Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Учебник под ред. В.М.Кудрявцева (1014186), страница 138
Текст из файла (страница 138)
/Мвю 1х/М, и окончательно по )г„. $17 3. РАСЧЕТ И ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОГО ДАВЛЕНИИ НА СРЕЗЕ СОПЛА Тяга и удельный импульс сильно зависят от соотношения давлений на срезе сопла и окружающей среды. Максимальное значение Р и 1т при каком-либо противодавлении реализуется на расчетном режиме работы сопла. При большем или меньшем значении давления на срезе сопла по сравнению с давлением окружающей среды тяга и удельный импульс меньше аналогичных величин на расчетнсм режиме.
При движении по траектории ракета находится в среде с переменным давлением. Если бы обеспечить работу сопла во все время полета на расчетном режиме, то ракета при заданной начальной массе достигла бы максимальной конечной скорости или заданной конечной скорости при минимальной начальной массе М,. Ра ор1 Рк ср ~ Рк ) ( о мк ЖРД с ббльшим средним удельным импульсом обеспечит ббльшую конечную скорость (дальность ) полета ракеты при заданной начальной массе или заданную конечную скорость при меньшей начальной массе.
В расчетное значение Р„р, по (17.17) иногда необходимо внести коррективы. При малых значениях Р, размеры закритической части сопла увеличиваются, что приводит к росту массы ЖРД, пренебречь которым уже нельзя. Значит, необходимо внести коррективы в значение М„ формулы (17.17) и уже с новым значением Мк определить оптимальное давление на срезе сопла. На выбор оптимального давления может оказать влияние охлаждение камеры, например, когда в закритическую часть сопла входит скачок уплотнения, что вызывает резкое увеличение теплового потока от ПС к стенке сопла. Также на выбор оптимального давления может оказать влияние компоновка сопла ЖРД в хвостовой части ракеты, так как взаимодействие струи ЖРД и набегающего потока может влиять на донное сопротивление ракеты.
Особое внимание следует уделять выбору оптимального давления на срезе сопла ЖРД последних ступеней многоступенчатых ракет, траектория которых проходит практически в безвоздушном просГранстве. В этом случае уменьшение давления на срезе сопла приводит к росту удельного импульса. Одновременно возрастает масса и габариты сопла. Принятые габариты сопла могут не позволить удовлетворительно скомпоновать ЖРД в хвостовом отсеке раиеты. (Здесь особо важное значение приобретут, например, раскрывающиеся сопла). Поэтому необходимо, чтобы прирост конечной скорости за счет повышения 1 „перекрывался уменьшением конечной скорости за счет увеличения массы сопла ЖРД.
Прирост скорости /-й ступени У„,— !',н и — — й)/„=1,,1п(Ме/М). (17.19~ На рис. 17.6 показан характер /!)1„ изменения прироста конечной ско- 1 рости Ьр'„от безразмерной площади ! (давления на срезе сопла) сопла ЖРД. Из графика видно, что до определенного значения площади выходного сечения сопла Р„прирост удельного импульса перекрывает влияние увеличения массы конструкции сопла на величину конечной ско ости а 1/к, и она возпастает. ии ии изменение у„После некоторого оптимального зна- суммарный импульс сообщит ЖРД ракете. Оптимальное давление на срезе сопла позволяет ЖРД работать в среднем, как бы в расчетном, режиме, т. е.
ме (е(М/М /1п М /М„). (17.18) чения Р, увеличение массы сопла не компенсирует повышение 1„„и уменьшается ЛУ„. Естественно, дальнейшее повышение 7, будет ухудшать характеристики ракеты. Дальнейшее повышение 1, или 1и „при одновременном росте суммарного импульса должно идти за счет снижения массы конструкции ракеты, ЖРД и, в частности, сопла ЖРД. Учитывая, что температура газового потока в ЖРД с большими степенями расширения достаточно низка, вполне возможно обойтись без внешнего охлаждения концевой части сопла. Тогда надежную работу однооболочной части сопла можно обеспечить за счет термостойких материалов и покрытий.
Ликвидация рубашки КС на значительной части сопла позволит уменьшить массу сопла и ЖРД в целом. Следовательно, появится дальнейшая возможность уменьшить давление на срезе сопла и увеличить /тир и 1г „. й гхз. ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ ТОПЛИВА Топливо, которое при всех прочих равных условиях обеспечивает достижение ракетой максимальной конечной скорости при заданной начальной массе ракеты или заданной конечной скорости при ее минимальной массе, является наиболее эффективным. В этом параграфе не рассматривают нлияния на выбор топлива его эксплуатационных и других качеств, которые учитываются при окончательном выборе того или иного топлива. Для получения сравнительной оценки эффективности того или иного топлива достаточно дать оценку удельному импульсу на расчетном режиме, т.
