Синярев Г.Б., Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Теория и проектирование, 1957 г. (1240838), страница 30
Текст из файла (страница 30)
Однако 0 Я Н Фиг. 72. Высонная характеристика ЖРД с по- стоянным соплом. уравнение характеристики не позволяет сделать заключение, как будут протекать ветви высотных хар~ахтеристик этих двигателей на высотах, меньших расчетной, так как неизвестно, будет лн компенсироваться возрастание отрицательной статической составляющей свлы тяги второго двигателя увеличением кинетической составляющей ее. ! ! 4 дл Рз ",Сит и у '4' С" с тт' Фиг.
73. Идеальные циклы двух ЖРД, отличающихся только величинами степени расширения в сопле 3 и работающих на различных высотах. Для решения этого вопроса рассмотрим фиг. 73, на которой изображены идеальные циклы этих двигателей. На фигуре видно, что второй двигатель на высотах, меньших расчетной, будет иметь ббльшую потерю работы за счет перерасширения (для второго двигателя она определядтся площадью 83пу', 155 для первого 33' У). Этот же результат легко можно получить, рассмотрев фигуру, на которой приведено изменение т?г от величины е (см.
фиг. 67). Таким образом, тяга второго двигателя на земле будет меньше, чем тяга первого двигателя. В соответствии с приведенными выше рассуждениями характеристики этих двигателей пройдут так, как изображено на фнг. 74. На расчетных высотах каждый нз двигателей~ будет обладать максимально возможной тягой, соответствующей поаному расширению продуктов сгорания.
Через эти точки пройдет высотная характеристика и~деально регулируемого двигателя, в котором сапло изме- И„г . и,„, И„ ! ! Фиг. 74. Высотные характеристики двух двигателей, отличаю- щихся различными величинами ушмреиия сопла. няется так, что давление на срезе все время остается равным давлению в окружающей среде. Характеристика такого двигателя с идеально регулируемым соплом показана на фнг. 74 пунктирной линией.
Если бы вмелась возможность изменения выходного сечения сопла во время полета ракеты, например, за счет устройства вставки, то высота Н,а, на которой надо перейти с одного выходного сечения на другое, определяется точкой пересечения высотных характеристик на фиг. 74. Эта точка соответствует точке пересечения линий изменения чг на фиг. 67. ВОПРОСЫ ДЛЯ ПОВТОРЕНИЯ И ЗАДАЧИ 1.
Что такое термодинамический цикл? 2. Из каких процессов состоит идеальный цикл ЖРЛ? 3. Каковы особенности сжатия топлива в ЖРЙ? 4, Объясните, как протекал бы процесс расширения в ЖРЛ в случае полного сгорания топлива в камере. 5. Каково соотношение между работой цикла при наличии и при отсутствии рекомбинации продуктов сгорания в сопле? 6. Напишите формулу, связывающую удельную тягу с работой цикла, и объясните ее. 7. На какие части следует разделить потери в процессе сгорания? Как они учитываются? 8.
Какие потери учитываев козффициент сопла т! ? 9. Какова связь между соответственным и знергетическим и импульсным коэффициентами? 10, Какие потери учитывает термический к.п.д. идеального цикла? 1!. Проделайте вывод уравнения т1г. 12. Как изменяется удельная тяга двигателя с постоянным соплом прн изме кении высоты, на которой работает двигатель? Чему равна тяга двигателя а пустоте? 13. Как изменяется работа двигателя с постоянным соплом при изменении расхода топлива? 14. В каких случаях надо регулировать сопло изменением величины выходного сечения? !5. В каких случаях надо регулировать сопло изменением величины критического сечения? Как реально выполняется такое регулирование? 16. Что называется расходной характеристикой двигателя? 17. Что называется высотной характеристикой двигателя? 18, Как располагаются расходные характеристики двух двигателей, имеющих различные степени расширения в сопле? !9. Как располагаются высотные характеристики двух двигателей, имеющих различные степени расширения в сопле? ГЛАВА У ТОПЛИВА ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Топливом мы будем называть вещество (или систему веществ), обладающее запасом энергии; значительная часть которой в камере 'ЖРД может быть превращена сначала в тепловую, а затем в кинетическую энергию продуктов, выбрасываемых из сопла.
