Термодинамика Бурдаков В.П., Дзюбенко Б.В., Меснянкин С.Ю., Михайлова Т.В. (1013734), страница 58
Текст из файла (страница 58)
Жидкостные ракетные двигатели имеют следующие достоинства: ° малая удельная масса (масса двигательной установки на 1 кг тяги); ° независимость тяги от скорости полета; Е возможность полета в безвоздушном пространстве. Основные недостатки: ° низкая экономичность; е ограниченное время работы. 373 11.7.6. Цикл ракетного двигателя твердого топлива.
Более простым по устройству по сравнению с ЖРД является ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), в котором выделение химической энергии происходит аа счет реакции твердых окислителя и горючего, составляющих заряд твердого Глава 11. Термодинамические циклы топлива. Наиболее простая конструкция данного двигателя представлена на рис. 11.56. Заряд 2 твердого топлива 2 находится непосредственно в камере сгорания.
Горючее и окислитель, содержащиеся в твердом топливе, до воспламенения, не вступают в реакцию между собой. При запуске двигателя, благодаря воспламенителю 1, образуются газы — продукты сгорания, которые через реактивное сопло 3 покидают двигатель и Р„с 11 бб созДают тЯгУ. В качестве идеального цикла такого двигателя может быть принят цикл ЖРД (см.
рис. 11.55). Ракетные двигатели твердого топлива применяются как двигательные установки довольно широкого класса ракет и космических аппа= — — — - 3 ратов, Простота делает их конкурентами ЖРД. == Наибольшие трудности при создании РДТТ заключаются в обеспечении регулирования тяги и охлаждения камеры — трудности, которые в -4 Б ЖРД решаются сравнительно просто. Общность рабочих процессов в ЖРД и РДТТ и поиски путей совершенствования указанных двигателей привели к рассмотрению топлив смешанного агрегатного состояния, в частности твердо-жидких.
Повышенный интерес к такого рода топливам объясняется возможностью расширения круга исходных веществ для топрис 11 57 ливных композиЦий и РазРаботки топлив, имею- щих более высокие энергетические характеристики. Примером двигателя, использующего твердо-жидкое топливо, является гибридный ракетный двигатель (ГРД), схема которого представлена на рис.
11.57. Из схемы видно, что один из компонентов, в данном случае твердое горючее 6, размещается в камере сгорания, а другой — окислитель — подается в жидком состоянии из бака 3 с помощью баллонов со сжатым газом 1 через регулирующие клапаны 2, 4 и распыливающее устройство 5.
Процесс горения в данном случае происходит при р = сопз1, а продукты сгорания ускоряются Э?4 Ы.7, циклы реактивных двигателей в реактивном сопле 7. Впервые в мире ГРД был предложен и реализован на ракете ГИРД-09 (1933) С. П. Королевым и М. К. Тихонравовым. 11 7.7.
Циклы ядерных ракетных двигателей. Рабочее тело ракетных двигателей можно нагревать с помощью ядерного реактора, где теплота выделя- й ется за счет радиоактивного распада (деления) тяжелых или синтеза легких 10 ядер. Сами продукты ядерных реакций также можно использовать в качестве рабочего тела. 1 На рис. 11.58 приведена принципиальная схема двигательной установки с ядерным ракетным двигателем (ЯРД). Двигательная установка состоит Рис.
11.58 из камеры 1 с реактором, турбонасосного агрегата 2, отсекающего клапана 3, бака 4 с рабочим телом, как правило, аммиаком, спиртом или водородом, дренажно-предохранительного клапана б, газового редуктора 6, электропневмоклапанов 7 и 12, баллона со сжатым газом 8, твердотопливного газогенератора 9 и выхлопного патрубка 10. Рабочее тело для привода турбины отбирается из сопла камеры сгорания по трубопроводу 11. Рабочее тело из бака 4 подается насосом 2 в ядерный реактор.
Реактор имеет систему регулирования,которая при запуске ядерного ракетного двигателя приводит его в режим цепной реакции деления ядер урана в активной зоне. Протекая через реактор, рабочее тело испаряется и нагревается до высокой температуры теплотой, выделяемой в активной зоне при делении ядер делящегося вещества. Процесс подвода теплоты происходит при постоянном давлении рабочего тела. Из реактора газообразное рабочее тело поступает в сопло, где расширяется и истекает в окружающую среду.
Нетрудно видеть, что рабочий процесс ЯРД подобен рабочему процессу ЖРД. 375 Глава 11. Термодинамические циклы 11.7.8. Процессы в електрорвкетных двигателях. Эффективность ракетных двигателей определяется не только термическим КНД, но и удельным импульсом (отношением тяги к расходу бортовой массы). До сих пор рассматривалось газодинамическое ускорение полученных высокотемпературных рабочих тел, причем большей частью в предыдущих схемах реактивных двигателей источники энергии и массы рабочего вещества были сведены воедино.
