Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 8
Текст из файла (страница 8)
Нетрудно показать, что З 4 Зависимость показателя с от относительного содержания топлива Л В,В где с = о„рт/(! + о„р,) )п р„= — Л/!их х (1 — Л), Л = гп,!гпе — относительное содержание топлива на аппарате (коэффициент наполнения топливом). Зависимость с от Л показана на рис. 3.4. Как видно, с возрастанием Л множитель с уменьшается, что означает (в соответствии с формулой (3.26)) уменьшение влияния плотности на идеальную скорость Увл. При малых Л, характерных для стартовых В Вг Ве ВВ ВВ ускорителей и первых ступеней ракет, влияние плотности топлива соизмеримо с влиянием удельного импульса. Если Л вЂ” О, то с — 1, и в этом случае в качестве критерия сопоставления различных топлив выступает величина р;1„, т.
е. объемный удельный импульс. Таким образом, можйо сделать вывод, что для первых ступеней ракет эффективно применение топлив, обладающих наряду с довольно высоким значением удельного импульса и высокой плотностью р,. При больших Л, характерных для одноступенчатых баллистических снарядов и верхних ступеней ракет, увеличение удельного импульса более выгодно, чем увеличение плотности.
3.2.2. О применении топлив переменного состава Из приведенных выше методик оценки эффективности топлив, принципы которых были изложены еще в ранних работах В. П. Глушко (8), следует, что на разных стадиях выполнения сложной программы активного полета рационально использовать топлива с различным сочетанием таких основных характеристик, как удельный импульс и плотность. Эти положения реализуются при создании многоступенчатых ракетных аппаратов, первые ступени которых работают на относительно недорогом топливе повышенной плотности (например, кислород и керосин), а последующие — хотя на топливе и с меньшей плотностью, но с высоким удельным импульсом (например, кислород и водород).
Применение на первых ступенях ракет сравнительно недорогих топлив, а на верхних ступенях, хотя и более дорогих, но высокоэффективных топлив, позволяет в целом выполнить задачу при меньших затратах. В ряде случаев целесообразно применение топлив переменного состава даже в пределах одной ступени. Возможно, например, программированное изменение коэффициента избытка окислителя (соотношения окислителя и горючего) или добавление тяжелых 24 35 й20 ОЮ ЦЧ рг5 00 0,2 00 00 Г0 (1 Г2Рг,г/ГГГ' 3.5.
Диаграмма 1„„= 1(р„) для некоторых топлив инертных примесей к основному топливу. В последнее время широко обсуждается концепция двухтопливного ЖРД, работающего на одном и том же акислителе (жидкий кислород), но последовательно меняющего углеводородное горючее высокой плотности на жидкий водород.
Для выявления условий теоретического преимущества двух. топливных двигателей воспользуемся формулой Циолковского (3.)0). Можно поставить задачу о поиске наиболее благоприятной взаимосвязи между удельным импульсом и плотностью. Ограничимся случаем, когда при вариации параметров топлива 1„, р, остаются неизменными конечная масса аппарата тн и объем топлива )г, либо отношение Р,1т„ =- а„. Условие максимума идеальной скорости г2)хил = 0 и формула (3.26) позволяют найти искомую взаимосвязь между параметрами топлива в виде 1„р, '=- сопл(. (3.27) Очевидно, что различные топлива в зависимости от природы и соотношения компонентов й обладают неодинаковыми значениями комплекса 1„р,', топлива, имеющие ббльшее значеняе комплекса, обеспечивают и большую идеальную скорость (рис.
3.5). Применение двухтоплнвиых композиций расширяет возможности выбора топлив с оптимальной зависимостью 1„(р,). В соответствии с формулой (З.Ю) идеальная скорость летательного аппарата с ЖРД, работающим сначала на топливе с параметрами р„, 1„, и массой пг„= р„1'„, потом иа топливе 36 с параметрами ртм /у, и массой и„= р,у (У, — У„), будет равна Уил = /уу ) и ры + /уу (п раз где рю =- (и,~ + и у+ и„)/(и„+ и„), р„, = (и,у+ и„)/и„, У, — общий объем топлива. Оптимальное отношение У„/У, и экстремальное значение У„д в зависимости от У„/У, можно найти из условия ИУ„х/д (У„/У,) = = О, полагая постоянными параметры топлива р„, 1у~ и коэффициент конструктивного совершенства а„= У,/и„.
В резуль(о.2В) Как видно из формулы (3.28), применение топлива с,параметрами рео 1„, целесообразно при условии /,у, > 1,у, и р„ ~ р„. Некоторые применяемые и перспективйые тойлива ЖРД этим условиям удовлетворяют, Более строгие формулы и расчеты, полученные с учетом влияния увеличения массы двигателя и топливных баков в случае двухтопливных композиций (т, е. и„=- чаг), не опровергают теоретических преимуществ этих композиций. З.З. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ Параметры двигателя и топлива — удельный импульс 1у и 1, — непосредственно относятся к числу проектно-баллистических параметров (ПБП) аппарата, стартовая тяга двигателя Р, определяет другой ПБП вЂ” начальную тяговооруженность Ьу; геометрические размеры двигателя (диаметр, длина) могут влиять на габаритные размеры и массу ступени.
Как видно, все проектно- баллистические параметры аппарата связаны с характеристиками двигателя. Удельный импульс 1» для жидкого или твердого топлива и тяга двигателя Р в совокупности служат основой для выбора параметров рабочего процесса в двигателе (давление в камере сгорания р„и на срезе сопла р,) и площади минимального сечения Г„. Вид топлива, параметры рабочего процесса р„, р, и площадь г„определяют габаритные размеры, особенности конструкции, принятые конструкционные материалы и массу двигателя и„,, Масса двигателя является частью конечной массы аппарата (либо ступени). Учитывая, что исследуется влияние массы двигателя, примем, что изменяется только она, т. е. йи„= с(и„,. Рассмотрим вариант заданной массы топлива и, == из — и„= и„(р„— !) = сопз(.
