Варфоломеев В.И., Копытов М.И., Проектирование и испытания баллистиеских ракет, страница 6

1.1. Температура горения топлива может быть вычислена по формуле Т= Т„+ 1,12(р„— 40), (1.22) где ҄— стандартная температура горения, определяемая из таблиц, составленных по результатам термодинамических расчетов; р„ — давление в камере сгорания в барах. Зависимость (1.22) справедлива при условии 3000~ К к" Т„~" 3500 К Газовая постоянная /с и показатель адиаб а ты й слабо зависят от давления в камере сгорания. Поэтому для расчетов используются лишь их стандартные значения Я„и й„. Плотность жидких топлив вычисляется по формуле [34) (! + к) Рокгг Рт .! у~„ (1.23) где Р.„— плотность окислителя в кг/из; Р— плотность горючего в кг/мз; /( — отношение секундных расходов окислителя и горючего. Плотность жидких топлив сравнительно невелика: от 300 (для жидких водорода и кислорода) до 1270 кг/мз (для азотнокислотных окислителей и гидразинов).

Плотность твердых топлив определяется по формуле /=л Рт-2; Р,Кд (1.24) 1 где Р— плотность /-го исходного компонента; и — весовая доля /-го компонента (/=1, 2, ..., п). Плотности современных твердых топлив охватывают срав. нительно узкий диапазон: от !680 до 1800 кг/мз. Скорость горения твердых ракетных топлив и является их важнейшей характеристикой.

Она определяется природой топлива, соотношением его компонентов и существенно зависит от внешних факторов: давления в камере сгорания р„ и начальной температурй заряда Т,. СОЧ СО О ОС ооооо с-о «осч с-оса~о ооооо яс со о с счсо с с с'сосо ооооо ддвоа ооооо о со со о со ооооо сч я «В я ООСО С-О О О С'СО ооооо ооооо ооооо У СЧ СО СО с'С со Оч оЗЯД Ооооо о~о~~ С СОСО оооо ~ФВЯЗ овд Ооооо о со со с о ссс сосйс СОСО~ СОСО с' со с \ со с'3 ооооо В ОСССО О-В ссс Оъ мЪ Оъ с' ссооссч О оооо С Ссв СОСЧ О СЧЛСО $ с с сч со о оооо С С'СО О СО я со о с'с 'С' ооооо СО СО:О СО ссоос с со сосо с'с ссс 'с' с' с' со ооооо сО Б СО О Ч' ОС.

ЧСОО И СОСС оя ооооо Ви~йЯФ ооооо ооооо оооо со о о СР сч СЧ 'С" СО с С СОССССЧО ср СО С'С Со С 3 С С ооооо СОСО СОЯ о с-:о с с ос- сс сс с' сс бс сс с'с ооооо о в о о со о8йй~ с' со сс с с о оооо СЫО ОЪ СЧ С'С сО со Ь СС О О С С О СО О' с' с' с'с сч Ооооо соо ссюсо осчсо счс СОСОСССС СЧ с' с' с' со с'с о оооо ооооо сооо ссч СС О СО С'3 С С' С'С О':О О ОСС йЧ СО ооооо ооооо ооооо орду осс оооо Зависимость скорости горения от давления в камере определяется опытным путем и выражается эмпирическими формулами вида: и = ар"„ (1.25) или и=а+ ар"„. (1.25) Зависимость скорости горения от начальной температуры заряда характеризуется температурным коэффициентом скорости горения и аи (1.27) ~гз 1/„=й;Р„„1п (1+ ), (1.28) где ов — объем баков (нли заряда твердого топлива); т, — масса конструкции корпуса ракеты (масса ракеты без топлива и полезной нагрузки).

