Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1980 г. (1241533), страница 43
Текст из файла (страница 43)
А. Витка, Г. Н. Лист, Н. С. Шнякип н др. В 1940-х годах.ОКБ разработало семейстно авиационных ЖРД от РД-1 до РД-3 (Рис. 16. 12). Вспомогательные самолетные ЖРД с насосной подачей азотнокнслотно'керосинового топлива, химическим зажиганием, неограниченным числом (в пределах ресурса) повторных, полностью автоматизированных запусков, с регулируемой тягой прошли в !943 — 46 гг. многочисленные испытания, в том числе летные на самолетах конструкции В. М.
Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева, П. О. Сухого. С 1945 г. ГДЛ вЂ” ОКБ специализировалось по мощным ЖРД. Крупным тсяннюокнм достижением сороковых годов явилось создание мощных ЖР.Ц, равзиназшкх тягу свыше 250 кН и работавших не кислородно спиртовом топлнзе. Разработка ракет на базе этих ЖРД привела, начиная с 1949 г., к регулярным запускам геофизнчесиих и метеорологических ракет, а затем н аппаратов другого назначения.
Основными направлениями совершенствования ЖРД, необходимого для решения поставленной в то время задачи †достижен первой космической око рости, — были рациональный выбор топлива, поиск эффективных схем организа-. ции .рабочих процессов, форсирование рабочих процессов, снижение массы конструкции.
Крупными достижениями ГДЛ вЂ” ОКБ были переход к кислородно~керосиновому топливу, создание легких, технологнчньж и надежных панно"сварных камер, способных работать при высоких давлениях и температурах газа. Эти достижения позволили создать наиболее мощные и экономичные для своего времени ЖРД РД-107 н РД-108 (рис. 16. 13 и 16. 14) с давлением н камере сгорания около 6 МПа. Этн ЖРД обеспечили в 1957 г. полет первой в мире космической рак~ты. Дальнейшее их совершенствование привело к созданию ЖРД РД-111 и др. На топливе кислород — неснммстричыый диметилгидразян был разработав ЖРД РД-119. Начиная с 1957 г. был создан ряд мощных ЖРД, работающих иа эффективных высококнпяших топливах. Первым среди них был РД-214 (рнс. 16. 15)„использующий азотнокнслотный окислитель и л качестве горючего — продукт переработки нефти. Затем последовали аэотиокнслотные двигатели, использующие в качестве горючего несимметричный диметнлгидразин.
В середине 60-х гг. были разработаны мощные .азоттетроксндные ЖРД. Дальнейшее повышеше экономичности двигателей требовало роста давления н камере, однако зто лимитнровалось потерями на привод турбоаасосного агрегата. Для двигателей ГДЛ-ОКБ с тягой в диапазоне 1! — 166 тоян потери удельного импульса составляли лишь 0,8 — 1,7ей при давлении в камере 7,5 — 9 МПа, но возрастали до неприемлемых величин прн больших давлениях.
Решение проблемы было найдено впервые в СССР, благодаря разработке новой схемы ЖРД с дожиганием генераторного газа в основной камере. Первый энспериментальный ЖРД, основанный на этой схеме, был разработан н испытан в РНИИ в 1958 — 59 гт., в затем в опытно-конструкторских бюро. Примером двигателя такой схемы является ЖРД РД-253, применение которого началось в 1965 г, с полетов ракет-носителей «Протон». Давление в камере сгораннн РД-253 почтя втрое выше, чем в РД-108. Получен сущестненный выигрыш в экономичности н габаритах. ЖРД ГДЛ-ОКБ используются на всех первых и большинстве вторых ступеней отечественных ракет-носителей.
Для последующих ступеней РН, для автоматических межпланетных станций и космических кораблей применяются-двигатели другах ОКБ. Организованная в 1942 г. А. М. Исаевым (!908 — 1971) группа была преобразована в 1944 г. в ОКБ, создавшее впоследствии ЖРД на высококипящих компонентах топлива для АМС, КК н др. (рис. 16.16). Коллективом А. М. Исае- 201 с 3 й~ а 1 о й 1- З йа й О кИ й Х й о Х щ йд $В. ы К Ю й ф Х Ю »~ ~ 2х о 1 $ р $ [ ~~ а" р. 1м К Ю 3 й -Х о И О Ю ц о О. В Ю Ю ° Ъ Ю а В М а Ф В в В 3Ф 1 'а йЗ а.
