Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Учебник под ред. В.М.Кудрявцева (1014186), страница 3
Текст из файла (страница 3)
1.9) помещают твердотопливный компонент (обычно горючее), жидкий же компонент поступает туда при помощи специальной системы подачи. Горение происходит вблизи поверхности твердотопливного компонента, а образовавшиеся газообразные ПС, как правило, с конденсированной фазой выбрасываются через сопла двигателя в окружающую среду.
ГРД позволяет осуществлять неоднократные запуски и регулировать тягу в процессе работы, однако регулирование тяги связано с ухудшением его экономических характеристик по сравнению с ЖРД. й 1.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ, ХАРАКТЕРИЗУЮШИЕ ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Основные параметры, характеризующие ЖРД: тяга двигателей, импульс тяги, удельный импульс, удельная масса и др. Под тягой Р (Н) следует и а понимать реактивную силу, создаваемую ЖРД. Эту силу можно определить согласно теореме о количестве движения, на основании которой сумма внеш- х них сил, приложенных к замкнутому контуру, равна изменению секундного количества движения.
Расчетная схема приведена на рис. 1.10. Тяга двигателя (см. гл. 3) Р таг,-гР,(р, р), (11) Рис. 1.10. К определению тяги 1 Рис. 1дх Схема ГРД: 7 — баллов со сжатым газом; у — редуктор давлевня; 3 — бак с оквслнтелем; « — от- 7 сенной клапан; б — форсунка окнслнтеля; 6 — заряд твердого горючего; 7 — камера Лввгателя цесс горения происходит на поверхности заряда, не защищенного бронирующим покрытием 4, а образовавшиеся после горения газообразные ПС истекают из сопла 6.
Обычно сопла делают неохлажденными, поэтому его наиболее теплонапряженные места (около минимального сечения) выполняют из тутоплавких материалов (графита или вольфрама) в виде вкладыша 5. Кроме того, применяют абляционное охлаждение и другие методы защиты стенки, РДТТ по конструкции и эксплуатации несколько проще ЖРД, однако последние имеют преимущества: больше удельный импульс, возможность регулировать тягу. многократность запуска и т.,п. 12 где т — секундный массовый расход топлива; ш, — скорость истечения на срезе сопла камеры; Р, — площадь среза сопла; р, — давление на срезе сопла; р„— давление окружающей среды.
Значение тяги позволяет судить о масштабах двигательной установки (ее массе и габаритах). Существующие ЖРД имеют тяги от долей до нескольких сотен миллионов ньютонов, Тяга, развиваемая двигателем, может меняться во время его работы. Потребное ускорение по траектории полета ЛА определяет необходимую тягу двигателя во время полета. Зависимость тяги отвремени полета называется тяговой характеристикой. Импульсом тяги 1х(Н с) ракетного двигателя является интеграл тяги по времени его работы: 'раб 1» = ~ Р(т)йх, о где хр,б — общее время работы двигательной установки, с. 13 Импульс тяги определяется тактико-техническим назначением ЛА и является одним из важных параметров, характеризующих двигатель.
Например, для ЖРД в зависимости от величины импульса тяги выбирают ту или иную систему подачи топлива. Удельным импульсом 1 * (м(с) Ракетного двигателя называют отношение тяги к расходу топлива: (1.3) 1у =Р(т, где т — массовый расход топлива, кг(с. Из (1.3) видно, что удельный импульс равен эффективной скоростл истечения. Тяга и удельный импульс зависят от противодавления.
Они увеличиваются с его уменьшением, достигая максимального значения в вакууме. Если тяга двигателя постоянна в течение всего времени его работы, то импульс тяги 1з = — Ртр,б. (1. 4) Разделив (1.4) на массу израсходованного топлива М„получим 1у = ! траб)Мт зраб 1у, = ~ Р (т) с(т!М,. 4 Ранее удельный импульс выражают в секундах (с), если тяга относится к весовому расходу, которую называют удельной тягой (1.5) Ру, = Р16 = Р1(та), (1.6) где д = 9,81 м,'с' — ускорение силы тяжести на уровне моря.
Таким образом, удельный импульс ЖРД Ру,р (с) связан с удельным импульсом 1у,,р соотношением 1У.ор ! У. ср К. (1.7) Следовательно, удельный импульс в с в 9,81 раз меньше, чем удельный импульс в м!с, Удельный импульс — один нз важнейших параметров, позволяющий судить о степени совершенства рабочего процесса и эффективности применяемого топлива.
