Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Учебник под ред. В.М.Кудрявцева (1014186), страница 136
Текст из файла (страница 136)
Расчет по (17.2) показывает, что наибольшее влияние на величину конечной скорости полета ракеты оказывает У„„. Влияние на конечную скорость сил земного тяготения и аэродинамического сопротивления не является определяющим. Кроме того, последние два члена в основном зависят от траектории полета ракеты и незначительно от параметров )КРД.
Поэтому рассмотрим влияние параметров )КРД на конечную идеальную скорость ракеты при постоянной начальной массе М, = сопи!. Из (17.1) видно, что на конечную скорость оказывают влияние Хулр и 1ь„. Чем больше Ту, и 1ь„, тем больше Уи „ракеты. Коэффициент ри характеризует степень конструктивного совершенства ракеты в целом. Чем больше )ь„, тем больше запас топлива в ракете: М, = М, — ̄— двигатель прорабатает большее время н ракета достигнет большей скорости У„„полета (в массу ракеты входит и масса двигателя).
Следовательно, снижение массы двигателя позволяет увеличить )ь „и конечную скорость «1/кс///~г полета ракеты. В массовом балансе ракеты доля массы двигателя состав1уед=75000с/ г 1 е =7500нс/лг 7000 ляет значительную величину, поэто- 1500 му уменьшение массы двигателя имеет существенное значение в снижении массы ракеты. Конструктору важно знать сте- 100 пень влияния уввличения удельного импульса и уменьшения массы двигателя на конечную скорость или дальность полета, например в слу- 0 1 4 О О 70 1 10 чае баллистической ракеты.
Рнс. 17.1. Зависимость дальности На рис. 17. 1 приведены реэуль- полета от изменения уделыюго таты расчетов влияния удельного импульса /у ср импульса на дальность полета баллистических ракет. Из рисунка видно, что влияние удельного импульса возрастает с ростом дальности полета ракеты.
Так, для межконтинентальной ракеты с дальностью 11 000 км и / ,р -††3000 увеличение удельного импульса на 10 единиц дает прирост дальности на 170 км, а при увеличении /у р на ! % — около 500 км. Чтобы оценить степень влияния / ,р и ри на конечную идеальную скорость, предположим, что ракета должна иметь У„, = сопи!, тогда после дифференцирования уравнения (17.1) и элементарных преобразований получим «!ьи/)ьи = («/у.ср/1у.ср) 1п !ьи (17.3) Начиная с 1ь„) е (где е — основание натуральных логарифмов), прирост /„,р на !% дает значительно больший выигрыш в У, „или дальности полета, чем изменение рн на 1%. При )ь„= е влияние изменения на 1% удельного импульса и степени конструктивного совершенства !ь„одинаково, а при )ь„< е влияние )ь„больше, чем ! (рис.
17,2, а), Для современных баллистических ракет, ракет-носителей космических кораблей, зенитных управляемых ракет характерной является область с !ь„) е. Лишь для некоторых ракет класса ближнего боя характерна область с Р„( е. Двигателисту важно знать влияние на дальность полета ракеты массы собственно )КРД. Для этого положим, что запас топлива на борту ракеты неизменен, т. е. М, = Ма — М„= сопз1, и, далее, 22'" 670 0/ пэг ау . иклу ' 20 0 р,а, 1 2,7 4 0 0 2 г 0,и„ 0 Рис. 17.2. Зависимость коэффиииента массовой отдачи ракеты )гк(а) и массы двигателя М (б) от эквивалентного изменения /,.е, на 1»6 проделав те же преобразования, что и для выяснения влияния р„ и 1у.,р иа конечнУю скойость )г„,„, полУчим г(М» рк 01 — = — 1 Ь вЂ” "-.
у.о Мк рк — 1 тор Учитывая, что изменение массы конструкции ракеты производим только за счет изменения массы ЖРД бМ» = ЫМ„д. уравнение (17.4) примет вид (17.4) 676 Ы/ (17.5) Мкд Мкд р» 1 /у,ор Результаты расчетов по формуле (17.5) представлены на рис. 17.2, б. Из графика видно, что увеличение удельного импульса на 1% влияет значительно более интенсивно на конечную скорость, чем уменьшение массы ЖРД на 1%. Для современных рк и М„/М„д увеличение удельного импульса Ьа 1% по своему влиянию на $', „или дальность полета равноценно уменьшению массы двигателя на 10 — 15%. В результате можно отметить, что при заданной начальной массе ракеты ее конечную скорость полета можно увеличить за счет повышения удельного импульса ЖРД и снижения массы ракеты, в частности массы ЖРД.
Для достижения заданной конечной скорости полета увеличение удельного импульса ЖРД и уменьшение его массы позволит снизить начальную массу ракеты. Таким образом„степень совершенства ЖРД нельзя оценивать по величине удельного импульса или его массе, а только в совокупном влиянии этих параметров на характеристики ракеты. Наиболее полно степень совершенства ракеты при М, = сопз( характеризует суммарный импульс ракеты /э = /у..рМ,. Чем больше удельный импульс 1,,р ЖРД и запас топлива на бор- ту ракеты, который можно увеличить при М, = сопз1 за счет снижения массы ракеты М„, и, в частности, за счет снижения массы ЖРД, тем больше суммарный импульс ракеты. Следовательно, 1э характеризует степень совершенства ЖРД и ракеты в целом. Для оценки степени совершенства различного типа ракет в качестве критерия можно взять отношение суммарного импульса к начальной массе ракеты, т.
