Химмотология ракетных и реактивных топлив (1043407), страница 2

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 2)

Во всех типах жидкостных ракетных двигателей энергети­ческие возможности топлива реализуются в камере сгорания, которая является главным и самым ответственным элементом двигателя. Камеры сгорания бывают различной геометрической формы: цилиндрические, сферические, грушевидные, конические и др. (рис. 1.7) [7]. Камера двигателя состоит из трех основ-

Рис. 1.5. Схема турбонасосной системы подачи компонентов жидкого ра­кетного топлива (турбина работает на пероксиде водорода):

1—регулятор высокого давления; 2—подвод высокого давления; 3—электромагнит­ный клапан; 4 — регулятор низкого давления; 5 — бак с горючим; 6 — насос горючего; 7—турбина; 8—отсечный клапан; 9—клапан магистрали наддува; /О—газогенератор; 11—пакет с катализатором; 12—насос окислителя; IS—аккумулятор; /4— дроссель;

15 — клапаны горючего и окислителя; 16 — камера сгорания ЖРД (охлаждается горю­чим); 17—бак с Н₂ О₂; 18—клапаны наддува; 19 — бак окислителя; 20—клапан газо­генератора

Рис. 1.6. Схема турбонасосной системы подачи компонентов жидкого ракет­ного топлива (турбина работает на основных компонентах):

1 — регулятор высокого давления; 2 — подвод высокого давления; 3 ~ электромагнитные клапаны; 4 —клапаны наддува; 5 — бак с горючим; 6—газогенератор; 7—насос горю­чего; 8—турбина; 9—отсечный клапан; 10—регулятор низкого давления; 11—клапан газогенератора; 12—бак с окислителем; 13— насос окислителя; 14 — аккумулятор; 16— дроссель; 16—клапаны горючего и окислителя; 17—камера сгорания двигателя (охлаж­дается горючим)

Р ис. 1.7. Различные формы камер сгорания:

a — цилиндрическая с горловиной; б — сферическая; в — груше­видная; г—цилиндрическая без горловины; д—коническая

ных частей: головки с форсунками, собствен­но камеры сгорания и расширяющегося соп­ла.

Каждая двигательная установка с ЖРД имеет систему подачи топлива, а также гид­ропневматическую систему [2]. Система по­дачи топлива включает в себя баки с окисли­телем и горючим, агрегат для создания дав­ления подачи компонентов топлива (в виде турбонасосного агрегата, баллонов со сжа­тым газом, порохового или жидкостного акку­мулятора давления). Гидропневматическая система включает арматуру, трубопроводы и систему электрического управления работой

отдельных агрегатов. Наибольшее применение получила на­сосная система подачи компонентов топлива, так как она по­зволяет максимально снизить давление «наддува» баков и, сле­довательно, их массу. Для приведения в действие турбонасос­ного агрегата необходимо иметь парогаз с соответствующими температурой и давлением. Для получения такого парогаза ис­пользуют парогазогенераторы разной конструкции. Широкое распространение получили парогазогенераторы, в которых про­исходит каталитическое разложение концентрированного пероксида водорода с образованием нагретой до 700°С парогазовой смеси. Эта смесь поступает на лопатки турбины турбо­насосного агрегата и обеспечивает работу насосов. Использу­ют и другие типы парогазогенераторов, в которых парогаз полу­чается за счет продуктов сгорания основной топливной пары (с избытком горючего или окислителя), либо продуктов медлен­ного сгорания специального порохового заряда, либо продуктов сгорания, отбираемых из камеры сгорания двигателя [2].

Важным элементом двигательных установок ракет являются топливные баки. Они бывают нагруженные (под давлением) и разгруженные. Как правило, баки служат одновременно и си­ловыми элементами конструкции ракеты, поэтому их называют несущими баками. Они должны быть максимально легкими, но обладать при этом необходимой механической прочностью. Кро­ме того, они не должны подвергаться заметному коррозионно­му воздействию компонентов ракетных топлив, многие из кото­рых — коррозионно-агрессивные вещества. В связи с этим баки ракет обычно изготавливают из высокопрочных алюминиевых сплавов или легированных сталей, обеспечивающих длительное нахождение ракет в заправленном состоянии [2]. Эти условия накладывают определенные требования к снижению коррозион­ной активности и повышению химической стабильности компо­нентов ракетного топлива.

1.2. ОСОБЕННОСТИ ПРОЦЕССОВ, ПРОТЕКАЮЩИХ В ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

По характеру протекающих процессов камеру сгорания жид­костных ракетных двигателей можно разделить на три зоны по ее длине (рис. 1.8) [2].

В первой зоне (0-1) происходит распыл топлива через форсунки при высоком давлении, а также частично его испарение и смешение капель топ­лива. Длина этой зоны определяется конструкцией головки (плоская, шатро­вая или сферическая) и типом форсунок (центробежные, струйные, сотовые и др.). Процессы, происходящие в первой зоне, в значительной степени оп­ределяют работу ЖРД в целом. От качества распыла компонентов топлива сильно зависит эффективность горения топлива и, следовательно, к. п. д. дви­гателя. На характер и качество распыла топлива, кроме конструкции фор­сунок и головки камеры, существенно влияют вязкость, плотность и поверх­ностное натяжение компонентов топлива.

Вторая зона (I-II)—это зона подогрева, испарения и смешения компо­нентов ракетного топлива, а также протекания предпламенных химических реакций и частичного горения топлива. Тепло, необходимое для подогрева и испарения капель компонентов топлива в первой и второй зонах, подво­дится за счет радиации из зоны горения, экзотермических химических ре­акций компонентов топлива, протекающих в указанных зонах, и за счет об­ратных вихревых потоков горячего газа—продуктов сгорания (рис. 1.9), несущих большую часть тепла, расходуемого на подогрев и испарение ка­пель компонентов топлива. Во второй зоне интенсивно протекают реакции жидкофазного окисления капель горючего окислителем как газообразным, так и жидким [б]. В случае самовоспламеняющихся ракетных топлив реак­

ции взаимодействия (горения) про­исходят на поверхности капель и го­рючего, и окислителя.

