Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1980 г. (1241533), страница 105
Текст из файла (страница 105)
Такие двигатели назы- вают гидроракетнымн [2, 41. еа е. ь гидропрямоточиыя двигдтвль В камере сгорания двигателя сжигается ракетное, преимущественно твердое топливо. В продукты сгорания под давлением скоростного напора подается забортная вода. Происходят вторичные реакции, вода частично испаряется, многофазное рабочее тело расширяется в,реактивном сопле. Аналогично прямоточному ВРД двигатель не способен к самостоятельному старту и работе на малых скоростях. При постоянной скорости движения ха~рпктерпстики двигателя зависят от глубинны погружения а~ппарата, так как степень понижения давления в сопле уменьшается с глубиной.
е. о ь гидротб рворядктнвныи даигдтвль Забортная вода подается насосами, приводимыми от турбины Турбина работает на продуктах сгорания ракетного топлива (возможно, также с использованием воды). Двигатель может самостоятельно разгоняться и работать при небольших скоростях движения. бо. с а двигдтвль нд гидрорядгнррющам топлива Схема двигателя аналогична схемам ЖРД илн ГРД.
В качестве одного нз компонентов топлива применяется забортная вода, реагирующая со вторым, жидким или твердым компонентом. Экономичность двигателя (удельный импульс) следует оценивать лишь по расходу топлива, транспортируемого аппаратом. * 49с» 10 ~Нг10 Сравнение различных топлив правильнее проводить по объемному удельному импульсу, так как сопротивление аппарата, преодолеваемое тягой двигателя, зависит от лобовой площади, а не от силы тяжести. Это и ' накладывает ограничения на объем, а не на 25 — массу хранимого на аппарате топлива. К тому же доля топлива в подводных аппаратах значительно меньше, чем в ракетах. 15 На рис. 40.6 в качестве иллюстрации приведены теоретические характеристики 10 некоторых гидрореагирующих топлив, осно- ванные на дшщых сира~очипка ~Уй1 Наи"ва большее внимание. среди компонентов таких топлив уделяют металлам.
Рвс. 40.6. Ьсвювьвый пыпувьс, юпрюйювюввый пю юйьюывюыу Следует отметить, что одни энергетические характеристики не могут предопределить выбор топлива. Весьма важным является вопрос об организации эффективного и устойчивого рабочего процесса в конкретных условиях данного аппарата. Исследуют следующие основные способы организации рабочего процесса а рассматриваемых двигателях.
1. В камере сгорания реагируют вода и расплавленные металлы (А1, Мд, Ы), подаваемые туда в жидкой фазе. Источник тепла для плавления — камера сгорания или независимая энергоустановка. 2. В камеру сгорания подаются металлы и виде тонких порошков нли пасты. Они предварительно реагируют с окислителями типа НМОз, НзОь Возможно, что при высокой дисперсности металлов и с помощью катализаторов удастся инициировать реакцию металла с водой. 3, В камере сгорания осуществляется реакция между зарядом твердого металлизированного ракетного топлива, содержащего горючее и окислитель, и водой.
Эти методы организации рабочего процесса сложны и пока недостаточно изучены. От успехов в их реализации зависит развитие важнейших схем гидроракетных двигателей. Часть шастая ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ. АВ ТОМА ТИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГА ТЕЛЕИ Глава ХЕГ ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 41.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ Основные направления развития ЖРД вытекают из требований повышения важнейшей энергетической характеристики — удельного импульса, уменьшения массы и габаритов двигателя при сокращении затрат на разработку и эксплуатацию и при повышении надежности ракетных систем. На основании публикуемых материалов можно выделить следующие основные направления развития ЯРД.
Одним нз путей улучшения энергетических, эксплуатационных и стоимостных характеристик ракетных систем является разработка, освоение и внедрение новых топлив, имеющих лучшие энергетические характеристики, либо более подходящие физико-химические свойства. Так, для двигателей ракет-носителей космических объектов широко применяются топлива на основе жидкого кислорода. На первых ступенях в качестве горючего используются углеводороды нефтяного происхождения или синтетические, имеющие более высокую плотность и улучшенные физико-химические и энергетические характеристики. Уже упоминалось о применении углеводородного'горючего Кд-б, имшощего повышенную плотность.
Вслед за освоением н широким применением одного из наиболее эффективных топлив — кислородо-водородного — ведутся работы по освоению топлив на основе наиболее активного окислителя— жидкого фтора и его соединений. Применение этих окислителей для двигателей нижних ступеней ракет сдерживается высокой токсично- стью фтора и его продуктов сгорания. Поэтому возможной областью использования топлив на основе фторных окислителей являются верхние ступени ракет и космические аппараты, для которых исключительно важны высокие энергетические характеристики. Например, для межпланетных космических аппаратов ведется разработка двигателей на фтор-гидразиновом топливе.
