Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Учебник под ред. В.М.Кудрявцева (1014186), страница 2
Текст из файла (страница 2)
На рнс. 1.2, приведена камера ЖРД, работающая на двухкомпонентном топливе. Она состоит из камеры сгорания б и сопла 7, конструктивйо представляют собой одно целое. Камера сгорания имеет смеси- тельнуЮ головку 4, на которой размещены специальные устройства — форсунки 3 и 5, служащие для подачи компонентов топлива, в КС. Стенки камеры изготавливают, как правило, двойными для создания зазора между внутренней огневой стенкой 2 и наружнои силовой рубашкой 1, связанных между собой с помощью гофр, ребер или выштамповок. По зазору протекает компонент или компоненты топлива, охлаждающие КС.
Рабочий процесс в камере ЖРД можно представить в следующем виде. Горючее и окислитель впрыскиваются под давлением в камеру сгорания через форсунки, дробятся на мелкие капли, перемешиваются, испаряются и воспламеняются. Воспламенение (зажигание) топ лина может осуществляться химическими, пиротехническнми и электрическими средствами (часто компоненты топлива являются самовоспламеняющимися). Топливо после воспламенения горит при высоких давлениях (в некоторых случаях до 15 — 20 МПа и более). При горении топлива образукпся газообразные продукты сгорания (рабочее тело), нагретые до высоких температур (3000 — 4500 К), которые истекают из камеры сгорания в окружающее пространство через сопло.
По мере движения ПС по длине сопла температура и давление их уменьшаются, а скорость возрастает, переходя через скорости звука в минимальном (критическом) сечении сопла. На выходе из сопла скорость истечения достигает 2700 †45 м!с. Чем больше секундный расход массы и скорость газа на выходе из сопла, тем больше тяга, создаваемая КС. Примерный характер измене- ния температуры Т, давления р и ймзрлрмель Рнс, 1.2. Схема камеры ЖРД Рмс.
1.1. Классификация ракетных двигателей скорости и! топлива и газов по длине камеры ЖРД изображен на рис. 1.3. Высокие термо- и газодинамические параметры (давление, температура, скорость) газа, а также коррозионное и эрозионное воздействие ПС на стенку камеры создают чрезвычайно тяжелые условик ее работы. Обычно для надежной работы камеры помимо интенсивного наружного (регенеративного) охлаждения применяют специальные методы защиты: пристеночную зону с пониженной температурой газа (внутреннее охлаждение), специальные термостойкие покрытия стенок и т. д.
Применение внутреннего охлаждения, как правило, уменьшает удельный импульс, что невыгодно, так как снижается экономичность двигательной установки. В общем же случае ЖРД состоит из КС (нлн нескольких камер), систем регулирования и подачи компонентов топлива, исполнительных устройств для создания управляющих моментов, соединительных магистралей и т. п. Система регулирования осуществляет автоматическое поддержание или программированное изменение параметров 8 в камере для обеспечения заданных величин тяги, определенного соотношения компонентов, устойчивой работы КС, а также управляет переходными процессами, например запуском и остановкой двигателя.
Для системы регулирования применяют различные клапаны, редукторы, запальные устройства и другие элементы, называемые органами автоматики, назначение которых — осуществлять определенные операции в заданной последовательности. Компоненты в камеру сгорания подают ! ! или с помощью вытеснительной системы по- ! ! ! Р дачи, или с помощью насоса.
В последнем случае систему называют насосной. Обычно ! н! для привода насосов используют турбину. ! т ! Поэтому агрегат, состоящий из насосов и ! турбин, называют турбонасосным (ТНА). Рабочее тело для привода турбины обычно получают в газогенераторе (ГГ). Моменты, управляющие ЛА, как правило, создаются либо поворотом камеры ЖРД относительно оси, либо изменением величины тяг неподвижных камер. Прежде чем рассмотреть простейшие схе- л т „,. о„'остм д,Р,,У мы ЖРД, введем понятие о ракетной двига- йнн продуктов стораннн тельной установке (ДУ), состоящей из дви- ы но длине камеры гателя и топливных баков.
Таким образом, ДУ с ЖРД состоит из ~дн~~~ нли н~~~~~ьких ЖРД, топливных баков, агрегатов над и н нр р знчесное сеченне; а — сече- дува топливных баков, магистралей, соединна среза сонаа няющих ЖРД с баками, систем заправки и слива компонентов.
Двигательная установка ЖРД с в ы те с ни тел ь но й с ис т е мо й пода ч и изображена на рис. 1.4. В баки с окислителем 4 и горючим Б поступает газ, создающий в нем определенное давление, под действием которого компоненты топлива подаются в камеру ЖРД1, проходя через отсечные клапаны 2 и 3. Давление в баках поддерживается постоянным при помощи редуктора 6. Источником газа могут быть: сжатый газ в баллоне ? — аккумулятор сжатого газа (АСГ); газогенератор, работающий на жидком топливе— жидкостной генератор газа (ЖГГ); генератор с зарядом твердого топлива — твердотопливный генератор газа (ТГГ).
Преимущество рассматриваемой системы подачи компонентов топлива перед насосной состоит в сравнительной конструктивной простоте. Однако вытесни- тельная система подачи утяжеляет баки, поскольку они нагружены давлением, превышающим давление в камере. Это сужает область применения ДУ с вытеснительной системой подачи. Так, начиная с некоторого значения импульса тяги, масса ДУ с вытеснительной системой подачи оназывается больше, чем масса ДУ с ТНА. Наиболее распространены в ЖРД н а со с н ы е с и с те мы п од а ч и, обеспечивающие подачу компонентов в широком диапазоне изменения давления и расходов.