В третьей зоне (II—III) сгорает большая часть топлива. Это—зона смешения компонентов топлива и про­текания интенсивных химических ре­акций, определяющих основные пара­метры процессов горения топлива. Первую часть указанной зоны, до се­чения Л—Л, в которой скорость хи­мических реакций относительно мала (поэтому она лимитирует процесс сго­рания топлива), называют областью кинетического горения. В этой обла­сти топливо сгорает преимущественно

Рис. 1.8. Схема протекания процес­сов в камере сгорания ЖРД в раз­личных зонах, выраженная относи­тельным количеством топлива G’/G, израсходованного на: 1 — распыливание; 2 — испарение; 3 — сме­шение; 4 — химические реакции

Рис. 1.9. Вихревые токи газа у головки ка­меры сгорания

вследствие самовоспламенения объемов га­зообразной смеси горючего и окислителя. В ней возможно также протекание периодиче­ских предпламенных реакций, аналогичных тем, что имеют место в зоне (I—II). Скорость горения топлива в области кинетического горе­ния ограничивается не процессами смешения, а кинетикой химических реакций.

Вторая часть рассматриваемой зоны (по­сле сечения А—А) характеризуется высокими температурами и большими, практически мгно­венными, скоростями химических реакций. Ско­рость горения топлива в этой области зависит от интенсивности смешения компонентов, кото­рая, в свою очередь, определяется скоростью турбулентной диффузии. В связи с этим рас­сматриваемую часть третьей зоны называют областью диффузионного горе­ния. Здесь топливо сгорает преимущественно вследствие распространения пла­мени в несгоревшей смеси, а процессы самовоспламенения играют незначитель­ную роль.

Четвертая зона (III—IV) — это зона сопла, в которой происходит догорание топлива, расширение и ускорение истечения продуктов сгорания. От формы и размеров сопла, а также процессов, происходящих в нем, существен­но зависит удельная тяга двигателя.

Процесс горения в жидкостном ракетном двигателе проте­кает в основном в диффузионной- области, поэтому время, не­обходимое для полного сгорания топлива, определяется глав­ным образом скоростью смешения компонентов, хотя и нельзя пренебрегать ролью процессов, протекающих в зонах (0—I) и (I—II), а также в области кинетического горения.

Рассмотренное разделение камеры сгорания ЖРД на зоны, конечно, условное, так как в реальном двигателе трудно раз­личить границы между ними. Совершенство камеры сгорания зависит прежде всего от полноты сгорания топлива, на которую влияют следующие факторы:

качество распыла и смесеобразования¹ топлива, определяе­мое, с одной стороны, типом и расположением форсунок в го­ловке камеры, формой головки и камеры сгорания, их гидра­влическими характеристиками, давлением перед форсунками и в камере сгорания, а с другой—физико-химическими свойства­ми компонентов топлива (вязкостью, плотностью, поверхност­ным натяжением, испаряемостью и др.);

время, отводимое для протекания химических реакций сго­рания, которое определяется скоростью движения газа в каме­ре сгорания, объемом камеры, а также давлением и температу­рой в ней.

Рис. 1.10. Схема процесса горения в ЖРД самовоспламеняющихся и несамовоспламеняющихся топлив

Рис. 1.11. Схемы охлажде­ния камеры сгорания ЖРД

Г орение топлива в камере сгорания ЖРД —сложный физико-химический процесс, за­висящий от конструк­тивных особенностей двигателя и режима его работы, а также от состава и свойств топлива. Процесс горе­ния в ЖРД самовос­пламеняющихся и несамовоспламеняющихся топлив схематичес­ки показан на рис. 1.10 [7]. В камере сгора­ния ЖРД развиваются высокие температуры (3000—5000 К) и давления—десятки и сотни МПа, теплонапряженность камеры сгорания достигает 10¹⁰ Вт/м², что в сотни раз превышает теплонапряженность камер сгорания воздушно-реактивных двигателей [4], За счет конвекции и лучеиспускания происходит интенсивный теплооб­мен между газообразными продуктами сгорания и стенкой ка­меры и сопла ЖРД. В таких условиях без специального охлаж­дения стенок камеры сгорания ни один металл не выдержал бы и разрушился.

Существуют различные способы снижения температуры сте­нок камеры сгорания: тепловая изоляция, регенеративное, пле­ночное и испарительное охлаждение (рис. 1.11). Камеры сгора­ния современных ЖРД, как правило, имеют охлаждающую ру­башку. Она отсутствует лишь у двигателей малой тяги косми­ческих аппаратов и у некоторых типов двигателей с внутренней тепловой изоляцией. Кроме того, в теплонапряженных двигате­лях для предохранения стенок камеры сгорания от прогара создают пристеночную завесу из горючего, подаваемого через периферийные форсунки головки камеры сгорания, при этом обеспечивается пленочное или испарительное охлаждение.

В охлаждающую рубашку подают горючее или окислитель (окислитель используют в качестве охлаждающего агента зна­чительно реже, чем горючее), которые, нагреваясь в рубашке, поступают при высоком давлении через форсунки в камеру сгорания и, будучи нагретыми, легче распыляются и испаря­ются; но, главное, они обеспечивают необходимое охлаждение стенки камеры сгорания. В двигателе ракеты «Фау-2» наряду с регенеративным охлаждением этанолом успешно применялось

Характеристики

Список файлов книги