Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 99
Текст из файла (страница 99)
После расширения в турбине водород смешивается с воздухом, поступающим из компрессора, и сгорает в камере сгорания. Демонстрационный вариант двигателя такой схемы был создан и испытан фирмой Пратт-Уитни. В «пароводородном» двигателе используется чрезвычайно высокая энергоемкосгь подогретого водорода (газовая постоянная водорода /тг = 4,12 кДж/кг К, а его теплоемкость Бр— = 14,63 кДж/кг К); но не используется большой хладоресурс водородного горючего. При реальных значениях суммарного коэффициента избытка воздуха (ах~ 1,1) из-за малого относительного расхода рабочего тела через турбину, составляющего !/38 расхода воздуха через компрессор, максимальная величина достижимой степени повышения давления воздуха в компрессоре такого типа двигателя даже при температуре Ти, = 1200 К сосоставляет при М =О, О =О, и;о ., =5,0, что ограничивает термический КПД и основные данные двигателя этой схемы на режиме максимальной тяги '.
В ракетно-турбинном двигателе с сжижением воздуха (см. рис. 16,11) относительный расход рабочего тела через турбину в три †пя раз превышает расход рабочего тела через турбину двигателя «пароводородной» схемы. Использование хладоресурса и работоспособности водорода в двигателе этой схемы позволяет получить большие степени повышения давления в компрессоре и более высокий термический КПД, чем в двигателе <пароводородной» схемы.
з Максимальиая величина температуры Тн ограничивается жаростойкостью стенок теплообмеииика подогрева водорода. 492 Рис. 16.1!. Ракетно-турбииный двигатель с сжижеиием воздуха: ! — компрессор; У вЂ” отбор воздука: 3 — гсплообменанк-конденсатор; « — насос сжн. женного воздуха; « — насос жндкого водорода; С вЂ” редуктор; 7 — водородно-воздушнма генератор;  — турбнва; р — сгабнлнзагор; га — камера сгоранкв; !1 — рсакгнвпое сопло Более низкая, чем в ТРДФ, лобовая масса и высокие значения удельной тяги воздушно-реактивных двигателей, в которых используются хладоресурс и высокая работоспособность криогенного топлива, определяют вероятные преимущества этих двигателей перед ТРДФ по удельной массе, что в сочетании с высокими удельными параметрами на режимах максимального форсирования содержит потенциальные возможности.
и перспективы их широкого применения. 16.5. РАКЕТНО-ПРЯй1ОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (РПД) В зависимости от условий смешения и горения различают РПД с совмещенной камерой смешения и горения (см. рис. 16.4, б) и РПД с раздельными камерами смешения и горения (см. рис. !6.4, в), в котором за камерой смешения расположен диффузор, тормозящий поток перед поступлением в камеру сгорания. В этом двигателе рабочий процесс может быть организован более эффективно в результате улучшения условий сжатия воздушного потока и теплоподвода.
Но такой двигатель имеет большие габаритные размеры, более низкую лобовую тягу и большую массу, чем РПД с совмегценными камерами смешения и горения. Принципы организации рабочего процесса в двигателе такого типа с успехом могут быть использованы при создании так называемых ракетных двигателей с воздушным форсированием, т, е. обычных ракетных двигателей, вокруг кормовой части которых устанавливается эжекторный сопловой насадок, в которомдополнительно сжимается атмосферный воздух и частично дожигаются продукты неполного сгорания ракетного топлива.
Термодинамические процессы в ракетно-прямоточном двигателе, подобно рабочему процессу РТД, удобно представлять состоящими из ракетного и воздушного циклов. Эффективность РПД, как любого комбинированного реактивного двигателя, будет определя- 493 ться, с одной стороны, степенью завершенности процесса тепловыделения в пределах тракта двигателя. характеризуемого значением теплосодержания рабочего тела на выходе из камеры сгорания, а с другой стороны, — совершенством составляющих ракетный цикл процессов сжатия, расширения и энергообмена между рабочим телом газогенератора и воздухом, В качестве топлива РПД так же, как и в РТД, могут использоваться как однокомпонентные жидкие ракетные топлива с избытком горючего, так и твердые топлива с отрицательным балансом кислорода и, следовательно, с содержанием горючих компонентов в продуктах сгорания газогенераторного топлива. В соответствии с этим в качестве жидких топлив могут использоваться окись этилена, гидразин, нитропарафиновые соединения и др.
(однокомпонентные топлива), кислород + керосин, кислород+ горючее на основе гидразина или нитроуглеводородных соединений, азотная кислота + керосин и другие двухкомпонентные топлива. Твердыми топливами РПДТ могут служить баллиститные пороха с основой иа базе нитроклетчатки и использованием нитроглицерина и других нитросоединений в качестве растворителя, обеспечивающего пластичность всей массы, и смеси топлив, представляющие собой механическую смесь минеральною окислителя (например, перхлората аммония, содержащего высокий процент свободного кислорода) с высокомолекулярным органическим соединением на основе углеводорода, играющего роль связки.
