Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1980 г. (1241533), страница 76
Текст из файла (страница 76)
В результате расчетов для амплитуды любого выбранного паРаметра ([) устанавливается вид зависимости Ж)(а)) =бхпбу, где [з — кРУговаЯ частота, блат бр; — безРазмеРные амплитУды колебаний вариаций параметров двигателя бх; и внешних воздействий бу,. Полученные зависимости йг)(6)) являются основой для анализа особенностей динамических характеристик двигателя и расчетов системы управления двигателем, анализа устойчивости летательного аппарата. 26Л. ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ Запуском ЖРд называют режим работы двигателя от первой команды на его включение до выхода на основной режим.
При запус«е двигателя в его камере и других агрегатах протекают динамические пРоцессы, в значительной мере определяющие надежность Рнс аа.а. Иамененне Квваенвв в камере сгорвнвв при запуске: а †программированн запуск в Пве ступени э двигателя. Основными требованиями к режиму запуска являются плавность из- Г' менения давления в камере сгорания н отсутствие значительных перегрузок, сни/ жение количества топлива, г l г „ ч расходуемого при запуске, 1 ~й м исключение возможности з возникновения неустойчиво- 1 го горения, уменьшение времени запуска. Степень выу полнения этих требований зависит во многом от кинетических свойств топлив и количества топлива, находящегося в камере сгорания в момент воспламенения.
Типичная картина изменения давления в камере сгорания по времени прн одновременной подаче обоих компонентов показапана рис. 26.3. Точка 1 на рисунке соответствует моменту поступления компонентов топлива в камеру сгорания. В точке 2 давление в камере начинает повышаться нз-за накопления парогазовых продуктов экзотермических предпламенных реакций, протекающих в жидкой и паровой фазах.
Эти продукты представляют собой активные вещества, н при достаточно высокой их концентрации происходит цепочно-тепловой «взрыв» газовой смеси (точка 3). Скорость распространения фронта пламени в подготовленной к сгоранию активной смеси велика, и давление в камере сгорания интенсивно нарастает до тех пор, пока массовая скорость выгорания топлива (газообразование) не сравняется с расходом через сопло (точка 4). Давление в точке 4 превышает расчетное давление гэ, „в камере сгорания и может превышать и давление подачи топлива. Поэтому расход топлива в камеру резко уменьшается, скорость выгорания топлива становится меньше скорости истечения, и давление в камере падает (точна Б).
Затем процесс изменения давления повторяется несколько раз до установления стационарного значения давления. Пнк давления рн является нежелательным илн даже опасным, так как он может превышать номинальное значение в 1,5 — 3 раза. Резкое сокращение подачи топлива, которое наблюдается при больших значениях р„„может привести к затуханию пламени. При последующем поступлении топлива может произойти взрыв.
Расчетное определение величины р„„затруднительно нз-за ряда факторов: неизвестна зависимость задержки воспламенения т, топлива от конструкции проектируемого двигателя и режима его запуска; весьма сложно определить количество топлива, накапливающегося в камере за время т,; неизвестен закон выгорания топлива при подъеме давления и.др. Значение давления р, в .камере сгорания с объемом 1'„, на установившемся режиме можно определить по соотношению л„,= т„туг„У;/1У„,„ где т,„— время пребывания топлива в камере сгорания, т — секундный расход топлива на установившемся режиме. При запуске двигателя за период времени, равный задержке воспламенения т„в камеру сгорания будет подано количество топлива т ус тм где т„у,„— среднее значение пускового секундного расхода топлива.
Предполагая, что это количество сгорает мгновенно, можно записать Рк лвх ='"з%ясРг7к(1' к.с (26. 13) Рк %~ т Из формулы (26.13) следует, что для запуска иа номинальном расходе топлива (т „,„/т=1) без перегрузок по давлению (р„„.„~р,=1) необходимо, чтобы т,/т =1. Для большинства топлив ЯРД значение т составляет несколько миллисекунд. Предположение о мгновенном воспламенении всего накопившегося за время т, топлива является крайним, поэтому допустимое значение т, может быть несколько больше, чем т . Если величина т, значителыю больше т, для плавного запуска двигателя пусковой расход топлива должен быть меньше номинального, что достигается так называемым программированием запуска (см. рис.
