регулируемых величин и к устойчивости работы двигателя, увеличивается количество регулируемых величин для всей силовой установки в целом, расширяется диапазон режимов работы двигателя. Все эти обстоятельства накладывают существенный отпечаток на структуру системы автоматического управления и на конструкцию агрегатов этих систем. Можно сформулировать только наиболее общие требования, характерные для большинства систем: 1) система должна обеспечивать в соответствии с принятой программой управления двигателем поддержание постоянства тяги с требуемой степенью точности или изменение тяги по заданному закону; 2) соотношение между расходами горючего и окислителя должно поддерживаться постоянным или изменяться по определенному закону; 3) система должна обеспечивать устойчивость и необходимое качество переходных процессов; 4) параметры, регулируемые системой, на всех режимах и в любых условиях не должны превосходить предельно допустимых значений; 5) запуск двигателя и управление двигателем на беспилотных летательных аппаратах должны быть полностью автоматизированы, подчиняясь программе или командам с земли; на пилотируемых аппаратах управление двигателем должно осуществляться с помощью одного рычага управления (РУД); 335
6) на баллистических ракетах автоматические устройства, включающие двигатель, при достижении ракетой заданной скорости, должны обладать высоким быстродействием; система должна обеспечивать минимальную величину и высокую стабильность «импульса последействия»; 7) конструкция агрегатов системы автоматического регулирования должна гарантировать высокую степень надежности; агрегаты и узлы с относительно малой надежностью следует по возможности резервировать. К системам автоматического регулирования ЖРД предъявляются весьма жесткие требования в отношении точности. Для зенитных управляемых ракет максимально допустимые погрешности ориентировочно составляют по тяге не более ±2%, по соотношению компонентов топлива в основной камере ±2,5—3,0%, в газогенераторе ±3,0%, по давлению наддува баков не более ±3,5-М,0%. Для баллистических ракет требования еще более жесткие. Максимально допустимые погрешности ориентировочно составляют по тяге ±2%, по соотношению компонентов топлива в основной камере ±1,5%, в газогенераторе ±2,0%, по давлению наддува баков ±3,0% [13]. На летательный аппарат и, соответственно, на систему топливопи- тания и автоматического регулирования двигателя в полете действуют значительные перегрузки. Особенно велики перегрузки у зенитных управляемых ракет, совершающих маневрирование в процессе сближения с целью. Осевая перегрузка летательного аппарата является основным внешним возмущающим воздействием для ЖРД. От осевой перегрузки зависят давления на входах в насосы горючего и окислителя, а следовательно, и давления за насосами и расходы компонентов. Система автоматического регулирования двигателя при значительных изменениях осевой перегрузки летательного аппарата должна быстро восстанавливать заданный режим работы ЖРД. В качестве регулируемых величин для ЖРД принимаются тяга двигателя, соотношение компонентов топлива для основной камеры и соотношение компонентов топлива для газогенератора в случае двух- компонентного газогенератора. Регулирующими воздействиями являются расходы компонентов топлива, подаваемого в основную камеру и газогенератор. Непосредственный замер тяги двигателя в полете не представляется возможным, поэтому чувствительный элемент регулятора тяги обычно осуществляет за'мер какого-либо параметра режима, достаточно хорошо характеризующего тягу. Таким параметром может быть давление газа рк в основной камере двигателя. Давление в камере рк не в полной мере характеризует тягу двигателя, так как тяга зависит, кроме того, от температуры газа в камере, которая в свою очередь зависит от соотношения компонентов топлива. На тягу двигателя также оказывает влияние изменение атмосферного давления на срезе сопла. Для различных экземпляров двигателя одного типа при одном и том же давлении в камере тяги двигателей могут несколько различаться из-за отклонений площади критического сечения сопла в пределах установленного допуска. Однако влияние указанных факторов сравнительно невелико и может быть в значительной мере учтено при настройке системы автоматического управления. Тяга двигателя используется в качестве управляющего фактора при управлении полетом ракеты, поэтому система управления тягой связана с системой управления ракетой. В систему управления ракетой может быть включен канал регулирования кажущейся продольной ско- 336
рости. Чувствительный элемент регулятора кажущейся скорости в полете измеряет не действительное ускорение, а так называемое кажущееся ускорение, так как на него действует не только ускорение ракеты, но и ускорение силы тяжести. Кажущуюся скорость ракеты получают путем интегрирования составляющей кажущегося ускорения, направленной по траектории движения ракеты. Полученная кажущаяся скорость сравнивается с задаваемой по программе, и в зависимости от рассогласования подается управляющий сигнал на изменение тяги двигателя. Таким образом, продольная составляющая скорости полета поддерживается по заданной программе путем изменения тяги двигателя. Чувствительные элементы регуляторов соотношений компонентов топлива являются расходомерами или измерителями уровней, измеряющими действительные расходы компонентов. В качестве величин, характеризующих расходы компонентов топлива, могут также использоваться давления компонентов топлива перед форсунками. Простейшие системы регулирования ЖРД имеют одну регулируемую величину, ею обычно является тяга двигателя. Соотношение компонентов топлива в основной камере оказывает влияние на эффективность двигателя и, следовательно, летательного аппарата. Максимальное значение удельного импульса имеет место при определенном оптимальном соотношении компонентов. Регулирование соотношения компонентов топлива необходимо также для обеспечения равномерной выработки компонентов из баков. Значительный излишек компонента топлива, остающийся в одном из баков к концу полета, как указывалось ранее, ухудшает эффективность летательного аппарата. В случае применения двухкомпонентного газогенератора целесообразно регулировать соотношение компонентов топлива, поступающего в газогенератор, для того чтобы температура газа перед турбиной находилась в допустимых пределах. Это обстоятельство особенно необходимо принимать во внимание для двигателей, имеющих сравнительно большой ресурс. Как указывалось выше, конструктивная схема двигателя и тип летательного аппарата, для которого двигатель предназначен, оказывают значительное влияние на систему автоматического регулирования ЖРД. На рис. 1.3—1.7 были приведены различные принципиальные схемы системы топливопитания и регулирования ЖРД. В схеме рис. 1.3 давление рв, определяющее расход компонентов и тягу двигателя, задается путем настройки регулятора 2. Управляющий сигнал, подаваемый на регулятор, обозначен h. Сигнал h и продольная перегрузка летательного аппарата пх определяют тягу двигателя. Соотношение компонентов топлива в данной схеме не регулируется. Для регулирования соотношения компонентов необходима постановка специального регулятора, имеющего регулирующий орган на одной из магистралей, питающих основную камеру компонентами топлива. В тех конструкциях, где вытеснение компонентов топлива из баков осуществляется не сжатым газом из баллонов, а газом, поступающим из газогенератора, тяга двигателя зависит от скорости горения заряда в газогенераторе. В случае жидкостного газогенератора тяга двигателя зависит от количества и соотношения компонентов топлива, поступающего в газогенератор. Принципиальная схема системы топливопитания и автоматического регулирования ЖРД с трубонасосной подачей компонентов топлива и однокомпонеитным газогенератором (см. рис. 1.4) имеет одну регулируемую величину — тягу двигателя. В подобных системах в качестве 12 628 337
компонента топлива для газогенератора обычно применяется перекись водорода. Давление газа, вытесняющего перекись водорода в газогенератор, обозначено рв\ давление газа в газогенераторе обозначено р^. Давление газа рв задается путем настройки регулятора 2. Сигнал настройки регулятора обозначен h. От величины давления рв зависит расход перекиси водорода Gn.B, давление газа ргг и частота вращения ротора ТНА. Режим работы ТНА определяет расходы компонентов топлива в основную камеру и тягу двигателя. Таким образом, сигнал настройки регулятора h является управляющим сигналом для тяги двигателя. Внешним возмущением для тяги является продольная перегрузка. Соотношение компонентов топлива в этой схеме не регулируется. Для номинального режима соотношение компонентов топлива может быть установлено путем подбора гидравлических сопротивлений магистралей. Принципиальная схема системы автоматического регулирования ЖРД с турбонасосной подачей компонентов топлива и двухкомпонент- ным газогенератором (см. рис. 1.5) включает один регулятор, осуществляющий регулирование тяги двигателя. Расходы горючего и окислителя в газогенератор соответственно обозначены Gr>rr и Goxv. Управление тягой двигателя осуществляется путем перемещения регулирующего органа 2, дозирующего поступление горючего в камеру газогенератора. При изменении положения регулирующего органа изменяется давление газа в газогенераторе, частота вращения ротора ТНА, расходы компонентов топлива в основную камеру и тяга двигателя. Регулирующий орган 2 приводится в действие от регулятора тяги. Чувствительный элемент регулятора тяги измеряет давление газа в основной камере рк. При отклонении давления рк от заданного значения регулирующий орган получает перемещение, направленное на устранение возникшего в системе отклонения давления. Величина давления /?к и соответственно тяга двигателя на определенном режиме задаются путем настройки регулятора тяги. Сигнал настройки обозначен h. Тяга, развиваемая двигателем, зависит от управляющего сигнала настройки h и внешнего возмущения пх. Аналогично приведенным ранее схемам соотношение компонентов топлива в данной системе не регулируется. Регулировать соотношение компонентов топлива, поступающих в основную камеру, можно с помощью регулятора соотношения компонентов, устанавливаемого на одной из магистралей, питающих камеру. Принципиальная схема системы автоматического управления и топ- ливопитания ЖРД с регулированием тяги и соотношения компонентов топлива для основной камеры показана на рис. 1.6. Сигнал настройки регулятора тяги обозначен Лр; сигнал настройки регулятора соотношения компонентов топлива hK. Управление тягой осуществляется в рассматриваемой системе так же, как и в предыдущей системе (см. рис 1.5). Регулятор соотношения компонентов топлива сравнивает действительное соотношение компонентов с заданным значением. При рассогласовании регулятор восстанавливает соотношение компонентов до заданного значения путем перемещения регулирующего органа 7 (см. рис. 1.6), расположенного на линии питания горючим основной камеры двигателя. Сигнал настройки регулятора соотношения компонентов топлива hK дает возможность при необходимости изменять соотношение компонен- 338
тов. В случае постоянного, заданного для всех режимов, соотношения компонентов топлива изменения сигналов настройки hK не будет. Рассматриваемый двдгатель имеет два управляющих воздействия: перемещения регулирующих органов управления тягой 2 и управления соотношением компонентов топлива 7. Соотношение компонентов топлива, поступающих в двухкомпонентный газогенератор, в данной системе не регулируется. На рис. 1.7 приведена упрощенная принципиальная схема системы топливопитания и автоматического управления ЖРД с двухкомпонент- ным газогенератором для случая трех регулируемых величин: тяги двигателя, соотношения компонентов топлива для основной камеры и соотношения компонентов топлива для газогенератора. Управление тягой двигателя и соотношением компонентов топлявл, поступающих в основную камеру, осуществляется так же, как и в системе, схема которой приведена на рис. 1.6. Регулятор соотношения компонентов топлива для газогенератора сравнивает действительное соотношение компонентов с заданным значением и при возникновении отклонения восстанавливает заданное соотношение компонентов путем перемещения регулирующего органа 7. Двигатель как объект регулирования имеет три управляющих воздействия — перемещения регулирующих органов управления тягой 2, управления соотношением компонентов топлива для основной камеры 11 и управления соотношением компонентов топлива для газогенератора 7. Аналогичным образом могут быть построены принципиальные схемы систем автоматического регулирования для двигателей с дожиганием генераторного газа. 17. 2. ЖРД как объект автоматического управления Постановка задачи Изучение статических и динамических свойств ЖРД как объекта автоматического управления является необходимой предпосылкой для анализа и синтеза систем автоматического управления. Прежде всего необходимо установить, как будут изменяться регулируемые величины, определяющие режим работы двигателя, в зависимости от изменения управляющих воздействий и внешних возмущений, приложенных к двигателю. Статические свойства объекта регулирования отражаются зависимостью величин, характеризующих установившиеся режимы работы двигателя, от управляющих воздействий на тех же установившихся режимах. Динамические свойства двигателя для малых отклонений от установившихся режимов достаточно хорошо описывают передаточные функции и частотные характеристики по управляющим воздействиям и внешним возмущениям. Характерной чертой ЖРД как объекта автоматического регулирования является наличие большого количества динамических звеньев, составляющих объект и связанных между собой многочисленными перекрестными связями. К числу основных динамических звеньев, составляющих ЖРД, относятся основная камера двигателя, жидкостный газогенератор, турбонасосный агрегат, топливные магистрали, регулирующие органы и др. Количество динамических звеньев и их взаимная связь зависят от принципиальной схемы двигателя. Одной из первых задач при исследовании объекта регулирования является рациональное расчленение объекта на динамические звенья 12* 339
и выявление связей между ними. Решение этой задачи находит отражение в структурной схеме объекта регулирования. Каждое звено объекта описывается своим, дифференциальным или алгебраическим уравнением, связывающим выходные и входные координаты звена и отражающим основные черты происходящих в звене физических процессов. Выходными и входными координатами звена являются величины, характеризующие процессы в двигателе. При составлении уравнений звеньев ЖРД принимается допущение о малости отклонений координат от установившихся режимов по сравнению с абсолютными значениями координат. Это допущение позволяет осуществить линеаризацию уравнений звеньев. После того, как составлена система уравнений, описывающих динамику отдельных звеньев, необходимо составить передаточные функции и рассчитать частотные характеристики объекта регулирования. Ввиду большого количества звеньев и многочисленности связей между ними записать передаточные функции объекта регулирования в явном виде весьма трудно. Делать это и нецелесообразно, так как анализировать динамические свойства объекта регулирования с помощью громоздких записей передаточных функций неудобно. Для оценки динамических свойств объекта регулирования лучше всего воспользоваться частотными характеристиками, которые в рассматриваемом случае сложного многомерного объекта регулирования без особых затруднений могут быть рассчитаны с помощью электронных цифровых или моделирующих машин. Рассчитанные частотные характеристики нуждаются в анализе с точки зрения требований, предъявляемых к системам автоматического регулирования ЖРД. Необходимо оценить влияние отдельных звеньев и характерных динамических параметров на частотные характеристики объекта регулирования в целом. Для оценки динамических свойств системы регулирования на пониженных режимах желательно выявить влияние дросселирования двигателя на его динамические свойства. Регуляторы тяги и соотношения компонентов топлива связаны между собой через объект регулирования. Требуется исследовать взаимное влияние каналов регулирования. Связь между каналами регулирования оценивается с помощью частотных характеристик объекта для давления в основной камере по перемещению регулирующего органа, управляющего соотношением компонентов, а для соотношения компонентов — по перемещению регулирующего органа управления тягой. Весьма важно сравнить динамические свойства двигателей различной тяги, но близких по своим схемам и по конструктивному выполнению. Результаты такого сравнения могут дать существенное сокращение работы по исследованию объекта регулирования при наличии данных по прототипу двигателя, для которого разрабатывается система автоматического регулирования. Для оценки точности систем автоматического регулирования желательно выявить разброс статических и частотных характеристик двигателя для различных экземпляров одной модели. Структурные схемы ЖРД На принципиальной схеме двигателя показывают конструктивные элементы, в которых протекают определенные физические процессы, и коммуникации, по которым происходит движение жидкостей и газов. Структурная схема двигателя как объекта автоматического регулирования отражает связь между элементарными динамическими звеньями, составляющими объект регулирования. Структурная схема 340
Рис. 17. 1. Структурная схема системы автоматического регулирования ЖРД с вытеснительной подачей компонентов топлива: /—регулятор давления газа; 2, 3—линии подачи газа в баки горючего и окислителя; 4, 5—баки горючего и окислителя; 6, 7—магистрали подачи горючего и окислителя в камеру двигателя; 8— камера двигателя 3 к-® 5 i GB0 I Рв определяется принципиальной схемой двигателя, однако количество звеньев структурной схемы не обязательно равно количеству элементов принципиальной схемы. Основная камера двигателя является конструктивным элементом в принципиальной схеме и представляет собой одно звено в структурной схеме объекта регулирования. Выходная координата основной камеры — давление газа в камере рКу двумя входными координатами являются расход горючего Gr.K, поступающего в камеру через форсунки, и расход окислителя G0.K. Таким же образом в структурной схеме представляется двухком- понентный жидкостный генератор газа. ТНА, состоящий из турбины и двух насосов, на структурной схеме объекта регулирования целесообразно представлять в виде совокупности трех звеньев: ротора турбины, насоса горючего и насоса окислителя. Для ротора выходной координатой является частота вращения, входные координаты— суммарный расход горючего, суммарный расход окислителя и давление газа перед сопловым аппаратом турбины. Каждый из насосов имеет в качестве выходной координаты давление компонента топлива за насосом. Входными координатами насоса, определяющими его выходную координату, являются давление компонента топлива на входе в насос, частота вращения крыльчатки и расход компонента через насос. При таком расчленении на звенья легко можно составить уравнения динамики звеньев и вид уравнений получается достаточно простой. Структурная схема системы регулирования двигателем, принципиальная схема которого дана на рис. 1.3, представлена на рис. 17.1. Расход горючего Gr.K зависит от входных координат магистрали горючего: давления в баке горючего /?б.г и давления в основной камере рк. Аналогично, расход окислителя зависит от давления в баке окислителя /?б.о и давления /?к. Давление в баке горючего определяется подачей вытесняющего газа в бак горючего GB.r и расходом горючего из бака GrK. Соответственно, давление в баке окислителя определяется подачей вытеснитель- ного газа в бак окислителя GB.O и расходом окислителя из бака G0.K. Подача вытеснительного газа в каждый из баков зависит от сопротивления соответствующих линий подачи и определяется давлением вытесняющего газа рв за регулятором давления и давлением газа в каждом из баков. Основная камера двигателя, магистрали, баки составляют в данном случае объект регулирования. Система автоматического регулирования состоит из объекта регулирования и регулятора давления вытесняющего газа. Для объекта регулирования входной координатой является давление вытесняющего газа /?в, а выходной координатой — дав- 341
