Сарнер С. Химия ракетных топлив (1241536), страница 7

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 7)

Помимо применения жидкого топлива, этот тип двигателя отличается от ракетного двигателя твердого топлива разделением функций топливного бака и реакционного сосуда. Жидкостный ракетный двигатель имеет топливный бак и линии подачи топлива, по которым одно- компонентное топливо нагнетается насосами или вытесняется сжатыми газами в реакционный сосуд, называемый камерой сгорания. Двигатель на двухкомпонентном жидком топливе идентичен двигателю на однокомпонентном жидком топливе, за исключением того, что горючее и окислитель разделены и хранятся в разных баках. Вследствие этого требуются две системы топливных магистралей и клапанов и усложняется проблема надежности работы движущихся частей.

На фиг. 1.3 схематически показаны как насосный, так и вытеснительный способы подачи топлива в камеру сгорания. Третий основной тип двигателя называется гибридным (фиг. 1.4). Здесь один компонент топлива (горючее или окисли. тель) является твердым веществом и находится в камере сгорания, как и в двигателе твердого топлива, в то время как другой, жидкий компонент, подается в камеру сгорания в процессе работы, как в жидкостном ракетном двигателе.

Этот тип двигателя, как утверждают его сторонники, обладает преимуществами твердотопливного и жидкостного двигателей и, как настаивают его противники,— их недостатками. В действительности же, конечно, имеет место компромисс. Совсем недавно исследованы гибридные двигатели, в которых оба компонента топлива— твердые, но несовместимые при смешении вещества. Однако вместо проблем, связанных с зажиганием и применением насосов и клапанов, в этом случае возникает проблема правильного смешения двух компонентов топлива. Основными преимуществами жидкостных ракетных двигателей являются контролируемость величины и направления вектора тяги и возможность использования высокоэнергетических топлив (жидкостей или сжиженных газов). Преимушествами ракетных двигателей твердого топлива являются большая падеж~ость и легкость хранения, а также готовность к немедленному использованию. Обычно выбор типа системы определяется назначением летательного аппарата.

В жидкостных и твердотопливных ракетных двигателях вес топлива может быть Ф иг. 1.5. Рулевой двигатель ра- Ф н г. !.6. Тормозной двигатель лунного кеты «Титан». космического аппарага «Сервейор». Ф и г. 1.7. Тормозной двигатель ракеты «Сатурн». Ф и г. 1.8. Снаряжение маршевого двигателя противолодочной ракеты «Саброкь. Ф и г. С9. Разные типы ракетных двигателей твер- лого топлива.

Ф и г. 1,1О. Запуск ракеты «Ларк». Ф и г. 1.1!. Жидкостные ракетные двигатели для амвулиаированных ракет (заправляемых нри сборке), Ф и г. 1.!2. Дросселируемый жидкостный ракетный дзига. тель Т0-323 с ручным управлением, предназначенный для использования в космосе. Ф и г 1.13. Жидкостный ракетный двигатель 1.К-99 для ракетоплана Х-!5. динАмикА полетА Ф и г. 1.14. Стендовые огневые испытания жидкостного ракетного двигателя Х-40о, предназначенного для первой ступени ракеты «Авангард».

1.2. ТЯГА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Реактивная сила определяется на основании ньютоновских законов движения. При вычислении тяги наряду с этими основными законами механики применяются законы термохимии и термодинамики. Первый закон Ньютона (закон инерции', утверждает, что при отсутствии противодействующих сил вектор скорости любого тела остается неизменным. Если применить этот закон к случаю движения ракеты в космическом пространстве при отсутствии силы тяжести, движущих и тормозящих сил, то ракета будет либо неподвижна, либо продолжать двигаться с такой же скоростью и в том же направлении, которые она имела в момент прекращения действия приложенных к ней сил. менее 500 г и до нескольких тонн в зависимости от их назначения.

Ракетные двигатели твердого топлива применяются как рулевые (фиг. 1.5), когда небольшая тяга используется для корректировки полета большой ракеты, как тормозные (фиг. 1.6 и 1.7), которые предназначены для торможения ракеты при входе в атмосферу, и как маршевые (фиг. 1.8) для всех ступеней ракеты. На фиг.

!.9 показано несколько небольших двигателей твердого топлива специального назначения. Конструкции жидкостных ракетных двигателей также отличаются большим разнообразием. На фиг. 1.10 показан запуск с палубы корабля небольшой ракеты «Ларк». На фиг.!.11 можно видеть жидкостные ракетные двигатели для ампулизированных ракет, заправляемых при сборке топливами длительного хранения; их можно сравнить с гораздо ббльшими двигателями для мощных космических ракет (фиг.