ч Рас. 1Вят. Третье стувень ракене-носнтела «Союе с четырехкаыерныы «нслеродко-кероскеонмы дангателетс (ОКВ С. Л. Косберга, 1Ы — 1ВВВ тт.1 ~фй)фтз~~~ ~",'„' '%""' ' ' ' ",. "', ' ' ' ' ''"'' чсбус'ь"В~~1~'чычт Рве. 1В.1В. жндкоствые ракетные денгателв сшд: а — ЗЗМЕ в Р-11 б — Л-2 ва были решены сложные проблемы осуществления запуска ЖРД в пустоте и невесомости, причем была разработаны средства многократного запуска и с короткими и с продолжительными (до нескольких месяцев) промежутками между запуокамн. ОКБ, Руководимое С. А.
Косбергом (1903 — 1965), в 1954 — 56 гг. начало заниматься разработкой самолетных ЖРД на однокомпоненвпом и двухкомпонентном топливах, а с 1958 г. — двигателей для верхних ступеней рвкет-йоснтелей (рис. 16. 17). ГДЛ вЂ” ОКБ, ОКБ А. М. Исаева и ОКБ С. А. Косберга совмес~но с другими двигательными ОКБ, институтами и заводами обеспечили нужды отечественной ракетно-космической техники в жидкостных ракетных двигателях всех классов.
Эти двигатели успешно попользовалась в первых в мире ракетно-космических системах, разработанных под руководством основополжника практической космонавтики С, П, Королева (1907 — 1966), а также в ракетно-космических системах главного конструктора М. К. Янгеля (1911 — 197!), в уникальных космических аппаратах для исследования Луны и плаает Солкечной системы, разрабатывавшихся под руководством Г. Н. Бабакина (1914 — 1971), в разработках других конструктороз.
Приоритетные достижения СССР в космонавтике, обеспеченные зтиин системами, общеизвестны. Примерно тот же путь развития и применения ЖРД характерен и для СП1А, где позже осваивали керосвно мнслороднос топливо и схему ЖРД с дожягаиием, но раньше перешли к кислородно-водородному топливу. В высококипящих азогтетроксидиых топливах в США используют горючие на основе гидразина и дямеанлгндразииа. Имеются и другие конструктивные и схемные особенности. Прямеры амервканских ЖРД приведены иа рнс. 16.18. Зз сравиитсльт|о небольшой период своего развития ЖРД достигли большого совершенства. Созданы и создаются двигательные установки самого различного назначения, значительно отличающиеся между собой по применяемой схеме и характеристикам, удовлетворяющие самым разнообразным конструктивным и зксплуатапионмым требованиям.
В подавляющем большинстве разрабатываемых ракетно-космических систем основным типом дзигате,тя продолжает оставаться ЖРД. Глава Х'гП ЖИДКИЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА 17.1. ТРЕБОВАНИЯ К ТОПЛИВАМ Современные ЖРД наиболее широко используют двухкоьгпонентные жидкие ракетные топлива с раздельным хранением и подачей в двигатель окислителя и горючего. Такое топливо сравнительно безопасно в эксплуатации, допускает широкий выбор компонентов. Требования к компонентам жидких ракетных топлив определяются более общим требованием обеспечить в заданные сроки создание высоконадежного н эффективного ракетного комплекса при минимальной затрате средств.
В зависимости от назначения ракетного комплекса различны требования к физическим, эксплуатационным, экономическим показателям топлива. Так, в случае, когда топливо выбирается для двигательной установки ракеты военного назначения, требование высокой боеготовности позволяет применять лишь те из топлив, которые допускают хранение заправленной, готовой к пуску ракеты.