37 З.б. Изменение массы двигатиан, эн- вивалентное изменению удельного им. пульса на 1 % /2 га В В Ф г Изменение массы двигателя влияет как на стартовую т„ так и на конечную массу аппарата лтн. Относительное изменение массового числа со- ставляет г В а у В р в В,и, и!ан !ии ! = — — йт „/т„, !а Записывая дифференциал выражения для конечной скорости и учитывая лишь основную составляющую — !г„д, можно получить приближенную формулу для оценки влияния относительных изменений массы двигателя и удельного импульса на идеальную скорость В! ид ~~/р !ги — ! глдв 1 ~~да !гн глн !и !гн глдв Если известно относительное изменение удельного импульса, то эквивалентное ему изменение массы двигателя (т.
е. по эффекту на 1', такое же) можно найти из условия Йлдв л /р гл и — = — — — !п ри. мдв /р глдв !ги — ! (3.29) Зависимость (3.29) для Л1р/Ур = 1 % приведена,ра рис. 3.6. Видно, в частности, что пр» увеличении массового числа рн все большее относительное изменение массы двигателя необходимо, чтобы оказывать такое же влияние на )г„д, что и 1 % изменения удельного импульса, т.
е. влияние массы двигателя уменьшается с возрастанием рю Величину Ытд,/тд„определяемую формулой (3.29), иногда называют массовым эквивалентом удельного импульса. Использование массового эквивалента удельного импульса удобно при рассмотрении конкретной конструкции ракеты, при оценке влияния изменений отдельных параметров двигателя.
Так, если какое-то изменение конструкции двигателя связано с увеличением удельного импульса и с одновременным увеличением массы двигателя, целесообразность таких изменений легко оценить на основе эквивалента. Например, для ступени ракеты с параметрами Р, = 1000 КН ба 1 15 ри 5 уда 10 кг/Н тяги отношение т„/тд, составляет //йадвр„уд, ж 13,6.
При удельном импульсе 1 = 3000 м/с массовый эквивалент а!гпд, изменения удельного импульса на 1 м/с (Ы = 1 м/с) составляет согласно формуле 38 г8,29) около 9 кг на 1 м/с. Если увеличение удельного импульса на 10 м/с сопровождается увеличением массы, например на 20 кг, то эффективное увеличение 1„составит Ы„= 1Π— 20/9 ж ж 7,8 м/с. Степень влияния массы двигателя на конечную скорость аппарата зависит и от того, на какой ступени составной ракеты он установлен. Для первой ступени ЛА ее сухая масса и сумма масс верхних ступеней значительно превосходят массу двигателя (большие значения т„/и„,). Поэтому даже при очень малых р„ влияние Атд, первой ступени на конечную скорость последней ступени может оказаться относительно небольшим. В то же время величина массы двигателя последней ступени, внося вклад в значения ры отдельных ступеней, оказывает тем самым гораздо большее влияние не только на конечную скорость, но и на другие параметры ЛА.
ЧАСТЬ ВТОРАЯ ОБЩИЕ МЕТОДЫ ТЕОРИИ И РАСЧЕТА Г Л д В д !У. ЗАДАЧИ ТЕРМОДИИАМИЧ ВСКОГО РАСЧЕТА 4Л. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ Цель термодинамического расчета — получение данных, необходимых для определения секундного расхода топлива и характерных размеров сечений камеры и других агрегатов двигателя, а также для расчета газодинамических процессов н процессов теплообмена. Такими данными являются удельные параметры камеры, параметры потока — температура, давление, скорость и др., термодинамические и теплофизические свойства рабочего тела и его химический состав.
В совокупности указанные величины обычно называют т е р м о д и н а м и ч е с к и м и х ар а ктер исти ками. Термодинамические характеристики определяют из расчета идеальных процессов методами, изложенными в последующих главах. Расчет производят при некоторых общих допущениях, без учета особенностей конкретной камеры (таких, например, как система смесеобразования, контур сопла и т. п.). При этих допушениях термодинамические характеристики зависят лишь.от природы топлива и от основных параметров процессов в камере. К числу последних обычно относят давление в камере сгорания или на входе в сопло, а также параметры, характеризующие выбранное (рассматриваемое) сечение сопла (например, давление в выходном сечении сопла, геометрическая степень расширения н др.).
Природу топлива при выполнении термодинамических расчетов характеризуют энтальпией и элементным химическим составом топлива. Элементный химический состав характеризует содержание в топливе различных химических элементов и определяет качественно возможный состав индивидуальных веществ, образующих продукты сгорания. Параметры, характеризующие природу топлива, и параметры основных процессов в камере, а также термодинамические свойства индивидуальных компонентов продуктов сгорания образуют группу входных данных для термодинамического расчета.
4лк МОДЕЛЬ РАБОЧЕГО ТЕЛА Рабочее тело, участвующее в процессах при высокой температуре, может представлять собой многокомпонентную смесь индивидуальных вешеств — продукты сгорания — в газообраз- 40 ном и конденсированном (жидком или твердом) состояниях. Смесь, состоящая только из газов, является г о м о г е н н о й, смесь из газов и веществ в конденсированном состоянии — г етерогенной. Важным следствием высоких температур, характерных для процессов в камере, является термическая диссоциация и ионизация компонентов продуктов сгорания.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
