Химмотология ракетных и реактивных топлив (1043407), страница 6

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

Текст из файла (страница 6)

На величину т влияют различные физические и химические факторы: характер и степень смешения компонентов ракетного топлива, их температура, вязкость и химический состав, давле­ние впрыска и начальное давление в камере сгорания, катали­тическое воздействие стенок камеры на процесс самовоспламе­нения топлива и др. Однако при прочих равных условиях пе­риод задержки самовоспламенения сильно зависит от состава топлива. В табл. 2.4 приведены значения периода задержки са­мовоспламенения для некоторых топлив на основе азотной кис­лоты и различных горючих [7]. На величину  заметно влияет начальная температура окислителя и горючего (рис. 2.8). С по­вышением температуры значение  уменьшается, так как при этом возрастают скорости смешения распыленных компонентов и предпламенных процессов реакций окисления [4]. При умень­шении давления период задержки самовоспламенения увеличи­вается. При обогащении или обеднении топливной смеси одним из компонентов по сравнению с оптимальным составом, как правило,  увеличивается. Одним из требований к самовоспла­меняющимся жидким ракетным топливам является постоянство минимального значения периода задержки самовоспламенения топлива при изменении состава смеси в камере сгорания.

Таким образом, для обеспечения надежного запуска двига­теля необходимо, чтобы самовоспламеняющиеся топлива имели возможно меньший период задержки самовоспламенения.

Рис. 2.8. Зависимость периода задержки самовоспламенения топлива ПЗС от тем­пературы.

Уменьшить его значение можно введением в топливо специаль­ных присадок [7].

Несамовоспламеняющиеся топлива требуют при запуске дви­гателя искусственного зажигания. Способы искусственного за­жигания разнообразны: воспламенение от искры или раскален­ной проволоки, с помощью вспомогательного заряда твердого топлива, путем факельного зажигания или с использованием самовоспламеняющегося пускового топлива.

Важной кинетической характеристикой несамовоспламеняющихся жидких ракетных топлив является период задержки вос­пламенения (ПЗВ), т. е. период времени от момента поджигания топливной смеси до ее воспламенения. Величина ПЗВ должна быть как можно меньшей. Она зависит от многих фак­торов: условий смесеобразования, температуры и вязкости ком­понентов ракетного топлива, их испаряемости, начального дав­ления в камере сгорания и давления впрыска, химического со­става топлива, характера и мощности источника зажигания. Несамовоспламеняющиеся топлива должны иметь возможно бо­лее низкую температуру и достаточно широкие концентрацион­ные пределы воспламенения.

Во второй фазе горения жидких ракетных топлив в камере сгорания, т. е. при установившемся режиме, кинетические ха­рактеристики топлив определяются скоростью, полнотой и ус­тойчивостью их сгорания. Физико-химические процессы—испа­рение, диффузия, теплопередача, массообмен, горение и др.,— протекающие в камере сгорания, весьма сложны, и методы ис­следования их очень разнообразны. Они основаны на измере­нии скоростей протекания процессов, давлений, температуры, мольных концентраций и химического состава промежуточных и конечных продуктов сгорания и ряда других параметров. Все это в итоге используется для изучения скорости и полноты сго­рания топлив.

Топлива должны сгорать в двигателе быстро, но без детона­ции. При прочих равных условиях это зависит и от химиче­ской активности компонентов топлива, в частности от периода задержки воспламенения (самовоспламенения) топлив. Скорость и полнота сгорания топлив определяются условиями подачи компонентов в камеру сгорания и качеством смесеобразования. В свою очередь, они зависят от свойств компонентов ракетного топлива и прежде всего от их вязкости, которая должна быть , минимальной и незначительно меняться с изменением темпера­туры. Полнота сгорания топлив определяется составом продук­тов сгорания и зависит, кроме всего прочего, от коэффициента избытка окислителя. В табл. 2.5 приведены характеристики горения топлива кислород—бензин при разных соотношениях компонентов [4, 14].

Из данных табл. 2.5 следует, что с увеличением содержания окислителя в топливе кислород — бензин уменьшается концент­рация СО и На в продуктах сгорания и повышается концентра­

ция С02 и Н2О, растет температура в камере сгорания, а вме­сте с ней увеличивается диссоциация молекул CO2 и H2O с образованием радикалов Н, ОН, СО и О. Следует отметить, что максимум удельной тяги наблюдается при соотношении кисло­рода и бензина, равном 2,6:1. Определенная зависимость состава продуктов сгорания и, следовательно, полноты сгорания топлива от коэффициента избытка окислителя наблюдается и в случае топлив кислород—керосин и фтор—водород (рис. 2.9),

Важной кинетической характеристикой жидких ракетных топлив является склонность к неустойчивому (вибрационному)

Рис. 2.10. Зависимость устойчивого го­рения топлива фурфуриловый спирт— азотная кислота от коэффициента из­бытка окислителя и соотношения дав­ления ри1рк (ном.)

горению. На устойчивость горе­ния ракетного топлива в двига­теле влияют не только свойства топлива, но и режим работы дви­гателя, форма и размеры камеры

сгорания [7]. При низкочастотных колебаниях для каждого топлива существует область устойчивого режима горения, за­висящая от периода задержки воспламенения (самовоспламе­нения) топлива. Устойчивость горения топлива определяется также коэффициентом избытка окислителя и давлением в ка­мере сгорания Рк (рис. 2.10). Каждому значению коэффициен­та избытка окислителя соответствует предельное давление в камере сгорания, ниже которого возникают низкочастотные ко­лебания [4, 7]. Улучшение воспламеняемости топлива и увели­чение скорости его сгорания способствуют повышению устойчи­вости горения топлив в двигателе.