\ Pet ft) Рис. 17. 2. Структурная схема ЖРД с ТНА и однокомпонентным газогенератором: /—магистраль и форсунки подачи перекиси водорода в газогенератор; 2—газогенератор; 3—ТНА; 4, 5—насосы окислителя и горючего; 6, 7—магистрали подачи окислителя и горючего в камеру двигателя; 8—камера двигателя ление в основной камере двигателя рк. Для регулятора входным воздействием является положение узла настройки h. Согласно структурной схеме составляется система дифференциальных уравнений, описывающая динамику объекта автоматического регулирования. Структурная схема системы регулирования ЖРД с ТНА и однокомпонентным газогенератором, работающим на перекиси водорода при вытеснительной подаче перекиси водорода в реакгор газогенератора (см. рис. 1.4), приведена на рис. 17.2. Основные величины, характеризующие режим работы двигателя и являющиеся входными и выходными координатами звеньев, обозначены так же, как и на принципиальной схеме двигателя. В качестве дополнительных обозначений принято: давление на входе в насос горючего рти давление на входе в насос окислителя /?02, частота вращения ротора ТНА п, давление за насосом горючего /?н.г, давление за насосом окислителя рн.о. Для объекта управления в целом входным управляющим воздействием является давление газа, вытесняющего перекись водорода из бака. Для регулятора входным воздействием является положение узла настройки h. Передаточные функции объекта регулирования при изучении динамики составляются для различных величин, характеризующих режимы работы двигателя. Наибольший интерес представляет передаточная функция для регулируемой величины — тяги двигателя. Рассмотрение структурной схемы показывает, что наряду с прямыми связями между элементарными звеньями в системе имеется ряд внутренних обратных связей. Между каждой магистралью и соответствующим насосом имеется обратная связь по расходу компонента топлива. Если характеристика насоса, выражающая зависимость давления от расхода при постоянной частоте вращения, имеет максимум, то при работе на левой ветви характеристики обратная связь будет положительной, а при работе на правой ветви — отрицательной. Цепь звеньев, состоящая из ротора ТНА, насоса горючего и магистрали горючего, охвачена отрицательной обратной связью по расходу горючего. Смысл обратной связи состоит в том, что при постоянном давлении газа в реакторе газогенератора увеличение расхода горючего ведет к возрастанию крутящего момента насоса и снижению частоты вращения ротора турбины. Аналогично обстоит и с расходом окислителя. Внутренние отрицательные обратные связи играют стабилизирующую роль. Они повышают устойчивость объекта регулирования. 342
Pat ft) Рис 17 3 Структурная схема ЖРД с двухкомпонентным газогенератором и двумя управляющие кис. и.о. v, уз jy воздействиями на двигатель: д /-регулирующий орган на магистрали подачи горючего в газогенератор; Ь^Т чего и окислител;(;р1Очерго \ окислителя в камеру двигателя; //-камера двигателя Структурная схема системы управления ЖРД с двухкомпонентным газогенератором, работающим на основных компонентах топлива (см. рис. 1.6), при наличии двух управляющих воздействий у двигателя приведена на рис. 17.3. Для дополнительных по сравнению с рис. 17.2 координат звеньев приняты следующие обозначения: р?з — давление за регулирующим органом регулятора подачи горючего в камеру (РГК); Ач —давление за регулирующим органом (РГГ) регулятора подачи горючего в газогенератор; Grn — расход горючего через форсунки газогенератора; Оо.„. — расход окислителя через форсунки газогенератора; тг — перемещение регулирующего органа РГК; тг.гг — перемещение регулирующего органа РП . В системе существуют внутренние отрицательные обратные связи между звеньями, аналогичные связям, отмеченным на схеме рис. 17.2. Кроме отрицательных обратных связей, объект включает две внутренние положительные обратные связи. Одна положительная обратная связь охватывает насос горючего, линию питания горючим газогенератора камеру газогенератора и ротора ТНА. Вторая положительная обратная связь охватывает насос окислителя, линию питания окислителем газогенератора, камеру газогенератора и ротор ТНА. с?ти положительные обратные связи являются дестабилизирующими, они ухудшают устойчивость объекта регулирования. Структурная схема системы управления ЖРД с двухкомпонентным газогенератором (см. рис. 1.7) при наличии трех управляющих воздействий у двигателя приведена на рис. 17.4. На ней по сравнению со схемой рис 17.3 добавлено одно звено — регулирующий орган 1 на линии питания газогенератора окислителем. Перемещение этого регулирующего органа обозначено то.тт. Соответственно, на схеме показана одна дополнительная координата — давление окислителя за регулирующим 0РГаВнутр°енние положительные и отрицательные обратные связи у объекта, представленного на схеме рис. 17.4, такие же, как и у объекта регулирования на схеме рис. 17.3. Динамические свойства основной камеры, двигателя и газогенератора Динамические свойства камеры в значительной мере определяются двумя емкостями: емкостью рабочего тела и тепловой емкостью. На 343
Рис. 17. 4. Структурная схема ЖРД с двухкомпонентным газогенератором и тремя управляющими воздействиями: /—регулирующий орган на линии подачи окислителя в газогенератор; 2—регулирующий орган на линии подачи горючего в Газогенератор; 3, 4—магистрали и форсунки подачи окислителя и горючего в газогенератор; 5—газогенератор; 6—ТНА; 7, 8—насосы окислителя и горючего; 9—регулирующий орган на линии подачи горючего в камеру двигателя; 10, //—магистрали и форсунки подачи окислителя и горючего в камеру двигателя; /2—камера двигателя неустановившихся режимах работы двигателя в камере может накапливаться рабочее тело и тепло. На динамику камеры, кроме того, существенное влияние оказывает характер процесса преобразования поступающих в камеру жидких компонентов топлива в газообразные продукты сгорания. В общем случае при отклонении от установившегося режима могут изменяться как количество поступающих компонентов топлива, так и давление, и температура в камере. Рассматривая динамику в этом случае, необходимо принимать во внимание обе емкости камеры. Если при отклонении от установившегося режима изменяется только количество поступающего в камеру топлива, а соотношение компонентов остается постоянным, то для малых отклонений температуру в камере можно считать неизменной; изменяется только давление в камере. Тепловую емкость при этом можно не принимать во внимание и рассматривать камеру как одноемкостное звено. В настоящее время при решении многих задач динамики ЖРД процесс преобразования жидких компонентов топлива в газообразные продукты сгорания рассматривают как мгновенно протекающий с некоторым постоянным временем запаздывания относительно момента ввода компонентов топлива в камеру. При рассмотрении процессов, протекающих в системе автоматического управления двигателем, такое допущение является вполне обоснованным, так как постоянные времени многих звеньев системы в десятки раз превышают время преобразования жидких компонентов в газообразные продукты сгорания. Все сказанное об основной камере двигателя в равной мере относится и к двухкомпонентному жидкостному газогенератору. Рассмотрим динамику камеры двигателя при постоянном соотношении компонентов топлива. При отклонениях от установившегося режима нарушается установившийся баланс рабочего тела в камере. Процесс накопления газообразных продуктов в камере может быть описан дифференциальным уравнением V ^L=AOS(,_Xl)-AG, A7.1) к dt где ук_ объем камеры; qk— средняя плотность газообразных продуктов в камере; AGa —отклонение суммарного секундного расхода ком- 344
понентов топлива; AG — отклонение секундного расхода газа из камеры; Ti—'время преобразования жидких компонентов топлива в газообразные продукты сгорания. Индекс (/—Ti), стоящий при отклонении расхода компонентов топлива, характеризует то обстоятельство, что жидкие компоненты превращаются в газообразные продукты сгорания спустя время ti после поступления в камеру. Из уравнения расхода следует, что при постоянном соотношении компонентов топлива отклонение расхода газа зависит только от отклонения давления в камере: ) Ц А. A7.2) Рк /о \Рк /О (Знак торможения «*» при давлении и температуре в дальнейшем опускаем для сокращения записи). Значение частной производной в формуле A7.2) берется при давлении и расходе установившегося режима. Из уравнения состояния производная плотности продуктов сгорания по времени при постоянном соотношении компонентов топлива равна dQK 1 dpK ,^j 2« dt ~RTK dt Подставив выражения A7.3) и A7.2) в основное уравнение A7.1), после преобразования и перехода к безразмерным относительным отклонениям получим уравнение динамики основной камеры двигателя *>. A7.4) где Т1=^ A7.5) -— постоянная времени основной камеры; />баз U2 — коэффициент усиления камеры по суммарному расходу компонентов топлива; — относительные отклонения давления и расхода; Рбаз и ^баз — базовые значения давления и расхода. Отклонение суммарного расхода компонентов топлива в камеру складывается из отклонений расходов окислителя и горючего: ДО,= ДО0.к+ДО,к. A7.7) С учетом двух входных воздействий A7.7) уравнение динамики камеры принимает следующий вид: Т1^+л=*иОо.к(*-*,) + *1А.к(*-,.ь A7.8) где /Ci2 — коэффициент усиления камеры по расходу окислителя; /Ci3 — коэффициент усиления камеры по расходу горючего. При одинаковых базовых значениях расходов горючего и окислителя Рбаз ^2 34S
\ \ \ \ Pk —- 0,3 0Л 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 Значения давления, расхода компонентов и температуры в формулах A7.5), A7.6) и A7.9) берутся для исходного установившегося режима. Постоянная времени камеры Ti совпадает с параметром тп, называемым средним временем пребывания газа в камере [см. D. 10)]. Так как Рис. 17. 5. Зависимость комплекса параметров С/2 fi/(RTu) от коэффициентов избытка окислителя а где р — расходный комплекс, отношение VJFKV = LU — приведенная длина, то постоянная времени выражается через комплекс параметров и приведенную длину: Т — RTK A7. 10) Для двигателей с одинаковыми компонентами топлива и одинаковыми давлениями в камере комплекс параметров _JL-= const. Постоянная времени камеры A7.10) в этом случае пропорциональна характеристической длине камеры. Повышение давления в камере при тех же компонентах топлива сопровождается повышением температуры газа в камере Тк и, следовательно, ведет к некоторому снижению постоянной времени Т\. Влияние соотношения компонентов топлива на постоянную времени камеры для топлива, состоящего из керосина и азотной кислоты, показано на графике рис. 17.5. Комплекс параметров р/(/?Гк), а следовательно, и постоянная времени (при Ln=const) имеют минимум при коэффициенте избытка окислителя а = 0,74-0,8. При отклонении от указанного соотношения постоянная времени камеры возрастает. Более интенсивное возрастание постоянной времени камеры имеет место при обогащении смеси горючим. Изменение соотношения компонентов топлива в течение переходного процесса приводит к изменению температуры газа в камере, которая в свою очередь влияет на величину давления в камере и на секундный расход газа из камеры. Процесс накопления газа в камере при отклонении от установившегося режима в случае переменного соотношения компонентов топлива описывается тем же дифференциальным уравнением A7.1), однако в уравнении для секундного расхода газа в качестве переменных величин необходимо рассматривать не только давление рк, но и температуру Гк, газовую постоянную R и величину % [см. A.21)]. Газовая постоянная R и величина % зависят от соотношения компонентов топлива. Отклонение секундного расхода газа при переменных рк и Тк в камере получим из уравнения .11) 346
Соотношение компонентов топлива характеризуется коэффициентом x=GOtK/Gr.K, отклонение которого равно Д*=7Г- ДОО.К4-^ ДОГ.К. A7. 12) Отклонения газовой постоянной и величины % зависят от отклонения к: A7.13) A7.14) При дифференцировании уравнения состояния необходимо принимать во внимание изменения газовой постоянной и температуры продуктов сгорания: dQK 1 dpK pK dR pK dTK ,yj ^ dt RTK dt R?TK dt RT2K dt \ ' ) В уравнении A7.1) приращение расхода газа и производная плотности подставляются согласно A7.11) и A7.15) с учетом соотношений A7.2—17.14). После перехода к безразмерным величинам уравнение динамики основной камеры по давлению для случая переменного соотношения компонентов топлива получим в следующем виде: dt dt A7. 16) В уравнении A7.16) постоянная времени камеры Ti имеет то же значение, что и для случая постоянного соотношения компонентов топлива A7.5); коэффициенты усиления соответственно равны %-4^-тдащ- A7Л8) ' С7ба3 укР2к (dR\ 12= G D2T 17~1 12 A7 20) Jo О?.ж ' l } ; A7.21) A7.22) 347
Процесс накопления энергии в камере ЖРД при малых отклонениях от установившегося режима описывается линейным дифференциальным уравнением ^ pp-OT^cp, A7.23) где суи ср — теплоемкости продуктов сгорания в камере; Qi — количество тепла, выделяющегося при сгорании 1 кг топлива, Q2=cpTKO A7.24) — энтальпия продуктов сгорания, выходящих из камеры через сопло в единицу времени. Количество тепла, выделяющегося при сгорании 1 кг топлива, равно рабочей теплотворной способности ha при данном %: На установившихся режимах Отклонение выделяющегося тепла зависит от изменения соотношения компонентов топлива f^Л Ду. A7.25) Подставим в уравнение A7.23) отклонение расхода газа A7.11) и отклонение выделяющегося тепла A7.25); после преобразований и перехода к безразмерным величинам получим уравнение динамики камеры по температуре продуктов сгорания для случая переменного соотношения компонентов топлива I #-' dGQ.K{t-Xx) , у' ' It •" dt dt При выводе уравнения A7.26) используем подстановку Коэффициенты усиления в уравнении A7.26) определяются последующим расчетным формулам: ?ZjL; A7.27) Рк ' Рбаз 2УК ,aj c)O\ а=--—ШГ ' (l/.^oj где k=cp\cv\ j баз L ** \ /? t/7w ^/\ и+» / 1/л |/я ил / q v/ д- =^баз_ 2l2k_/_I- ^+Zjl ^_ZjlE^ Zjl ^?\ G°-K 1 - A7 ; 348
(±dA-±!*L\ _1_; (i7.3i) \kR д% ср дъ )Q Сг.к A7.32) Динамические свойства основной камеры в случае переменного соотношения компонентов топлива описываются системой, состоящей из двух уравнений— A7.16) и A7.26). Уравнение динамики камеры по давлению можно получить, исключая из этих уравнений отклонение температуры, а уравнение динамики по температуре — путем исключения отклонения давления. Расчеты показывают, что для ЖРД открытой схемы (без дожигания газа за турбиной) влияние переменного соотношения компонентов топлива на динамику основной камеры .и газогенератора сравнительно невелико. Динамические свойства турбонасосного агрегата. Как указывалось выше, при рассмотрении динамики ЖРД турбонасосный агрегат целесообразно расчленять на три динамических звена, которыми являются насосы и ротор ТНА. Характеристика центробежного топливного насоса показывает зависимость напора, развиваемого насосом, или давления за насосом от частоты вращения крыльчатки и расхода жидкости через насос при определенном давлении на всасывании: где Рн — давление за насосом; pi — давление на всасывании; GH — расход компонента топлива через насос; п — частота вращения крыльчатки. На рис. 17.6 схематически показана напорная характеристика центробежного топливного насоса. На характеристику часто наносятся линии постоянного значения к.п.д. Масса жидкости, находящейся внутри насоса, мала по сравнению с массой жидкости внутри трубопровода. Учет инерционности столба жидкости внутри насоса показывает, что постоянная времени насоса получается на 2—3 порядка ниже, чем постоянные времени трубопровода и основной камеры двигателя. Это дает возможность рассматривать центробежный топливный насос как безынерционное звено. Для малых отклонений от установившегося режима в линейном приближении получим приращение давления за насосом дп Значения частных производных, входящие в качестве коэффициентов в это уравнение, могут быть получены графическим путем по характеристикам насоса или путем дифференцирования аналитических зависимостей, если ТаКОВЬШ ИМеЮТСЯ. Рис. 17.6. Характеристика центробежного топлив- ного насоса 349
После перехода к относительным безразмерным отклонениям получим уравнение насоса в следующем виде: где /Снп — коэффициент усиления насоса по частоте вращения ротора; Khg — коэффициент усиления насоса по расходу компонента топлива; -__Арн_. ^—AiL- H—AIL-- о — АС?н Рбаз Рбаз «баз ^баз Коэффициенты усиления насоса равны ? _ «баз (дрн \ . „ __Обаз(^Рп \ Рбаз \ дп /0 " /?баз \dGH /О В том случае когда характеристика насоса заранее неизвестна, можно построить участок характеристики в окрестности рабочей точки по одному из теоретических способов, излагаемых в руководствах по центробежным насосам, и далее определить значения частных производных давления по частоте вращения и расходу [28, 37]. Ротор ТНА представляет собой емкость кинетической энергии, накапливаемой или расходуемой на неустановившихся режимах работы. На установившихся режимах крутящий момент МТу развиваемый турбиной, равен сумме моментов насоса окислителя Мн.о и насоса горючего Мн.т: На неустановившихся режимах работы динамика ротора ТНА описывается следующим дифференциальным уравнением: JL J 4L= Шт - Ш^о - АМН.Г, A7. 34) где / — массовый момент инерции ротора относительно оси вращения. Для двигателя без дожигания газа за турбиной и при постоянном соотношении компонентов топлива в газогенераторе крутящий момент, развиваемый турбиной, зависит только от давления газа перед сопловым аппаратом и от частоты вращения ротора: Мт=Мт(п, рг). Крутящий момент на валу насоса зависит от частоты вращения крыльчатки, расхода компонента через насос и давления за насосом. Давление за насосом, в свою очередь, зависит от расхода и частоты вращения. Таким образом имеет место зависимость Отклонения крутящих моментов в линейном приближении равны ) А/у A7.35) ^) ) дп /о V дрг /о ) (^"К) АОН. A7.36) V дп /0 \dGHH 350
Подставим выражения A7.35) и A7.36) в уравнение A7.34) и, перейдя к относительным отклонениям, получим уравнение динамики ротора ТНА Тр ^+n=Kappr-KaoOe-KeJ5r, A7.37) где Тр — постоянная времени ротора; Кар — коэффициент усиления по давлению газа перед сопловым аппаратом; Као — коэффициент усиления по расходу окислителя; Каг — коэффициент усиления по расходу горючего; Рбаз Постоянная времени ротора и коэффиценты усиления определяются по следующим формулам: То= — ; A7.38) on (дМ*-° . дм™ . дМЛ оИ —г + — + —г \ дп дп дп /о 17< 39) /дМЯи0 +дМв.г _ дМт\ \ дп дп дп ) V =^баз (dMHJdGoH а° дМ дМ д ял { \ дп дп дп «баз /аМ,.о \ дп дп дп /о Расчетные формулы для определения значений частотных производных крутящих моментов получим, дифференцируя уравнения крутящих моментов. Крутящий момент на валу насоса равен м шю± A7 42) где GH — расход компонента через насос; Н — полный напор, развиваемый насосом; п — частота вращения крыльчатки; г)н — к.п.д. насоса. Дифференцируем соотношение A7.42) по частоте вращения и расходу кохмпонента, принимая во внимание зависимость напора и к.п.д. от частоты вращения крыльчатки и расхода: \ дп /о Н \-Qtt дп п % дп Jo ' Крутящий момент, развиваемый турбиной, выражается через эффективную работу 1 кг газа Le, расход газа Gz и угловую скорость ротора со: Мт=^ . A7.43) (О 351
