Жидкостные ракетные двигатели Добровольский М.В., страница 78

9. 30), компоненты из бачков 5 вытесняются сжатым 1азом в ЖАД б, где происходит сгорание. Добавкой охладителя нз бачка 4 продукты сгорания охлаждаются до температуры 800'С. Образовавшиеся газы (смесь продуктов сгорания и паров охладителя) поступают в топливные баки для вытеснения компонентов. Для предотвращения возможности догорания в топливных баках топливо ЖАД и охладитель подбираются так, чтобы образовавшиеся газы были нейтральны по отношению к вытесняемым компонентам. Соотношение количеств топлива и охладителя выбирается исходя из условия получения необходимой температуры газов.

Суммарный расход компонентов и охладителя определяется по уравнению (9.79), где Я вЂ” газовая постоянная и Т вЂ” температура смеси продуктов сгорания и паров охладнтеля. 9 7 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ С ПРЕДВАРИТЕЛЬНОИ ЗАПРАВКОИ И ГИБРИДНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (1491, 1!501, [15Ц Главным преимуществом ЖРД по сравнению с ракетными двигагелями твердого топлива (РДТТ) являются их более высокие энергетические характеристики (т. е. удельная тяга). Кроме того, преимущества двигательных установок с ЖРД состоят в возможности обеспечения многократного запуска и регулирования тяги в широких пределах.

Однако крупными недостатками ЖРД по сравнению с РДТТ являются относительно большое время подготовки к запуску, а также ограниченные возможности длительного хранения ракеты с ЖРД в состоянии готовности к запуску. Это ограничивает возможности использования ЖРД. Поиски систем, объединяющих в себе основные преимущества ЖРД с достоинствами РДТТ, привели к разработке ЖРД с п р едварительной заправкой топлива, а также к созданию так называемых гибридных ракетных двигателей (ГРД), в которых часть топлива находится в жидком состоянии, а часть в твердом. Двигательные установки с предварительной заправкой топлива Возможность длительного хранения и сокращение времени подготовки двигателя к запуску до величины, соответствующей времени подготовки РДТТ, допускают ЖРД с предварительной заправкой топлив:. 378 Такие ЖРД предполагают заправку компонентов задолго до использования ( т (от нескольких месяцев до нескольких лет) с тем, чтобы получить .

В об ем установку, обладающую постоянной готовностью к запуску, о щем случае ЖРД с предварительной заправкой могут иметь как насосную, так и вытеснительную систему подачи, Для большей компактности камера двигателя может быть выполнена за одно целое с баками или отделена от них. Рнс. 9. ЗК Схема ЖРД с предварительной заправкой топлива (ампуль- иый ЖРД): ! — ааиальник; 2 — мембрана; 3 — окиоаитеиь; Ф-Плд; Ю вЂ” голонка камеры; 6 — аорюиае.

7-камера сгорании В ЖРД с предварительной заправкой топлива используются компоненты, допускающие длительное хранение. В идеальном случае такое топливо должно обладать высокой химической стабильностью и иметь возможно более низкую температуру замерзания и высокую температуру кипения. Желательно, чтобы компоненты топлива были самовоспламеняющимися. В табл. 9. 4 приведены некоторые компоненты, пригодные для предварительной заправки.

Примером элементарной схемы ЖРД с предварительной заправкой может служить представленная на рис. 9. 3! схема и внешний вид двигателей «Гардиан», используемых для ракетных снарядов «Спэрроу» и «Буллап» класса «воздух — земля» (15(1 Тяга двигателя составляет соответственно 3,9 и 5,4Т (38,2 — 53 км), Система подачи — вытеснительная с ПАДом. Оба бака компонента заполняются в конце процесса изготовления, причем заправочные горловины полностью завариваются или надежно герметизируются.

