Химмотология ракетных и реактивных топлив (1043407), страница 3

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

Текст из файла (страница 3)

Рис. 1.12. Изменение температуры в пограничном слое у стенок камеры сго­рания ЖРД:

Т_r, Т_ж — температуры газа и жидкости; Т_ст.r, Т_ст.ж. — температуры стенки со стороны газа и жидкости соответственно

Рис. 1.13. Типичная кривая теплоотдачи:

I—конвекция; II—пузырьковое кипение; ///— частичное пленочное кипение; IV  сплошное пленочное кипение

и пленочное охлаждение камеры сгорания [2, 8). Изменение температуры в пограничном слое у стенки схематично показано на рис. 1.12 [7]. Теплоотдача от горячих газов к стенке камеры сгорания и от стенки к охлаждающей жидкости может быть оценена с помощью известного критериального уравнения теп­лообмена:

Nu = 0,023Re^0.8 Pro^0,33, (1.1)

Nu = L/; Re = pL/,; Pr = Cp/;

где —коэффициент конвективной теплоотдачи, Вт/(м²К); —коэффици­ент теплопроводности жидкости (газа), Вт/м²К); (, р, Ср—динамическая вязкость (Пас), плотность (кг/м³) и теплоемкость (Дж/К) жидкости или газа соответственно; L—характеристическая длина (м), определяемая по соответствующим формулам [7] (например, для случая теплоотдачи от стен­ки камеры сгорания к охлаждающей жидкости Lж=4fж/Пж, где fж—про­ходное сечение тракта охлаждающей жидкости, м², а Пж—смоченная часть периметра этого сечения, м.

Интенсивность теплообмена в охлаждающей рубашке ЖРД и соответственно температура стенки камеры сгорания зависят от поведения жидкости в пристеночном слое (рис. 1.13). Самой опасной зоной, где возможно значительное повышение темпера­туры стенки и, следовательно, ее прогар, является зона кри­тического сечения сопла двигателя. Максимальная температу­ра стенок камеры сгорания не должна превышать величины, выше которой большинство применяемых металлов начинает плавиться или размягчаться, что неизбежно приведет к разру­шению стенки из-за высоких давлений в камере сгорания [в]. Характер зависимости температуры стенки от температуры го­рения топлива в камере сгорания показан на рис. 1.14 (толщи­на стенки камеры ЖРД из легированной стали 2,54 мм; ско-

Рис. 1.14. Зависимость темпера­туры стенки к среднего теплово­го потока от 'температуры горе­ния топлива:

1 — температура внутренней стенки вблизи горловины сопла; 2—темпера­тура внутренней стенки камеры сгора­ния; 3 —средний тепловой поток в камере и сопле

рость охлаждающей жидкости в рубашке 15 м/с) [8]. Эффек­тивность охлаждения камеры сгорания зависит также от физи­ко-химических свойств охлаждающей жидкости (горючего или окислителя) — вязкости, теплоемкости, теплопроводности, тем­пературы кипения, термической и термоокислительной стабиль­ности, способности образовывать на охлаждаемой поверхности высокотемпературные отложения, резко ухудшающие теплооб­мен. Таким образом, охлаждающая способность—важное экс­плуатационное свойство компонентов ракетного топлива.

Большую роль в хорошем смесеобразовании, а значит, и в осуществлении оптимального процесса горения ракетного топ­лива (особенно двух- и трехкомпонентного состава) играют устройство и размещение форсунок в головке двигателя. Суще­ствуют различные типы форсунок (рис. 1.15) —струйные (а, б) и центробежные (в—д). [2]. Они могут быть предназначены для распыла однокомпонентных и двухкомпонентных топлив.

Рис. 1.15. Различные типы форсунок:

а — струйная; б — струйная с пересекающимися струями; в — центробежная с завихрителем; г — центробежная с тангенциальным входом; д—двухкомпонентная центробежная

Струйные форсунки просты в изготовлении, но по качеству рас­пыла уступают центробежным. Для улучшения распыла делают струйные форсунки с пересекающимися струями. В центробеж­ных форсунках искусственно создается закручивание жидкости, благодаря чему она под действием центробежных сил образует на выходе тонкую пленку, которая быстро распадается на капли.