е. при р, = Р„, или по значению удельного импульса в пустоте. Тогда уравнение (17.1) примет вид Р к.и = /т.ср 1п )ек (17.20) Используя зависимости Рк = 1 + М /Мк и М, = )гер„где Уе— объем топливных баков; р, — плотность топлива, преобразуем (17.20) к виду (17. 21) Ук,„= 1 „!и (1 + пкр,), 887 где о„= 'к'е/Мк. Чем больше пк, тем больше относительный запас топлива на борту ракеты. Из (17.21) видно, что на )г„„влияет соотношение компонентов или коэффициент избытка окислителя а, так как 1 и р, являются функцией а. Достижение максимальной конечной скорости при коэффициенте избытка окислителя большем, чем для получения 1, объясняется характером изменения р, = 1(а), значение которого для топлива ЖРД возрастает с увеличением коэффициента избытка окислителя.
Причем это расхождение возрастает с ростом разницы между плотностями горючего и окислителя. Следовательно, оценка эффективности топлива по У,,, более объективна, чем по 7 . Продифференцнровав (17.21) по ою получим ~Л/„.„/Йт„7 р ((1+ о„р ). Из уравнения (17.22) следует, что с увеличением о„влияние плотности топлива уменьшается, а удельного импульса возрастает. В заключение необходимо отметить, что при выборе тех или иных паоаметров ЖРД всегда надо помнить о том, как они влияют на 7 /Мдю Окончательным критерием для обоснования тех или иных решений по выбору схемы ЖРД и других параметров является определение их влияния на конечную скорость полета ракетного аппарата.
ГЛАВА И ОСНОВНЫЕ ТЕНДЕНЦИИ В РАЗВИТИИ СОВРЕМЕННЫХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Изучая исторический путь, пройденный ракетной техникой и жидкостными ракетными двигателями, а также современное их состояние, можно выделить ряд характерных направлений развития ЖРД. Первая характерная черта развития ЖРД вЂ” значительное расширение номенклатуры двигательных установок с ЖРД в зависимости от назначения и области применения, параметров н особенностей режимов, эксплуатационных свойств и качеств, а также и других специфических особенностей, предъявляемых к ЖРД. Увеличение типов ракет соответственно расширило и виды двигательных установок с ЖРД.При этом стали более жесткими требования к повышению удельного импульса, снижению массы и габаритов, к упрощению эксплуатации двигателей, готовности к немедленному действию, повышению надежности, сроков хранения, к сниже.
нию стоимости и др. Исследования и эксплуатация космического пространства — появление автоматических и пилотируемых космических кораблей и спутников, вывод на земную орбиту постоянно действующих с длительным временем существования автоматических спутников разнообразного назначения (метеорологических, навигационных, связи и телевидения, геологических, разведовательных и т. д.), запуск крупных обитаемых космических станций, посылка автоматических космических кораблей к ближним и дальним планетам — открыли для ракетного двигателестроения новую и обширную область применения ЖРД, которая предъявляет к ним сложные и порой противоречивые требования.
В этой области, с одной стороны, появились двигательные установки с большой тягой, достигающей (4 — 35)10«Н. Примером таких двигательных установок служат двигатели мощных ракетоносителей типа «Востокз. С другой стороны, различные космические ЛА потребовали создания двигательных установок разнообразного назначения со специфическими параметрами и условиями работы и эксплуатации. Вопервых, это двигатели разгонные и тормозные, служащие для вывода космического объекта с земной на планетарную орбиту и обратно, а также для посадки на Луну и планеты; двигатели для коррекции и изменения параметров орбиты; для совершения маневров на орбите при стыковке космических кораблей и т.
п. Эти дагатели, как правило, имеют тягу (10« — 10«) Н. Во-вторых, это двигатели, предназначенные для обеспечения: 689 стабилизации и ориентации космического ЛА в пространстве; компенсации малых изменений орбиты, происходящих вследствие малых изменений гравитационного поля и других малых возмущений; коррекции импульса более мощных двигателей; создания линейных ускорений с целью разделения газа наддува от жидкого компонента при запуске больших двигателей.
Все зти двигатели отличаются малыми значениями тяги (10' — 10 ') Н, имеют специфические особенности режимов работы по длительности действия, регулирования режима, многократности запуска, работы в условиях космоса, невесомости, длительности существования и т. п. Современное развитие техники наметило еще одно направление использования ЖРД, связанное с получением электрической энергии на принципах МГД-генератора. Здесь основой является низкотемпературная плазма, ускоренная до больших скоростей. Оказалось, что для получения низкотемпературной плазмы и ее разгона до больших скоростей наиболее подходящим устройством в ряде случаев будет камера сгорания и сопло ЖРД.
В такой камере сгорания организуется по обычной схеме сжигание жидкого топлива, состоящего из окислителя и горючего, а также добавок легкоионизирующихся щелочных металлов н их соединений. Затем ионизированные продукты сгорания, представляющие собой низкотемпературную плазму, разгоняются до сверхзвуковой скорости в обычном сопле Лаваля и далее поступают в специальный канал с магнитным полем, в котором происходит преобразование кинетической энергии потока плазмы в электрическую. Таким образом, расширение областей применения ЖРД и появление новых типов двигательных установок — это, несомненно, одна из наиболее характерных и постоянных тенденций развития ЖРД.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