Высокочастотные колебания в ЖРД также в значительной мере зависят от состава и свойств топлива, хотя природа воз­никновения этих колебаний изучена в меньшей степени, чем природа низкочастотных колебаний. При высокочастотной (1000—12000 Гц) неустойчивости горения топлив амплитуды колебаний могут достигать опасных значений и приводить к разрушению двигателя. Указанная неустойчивость горения определяется термодинамическими и гидродинамическими усло­виями в двигателе, она увеличивается с ростом удельной тяги и давления в камере сгорания. Замечено, что при малых добав­ках в топливо антидетонаторов, тормозящих локальные цепные реакции взрывного горения, устойчивость горения повышается [4]. На стабильность горения топлив в ЖРД влияют порядок зажигания, величина опережения подачи компонентов, их на­чальная температура, мощность источника зажигания и другие факторы.

Таким образом, одним из требований к ракетным топливам является минимальная их склонность к неустойчивому горению в двигателе как низкочастотному, так и высокочастотному. Разработчики ЖРД, как правило, решают проблему устойчиво­сти горения топлив конструктивно, каждый раз отрабатывая новый двигатель для конкретной топливной пары.

Охлаждающие свойства компонентов топлива. Для надеж­ной работы двигателя необходимо обеспечить достаточно эф­фективное охлаждение стенок камеры сгорания, так как в от­носительно небольшом ее объеме быстро сгорает значительное количество топлива и температура достигает 3000—5000 К, а

давление газов—десятков МПа. Ни один металл не выдержи­вает подобных тепловых и механических нагрузок без охлаж­дения. Поэтому во всех ЖРД (кроме двигателей малой тяги) конструкция камеры сгорания предусматривает охлаждающую рубашку, через которую пропускают один из компонентов топ­лива, как правило, горючее (регенеративное охлаждение). Окислители редко используют в качестве охлаждающего агента из-за их коррозионной активности. Перепад температур на стенке камеры сгорания может достигать 500—600 °С, а мощ­ность тепловых потоков через нее—свыше 5-Ю⁶ Вт/м² [б].

Компоненты топлива, употребляемые для охлаждения каме­ры сгорания ЖРД, должны отвечать дополнительным требова­ниям. Прежде всего, они должны быть термически стабильны­ми, не разлагаться и не образовывать отложений на горячей стенке, так как это может резко уменьшить теплоотдачу к жид­кости и вызвать прогар стенки камеры сгорания. В охлаждаю­щем компоненте топлива не должны присутствовать примеси, способные в условиях каталитического действия нагретых по­верхностей, а также в результате пленочного кипения охлаж­дающей жидкости образовывать на указанной поверхности твердые отложения (углерод, смолы, неорганические соли и др.) с большим термическим сопротивлением. Температура кипения охлаждающего компонента должна быть достаточно высокой.

Охлаждающая способность компонентов ракетного топлива в конкретном двигателе может быть оценена с помощью кри­терия Nu [7]:

, Чем больше величина Nu, тем лучше обеспечивается тепло­отдача через стенку камеры сгорания. Следовательно, охлаж­дающий компонент топлива должен иметь возможно большие плотность, теплоемкость и теплопроводность и меньшую вяз­кость. При этом максимальное влияние на теплообмен оказы­вают плотность и теплопроводность жидкости [7]. В табл. 2.6 приведены значения основных параметров компонентов ракет­ных топлив, влияющих на их охлаждающие свойства. Охлаж­дающие свойства лучше у жидкостей (КРТ) с большей скры­той теплотой парообразования, что особенно проявляется в слу­чае пленочного охлаждения стенок камеры сгорания.

Другие требования к ракетным топливам. Непосредственно­му использованию топлива по прямому назначению в двига­теле предшествует ряд этапов передвижения компонентов ра­кетных топлив от заводов-изготовителей до двигателя ракеты. На этом пути компоненты топлива неоднократно перекачивают,

их транспортируют и хранят, заправляют ими баки ракет. И на всех стадиях компоненты топлив должны сохранить свои свой­ства и отвечать предъявляемым к ним требованиям. В связи с этим к качеству топлив предъявляют дополнительные эксплуатационные требования [2, 6, 7].

Прежде всего они должны сохранять физическую и хими­ческую стабильность в реальных условиях эксплуатации, не изменять качества ни по одному показателю в большей степе­ни, чем это допускается соответствующей нормативно-техниче­ской документацией (ГОСТ, ТУ и др.). Криогенные компонен­ты ракетного топлива — жидкие водород, кислород, фтор, мо­нооксид фтора—физически нестабильны и не могут длитель­ное время храниться вследствие значительных потерь от испа­рения. При испарении в жидких кислороде и водороде постепенно накапливаются нежелательные примеси, делающие ука­занные компоненты опасными для применения.

Высококипящие компоненты топлив—четырехокись азота, окислители на основе азотной кислоты, пероксид водорода, трифторид хлора, керосин, гидразин, несим-диметилгидразин, аминное горючее и некоторые другие—достаточно стабильны. Они могут долго храниться как в складских резервуарах, так и в траках ракет. Азотная кислота, пероксид водорода и гидразин

химически недостаточно стабильны, поэтому в них добавляют стабилизирующие компоненты (или присадки), которые обес­печивают их длительное хранение.

Компоненты ракетных топлив должны иметь возможно более низкую температуру замерзания (застывания)' и более высокую температуру кипения, что существенно облегчает их хранение, транспортирование и перекачивание, а также заправ­ку ими ракет.

Характеристики

Список файлов книги