Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 98
Текст из файла (страница 98)
Ракетная камера 2, работающая на однокомпонентном или двухкомпонентном топливе с избытком горючего, используется как газогенератор для турбины 3, приводящей компрессор !. Нагнетаемый компрессором воздух подается в камеру сгорания 4, где догорает использованный в турбине газ, а также сжигается дополнительное горючее, как и в форсажной камере ТРД с дожиганием. Достоинствами такой схемы считают независимость мощности турбины от высоты полета и снижение ограничений, связанных с высокими скоростями полета. Предполагают, что в массовом отношении ракетно-турбинный двигатель выгоднее, чем простая комбинация ТРД и ЖРД. На рис.
41.5 в зависимости от числа М приведены значения удельного импульса /т, вычисленные для ракетно. турбинного двигателя по отношению к расходу топлива в ракетном тракте. Характеристики получены расчетным путем при некоторых средних значениях параметров (температура перед турбиной 1400 К, оптимальная степень повышения давления в компрессоре, удельный импульс однокомпонентного топлива!800 м/с). Как видно, одним из определяющих параметров является соотношение н, между расходом воздуха в воздушном тракте и рас- ~~.га, аут ходом топлива в ракетном тракте.
При и„ = 0 (воздух не подается) та двигатель становится ракетным, зу при иа = оа (не подается одно- компонентное топливо, удален турбокомпрессор) двигатель пре- тр вращается в прямоточный ВРД. га При х, = 5 ... !О характеристики г .г 4Е4. Схема ракетно-турбинного дви- 4К5, Скоростные характеристики ра- гателя кетно-турбинного двигателя !Б дленасое н е н др. ракетно-турбинного двигателя являются промежуточными между характеристиками ракетного и прямоточного двигателей.
Ракетно-турбинные двигатели в принципе могут обеспечить самолету большие возможности по высотности и скороподъемности, чем турбокомпрессорный ВРД с форсажной камерой. Диапазон доступных скоростей и высот для такой системы, вероятно, рас~ ширится, эксплуатация станет более гибкой. 4Е4, ГИДРОРАКЕТИЫЕ ДВИГАТЕЛИ Во многих реактивных двигателях для подводных аппаратов предусматривается использование забортной воды, а в их схемах присутствуют элементы ракетного двигателя. Такие дви. гатели называют гидроракетными. В камере сгорания гидропрямоточного двигателя сжигается ракетное, преимущественно твердое, топливо. В его продукты сгорания под давлением скоростного напора подается забортная вода; происходят вторичные реакции, вода частично испаряется, многофазное рабочее тело расширяется в реактивном сопле.
При постоянной скорости движения характеристики двигателя зависят от глубины погружения аппарата, так как степень понижения давления в сопле уменьшается с глубиной. Аналогично прямо- точному ВРД двигатель не способен к самостоятельному старту и работе на малых скоростях. В гндротурбореактивном двигателе забортная вода подается насосами, приводимыми от турбины. Турбина работает на продуктах сгорания ракетного топлива (возможно, также с использованием воды), Под высоким давлением вода может быть отведена в водометную магистраль для непосредственного создания силы реакции за счет отбрасывания массы воды; воду можно направить в поток продуктов сгорания после турбины для последующего расширения в сопле. Двигатель способен к самостоятельному старту и работает при небольших скоростях движения. В качестве одного нз компонентов топлива в двигателе на гидрореагирующем топливе применяется забортная вода, реагирующая со вторым, жидким или твердым, компонентом.
Поэтому экономичность двигателя (удельный импульс) следует оценивать лишь по расходу горючего или топлива, транспортируемого аппаратом, т. е. по формуле (4!.1). Сравнение различных топлив правильнее проводить по объемному удельному импульсу, так как сопро'- тивление аппарата, преодолеваемое тягой двигателя, зависит от лобовой площади, а не от силы тяжести. Это накладывает ограничения на объем, а не на массу хранимого на аппарате топлива. К тому же доля топлива в подводных аппаратах значительно меньше, чем в ракетах. Схема двигателя на гидрореагирующем топливе аналогична схемам ЖРД или ГРД. На рис.
41.6 в качестве иллюстрации приведены теоретические характеристики некоторых гидрореагирующих топлив, основан- 434 41.6. Удельный импульс, определенный фд еус по объемному расходу металла, рес = = !5 МПа, р„= О,! МПа у а!и ные на данных справочника [26). Наибольшее внимание среди компонентов таких топлив уделяют металлам. Следует отметить, что одни энергетические характеристики не могут предопределить выбор мгз топлива.
Весьма важным является вопрос об организации эффективного и устойчивого рабочего процесса в конкретных усло- ВИЯХ ДаННОГО аППаРата. ИССЛЕ- ау ГИ йз йа 47 йа Уи,, дуют следующие основные способы организации рабочего процесса в рассматриваемых двигателях. ). В камере сгорания реагируют вода и расплавленные металлы (А), Мд, (.!), подаваемые туда в жидкой фазе. Источник теплоты для плавления — камера сгорания или независимая энерго- установка. 2. В камеру сгорания подаются металлы в виде тонких порошков или пасты.
