Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 94
Текст из файла (страница 94)
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 металлосодержащих топлив, например Н,О, + + ВеН,, трехкомпонентных Р, + Н, + ).1, О, + Н, + 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 и высококонцентрированная перекись водорода или четырех- окись азота в качестве окислителя, могут привести к существенному улучшению энергетических и массовых характеристик двигательных установок на высококипящих топливах. Для ЖРДМТ считается перспективным создание надежных и эффективных кислородо-водородных двигателей на криогенных компонентах топлива с тягой 4 ...
8 кН, а также на газообразных О, и Н, (Р— 0,4 ... 20 Н), получаемых электролизом воды. Публикуются данные об экспериментальных зарубежных ЖРДМТ, использующих фторосодержащие окислители с горючими 5)На 5).,Н~ СН~ Н,. Зэзк ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И КОНСТРУКТИВНОЕ СОВЕРШЕНСТВО ДВИГАТЕЛЯ Важным направлением улучшения энергетических и габаритных характеристик ЖРД является использование резервов, заложенных в оптимизации выбираемых или задаваемых при проектировании параметров.
К числу основных относят давление в камере сгорания, степень расширения сопла, схему двигателя и др. Выбор этих параметров тесно связан с достижениями в конструктивном совершенствовании двигателей, с уровнем тяги, назначением, временем работы и другими факторами, совокупный 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 сделало целесообразным повышение давления в камере сгорания до 20 МПа и выше (в газогенераторе — более 35 ... 50 МПа). Еще в начале 60-х годов в ГДЛ-ОКБ был разработан мощный ЖРД РД-253 (топливо 5),О, + НДМГ) с давлениями: в камере сгорания 14,7 МПа, в газогенераторе на окислительном газе р,„24 МПа, в магистралях — до 40 МПа; в двигателе РД-170 давление р„= 24,5 МПа. Характерно, что тенденция повышения давления наблюдается 416 не только для двигателей нижних ступеней ракет, работающих в плотных слоях атмосферы, но и для космических двигателей.
В последнем случае высокая степень расширения в сопле может быть достигнута и при низких давлениях в камере сгорания. Однако повышение давления приводит к уменьшению габаритных размеров и в ряде случаев — к снижению массы двигателя. Высокие уровни давления и новые схемы разрабатываемых кислородо-водородных двигателей позволяют рассматривать их как второе поколение этого класса двигателей.
Типичными представителями первого поколения можно назвать ЖРД Й).-10 и 1-2, имевшие давление в камере сгорания в несколько МПа, геометрическую степень расширения сопла Г, =- 27 и 40 и удельный импульс / „ =- 4170 н 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 /„„== 4464 м/с. Более высокие давления р„дают возможность увеличить геометрическую степень расширения сопла без чрезмерного увеличения его габаритных размеров и без больших потерь из-за трения в пограничном слое.
Степени расширения сопла 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 Е, = 800 и более.
Прн этом термодинамический удельный импульс возрастает на 300 м/с, т. е. на 7 % (по сравнению с Г, = 200). 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 двигателя с кольцевой камерой сгорания (или многими камерами, расположенными по кольцу) и кольцевым соплом.
Следует отметить, что к разрабатываемым маршевым двигателям все чаще предъявляется требование возможности дросселирования тяги в широком диапазоне — до 50 % и ниже с обеспечением высоких энергетических характеристик во всем диапазоне режимов работы. Важным направлением развития ЖРД является конструктивное совершенство. Основой этого направления является улучшение схемы двигателя, применение новых, лучших конструкционных материалов и технологии изготовления двигателей, улуч- 419 Влектлкл" уеоглтлл лдллзяо Юлултдвввттгт яебглтке Ю Ззп. Некоторые схемы кольцевых сопел: а — кольцевое сопла; б, в, г — штиревое; д — терельчвтое сопла шение конструкции узлов и агрегатов. Совершенствование конструкции, повышение экономичности турбины и насосов ТНА позволяют уменьшить массу этих агрегатов.