Оказалось, что дальнейшее существенное увеличение скорости истечения можно получить, если разделить источники энергии и массы, а ускорять рабочее тело при помощи электрических (и магнитных) полей. Двигатели, в которых кинетическая энергия рабочего тела обеспечивается электрическими воздействиями, называются электроранетными (ЭРД). Высокая эффективность ЭРД и новые возможности, открывающиеся при их использовании на космических аппаратах, привели в настоящее время к созданию надежных и экономичных электрических ракетных двигательных установок, доведенных до натурных испытаний на различных летательных аппаратах. Чтобы ускорить рабочее тело в электромагнитных полях, необходимо предварительно перевести его в состояние, на которое эти поля могут воздействовать.
При таком подходе наиболее целесообразно источник электрической энергии и механизм ее передачи к рабочему телу разъединить. Все это позволяет получить большие скорости истечения: и = 10а — 10е м!с для любых рабочих тел. Для получения таких скоростей требуются очень большие мощности энергоустановок, поэтому наиболее эффективно использование данных двигателей для невысоких значений тяг. Вследствие этого ЭРД иногда н называют двигателями малой тяги. Необходимо отметить, что в рассмотренных ранее системах с большими тяговыми усилиями сами двигатели обычно составляют небольшую часть общей массы летательного аппарата, а наибольшая доля массы приходится на топливо.
Такие тяговые системы создают большие ускорения, но 376 11.7. Циклы реактивных двигателей з течение малого времени. Рассматриваемые же системы с ЭРД вЂ” системы с малой тягой, но с высокой экономичностью — имеют массу одного порядка с массой рабочего тела. Они обеспечивают малое ускорение, но могут работать з течение длительных отрезков времени, соизмеримых со временем всего полета космического аппарата (это время измеряется не минутами, как и предыдущих системах, а тысячами и десятками тысяч часов). Все это приводит к тому, что если, например, у ракеты с ЖРД, летящей к Марсу или Венере, масса всей системы, в которую входят двигатель, рабочее тело, баки, система управления, составит около 95'Ъ массы всего космического аппарата, то у аппарата с ЭРД эта масса (вместе с энергоустановкой) немногим более половины общей массы.
Сейчас известно довольно много схем ЭРД, все их можно разделить по типу механизмов ускорения рабочего тела на: ° электротермические (ЭЛАРД); е электростатические ~ЭСРД); ° электромагнитные или плазменные (ЭМРД). Электротермические реактивные двигатели и определенной мере являются комбинацией двигателей с газодинамическим ускорением и ЭРД. С одной стороны, у этого типа двигателей рабочее тело и источник энергии разделены, а с другой — в качестве их механизма ускорения используется известное уже газодинамическое сопла.
Идея электротермических двигателей заключается в нагреве рабочего тела при помощи электрической энергии с последующим газодинамическим ускорением. В зависимости от способа нагрева рабочих тел электричеством электротермические двигатели разделяются на электронагревные, электродуговые и электроабляционные. В электронигревных ракетных двигателях используется простейший метод повышения температуры рабочего тела за счет конвекции и излучения от электрических элементов сопротивления, поэтому этот тип называют еще реэис- 377 Глава! Ь Термодинамические циклы торныл. Простейшая схема такого двигателя представлена на рис.
11.59. Электрическая энергия от источника Б поступает на металлическую трубу, которая служит одновременно стенкой камеры и нагревателем 2. Здесь за счет ее сопротивления под воздействием разницы потенциалов между анодом 1 и катодом д электрическая энергия превращается в тепловую, которая отбирается омывающим ее рабочим телом, поступающим из бака 3 через клапан 4. Ускорение рабочего тела происходит в сопле Лаваля 7. Данный тип двигателя будет использоваться на космических солнечных электростанциях (КСЭС), где достаточно электроэнергии для утилизации отходов жизнедеятельности персонала станции.
Ограничение в теплостойкости материала нагревателя при получении очень высоких температур привело к созданию схемы с непосредственным подводом энергии в рабочее тело. Этот процесс реализуется в элентродуговых ракетных двигателях (рис. 11.60). Рабочее тело из бака 3 после прохождения клапана 4 нагревается до очень высокой температуры в камере электрической дугой 1, возникающей между катодом 2 и анодом 6 от источника питания б. Ускорение рабочего тела происходит в сопле 7. Рис. 11.59 Рис. 11.60 ЗТВ 11,7. Циклы реактивных двигателей Двигатели такого типа имеют недостатки, связанные с необхо- 2 3 димостью охлаждения элементов и с эрозией электродов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
