Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 63
Текст из файла (страница 63)
При проектировании двигателя его параметры определяются для принятых внешних условий. Эти условия называют номинальными. В процессе эксплуатации и испытаний внешние условия изменяются в тех или иных пределах, Эти изменения, действу- 282 ющие на двигатель извне, называют внешними возмущающими факторами.
К внешним факторам, влияющим на параметры двигателя, относят температуру и плотность компонентов топлива, их давление на входе в двигатель; давление окружающей среды; положение регулирующих органов; температуру конструкции. На параметры двигателя (тягу, удельный импульс) влияет также распределение давления по внешней поверхности камеры, которое зависит от скорости движения и формы летательного аппарата. Это распределение отличается от распределения с постоянным значением р„, принятом при выводе уравнения тяги.
Однако такое отличие, как отмечалось в гл. П, относят к сопротивлению аппарата, а не к тяге двигателя Поэтому тягу и удельный импульс считают не зависящими от скорости движения аппарата. К внутренним возмущающим факторам относят точность изготовления элементов двигателя, чистоту обработки деталей, напоры и КПД насосов, КПД турбины, отклонение размеров гидравлических трактов агрегатов н трубопроводов от расчетных, параметры внутрикамерных процессов и т. д.
Влияние внутренних и внешних факторов на параметры двигателя и его агрегатов в ряде случаев можно исследовать на основе статических характеристик — взаимосвязей между входными и выходными параметрами иа установившемся режиме работы. Статическая характеристика двигателя — зависимость тяги, давления в камере сгорания, соотношения компонентов топлива от управляющих и внешних воздействий — может быть построена на основе известных статических характеристик отдельных его агрегатов и схемы их соединения между собой. Для этого необходимо решать систему нелинейных уравнений. На практике находит применение линеаризация уравнений, которая упрощает решение, но дает необходимую точность только в окрестности номинального режима.
Выполняя линеаризацию, принимают допущения: внутренние и внешние возмущения и соответствующие им отклонения параметров двигателя при установившемся режиме его работы относительно малы; справедлив принцип суперпозиции, т. е. влияние отдельных факторов можно рассматривать изолированно, а эффект влияния совокупности факторов получать сложением результатов их действия.
Если связь между параметрами агрегата выражается зависимостью га = Ч (х, у, г), то соответствующее ей уравнение в малых отклонениях будет иметь вид И '=-( ~ ) Лх+( ~ ) йу+( ~ ) Лг (25.1) или Л~г = Кк йх+ Ку бу+ Кг Ы. Рассмотрим в качестве примера запись уравнений в малых отклонениях для жидкостных и газовых трактов (смесительная головка, тракт охлаждения, магистрали). Как известно из ги- 283 дравлики, потери давления (гидравлическое сопротивление) Лр при движении жидкости в тракте пропорциональны величине рш' или та/р. Поэтому статическую характеристику тракта можно представить общей формулой вида Лр = Сгпт~'р, (25.2) где $ — размерный коэффициент, учитывающий потери давления иэ-за трения, местных сопротивлений н геометрию конкретного тракта.
Коэффициент $ может быть рассчитан либо найден экспериментально по измерениям перепада давлений, секундного расхода и плотности жидкости. Для смесительной головки формулу для ~р можно получить из уравнения расхода через форсунку (20.3): $в — — 1!2 (~, 'не;Ев;) . (25.3) Для' т'ракта охлаждения выражение для расчета $,„' оказывается более сложным, так как расходы охладителя и его плотность на отдельных участках тракта могут отличаться. Используя формулы (23.23) и (23.24), после несложных преобразований можно получить ьаал ьтр + ьм т / где сг, = гй;/гй, — относительный расход охладителя на участке (; р,„, т„л — плотность и расход охладителя на входе в тракт охлаждения. Как н для тракта охлаждения, коэффициент для магистрали включает потери из-за трения и местные потери в характерных агрегатах магистрали (сильфонных, измерительных н регулирующих устройствах, дроссельных шайбах и др.).
В состав магистрали может быть включен дросселирующий клапан (регулятор расхода), позволяющий менять гидравлическую характеристику магистрали (и тем самым расход) в некоторых пределах. Коэффициент $р для регулятора целесообразно включить в формулу для сопротивления магистрали отдельной составляющей: амат ьтр + ьм + ьр (25.5) где $р —— , 1121арРрт, )ар — коэффициент расхода; гр — площадь для расхода компонейта в регуляторе. Коэффициент вр зависит от значения регулирующего параметра регулятора (хода клапана, угла поворота ~р привода регулятора) и особенностей его конструкции. В соответствии с формулой (25.2) уравнение жидкостного тракта в малых отклонениях имеет вид — = 2 — — — -,'- —. ьр лая лр , ьй (25.6) ж р Изменение плотности компонента Лр по сравнению с номинальным значением возможно из-за отклонения температуры компонента ЬТ и вследствие изменения его сортности или колебаний химического состава (иапример, при хранении).
В связи с этим Ьр ==. ( —,) ЬТ =, 'Лр„ Некоторые из магистралей в двигателе могут быть газовыми, в связи с этим необходимо учитывать сжимаемость газа. Для них в качестве исходного уравнения для получения уравнения в малых отклонениях может быть также использована зависимость вила (25.2). Среднюю плотность газа в магистрали р„и коэффициент к можно выразить через средние (яапример, среднеарифме.