В результате двигатели становятся легче, надежнее, габаритные размеры их уменьшаются. Стремление к экономичности создания и использования ракетно-космических систем привело к появлению нового направления в двигателестроении — были созданы мощные двигатели многократного включения и многоразового применения. Многоразовым является двигатель РД-170 первой ступени РН «Энергия».
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 88МЕ при одном использовании составляет 480 с при ресурсе 7,5 ч.
Возможность многократного включения позволяет, кроме прочего, уменьшить расход материальной части по стендовой отработке двигателя. Реализация принципа многоразового использования влечет за собой новые подходы к выбору материалов и задачам прочности, схемам, принципам обработки, созданию неразрушающей диагностики и т, д. Применение сопел с большой степенью расширения приводит к значительному увеличению габаритных размеров двигателя.
Одним из путей достижения высоких энергетических характеристик при наличии ограничений на размеры является использование раздвижных (прежде всего двухпозиционных) сопел, конструктивные решения которых известны. Продолжаются исследования возможности применения в ракетных двигателях кольцевых сопел. Кольцевое сопла — осесимметричное сопло, в котором часть или все сечения, нормальные к оси симметрии потока, представляют собой кольца.
Кольцевые сопла имеют внешний и внутренний участки контура (рис. 39.1). Частными случаями кольцевых сопел являются штыревое (у контура расширяющейся части почти или полностью отсутствует внешний участок) и тарельчатое (почти или полностью отсутствует 420 39 2, Течение в кольцевом сопле на режимах перерасширения, прн различных значениях степени нерасчетиости: 1 — т=з; 2 — т=ы: 3 — м=!а: н — цен е = 100 внутренний участок) сопла. Схемы кольцевых сопел в отличие от круглых сопел многочисленны. Основные преимущества кольцевых сопел — лучшие тяговые характеристики за счет способности к саморегулированию степени расширения на нерасчетных режимах при повышенном давлении окружающей среды, а также меньшие осевые габаритные размеры. На рис.
39.2 сравниваются тяговые характеристики некоторых типов кольцевых сопел и круглого сопла на режимах перерасширения. Значения тяги отнесены к тяге идеально регулируемого сопла, работающего всегда в расчетном режиме и имеющего тот же массовый расход, что и сравниваемое сопло. Для перспективных одноступенчатых транспортных космических аппаратов возможным направлением развития конструктивной схемы ЖРД может стать разработка двигателя, использующего при своей работе две топливные композиции.
В качестве последних наибольший интерес, судя по опубликованным данным, представляют топлива О, + углеводородное горючее С„Н (керосин, сжиженные газы) и О, + Н,. Исследуемые схемы двигателей весьма разнообразны, наиболее принципиальное различие— способ использования топлив. При последовательном использовании топлив схемой двигателя предусматривается работа камеры сгорания вначале на топливе О, + С„Н , затем — на топливе О, + Н,.
Реализация двигателя по такой схеме требует решения ряда технических проблем, включая разработку восстановительного газогенератора (сс„„ сс( !) на топливе О, + керосин, разработку головки камеры по схеме газ †г с применением одних и тех же форсунок для подачи различных генераторных газов, организацию регенеративного охлаждения жидким кислородом без внутренней завесы и др.
Поэтому считают, что параллельное (одновременное) использование двух топливных композиций на одной двигательной установке обладает большими преимуществами. При одновременном использовании двух топливных композиций кислородо-водородное топливо может быть предназначено для приготовления генераторного газа при а„„с(; 1, жидкий водород — для охлаждения камеры сгорания и газогенератора; в камере сгорания (дожигания) используется топливо О, + С„Н совместно с продуктами газогенерации. Могут предусматриваться отдельные камеры, каждая на своем топливе, причем водород используется для охлаждения обеих камер и получения генераторного газа для привода двух ТНА.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
