Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 96
Текст из файла (страница 96)
Двухкамерные (рис. 40.)), двухзарядные (двухрежимные) РДТТ и двигатели с регулированием тяги подачей жидкости, двигатели с соплами переменной геометрии уже включены в разработки перспективных программ. Схемы гашения заряда водой изучены настолько, что могут быть приняты для проектных разработок. Применение твердых порошкообразных охладителей для гашения заряда также представляется перспективным. 425 Новым достижением в области разработки органов управления движения ЛА является сопло с упругим элементом. Исследуется возможность разработки эффективной системы отбора газов из камеры РДТТ для привода силовых установок. 40.3. СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДОВ ТЕОРИИ И МОДЕЛИРОВАНИЯ Значительным резервом улучшения энергетических характеристик РДТТ является совершенствование процессов горения и истечения.
В частности, одним из путей является снижение потерь из-за скоростной неравновесности двухфазного потока посредством соответствующего профилирования сопел. В исследовании рабочих процессов и разработке методов надежного расчета рабочего процесса РДТТ можно отметить общие с ЖРД проблемы механики и газовой динамики реагирующего, в большинстве случаев двухфазного рабочего тела. Быстрая отработка надежных и эффективных РДТТ возможна только на базе совершенных методов расчета прочности заряда и корпуса, процессов воспламенения, стационарного режима работы и отсечки тяги двигателя.
Математическое моделирование и методы оптимизации начинают применяться при разработке рецептур ТРТ. Для этого на основе экспериментальных и расчетных данных предварительно устанавливают зависимости энергетических (1„. „р„Т4С), внутрибаллистических (и, ч, р„,„), механических (модуль упругости, допускаемое напряжение) и технологических (вязкость состава, объемная доля связующего, время сохранения технологических свойств и др.) характеристик топлива от состава, распределения по фракциям размеров частиц окислителя и фиэикохимических свойств исходных компонентов. В зависимости от назначения ТРТ формируются ограничения (в виде равенств или неравенств) на параметры топлива 1„, р„Т,И и др.
и выбирается функция цели. Требуемый состав топлива, обеспечивающий экстремум функции цели и удовлетворяющий ограничениям на параметры, находят методами нелинейной оптимизации. Широкое распространение РДТТ придает особую актуальность задаче разработки и уточнения методов рационального выбора топлив и расчета параметров двигателя. Г Л А В А ХЫ. НЕАВТОНОМНЫЕ КОМБИНИРОВАННЫЕ И ГИБРИДНЫЕ ДВИГАТЕЛИ 41.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОМБИНИРОВАННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ В неавтономных комбинированных двигателях окружающая среда (атмосфера, вода) используется длй создания тяги в качестве окислителя или рабочего вещества. В комбинированных воздушно-ракетных системах представляется возможным сочетать преимущества ВРД вЂ” малый расход 426 топлива (горючего) с преимуществами ракетных двигателей— хорошими скоростной и высотной характеристиками.
Хотя применение воздушно-ракетных систем также ограничено сравнительно плотными слоями атмосферы, однако область их применения должна быть шире, чем собственно ВРД. Поэтому использование воздуха в качестве окислителя на участке траектории, проходящей в атмосфере Земли, рассматривается как один нз эффективных способов повышения характеристик ракетных систем. Для движения подводных аппаратов со скоростью 150 ... 170 км/ч необходимо использовать реактивные принципы движения, позволяющие снять ограничения, обусловленные резким уменьшением к.
п. д. гребного винта при больших скоростях, и получить ббльшую лобовую тягу. В качестве одного из компонентов топлива целесообразно применять воду, находящуюся за бортом аппарата. Для реактивных двигателей, использующих вещества окружающей среды (воздух, воду) в абсолютном количестве т, кг/с и относительном (по отношению к расходу топлива или горючего т ) н, = т,/т„, целесообразно установить взаимосвязь между двумя вариантами определения удельного импульса.
