Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1980 г. (1241533), страница 103
Текст из файла (страница 103)
На практике, по опубликованным данным, величина т~=0,5...0,8, поэтому для получения постоянного соотношения компонентов требуется геометрия канала заряда, обеспечивающая, более быстрое увеличение периметра, чем в случае кругового цилиндра. Возможность простого регулирования тяги считается одной из важных отличительных особенностей ГРД. Наиболее просто регулирование осуществляется изменением расхода окислителя. При этом необходимо обеспечить работу двигателя на соотношении компонентов, близком к оптимальному. Из уравнения (39.
2) видно, что изменение расхода горючего, пропорциональное расходу окислителя, может иметь место лишь при значении т~=Е В действительности значения показателя в законе горения меньше единицы. Поэтому при уменьшении расхода окислителя расход будет уменьшаться медленнее, и это приведет к изменению соотношения компонентов и . Таким образом, работа ГРД при регулировании тяги изменением расхода окислителя должна сопровождаться изменением соотношения компонентов, работой на неоптимальном режиме О величине изменения А можно судить по следующему примеру.
Если т1=0,5, то снижение тяги, например, в четыре раза может быть получено соответственным уменьшением расхода окислителя приблизительно в четыре раза (если пренебречь расходом горючего, доля которого относительно невелика); при этом расход горючего уменьшится [см. уравнение (39. 2)) только в два раза, т. е. величина )с уменьшится вдвое. Одновременно может снизиться удельный импульс, и возникает возможность больших остатков одного из компонентов топлива в баке или в камере сгорания. Для решения этой проблемы предлагают различные варианты. Одним из них можно считать схему двигателя, изббражен~ную на рис.
39.4. Здесь окислитель впрыскивается в головной части заряда горючего в таком количестве, чтобы смесь газов по всей длине заряда имела избыток горючего. В камеру дожигания впрыскивается дополнительная часть окислителя в количестве, необходимом для поддержания требуемого соотношения компонентов й . Другим возможным решением проблемы обеспечения постоянного А в широком диапазоне регулирования является увеличение зависимости скорости выгораная горючего от давления. При этом необходимо', чтобы значения показателей в формуле ч39. 1) удовлетворяли условию т1+т,=1. Решение рассматриваемой проблемы обеспечения работы при оптимальном по удельному импульсу значении й будет более эффективным в случае использования топлив, удельный импульс которых слабо изменяется при значительных отклонениях соотношения компонентов от оптимального.
Примером такого топлива является топливо полиэтилен с перекисью водорода, характеристики которого приведены на рис. 39. 3. Глава ХЕ НЕАВТОНОМНЫЕ КОМБИ Н И РОВА ННЫЕ ДВ ИГАТЕЛ И 40.1. ОБИ(ИЕ СВЕДЕНИЯ 6„= —.=(1+ ) . Р Р ~й, мт+ мв (40. 1) В неавтономных комбинированных двигателях для создания тяги используется окружающая среда (атмосфера, вода).
Она обычно служит окислителем или рабочим веществом. Разработка комбинированных воздушно-ракетных систем объясняется стремлением сочетать достоинство ВРД вЂ” малый расход топлива (горючего) — с достоинствами ракетных двигателей— хоро~шими скоростной и высотной характеристиками. Применение воздушно-ракетных систем ограничено плотностью атмосферы, однако их потолок должен быть выше, чем для собственно ВРД. Использование воздуха в качестве окислителя на участке траектории, проходящей в атмосфере Земли, рассматривается как один из эффективных способов повышения характеристик ракетных систем.
Чтобы обеспечить движение подводных аппаратов со скоростью более 150 — 170 км/ч, необходимо использовать реактивные принципы движения, которые позволяют снять ограничения, связанные с резким снижением к. п. д. гребного винта при больших скоростях, и получить ббльшую лобовую тягу. В качеств одного из компонентов топлива можно использовать забортную воду. Для реактивных двигателей, использующих окружающую среду (воздух, воду) в абсолютном количестве.т, кг/с и относительном (по отношению к расходу топлива т,,) ха=т,/т~; можно рассмотреть два варианта определения удельного импульса.
В первом тягу относят к суммарному расходу топлива и вещества окружающей среды, во втором — к расходу топлива, транспортируемого на борту аппаратап В дальнейшем понятие уделяй импульс комбинированных двигателей всегда означает 1„, а пой~тие топливо — лишь вещества, транспортируемые на борту аппарата. 40.0. РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Рае. 40л. схема Рааегао-ярямоеоеаего яаа. гатеая 40.2.!. ПРИИЦНПИАЛЪНЫЕ СХЕМЫ Для прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), работающего на углеводородном горючем, значение У может составлять 20000 — 30 000 м/с.