Поэтому наивыгоднейшим является топливо с таким сочетанием Рх„и р„при котором достигается наибольшая величина У„. 1'ак, например, топливо «жидкий кислород+ жидкий водород» по плотности уступает практически всем топливам, но большая удельная тяга с избытком компенсирует этот недостаток. 2. Скорость горения твердых ракетных топлив может регулироваться за счет изменения их внутренней структуры в пределах .+20тэ, а также за счет введения ускорителей или замедлителей — в пределах ь (15-: 20) то. 3. Увеличение удельной тяги современных химических топлив связано с повышением температуры горения. Поэтому следует учитывать возможности систем охлаждения камер сгорания или теплозащитных покрытий их внутреннихстенок. Для твердых ракетных топлив кроме состава топлива необходимо также выбрать форму заряда.

31 где Ьи — изменение скорости горения; ЬТ, — интервал изменения начальной температуры заряда. У современных топлив ч,=0,02 '-0,03. При выборе топлива для проектируемой ракеты необходимо учитывать следующие соображения: 1. Удельная тяга двигателя и плотность топлива влияют иа максимально возможную (идеальную) скорость полета ракеты на активном участке траектории, определяемую по известной формуле К. Э.

Циолковского При выборе формы заряда учитывают необходимость обеспечения: а) постоянства поверхности горения во время работы двигателя; б) большого секундного прихода газов; в) большого коэффициента заполнения камеры сгорания топливом. Кроме того, форма заряда должна отличаться простотой технологии изготовления и монтажа заряда. Из многочисленных возможных форм зарядов лишь немногие по своим характеристикам подходят для РДТТ стратегических ракет. Находят применение заряды телескопической формы, заряды с продольными щелями и заряды со звездообразным каналом (рис. ! .5) .

Горение таких заря- а) ф где 1,— длина заряда; 3) относительный диаметр внутреннего канала (для зарядов со щелями и звездообразным каналом) и В где б(,— диаметр внутреннего канала; 4) относительная длина щелей для заряда с продольными щелями (рис. 1.6) ь- — „" -о,зуг.— о,зо, (1.Э1) В где й — длина щелей. 32 дов происходит по внуРис. ьз.

ФоРмы заРЯдов твердого топлива: тренним повсрхно и т синим повс хностям, а — заряд телескопической зорим; б — заряд с продольными щелями; и — заряд со зиездаобраз- В тО ВРЕМЯ КаК ВНЕШ- няя, а иногда и торцовые поверхности покрыты инертной бронировкой. Заряд также может быть скреплен с внутренней поверхностью камеры сгорания. Основными геометрическими характеристиками зарядаявляются: 1) наружный диаметр заряда 2) относительная длина заряда 3 (1.29) сГВ Прн баллистическом проектировании твердотопливныхракет можно. пренебрегать различием между наружным и внутренним диаметрами цилиндрической части камеры сгорания . и наружным диаметром зауяда.

Следовательно, мойсно считать для 1-ой ступени ~м=Аи (1.32) Относителвные длины зарядовТ являются проектнымипараметрами ракеты. па 4-4 1 "2 3 4 Ф Рис. Кв. Заряд с продольными щелями: т — топливо; р — броннроака; К вЂ” Кентральныб канал; а †ще Относительный диаметр внутреннего канала прн отсутствии ограничений на прочность заряда выбирается из условия !581 л, 4 (1.33) кр 'Н„ г"„ — площадь свободного от топлива поперечного сечения камеры сгорания перед началом работы двигателя; г"„р и Ынр †' площадь и диаметр критического сечения сопла. Для заряда, скрепленного с камерой сгорания, прн условна, что имеются ограничения'на его прочность„ внутренний диаметр канала Н„ выбирается из соотношения (31 Ф„= (0,3 —: 0,5) Ы,.