В первом случае тягу относят к суммарному расходу горючего и вещества окружающей среды (удельный импульс ракетного двигателя / рд), во втором — к расходу горючего (топлива), транспортируемого на борту аппарата (обозначение '!у): /у Р/~й = (1 + и ) /урд, (41.1) 4Е2. РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЕ ДВИГАТЕЛИ 41.2.1. Принципиальные схемы Для прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), работающего на углеводородном горючем, значение /у может составлять 20000 ...
30000 м/с. Это почти на порядок больше значения удельного импульса ракетных двигателей. В этой связи понятен интерес, проявляемый к прямоточным двигателям, как двигателям нижних ступеней боевых ракет и ракет- носителей космических объектов, в том числе и возвращаемых ступеней многократного использования. Существенными недостатками ПВРД являются невозможность самостоятельного старта и низкая эффективность при небольших скоростях полета. Использование ракетных двигателей, чаще всего РДТТ, как стартовых ускорителей, отбрасываемых после выработки топлива и достижения необходимой скорости, является одним из решений этой проблемы, применяемых на практике. Возможным вариантом является использование для старта безсопловых РДТТ, когда заряд твердого топлива помещается в камере сгорания РПД. 427 У 4!.!.
Схема ракетно-прямоточного двигателя ! ! Принципиальная схема одного из вариантов РПД показана на рис. ! 41.1. Конструктивное отличие дви! !г гателей такой схемы от ПВРД состоит в наличии первого контура, функционирующего подобно ракетному двигателю. Он может быть как жидкостным, так и твердотопливным двигателем, работающим на топливе с а,„( 1 и предназначенным для подачи продуктов неполного сгорания в камеру прямоточного двигателя.
По существу это газогенератор или топливоподающая система. Последнее становится особенно ясным, когда с целью улучшения процессов перемешивания одно сопло двигателя первого контура заменяется большим количеством мелких сопел, по существу — форсунок. В классическом ПВРД давление в сечении с — с (см. рис. 41.1) определяется скоростным напором набегающего потока, эффективностью диффузора и потерями в камере сгорания.
В двигателе, схема которого показана на рис. 4!.1, к перечисленным факторам добавляется эжектирующее действие истекающих продуктов сгорания, повышающее давление в сечении с — с по сравнению с ПВРД. Этот эффект приводит к некоторому улучшению характеристик двигателя на небольших скоростях при М =- 0,5 ...
1,5, При более высоких скоростях это различие исчезает. По-видимому, двигатель такой схемы исходя из его принципиальных особенностей можно назвать п р я м от о ч н о - э ж е к т о р н ы м д в иг а т е л е м. Сечения ! — ! и с — с могут быть совмещены. Поступающий через диффузор воздух смешивается с продуктами сгорания из первичного ракетного контура, и одновременно происходит дожигание и расширение продуктов в общем сопле. В таком варианте двигателя процесс эжекции также имеет существенное значение. Предложены различные модификации схемы двигателя, показанной на рис. 41.1. Например, воздух, поступающий через диффузор, может смешиваться с продуктами неполного (или полного) сгорания из одного или нескольких ракетных двигателей.
После смешения газы поступают в камеры между сечениями ! — ! и с — с, где при скорости, меньшей скорости звука, производится впрыск и дожигание дополнительного горючего. Затем продукты расширяются в сопле. При высоких скоростях полета первичный ракетный контур может быть выключен и двигатель работает как обычный ПВРД. Особенностью данной схемы являются улучшенные по сравнению с обычным ПВРД характеристики при низких (М ж 1) скоростях полета, более высокий удельный импульс при эксплуатационных скоростях полета. 41.2.2.
Принципы расчета характеристик Для расчета камеры сгорания РПД, схема которой приведена на рис. 41.1, будем обозначать в сечении !†! индексами 1 н 2 соответственно параметры потоков на срезе сопла двигателя 428 2 (х, +!) Р,Т, "Р. — )срс Гсис хо+ 1 (х +1) Рот, оосос222 Гсисрс где А = шо + р~с + х, (гв, + р2),).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