Качество распыла компонентов топлива при выходе из фор­сунок оценивается тонкостью и однородностью распыливания, которые, в свою очередь, зависят не только от конструкции форсунок и перепада давления на них, но и от физико-химиче­ских свойств окислителя и горючего. В частности, они зависят от вязкости, плотности и поверхностного натяжения компонен­тов топлива, а также плотности среды, в которую топливо впрыскивается. Зависимость тонкости распыла компонентов топлива от их поверхностного натяжения в случае центробеж­ных форсунок характеризуется формулой [4]:

dcр= (1.2)

где dcp—средний диаметр капель, м; —поверхностное натяжение жид­кости, Н/м; r_вх—радиус входного отверстия форсунки, м; Р—давление пе­ред форсункой, МПа; R_вх—расстояние от оси форсунки до оси тангенци­ального отверстия, м.

На форму факела и дальнобойность струи кроме вязкости и поверхностного натяжения существенно влияет плотность жидкости. В головке двигателя обычно размещают большое число форсунок, располагая их таким образом, чтобы обеспе­чить наилучшее смесеобразование. Если используют одноком­понентное топливо, размещение форсунок на головке двигателя должно быть максимально равномерным. В двигателях, рабо­тающих; на двухкомпонентном топливе, для хорошего смесе­образования необходимо обеспечить возможно более равномер­ное чередование форсунок горючего и окислителя. Способы раз­мещения форсунок различны—шахматное, сотовое и концент­рическое (рис. 1.16).

Рис. 1.16. Варианты расположения форсунок в головке ЖРД:

а — шахматное; б — сотовое, в — концентрическое; X — форсунки горючего; О — форсун­ки окислителя

Рис. 1.17. Способы подвода компонентов топлив в головках ЖРД различ­ных типов:

а — шатровая головка с центральным подводом окислителя; б — головка с тонкими свер­лениями для подвода компонентов; в — головка с концентрическими поясами форсунок подачи окислителя и горючего; г—головка с двойным дном и сотовым или шахматным расположением форсунок

Расположение форсунок должно обеспечить защиту стенок камеры сгорания от прямого попадания струй окислителя, так как избыток последнего в пристеночной зоне может вызвать местный прогар стенки. Кроме того, при выбранном располо­жении форсунок должен быть предусмотрен удобный раздель­ный подвод к ним окислителя и горючего. Способы подвода компонентов реактивного топлива в головках различных типов показаны на рис. 1.17.

Ответственными и сложными моментами в эксплуатации ЖРД являются запуск и остановка двигателя. Главное требо­вание заключается в том, чтобы обеспечить плавный выход двигателя на основной режим работы и безотказную его оста­новку при необходимости. При запуске двигателя в камере сго­рания не должно накапливаться большое количество одного или обоих компонентов топлива, так как это при их воспламенении может вызвать резкое повышение давления в камере сгорания (пусковой хлопок) и даже ее разрушение. Полагают, что пус­ковая система должна обеспечить воспламенение компонентов топлива не более чем через 0,03с после их подачи в камеру [2]. Обычно запуск двигателя, особенно с большой тягой, осуще­ствляют ступенчато, с малым расходом компонентов ракетного топлива вначале (предварительная ступень) и затем с максимальным расходом их (основная ступень). Запуск двига­теля при полном расходе топлива называют «пушечным». При запуске двигателя желательно, чтобы компоненты топлива поступали одновременно, но практически наблюдается опере­жение подачи окислителя или горючего на доли секунды. Важ­ную роль в запуске двигателя в случае несамовоспламеняющихся топлив играет система зажигания. Способы зажигания раз­личны — пиротехнический, химический или с помощью электри­ческой свечи.

Важное значение в осуществлении нормального запуска ЖРД имеет такое эксплуатационное свойство ракетного топли­ва, как период задержки воспламенения (самовоспламенения) величина которого зависит от природы окислителя и горючего» Для оценки этого свойства существуют различные методы [8]. При остановке ЖРД (путем закрытия отсечных клапанов или после полной выработки топлива из баков), как и при запуске, недопустимо скопление избытка топлива в камере сгорания,. чреватое взрывом.