Эффективная работа связана с работой на окружности колеса, т. е. где г]м — механический к.п.д., учитывающий потери на трение в подшипниках и потери на трение колеса о газ. Работа 1 кг газа на окружности колеса активной одноступенчатой турбины равна Lu = u(l + ^)(c1cosa1-u), A7.44) где и — окружная скорость на среднем радиусе турбины; Ci — скорость газа на выходе из соплового аппарата турбины; ai — угол выхода газа из соплового аппарата; •ф — коэффициент, учитывающий потерю относительной скорости при движении газа между рабочими лопатками турбины. Подставляя равенство A7.44) в формулу A7.43) и выражая окружную скорость через средний радиус лопаточного венца турбины Rcv> и частоту вращения ротора, получим Мт=—- \сх cos a2 -п . A7.45) % \ 30 / Путем непосредственного дифференцирования зависимости A7.45) получим частную производную крутящего момента турбины по частоте вращения 30% Так как крутящий момент турбины линейно зависит от расхода газа через турбину, а расход газа, в свою очередь, линейно зависит от давления газа перед сопловым аппаратом, то (дМт/дргH=(Мт/ргH. Расчетные формулы A7.38) — A7.41) используются при вычислении постоянной времени и коэффициентов усиления ротора ТНА. Переменное соотношение компонентов топлива в газогенераторе приводит к тому, что в камере газогенератора температура газа Тг, газовая постоянная R2 и показатель адиабаты продуктов сгорания Кг не остаются постоянными. В этом случае изменение расхода газа через турбину будет зависеть от изменения давления в газогенераторе, температуры Т99 газовой постоянной Яг и Кг. Скорость истечения газа из соплового аппарата турбины при этом также является переменной величиной Температуру Тг необходимо включить в качестве дополнительной входной координаты для ротора ТНА. При этом требуется составить дифференциальное уравнение накопления тепла в камере газогенератора аналогично уравнению A7.23) для основной камеры. Отклонения газовой постоянной Яг и величины k9 зависят от коэффициента соотношения компонентов топлива в камере газогенератора Это означает, что расходы компонентов топлива через форсунки газогенератора также необходимо учитывать в качестве дополнительных входных координат для ротора ТНА. 352
При наличии докритичеокого перепада на сопловом аппарате турбины дополнительной входной координатой для ротора ТНА будет давление газа в газовом патрубке за турбиной, так как крутящий момент на турбине зависит от перепада давлений. Динамические свойства магистралей и регулирующих органов. Изменение давления за насосом или за регулирующим органом на линии питания камеры двигателя компонентом топлива приводит к изменению подачи компонента в камеру. Характеристика магистрали выражает зависимость расхода от перепада давлений ОК = /(Л —А). где GK — расход компонента топлива; рн—давление за насосом или за регулирующим органом; /?к — давление газа в камере. Характеристика магистрали определяется гидравлическим сопротивлением трубопроводов и форсунок, а в случае охлаждения основной камеры компонентом — еще и гидравлическим сопротивлением полости охлаждения. При малых отклонениях от установившегося режима в линейном приближении получим — рк) Jo Зависимость A7.46) справедлива для статических отклонений. Во время переходных процессов изменение расхода не следует мгновенно за изменением перепада давлений ввиду инерционности столба жидкости. Часть перепада давлений расходуется на преодоление сил инерции столба жидкости. Обозначим эту часть перепада Apj и для цилиндрического столба жидкости получим где /— площадь поперечного сечения трубопровода; / — длина трубопровода; q — плотность жидкости; V — скорость движения жидкости. Заменим скорость через массовый расход жидкости. Тогда a I dGK ; / dt В случае трубопровода, состоящего из п цилиндрических участков, необходимо произвести суммирование, т. е. % <1747) С учетом уравнений A7.46) и A7.47) после перехода к безразмерным величинам уравнение магистрали запишется следующим образом: где Тм = [—^—1 Vf A7.49) L <Н/>н - Рк) Jo J^ fi 353
— постоянная времени магистрали; ^] A7.50) Обаз — коэффициент усиления магистрали. В формуле A7.49) суммирование распространяется на участке магистрали от бака до основной камеры, включая полость охлаждения в случае охлаждения камеры компонентом топлива. В длинных топливных магистралях на неустановившихся режимах имеют место волновые процессы. Взаимодействие волновых процессов в магистралях с процессом газообразования в камере может привести к автоколебательным режимам. Частоты автоколебаний достаточно велики и лежат обычно за пределами полосы пропускания частот системой автоматического регулирования. Расход компонента топлива через регулирующий орган, расположенный на линии питания основной камеры или газогенератора, зависит от перепада давлений на регулирующем органе и положения регулирующего органа: Ок=Ок[(Л —Л). mL где рн — давление за насосом; р3— давление за регулирующим органом; т — положение регулирующего органа. При малых отклонениях от установившегося режима отклонение расхода равно Ч fel (Sl4и- A7-51) о Г д°к 1 /dGK \ Значения частных производных и —— определя- L д (рк - pz) Jo \ dm /о ются для заданного режима по проливочным характеристикам регулирующего органа. Силой инерции, действующей на столб жидкости в полости регулирующего органа, ввиду ее малости сравнительно с силой инерции столба жидкости в магистрали пренебрегаем. После преобразования уравнения A7.51) и перехода к безразмерным параметрам получим уравнение регулирующего органа в следующем виде: Pz=P*-K<fl*+Kmn- A7.52) Коэффициенты усиления, входящие в уравнение A7.52), соответственно равны дг _ Обаз 1 g _гМбаз (dGK/dmH Значения коэффициентов усиления Kg и Кт зависят от перепада давлений на регулирующем органе и от профилирования регулирующего органа. Динамические свойства ЖРД как объекта автоматического регулирования Выше указывалось, что для оценки динамических свойств ЖРД как объекта автоматического регулирования удобно воспользоваться частотными характеристиками, которые легко могут быть рассчитаны с помощью цифровых или моделирующих электронных вычислительных машин. 354
(Тлр+ Каждому звену объекта автоматического регулирования соответствует свое дифференциальное или алгебраическое уравнение. Вывод уравнений отдельных звеньев был дан выше. В преобразованиях Лапласа система уравнений динамических звеньев объекта запишется в общем виде следующим образом: A7.53) В уравнениях A7.53) координаты звеньев обозначены Хи постоянные времени — Тг-, коэффициенты усиления — Кц\ времена запаздывания— %г\ коэффициенты усиления по управляющим воздействиям — 1ц\ коэффициенты усиления по внешнему возмущению — /г-/ и управляющие воздействия — /я*. Объект регулирования имеет п динамических звеньев и соответствующее количество координат; количество управляющих воздействий равно трем; внешнее возмущение для всех звеньев одинаково. Безынерционные звенья имеют постоянные времени, равные нулю; звенья без запаздывания имеют равные нулю параметры т*; коэффициенты Ц$ не равны нулю только в уравнениях регулирующих органов. Внешнее возмущение пх является входной координатой только в уравнениях топливных насосов. Запись системы уравнений в наиболее общем виде необходима для выработки общего алгоритма по расчету частотных характеристик объекта регулирования. Система уравнений A7.53) может быть записана в матричной форме: x, A7.54) где Л(р)—характеристическая матрица объекта регулирования; L — матрица коэффициентов усиления ,при управляющих воздействиях; Lf — столбец коэффициентов усиления при возмущении; х — столбец координат объекта; т — столбец управляющих воздействий. Матрицы, входящие в уравнение A7. 54), соответственно равны Л(р) = K 12 к„ L = V Jm Кг m1 m '3 J Из матричного уравнения динамики объекта регулирования A7.54) получим уравнение для передаточных функций объекта регулирования по управляющим воздействиям A(p)W(p) = L A7.55) и уравнение для передаточных функций объекта регулирования по внешнему возмущению Lf, A7.56) 355
где W(p) —матрица передаточных функций объекта регулирования по управляющим воздействиям, имеющая п строк и три столбца; lF/(p) —столбец передаточных функций объекта регулирования по внешнему возмущению, имеющий п элементов. Матрица W(p), полученная при решении уравнения A7.55) W(p)=A-Hp)Lf ^ A7.57) а столбец Wf(p) при решении уравнения A7.56) 1Г/(р) = Л-1(рI/> A7.58) где Л~1(р)—матрица, обратная характеристической матрице объекта регулирования. Устойчивость объекта регулирования исследуется обычными методами, применяемыми в теории автоматического регулирования, при рассмотрении характеристического уравнения объекта, которое получаем, приравняв нулю определитель характеристической матрицы объекта, т. е. В случае принятой формы записи характеристического уравнения весьма эффективным методом исследования устойчивости является метод ?)-разбиения. Матрицам передаточных функций A7.57) и A7.58) соответствуют матрицы частотных характеристик объекта регулирования Матрица частотных характеристик объекта по управляющим воздействиям получается как произведение обратной частотной характеристической матрицы А-Х(ш) и матрицы коэффициентов усиления звеньев по управляющим воздействиям L. Столбец частотных характеристик объекта по внешнему возмущению представляет собой произведение матрицы А~х (ш) и столбца Lf. Обращение частотной характеристической матрицы легко может быть выполнено с помощью электронной вычислительной машины. Непосредственное обращение матрицы, состоящей .из комплексных элементов, на цифровой машине выполнено быть не может; необходимо перейти к матрице, составленной из действительных элементов. Матрица А (ш) может быть представлена в виде суммы действительной и мнимой матриц Аналогично может быть представлена и обратная матрица Д-1 (/со) = С (*<о) = Рс (ш) + lQc (со). Произведение прямой и обратной матриц равно единичной матрице порядка п: А{ы)С{ш)=Еп. A7.59) Выполнив умножение матриц и выделив в равенстве A7.58) действительную и мнимую части, получим Яд (ш) Яс(<о)-дл (со) Qc («>)=?„; A7.60) Q/t((B)Pc((B) + ^((o)Qc((o)=0. A7.61) 356
Систему из двух матричных уравнений A7.60) и A7.61) можно записать в виде одного матричного уравнения /»/?(<0) = S, A7.62) где для матриц, составленных из блоков, приняты следующие обозначения: Щ ' LQcH Решение уравнения A7.62) дает матрицу /?(со), составленную из действительных и мнимых частотных характеристик объекта регулирования Таким образом, для получения действительных и мнимых частотных характеристик Рс(со) и Qc (со) необходимо для нескольких значений частоты со выполнить обращение матрицы F(®), составленной из действительных элементов, и произвести умножение матриц /7(со) nS. Эти операции легко выполняются с помощью ЦВМ. Полную характеристику динамических свойств двигателя как объекта автоматического регулирования дает совокупность частотных характеристик для всех выходных координат звеньев по перемещениям каждого из регулирующих органов и по внешнему возмущению. Для двигателя, структурная схема которого представлена на рис. 17.3, частотная матрица объекта регулирования имеет одиннадцать строк и два столбца: A7.63) Частотная матрица этого же двигателя по внешнему возмущению представляет собой столбец, состоящий из одиннадцати элементов: Двигатель с тремя управляющими воздействиями, структурная схема которого представлена на рис. 17.4, имеет частотную матрицу по перемещениям регулирующих органов, включающую двенадцать строк и три столбца: A7.64) ид Столбец частотных характеристик по внешнему возмущению для этого двигателя насчитывает двенадцать элементов. Во многих случаях нет необходимости составлять полную матрицу частотных характеристик объекта регулирования. В матрицу целесообразно включать частотные характеристики только для тех координат, изменение которых в течение переходного процесса существенно характеризует режим работы двигателя. К числу таких координат относятся давления в основной камере и газогенераторе, частота вращения ротора ТНА и расходы компонентов топлива. Исследования динамики замкну- 357
тых систем автоматического регулирования требуют составления матрицы частотных характеристик объекта регулирования для регулируемых величин. Такая матрица является квадратной, так как число регулируемых величин объекта равно числу управляющих воздействий. Применительно к двигателю с двумя управляющими воздействиями, структурная схема которого представлена на рис. 17.3, матрица частотных характеристик объекта регулирования имеет вид A7.65) где Wn(i(x)) —частотная характеристика для давления в основной камере по перемещению регулирующего органа, управляющего тягой; W\2(i(o)—частотная характеристика для давления в основной камгре по перемещению регулирующего органа, управляющего соотношением компонентов топлива; W2i(i(d)—частотная характеристика для соотношения компонентов топлива по перемещению регулирующего органа, управляющего тягой; W22(i(o) —частотная характеристика для соотношения компонентов топлива по перемещению регулирующего органа, управляющего соотношением компонентов. Матрица частотных характеристик объекта для регулируемых величин по внешнему возмущению в данном случае представляет собой столбец, состоящий из двух элементов. Двигатель с тремя регулируемыми величинами, структурная схема которого приведена на рис. 17.4, имеет матрицу частотных характеристик объекта для регулируемых величин, включающую три СА^рокиитри столбца: A7.66) Объект регулирования, как указывалось выше, имеет внутренние перекрестные связи. Эти связи отражены в матрице частотных характеристик объекта. На главных диагоналях матриц A7.65) и A7.66) расположены частотные характеристики основных каналов регулирования объекта. Недиагональные элементы этих матриц характеризуют взаимные перекрестные связи между каналами регулирования в объгктр. Уравнение динамики объекта регулирования в преобразованиях Лапласа в матричной форме записывается следующим образом: xt A7.67) где х — столбец регулируемых величин; т — столбец перемещений регулирующих органов; пх — скалярная величина внешнего возмущающего воздействия; W(p)—квадратная передаточная матрица объекта для регулируемых величин; Wf(p) —столбец передаточных функций объекта по внешнему возмущению. Это уравнение объекта A7.67) рассматривается совместно с уравнениями регуляторов при исследовании динамики системы автоматического управления. Для конкретных двигателей вначале рассчитываются динамические параметры звеньев, составляющих объект регулирования, а после этого рассчитываются частотные характеристики объекта регулирования, входящие в матрицы A7.65) и A7.66). При необходимости исследовать в динамике изменение величин, не являющихся непосредственно регулируемыми, требуется рассчитать частотные характеристики, входящие в матрицы A7.63) или A7.64). 358
Глава XVIII СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ЖРД 18. 1. Автоматическое регулирование ЖРД с вытеснительной системой подачи компонентов Структурная схема рассматриваемой системы регулирования была приведена на рис. 17.1. Регулятор давления вытесняющего газа представляет собой редуктор давления с переменной настройкой и обладает обычно весьма большим быстродействием. Рассмотрим вначале динамические свойства объекта регулирования в предположении, что регулятор давления вытесняющего газа является идеальным, т. е. поддерживает при каждом значении настройки h строго постоянное давление вытесняющего газа в баках, равное давлению за регулятором рв, которое является входной координатой для объекта регулирования. Динамические свойства объекта регулирования описываются в преобразованиях Лапласа системой, состоящей из трех дифференциальных уравнений, в которую входят уравнение основной камеры 5Г.К; A8.1) A8.2) (T уравнение магистрали и форсунок окислителя (т2р+ \)о0.к=ки(рв-рк)+к и уравнение магистрали и форсунок горючего пх. A8.3) Эта система уравнений обобщается одним матричным уравнением A7.54), где характеристическая матрица объекта и матрицы коэффициентов усиления звеньев соответственно равны —А12 —А 1з (Т.р+1) О Л(р)= О (Т,р+1) L= О A8.5) Lf= О A8.4) A8.6) Коэффициенты усиления магистралей по продольной перегрузке летательного аппарата /С/а и К/9 зависят от высот столбов жидкостей в баках и магистралях и от конфигурации магистралей. Характеристический полином объекта регулирования, равный определителю характеристической матрицы A8.4), записывается следующим образом: *r24(T3p+ l)±KaKM(Tip+1). A8.7) Для оценки устойчивости объекта регулирования используется его характеристическое уравнение ?>(р)=0. A8.8) 359
Рассмотрение характеристического уравнения A8.8) показывает, что объект регулирования без учета запаздывания в основной камере т4 является структурно устойчивым, т. е. он устойчив при любых значениях постоянных времени и коэффицентов усиления звеньев. При достаточно большом запаздывании тА объект регулирования может стать неустойчивым. Критическая величина запаздывания tikp, при котором объект регулирования теряет устойчивость, может быть определена с помощью /)-разбиения характеристического уравнения. Сравнительно невысокий третий порядок системы уравнений позволяет получить в явном виде передаточные функции объекта регулирования, а именно: + №2^24 + К\зКм) /|g дч — передаточная функция для давления газа в основной камере по давлению вытеснения; ^(Тр+^(ТР+1)еРТ| A8.10) — передаточная функция для расхода окислителя по давлению вытеснения; — передаточная функция для расхода горючего по давлению вытеснения; ttS fc'.-T- _1_ IS IS.-T~\ « _|_ tiS IS ! IS IS. \ A8.12) — передаточная функция для давления газа в основной камере по внешнему возмущению. Эти формулы могут быть использованы для расчета частотных характеристик объекта регулирования и для расчета переходных процессов при определенных управляющих сигналах и внешних возмущениях. В том случае, если время протекания переходного процесса в системе регулятор давления вытесняющего газа — топливные баки соизмеримо со временами протекания переходных процессов в магистралях и основной камере, регулятор давления газа нельзя рассматривать как идеальный. Давления вытесняющего газа в баках в отличие от ранее рассмотренного случая будут отставать от управляющего сигнала, подаваемого на настройку регулятора. Необходимо учесть инерционности топливных баков и рассмотреть динамику бака по давлению вытекающего воздуха. На установившихся режимах процесс накопления газа в газовой подушке бака описывается дифференциальным уравнением A8.13) где УПг—объем газовой подушки в рассматриваемый момент времени; ргб — плотность газа в баке; ОВг — расход вытесняющего газа в бак; Gn2 — количество газа, переходящего в освобождающийся от компонента топлива объем. 360