Однако в отличие от РТД в ракетно-прямоточных двигателях могут быть сняты ограничения„связанные с максимально допустимым значением Т„*„а также ограничения, которые определяют целесообразность использования в РТД топлив, в продуктах сгорания которых содержится минимальное количество частиц из-за возможности резкого ухудшения характеристик турбины. Поэтому характеристики упомянутых выше топлив (жидких, гибридных и, главным образом, твердых) могут быть заметно улучшены путем введения в эти топлива добавок металлов или их водородных соединений. Эти добавки увеличивают либо удельную теплоту сгорания топлива (например, бор, бериллий), либо его теплопроизводительность при относительно невысокой удельной теплоте сгорания.
Удельные параметры, основные данные и характеристики РПД Удельный импульс 1тд, коэффициент тяги св и удельная масса ракетно-прямоточных двигателей так же, как и других типов комбинированных ракетных двигателей, определяются сортом топлива, основными параметрами рабочего процесса и режимом полета. К числу основных параметров рабочего процесса РПД можно отнести; и = — =- — — коэффициент эжекции или отноо афпг чт 494 шение массового расхода воздуха к расходу газогенераторного топлива; р = — „" — отношение давления в камере газогенераРъ тора к полному давлению воздуха на входе в камеру РПД и а, коэффициент избытка окислителя в камере газогенератора. Последние два параметра — отношение р и а,„ в общем случае определяют импульс газогенератора 1 „„, который часто рассматривается в качестве основного параметра РПД (особенно в РПДТ, где величина 1 д при т = О, равная импульсу газогенератора, определяется рецептурой топлива и перепадом давлений в реактивном сопле).
Удельные параметры РПД при различных режимах работы (а., и и р) и полета (М и Н) могут быть определены как из условия выбора оптимальных по удельному импульсу значений а,д,, т и р, что соответствует условиям идеального регулирования состава рабочего тела и основных элементов РПД на всех режимах полета и работы, так и из условия выбора фиксированных геометрических размеров двигателя. Первое условие соответствует как бы идеально регулируемому РПД, а второе — работе реального РПД с нерегулируемыми сечениями по проточной части.
В РПД без дожигания топлива в воздушном потоке присоединение воздушной массы к струе продуктов горения и последующее смешение их с воздухом приводит к увеличению удельного импульса исходного ракетного двигателя тем более значительному, чем меньше потери в проточной части РПД и больше отношение температур смешиваемых потоков Т*„„1Т;. В РПД с дожиганием топлива (рис. 16.4. а, б) в воздушном потоке прирост 1„д и соответственно увеличение коэффициента тяги возрастают из-за утилизации тепловой энергии топлива, На рис. !6.12 приведена скоростная характеристика РПД, в котором в качестве топлива используют азотную кислоту и керосин при а„=0,8, ад = 1,25, коэффициенте полноты сгорания т)„,д = 0,9 и отношении давлений р = 50 при т = сопз1, регулировании проходных сечений проточной части на расчетный режим и потерях полного давления в воздухозаборнике, равных потерям в оптимальной системе сжатия при двух косых и одном прямом скачках.
Скоростные характеристики идеально регулируемого РПД при использовании твердого топлива с теплопроизводительностью Я „= 17000 кДж1кг и р„'„= 1961 кПа на высоте Н = 12 км и регулировании по закону гл = сопз1 приведены на рис. 16.13. Удельные параметры РПДТ в обоих случаях имеют экстремальные значения при определенных значениях чисел М„, зависящих от коэффициента эжекции и высоты полета Н. Сопоставление характеристик ракетно-прямоточных н ракетных двигателей показывает, что РПД имеют более высокие удельные импульсы, чем РД, что, однако, достигается ценой увеличения его удельной массы по сравнению с РД. Сравнение характеристик ракетно-прямоточного и прямоточного двигателей показывает, 495 г~~дг ггсгиг.
гггз арал ~„а,аггее гр Е .грив ггг ггг 4а гг,т„ 'гг юг Рис. 16.12. Скоростные характернс- Рис. 16.13. Скоростные характеристики РПД с регулируемыми сечениями тики идеально-регулируемого РПД тракта. Воздухозайо)тник — двухскач- (твердоетоплнвос0имк=-(Нн — 0ьт)Х ковый с оптимальнои системой тормо. Хгав + 0 = 17 000 кдж/кг, р жения: = 1961 кПа, Н = !2 км). Топливо — нероснн + ааотиаи кислота, У; — — — Ея тд' = 6680 кцж/кг. о = 0,8, а гз п),,*„д что РПД превосходит ПВРД по с дожиганнеи, — — — рпд беа дожига- веЛичИие Лобовой ТЯГИ, ЧТО Обь" ясняется увеличением давления в камере РПД по сравнению с ПВРД из-за дополнительного сжатия воздуха продуктами сгорания газогенератора.
При этом, если в ПВРД и РПД используется одно и то же топливо, то последний превосходит ПВРД и в экономичности. С увеличением скорости полета эти преимущества уменыпаются вследствие возрастания влияния сжатия воздуха ' продуктами сгорания газогенератора на суммарную степень повышения давления воздуха в двигателе. В наиболее распространенных случаях при использовании кислородсодержащего газогенераторного топлива РПД и горючего в ПВРД (т. е.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