При малых уровнях тяг (для коррекции траектории полета) используется режим 497 работы двигателя на однокомпонентном гидразиновом топливе, Для обеспечения высоких уровней тяг (торможение космического аппарата, увеличение скорости полета и т. д.) используется режим работы на двухкомпонентном топливе (впрыск фтора в поток продуктов разложения гидразина) . Дальнейшей перспективой по применению более эффективных топлив может явиться освоение и внедрение мсталлосодержащих топлив, например, НгОг+ВеНь трехкомпонентных (Гг+Нг+1.1; Ог+Нг+Ве и др.). Для двигательных установок боевых ракет имеется существенное ограничение круга возможных топлив — они должны допускать длительное хранение ракет в заправленном состоянии.
При этом необходимо сочетать высокий удельный импульс и большую плотность топлива. Работы по созданию и освоению металлосодержащих топлив, типичным среди которых является гелированный гидразин с алюминиевым порошком в качестве горючего н высококонцентрированная перекись водорода или четырехокнсь азота в качестве окислителя, могут привести к существенному улучшению энергетических и массовых характеристик двигательных установок на высококипящих топливах. Другим важным направлением улучшения энергетических и габаритных характеристик ЖРД является использование резервов, заложенных в оптимизации основных параметров двигателя:.
давления в камере сгорания, степени расширения сопла, схемы двигателя и др. Выбор этих параметров тесно связан с достижениями в конструктивном совершенствовании двигателей, с у~роняем тяги, назначением, временем работы и другими факторами, совокупныи учет которых необходим для успешной оптимизации параметров рабочего процесса.
В настоящее время, по-видимому, не достигнуты оптимальные значения давления в камере сгорания. Применение схемы двигателя с дожиганием генераторного газа делает целесообразным повышение давления в,камере сгорания до 20 МПа и выше (в газогенераторе — более 35 — 50 МПа). Характерно, что тенденция повышения давления наблюдается не только для двигателей нижних ступеней ракет, работающих в плотных слоях атмосферы, но и для космических двигателей. В последнем случае высокая степень расширения газа в сопле может быть дости)гнута и при низких давлениях в камере сгорания.
Однако повышение давления приводит к уменьшению габаритов и в ряде случаев к снижению массы двигателя. Высокие уровни давления н новые схемы разрабатываемых кислородо-водородных двигателей позволяют рассматривать их как второе поколение этого класса двигателей.
Типичными представителями первого поколения являются ЖРД К1.-10 и Л-2, имевшие давление в камере сгорания в несколько МПа„геометрическую степень расширения сопла Р,=27 и 40 и удельный импульс 4170 и 4250 м/с. Представитель второго поколения — ЖРД 55МЕ для американского космического аппарата многократного применения с давлением в камере сгорания свыше 20 МПа, степенью расширения сопла Р =77,5 и/т — — 4464 м/с.
Повышение абсолютного давления дает возможность увеличить геометрическую степень расширения сопла без чрезмерного увеличения габаритов и больших потерь иа трение в пограничном слое. Степени расширениясопла в разрабатываемых двигателях достигают весьма больших значений — 200 и выше. В этом отношении возможность дальнейшего повышения удельного импульса еще не исчерпана. Так, двигатели, разрабатываемые для работы в космических условиях, например„двигатель межорбитального буксира, могут иметь геометрическую степень расширения У =800 и более.
Г!ри этом термодинамический удельный импульс возрастает на 300 м/с, т. е. на 77«. Уровень тяги современных двигателей достиг нескольких сотен тонн. Целесообразный уровень тяги в одной камере определяется стоимостью, надежностью и сроками разработки двигательной установки, связанными с наличием испытательных стендов и технологического оборудования. Высказывается мнение, что двигатели с тягой в несколько тысяч и десятков тысяч тонн должны иметь схему, отличную от схем существующих ЖРД.
Например, часто рассматривают схему с кольцевой камерой сгорания (или многими камерами, расположенными по кольцу) и кольцевым соплом. Важным направлением развития ЖРД является повышение конструктивного с онер ш е н ст в а. Основой этого направления является улучшение схемы двигателя, применение новых, лучших конструкционных материалов и технологии изготовления двигателей, улучшение конструкции узлов и агрегатов. Совершенствование конструкции, повышение экономичности турбины и насосов ТНА позволяет уменыпить массу этих агрегатов, повысить параметры двигателя.
В результате двигатели становятся легче, надежнее, габариты их уменьшаются. Существенно новым направлением, развивающимся в последние годы, является создание мощных дв и га тел ей многократногого включения я многоразового пр и м ененин. На базе достижений в организации рабочего процесса и технологии изготовления удается создавать высокоэффективные двигатели с ресурсами, измеряемыми часами при непрерывной работе в течение, нескольких минут. Так, продолжительность работы двигателя БЯМЕ составляет 480 с при ресурсе 7,5 ч.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