Количество газа GeV может быть выражено через расход компонента топлива в камеру GK.K и отношение плотностей газа {>гъ и компонента топлива в баке дк.б- = — к.*. A8.14) Яг б Отклонение расхода газа равно A8. 15) Процесс в баке протекает достаточно быстро и, пренебрегая теплообменом газа с топливом и стенками бака, можно считать его адиабатическим: A8. 16) С учетом выражения A8.16) отклонение плотности газа в баке б выражается через отклонение давления: A8. 17) Подставив уравнения A8.15) и A8.17) в исходное уравнение A8.13), после преобразования и перехода к безразмерным величинам получим уравнение динамики топливного бака по давлению газа в нем: = КбЛг~Кк.А.к- A8. 18) Постоянная времени и коэффициенты усиления, входящие в уравнение A8. 18), соответственно будут: Т4=-^1 ; A8. 19) h?l ; A8.20) 6b Рбаз ^к.кРгб Кбг=Лб*з_ КРгь_ ш A8.21) Рбаз ОКтК Расход вытесняющего газа через дросселирующий клапан регулятора зависит от давления газа на входе в регулятор рВх, противодавления в баке рръ и подъема клапана т: ОВ=ОВ(Р^ Ргб, т). A8.22) Линеаризация уравнения расхода A8.22) для малых отклонений дает р т. A8.23) Коэффициенты усиления определяются по следующим формулам: A8<24) A826) 361
Подъем дросселирующего клапана регулятора зависит от давления газа в баке и силы затяжки пружины, которая определяется положением h винта настройки регулятора: т = т(ргб, К). A8.27) После линеаризации уравнения A8.27) получим Ъ A8.28) где коэффициенты усиления чувствительного элемента соответственно равны (*) A8.29). A8-зо) Значения частных производных, входящих в формулы для коэффициентов усиления в уравнении расхода A8.23) и в уравнении регулятора A8.28), определяются по статическим характеристикам регулятора A8.22) и A8.27). При рассмотрении системы регулирования в целом необходимо учесть,-что поток газа, проходящий через регулятор, разветвляется на наддув бака горючего и наддув бака окислителя, т. е. GB=GB.r=QBt0. A8.31) Для исследования системы регулирования с учетом инерционности топливных баков необходимо наряду с уравнениями основной камеры и топливных магистралей A8.1), A8.2), A8.3) составить уравнения динамики баков горючего и окислителя, уравнение расхода вытесняющего газа A8.23), уравнение регулятора A8.28) и уравнение разветвления потока газа A8.31). Передаточные функции и формулы для частотных характеристик системы могут быть получены в явном виде, но удобнее рассчитывать частотные характеристики и переходные процессы, а также проводить исследование устойчивости системы автоматического регулирования с помощью электронных вычислительных машин. 18. 2. Автоматическое регулирование ЖРД с турбонасосной подачей компонентов топлива и однокомпонентным газогенератором Структурная схема двигателя как объекта автоматического регулирования приведена на рис. 17.2. Кроме элементов, указанных на структурной схеме объекта регулирования, система регулирования включает баллон с газом высокого давления, бак с перекисью водорода и регулятор давления вытесняющего газа. Динамика системы автоматического регулирования описывается одиннадцатью уравнениями: основной камеры A7.8), магистралей окислителя и горючего A7.47), насосов окислителя и горючего A7.33), ротора ТНА A7.36), газогенератора, магистрали перекиси водорода, бака перекиси водорода A8.18), расхода вытесняющего газа через клапан регулятора A8.23) и уравнением регулятора давления вытесняющего газа A8.28). 362
Уравнение динамики газогенератора по виду аналогично уравнению основной камеры по давлению: 1 ргг dt A8.32) где Tv гг — постоянная времени; Кртг — коэффициент усиления газогенератора по давлению; Т2 — время преобразования жидкой перекиси водорода в паро- газ. Расчетные формулы для Тргг и /Сргг имеют такую же структуру как и в случае основной камеры двигателя. Частотные характеристики системы автоматического регулирования и переходные процессы в системе рассчитываются с помощью электронных цифровых или моделирующих машин. Система автоматического регулирования может быть разделена на две цепи. В первую цепь входят регулятор давления вытесняющего газа, бак перекиси водорода, магистраль перекиси водорода и газогенератор. Вторая цепь включает ротор ТНА, насосы и магистрали питания основной камеры и основную камеру двигателя. Между первой и второй цепью нет обратных связей, поэтому передаточные функции и частотные характеристики каждой из цепей могут быть получены независимо одна от другой. Передаточная функция и частотная характеристика всей системы регулирования по управляющему воздействию, которым является сигнал настройки регулятора, получаются как произведения передаточных функций или частотных характеристик первой и второй цепей. Это упрощает и ускоряет расчеты по динамике рассматриваемой системы автоматического регулирования. Постоянная времени ротора ТНА существенно превосходит по величине постоянные времени и времена запаздывания других звеньев. Это дает возможность для приближенного анализа динамики системы рассматривать все звенья, кроме ТНА, как безынерционные. 18. 3. Автоматическое регулирование тяги ЖРД с двухкомпонентным газогенератором Структурная схема системы регулирования была приведена на рис. 17.3. Методика расчета частотных характеристик объекта регулирования изложена в разд. 17.2. На рис. 18.1 показана одна из возможных схем регулятора тяги прямого действия. Газ, подводимый из камеры с давлением рк, поступает в мембранную полость 5. На мембрану регулятора слева действует сила, пропорциональная давлению в камере, а справа — сила затяжки пружины 2, которая зависит от положения винта настройки 1. Если давление в камере превысило заданное настройкой пружины, то мембрана прогибается вправо и регулирующий Орган 4, СВЯЗаНИЫЙ Рис. 18.1. Принципиальная схема регулятора тяги пря- С Мембраной, уменьшает ;_винт настройки реМг^ДорЙа-Т-пруж„„а чувств„тель- ПОСТуПЛеНИе ГОрЮЧеГО 'В Ка- ного элемента- 3—мембрана чувствительного элемента; Меру Газогенератора. ЕСЛИ <-РегУ™рующ»й орган; ^-пмость подвода газа с дав- 363
давление в камере уменьшается, то это приводит к увеличению подачи горючего в газогенератор. На рис. 18.2 показана схема регулятора тяги с гидравлическим сервомотором. Для питания сервомотора подводится соответствующий жидкий компонент с давлением рс- Перемещение у управляющего элемента 4 сервомотора, связанного с мембраной 6 чувствительного элемента, зависит от давления в камере рк и сигнала настройки регулятора h: У=У{Рк, A8.33) Увеличение давления в камере вызывает прогиб мембраны 6 вправо. Это приводит к уменьшению давления жидкости в полости под поршнем 2 сервомотора, перемещению поршня сервомотора вниз и уменьшению подачи горючего в газогенератор. Линеаризуя уравнение A8.33) для малых отклонений от установившегося режима и переходя к относительным отклонениям, получим у=—> + K4 Р A8.34) A8.35) У баз \<>Рк/о коэффициент усиления чувствительного элемента по давлению газа; A8.36) — коэффициент усиления чувствительного элемента по управляющему сигналу настройки. Перемещение регулирующего органа, связанного с поршнем сервомотора, зависит от перемещения управляющего элемента сервомотора, т. е. т = т{у). A8.37) Линеаризация уравнения A8.37) для неустановившихся режимов в случае статического гидравлического сервомотора дает уравнение динамики этого сервомотора в следующем виде: S 7 8 От насоса Рис. 18.2. Принципиальная схема регулятора тяги с гидравлическим сервомотором: /—регулирующий орган; 2—поршень сервомотора; 3—пружина сервомотора; 4—управляющий элемент сервомотора; 5— полость подвода газа с давлением рк; 6—мембрана чувст- вительного элемента; 7—пружина чувствительного элемен- та; 8—винт настройки регулятора Те — + т=Кл, A8.38) где Тс и Кс постоянная времени и коэффициент усиления сервомотора. Обозначив коэффициент усиления регулятора Кр=КчрКс, A8.39) запишем передаточную функцию регулятора \Т ( \ ТсР + A8.40) 364
Уравнение динамики регулятора имеет следующий вид в преобразованиях Лапласа: A8.41) через К\=Кчн1Кчр обозначен коэффициент при управляющем сигнале. Уравнение динамики объекта регулирования в преобразованиях Лапласа запишется следующим образом: ~ Kx. A8.42) Здесь Wn(p)—'передаточная функция объема регулирования для давления в основной камере по перемещению регулирующего органа; ^i/(p) —передаточная функция объекта регулирования для давления в основной камере по внешнему .возмущению. Исключая из уравнений A8.41) и A8.42) перемещение регулирующего органа, получим уравнение динамики замкнутой системы автомагического управления x. A8.43) Характеристическое уравнение замкнутой системы получим, приравнивая нулю характеристический полином l + Wn(p)tf(p) = 0. U8.44) Это уравнение используется при анализе устойчивости системы. С помощью /^-разбиения представляется возможным при известной частотной характеристике объекта регулирования исследовать влияние динамических параметров регулятора на устойчивость системы. Решение уравнения A8.43) относительно регулируемой величины рк дает где ф1Д(р)=—- A8.46) — передаточная функция замкнутой системы управления рк по управляющему сигналу h\ ^^A8.47) — передаточная функция замкнутой системы регулирования pt- по внешнему возмущению. Передаточным функциям A8.46) и A8.47) соответствуют частотные характеристики /СхТГц ( ф . (ш)= . A8.49) Действительная часть частотной характеристики A8.48) используется при построении переходного процесса в замкнутой системе автоматического регулирования, возникающего в случае подачи на настройку регулятора управляющего сигнала h и при анализе влияния динамических параметров регуляторов на характер переходного процесса. Частотная характеристика A8.49) используется при исследовании действия на систему регулирования внешнего возмущения. В случае определенного внешнего возмущающего воздействия с помощью ча- 365
стотной характеристики A8.49) строится переходный процесс в замкнутой системе, а при случайном внешнем возмущающем воздействии частотная характеристика A8.49) служит для определения дисперсии и корреляционной функции регулируемой величины. Вероятностные характеристики внешнего случайного возмущающего воздействия должны быть при этом известны. 18. 4. Системы регулирования тяги и соотношения компонентов топлива для ЖРД Структурная схема ЖРД с регулированием тяги и соотношения компонентов топлива для основной камеры была приведена на рис. 17.3, а на рис. 17.4 — структурная схема системы топливопитания и автоматического регулирования ЖРД с регулированием тяги двигателя и соотношений компонентов топлива как для основной камеры, так и для газогенератора. Одна из возможных схем регулятора тяги прямого действия была приведена на рис. 18.1, а регулятора тяги с гидравлическим сервомотором— на рис. 18.2. Одна из возможных схем регулятора соотношения компонентов топлива показана на рис. 18.3. Регулятор состоит из мембранного чувствительного элемента 2 и статического гидравлического сервомотора. В качестве величин, характеризующих расходы компонентов топлива, используются давление горючего за регулирующим органом рт и давление окислителя за насосом р0. На мембране 2 чувствительного элемента сравниваются эти давления. Если соотношение компонентов топлива соответствует заданному значению, то мембрана чувствительного элемента находится в равновесном положении. При отклонении соотношения компонентов топлива от заданного значения мембрана чувствительного элемента прогибается, приводится в действие гидравлический сервомотор и регулирующий орган 7 изменяет расход горючего в сторону восстановления заданного значения соотношения компонентов топлива. Величиной, характеризующей отклонение соотношения компонентов топлива от заданного значения, является разность давлений горючего и окислителя, действующих на мембрану чувствительного элемента: Р*=Рг-Ро A8.50) Прогиб мембраны чувствительного элемента, а отсюда — величинам/ перемещения жестко связанных с ней управляющих элементов сервомотора, зависит от разности давлений /?а, т. е. У = У{Ра). A8.51) От насоса Рис. 18.3. Принципиальная схема регулятора соотношения компонентов топлива: /—пружины чувствительного элемента; 2—мембрана чувствительного элемента; 3—полость подвода горючего к чувствительному элементу; 4—управляющие элементы гидравлического » сервомотора; 5—поршень сервомотора; 6—пружина сервомотора; 7—регулирующий орган; 8—полость подвода окислителя к чувствительному элементу Збб
После линеаризации зависимости A8.51) и перехода к относительным отклонениям, получим уравнение чувствительного элемента где У баз \дра/О A8.52) A8.53) — коэффициент усиления чувствительного элемента регулятора соотношения компонентов топлива. Уравнение гидравлического сервомотора получаем аналогично уравнению A8.38). Передаточная функция регулятора в рассматриваемом частном случае имеет такой же вид A8.40), как и у регулятора тяги. Коэффициент усиления регулятора представляет собой произведение коэффициентов усиления чувствительного элемента и сервомотора A8.39). У регулятора, схематически представленного на рис. 18.3, настройка постоянная на всех режимах. Следовательно, управляющий сигнал А отсутствует и уравнение динамики регулятора в преобразованиях Лапласа запишется следующим образом: m = —N(p)'pa' A8.54) Взаимную связь объекта регулирования и регуляторов показывают структурные схемы системы автоматического регулирования, Структурная схема системы регулирования ЖРД с двумя регулируемыми величинами показана на рис. 18.4, а структурная схема с тремя регулируемыми величинами — на рис. 18.5. Регулируемая величина характеризующая тягу, обозначена х\\ регулируемые величины, характеризующие соотношения компонентов топлива в основной камере и газогенераторе — соответственно х2 и хг. Перемещение регулирующего органа, управляющего тягой, обозначено ти перемещения регулирующих органов, управляющих соотношениями компонентов топлива, обозначены т2 и /п3. Управляющий сигнал, задающий необходимое значение тяги двигателя, представляет собой изменение настройки регулятора тяги и обозначен Аь управляющие сигналы соотношений компонентов топлива — А2 и А3. В случае поддержания постоянных соотношений компонентов топлива на всех режимах работы двигателя управляющие сигналы А2 и А3 отсутствуют. т, /7/ Рис. 18. 4. Структурная схема системы автоматического регулирования ЖРД с двумя регулируемыми величинами:* /—ЖРД; 2—регулятор тяги; 3—регулятор соотношения компонентов топлива для камеры двигателя Рис. 18. 5. Структурная схема системы автоматического регулирования ЖРД с тремя регулируемыми величинами: /—ЖРД; 2—регулятор тяги; 3, 4—регуляторы соотношения компонентов топлива для камеры двигателя и газогенератора 367
Внешние возмущения для всех регулируемых величин одинаковы, а именно — продольная перегрузка летательного аппарата пх. Зная динамические свойства объекта автоматического регулирования и регуляторов, необходимо найти передаточные функции и частотные характеристики замкнутых систем автоматического регулирования, которые нужны для оценки динамических свойств систем и решения задач синтеза регуляторов и анализа точности систем. Как указывалось выше, ввиду сложности объекта регулирования передаточные функции целесообразно записывать только в общем виде и от общих выражений передаточных функций переходить к расчету частотных характеристик. Системы с двумя и тремя регулируемыми величинами являются многомерными системами. Существенное упрощение преобразований при нахождении передаточных функций и частотных характеристик в случае многомерных систем достигается путем применения матричной формы записи уравнений, что облегчает также подготовку задач к решению с помощью электронных цифровых вычислительных машин. Рассмотрим передаточные функции в наиболее общем случае для системы управления ЖРД с тремя регулируемыми величинами. Уравнение динамики объекта регулирования в матричной форме было записано так A7.67): Уравнения динамики трех регуляторов при отсутствии перекрестных связей между регуляторами и без объединенного управления регуляторами запишутся следующим образом: A8.55) где ^з=^зз (Р) [^ХзА-*зЬ Мц(р), ^22 (р)» ^зз (р)—передаточные функции регуляторов; Km, Km, АГхзз — коэффициенты усиления при управляющих воздействиях. Три уравнения A8.55) обобщаются одним матричным уравнением m = N(p)[Kxfi-x], A8.56) где х — столбец регулируемых величин; т — столбец перемещений регулирующих органов; h= h2 ЛА N(p)= A8.57) — столбец управляющих сигналов; п(р) 0 0 0 7V22(p) 0 О 0 М,з(Р)_ — матрица передаточных функций регуляторов без перекрестных связей; О О Кх= О О О Km A8.58) 368
— матрица коэффициентов усиления при управляющих воздействиях в случае отсутствия объединенного управления регуляторами В случае объединенного управления регуляторами матрица A8.58) содержит наряду с диагональными элементами также и недиагональные. Если регуляторы соотношений компонентов топлива для основной камеры и для газогенератора имеют неизменную настройку, а переменную настройку имеет только регулятор тяги, то матрица A8.58) содержит только один ненулевой элемент, а все прочие элементы — нулевые. Исключая из уравнений A7.67) и A8.56) столбец перемещений регулирующих органов, получим уравнение динамики замкнутой системы регулирования [E3 + W(p)N(p)]x=W(p)N(p)Kxh + Wf(p)nx, A8.59 где Ег — единичная матрица третьего порядка. Матрица #(р) представляет собой характеристическую матрицу системы )=E3 + W(p)N(p), A8.60) которая в рассматриваемом случае имеет следующий вид: #(р)= . (P) Nu (р) Г32 (р) Л'22 (р) 1 + М^зз (Р) ^33 (Р). СО 00 Определитель характеристической матрицы представляет собой характеристический полином замкнутой системы регулирования D(p) = \EB+W(p)N(p)\. A8.62) Приравнивая характеристический полином нулю, получаем характеристическое уравнение системы регулирования ?>(р) = 0, A8.63) которое используется при исследовании устойчивости системы. Решение уравнения A8.59) относительно столбца регулируемых величин х дает JC] A8.64) или *=Фа(р)* + Ф/(Р)я*' A8.65) где Я-1(р) —матрица, обратная характеристической матрице системы; A8.66) — передаточная матрица по управляющим воздействиям для замкнутой системы автоматического регулирования; H-i(p)Wf(p) A8.67) — передаточная матрица по внешним возмущающим воздействиям для замкнутой системы регулирования. 13 628 • 369
Передаточная матрица по управляющим воздействиям в общем случае представляет собой квадратную матрицу, составленную из передаточных функций по управляющим воздействиям: Фи*(р) Фи*(Р) Ф22Й (Р) Ф32й(Р) Фш (Р) Ф2за(Р) *33ft(P) A8.68) где Фш(р) —передаточная функция для первой регулируемой величины по первому управляющему сигналу; Фт(р) —передаточная функция для второй регулируемой величины по второму управляющему сигналу и т. д. При наличии одного управляющего сигнала hi передаточная матрица A8.68) вырождается в столбец Ф*(Р)= Фш(Р) Фя*(Р) A8.69) Передаточная матрица по внешнему возмущению, одинаковому для всех регулируемых величин, представляет собой столбец Ф/(Р) = Ф у (Р) з/ (Р) A8.70) где <I>i/(p), Фг/(р) и Фз/(Р) — передаточные функции для первой, второй и третьей регулируемых величин по внешнему возмущению. Передаточным функциям, входящим в матрицы A8.68) и A8.70), соответствуют частотные характеристики. Вычисление частотных характеристик замкнутой системы регулирования наиболее целесообразно производить с помощью цифровых электронных вычислительных машин. Программа вычислений соответствует последовательности матричных операций, записанных в формулах A8.66) и A8Ч67). Программа вычисления коэффициентов характеристического полинома составляется согласно формуле A8.62). Основными вычислительными операциями при расчете частотных характеристик являются обращение матриц и умножение матриц. На многих машинах для производства этих операций имеются стандартные программы.
