Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 97
Текст из файла (страница 97)
(41.9) 429 первого контура (продукты сгорания) и в конце днффузора (воз- дух). Камера дожигания РПД между сечениями 1 — ! и с — с имеет постоянное сечение с площадью Р,. Чтобы определить скорость, давление и температуру в конце камеры дожигания, записывают уравнение сохранения расхода, импульса и энергии, принимая в характерных сечениях одномер- ность течения и однородность параметров потока: Ргшврг + Рогеврв =- Рс2всрс (41.2) (Р~12Ч + Р!) Р~ + (Р2222 Р2) Р2 = (Рсц2с, Рс) Рс. (41.3) 'ос = (с+ шс!2 (4!.4) Здесь 1, — удельная энтальпия смеси продукты сгорания— воздух, функция температуры Т, и давления р,; 1„ — исходная удельная энтальпия той же смеси, равная гав!в + жгог хв!в + 'г (41.5) жв+ жг 1+ х, где!, — энтальпия 1 кг воздуха, изоэнтропически заторможенного при данной скорости полета.
Параметры воздуха — Р,, ро ив — рассчитываются для усло- вий в конце диффузора с учетом его конструктивных параметров и коэффициента восстановления давления, а параметры продук- тов сгорания топлива — термодинамическим расчетом. Количество теплоты, выделяющейся при догорании по„кг продуктов сгорания в камере дожигания, определяется разностью энтальпий исходных (п2,1, + т„(„) и конечных (т, + т„) 1,, продуктов процесса. Для 1 кг топлива получим Яс. г = хв)в + )г — (х + 1) (в. (41.
6) Здесь величина (в с — энтальпия 1 кг смеси продуктов сгора- ния топлива и воздуха в соотношении х„ рассчитанная для ус- ловий, соответствующих параметрам (р, Т) заторможенного по- тока в конце диффузора. Определяется она термодинамическим расчетом. Величина 1;1, „ определяет теоретически возможное выделение теплоты при дожигании.
Если ввести коэффициент полноты вы- деления теплоты в этих условиях ггс,„, то вместо выражения (41.5) можно записать формулу, учитывающую неполноту сгорания: хв'в + ог — (! — Фс. г) Яс. г (41.7) сос 1+ хв Используя уравнение состояния идеального газа и понятие удельной площади 1; = Р;/т, уравнения (41.2) и (41.4) можно преобразовать к виду (4 1.8) При заданной геометрии тракта двигателя, рассчитанных параметрах на срезе сопла двигателя первого контура и параметрах воздуха в конце диффузора система уравнений (41.8) ...
(41.9) с двумя неизвестными р, и Т, решается методом Ньютона. Нулевое приближение параметров р,'"', Т,"' целесообразно задавать на основе оценочного расчета течения в камере с помощью газодинамических функций. Если регулирование двигателя осуществляется путем изменения минимального сечения сопла основной камеры сгорания, то из термодинамического расчета при известных из решения системы уравнений (41.8) и (41.9) условиях на входе в сопло можно определить величину скорости истечения и параметры на срезе сопла. Удельный импульс двигателя определяют по формуле ~у'= (1 + яв) ша явУн + )а (Ра рн) (41 !О) где $'л — скорость аппарата на высоте О.
Заметим, что удельный импульс определяется в основном разностью первых двух членов выражения (4!.1О), которые могут быть близкими по величине. Поскольку давление в камере сгорания обычно невелико, а температура высока, значение ш, может существенно зависеть от химической неравновесности процесса течения. Во много раз большим может оказаться влияние химической неравновесности на разность двух упомянутых величин, т. е. на / . Следует отметить, что при возрастании скорости полета увеличивается температура торможения воздуха и энтальпия Поэтому величина Я, „ уменьшается, и при Ун более 2 ...
3 км/с добавление топлива к заторможенному до малых скоростей воздуху практически не приводит к повышению температуры, энергия преобразуется в энергию диссоциации, которая реализуется в процессе расширения. При этом могут возникать значительные потери, связанные с химической неравновесностью. В этих условиях более эффективным оказывается процесс при сверхзвуковом потоке в камере сгорания. В диффузоре воздух тормозится до скоростей, превышающих скорость звука, температура при этом оказывается существенно ниже, чем в случае торможения до малых, дозвуковых скоростей. Это облегчает температурные условия работы элементов конструкции, уменьшает нагрузки вследствие более низкого статического давления, снижает потери в диффузоре. В то же время при столь высоких скоростях давление оказывается достаточно высоким для обеспечения термодинамической эффективности рабочего процесса. Сгорание горючего в сверхзвуковом потоке, имеющем пониженную статическую температуру, сопровождается заметным выделением теплоты.
Часть энергии преобразуется в энергию диссоциированных продуктов сгорания, которая реализуется в сопле. При этом также возможны потери из-за химической неравновес- 430 ности, но они оказываются меньшими, чем в случае с ГТД с дозвуковым горением, так как уменьшается степень расширения в сопле и начальная температура в сопле.