26.3). Вв.з. ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЯ Режим работы двигателя от первой команды на его выключение до полного прекращения тяги называют остановом двигателя. Этот режим работы является типичным динамическим процессом. Произвести останов двигателя необходимо в следующих случаях: во-первых, после достижения необходимой скорости ступени или выполнения необходимого маневра космическим аппаратом, во-вторых, при работе на стенде после выполнения программы испытаний или в аварийной ситуации. Выключение ЖРД производится прекращением подачи компонентов топлива при срабатывании отсечных клапанов. После команды на останов двигателя, работающего на некотором заданном режиме тяги, за период времени до полного прекращения тяги создается некоторый импульс тяги.
Этот импульс называют импульсом последействия. Импульс последействия возникает вследствие истечения из камеры сгорания содержащихся там продуктов и догорания компонентов, поступающих в камеру из объемов между отсечными клапанами и смесительной головкой. Наличие импульса последействия затрудняет получение с необходимой точностью заданной конечной скорости аппарата в конце активного участка полета.
Поэтому импульс последействия стремятся уменьшить и сделать его стабильным. Стабильность, т. е. малые разбросы импульса последействия при многократных срабатываниях одного двигателя или при включении различных двигателей, дает возможность учесть его при определении момента выключения. Для уменьшения импульса последействия и повышения его стабильности объемы между отсечными клапанами и смесительной головкой при конструировании ЖРД стремятся сделать возможно меньшими. Выключение двигателя производят либо через промежуточный (по тяге) режим, либо выключением подачи и выдувом за борт ракеты компонентов топлива, находящихся в тракте до головки.
Глава ХХУП УСТОЙЧИВОСТЬ ПРОЦЕССОВ В ДВИГАТЕЛЕ ВЕЬ ОБШИЕ СВЕДЕНИЯ При разработке практически каждого жидкостного ракетного двигателя большие трудности создает возникновение неустойчивости рабочих процессов, которая сопровождается колебаниями давления в камере сгорания (а следовательно, и других параметров двигателя) с недопустимой, обычно возрастающей во времени амплитудой. Неустойчивость существенным образом нарушает работу двигателя и летательного аппарата в целом, так как ей сопутствуют весьма вредные явления: мощные вибрации, механические повреждения частей двигателя или вспомогательных систем, термическое разрушение (выгорание, оплавление) внутренних стенок камеры вследствие возрастания интенсивности тепловых потоков, возникновение нестабильности тяги, расхода топлива и удельного импульса. Если колебания и не вызывают разрушения отдельных агрегатов двигателя, то они могут стать причиной ненормальной работы некоторых систем и агрегатов ЖРД и, в частности, его системы регулирования, т.
е. снижают надежность работы двигателя. Поэтому работам по выявлению причин неустойчивости рабочих процессов, ликвидации колебаний или снижению их амплитуды уделяется большое внимание. Естественно, это требует больших затрат, удлиняет и удорожает этап доводки двигателя. Высокие значения параметров рабочих процессов в агрегатах ЖРД (температуры и тепловые потоки, расходонапряженности и скорости продуктов сгорания, давления и мощности) способствувуют возникновению неустойчивости процессов, порождающей автоколебательные явления. Сложные, процессы, происходящие в ЖРД, до настоящего времени полностью не изучены. В связи с этим имеющиеся теоретические работы по устойчивости ЖРД позволяют пока устанавливать лишь качественные закономерности и не дают возможности заранее надежно рассчитывать устойчивость двигателя, особенно против высокочастотных колебаний *. При колебаниях любой механической системы происходят потери колебательной энергии.
Колебательные процессы в камере сгорания тоже происходят с потерями (рассеиванием) энергии колебаний. Энергия уменьшается из-за наличия молекулярного и турбулентного трения в газе, днссипации на упругих элементах (стенках камеры, жидких каплях, твердых частицах и т. п.), вследствие выноса энергии колебаний с газом, покидающим камеру сгорания. Для поддержания и развития колебаний необходим источник энергии, восполняющий потери колебательной энергии, и механизм, приводящий к взаимодействию источника энергии с процессом колебаний. Различают несколько типов неустойчивости по предполагаемому механизму возникновения или по частоте колебаний, поэтому для устранения каждого типа неустойчивости требуются свои методы.
Форма колебаний значений параметров, их амплитуда и частота могут изменяться в широких пределах: по форме в от синусондальных до очень сложных форм, по частоте в от десятков герц до тысяч герц, по амплитуде — от нескольких процентов до десятков процентов. Наиболее распространена классификация колебаний по диапазонам нх частот.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