ПАД и его воспламенитель могут быть поставлены либо сразу после заполнения баков, либо (из соображений 379 Таблица 9,4 Температура кипения при 1 ата 'С Плотность при 20' С г/смз Температура замерзания С Компоненты топлива Окислители Ингибированная азотная кислота Четырехокись азота Снеси азотной кислоты с четырехокисью азота Трехфтористый хлор Пятифтористый бром 66 21 — 54 1,57 1,45 жания 1чз04 В зависимости от % содер в смеси — 76 — 60 1,83 2,48 12 40 Горючие Гидразии ПДМГ Диэтилеитриамии Монометилгидразин Пентаборан 1,01 114 0,79 — 57 63 0,96 — 65 — 52 0,88 88 0,63 — 47 Гибридные ракетные двигатели Теоретически в ГРД возможны следующие топливные комбинации: — жидкое горючее+ твердый окислитель; — жидкий окислитель+твердое горючее; — твердое топливо с недостатком горючего+часть горючего в жидком виде; — твердое топливо с недостатком окислителя+часть окислителя в жидком виде. При существующих горючих, окислителях и твердых топливах как наиболее реальная расматривается последняя из приведенных топливных комбинаций.

В табл. 9.5 приведены некоторые топливные компо. кенты для ГРД. На рис. 9. 32 для примера приведена одна из большого количества конструктивных схем ГРД. 380 безопасности) перед запуском. Попадание топлива в полость ПАЛа предотвращается мембранами, а в полость камеры сгорания — уплотнением форсунок. Таким образом, заправленная двигательная установка представляет собой как бы ампулу с топливом, вследствие чего такие установки иногда называют ампульны ми. Запуск осуществляется электрической искрой, воспламеняющей запальный заряд, от которого поджигаются шашки ПАДа.

Кроме рассмотренного случая использования ЖРД с предварительной заправкой для ракетных снарядов, возможно применение их также для ЗУР, в качестве сбрасываемых ускорителей самолетов и двигателей космических кораблей !149). Таблица 9.5 ~ уд кГ сек кГ еек Окислитель Горючее к сек кг Перекись водорода Азотная кнслота 289 273 435 414 2840 2680 Полнмер с присадками алюмнняя 428 2895 Перхлорат пвтроння (!40зС! 04) Гндразнн 445 476 Трехфторнстый хлор Фтор 2875 2580 293 263 1'кдрнд лнтня 318 37о 375 395 371 343 Трехфторпстый хлор Четырехокнсь азота Перекись водорода Фтор Кислород Смесь жидкого фтора н жидкого кислорода Фтор 3120 3680 3680 3895 3375 369 530 566 604 486 412 Лнтнй Гпдрнд бернллня Полвме р Гндрнд алюминия 353 3465 Рнс.

9.32. Схема двигателя на гибридном топливе: г — плд; г — окпслягель; 3 — усгровсгва для впрыска; 4 — заряд твердого горючего; л— подача окпслпгсля в камеру сгорания; Š— впрыскивание окислителя в сопла для управлепвя векторам тяги Гибридные ракетные двигатели, сохраняя ряд качеств, присущих РДТТ (в первую очередь, большую объемную удельную тягу), благодаря сжиганию жидких компонентов наряду с твердым топливом, имеют ббльшую удельную тягу, чем РДТТ. При некоторых комбинациях твердого и жидкого топлива считают достижимыми удельные тяги до 365 кГ сек/кг (=3650 н ° сек/кг). Кроме высокой удельной тяги, применение в ГРД жидкого компонента даст возможность регулировать тягу путем изменения расхода жидкого компонента.

Так, например, изменяя расход жидкого окислителя, можно менять величину тяги (и удельной тяги) от наибольшего значения при оптимальном расходе окислителя до тяги, получаемой при сжигании одного только твердого топлива. На рис. 9.33 показаны расчетные и экспериментальные графики изменения удельной тяги в зависимости от количества подаваемого жидкого окислителя (Из04 и С10зЕ).

Применение жидкого компонента также дает возможность надежного охлаждения камеры двигателя. При этом в ГРД легче обеспечить хранение ракеты в заправленном состоянии и полную готовность к старту в течение длительного времени. Уменьшая Р кГ тек ух иг 2йсг «г геа "тд нг ~ж гаг 2э» яю и.з го га и л о % йаО, Лд а 5 г~х гд и л хи я л "', сьо,у Рис. 9. 33. Изменение удельной тяги ЖРЛ в зависимости от расхода жид.