Они предварительно реагируют с окислнтелями типа Н(ч)Оз, Н,О,. Возможно, что при высокой дисперсности металлов и с помощью катализаторов удастся инициировать реакцию металла с водой. 3. В камере сгорания осуществляется реакция между зарядом твердого металлизированного ракетного топлива, содержащего горючее и окислитель, с водой, Эти методы организации рабочего процесса сложны и пока недостаточно изучены.
От успехов в их реализации зависит развитие важнейших схем гидроракетных двигателей. 41.5. ГИБРИДНЫЕ ДВИГАТЕЛИ В период 1960 — !970 гг. в ряде стран велись широкие исследования гибридных ракетных двигателей, от которых ожидали соединения лучших показателей, свойственных ЖРД и РДТТ. После 1970 г., судя по публикациям, интерес к этим двигателям сильно уменьшился, но не исчез. ' ' Характерной особенностью рабочего процесса в гибридных ракетных двигателях (ГРД) является горенке заряда твердого горючего (прямая схема) илн твердого окислителя (обратная схема) при омывании его поверхности вторым ком. понентом в жидком нли газифицированном состоянии; оба компонента хранится на борту ракеты.
Схемы двигательных установок с ГРД могут быть весьма многообразны. Может быть различной компановка емкостей, содержащих жидкий и твердый компонент, организация подачи жидкого компонента (вытеснительная, насосная), процесса горения и т. д. Рассмотрим некоторые нз возможных схем, описанные в опубликованных работах. Нй 41.7. Схема экспериментального ГРД на полиэтилене и переккси водорода: ! — пакет каталязатора: 2 — заряд горю- чего На рис. 41.7 показана схема экспериментальной камеры, работающей на перекиси водорода и полиэтилене. Последний размещен в камере сгорания в виде двух шашек, одна из которых горит по внешней, а другая по внутренней поверх- настям.
Перекись водорода предварительно разлагается в парогазогенераторе с твердым катализатором. Это устраняет возможность накопления жидкой Н,О, и взрыва ее в период запуска, выход на рабочий режим становится плавным. При наличии парогазогенератора процесс горении протекает как реакция между твердой (горючее) и газообразной (парокнслородная смесь) фазами. Эксперименты показали равномерность и хорошую устойчивость такого процесса в широком диапазоне давления в камере сгорания.
Линейная скорость горения твердой фазы составляла 0,5 ... 1,0 мм(с. После выгорании твердого заряда двигатель некоторое время может работать как однокомпонентный ЖРД (каталитическое разложение НзОз) с удельным импульсом 1200 ... 1400 м(с. Важной особенностью ГРД является возможность использования в них в качестве топлив таких компонентов, которые не могут применяться в двигателях других схем. Во многих случаях максимальные энергетические характери.
стики нлн наибольшая плотность топлива могут быть достигнуты с компонентами, находящимися в различном агрегатном состониии. В ГРД могут применяться такие твердые компоненты, которые по условиям совместимости не могут быть применены в РДТТ, и в таких соотношениях с окислителем, какие являются наиболее выгодными. Рассматривают гибридные двигатели на трехкомпонентных топливах, имеющих весьма высокие энергетические показатели. Исследуемые в настоящее время топлива большей частью относятсн к двигателям прямой схемы: твердое горючее+ жидкий окислитель, так как такие композиции лучше разработаны н обеспечивают наибольший удельный импульс. Кроме того, объем горючего, как правило, меньше объема окислителя, поэтому для прямой схемы характерны меньшие размеры камеры сгорания, находящейея под действием высокого давления.
Существенным является н то, что в качестве эффективных горючих может быть использовано весьма большое число различных веществ, тогда как число эффективных твердых окислителей, пригодных для использования, невелико. В качестве твердых горючих рассматривают полимерные соединения, котбрые применяются также в качестве горючих — связующих для смесевых твердых топлив.
С целью повышения энергетических характеристик к ннм добавляют металлы и гибриды метгллов, таких, как алюминий, бериллий, бор, литий и другие. В качестве окислителей могут рассматриваться как широко освоенные в ЖРД компоненты, так и новые, более эффективные: Н)40з, МаОа, Оа, Н,Оз, Р„С1Рз. Термодинамические расчеты показывают, что реально существующие гибридные композиции по теоретическому удельному импульсу существенно превосходят твердые топлива и находятся на уровне существующих жидких ста. бильных топлив, уступая перспективным стабильным и криогенным ЖРТ. По плотности топлива гибридные композиции находятся между жидкими и твердымй. Практически все существующие и перспективные ГРТ содержат значительное количество металлов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