Ракеты-носители, предназначенные для вывода на орбиту искусственных спутников Земли, как правило, запускаются в известный заранее момент времени, и их предстартовая подготовка может быть спланирована так, как этого требует применяемое топливо. В этом случае нет препятствий для применения криогенных топлив, т.
е. таких, один или оба компонента которых имеют критическую температуру, меньшую максимальной температуры в условиях эксплуатации или хранения. Большая тяга двигателей тяжелых ракет-носителей обусловливает расходование больших количеств топлива, в частности на' стендовую отработку двигателей и ступеней ракет. Поэтому, на-.
пример, для нижних ступеней ракет-носителей должны применяться дешевые топлива, производимые в большом количестве. Важным свойством этих топлив является малая токсичность компонентов н продуктов нх сгорания. К компонентам топлива ЖРД зенитных ракет, хранящихся в заправленном состоянии на открытом воздухе, может быть прель- явлено требование, чтобы они сохраняли жидкое состояние в достаточно широком диапазоне температур. Из приведенных примеров видно, насколько разные требования могут быть предъявлены к топливу в зависимости от назначения двигательной установки. Целесообразно нз всех топлив выделить группу так называемых стабильных топлив, компоненты которых представляют собой вещества, имеющие при максимальной: температуре в условиях эксплуатации или хранения давление насыщенного пара ниже допустимого по условиям прочности топливных баков; обладающие стабильностью физико-химических свойств в течение заданного времени и допускающие хранение в баках ракеты или других емкостях при эксплуатационных температурах и давлениях без существенных потерь.
Внутри этой группы могут быть выделены в особую подгруппу такие топлива, компоненты которых имеют наиболее желательные физико-химические свойства и допускают хранение в течение многих лет в герметически закрытых емкостях. Диапазон температуры и давления, при которых должны храниться стабильные компоненты, определяется назначением двигательной установки. Для ракет, эксплуатируемых в земных условиях, могут быть выбраны компоненты, имеющие критическую температуру выше 70'С (они остаются в жидком состоянии при максимальной температуре окружающей среды) и давление насыщенных паров при 70'С не более, например, 3,5 МПа. Скорость разложения нх не должна превышать 0,1~~ в год при постоянной температуре хранения 35'С, либо практически равняться нулю при использовании компонентов в ракетах, баки которых заправляются и герметически закрываются на заводе.
Для двигательных установок космических аппаратов, длительное время находящихся в условиях космоса илн поверхности планет, существуют свои требования к диапазону температуры жидкого состояния и давлению паров, определяемых конкретнымиусловиями применения, в частности, н системой терморегулировання.
Приме пенне стабильных топлив и в этих случаях позволяет наиболее просто избежать значительных потерь во время хранения. Итак, по требованиям, предъявляемым к эксплуатационным характеристикам ракетного комплекса, все топлива могут быть разбиты на две большие группы. Одна группа включает в себя стабильные топлива, пригодные к длительному хранению на Земле, других планетах или в космосе, другая — все остальные, не отвечающие этому требованию. Если какая-то группа топлив по физико-химическим свойствам обеспечивает выполнение требований к эксплуатационным характеристикам двигательной установки, дальнейший выбор может основываться на следующих важнейших требованиях к топливам. Е Высокие энергетические характеристики, т. е. высокие значения удельного импульса и плотности топлива. Эти два параметра в комплексе должны обеспечить создание ракеты минимальных габаритов и массы.
2. Возможность создания в приемлемые сроки эффективной и надежной двигательной установки. Применяемое топливо должно допускать получение реальных энергетических характеристик двигателя, близких к расчетным. Последние определяются на основе термодннамических характеристик и учета известных видов потерь удельного импульса в уеальной конструкции, .полученных теоретически или экспериментально. Необходимо иметь данные о возможности обеспечения высокой полноты сгорания, отсутствии больших потерь при истечении, потерь на обеспечение охлаждения и устойчивости рабочего процесса. Во всяком случае, реальный удельный импульс двигателя должен быть достаточно высоким, чтобы оправдывать применение нового топлива вместо широко используемых. На практике зто не всегда может быть предсказано или обеспечено.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