Для современных ЖРД удельный импульс ! ж 2500 —; 4200 мыс. Величина удельного импульса в первую очередь зависит от рода применяемого топлива н степени расширения ПС в сопле. Удельный импульс непосредственно влияет на дальность полета ракеты. Так * До издания ГОСТ 17655 — 72 под удельным импульсом понимали удела пум тягу. !4 Если прн работе двигателя изменяется его тяга, то может изменяться и удельный импульс, тогда вводят понятие о среднем удельном импульсе для межконтинентальной ракеты с дальностью 11 000 км и 1, = == 3040 м7с увеличение удельного импульса на 1'о дает прирост дальности на 500 км. Тенденция развития ЖРД идет по пути увеличения 1 за счет применения новых энергетических более эффективных топлив, увеличения степени расширения ПС в сопле и улучшения рабочего процесса ЖРД.
Однако увеличение степени расширения ПС в сопле приводит к росту массы двигателя и его габаритов, а также к отклонению режима работы сопла от оптимального. Поэтому для каждого случая выбирается оптимальное значение степени расширения ПС в сопле, при котором получается максимальная дальность полета ракеты.
Под удельной массой двигателя тд у (кг7Н) понимают отношения массы двигателя к его тяге: тд з;/~ где тд з — масса ЖРД и компонентов топлива, заполняющих его магистрали и агрегаты при работе ЖРД. Удельная масса двигателя характеризует собой степень технологически-конструктивного совершенства двигателя. Для ракет этот параметр очень важен, так как уменьшение удельной массы двигателя приводит к увеличению дальности полета ракеты при одной и той же массе полезного груза или к увеличению массы полезного груза ракеты при одной и той же дальности ее полета. Поэтому естественно стремление уменьшить величину удельной массы двигателя.
Для современных ЖРД удельная масса двигателя составляет 0,0015— 0,0010 кг(Н и меньше. Выбор оптимальных параметров ЖРД (оптимальных давлений в камере сгорания, на срезе сопла и др.) возможен лишь при учете совместной работы ЖРД с ракетой на основании тщательного анализа параметров проектируемой ракеты и условий ее эксплуатации. Расчет и выбор оптимальных параметров ЖРД будет дан ниже.
Здесь же, исходя из идеальной скорости ракеты, рассмотрим, какое значение помимо удельного импульса двигателя имеют массовые характет ристики ракеты. Под идеальной конечной скоростью ракеты Рп будем понимать верхнюю предельную скорость, которую может получить ракета в том случае, когда ее движение происходит не только за пределами атмосферы, но и вне поля тяготения (в идеальных условиях). В реальных'условиях полета неизбежны потери скорости вследствие земного тяготения, аэродинамических сопротивлений и др. Сумму этих потерь можно приближенно оценить заранее.
Поэтому в зависимости от технико-тактического назначения ракеты можно заранее с достаточной точностью определить действительную конечную скорость ракеты через.идерльную, введя соответствующие поправки. В идеальных условиях движение ракеты описывается уравнением и. В.
Мещерского М вЂ” — Р=О, (4.8) Еч где М, У вЂ” текущие масса и скорость ракеты. и п э~ н п, И1 16 17 Подставляя в (1.8) значение тяги Р из (1.1) при условии что дМ дй4 т = — —, получим й)/ = — в»Ф —. дт м Так как эффективная скорость истечения в»Ф при этом остается величиной постоЯнной, то после интегРиРованиЯ имеем У =-- — в»Ф х х (1ЛМ вЂ” 1пС), где С вЂ” производная постоянная.
При к' = 0 масса ракеты М равна массе ракеты в момент старта Мь (стартовая масса). Тогда конечная идеальная скорость ракеты )т„= В«Ф!П Рк, (1.9) гдеЗН„= Мь/̄— коэффициент массовой отдачи ракеты; ̄— конечная масса ракеты в момент окончания рабаты двигателя, равная стартовой массе ракеты М за вычетом массы выгоревшего топлива М,, Выражение (1.9) называют формулой Циолковского.
Увеличения скорости )/и, т. е. в конечном итоге дальности полета ракеты, можно достичь либо повышением эффективной скорости истечения в,б, либо увеличением массовой отдачи — уменьшением массы конструкции ракеты и ДУ. Степень влияния этих параметров на конечную скорость неодинакова (см. гл. 17).
Для оценки массавага качества конструкции применяют различные показатели. Самый распространенный — безразмерный коэффициент массового качества ц. = (Мь ™ ..)/(Мв — М..) = (р — р'.,)/(1 — р ..) где р„„= М„, /̄— коэффициент относительной массы полезного груза; М,,„ — масса полезного груза. Первая крупная советская баллистическая ракета имела стартовую массу примерно 13 т при собственной массе конструкции (без боевого заряда), равной 3 т, отсюда коэффициенты массового качества ех„ = = 4,0 и массовой отдачи ракеты р„ = 3,25.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