Для жидкостных ракетных двигателей всех типов харак­терно наблюдаемое в определенных условиях неустойчивое (вибрационное) горение топлива. Оно проявляется в виде пе­риодических колебаний давления в камере сгорания в основ­ном без каких-либо внешних причин, при этом амплитуда ко­лебаний давления может достигать весьма значительных вели­чин—десятки МПа, что в ряде случаев приводит к разрушению камеры сгорания. Законченной теории вибрационного горения топлив в ЖРД до настоящего времени не разработано, хотя создатели двигателей нашли пути предотвращения этого неже­лательного явления.

Наблюдают два вида колебаний давления в ЖРД—низко­частотные (до 300 Гц) и высокочастотные (более 1000 Гц). Первые связывают с взаимодействием колебаний в камере сго­рания с колебаниями в системе подачи компонентов топлива [б]. Например при повышении давления в камере сгорания из­меняется (уменьшается) и подача топлива. Топливо сгорает в камере не мгновенно, а в течение времени, когда давление в камере сгорания остается повышенным, а расход топлива—по­ниженным. Затем процесс развивается в обратном порядке:

давление в камере понижается, а подача топлива через фор­сунки увеличивается. Возникают незатухающие колебания дав­ления низкой частоты. Такая низкочастотная неустойчивость горения снижается при повышении скорости горения топлива, увеличении перепада давления на форсунках, объема камеры сгорания и длины трубопроводов, уменьшении поперечного се­чения трубопроводов и при действии ряда других факторов [2, б]. Свойства топлива также влияют на указанную неустой­чивость горения. Так, топливо азотная кислота + аминное го­рючее (смесь триэтиламина и ксилидина) обеспечивает более устойчивую работу двигателя, чем топливо азотная кислота + керосин 1[2].

Высокочастотная неустойчивость горения топлив в камерах сгорания ЖРД (от 1000 до 12000 Гц) носит более сложный характер, чем низкочастотная. Указанная неустойчивость свя­зана с особенностями горения топлива в ЖРД и опасна вслед­ствие возникновения местных перегревов и прогаров стенки камеры сгорания. В работе [6] предпринята попытка объяснения этого явления с позиций теорий детонационного горения.

В камере сгорания ЖРД в области кинетического горения значительная часть топлива сгорает вследствие самовоспламе­нения турбулентных локальных объемов свежей смеси. При этом протекают периодические реакции высокореакционноспособных молекул окислителя и горючего (по механизму переход­ной стадии самовоспламенения), и соответственно происходит периодическое выделение тепла в газе, приводящее к возникно­вению волн сжатия. В определенных условиях из таких волн могут образоваться незатухающие ударные волны. В указанной области горения тепловыделение в волне сопровождается про­грессирующим разогревом соседних объемов топливной смеси и самоускорением ее горения в волне. Возникают высокочас­тотные пульсации давления в камере сгорания, которые зависят от термодинамических и гидродинамических условий в ней. Последние, в частности, определяют число и объем очагов са­мовоспламенения, с увеличением которых возрастает амплиту­да колебаний. Гидродинамические условия в значительной мере определяются геометрией камеры сгорания, в частности ее длиной и формой. Наблюдаемая зависимость высокочастотной неустойчивости горения топлив в ЖРД от давления в камере сгорания, возможно, связана с тем, что при этом расширяются температурные пределы, в которых протекают периодические предпламенные процессы. Высокочастотное неустойчивое горе­ние зависит от природы и свойств компонентов ракетного топ­лива. Вибрационное горение, безусловно, отрицательно влияет на полноту сгорания топлива в камере сгорания и, как следст­вие, снижает к.п.д. двигателя и его экономичность [б].

Глава 2

КЛАССИФИКАЦИЯ ТОПЛИВ И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ

Ракетные топлива бывают трех видов: жидкие, твердые и «гиб­ридные» (твердое горючее и жидкий окислитель). Химмотология занимается изучением эксплуатационных свойств и вопро­сами рационального применения жидких ракетных топлив, по­этому в данной книге не рассматриваются твердые и «гибрид­ные» топлива.

2.1. КЛАССИФИКАЦИЯ ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ

Существуют разные подходы при классификации жидких ра­кетных топлив: по способу применения в жидкостных ракетных двигателях, по химическому составу компонентов, по принципу их воспламенения в камере сгорания, по основному назначению»

Жидкие ракетные топлива по способу применения в двига­телях подразделяют на однокомпонентные (их называют иногда унитарными) и двухкомпонентные.

Характеристики

Список файлов книги