В настоящее время в ЖРД применяются исключительно химиче- ские топлива, которые обладают запасом химической энергии, пере- ходящей в процессе химической реакции в тепловую энергию продуктов, возникающих из топлива при осуществлении такой реак- ции. Наибоаее распространенной реакцией, приводящей к превра- щению химической энергии в тепловую и используемой в ЖРД, яв- ляется реакция сгорания, в связи с чем обычно часть камеры ЖРД, 'в которой происходит такая реакция, носит название камеры сгора- 'ния, а продукты реакции называются продуктами сгораппя.
Известно применение в ЖРД н таких топлив, которые выделяют химическую энергиею в процессе реакции разложения (например, реакция разложения перекиси водорода). Мыслимо также п~римене- мне топлив, в которых химическая энергия выделяется и превра- 'щается в тепловую в процессе реакций рекомбинации, например, Реакций рекомбинации атомарных веществ в молекулярные; эти реакции идут с выделением больших количеств тепла. В связи с необычайно быстрым развитием атомной энергетики в настоящее время ставится вопрос об использовании в ракетных двигателях а~то~мных топлив, ядерная энергия которых высвобож- дается в ~процессе ядерных реакций и используется затем в 'камере двигателя, Химические топлива, выделение энергии которых происходит в процессе реакции сгорания, состоят обычно из двух веществ или, как их называют, компонентов топлива — горючею и окмглигеля.
Г о р ю ч и м называется вещество, состоящее в основно~м из го- Рючих элементов, окисляемых в процессе реакции сгорания. О к и с- д ят ел ем называется вещество, состоящее в основном из окислигельных элементов,,которые используются для окисления горючего. Большинство химических топлив не допускает предварительного смещения компонентов н они поступают в камеру сгорания~ отдельнсч ив поэтому такие топлива называются двухномггонентными топливами раздельной подачи.
Компоненты некоторых топлив допускают предварительное смешение и тогда в двигатель подается предварительно смешанное двухкомпоиентное топливо, которое носит названи~е унитарного топ1лива. Существуют, однако, унитарные топлива и другого типа, состоящие из одного вещества, в молекуле которого находятся н окислительные а горючие элементы. При разложении такого топлива эти элементы выделяются и сгорают в камере двигателя.
Такое топливо можно назвать однономпонентным унитарным топливом. Унятармые топлива ЖРД аналогичны порохам и иногда называются жидкими порохами. $25. ТРЕБОВАНИЯ К ТОПЛИВАМ Конструкция ЖРД во многом ванн~сит от свойств топлива, которое применяется на этом двигателе. Для использования ЖРД э качестве двигателя ракетного летательного аппарата топлива ЖРД должны обладать определенными свойствами. В первую очередь топливо должно обеспечить достижение ракетой заданной дальности или высоты полета при минимальном ее весе, а также надежную эксплуатацию ракеты в самых разнообразных условяях.
Вследствие этого к топливам ЖРД пре~дъявляются весьма разнообразные требования. Для систематизации этих требований их удобно подразделить .на следующи~е группы: 1. Основные требования, предъявляемые к топливам ЖРД. 2. Конструктивные требования. 3. Эксплуатационные требования. Основные требования к топливам ЖРД Ракетный двигатель должен обеспечить достижение ракетой заданной дальности или высоты полета. Дальность полета ракеты (так же как я высота) зависит от ее,конечной скорости и„— той ско~рости, которую имеет ракета в момент прекращения ~работы двигателя. Формула для определения конечной скорости ракеты в простейшем случае, когда не учитывается сила тяжести и сопротивление воздуха, имеет вид: и„=2,303 тво 1я о К (У.
1) 159 где Мо — начальная масса ракеты; ̄— конечная масса ракеты. Из формулы (Ъ'. 1) видно, что и„прямо пропорционвлина скорости истечения, т. е. удельной тяге двигателя. Отсюда н возникает первое основпое требование к топливу — прн сгорании в двигателе оно должно обеспечивать получение возможно большей удельной тяги. Для выяснения второго основного требования к топливу ЖРД обратим внимание на~ то, что МО 'Оканстр+Мк.
н+Мтонк Мк Мконстр + Мн, н ~ где М,.„, — масса конструкции ракеты; М„, „— масса полезной нагрузки. Прн заданном весе (или массе) полезной нагрузки увеличение МО отношения ', которое влияет иа конечную скорость ракеты, Мк возможно только за счет снижения веса конструкция ракеты или, точнее, за счет снижения отношения веса конструкции ракеты к весу размещаемого в ней топлива.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