кого окислителя (МаОа и С!ОаР): — — — — расчет; — эксперимент количество окислителя в твердом топливе, можно улучшить прочност- ные свойства заряда. Недостатком ГРД является трудность организации полного сгорания. Из графиков рис. 9. 33 видно, что экспериментальные значения удельной тяги отличаются от расчетных на 8 — 10$. 15 го го говд«о гх«о Ао «о«5«о«50 Рис. !.1. 1(гг) =8(1 — Вг)аР!' в зависимости от О Р и() Ъ0 гд«гоги гд гг5 го ггп~ гтогггг5гг5«0«г5«5«е цоеоо «15«0515555дл Рис. 1.2.

8; (! — (Р)г; 8(1 — Вг)а в зависимости от Ъ I атьтг( ' г — гг 50 50 35 50 25 /5 10 0 о,г 0,,У 0 0 0,5 0!5 Тт. ст 1 — =г(Гост, О), дсирятИЧЕСКая ЧаСтЬ Ьгв! 2— т т Рис.!. 3 383 ПРИЛОЖЕНИЯ 1, ВспОЯОГАтельные ГРАФики для РАсчетА ОхлАжгхения 8,„+НДМГ гтст и ваа ааа тоа вао аоо твоа лоо твоа твоа твоа уаа Рис. !!.2. вв л а а о во вг ва Рнс. !!.3. 385 ЛИТЕРАТУРА 1. А брам о в и ч Г. Н., Прикладная газовая динамика, ИТТЛ, 1953. 2. Ал ем асов В. Е., Теория ракетных двигателей, Оборонгиз, 1962.

3. Алешко в М. Н., Жуков И. И., Физические основы ракетного оружия, Воениздат, 1965. 4. Б а р р ер М. и др., Ракетные двигатели, Оборонгиз, 1962. б. Б о л г ар с к и й А. В., Щ у к ни В. К., Рабочие процессы в жидкостно-реактив-' ных двигателях, Оборонгиз, 1953. 6. Болгарский А. В. и др., Термодинамика и теплопередача, изд-во «Высшая школа», 1964. 7. В ар га фтик Н. Б., Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей, Физматгиз, 1963. 8. Васильев А.

П., и др„Основы теории и расчета ЖРД, изд-во «Высшая школа», 1967. 9. Вопросы горения ракетных топлив, Сб. пер. под ред. В. А. Попова, ИЛ, 1959. 10. В у к а по в и ч М. П., Новиков И. И., Техническая термодинамика, Гос. энергоиздат, 1962. 11. Глушко В. П., Жидкое топливо для реактивных двигателей, изд-во ВВИА нм. Жуковского, 1936. 12. Евстигнеев М. И. и др., Изготовление основных деталей и узлов авиадвигателей, изд-во «Машиностроение», 1964. 13. Исследование ракетных двигателей на жидком топливе, Сб. пер. под ред.

В. И. Ильинского, иэд-во «Мир», 1964. 14. Кв а с н и к о в А. В., Теория жидкостных ракетных двигателей, Судпромгиз, 1959. 15. Королев С. П., Ракетный полет в стратосфере, Воениздат, 1936. 16. К р а с и о в Н. Ф., Аэродинамика тел вращения, изд-во «Машиностроение», 1964. 17. Космонавтика, Сов, Энциклопедия, 1968. !8. Л а иге м а к Г. Э., Гл ушко В. П., Ракеты, их устройство и применение, ОНТИ, 1935.

19. М ель к ум о в Т. М. и д р., Теория жидкостно-реактивных двигателей, ВВИА нм. Жуковского, 1956. 20. Михайлов-Михеев П. Б., Справочник по металлическим материалам турбиностроения, Машгнз, 1961. 21. М ошк и н Е. К., Динамические процессы в ЖРД, изд-во «Машиностроение», 1964. 22. Орлов Б. В, М аз ин г Г. Ю., Термодинамические н баллистические основы проектирования ракетных двигателей на твердом топливе, нзд-во «Машиностроение», 1964. 23. П а у ш к и н Я.