(1.34) где Теоретически можно использовать любую комбинацию окислителей и горючих, образующих ракетное топливо. При выбранных компонентах состав жидкого топлива характеризуется козффициентом избытка окислителя К а=— т на (1.35) 33 2 — 2ззл где К= —.'" — отношение массового секундного расхода глг окислителя к массовому секундному расхо- ду горючего; У, Яу яа ад Збд РУйс1п век гбб або Ю чб чу мб чб 7,0 Ц аз Рис. 1.7. Зависимость термодинамических параметров продуктов сгорания и удельной тяги от коэффициента избытка окислителя: 1 — жидкое топливо; à — твердое топливо аев илю- мкиии; Л -твердое топливо е елюмииием и, — коэффициент стехнометрии, соответствующий такому значению К, при котором сгорают горючие элементы топлива до нродуктов л полного окисления. Состав твердых топлив, обычно задаваемый весовыми процентами компонентов и выражаемый условной химиче.

ской формулой килограмма топлива, характеризуется аналогичным параметром — и. Для твердого топлива, состоящего 34 Ъф-, О3 33 м% о О О3 3"3 о О, о о 3О Ф 33 й Ф х о О, О О о 33 и О зь О Ф 33 В 33 33 М 33 3 О й О М и а 33 33 Ю Ф и В О О Ф и О И 2. ,3 О 33 аЕ, 3 Э З Ф О О О Я й й 63 33 оо О Ф 33 3 33 О О а О 33 О Ф В= 33 ОО 'ОЯ о ь О О О О. й, Ф ы о О О, 3 й Ф И йз углеводородного горючего, перхлората аммония (окисли- теля) и алюминиевого порошка ' а == с 11.36) 2а+ 0,5(Ь вЂ” е) + 1 ау' с в количество граммов кислорода, содержащееся в килограмме топлива; а, Ь, в и 7' — количества- граммов соответственно углерода, водорода, хлора и алюминия, содержащиеся в килограмме топлива.

На рис. 1.7 представлены типовые зависимости термодннамических параметров продуктов сгорания и стандартных удельных тяг от параметра к. Из графиков на рис, 1.7 следует, что для каждой топливной системы существует оптимальное соотношение 'компонентов аец„'сбответствующее максимуму Рта „. Как правило, оптимальный соетав не совпадает со стехиометрическим (аеа,<1), нр приближается к нему прн повышении давления в камере сгорания. Для твердых ракетных топлив характерна повышение скорости горения с ростом а. Варьируя составом компонентов, можно изменять в желаемом направлении удельную тягу, плотность и скорость горения топлива. В табл. 1.2 н 1.3 приведены составы и основные стандартные характеристики жидких и твердых топлив прн а, близких к оптимальным. Таблица 1.3 Состав н основные характеркстнкк некотерых твердых топлив 1з1, 1зз1; 12з1 й ыь ВыВОР кОнстРУктмвнпи сдеачы РАкеты Ракета представляет сббой сложное техническое устрой- ство, включающее большое число агрегатов, систем н меха- низмов, и основе работы которых часто лежат соверщенно разлнчйые физические.

принципы. Разработка конкретиогооб- разца ракеты связана.с отысканием оптимального сочетания параметров составляющих ее элементов, обеспечивающего экстремум основного критерия качества ракеты (стоимости ракеты нлн ее стартовой массы); Приступая к баллистическому проектированию, необходи- мо выбрать принципиальную конструктивно-компоновочную схему ракеты, материал для изготовдення ее корпуса, агре- гатов н систем, типы системы управления, и органов управле- ния, принципиальные схемы двигателей и т. н. -Выбор конструктивно-компоновочной, схемы ракеты и ее,систем носит, как правило, творческий характер. При этом.леоб- ходнмо руководствоваться следующими общими 'требова- ниями. Конструктивная схема ракеты должна: — отражать новейшие достижения науки в области ра- кетной техники и в технологии производства ракет', — обеспечивать минимальные затраты иа разработку н 'производство ракеты; — позволять с наибольшей полнотой исгюльзовать уни- фицированные узлы и агрегаты; — учитывать технические возможности существующей производственной базы либо затраты на создание' новых про- изводств н специализированных цехов.