Глава XIX КОНСТРУКЦИЯ, ПРОЧНОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ И РЕГУЛИРОВАНИЕ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЕРДОМ И СМЕШАННОМ ТОПЛИВЕ Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) находят применение в качестве двигательных установок летательных аппаратов различных типов, и их конструкция в значительной степени определяется целевым назначением двигательной установки. Стартовые ускорители предназначены для создания дополнительной тяги при взлете летательного аппарата с основной двигательной установкой другого типа, например, самолета с ТРД или самолета-снаряда с ТРД или ПВРД, а также для взлета ракет с ЖРД. Основным требованием к конструкции стартового ускорителя многократного использования является простота и высокая прочность камеры, которая ib процессе работы не должна подвергаться остаточным деформациям и не должна иметь повреждений стенок от перегрева. Для стартовых ускорителей характерно малое время работы, порядка нескольких секунд, при относительно большой тяге. Как правило, стартовые ускорители не снабжаются дополнительными устройствами для регулирования тяги или ее направления в полете и отсечки тяги в заданный момент времени. Основные, или маршевые, двигатели на твердом топливе применяются в баллистических и зенитных ракетах, а также в управляемых и неуправляемых снарядах. Двигатели объектов массового назначения (зенитные ракеты и снаряды) обычно также должны быть весьма конструктивно просты, тогда как двигатели управляемых баллистических ракет и космических летательных аппаратов отличаются большими габаритами и наличием некоторых дополнительных устройств. Такими устройствами являются регулирующие органы и приспособления для отсечки двигателя, т. е. для его выключения в заданный момент времени. РДТТ применяются и в качестве вспомогательных двигателей. Они используются как рулевые двигатели мощных ракет, как двигатели для стабилизации и управления траекторией космических летательных аппаратов, как тормозные и спасательные двигатели космических кораблей и как двигатели для мягкой посадки космических кораблей. Особенностями таких двигателей является высокая надежность включения и отсечки, возможность регулирования тяги и повторного включения. Конструкция заряда определяется в основном способом его изготовления и формой. Основными элементами топливного заряда являются собственно топливо и в ряде случаев бронировочное покрытие, предназначенное для предохранения от горения отдельных поверхностей заряда с тем, чтобы в процессе работы поверхность горения заряда изменялась по заданному закону. В некоторых конструкциях РДТТ применяются теплозащитные покрытия, расположенные между боковой поверхностью заряда и стенками камеры сгорания. Теплозащитные покрытия могут наноситься на переднее и заднее днища, а также на внутреннюю поверхность сопла. Ракетные двигатели смешанного топлива (РДСТ) находят применение на снарядах-мишенях, космических и метеорологических ракетах. Они могут обладать большей продолжительностью работы, чем РДТТ ввиду возможности организации охлаждения камеры 371
жидким компонентом топлива, а также более широким диапазоном изменения тяги в процессе работы. Из всех возможных комбинаций смешанных топлив наиболее распространены двигатели, работающие на твердом горючем и жидком окислителе. Поэтому конструкции их камер и зарядов имеют много общих черт с РДТТ. 19. 1. Конструкция элементов камер двигателей на твердом и смешанном топливе Конструктивная схема РДТТ и РДСТ и конструкция их основных элементов помимо целевого назначения определяются формой, конструкцией и способом изготовления топливного заряда, способом регулирования и отсечки двигателя и продолжительностью работы. Одним из наиболее важных факторов, влияющих на условия работы камеры и ее конструкцию, является способ размещения заряда. Различают два основных типа зарядов: вкладной и скрепленный. Промежуточное положение занимают торцовые заряды. Вкладной заряд (рис. 19.1) размещается в камере таким образом, что между его наружной поверхностью и корпусом камеры сгорания имеется зазор, в котором вдоль стенки камеры сгорания текут горячие газы. Если наружная поверхность заряда не бронирована, то в указанном зазоре происходит также горение топлива. Следовательно, в конструкциях с вкладным зарядом в течение всего времени работы двигателя стенки камеры сгорания омываются горячими газами и требуют теплозащитного покрытия. Для удержания заряда виутри камеры сгорания необходимо устанавливать диафрагмы или другие поддерживающие устройства. Скрепленный заряд (рис. 19.2) характерен тем, что между зарядом и корпусом камеры нет зазора. Заряд может либо непосредственно заливаться в камеру сгорания, либо плотно вставляться в нее. Горение заряда происходит по поверхности внутреннего канала. Горячие газы имеют контакт со стенками только переднего и заднего днищ по мере выгорания заряда. Если скрепленный заряд занимает не весь объем камеры, то горячие газы во время работы двигателя имеют контакт со стенками переднего и заднего днищ. Конструкции со скрепленными зарядами в значительной степени защищены от действия горячих газов самим топливом, и требуется относительно тонкое теплоизолирующее покрытие. В двигателе с торщ>вым зарядом (рис. 19.3) по мере выгорания топлива поверхность стенок камеры, омываемых горячими газами, увеличивается. Поэтому, несмотря на то, что в начальный момент работы двигателя стенки камеры сгорания защищены зарядом, требуется применять теплозащитные покрытия по всей поверхности камеры двигателя. Для фиксации заряда в камере используется крепление к передней диафрагме. При сплошной заливке зарядом камеры не требуется постановки диафрагм. 2 д А-А Рис. 19. 1. Схема РДТТ с вкладным зарядом: 1—бронировка; 2—корпус камеры; 3—заряд 372
Основным силовым элементом камеры является корпус камеры. Корпусы делаются литыми, штампованными, то- 1 чеными, сварными и намотанными. Материалами для корпусов камер сгорания служат малоуглеродистые или малолегированные легкосвариваемые стали, холоднокатаные стали со строго направленным расположением волокон, легкие алюминиевые или магниевые Рис. 19. 2. Схема РДТТ со скрепленным зарядом: /—воспламенитель; 2—изоляция переднего днища; 3~ корпус из стекловолокна; 4—изоляция; 5—топливный заряд; 6—заднее днище; 7—стальное сопло с внутренним покрытием; 8—часть сопла из графитовой ткани с графитовой вставкой; 9—поперечная прорезь сплавы и стеклопластики. Литые корпусы выполняются обычно толстостенными и задело с передним днищем или частью его. Их преимуществом перед корпусами других конструкций является простота изготовления; основной недостаток — большая масса. Чаще они используются для стартовых двигателей многократного применения. Для предохранения от перегрева и возможности повторного использования литые корпусы снабжаются надежными теплозащитными устройствами. Литые корпусы из легких сплавов находят применение в двигателях малых тяг (для ракетных снарядов) или во вспомогательных двигателях. После отливки возможна последующая механическая обработка внутренней поверхности, особенно при плотной установке отдельно изготовленного заряда в корпус. Тонкостенные корпусы камер сгорания из стали при небольших диаметрах могут изготовляться заодно с днищем методом глубокой штамповки (вытяжки). Тонкостенные корпусы большого диаметра изготовляются штамповкой по отдельным секциям с последующей сваркой. После сварки для уменьшения разностенности и доведения камеры до заданного внутреннего диаметра производится дополнительная механическая обработка, чаще раскатка. При этом упрочняются материал стенок и сварные швы. У таких конструкций ав=1500—1700 МПа, тогда как у литых стальных камер ав=1000—1200 МПа. Как правило, тонкостенные штампованные и сварные корпусы применяются со скрепленными зарядами, а при вставных зарядах имеют теплозащиту. Намоткой корпусы изготовляются из стальной ленты или стеклопластиков. Прочность стальной холоднокатаной ленты с направленным расположением волокон в 2—4 раза .выше прочности листа той же марки стали. Применяется лента толщиной от 0,1 до 0,3 мм при ширине до 0,5 м. Лента наматывается на специальный каркас слоями под углом 45° к образующей. Количество перекрещивающихся слоев может достигать 20 и более. Отдельные слои соединяются друг с другом точечной сваркой. Стеклопластики выполняются на основе эпоксидной или феноль- ной смолы. Перекрестная намотка производится из отдельных нитей или Рис. 19. 3. Схема двигателя с торцовым зарядом: /—корпус; 2—теплоизоляция; 3—алюминиевая лента; 4—бронировка; 5, 6—маршевый и стартовый заряды', 7—гнездо воспламенителя; 8— удлинительная трубка; 9—сопло; 10—передняя диафрагма; 1Q" 11—переднее днище; 12—прокладки / 2 11 373
лент стеклоткани с направлением волокон под углом к образующей. После намотки на каркас материал пропитывается смолой и проходит полимеризацию под давлением и при высокой температуре. Стекловолокно имеет сгв=1400—1750 МПа (до 5000 МПа при кварцевых волокнах диаметром 0,01 мм). При температуре 525 К стеклопластик имеет сгв = 400—600 МПа (до 1000 МПа — стеклопластик из кварцевых волокон). В большинстве конструкций передние днища выполняются отдельно от камеры сгорания. Днища имеют сферическую форму с выпуклостью наружу. В отдельных конструкциях для сокращения длины двигателя днище может быть вогнуто во внутрь (см. рис. 19.3). Точеные днища для облегчения технологии изготовления иногда имеют коническую форму. Плоские днища из-за малой жесткости находят применение только на двигателях с малым диаметром камеры. В случае применения камеры из стеклопластика днища могут изготовляться также из стеклопластика штамповкой. При этом массу днища по сравнению со стальным можно уменьшить на 30—40%. На переднем днище, обычно в центральном отверстии, располагается воспламенительное устройство. По периферии переднего днища, если двигатель имеет систему отсечки, располагаются сопла противо- тяги. К переднему днищу может крепиться следующая ступень ракеты, головная часть или носовой обтекатель. Узлы крепления двигателя к летательному аппарату также располагаются на переднем днище. Для повышения прочности переднего днища оно может иметь на передней поверхности ребра жесткости. На переднем днище РДСТ монтируются форсунки для подачи жидкого компонента топлива. Применяются обычно струйные форсунки. Их количество и расположение зависят от количества и расположения внутренних каналов топливного заряда. Заднее днище и сопло могут представлять собой единую конструкцию (см. рис. 19.1), но чаще состоят из отдельных элементов (рис. 19,2— 19.4). На заднем днище может быть расположено одно или несколько основных сопел, а также вспомогательные сопла для регулирования двигателя или создания отрицательной тяги и резкого понижения давления в момент отсечки. Несколько основных сопел применяется при высоких давлениях газа в камере сгорания. В этом случае продольные размеры двигателя и масса соплового блока получаются меньшими, чем в случае одного центрального основного сопла. При давлениях в камере сгорания порядка 5000 кПа и ниже более целесообразно применять одно центральное основное сопло. Для сокращения длины камеры применяют утопленные сопла (см. рис. 19.2). Сопла выполняются неподвижными и поворотными. Последние используются для управления вектором тяги двигателя. г 8 i • s Рис. 19. 4. Схема РДТТ с составным корпусом: /—воспламенитель; 2, 3—центральная и периферийная части переднего днища; 4— топливный заряд; 5—периферийная часть заднего днища; 5—графитовый вкладыш; 7—сопло; 8—корпус 374
Рис. 19. 5. Сопла РДТТ: а—точеное; б—сварное коническое осесимметричное; в—сварное, установленное под углом к оси камеры Неподвижные сопла в большинстве случаев имеют оси, параллельные оси двигателя. В некоторых конструкциях стартовых ускорителей для создания составляющей тяги в направлении подъемной силы крылатых летательных аппаратов сопло устанавливается над некоторым углом к оси двигателя. Сопла могут быть регулируемые, с устройствами цля изменения площади критического сечения, и нерегулируемые. Регулируемые сопла подразделяются на предварительно настраиваемые и сопла непрерывного регулирования. Сопла непрерывного регулирования снабжаются автоматически работающими устройствами для изменения площади критического сечения. В настраиваемых предварительно соплах устройство для изменения площади критического сечения сопла перед стартом устанавливается в заданное положение и остается в течение всего времени работы двигателя в постоянном положении. Сопла выполняются точеными, сварными и составными. Точеные сопла (рис. 19.5, а) применяются обычно на двигателях малых тяг. Они достаточно массивны и могут работать кратковременно без теплоизоляции. Для предотвращения увеличения площади критического сечения сопла вследствие эрозии материала критическое сечение выполняется в виде цилиндрического участка, длина которого не менее 3—5 мм. Эта цилиндрическая поверхность обрабатывается с высокой точностью. Точеные сопла ввинчиваются в отверстия на заднем днище. Простейшие по (конструкции сварные конические сопла показаны на рис. 19.5, бив. Тонкостенная выходная часть сопла может привариваться к точеной массивной центральной части, в/винчи/ваемой в заднее днище камеры. После сварки внутренняя часть сопла проходит механическую обработку. Сварное из нескольких секций коническое сопло может ввинчиваться в специальный патрубок, вваренный в заднее днище камеры. В конструкции, показанной на рис. 19.5, в, сопло установлено под некоторым углом к оси камеры. Применение резьбового соединения удобно тем, что для настройки двигателя можно применять комплект сопел с различными диаметрами критического сечения. Примеры конструкций профилированных сварных сопел показаны на рис. 19.6. При относительно небольшом диаметре камеры сгорания сопло может выполняться зацело с задним днищем камеры (рис. 19.6,6). Такая конструкция удобна при монтаже заряда со стороны сопла и при наличии одного центрального сопла. В многосопельных двигателях и двигателях с большим диаметром камеры сгорания более целесообразна конструкция сопла со входной частью, привариваемой или крепящейся на резьбе в заднем массивном днище (рис. 19.6, а). Наиболее теп- лонапряженная часть сопла у критического сечения может выполняться 375
из жаропрочного и тугоплавкого материала (см. рис. 19. 6, б) или иметь вставной вкладыш, например, из графита (см. рис 19.6, а). Составные сопла (рис. 19.7) применяются в тех случаях, когда для настройки двигателя необходимо иметь сменные вкладыши 1 в критическом сечении сопла. В двигателях малой тяги и с малой степенью расширения сопла (рис. 19.7, а) вкладыш образует и расширяющуюся часть сопла. В конструкции, показанной на рис. 19.7,6, вкладыш устанавливается в расточке сужающейся части сопла и зажимается буртом на фланце расширяющейся части сопла (другой вариант подобной конструкции см. на рис. 19.4). В критическом сечении сопла может находиться и специальная проставка с вкладышем, которую можно заменять отдельно, оставляя при различных диаметрах вкладыша ту же выходную часть сопла (рис. 19. 7,в). Во всех указанных конструкциях сопло не имеет специальной теплозащитной обмазки. Пример конструкции составного сопла с толстым теплоизолирующим покрытием и вставкой со вкладышем показан на рис. 19. 7, г. Поворотные сопла (рис. 19.8) выполняются обычно составными. Конструкция поворотных сопел может позволять отклонять сопло в лю- Рис. 19. 6. Профилированные сварные сопла: а—ввинчиваемое в заднее днище; б—выполненное задело с задним днищем; 1—вставка из тугоплавкого материала; 2—графитовый вкладыш; 3—заглушка Рис. 19. 7. Составные сопла: с—с вкладышем, выполненным задело с расширяющейся частью сопла; б—со сменным вкладышем; в, г—с вставкой; /—вкладыш для нормальной температуры заряда; /', I"—то же для заряда с высокой температурой («летний») и низкой температурой («зимний») соответственно; 2—'сменный вкладыш; 3—проставка; 4—теплоизолирующее покрытие 376
а) Щ 1 \ А Ж г , 2 ш % в) J 1 1 1 | 13 5 6 7 Рис. 19. 8. Поворотные сопла: а—с центральным телом; б, в—с универсальным шарниром; г—с сильфоном; /—основание сопла; 2—сферический наконечник сопла; 3—вкладыш; 4—кольцо универсального шарнира; 5—ось-штифт; 6—сильфон; 7—защитное кольцо бом направлении (рис. 19.8, а, б и в) или только в одной плоскости (рис. 19.8, г) на угол Y- Возможность поворота сопла достигается постановкой шарнира в критическом сечении сопла. Шарнирное соединение должно обеспечивать свободный поворот сопла в условиях переменного нагрева сочлененных деталей в процессе работы и надежное уплотнение от прорыва газов. Простейшее шарнирное соединение, показанное на рис. 19.8, а, имеет тот недостаток, что его трущиеся поверхности воспринимают значительные осевые нагрузки. Для уменьшения трения поверхность шарнира покрывается графитовой смазкой. При неравномерном нагреве отдельных деталей шарнирного соединения при относительно малом зазоре возможно заклинивание соединения. Более удачна конструкция с универсальным шарниром (см. рис. 19.8, б, в). Универсальный шарнир, образован кольцом 4, соединенным штифтами 5 с центральным шарниром и корпусом. Трущиеся поверхности центрального шарнира разгружены штифтами, и вероятность заклинивания меньше. Величина зазоров в центральном шарнире может быть увеличена и слой смазки может быть толще. Необходимость в смазке отпадает, если обе части центрального шарнира 2 и 3 выполнены из графита (см. рис. 19.8, в). Недостатком рассмотренных шарнирных соединений является их малая герметичность. Надежное уплотнение шарнирного соединения достигается применением сильфона (см. рис. 19.8, г), один конец которого кре- 377
Рис. 19. 9. Регулируемые сопла: а— предварительно настраиваемые; б—авторегулируемое; 1—втулка; 2—центральное тело; 3—винт: 4—грибок; 5— пружина пится к подвижной части сопла, а другой — к корпусу камеры сгорания. Чтобы предотвратить раздувание сильфона от внутреннего высокого давления, в его впадинах устанавливают стальные кольца 7. Удобство применения сильфонного уплотнения состоит также в том, что трение происходит в де- галях, относительно мало нагретых. Площадь критического сечения сопла обычно регулируется перемещением вдоль оси сопла центрального профилированного тела (рис. 19.9). У настраиваемого сопла (рис. 19.9, а) перед стартом центральное тело можно переместить вдоль втулки У, поворачивая его на винте 3 до нанесенной на винте метки соответственно требуемой величине площади критического сечения сопла. Центральное тело может перемещаться и автоматически; в таком сопле (рис. 19.9, б) грибок 4 находится с одной стороны под действием сил давления газов, а с другой — силы пружины 5. Пружина оттарирована таким образом, что при давлении в камере сгорания выше заданного грибок передвигается, сжимая пружину и увеличивая площадь критического сечения сопла, что приводит к снижению давления и автоматическому его выравниванию. Недостатком авторегулируемого сопла является малая точность поддержания заданного давления газов в камере сгорания. Центральное тело может перемещаться и с помощью исполнительного механизма, управляемого регулятором. В этом случае площадь критического сечения сопла может изменяться в соответствии с любым принятым законом регулирования. Для предохранения топливного заряда от влаги и для создания повышенного давления в момент воспламенения в выходном сечении сопла устанавливается заглушка 3 (см. рис. 19.6, б). Заглушка может крепиться болтом или припаиваться к стенке сопла. При повышении давления газов в процессе запуска заглушка выбивается из сопла. Для отсечки РДТТ требуется либо гашение заряда, либо создание противотяги. Гашение достигается быстрым сбросом давления в камере путем увеличения площади критического сечения сопла или даже отделения заднего днища. При резком падении давления в камере сгорания возникает ударная волна разрежения, гасящая заряд. В соплах с центральным телом отсечка может производиться мгновенным отделением центрального тела специальным взрывным механизмом. Такой способ малонадежен ввиду возможного отказа механизма, расположенного в зоне с высокой температурой; поэтому более надежно отделение взрывным механизмом всего сопла или заднего днища камеры. Газы, заполняющие камеру сгорания, в первый момент отсечки имеют давление, близкое к рабочему и при отделении заднего днища вытекают, создавая тягу, равную произведению давления на площадь поперечного 378