1.!2 и 1.13). На фиг. 1.14 показан ракетный двигатель, имеющий тягу — 1 т. Он предназначен для первой ступени ракеты, выводящей на орбиту спутник «Авангард». В настоящее время имеются двигатели, развивающие тягу более 450 т. В последнее время разрабатываются также очень большие ракетные двигатели твердого топлива, предназначенные для посылки в космос полезных грузов большего веса. 29 ! ДИНАМИКА ПОЛЕТА т. е. тело под действием сил получает ускорение в направлении вектора результирующей силы. Третий закон — закон действия и противодействия.

Он гласит, что каждой силе, действующей со стороны одной массы на другую, соответствует сила, действующая со стороны второй массы на первую, и что эта вторая сила равна по величине и обратна по направлению первой. Применительно к ракете этот закон противодействия является основой для определения движущей силы. Продукты сгорания ускоряются и истекают наружу, создавая реактивную силу, приложенную к ракете. Так как изменения количества движения 4 (тп) = тйт + Ыт (!.2) в любом направлении должны быть равны и так как масса ракеты много больше массы истекающих продуктов сгорания, то приращение скорости, сообщаемое ракете за малый промежуток времени, много меньше скорости истечения.

Однако большие скорости ракеты достигаются за счет продолжительного ускорения. 1.3. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ РАКЕТЫ При упрощенном анализе ракету в полете можно рассматривать как материальную точку, на которую действуют три основные силы: тяга, сила аэродинамического сопротивления и сила тяжести. Сила Р2 в уравнении (1.1) является векторной суммой этих сил д,, д22 Р+Р +Р =та=т — =т а К Ш а22 (1.3) Рассмотрим прямолинейное движение в гравитационном поле Земли по траектории, составляющей с направлением силы тя- жести угол О, когда тяга направлена вдоль траектории.

Проек- ция силы тяжести равна Р = тя со з 9. (!.4) Сила аэродинамического сопротивления определяется по формуле Ра = 2 СрАаРар . (1.5) Второй закон определяет ускорение как отношение приложенной силы к массе покоя тела (инерционной массе), или в более известной форме, как Р,= — та, (1.1) Ь ДИНАМИКА ПОЛЕТА Она пропорциональна фронтальной площади ракеты, плотности воздуха и квадрату скорости движения ракеты. За пределами атмосферы плотность воздуха равна нулю и сила аэродинамического сопротивления отсутствует. Если летательный аппарат имеет большие размеры, то сила его аэродинамического сопротивления достаточно мала по сравнению с остальными двумя и ее обычно не учитывают на предварительной стадии проектирования.

Тяга ракеты есть векторная сумма внутренних и внешних, или наружных, сил давления, действующих на нее: ~ Ра е" зо + ~ Р! и'зп (1.6) Внешняя, или наружная, сила, действующая на любой неподвижный закрытый сосуд, равна нулю. Силы, действующие на ракетный двигатель, можно разделить иа осевую силу, приложенную к плоскости выходного сечения сопла А„и сумму всех остальных внешних сил. Так как результирующая сила при заглушенном выходном сечении равна нулю, то ) р,~йо+ Р,А,=О (1.7) или ~ Рае(зо= РаАе (1.8) Внутренняя сила, или динамическая тяга, определяется осевой составляющей количества движения потока газа то„„которая равна силе давления А,р„действующего на поток газа, истекающего через выходное сечение сопла, плюс сила давления, действующего на газ со стороны стенок, которое равно и противоположно по направлению внутреннему давлению рь Таким образом, ) ( — р )г(з,+ А,р,= — тп„„ (1.9) где отрицательный знак у составляющей количества движения потока газа обусловлен изменением направления.

Следовательно, ') р, лез; = А,р, + тп„,. (1.1О) Подставляя величины, определяемые уравнениями (1.8) и (1.10), в уравнение (1.6), получим выражение для тяги ракетного двигателя: Р=.тп„,+ А,(р, — р,). (1.11) З! Е ДИНАМИКА ПОЛЕТА Фактическая скорость продуктов сгорания в выходном сечении сопла о, обычно имеет составляющую, перпендикулярную оси сопла и, следовательно, о, обычно больше о„,. Между этими скоростями существует соотношение, которое можно выразить с помощью полуугла раствора сопла и, если предположить, что течение в сопле является коническим.

При этих условиях (1.12) П„,=ЛП„ где Л = — — (1+ соз а). 1 2 (1.13) Так как второй член в правой части уравнения (1.11) предста- вляет собой осевую силу в чистом виде, то уравнение (1.11) принимает вид Р = тЛП + А (р — р„) . (1. 14) При подъеме ракеты давление окружающей среды р, падает до нуля в пустоте. Следовательно, тяга ракетного двигателя с постоянной конфигурацией сопла будет увеличиваться с высотой полета и достигнет максимума в пустоте. Если конфигурация сопла может изменяться, то желательно увеличивать его длину и площадь выходного сечения с увеличением высоты полета, так чтобы р,=р;, при этом условии тяга всегда будет максимальной.

Характеристики

Список файлов домашнего задания