Ракетно-прямоточные двигатели со сверхзвуковым потоком в камере сгорания представляют значительный интерес для перспективных средств выведения на орбиту ИСЗ с использованием атмосферного воздуха. 41.2.3. Топлива Основные требования к топливам первого контура для ракетно-прямоточных двигателей в основном совпадают с теми требованиями, которые отмечены при рассмотрении ЖРД и РДТТ. Специфичными становятся требования при рассмотрении установки в целом. При добавлении во вторичном контуре оптимального по удельному импульсу количества воздуха удельный импульс РПД будет тем больше, чем меньше коэффициент избытка окислителя топлива первичного контура. Однако присутствие окислителя необходимо для организации процесса сгорания в первичном контуре и подачи продуктов сгорания.
Кроме того, на старте или при полете с малыми скоростями эжекторный эффект приводит к увеличению давления в сечении с — с (см. рис. 41.1) и, следовательно, удельного импульса РПД. Величина этого эффекта тем больше, чем выше скорость истечения из сопла первого контура, т. е. чем ближе состав топлива к стехиометрическому. Как видно, к составу топлива первого контура могут предъявляться противоречивые требования. Конкретный выбор может быть сделан прн учете программы полета аппарата. В РПД возможно применение твердых, жидких и гибридных топлив.
В качестве компонентов жидких или гибридных топлив могут использоваться компоненты, рассмотренные ранее в соответствующих разделах. На рис. 41.2 приведены графики значений удельного импульса тт для РПД, рассчитанные для модели изоэнтропного торможенйя воздуха в диффузоре и горения в камере дожигания при р = сопз1; в принципе для жидких и гибридных топлив коэффициент избытка окислителя а,„может выбираться переменным по траектории полета.
Расход топлива также можно изменять таким образом, чтобы в соответствии с характеристиками диффузора обеспечивать наивыгоднейшее значение к, в каждый момент полета. Твердые топлива для РПД могут быть гомогенными или смесевыми. Наиболее эффективны топлива с малым содержанием окислителя. В этом отношении более широкие возможности открываются при использовании смесевых топлив.
Здесь нижний предел содержания окислителя определяется условиями горения состава в первом контуре и физико-механическими свойствами топлива. Основные компоненты таких топлив те же, что и для 431 4! 2. Зависимость удельного импульса РПД от нв при Н =- О, М =. Нв и различном соотношении ком- понентов ссои в первом контуре; топливо: НМОв+ + смесь аминов 1~ 44г авр топлив РДТТ.
Окислителем является чаще всего перхлорат аммония, связуюмяр шими — высокомолекулярные органические соединения. Добавки металлов рй22 или их соединений также могут использоваться в качестве компонентов топлива. Лвв Х ар актер ным для состава твердого топлива РПД является сравнительно малое содержание перхлората аммония (30 ... 50 %) 41 44 4Р иат и высокое содержание металла, чаще всего алюминия или магния (60 ... 40 ва). Содержание связующего выбирается минимально необходимым (1О ... 1б %) для обеспечения физико-механических свойств топлива. Важной проблемой является обеспечение полного сгорания топлива при минимальной длине камеры дожигания.
В этом отношении применение металлов создает трудности, так как время сгорания конденсированных частиц больше времени сгорания испарившегося горючего. 41.2.4. Области применения 4!.3. Скоростные характеристики РПД 432 Чтобы оценить сравнительные характеристики различных типов двигателей и диапазон их рационального применения, на рис. 41.3 приведены результаты термодинамического расчета удельного импульса в зависимости от скорости полета и х„.
Как видно, ракетно-прямоточные двигатели по своим характеристикам занимают промежуточное положение между РД и ПВРД. Величина удельного импульса, а следовательно, и экономичность двигателей, оцениваемая расходом горючего, существенно зависят от величины иа и скорости полета. Достижение больших скоростей полета обеспечивается лишь ла ье при значительном увеличении расхода т54РР горючего, транспортируемого аппаратом. Ожидается, что применение РПД расширит диапазон доступных скоростей и и6~ высот по сравнению с ПВРД и существенно повысит его экономичность по сра- 5 внению с РД.
5авт ЛДла 4а 41.3. РАКЕТНО-ТУРБИННЫЕ ДВИГАТЕЛИ Имеется опыт применения двигательных установок, включающих самостоятельный турбокомпрессорный ВРД и ракетный двигатель на одном аппарате, которые, работают автономно. При использовании ЖРД возможен привод его топливных насосов от вала турбореактивного двигателя (ТРД). Однако характеристики таких сочетаний могут оказаться менее выгодными, чем характеристики комбинированных установок, в которых элементы того или другого двигателя органически связаны между собой. Пример схемы двигателя, который называют ракетно-турбинным, показан на рис. 41.4.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
