Сарнер С. - Химия ракетных топлив, страница 6

В., На!оиг !., Ва!- ! е у Б. М., Б сЬ и т гп К. Н., Зе!ес!ей Ча!иев о( СЬеписа! ТЬегтойупаш!с РгорегИез, ХВЗ ТесЬп!са! Хо1е 270-3, %аз№п9(оп, !968. 114. %!12!па Е. 1., ТЬеогеИса! Еча!иа1юп о1 СЬеппса! Ргоре!!ап1в, РгепИсе На!1, 1пс.. Епд!етчоой С1!!1з, Х. 'г'., 1963. 1. ДИНАМИКА ПОЛЕТА Обозначения А — площадь поперечного сечения; А, — максимальная фронтальная площадь летательного аппарата; а — ускорение; Ло„„ — приращение идеальной скорости полета ракеты; Сп — коэффициент лобового сопротивления; Р— тяга; Р, — аэродинамическая сила (сила лобового сопротивления + подъемная сила); Рз — сила тяжести; Р1 — суммарная сила; я — ускорение силы тяжести; и0 = 9,80665,и/сект — ускорение силы тяжести на уровне моря; йю — начальная высота; йь — высота полета в момент выгорания топлива; й,— высота вертикального подъема ракеты по инерции; Ьй — приращение полной высоты вертикального подъема ступени ракеты; т — мгновенная масса ракеты; тт — конечная масса ракеты; ли — масса полезной нагрузки; тр — начальная масса топлива; л4 — масса конструкций ракеты и двигателя; т~ — суммарная начальная масса ракеты; т — секундный массовый расход топлива; тр/т~ — массовая доля топлива в ракете; ли/тт — отношение начальной и конечной масс ракеты; р — давление; /т=6378,2 км — радиус Земли; ю — расстояние; 20 1.

ДИНАМИКА ПОЛЕТА Аз — баллистическая дальность полета ракеты по горизонтали; з; — внутренняя поверхность камеры ракетного двигателя; зА †внешн поверхность камеры ракетного двигателя; 1 — время; 1ь — время горения топлива; о — скорость; оц — начальная скорость полета ступени; Ао — приращение скорости полета ступени (скорость в момент выгорания топлива, если во=О); в,фф — эффективная скорость истечения продуктов сгорания; й1 — секундный весовой расход топлива; а — полуугол раствора сопла; Π— угол между касательной к траектории ракеты и вектором силы тяжести; 1+ сов и) — поправочный коэффициент, учитывающий потери в сопле на неравномерность истечения (двумерность течения); р, — плотность воздуха. А=1/2( Индексы а — параметры окружающей среды; е — параметры в выходном сечении сопла; х — направление по продольной оси ракетного сопла. !.1.

ТИПЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Ракетный двигатель является по существу наиболее простым из всех преобразующих энергию устройств. Химические вещества реагируют между собой с выделением энергии, а образовавшиеся газообразные продукты сгорания разгоняются в сопле и истекают наружу. Простейшая классификация ракетных двигателей основана на их разделении по физическому состоянию химических топлив, используемых для генерирования энергии. Следовательно, тремя основными типами двигателей являются: ракетные двигатели твердого топлива (фиг.

1.1), жидкостные ракетные двигатели (фиг. !.2, 1.3) и гибридные (твердо-жидкотопливные) ракетные двигатели (фиг. 1.4). Газы как источники энергии обычно не используются из-за большого объема баков для их хранения. 21 ! ДИНАМИКА ПОЛЕТА Простейшим двигателем (с точки зрения движущихся частей) является ракетный двигатель твердого топлива. Твердое топливо в большинстве случаев состоит из смеси неорганического окислителя и горючего, объединяемых в единое целое по- Ф и г.

!.!. Схема ракетного двигателя твердого топлива. лимерным связующим. Этот тип твердого топлива обычно называется смесевым. В качестве твердых топлив также можно использовать химические вещества, у которых в состав одной и Ф и г. !.2. Схема жидкостного ракетного двигателя, рабо- тающего на однокомпонентном жидком топливе.

той же молекулы входят как окнслительные, так и горючие элементы. Это — однокомпонентные топлива. Наконец, некоторые твердые топлива являются комбинацией обоих типов упомянутых топлив. Они состоят из связки, образованной указанным однокомпонентным топливом, и добавок высокоэнергетических К ДИНАМИКА ПОЛЕТА горючего и окислителя, вводимых для улучшения характеристик топлива. Заряд твердого топлива помещают в металлический Фиг.