Рис. 19. 10. Сопло противотяги: /—заглушка; 2—болт заглушки; 3—электрозапал сечения камеры. При этом возможно кратковременное увеличение тяги двигателя в несколько раз. Для ликвидации этого импульса одновременно раскрывают с помощью взрывного механизма окна на боковой поверхности двигателя. Создание противотяги для торможения летательного аппарата достигается открытием в момент отсечки двигателя сопел противотяги, расположенных на переднем днище так, чтобы их тяга была направлена противоположно тяге основных сопел. При открытии сопел противотяги одновременно действует эффект падения давления в камере сгорания, способствующий гашению заряда. Для предотвращения вторичного разгорания заряда после отсечки в ряде конструкций двигателей применяют дополнительно тушение заряда впрыском в камеру сгорания нейтральной, не поддерживающей горения, жидкости с высокой скрытой теплотой парообразования, например, воды. Устройства для впрыска размещают обычно также на передней стенке. Сопла противотяги (рис. 19.10) снабжаются заглушками. В момент отсечки двигателя заглушка 1 должна выбрасываться, для чего взрывом электрозапала 3 должен быть подорван удерживающий ее болт 2. Для теплозащиты и герметизации сопла противотяги, заглушки и болта внутренняя полость сопла со стороны камеры сгорания может заполняться пластичным теплоизолирующим веществом. Диафрагмы, удерживающие заряд РДТТ выполняются литыми, сварными или из пластика. Задняя диафрагма, нагруженная значительными силами, должна быть массивной и жесткой. Задние диафрагмы для одношашечных зарядов (рис. 19.11, в) имеют простую конструкцию. При многошашечном заряде (рис. 19.11, а, б) диафрагма имеет часто расположенные перемычки. Скрепленные заряды бокового горения обычно приклеиваются к корпусу камеры, но иногда также подкрепляются диафрагмами, частично воспринимающими осевые силы, действующие на заряд в полете. Для обеспечения работоспособности камер сгорания и днищ двигателей важное значение имеют теплозащитные покрытия. Они разделяются на напыливаемые, на обмазки, на листовые и эмалевые. Напыливаемые покрытия имеют относительно малую толщину @,1—0,5 мм). Материалом покрытий служит окись алюминия или двуокись циркония. Напыление производится пламенным или плазменным Рис. 19. 11. Задние диафрагмы: а, б—многошашечного заряда; в—одношашечного заряда 379
способами. Для лучшей сцепляемости с поверхностью стенок покрытия наносятся на подслой хрома или никеля, толщиной до 0,1 мм. Керамическое покрытие из окиси алюминия может работать при температурах порядка 1800—2200 К и допускает длительную работу двигателя (до 10 мин). Двуокись циркония допускает температуры до 2500—2700 К. При кратковременной работе (менее 1 мин) оба типа покрытий допускают рабочие температуры до 3700 К. Недостатком керамических покрытий является растрескивание и осыпание при значительных деформациях деталей, на которые они нанесены. Установлено, что покрытия сохраняются при деформациях деталей, предел текучести материала которых не больше предела текучести материала покрытий. Теплоизолирующие покрытия типа обмазок наносятся на защищаемые детали толстыми слоями (до 10—15 мм толщиной). В состав обмазки входят асбест, слюдяная мука или окислы металлов и клеющее вещество. В качестве жаростойких окислов металлов применяются окислы алюминия, циркония, хрома. Для связки употребляют жидкое стекло или смолы (фенольные, эпоксидные, кремниеорганическиеидр.). Обмазка, нанесенная непосредственно на стенку камеры, прочно удерживается до тех пор, пока температура стенки ниже температуры разрушения связки. Например, обмазка на бакелитовой связке не осыпается до температуры стенки 775—875 К. При необходимости обеспечить стойкость покрытия при более высоких температурах его наносят на металлическую сетку, предварительно прикрепленную к стенкам камеры. Наиболее простыми являются листовые покрытия из стеклотекстолита, асбофенольного пластика, стеклофенольносиликонового пластика и других жаростойких пластмасс, наклеивающихся на поверхность стенок. Об эффективности подобных покрытий свидетельствует такой пример: при толщине покрытия порядка 6 мм температура стенки поднималась на 60—90 К за 5 с работы вигателя и не более, чем на 300 К за 6—8 мин при толщине покрытия около 15 мм. В двигателях многоразового применения теплоизоляция армируется и защищается от эрозии кожухами из тонкой листовой стали. Жаростойкие эмали применяются для защиты поверхности стенки от окисления. Теплозащитные свойства эмалей относительно низкие. Для понижения теплонапряженности сопла и их детали изготавливаются из материалов с высокой теплопроводностью, а на двигателях, работающих на топливах с высокой температурой горения --из материалов, имеющих высокую температуру плавления, таких как молибден, графит, жаропрочные сплавы на основе молибдена, вольфрама и меди. Применение указанных материалов не исключает необходимости в защитных покрытиях. Графитовые детали сопла защищаются слоем карбида кремния (силицированный графит) или изготовляются целиком из него. Графитовые сопла покрывают также слоем вольфрама, наносимого методом плазменного напыления (рис. 19.12, а). Такое сопло надежно работает до температуры газов не свыше 3300 К. Для вкладышей применяют пиролитический графит (пирографит), имеющий различную структурную ориентацию, определяющую анизотропность его свойств. Например, в конструкции, показанной на рис. 19.12, а, кольца 7 из пирогра- фита служат проводниками тепла в радиальном направлении, а вкладыши 2 — теплоизоляторами. Сопла из пластиков могут применяться с покрытиями (рис. 19.12,6) и без покрытий. Возможность применения пластиковых сопел без специальных теплоизолирующих покрытий объясняется образованием теплозащитной пленки в процессе работы двигателя. В первые секунды работы двигателя некоторые материалы, например, стеклотекстолит, выго- 380
? ! Рис. 19. 12. Комбинированная теплоизоляция сопел: а—поворотного; б—неподвижного; /—вольфрамовое покрытие; 2—вкладыши из пирографита; 3—стальной кожух; 4, 5—графитовые вкладыши, 6—теплоизоляционное покрытие; 7—кольца из пирографита; 8—стеклотекстолитовая оболочка; 9—направление слоев покрытия рают интенсивно, а затем выгорание замедляется и становится совсем незначительным. Выгоранию препятствует обугленная поверхность пластика, предохраняющая от разрушения последующие слои материала. Некоторые пластики при нагреве начинают испаряться без плавления, выделяя большое количество газов. При этом образуется пористый остаток с плохой теплопроводностью. Такие пластики, образующие жаростойкий пористый нагар, являются перспективным материалом для использования в виде сопловых вставок. Отдельные элементы камеры, переднее и заднее днища и секции корпуса камеры сгорания соединяются на резьбе, на фланцах, хомутами и развальцовкой. Резьбовые соединения применяются обычно при литых или сварных толстостенных конструкциях в двигателях относительно небольших размеров. Фланцевые соединения на болтах (рис. 19.13, а) применяются для соединения отдельных секций камер сгорания и днищ с камерами сгорания при изготовлении этих деталей как из металлических, так и неметаллических материалов. В последнем случае фланцы изготовляются из стали или жаропрочных сплавов, а неметал- 11 7 9 10 г Рис. 19. 13. Типы соединений узлов камер РДТТ: а_болтовое; б—соединение хомутов; б—на радиапь ных плифгах; г—с запирающим стержнем; а—заваль цовкой; /—хомут; 2~стеклотекстолктовые корпусы; 3—флан цы; 4—кольцо; 5—радиальные штифты; 5—запираю щий клин; 7—уплотнительные кольца; 8—теплозащит ное покрытие; 9—упорное кольцо; 10—корпус камеры //—днище 381
лические корпусы приклеиваются к фланцам или фланцы заделываются в них при намотке. Такие соединения называются комбинированными фланцевыми соединениями. На рис. 19. 13, б и в показаны комбинированные фланцевые соединения с применением хомутов 1 и радиальных штифтов 5. В некоторых конструкциях находит применение соединение с помощью запирающих клиньев 6, входящих в канавки фигурного замка (рис. 19. 13, г). Пример завальцовываемого соединения днища с корпусом камеры сгорания показан на рис. 19. 13, д. Фиксация днища 11 в осевом направлении с одной стороны осуществляется упором в кольцо 9, приваренное к корпусу камеры сгорания 10, а с другой _ в завальцованный бурт корпуса камеры сгорания. Для герметичности соединения поставлено уплот- нительное кольцо 7. Во многих конструкциях необходимо осуществить соединение керамических деталей с металлическими или пластмассовыми. Ввиду различных коэффициентов линейного расширения этих материалов соединение должно быть эластичным. Типы подобных эластичных соединении показаны на рис. 19.14. 19. 2. Конструкция топливных зарядов и воспламенителей Топливные заряды выполняются монолитными, блочными и составными М^лТтные заряды (рис. 19.15) отливаются либо непосредственно в камеое даигателя либо отдельно. Необходимая форма канала заряда l^lt^TeLu^ в отливочную форму профилированными^стержнями, которые извлекаются после затвердения заряда. Преимущества отливки отдельно от камеры двигателя заключаются в ^можностл точного выдерживания массы, формы и Размеров зарадаПри приме- иряии гкоепленных зарядов отдельно отлитая топливная шашка встав ляетсяТкор^Гкамеры сгорания на уплотнениях или приклеивается А-А Рис. 19. 14. Типы эластичных соединений керамических деталей с металлами и пластмассами: а-болтовое; б—с канавками; в—намоткой; /—керамические детали; 2—болт; 3—металлический корпус; 4—трубчатая пружина; 5— преднапряженный растянутый металлический лист- 6—преднапряженный сжатый лист; #—¦ намотка с натягом из проволоки или стекловолокна; 8—пластмасса, установленная с натягом Рис. 19. 15. Монолитные топливные заряды: а—без подкреплений; б—с продольными подкрепляющими пластинами; У—пластины; 2—заполнитель 382
к его стенкам. Полимерные клею щи е вещества наносятся непосредственной заливкой во вращающийся корпус или напыливаются на стенки. Недостатки внекамерной отливки заключаются в трудностях снаряжения двигателя И ТраНСПОрТИрОВКИ Рис. 19. 16. Секционные топливные заряды: ШаШКИ К МеСТу МОНТажа. а—пятисекционный; б—десятисекционный; в—пятисекци- ДЛЯ МОНОЛИТНЫХ Заря- °ННЫЙ С продольнымд^поперечными пластинами дов должно применяться топливо, имеющее большую пластичность, сравнительно высокое сопротивление разрыву, малую усадку при полимеризации и твердении и хорошую склеиваемость с корпусом. Лишь отдельные сорта топлив в достаточной степени удовлетворяют всем перечисленным выше требованиям. Недостатком монолитных зарядов является возможность появления в них внутренних трещин. Трещины возникают от хранения при переменных температурах, при действии на заряд внутреннего давления и сил инерции при работе двигателя. От указанных причин в заряде возникают внутренние напряжения. Концентрация напряжений в отдельных местах зарядов со сложной формой внутреннего канала (например, при звездообразных зарядах) и приводит к появлению трещин. Трещины могут образовываться и в процессе изготовления шашек из топлив с малой пластичностью; они создают опасность возникновения ненормального горения или взрыва, поэтому заряды после изготовления, а при возможности и перед запуском, проходят контроль (рентгеном, ультразвуком и т. п.). В монолитных зарядах для уменьшения осадки от действия собственного веса применяют подкрепляющие продольные и поперечные опорные пластины (рис. 19.15, бив). Пластины выполняются из армированной резины, пластмассы и других подобных материалов, которые сгорают вместе с зарядом. Снятию напряжений в заряде способствует выполнение в нем поперечных прорезей 9 (см. рис. 19.2). Для уменьшения массы двигателя несгорающие участки зарядов внутреннего горения замещают пенопластом (см. рис. 19.15) или другими легкими негорючими материалами. Для исключения концентрации напряжений в острых углах зарядов, что неизбежно при монолитной конструкции, в последнее время стали применять секционные заряды (рис. 19.16). В этом случае в корпусе перед отливкой заранее устанавливают перегородки, разделяющие заряд на отдельные секции. Зазоры между перегородками, позволяющие секциям свободно деформироваться, могут заполняться резино- подобной массой. Монолитные заряды могут применяться и в РДСТ. В таком случае кроме центрального канала в нем располагаются относительно узкие периферийные каналы, напротив которых стоят форсунки. Дальнейшее упрощение конструкции и технологии изготовления зарядов дает переход к составным, или сборным, зарядам. Составные заряды (рис. 19.17) собираются из нескольких элементов, которые отливаются или фрезеруются каждый в отдельности. Форма элементов может быть выбрана такой, что из различных комбинаций элементов собираются заряды различного размера и различной формы. Такие стандартизованные элементы называются модулями. Помимо очевидных преимуществ модулированных элементов, составные заряды более транспортабельны, чем монолитные и блочные, их изготовление 383
4 Рис. 19. 17. Составные (сборные) топливные заряды: а—с семью трубчатыми шашками; б—с девятью цилиндрическими шашками; в—смешанный трубчато-цилиндрический; г—че- тырехшашечный крестообразный; д—из пяти модулей; е—из тринадцати модулей; /—фиксирующие стержни; 2 - перегородки может производиться с высокой точностью при хорошем контроле и малом отходе в брак. К простейшим модульным зарядам можно отнести и многошашечные трубчатые или цилиндрические заряды, свободно вставленные в камеру сгорания. Для составных зарядов могут применяться топлива с несколько худшими механическими свойствами, чем для монолитных и блочных зарядов. К недостаткам составных зарядов относится некоторое утяжеление конструкции за счет крепежной арматуры. Склеивание составных зарядов не всегда возможно. Для бронирования поверхностей заряда, по которым не должно происходить горение, применяется ацетат или этилцеллюлоза при зарядах из коллоидных топлив, а при смесевых топливах на полисульфидном горючем — синтетический каучук в смеси с газовой сажей, пластификаторами и вулканизирующими добавками. Эта смесь раскатывается в листы, которые вулканизируются под давлением вместе с топливным зарядом при температуре около 350 К. Воспламенители, как указывалось, необходимы для воспламенения и обеспечения начала стабильного процесса горения основного топлива. Количество тепла, выделяемое воспламенителями за короткий период запуска, должно быть достаточно для того, чтобы повысить температуру поверхности топлива до величины, при которой начинается устойчивый процесс разложения, газификации топлива и воспламенения продуктов газификации с образованием зоны горения. Необходимо учитывать также увеличение в начальный период тепловых потерь в холодные поверхности. Количество газов, образующихся от заряда воспламенителя, должно быть достаточным для повышения давления в камере до минимальной величины, при которой процесс горения основного топлива может быть устойчивым. Тепловая мощность воспламенителя, место его расположения и конструктивная форма зависят от формы поверхности горения основного топлива и конструкции двигателя, а также от того, на какой высоте предполагается запуск. Для двигателей, запускаемых на больших высотах, следует позаботиться о том, чтобы легче и быстрей поднять давление в камере; с этой целью в сопла закладываются специальные мембраны 5 (см. рис. 14.6). Для коллоидных топлив и относительно небольших размеров топливных зарядов (шашек) масса порохового воспламенителя меньше 0,01 массы основного топлива. 384
В качестве топлив для воспламенителей используется черный порох, двуосновные топлива, составные топлива на основе перхлората аммония и других окислителей, составные топлива с добавкой алюминия и др. Часто используются два топлива: черный порох для начального взрыва и какое-либо другое топливо как основной источник тепла для воспламенения заряда в двигателе. Топливо воспламенителей зажигается с помощью электрического тока. Период задержки воспламенения основного топлива составляет 0,01—0,35 с, а в больших двигателях — несколько больше. Время горения заряда воспламенителя и температура его газов играют большую роль в надежности запуска РЦТТ и РДСТ. Воспламенители устанавливаются на переднем днище или в сопле, или в канале заряда. При малой мощности воспламенителя его установка на днище или в сопле не дает возможности получить надежный и быстрый запуск двигателя, особенно при относительно длинном канале заряда. Весьма эффективны в таких случаях воспламенители мощные и длительно работающие или размещаемые непосредственно в канале заряда двигателя. Наиболее выгодны воспламенители, подающие горячие газы непосредственно на всю горящую поверхность заряда или на ее значительную часть, что возможно при размещении воспламенителя в канале заряда РДТТ и РДСТ. В ряде случаев для повышения надежности запуска двигателя целесообразно применение нескольких параллельно работающих воспламенителей, имеющих раздельные электрические системы включения. По конструктивному выполнению воспламенители разделяются на воспламенительные заряды, воспламенительные камеры, газогенераторы, трубчатые, рулонные и шнуровые воспламенители. Воспламенительные заряды состоят из пиротехнического заряда, который заключается в легкопрожигающуюся или проницаемую оболочку, и устройства для его поджога. Таким простейшим устройством является пиросвеча (рис. 19.18, б). Основной частью пиро- свечи является пиропатрон 6 (рис. 19.18,в), имеющий навеску из легковоспламеняющейся пороховой мякоти 7, служащей для воспламенения пирозаряда свечи. В пороховой мякоти монтируется нить накаливания S, связанная с электродами 4. При воспламенении заряда пиросвечи прорывается мембрана 10 и газы воспламеняют пиротехнический заряд воспламенителя. Пиротехнический заряд может быть заключен в пластмассовую коробку или в проволочную корзинку (рис. 19.18, а). Проволочный каркас заливается пластмассой. Воспламенительные заряды обычно применяются для запуска двигателей относительно малой тяги. Размещаются воспламенительные заряды на переднем днище камеры, а в случае установки нескольких зарядов часть их может быть размещена и на заднем днище. Большей мощностью, чем воспламенительные заряды, обладают воспламенительные камеры и газогенераторы. Воспламенительные камеры (рис. 19.19) представляют собой маленький двигатель твердого топлива с соплом (рис. 19.19, б) или многодырчатым сопловым насадком (рис. 19.19, а). Воспламени- тельная камера имеет основной заряд из высококалорийного топлива и собственный воспламенитель. Основной заряд может быгь отделен от воспламенителя прогорающей диафрагмой. Устанавливаются воспла- менительиые камеры на переднем днище или в сопле двигателя. Расположение воспламенительной камеры в сопле основного двигателя позволяет быстро поднять давление в основной камере, чему способствует пластмассовая пробка 5. 385
