Синярев Г.Б., Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Теория и проектирование, 1957 г. (1240838), страница 4
Текст из файла (страница 4)
Насос горючего и другие вспомогательные механизмы, необходимые для работы, или приводятся отдельным двигателем или заменяются устройствами, работающими на сжатом воздухе. ПВРД может работать при больших дозвуковых скоростях полета. Однако наилучшие результаты он обеспечивает при сверхзвуковой скорости, а именно при скорости 2000 —:4000 км/час. Сверхзвуковой ПВРД имеет более сложное устройство диффузора, обеспечивающее лучшее использование скоростного напора при сверхзвуковой скорости полета. Устройство прямоточного двигателя является относительно простым, но для того чтобы такой двигатель начал работать, его предварительно надо разогнать до большой скорости, так как при малых скоростях сжатие будет недостаточным и двигатель без особых дополнительных устройств не будет давать тяги. Поэтому на летательных аппаратах прямоточный воздушно-реактивный двигатель устанавливается совместно с двигателем какого-либо другого типа (например, с ЖРД илн ПРД), дающим тягу при взлете и малых скоростях, и за счет работы которого летательный аппарат разгоняется до такой скорости, когда ПВРД будет давать достаточную тягу.
18 На фнг. 12 показана схема летательного аппарата, в фюзеляже щен ЖРД, а под крыльями подвешены два сверхзвувых прямоточных ВРД. На фигуре хорошо виден диффузор двига- еет центре заостренное тело — так называемую геля 6, который им в иглу; эта игла о беспечивает лучшее использование скоростного напора при и сверхзвуковой скорости полета. 1 г Х фиг.
12. Схема летателыиого аппарата с прямоточиыми ВРД. 1 †боев заряд, -кр У- ыло, а — баки с топливом, 4 — жидкостный ракетный двигатель. б-сверхзвуковой ПВРД, а-диффузор двигатшш с иглой. Схема пульсирующего воздушно-реактивного двигателя приведена на фиг. 13. Воздух, набегающий на двигатель, проходит через ди~ффузор„ образованный обтекателем 1, и клапанную решетку 2 в камеру сгорания 3. После заполнения воздухом камеры сгорания в нее подается легкое горючее, например, бензин, пары которого воспламеняются от свечи 4 или горячих тазов, еще заполняющих сужающееся сопло 1 7 5 4 5 б фпг, !3.
Схема пульсирующего ВРД (ПуВРД). у-передний обтмсзтсль, у — клапвннея решетка, а †каме сгорания, е-запальиав свеча, а — ионфузор, 6 †выхлопн труба, (конфузор) 5 и выхлопную трубу двигателя б. При вспышке паров бензина в камере сгорания повышается давление, клапаны клапанной решетки 2 закрываются и продукты сгорания вытекают через сужающееся сопло и выхлопную трубу в атмосферу, приобретая за счсг Расширения большую скорость, длина трубы подобрана так, 2в 19 что инерция вытекающего из трубы столба газов создает через некоторое время в камере разрежение, клапаны открываются, в двигатель поступает свежий воздух и цикл работы двигателя начинается вновь.
Частота циклов определяется геометрическими размерами н длиной трубы; обычно она составляет около 4000 циклов в минуту, Такой двигатель может работать и создавать тягу даже на месте. Фиг. 14. Схема порохового ракетного двигателя. 2-пороховая шашка. 2 — воспламепитель, 2— диафрагма. На фиг. 14 представлена схема двигателя прямой реакции еще одного типа — и о р о х о в о г о р а к е т н о г о д в и г а т е л я (ПРД): Заряд медленно горящего пороха 1, обычно состоящий из нескольких шашек, расположен в камере сгорания двигателя. При запуске двигателя восплименистель 2 поджигает пороховую шашку.
Образовавшиеся продукты сгорания через сопло вытекают в атмосферу и создают реактивную тягу. Для удержания порохового заря- Фиг. 1о. Пороховой ракетный снаряд. 2 — пороховые шашки прд, 2 — воспламеиитель, 2 — сопло, э — диафрагма, 2 — боевой заряд, 6 — вэрываттль, 7 — стабилизатор. да в камере двигателя и предотвращения выбрасывания его в несго. ревшем виде устанавливается диафрагма 4. Как видно ив описания порохового ракетного двигателя, устрой.
ство его весьма несложно. Поэтому ПРД широко применяется самых разнообразных ракетных снарядах, особенно в снарядах отис сительно небольших размеров. Примером такого снаряда являетсй 20 1й на фиг. 15 пороховой ракетный снаряд, предназнаизображенный н ченный для стрельбы по наземн м ц На базе поРохового Ракетного двигателк созданы также и кРУпные снаряды с 1 с весом порохового ракетного заряда в сотни килог аммов. а фи .
. Н фиг. 16 показан такой снаряд с начальным весом в 2700 кг в момент мент запуска. Он имеет длину около 8 и и диаметр 0,762 м. Дальность его полета составляет 24 —:32 км. Фнг. 16. Крупный пороховой ракетный снаряд в момент аапуска„ ! — воевой заряд, 2 — пороховой ракетный двнгатень. В последнее время крупные пороховые ракетные двигатели применяются также в качестве двигателей одной из ступеней составных многоступенчатых ракет (см. стр.