! 0 !НК IК ! ,кр а à — ч- Рассмотрим ДУ с ЖРД, имеющие ТНА. В ней для подачи компонентов используют насосы. Насосы вращаются турбиной, работающей на газе (продуктах газогенерации), получаемом.в ГГ из исходных веществ, запасенных на борту ракеты. Обычно для ГГ применяются жидкие компоненты. Такой газогенератор называют жигукосгггны и газогенератором (ЖГГ). При этом отработанный газ на турбине вы- отработавшие на турбине, поступают в камеру сгорания, где они догорают при оптимальном соотношении компонентов, когда обеспечивается более полное выделение химической энергии, заключенной в топливе, и затраты топлива на создание единичного импульса уменьшаются.
Таким образом, в ЖРД без дожигания дополнительно снижается экономичность из-за нерационального расхода компонентов на привод турбины, т. е. имеются потери на привод ТНА. В схеме Рис. 1.4. Схема ЖРЛ с вытесни- тельной системой подачи Рис. 1.б. Схема ЖРЛ без дожигаиин продуктов газогенерации: 1 — камера ЖРД; 2, 3 — отсечные клаваны топлива, 4 — выхлопной патрубок турбины: 5 — гнив 5 — ЖГГ; 7 — баи с горючим;  — бак с оквслнтелем брасывается либо в атмосферу (ЖРД без'дожигания продуктов газо- генерации); либо поступает в камеру двигателя (ЖРД с дожиганием продуктов газогенерации). ЖРД б е з д о ж и г а н и я продуктов газогенерации (рис.
1.5) энергетически менее выгоден, чем ЖРД с дожиганием, несмотря на то, что в нем генераторный газ после срабатывания на турбине выбрасывается не в атмосферу, а поступает в специальные вспомогательные сопла, создающие дополнительную тягу и позволяющие несколько улучшить экономические характеристики двигателя. Дело в том, что в ЖРД без дожигания химическая энергия топлива используется не полностью, так как топливо в ГГ сгорает не при оптимальных соотношениях компонентов.
Это обстоятельство обусловлено необходимостью поддерживать нз-за термостойкости лопаток турбины более низкие значения температуры газа в ГГ, чем в ПС камеры 'ЖРД.' В ЖРД с д о ж и г а н и е м (рис. 1.б) продукты газогенерации, 1О ЖРД с дожиганием более полно используется химическая энергия всего топлива, находящегося на борту аппарата, и потери на привод ТНА отсутствуют. В зависимости от агрегатного состояния, в котором компоненты подаются в камеру сгорания, различают два типа двигателей с дожиганием: «газ + жидкость» и «газ+ газ».
В двигатели типа «газ + жидкость» (рис. 1.б) один нз компонентов полностью идет в ГГ, где сгорает с частью другого компонента. При этом образуется газ либо с избытком горючего (восстановительный), либо с избытком окислителя (окислительный), который поступает на привод ТНА, а затем— в камеру. Оставшаяся часть другого компонента подается в камеру в жидком виде. Рис. !.6. Схема ЖРЛ с дожиганием продуктов газогенерации, работающей по схеме «газ + жидкостьы 1 — бак с окнслителем; 2, 4, Я вЂ” отсечные клапаны; 3— 7КГГ; 5 — бак с торга«им; 5 — насос окнслнтеллг 7— турбина:  — насос оквслнтелв: 1Π— камера ЖРД Рис. 1.7. Схема ЖРЛ с дожиганием продуктов газогенерации, работающей по схеме «газ+ газ»; 7 — отсечные клапаны; 2— насос горючего; 3 — бак с го.
рючим; 4 — восстановвтельный ЖГГ; 5 — окнслнтельный ЖГГ« 5 — бзк с окнслнтелем;  — насос окислнтела; 9 — турбина окнслнтельного газа; 10 — турбина восстановительного газа; Н вЂ” камера ЖРД При двигателе типа «газ + газ» (рис. 1.7) оба компонента поступают в два ГГ, в одном из которых образуется восстановительный, а в другом — окислительный газ. Из ГГ продукты сгорания идут на привод турбин ТНА, а затем поступают в камеру, где и догорают.
Ракетные двигатели твердого топлива (рис. 1.8) в отличие от ЖРД не имеют системы подачи. В РДТТ твердое топливо расположено внут- ри камеры сгорания 2 в виде г б топливного заряда 5, представ- ляющего собой физическую или химическую смесь окислителя и горючего. Воспламенение (поджигание) заряда осуществляется специальным воспламени- Рис.
1.8. Схема РДТТ гелем 1. Горение заряда обычно про- должается до полного выгорания топлива, при этом изменение тяги подчиняется определенному закону, обусловленному изменением поверхности горения и, как правило, не поддается регулированию. В ряде случаев производят отсечку тяги путем гашения горения заряда топлива на активном участке траектории полета ЛА для получения заданной конечной скорости. Про- Каждый из перечисленных выше типов двигателей имеет свои рациональные области применения. В некоторых случаях более выгодно применять ГРД, сочетающий в себе элементы ЖРД и РДТТ. В камеру сгорания ГРД (рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