Рис. 19. 18. Воспламенительные заряды: а—корзиночный воспламенитель; б—пиросвеча; в—пиропатрон; /—пиротехнический заряд; 2—проволочная корзинка; 3—пиросвеча; 4—электроды; 5— изоляторы; 6—пиропатрон в сборе; 7—пороховая мякоть; 8—нить накаливания; 9— пирозаряд свечи; 10—мембрана Рис. 19. 19. Воспламенительные камеры: а—установленная на переднем днище; б—установленная в сопле; /—воспламенитель; 2—основной заряд воспламенительной камеры; 3—многодырчатый сопловой насадок; 4—диафрагма; 5—пластмассовая пробка 2 Рис. 19. 20. Газогенераторный воспламенитель: /—проволочный каркас; 2—основной заряд воспламенителя; 3—легковоспламеняющийся заряд; 4—навеска черного пороха 386
Рис. 19. 21. Трубчатые воспламенители: а—с крупнозернистым наполнителем; б—с наполнителем и подложкой; /—перфорированная трубка; 2—пластмассовая обмотка трубки; 3—резиновые фиксаторы; 4—пиротехнический состав; 5—подложка с пиротехническим составом Газогенераторный воспламенитель (рис. 19.20) имеет основной топливный заряд 2, размещенный в проволочном каркасе 1, и пусковой воспламенитель с запалом и навеской черного пороха 4. Надежности срабатывания воспламенителя такой схемы способствует постановка заряда <3, выполненного из легковоспламеняющегося топлива и сгорающего в начальный момент воспламенения. Основной заряд 2 горит более длительное время и обеспечивает необходимые параметры в процессе воспламенения основного заряда двигателя. Газогенераторный воспламенитель легче и конструктивно проще воспламенительной камеры. Он может быть сделан длинней воспламенительной камеры и подает газ на большую часть поверхности основного заряда двигателя. Трубчатые воспламенители (рис. 19.21) выполняются достаточно длинными, иногда с длиной заряда, и располагаются в канале заряда. Основной частью такого воспламенителя является перфорированная трубка 1 из пластмассы или прессованной бумаги. Внутри трубки может размещаться пиротехнический состав 4 (рис. 19.21, а) и одновременно она может служить оправкой, на которую наматывается подложка с пиротехническим составом 5 (рис. 19.21,6). Трубка может обматываться пластмассовой лентой 2, для предохранения пиротехнического состава. Рулонные воспламенители представляют собой листы пиротехнического состава, которые наматываются либо на перфорированную трубку, либо на центральную оправку. В последнем случае электрозапал размещается внутри оправки. Шнуровой воспламенитель имеет детонирующий или быстрогоря- щий пиротехнический шнур или взрывную проволоку, которая намотана на пластмассовую трубку, расположенную в канале заряда. Для включения воспламенителя используется детонатор малой энергии. В случае применения заряда с несколькими продольными каналами для надежности воспламенения удобно применять шнуровой воспламенитель, продеваемый в виде колец или петель в отверстия и каналы подобных зарядов. 19. 3. Прочность камер РДТТ и РДСТ При работе РДТТ и РДСТ и ускорении летательного аппарата на камеру помимо газовых сил действуют значительные силы инерции размещенного в ней топливного заряда, направленные вдоль оси двигателя. 25* 387
В криволинейном полете действуют и силы инерции, перпендикулярные оси двигателя, но они обычно невелики и ими пренебрегают. Сила инерции, действующая вдоль оси топливного заряда, где т — масса заряда; / — продольное ускорение летательного аппарата. Сила инерции топливного заряда максимальна в начале работы двигателя, когда масса заряда максимальна и уменьшается до нуля по мере выгорания топлива. Ускорение при этом положительное и сила инерции направлена назад, стремясь переместить заряд в сторону сопла. Для восприятия этой силы заряд необходимо крепить к корпусу двигателя или нейтрализовать ее действие силами давления газов на торец топливного заряда. На заряд и элементы камеры действуют и газовые силы. Рассмотрим нагружение заряда бокового горения, свободно вставленного в камеру сгорания и упирающегося в заднюю диафрагму, и эпюру распределения давления газов по длине заряда (рис. 19.22, а). Давление у заднего торца заряда р2 вследствие потерь в канале меньше давления pi у переднего торца. Если не учитывать всестороннего сжатия заряда, то в сечении // топливный заряд сжимается осевой силой Р г от перепада давлений газов, равной где F3— площадь торца заряда. Сила Рг действует на заднюю диафрагму двигателя; она максимальна в начале горения заряда, когда максимальны перепад давлений и площадь торца заряда. Таким образом, задняя диафрагма воспринимает силу Р^ сжимающую заряд в сечении // и равную сумме газовой и инерционной сил: Эта сила максимальна в начале горения и уменьшается до нуля в конце работы двигателя. Суммарное действие осевого и бокового сжатия заряда приводит к выпучиванию топлива в канал. Максимально выпучивание заряда у его заднего торца. Резиноподобные смесевые топлива имеют малый Рис. 19. 22. Нагружение зарядов бокового горения: а—свободно вставленного; б—приклеенного 388
модуль упругости, и у таких топлив выпучивание может привести к значительному уменьшению площади поперечного сечения канала, особенно в момент начала работы. При этом возрастает давление в камере сгорания по сравнению с расчетным. При очень большой деформации заряда первоначальное увеличение давления в камере сгорания приводит к увеличению скорости горения топлива, увеличению газовыделения и вследствие этого — к дальнейшему повышению давления в камере сгорания. В отдельных случаях этот процесс повышения давления может привести к разрушению камеры сгорания или взрыву двигателя. Возможность сужения канала от радиального сжатия свободно вставленного заряда и повышение давления в камере сгорания должны учитываться при расчетах на прочность заряда и камеры сгорания. Мерами борьбы с выпучиваниями заряда являются армирование, зарядов или выполнение зарядов из отдельных секций, разделяемых жесткими перегородками, крепящимися к корпусу. Если топливный заряд приклеен к стенкам камеры сгорания и упирается в переднее днище (рис. 19.22, б), то сила давления газов действует только на задний торец заряда, прижимая его к переднему днищу, и противодействует силе инерции, направленной назад. Величина этой силы При одинаковой площади торца сжатие заряда подобной конструкции больше, чем в случае свободно вставленного заряда. Уменьшить сжимающую заряд силу можно, применяя конструкции, в которых заряд заливается в камеру сгорания так, что плотно прилегает как к переднему, так и заднему днищам. Особенностью нагружения стенок камер РДТТ и РДСТ является то, что во время работы двигателя часть нагрузок воспринимается и передается топливным зарядом. При выгорании топлива роль заряда в передаче усилий постепенно уменьшается. В коще работы двигателя камера сгорания нагружена силами равномерно распределенного давления газов, как и камера ЖРД. Определение окружных и осевых погонных нагрузок в этом случае производится по формулам, приведенным в разд. 16.1. Максимальное расчетное давление газов в камере сгорания может отличаться от принятого в термодинамическом расчете давления рк. При расчете на прочность следует учитывать возможное увеличение давления в камере сгорания по сравнению с расчетным вследствие ряда факторов. К числу основных таких факторов его относятся: отклонение температуры заряда от расчетной предполагаемой или замеренной начальной температуры; отклонение действительной площади критического сечения сопла от принятой в расчете для получения заданного давления в камере; отклонения формы и размеров заряда от расчетных; отклонения физико-химических свойств топлива различных партий; отклонения в характеристиках воспламенителя от расчетных; статические и динамические ошибки системы автоматического регулирования двигателя. Максимальное расчетное давление в камере сгорания можно определить по формуле . A9.1) где рг — расчетное давление газов в камере сгорания; /Са =/Ci/<2. • . Кп— коэффициент, учитывающий отклонения действительного давления от расчетного, вызванные вышеперечисленными факторами. 389
Для нерегулируемых двигателей расчетное давление рг принимается равным давлению газов при максимально возможной в условиях эксплуатации температуре топливного заряда. В случае регулируемого двигателя, в том числе и имеющего только предстартовую настройку площади критического сечения сопла, за расчетное принимается номинальное значение давления при программе регулирования, построенной по принципу поддержания постоянного давления в камере, или максимальное давление, если программа регулирования предусматривает поддержание постоянной тяги. Следует полагать, что разброс давлений в камере сгорания при действии указанных выше факторов больше для двигателей реактивных снарядов и меньше для а1виационных и ракетных двигателей, которые имеют более жесткие допуски на размеры двигателя, его заряда и на скорость горения топлива. Для приближенных расчетов, когда неизвестно влияние отдельных отклонений в свойствах топлива, размерах двигателя и заряда и т. п. на давление в камере сгорания, вместо определения расчетного давления по формуле A9.1) можно принимать /7Ктах = = 1,4/?2 для РДТТ реактивных снарядов и рКшах=1,2рг в остальных случаях. При таком давлении газов определяются окружные и осевые погонные усилия ру и рх и производится расчет на прочность стенки камеры двигателя при средней температуре в конце прогрева. Средняя температура стенки ъ конце прогрева определяется способом, изложенным в работе [21]. Запас прочности стенки камеры РДТТ оценивается по пределу текучести &т = ат/а*= l,05-f-l,l, где <ут — предел текучести материала стенки при данной ее средней температуре; аг- — интенсивность напряжений, характеризующая плоское напряженное состояние стенки. 19. 4. Настройка и регулирование РДТТ Основные задачи управления РДТТ вытекают из требований обеспечения заданной программы полета летательного аппарата. Отсюда должно исходить при выборе закона изменения тяги по времени работы двигателя, а в некоторых случаях и из условий, как например: ограничения перегрузок и скорости полета, выдерживания определенных координат траектории, возможности маневра летательного аппарата боевого назначения, преодолевающего систему обороны противника и т. д. Изменение тяги или ее направления бывают необходимыми для обеспечения устойчивости, стабилизации или ориентирования летательного аппарата. Для этих целей при работе РДТТ должны обеспечиваться: изменение тяги во времени по заданной программе; ликвидация возникающих в полете отклонений тяги от заданной величины; регулирование вектора тяги по направлению. Выполнение первой задачи осуществляется либо только настройкой двигателя, либо настройкой и последующим регулированием в процессе работы. Вторая и третья задачи решаются только с помощью систем регулирования. Простейшим способом обеспечения протекания тяги во времени по заданной программе Я1вляется настройка двигателя. Настройка включает в себя широкий комплекс конструктивных, технологических и эксплуатационных мероприятий, которые в полном объеме или частично (в зависимости от целевого назначения двигателя и тактико-технических требований) выполняются на каждом двигателе независимо от того, имеет ли двигатель систему автоматического регулирования или нет, и представляет со/бой единый процесс от проектирования двигателя до 390
его эксплуатации, включающей хранение двигателя и период, непосредственно предшествующий применению. К числу основных конструктивных мероприятий по настройке двигателя, осуществляемых при его проектировании, могут быть отнесены профилирование заряда, коррекция формы заряда, доводка воспламенителя и соплового блока. Профилирование заряда заключается в выборе его основных геометрических размеров, обеспечивающих заданное по времени работы изменение поверхности горения. В соответствии с принятым законом изменения тяги во времени, т. е. программой регулирования, и положенными в основу расчета программами изменения других параметров двигателя, например, давления в камере сгорания, площади критического сечения сопла и т. д., можно определить изменение по времени площади поверхности горения, а затем так подобрать форму заряда (спрофилировать заряд), чтобы удовлетворить выбранному закону /;гор==^гор(т), где ^гор — площадь поверхности горения, т — время работы двигателя. В основу расчета закладываются также предполагаемые характеристики воспламенителя, а следовательно, и определенный закон выхода двигателя на режим. В процессе стендовых и летных испытаний могут быть выявлены отдельные отклонения от предполагаемой программы тяги в силу действия некоторых непредусмотренных факторов. При некоторых формах заряда весьма простым способом борьбы с указанными отклонениями является коррекция формы заряда. При коррекции текущая поверхность горения в определенные моменты работы двигателя увеличивается или уменьшается. Поэтому желательно применение таких форм зарядов, которые позволяют, изменив только начальную форму заряда, воздействовать в нужном направлении на закон FrOv=FTOV(r). Как на пример такой формы заряда можно указать на трубчатый заряд с щелями [40]. Такой заряд может иметь поверхности горения по торцам, боковинам и снаружи разрезной его части. Изменяя глубину и ширину щелей и толщину горящего свода в отдельных сечениях разрезной части, можно весьма эффективно изменять закон горения без изменения общего импульса и массы заряда. В тех случаях когда заметные отклонения от программы регулирования имеют причиной нерасчетную характеристику воспламенителя или сопла, производится их доводка. Доводка воспламенителя может заключаться в изменении величины воспламенительного заряда, его расположения и иногда в переходе на другой тип воспламенителя. Доводка воспламенителя позволяет скорректировать в основном начальный участок характеристики двигателя. Во время работы двигателя вследствие температурного расширения, выгорания материала или теплозащитного покрытия сопла, а в некоторых случаях из-за отложения окислов металлов на его поверхности (при горении топлив, содержащих металлические добавки), характеристики двигателя могут отклоняться от расчетных. Для настройки двигателя требуется доводка сопла, которая может заключаться в выборе другого начального значения площади критического сечения сопла, изменения материала сопла, теплоизолирующего покрытия, формы сопла, толщины защитных покрытий, способа их нанесения и т. д. В процессе доводки в большинстве случаев выявляются и некоторые технологические требования. Определяются возможные поля допусков на размеры заряда, камеры сгорания, воспламенителя, сопла, диафрагм и т. д. Устанавливается влияние состава топлива него структуры на скорость горения заряда, а механических свойств топлива — на возможное сужение канала и эрозионное выгорание. В результате 391
исследований вырабатываются технические требования на точность изготовления различных элементов двигателя и паспортные данные топлива. Могут быть выработаны и стандартные методы контроля параметров. После окончания этих этапов можно говорить о том, что двигатель настроен на заданную программу, т. е. с заданной вероятностью выдерживается в определенном поле допусков назначенная программа, если все размеры двигателя и его заряда, а также физико-химические свойства топлива лежат в пределах установленных возможных отклонений. В период эксплуатации двигателя должны приниматься соответствующие меры, чтобы настройка двигателя не изменялась. Такими мерами могут быть например, определенные условия хранения и транспортировки. Хранение должно в ряде случаев производиться таким образом, чтобы температура заряда оставалась практически неизменной или ее колебания не превышали заданных пределов. Если хранение при заданной температуре невозможно, то должна быть предусмотрена возможность проведения перед стартом дополнительной настроечной операции— установки на двигатель сменного сопла, соответствующего температуре заряда, или регулировки площади критического сечения сопла, имеющего центральное тело. Транспортировка заряда с отступлением от установленных правил может привести к появлению трещин в заряде или других недопустимых дефектов. Применение только настройки не решает для многих типов летательных аппаратов всех задач управления двигателем. Это относится, в первую очередь, к устранению случайных отклонений тяги, а также к случаям, когда программа изменения тяги по времени предусматривает регулирование по определенному закону какого-нибудь параметра двигателя. Такие задачи могут решаться только лишь при наличии системы регулирования. Системы автоматического регулирования по принципу действия подразделяются на системы регулирования по внут- ридвигательным параметрам и по внешним условиям. Системы регулирования по внутридвигательным параметрам автономные, т. е. не связаны непосредственно с летательным аппаратом. Их программа работы является исходной для баллистического расчета. Точным выдерживанием системой регулирования заданной программы обусловливается точность (с учетом возможных разбросов параметров летательного аппарата) траектории полета. Наиболее удобным для целей регулирования внутридвигательным параметром является давление в камере сгорания. В системе стабилизации давления регулируемой величиной является давление в камере сгорания. Регулирующий фактор — обычно критическая площадь сопла FKV. Следовательно, исполнительный орган системы регулирования воздействует на площадь критического сечения сопла. Давление в камере сгорания и площадь критического сечения сопла связаны однозначной зависимостью: увеличение FKV приводит к уменьшению давления /?к и наоборот. Простейшей системой регулирования давления в камере сгорания является описанное выше авторегулируемое сопло. Для уменьшения статизма применяют системы непрямого регулирования с корректирующими устройствами. Такие системы по способу воздействия на площадь критического сечения сопла подразделяются на механические и гидро- или газодинамические. Механические системы управления площадью критического сечения сопла имеют исполнительные органы с осевым перемещением или поворотные. Изменять FKp можно путем осевого перемещения центрального тела или наружной обечайки сопла. Поворотные исполнительные органы 392