Это почти на порядок больше величины удельного импульса ракетных двигателей. В этой связи понятен интерес, проявляемый к прямоточным двигателям, как двигателям нижних ступеней боевых ракет и ракет-носителей космических объектов, в том числе и возврашаемых ступеней многократного использования. Существенными недостатками 1 с а ПВРД являются невозможность 1 самостоятельного старта и низкая эффективность при небольших 1 скоростях полета. Использование 0 1 с' а ракетных двигателей, чаще всего РДТТ, как стартовых ускорителей, отбрасываемых после выработки топлива и достижения необходимой скорости, является одним из решений, этой проблемы, применяемых на практике.
В литературе рассматривается также вариант ракетно-прямоточного двигателя (РПД), принципиальная схема которого показана на рис. 40. 1. Конструктивное отличие двигателя такой схемы от ПВРД состоит в наличии первого контура„функционирующего подобно ракетному двигателю. Он может быть как жидкостным, так и твердотопливным двигателем, работающим на топливе с по„( 1. Функция этого контура — подача продуктов неполного сгорания в камеру прямоточного двигателя. По существу это газогенератор или топливоподающая система.
Последнее становится особенно ясным, когда с целью улучшения процессов перемешивания одно сопло двигателя первого контура заменяется большим количеством мелких сопел, по существу — форсунок. Принципиальным отличием рабочего процесса во втором контуре двигателя такой схемы от ПВРД является лишь наличие эжектирующего действия струи (или струй) продуктов сгорания двигателя первого контура. В классическом ПВРД давление в сечении с — с определяется скоростным напором набегающего потока, эффективностью диффузора и потерями в камере сгорания.
В двигателе, схема которого показана на рис. 40. 1, к перечисленным факторам прибавляется эжектирующее действие истекающих продуктов сгорания, повышающее давление в сечении с — с по сравнению с ПВРД. Этот эффект приводит к некоторому улучшению характеристик двигателя на небольших скоростях — при М=0,5... 22.2.2. Расчет хлгактнгистик Для расчета камеры сгорания РПД обозначим на рис. 40.
1 в сечении 1 — 1 индексами 1 и 2 соответственно параметры на срезе сопла двигателя первого контура (продукты сгорания) и в конце днффузора (воздух) а. Камера дожигания РПД между сечениями 1 — 1 и с — с имеет постоянное сечение площадью Р,. Чтобы определить скорость, давление и температуру в конце камеры дожигания, записывают уравнения сохранения расхода, импульса и энергии: (40. 2) е1ш1Р1+еатва)'а=е тв,Р,' (Е1п11+ Р1) 2 1+(Еатза+Ра) 2 2 — (Е,тв. +Р,) 2, ' 12.—— 1,+те',12. (40. 3) (40.
4) ' Голайдо Л. А. н др. ИВУЗ, Аннацконная техника, Г974, 13 3, с. 37 — 41. ... 1,5. При более высоких скоростях это различие исчезает. По-видимому, двигатель такой схемы, исходя из его принципиальных особенностей, можно назвать прямоточно-э же кто р и ы м двигателем. Рассматриваются различные модификации схемы, показанной на рис. 40.!.
В одной из них воздух, поступающий через диффузор, смешивается с продуктами неполного (или полного) сгорания одного или нескольких ракетных двигателей. После смешения газы поступают в камеры между сечениями 1 — 1 и с — с, где при скорости, меньшей скорости звука, производится впрыск и дожнганне дополнительного горючего. Затем продукты расширяются в сопле.
При высоких скоростях полета первичный ракетный контур может быть выключен и двигатель работает как обычный ПВРД. Особенностью этой схемы являются улучшенные по сравнению с обычным ПВРД характеристики при низких (Мж1) скоростях полета, более высокий удельный импульс прн эксплуатационных скоростях полета. В другой схеме двигателя, комбннирующего ракетный и прямо- точный коктур в одну систему, сечения 1 — 1 и с — с совмещены Поступающий через диффузор воздух смешивается с продуктами первичного ракетного контура, и одновременно происходит дожигание и расширение в общем сопле. В этом двигателе, как и в предьадущих, существенным является процесс эжекции, т. е. смешение высокоскоростной первичной струи с воздухом, имеющим меньшую скорость. В результате смешения происходит ускорение вторичного потока и повышение полного давления. Двигательная установка такого типа может включать в себя большое число камер сгорания, которые располагаются по периферии корпуса ракеты, служа~щего центральным телом сопла.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