тическое между параметрами на входе и выходе из магистрали) параметры состояния Р„и Т„. Практически не зависящими от конструкции двигателя яв. ляются две эксплуатационные статические характеристики ЖРД. 1. Зависимости тяги и удельного импульса от давления окружающей среды при постоянных давлении в камере сгорания и соотношении компонентов топлива, т. е. при постоянном ре.
жиме работы двигателя. В применении к двигателям летательных аппаратов такую характеристику называют обычно высотной, поскольку давление атмосферы однозначно связано с высотой. 2. Зависимости тяги и удельного импульса от давления в камере сгорания при постоянных соотношении компонентов топлива и давлении окружающей среды (высоте). Эту характеристику называют дроссельной или расходной. Высотную и дроссельную характеристики камеры рассчитывают по уравнениям тяги и удельного импульса.
С гюмощью формулы (2.22) для расходного комплекса р из этих уравнений исключается величина лг — секундный расход, затем используют соотношение (2.24) для тягового комплекса К„„. Вводя коэффициенты гр„, гр„ Ч, (см. гл. ХЧ1П), получают уравнения щю = рсо о/ЮсгмКг„Рн — г Рн Для камеры постоянной геометрии значения Кр""', р, гр„, Ч~„., а,, о„, в этих уравнениях обычно принимают постоянными для всех режимов. Это допущения расчета, не приводящие к ошибкам свыше 1 ...
3 %, При расчете высотной характеристики единственной переменной в выражениях (25.7) является р„, при расчете дроссельной характеристики единственная переменная — р„. Если проварьировать обе переменные в возможном диапазоне, получим семейство характеристик данной камеры. Высотная и дроссельная характеристики двигателя могут отличаться от характеристик камеры б:лее сложными зависи2вб мостами Р (Р„, Рн) 1у (Рн, Рн) в свЯзи с Расходом вспомогательного топлива в системе газогенерации для двигателей без дожигания и из-за наличия нескольких камер, используемых в определенном сочетании.
25.2. ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА Для расчета высотной характеристики необходимо знать зависимость атмосферного давления от высоты Рн —— 1 (Н). Зту зависимость обычно принимают по данным стандартной атмосферы (СА). Так как высотную характеристику рассчитывают при рн =- = сопз(, изменение тяги и удельного импульса в зависимости от р„ (или от Н) имеет одинаковый характер. Если построить характеристику в относительных координатах 1у'1„ и, Р:Ри, то обе зависимости будут изображаться одной прямой в функции рн или одной кривой в функции Н. На рис.
25.1 показана высотная характеристика двух камер, работающих в одинаковых условиях, но имеющих различную геометрическую степень расширения сопла Е', (1 — Г, = 10; 2 — Р, = 50). Камера 2 на малых высотах работает в режимах перерасширения с отрывом потока внутри сопла (точка А на кривой 2 — начало отрыва, линия 3 — расчетная безотрывная характеристика). Значения тяги и удельного импульса при отрывном течении вычисляют по формулам, приведенным в гл.
Х1Ъ'. Полезно оценить увеличение тяги и, следовательно, удельного импульса в диапазоне от Земли (р„= Р,) до космоса (р„= 0). Эта величина составляет 5 ... 15 % и равна А р Ри Ро Роро до~а Рп Рп Рн арте Как известно, сопло постоянной геометрии имеет лишь один Расчетный Режим Р, = Рья на дРУгих Режимах его хаРактеРистики ухудшаются. Для поддержания расчетного режима с увеличением высоты полета площадь выходного сечения сопла следует непрерывно увеличивать. На рис. 25.2 условно показана высотная характеристика камеры с таким идеально регулируемым соплом (1~„"к~). Там же приведены зависимости 1у —— 1(Н) для у /у двух камер с различными 7,.
Очевидно, что первым шагом к регули- ' рованию по высоте 1 (и, следовательно, Р) может явиться применед,у ние двухпозиционного сопла 2, площадь среза которого меняется скачком на высоте Н „. Преимущества ддд 25Д . Высотная характеристика камер. д lд 2д Хд Н,ХН топлнвотнпв О + нераанн; ро — — ~а Мне в ао НР/ и„„ лат 25.2. Высотиап характеристика камеры с хауапоаиииоииым соплом двухпозиционного сопла перед соплом! проявляются в области Н ) Нпеа преимущества перед соплом 3 — в области Н ( Н,„. Известны различные конструктивные решения для получения двухпозиционного сопла с помощью выдвижной юбки сопла.
2а.з. ДРОССЕЛЬНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА 25.3.1. Дроссельная характеристика камеры и двигателя Дроссельную характеристику ЖРД называют также расходной нли регулировочиой, подчеркиваятем самым, что она отражает возможности регулирования величины тяги. Необходимая степень регулирования тяги (й„р — — Р ,„7Р „) определяется задачами полетов летательных аппаратов. Йапример, значения для маневрирования по лунной орбите составляют й„р — 6, для спуска и взлета с Луны — 1О и 6. Регулирование модуля тяги двигателя представляет собой эффективное средство влияния на характеристики полета при выполнении различных маневров летательного аппарата, особенно для терминальных систем управления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