е. /а /М,. Действительно, разделив левую и правую части выражения 1э = /г,ерМ~ на Мо и учитывая, что М = Мо — М„или М,/Мо = = 1 — Мк/Мо = 1 — 1/(г„, получим 12 /Мо = /уев(1 1/)гк). (17.6) Сравнивая (17.1) и (17.5), замечаем, что )г,,, и 1к /Мо зависят от одних и тех же параметров — удельного импульса 1,» и массового совершенства ракеты (г„, с ростом которых и У, „, и /э /М, увеличиваются. Поэтому для оценки эффективности ракет можно применять как у'„„, так и 1, /Мо. Из выражения (17.6) следует, что при )г „-о-оо отношение 1, /М, -з- -~- 1у,, т.
е. теоретическим пределом /э IМ, является средний удельный импульс ЖРД и степень приближения /э/Мо к /у,р — критерием степени совершенства ракеты. Для оденки двигательной установки (ДУ) можно такжеиспользовать параметр /э/Мду. Имея параметр (критерий) оценки эффективности ДУ, можно рассчитать и выбрать оптимальные параметры ЖРД.
В камеру и другие агрегаты ЖРД топливо подается вытеснительной или насосной системой. При вытеснительной системе подачи необходимое давление подачи топлива осуществляется созданием этого давления непосредственно в топливных баках с помощью АСГ и ЖГГ и др. Характерно для этого типа подачи топлива высокое давление в баках (больше давления в КС).
При насосной системе подачи необходимое давление подачи создается обычно центробежными насосами. Топливные баки при этом находятся под давлением, необходимым для обеспечения нормальной безкавнтацяонной работы насосов, устойчивости баков н др. Тип системы подачи топлива выбирают нз условия обеспечения максимального значения 1э /Мду, что позволяет получить заданную величину /г при минимальной начальной массе ракеты. Рассмотрим влияние давления в КС на отношения 1э/Мду для ЖРД с вытеснительной и насосной системами подачи топлива. В ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива входит камера с арматурой и ее автоматикой; с насосной системой — камера с турбонасосным агрегатом и необходимой арматурой и автоматикой.
Для правильного выбора параметров ЖРД необходимо рассмотреть влияние этих параметров на характеристики ракетной жидкостной ДУ, в которую входят топливные баки со средствами газогенерации сжатого газа для наддува баков с необходимой арматурой и автоматикой. Ниже будет показана невозможность правильного выбора параметров ЖРД без учета влияния их на характеристики агрегатов ДУ. Как правило, баковую систему ДУ со средствами наддува баков и автоматики проектируют конструкторы ракет. 677 5 |7Д. РАСЧЕТ И ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОГО ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ДЛЯ ВЪ|ТЕСНИТЕЛЪНОИ СИСТЕМЪ| ПОДАЧИ ТОПЛИВА За начальную массу ДУ с вытеснительной системой подачи топлива условимся принимать (17.7) где М„„м — масса камеры с арматурой; М, — масса топлива; М., =- да(с + М, „+ М,𠄄— масса системы подачи топлива; Мс — масса топливных баков; М„ „ — масса системы газогенератора; М,р„„„ — масса арматуры и автоматики системы подачи топлива.
Из уравнения (1?.7) запас топлива Мт = Мду Мк+арм /"!с.п или Мт/Мдь' = 1 Мк+арм/Мду Мс п/Мду ' (1?" 3) Умножив левую и правую части (17.8) на 1„,р, получим /х/Мду =./у.ср (1 Мк+арм/Мду Мс.п/Мду) ~ (17.9) где /у..р = /(Р1 Мкаарм/Мду = /(Рк)' М«.п/Мду = /(Рк) — функции давления в КС. Если эти функции задать аналитически, то, продифференцировав выражение по р„, можно найти такое р„, при котором 1а /Мду достигнет своего максимального значения. Аналитическая зависимость выражения (17.9) от рк получается сложной и ее решают графически, используя полуэмпирические зависимости или статистические данные.
Для графического построения и выявления физических причин наличия оптимального давления преобразуем (17.9), предварительно сделав несколько замечаний. Масса камеры малой тяги (от долей килограмма до нескольких тонн), что характерно для ЖРД с вытеснительной подачей топлива, мало зависит от давления в КС. Поэтому можно положить, что М„„рм = =- сопз( Ф /(р„). Основная доля массы конструкции ДУ приходится на систему подачи топлива, которая сильно зависит от давления подачи (давления в КС), т. е. М„„р « М, „= /(р ), где р — давление подачи топлива, связанное с давлением в КС. Степень совершенства системы подачи топлива характеризует отношение р, „=- М, „/М„или р., = Кр, где К = М..
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
