Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1980 г. (1241533), страница 104
Текст из файла (страница 104)
Здесь (а,— энтальпия 1 кг смеси,— продукты сгорания смеси топливо — воздух, равная «««.««+ «««««««~««+ а« О« 1 «««+«а«1+«в (40. 5) где «, — энтальпия 1 кг воздуха, заторможенного при данной скорости полета. Параметры воздуха — йм рг, ц«г — определяются для условий в конце диффузора с учетом конструктивных параметров и коэффициента восстановления давления, а параметры продуктов сгорания топлива — обычным термодинамическим расчетом. Определим теплоту сгорания как количество тепла, выделяющегося при догорании продуктов сгорания 1 кг топлива в камере дожигания: (40.
7) Используя уравнение состояния идеального газа и вводя обозначение 1«=Р«/т, систему уравнений (40,2) и (40.4) можно преобразовать к виду (««+1) Нага АР« — У,Р,' (40. 8) У«не ««+ 1 ( + 1)г К'тг (40. 9) г «Рсрс где Рг — УнивеРсальнаЯ газоваЯ постоЯннаЯ; 1«, — молекУлЯРнаЯ масса; 1, — энтальпия, определяемые термодинамическим расчетом для заданных р и Т; А = твг+ Рг1г+ «, (тв«+ р«|«1 При заданной геометрии двигателя, рассчитанных параметрах на срезе сопла двигателя первого контура и параметрах воздуха в конце диффузора эта система уравнений с двумя неизвестными р, и Т, решается методом Ньютона.
Нулевое приближение целесообразно задавать на основе приближенного расчета камеры сгорания с помощью газодинамических функций. 491 Ю,„=,«,+«,— ( „+1) г„,. (40. 6) Здесь величина 1м, — энтальпия 1 кг смеси продуктов сгорания топлива и воздуха в соотношении г««при условиях (р, Т), соответствующих заторможенному потоку в конце двффузора. Определяется она термодинамическим расчетом.
Величина Я определяет теоретичеоки возможный теплоподвод. Если ввести коэффициент полноты выделения тепла в этих условиях «р,, то вместо выражения (40. 5) можно записать формулу, учитывающую неполноту сгорания, „„+«,— (1 — „)Е,„ 1+« Не останавливаясь на вопросах расчета диффузора, согласования его работы с камерой сгорания и других, подробно изложенных в работах 133, 611, примем, что регулирование осуществляется путем изменения критического сечения сопла камеры сгорания.
Вы~полиение термодинамического расчета при известных из решения системы уравнений (40, 8) и (40. 9) условиях на входе в сопло дает величину скорости истечения и параметры на срезе сопла. Удельный импульс двигателя определяется по формуле =(1+хв)%~ хв" н+Уа(Ра Рп ~ (40. 10) где 7п — скорость аппарата на высоте Н. Заметим, что удельный импульс определяется в основном разностью первых двух членов выражений (40.
10). Эти члены могут быть близкими по величине. Поскольку давление в камере сгорания обычно невелико, ца значение ш, может оказывать существенное влияние химическая неравновесность при расширении. Во много раз большим может оказаться это влияние на разность двух упомянутых величин, т. е. на 1 . Следует отметить, что при увеличении $'и растут значения температуры торможения и величины 1 .
ь. Поэтому величина Я„ уменьшается„и при Уп более 2 — 3 км/с добавление топлива к заторможенному до малых скоростей воздуху не приводит к повышению температуры; значение Яс, может быть меньше нуля. Этот случай соответствует «тепловой смерти» РПД. Использование воздуха при таких или еще ббльших скоростях полета — до 5 — 6 км/с — возможно в прямоточных двигателях со сверхзвуковым горением: воздух тормозится в диффузоре до скоростей, превышающих скорость звука, его статическая температура остается невысокой, и топливо может сгорать в сверхзвуковом потоке, нагревая его. 4ааа топлива Основные требования к топливам для ракетно-прямоточных двигателей совпадают с теми требованиями, которые отмечены при рассмотрении ЖРД и РДТТ.
Специфичными являются требования к энергетическим характеристикам. При добавлении во вторичном контуре оптимального по удельному импульсу количества воздуха я, удельный импульс РПД будет тем выше, чем меньше коэффициент избытка окислителя топлива первичного контура.
Однако присутствие этого окислителя необходимо для организации процесса сгорания в первичном контуре и подачи продуктов сгорания. Кроме того, на старте или при полете с малыми скоростями эжекторный эффект приводит к увеличению давления в сечении с — ь и, следовательно, удельного импульса РПД. Величина этого эффекта тем больше, чем выше скорость истечения из сопла первого контура, т. е. чем ближе состав топлива к стехнометрическому.
Таким образоч, есть два противоположных требования к составу топлива первого контура. Конкретный выбор может быть сделан при учете программы полета аппарата. 492 В РПД могут применяться твердые, Ут 1 44/с жидкие и гибридные топлива. В качестве компонентов жидких или гибридных топлив (дуа могут использоваться компоненты, рассмот- 242 ренине ранее в соответствующих разделах. ВИЮ На рис. 40.2 приведены графики значений удельного импульса (у для РПД, опре- ик деленные при условии изоэнтропного торможения воздуха и для изобарной камеры его- 4аИ ранна. В принципе для жидких и гибридных ЛВе д топлив коэффициент избытка окислителя уир а,„может выбираться переменным по траектории полета. Расход также можно изменять таким образом, чтобы в соответствии а Ю Ю 4т 2'халс характеристиками диффузора обеспечиВать наивыгоднейшее значение кв в каждый Рнс.