30). Особенности реактивных и ракетных двигателей Основной особенностью реактивных двигателей (т. е. двигателей пРямой реакции) всех типов является то, что и~х применение становится выгодным только прн больших скоростях перемещения аппаратов, на которых устанавливаются такие двигатели.
Для того чтобы объяснить э1о, введем понятие внешнего илрр, как его чаще называют, полетного коэффициента полезного действия т1о. Полетный к. п. д. определяет степень использования энергии стРуи газа, вытекающего из сопла реактивного двигателя, для создания полезной работы, затрачиваемой на перемешение реактивного аппарата. Эта полезная работа, сообшаемая реактивному аппарату в 1 сек., равна произведению силы тяги Р на скорость движения аппарата и. Сила тяги ракетного двигателя, если пренебречь относительно небольшой величиной ~з(р,— рп), равна Р= — '6, а секунд- Я ная полезная работа, совершаемая за счет силы тяги ракетного двигателя, составит: (1.17) (!.18) Полетный к. п.
д. согласно его определению равен отношению величин (1. 17) и (1. 18) ~а — би я 0 —,+— (1 .19) Разделив выражение (1.19) на и' и введя отношение и получим окончательную формулу для вычисления ч,. 2р Чп +йВ (1 .20) Как видно из выражения (1. 20), величина полетного к. п. д. определяется только отношением скорости полета к скорости истечения из сопла. Зависимость изменения а„от 8 показана на фиг. 17.
Полетный к. п. д. немеет максимальное значение, равное 1, при 3=1, т. е. тогда, когда скорость истечения равна скорости полета. Это положение легко объяснить. Действительно, при газ=и скорость продукта сгорания, покидаюшего сопло, относительно земли равна нулю. Выброшенные из сопла продукты сгорания не имеют кинетической энергии, а следовательно, по закону сохранения энергии вся энергия струи сообщается реактивному аппарату. Струя газа, вытекающего иа двигателя, обладает двумя видами энергии: во-первых, той кинетической энергией, которую имеет жидкое топливо, размешенное на борту реактивного аппарата, двигающегося со скоростью и, и, во-вторых, кинетической энергией, которую приобрели продукты сгорания при разгоне их в сопле до скорости шз.
Таким образом, полная энергия 6 кг топлива, расходуемого в 1 сек. двигателем, в виде струи продуктов сгорания, вытекающих из сопла, равна В любом другом случае как при скорости полета, большей, чем корость истечения (т. е. при и)гпз), так и при и(гвз, продукты сгорания уносят с собой кинетическую энергию струи, уменьшая тем самым ту ее долю, которая сообщается реактивному аппарату. Кинетическая же энергия продуктов сгорания постепенно за счет трения и беспорядочного движения частиц газа рассеивается в пространстве. Скорость истечения в реактивных двигателях очень велика. В случае ВРД она составляет 500 — 700 м/сек, т.
е. около 2500 км/час, а в ~КРД она достигает 2500 м/сек, т. е. около 9000 км/час. Именно при таких скоростях и следует использовать реактивные двигатели. Многочисленные попытки установить реактивные и особенно ракетные двигатели на хр аппараты наземного или водного транспорта, которые не могут развивать больших скоростей, неизменно оканчивались фр неудачей. Такой аппарат всегда имеет очень высокий расход топлива и время его "м активного движения оказывается ничтожным.
р 1 1 х зн Следует отметить, что при скоростях движения ракеты, ббльших, чем скорость Фнг. 17. Изменение полет- истечения, полетныи к, п,д. также умечь ного козффнпнента полез ного действия ракетного шается. Однако в этом случае приходится двигателя Чвв зависимости мириться с ухудшением полетного к. п. д., от величины отношения скотак как задача разгона ракеты до скоро рости полета к скорости стей, приблйжающихся к космическим, мо- истечения й. жет быть решена в настоящее время только с помощью ракетного двигателя, имеющего пока ограниченную скорость истечения. Таким образом, реактивные и особенно ракетные двигатели представляют собой двигатели„специфически пригодные для высокоскоростных летательных аппаратов.
Если сравнить далее реактивные и ракетные двигатели, то нетрудно подметить особые свойства последних, которые состоят в следующем. Е Раке . Ракетные двигатели, не используя воздуха в качестве окислителя, могут работать на любых высотах, в том числе и в космическом пространстве. Применение же ВРД ограничено высотой в 25 — 30 км, так как на больших высотах воздух становится чрезвычаийо разреженным и для получения необходимой тяги через двигатель нужно пропускать очень большие объемные расходы воздуха. р кетного двигателя с увеличением высоты полета увеличивается за счет уменьшения силы внешнего давления. Тяга же ВРД из-за уменьшени духа с вел у ения плотности (массы) поступающего в двигатель озу иченнем высоты непрерывно падает. в Таким об азом, р зом, ЖРД особенно пригодны для установки на летательных аппаратах, предназначенных для полетов нв очень больших высотах н в безвоздушном пространстве. 23 3.
Тяга ЖРД не зависит от скорости полета. В то же время тяга ВРД уменьшается при возрастании скорости полета и становится равной нулю, если скорость полета равна скорости истечения. Таким образом, летательный аппарат очень больших скоростей может достигнуть только с помощью ракетных двигателей. 4 Жидкостные и особенно пороховые ракетные двигатели с точки зрения их механического устройства весьма просты.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