!.3. Схема жидкостного ракетного двигателя, рабо- тающего на двухкомпонентном жидком топливе. л — двигатель с вытесннтельной системой подачи; б — двигатель с насосной системой подачи. Ф и г. 1.4. Схема гибридного 1твердо-жидкогоплнвного) ракетного двигателя. (иногда пластмассовый) корпус, который одновременно служит нак топливной емкостью, так и реакционным сосудом. Присоединенное сопло завершает конструкцию двигателя. Е ДИНАМИКА ПОЛЕТА 23 Простейший тип жидкостного ракетного двигателя работает на однокомпонентном жидком топливе. Это топливо либо представляет собой химическое соединение, в одной молекуле которого содержатся горючие и окислительные элементы, как в одно- компонентном твердом топливе, либо состоит из горючего, растворенного в окислителе (или наоборот). Помимо применения жидкого топлива, этот тип двигателя отличается от ракетного двигателя твердого топлива разделением функций топливного бака и реакционного сосуда.

Жидкостный ракетный двигатель имеет топливный бак и линии подачи топлива, по которым одно- компонентное топливо нагнетается насосами или вытесняется сжатыми газами в реакционный сосуд, называемый камерой сгорания. Двигатель на двухкомпонентном жидком топливе идентичен двигателю на однокомпонентном жидком топливе, за исключением того, что горючее и окислитель разделены и хранятся в разных баках.

Вследствие этого требуются две системы топливных магистралей и клапанов и усложняется проблема надежности работы движущихся частей. На фиг. 1.3 схематически показаны как насосный, так и вытеснительный способы подачи топлива в камеру сгорания. Третий основной тип двигателя называется гибридным (фиг. 1.4). Здесь один компонент топлива (горючее или окисли. тель) является твердым веществом и находится в камере сгорания, как и в двигателе твердого топлива, в то время как другой, жидкий компонент, подается в камеру сгорания в процессе работы, как в жидкостном ракетном двигателе.

Этот тип двигателя, как утверждают его сторонники, обладает преимуществами твердотопливного и жидкостного двигателей и, как настаивают его противники,— их недостатками. В действительности же, конечно, имеет место компромисс. Совсем недавно исследованы гибридные двигатели, в которых оба компонента топлива— твердые, но несовместимые при смешении вещества.

Однако вместо проблем, связанных с зажиганием и применением насосов и клапанов, в этом случае возникает проблема правильного смешения двух компонентов топлива. Основными преимуществами жидкостных ракетных двигателей являются контролируемость величины и направления вектора тяги и возможность использования высокоэнергетических топлив (жидкостей или сжиженных газов). Преимушествами ракетных двигателей твердого топлива являются большая падеж~ость и легкость хранения, а также готовность к немедленному использованию. Обычно выбор типа системы определяется назначением летательного аппарата. В жидкостных и твердотопливных ракетных двигателях вес топлива может быть Ф иг. 1.5.

Рулевой двигатель ра- Ф н г. !.6. Тормозной двигатель лунного кеты «Титан». космического аппарага «Сервейор». Ф и г. 1.7. Тормозной двигатель ракеты «Сатурн». Ф и г. 1.8. Снаряжение маршевого двигателя противолодочной ракеты «Саброкь. Ф и г. С9. Разные типы ракетных двигателей твер- лого топлива. Ф и г. 1,1О. Запуск ракеты «Ларк». Ф и г. 1.1!. Жидкостные ракетные двигатели для амвулиаированных ракет (заправляемых нри сборке), Ф и г. 1.!2.

Дросселируемый жидкостный ракетный дзига. тель Т0-323 с ручным управлением, предназначенный для использования в космосе. Ф и г 1.13. Жидкостный ракетный двигатель 1.К-99 для ракетоплана Х-!5. динАмикА полетА Ф и г. 1.14. Стендовые огневые испытания жидкостного ракетного двигателя Х-40о, предназначенного для первой ступени ракеты «Авангард». 1.2. ТЯГА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Реактивная сила определяется на основании ньютоновских законов движения. При вычислении тяги наряду с этими основными законами механики применяются законы термохимии и термодинамики. Первый закон Ньютона (закон инерции', утверждает, что при отсутствии противодействующих сил вектор скорости любого тела остается неизменным.

Если применить этот закон к случаю движения ракеты в космическом пространстве при отсутствии силы тяжести, движущих и тормозящих сил, то ракета будет либо неподвижна, либо продолжать двигаться с такой же скоростью и в том же направлении, которые она имела в момент прекращения действия приложенных к ней сил. менее 500 г и до нескольких тонн в зависимости от их назначения. Ракетные двигатели твердого топлива применяются как рулевые (фиг. 1.5), когда небольшая тяга используется для корректировки полета большой ракеты, как тормозные (фиг.