44.2. Зависимость Улсль- нато импульса РПД от н момент полета. при Н=П, М=ч,н н раллит- Твердые топлива для РПД могут быть """ .« ' "'р"'" гомогениые или смесевые. Наиболее эффек- топливо: ино+смсс* амнтивны топлива с малым содержанием окислителя. В этом отношении более широкие возможности открываются при использовании смесевых топлив.
Здесь нижний предел содержания окислителя определяется условиями горения состава в первом контуре. Основные компоненты таких топлив те же, что и для топлив РДТТ. Окислителем является чаще всего псрхлорат аммония, связующими — высокомолекулярные органические соединения. Добавки, металлов или их соединений также могут использоваться в качестве компонента топлива.
Характерным для состава твердого топлива РПД является сравнительно малое содержание перхлората аммония (30 — 50%) и ~высокое содержание металла, чаще всего алюминия или магния (60— 40%). Содержание связующего выбирается минимально необходимым для обеспечения физико-механических свойств топлива (10 — 15%).
Важной проблемой является обеспечение полного сгорания топлива прн минимальной длине камеры дожигания. В этом отношении применение металлов создает трудности, так квк время сгорания металлических частиц больше времени сгорания газообразного горючего. 44. 2. 4. ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ Чтобы оценить сравнительные характеристики различных типов двигателей и диапазон их рационального применения, на рис. 40. 3 приведены результаты ориентировочного расчета удельного импульса в зависимости от скорости полета. Как видно, ракетно-прямоточные двигатели по своим характеристикам занимают промежуточное положение между РД и ПВРД.
Величина удельного импульса, а следовательно, и экономичность двигателей, оцениваемая расходом топлива, сушественно зависит от величины яи и скорости полета. Достижение больших скоростей полета обеспечивается лишь при значительном увеличении расхода топлива, транспортируемого аппаратом. Ожидается, что применение РПД расширит диапазон доступных скоростей и высот по сравнению с ПВРД и сушественио повысит его экономичность по сравнению с РД.
40.3. РАКЕТНО-ТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ Р 2 4 'Н Сочетание турбокомпрессорного ВРД и Роо ока, скоростные хавокте. ракЕтного двигателя Практикуют в ВидЕ самостоятельных двигателей, установленных на одном аппарате и работающих независимо друг от друга. При использовании ЖРД возможен привод его топливных насосов от вала ТРД. Однако характеристики таких сочетаний могут оказаться менее выгодными, чем характеристики комбинированных установок, в которых элементы того и другого двигателя органически связаны между собой.
Пример такой схемы двигателя, который называют ракетно-турбинным, показан на рис. 40. 4. Ракетная камера 2, работающая на однокомпонентном или двухкомпоиентиом топливе с избытком горючего, используется как газогенератор для турбины 3, приводящей компрессор Е Нагнетаемый компрессором воздух подается в камеру дожигания 4, пде догорает использованный в турбине гав, а также сжигается дополнительное горючее, кнк и в форсажиой камере ТРД с дожиганием. Достоинствами такой схемы считают независимость мощности турбины от высоты полета и снижение ограничений, связанных с высокими скоростями полета. Предполагают, что в массовом отно.шении ракетно-турбинный двигатель ~выгоднее, чем простая комбинация ТРД и ЖРД.
На рис. 40. 5 приведены скоростные характеристики ракетно-турбинного двигателя. По оси ординат отложен удельный импульс 1„, отнесенный к расходу топлива и ракетном тракте, по 'осн абсцисс— числа М. Характеристики получены расчетным путем при некоторых средних значениях параметров (температура перед турбиной 1400 К, оптимальные степени повышения давления в компрессоре, удель- у а ч иый импульс однокомпонентного топлива 1800 м/с).
Как видно, одним из определяюших параметров является соотношение нн между расходом воздуха в воздушном тракте и расходом топлива в ракетном тракте. 1у ' га иггс При бб,=О (воздух не подается) двигатель становится ракетным, при к,=со (не подается однокомпонентное топливо, удален турбокомпрессор) двигатель превращается в прямоточный ВРД. При к,=б... 10 характеристики ракетно-турбинного двигателя являются промежуточными между характеристиками ракетного и прямоточного двигателей.
Ракетно-турбинные двигатели в принципе могут обеспечить самолету ббльшие возможности по высотности и скороподъемностн, чем турбокомпрессорный ВРД с форсажной камерой, Диапазон доступных скоростей и высот для такой системы, вероятно, расширится, эксплуатация станет более гибкой. Рис. Ср.б. Саеростиие аараитеристиаи раеетио-турбиииоге двигателя 4В.4. ГНДГсоггтцйтНЫй ДВМГЛтцлн Во многих реактивных двигателях для подводных аппаратов пре- дусматривается использование забортной воды, а в их схемах при- сутствуют элементы ракетного двигателя.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