.представляют собой золотниковые устройства, изменяющие при повороте сечение отверстий в диафрагме, расположенной в горле сопла. Механическим системам управления FKP свойственен недостаток — малая надежность при работе в условиях высоких температур и газовой эрозии. Гидро- или газодинамические системы управления FKP не имеют подвижных частей, расположенных в газовом потоке в сопле. Их принцип действия основан на введении в сопло вблизи критического сечения через кольцевые щели или ряд отверстий некоторых количеств газа или .жидкости. При этом происходит поджатие основного потока газов в критическом сечении, что эквивалентно уменьшению его эффективной площади. Изменяя количество вводимой жидкости или газа, можно регулировать эффективную площадь критического сечения сопла, не изменяя его геометрию. Следует отметить, что при таком способе регулирования можно надежно защитить критическое сечение сопла от выгорания. Газы для впуска в критическое сечение могут отбираться непосредственно из камеры сгорания, что не требует затрат рабочего тела на управление двигателем. При гидродинамическом управлении, связанном с дополнительным расходом рабочего тела, можно использовать химически активную жидкость, вступающую в реакцию с газами в расширяющейся части сопла. Основной недостаток газо- и гидродинамического способа — ограниченный диапазон изменения jFkp, что обусловлено целесообразностью ввода в сопло лишь относительно небольших количеств рабочего тела, порядка 1—2% от расхода газов. Системы регулирования по внешним условиям выполняются как регуляторы вектора тяги. Такие системы обычно предназначаются для выдерживания заданной траектории полета. При отклонении от заданной траектории система регулирования обеспечивает такие изменения величины вектора тяги, которые устраняют возникшее отклонение. По принципу действия различаются системы, применяемые на двигателях с неподвижными и поворотными соплами. При неподвижных соплах возможно изменение тяги двигателя следующими способами: отводом газов из сопла, регулированием соотношения компонентов при смешанном топливе, механическим и газодинамическим отклонением струи. Газоотводное устройство (рис. 19.23) представляет собой ряд симметрично расположенных отверстий, отводящих газ до критического сечения сопла. Площадь отводных отверстий может изменяться. Прикрытие или открытие отверстий не сопровождается изменением параметров газа в камере сгорания двигателя, а изменяется только количество газов, истекающих из сопла в осевом направлении. В такой системе может быть предусмотрена возможность и несимметричного бокового отвода газов, что позволяет получить боковую составляющую тяги и использовать ее для управления положением летательного аппарата. Вопросы, связанные с расчетом газоотводных устройств подробно изложены в работе [40]. Недостатком подобной системы регулиро- ния является потеря суммарного ] t импульса. Механическое отклонение струи достигается постановкой в газовый поток пластинчатых или кольцевых газовых рулей. Пластинчатые Рис. i9.2з. схема газоотвоДного устройства А -а 393
рули все время находятся в потоке газов и вызывают большие потери на сопротивление, что приводит к существенной потере импульса. Материал рулей при обтекании горячими газами интенсивно выгорает. Эрозии рулей способствует и возможное содержание твердых частиц в продуктах сгорания. От этих недостатков в значительной степени свободны кольцевые газовые рели, представляющие собой цилиндрический насадок, Рис. 19.24. Газодинамическое ПОВОраЧИВаЮЩИЙСЯ ВОКруГ ПОПереЧНОЙ ОСИ. отклонение струи j-^ сигнале QT системы управления ИСПОЛНИ- тельный (механизм поворачивает руль и вводит его в поток, отклоняя струю газов, вытекающую из сопла. При отсутствии управляющего сигнала кольцевой руль не подвержен действию горячих газов и не вызывает дополнительного сопротивления. Для создания управляющих моментов может применяться кольцевой руль, укрепленный шарнирно на четырех симметрично расположенных штоках исполнительных механизмов, управляемых раздельно. Газодинамическое отклонение струи возможно путем ввода газа или испаряющейся жидкости и сверхзвуковую часть сопла (рис. 19.24). Вводимое рабочее тело отклоняет газовый поток образующимся в сопле косым скачком уплотнения, за которым располагается область повышенного давления, захватывающая некоторый сектор внутренней поверхности сопла [40]. Обычно применяется четыре равномерно расположенных по окружности подвода. При этом боковая сила появляется вследствие различия давления на диаметрально противоположных участках внутренней поверхности сопла. Если в качестве рабочего тела применяется газ, то его можно забирать из камеры сгорания. В качестве рабочей жидкости можно применять фреон, азотную кислоту, жидкий азот. Количество рабочего тела, подаваемого к каждому сектору сопла, можно регулировать. В РДСТ применяется регулирование расхода жидкого компонента, впрыскиваемого через форсунки. При этом изменяются давление в камере сгорания и величина развиваемой двигателем тяги. Подача жидкого компонента обычно изменяется путем регулирования давления наддува в его баке. Возможен и дополнительный ввод жидкого окислителя в сопло двигателя при сохранении постоянного расхода через форсунки камеры сгорания. В двигателях, имеющих поворотные сопла, изменение вектора тяги достигается установкой сопел под соответствующими углами к оси двигателя, что связано с потерей импульса. Достоинство подобной системы в том, что для регулирования используются те же устройства, что и для создания управляющих сил и моментов.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1. Авдуевский В. С. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. М., «Машиностроение», 1975, 624 с. 2. Айзерман М. А. Лекции по теории автоматического регулирования. М., Физ- матгиз, 1958, 520 с. 3. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. М., «Машиностроение», 1969, 547 с. 4. Баррер М. и др. Ракетные двигатели. М., Оборонгиз, 1962, 180 с. 5. Бассард Р., Де-Лауэр Р. Ядерные двигатели для самолетов и ракет. М., Воениздат, 1967, 399 с. 6. Бёледж. Жидкостные реактивные двигатели для перспективных ракет-носителей. — ВРТ, 1965. № 2. с. 18-30. 7. Блох 3. Ш. Переходные процессы в линейных системах автоматического регулирования. М., Физматгиз, 1961, 492 с. 8. Ваничев А. П. Термодинамический расчет горения и истечения в области высоких температур. — Технический отчет № 18, М., БИТ, 1947, 27 с. 9. Васильев А. П., Кудрявцев В. М., Кузнецов В. А. Основы теории и расчета ЖРД. М.5 «Высшая школа», 1967, 540 с. 10. Волков Е. Б., Головков Л. Г., Сырицын Т. А. Жидкостные ракетные двигатели. М., Воениздат, 1970, 590 с. 11. Волков Е. Б., Мазинг Г. Ю., Шишкин Ю. Н. Ракетные двигатели на комбинированном топливе. М., «Машиностроение», 1972, 184 с. 12. Володин В. А. Конструкция и проектирование ракетных двигателей. М., «Машиностроение», 1971, 336 с. 13. Глестон С. и Эдлунд М. Основы теории ядерных реакторов. М., ИЛ, 1954, 459 с. 14. Гликман Б. Ф. Автоматическое регулирование ЖРД. М., «Машиностроение», 1974, 396 с 15. Глушко В. П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. М., Изд. АПН, 1973, 56 с. 16. Горев И. И. Основы производства жидкостных ракетных двигателей. М., «Машиностроение», 1969, 356 с. 17. Гуров А. Ф., Расчеты на прочность и колебания в ракетных двигателях. М., «Машиностроение», 1966, 455 с. 18. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. М., «Машиностроение», 1968, 396 с. 19. Душин Ю. А. Работа теплозащитных материалов в газовых потоках. М., «Химия», 1968, 224 с. 20. Жидкие и твердые ракетные топлива. — Сб. переводов. М., ИЛ, 1959, 436 с. 21. Зарубин В. С. Температурные поля в конструкции летательных аппаратов. М., «Машинострооение», 1966, 215 с. 22. Исследование ракетных двигателей на жидком топливе. — Сб. переводов. М., «Мир», 1964, 454 с. 23. Исследование ракетных двигателей на твердом топливе. — Сб. переводов. М., ИЛ, 1963, 440 с. 24. Квасников А. В. Теория жидкостных ракетных двигателей. М., Судпромгиз, 1959, 542 с. 25. Клигель. Течение смеси с частицами в сопле. — ВРТ, 1965, № 10, с. 3—29. 26. Кокичев А. И. Уплотняющие устройства в машиностроении. М., Судпромгиз, 1962, 208 с. 27. Космонавтика. Маленькая энциклопедия. Гл. ред. акад. Глушко В. П. М., «Советская энциклопедия», 1970, 600 с. 28. Красовский А. А., Поспелов Г. С. Основы автоматики и технической кибернетики. М., Госэнергоиздат, 1962, 600 с. 395
29. Крокко Л., Чжен-Синь-И. Теория неустойчивости горения в жидкостных: ракетных двигателя. М., ИЛ, 1958, 351 с. 30. Кутателадзе С. С. Основы теории теплообмена. Л., Машгиз, 1962, 456 с. 31. Мелик-Пашаев Н. И. Водородные ЖРД. — «Авиация и космонавтика», 1965, № 9, с. 33—37. 32. Мелик-Пашаев Н. И. Расчет конвективного теплообмена при сверхкритическом давлении. — «Теплофизика высоких температур», 1966, № 6, с. 853—864. 33. Мелькумов Т. М. и др. Ракетные двигатели. М., «Машиностроение», 1968. 510 с. 34. Мошкин Е. К. Развитие отечественного ракетного двигателестроения. М., «Машиностроение», 1973, 256 с. 35. Мошкин Е. К. Нестационарные режимы работы ЖРД. М., «Машиностроение», 1970, 336 с. 36. Мэррей Р. Физика ядерных реакторов. М., Атомиздат, 1959, 292 с. 37. Мэрфи С. Н. и Осборн Д. Р. Исследование продольной неустойчивости в камерах сгорания ракетных двигателей. — ВРТ, 1966, № 2, с. 46—55. 38. Неймарк Ю. И. Об определении значений параметров, при которых система автоматического регулирования устойчива. — «Автоматика и телемеханика», 1948, № 3, с. 49—52. 39. Овсянников Б. В., Боровский Б. И. Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. М., «Машиностроение», 1971, 540 с. 40. Орлов Б. В., Мазинг Г. Ю. Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М., «Машиностроение», 1968. 536 с. 41. Пенцак И. И. Теория полета и конструкция баллистических ракет. М., «Машиностроение», 1974, 344 с. 42. Петров П. Я. Ядерные энергетические установки. М., Госэнергоиздат, 1958. 526 с. 43. Пономарев А. Н. Годы космической эры. М., Воениздат, 1974, 289 с. 44. Пугачев В. С. Теория случайных функций и ее применение к задачам автоматического управления. М., Физматгиз, 1962, 883 с. 45. Резников М. Е. Топлива и смазочные материалы для летательных аппаратов. М., Воениздат, 1973, 232 с. 46. Сарнер С. Химия ракетных топлив. М., «Мир», 1969, 488 с. 47. Синярев Г. Б., Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. М., Оборонгиз, 1957, 570 с. 48. Стефенсон Р. Введение в ядерную технику. М., ИЛ, 1956, 320 с. 49. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. М., Изд. АН СССР, Справочник в двух томах, 1962, под ред. акад. В. П. Глушко, т. 1, 1162 с, т. 2, 9.16 с. 50. Турбулентные течения и теплопередача. — Сб. под ред. Линь Цзя-Цзяо. (Пер. с англ.). М., ИЛ, 1963, 563 с. 51. Уайэтт О. Характеристики ракет с атомным двигателем. — ВРТ, 1960, № 6„ с. 27—37. 52. Феодосьев В. И., Синярев Г. Б. Введение в ракетную технику. М., Оборонгиз, 1960, 506 с. 53. Феодосьев В. И. Прочность теплонапряженных узлов жидкостных ракетных: двигателей. М., Оборонгиз, 1965, 212 с. 54. Харт Р., Макклюр Ф. Неустойчивость горения; взаимодействия акустических, волн с поверхностью горения твердого ракетного топлива. — ВРТ, 1960, № 2, с. 3—25. 55. Цандер Ф. А. Проблема полета при помощи реактивных аппаратов. М., Оборонгиз, 1961, 459 с. 56. Циолковский К. Э. Труды по ракетной технике. М., Оборонгиз, 1947, 368 с. 57. Хендрикс и др. Соотношение для коэффициента теплоотдачи к водороду при1 кипении и при сверхкритическом давлении. — «Ракетная техника», 1962, № 2, с. 73—83. 58. Цукров М., Осборн Д. Экспериментальное исследование высокочастотного вибрационного горения. — ВРТ, 1959, № 4, с. 49—59. 59. Шапиро Я. М., Мазинг Г. Ю., Прудников Н. Е. Теория ракетного двигателя, на твердом топливе. М., Воениздат, 1966, с. 256. 60. Шевяков А. А. Автоматика авиационных и ракетных силовых установок. М.г. «Машиностроение», 1965, 548 с. 61. Шишков А. А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. М., «Маши ностроение», 1974, 156 с. 62. Bartz D. R. —«Jet Propulsion», 1957, N 1. 63. Me. Cormick. «Space Aeronautics», 1963, N 3.
ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. Предисловие 3 Часть I ТЕОРИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Глава 1 ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ И ПАРАМЕТРЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 1.1. Определение и принципы действия ракетных двигателей 5 1.2. Основные требования к ракетному двигателю 13 1.3. Тяга двигателя. Удельные параметры 15 1.4. Расход газа через сопло. Характеристическая скорость. Расходный комплекс 21 Глава II цикл и коэффициенты полезного действия РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2. 1. Идеальный цикл. Термический к. п. д. и максимальная скорость истечения газов 23 2. 2. Особенности действительного процесса. Коэффициенты полезного действия 26 2.3. Коэффициенты полезного действия двигателя в полете ' . 29 2. 4. Суммарный импульс 35 Глава III РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА 3. 1. Общие положения . 37 3.2. Требования к ракетным топливам / 39 3.3. Эффективность элементов как компонентов ракетных топлив 41 3.4. Жидкие топлива раздельной подачи 44 3. 5. Жидкие унитарные топлива 53 3. 6. Твердые ракетные топлива 56 Глава IV ПРОЦЕССЫ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ ЖРД 4. 1. Общая картина процесса в камере сгорания 60 4. 2. Форсунки ЖРД 63 4. 3. Распыливание 66 4.4. Смешение компонентов 69 4. 5. Форма и размеры камеры сгорания 73 4. 6. Особенности процесса в жидкостных газогенераторах 76 Глава V ПРОЦЕССЫ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ РДТТ 5. 1. Схема процесса в простейшем РДТТ 80 5.2. Скорость горения твердых топлив 81 5.3. Эрозионное горение 85 5. 4. Равновесное давление в камере 87 5. 5. Схемы горения твердых топлив 87 5.6. Ненормальности в работе двигателя 91 397
Cip. Глава VI НЕУСТОЙЧИВЫЕ ПРОЦЕССЫ 6. 1. Общие положения 94 6. 2. Низкочастотная неустойчивость процесса в ЖРД % 6. 3. Высокочастотная неустойчивость процесса в ЖРД 98 6.4. Неустойчивость процесса в РДТТ 101 Глава VII ПРОЦЕССЫ В СОПЛАХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 7. 1. Изменение параметров газа вдоль сопла 104 7.2. Потери в сопле 107 7.3. Тяга и удельный импульс на различных режимах работы сопла . . . 109 7. 4. Кольцевые сопла 111 7.5. Особенности течения в соплах двухфазных потоков 113 Глава VIII ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ГОРЕНИЯ И ИСТЕЧЕНИЯ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ 8. 1. Общие положения . 117 8.2. Элементарный состав. Условная химическая формула 118 8.3. Теоретическое соотношение компонентов Хо 119 8..4. Состав продуктов сгорания 121 8.5. Расчет состава продуктов сгорания 124 8.6. Энтальпия исходных веществ и продуктов сгорания 127 8. 7. Определение температуры сгорания 129 8.8. Термодинамический расчет процесса истечения из сопла 131 8.9. Особенности термодинамического расчета при наличии конденсированной фазы в продуктах сгорания 134 8. 10. Результаты термодинамических расчетов и их анализ . . . *. . . 134 Глава IX ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 9. 1. Характеристика ракетного двигателя по давлению в камере 139 9.2. Высотная характеристика 144 9. 3. Особенности дросселирования ЖРД 145 9.4. Расход рабочего тела на турбину. Удельный импульс двигателя . . . . 147 Глава X ТЕПЛООБМЕН В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ 10. 1. Теплообмен между газом и стенками двигателя 151 10.2. Методы тепловой защиты камер ЖРД 158 10.3. Внутреннее охлаждение ЖРД 159 10.4. Внешнее проточное охлаждение 164 10.5. Тепловая защита РДТТ 173 Глава XI ПРИМЕНЕНИЕ ЯДЕРНОЙ ЭНЕРГИИ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ 11.1. Основные сведения о ядерной реакции 175 11.2. Основные сведения о реакторах 185 11.3. Мощность реактора. Управление. Экранировка. Пуск 193 11.4. Схемы ядерных ракетных двигателей 201 Часть II КОНСТРУКЦИЯ, ПРОЧНОСТЬ И АВТОМАТИКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Глава XII КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ УСТАНОВОК С РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ 12. 1. Структура двигательных установок. Оценка их конструктивного совершенства 208 398
Стр. 12.2. Особенности двигательных установок с ЖРД 211 12.3. Особенности установок с РДТТ и двигателями смешанного топли-ва . . 239 Глава XIII КОНСТРУКЦИЯ КАМЕР ЖРД 13. 1. Головки и устройства для смесеобразования 215 13. 2. Корпусы камер и тракты охлаждения 267 13.3. Пусковые устройства 277 13. 4. Устройства для создания управляющих усилий и моментов 279 Глава XIV ТУРБОНАСОСНЫЕ АГРЕГАТЫ ЖРД 14. 1. Компоновочные схемы ТНА и ТБНА 283 14.2. Конструкция насосов 286 14. 3. Конструкция турбин ТНА 291 14.4. Подшипники и смазка ТНА 296 14.5. Конструкция уплотнений 297 Глава XV ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМ ТОПЛИВОПИТАНИЯ 15. 1. Газовые аккумуляторы давления и аккумуляторы давления со сжиженными газами 302 15.2. Твердотопливные газогенераторы и стартеры ТНА 302 15.3. Жидкостные газогенераторы 304 15.4. Устройства для управления потоками жидкости и газа 307 Глава XVI ПРОЧНОСТЬ И КОЛЕБАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ЖРД 16. 1. Прочность одностенных камер ЖРД 316 16.2. Прочность двухстенных камер ЖРД с часто расположенными связями . 317 16.3. Прочность лопаток турбин и осевых насосов ТНА 320 16.4. Колебания лопаток 327 16.5. Прочность дисков турбин и центробежных насосов 330 16.6. Колебания дисков 333 Глава XVII ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ ПО СИСТЕМАМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ЖРД 17. 1. Требования к системам автоматического управления ЖРД 335 17.2. ЖРД как объект автоматического управления 339 Глава XVIII СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ЖРД 18. 1. Автоматическое регулирование ЖРД с вытеснительной системой подачи компонентов 359 18.2. Автоматическое регулирование ЖРД с турбонасосной подачей компонентов топлива и однокомпонентным газогенератором 362 18.3. Автоматическое регулирование тяги ЖРД с двухкомпонентным газогенератором 363 18.4. Системы регулирования тяги и соотношения компонентов топлива для ЖРД 366 Глава XIX КОНСТРУКЦИЯ, ПРОЧНОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ И РЕГУЛИРОВАНИЕ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЕРДОМ И СМЕШАННОМ ТОПЛИВЕ 19. 1. Конструкция элементов камер двигателей на твердом и смешанном топливе 372 19. 2. Конструкция топливных зарядов и воспламенителей 382 19.3. Прочность камер РДТТ и РДСТ 387 19. 4. Настройка и регулирование РДТТ 390 Список литературы 395
I Тигран Меликсетович Мелькумов Нерсес Иванович Мелик-Пашаев Петр Георгиевич Чистяков Александр Георгиевич Шиуков РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Редактор издательства М. А. Колосов Художник А. Я. Михайлов Технические редакторы Л. Т. Зубко, Т. С. Старых Корректор В. Е. Блохина Сдано в набор 16/IV-1976 г. Подписано к печати 25/VI-1976 г. Т-08985 Формат 7OXlO8l/ie Бумага № 1 Усл. печ. л. 35,0 Уч.-изд. л. 35,4 Цена 3 р. 90 к. Тираж 4000 экз. Изд. зак. 146 Издательство «Машиностроение», 107885, Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3. Московская типография № 8 Союзполиграфпрома при Государственном комитете Совета Министров СССР по делам издательств, полиграфии и книжной торговли. Хохловский пер., 7. Тип. зак. 628