книги из ГПНТБ / Мелькумов Т.М. Теория двигателей. I. Теория ракетных двигателей. II. Применение ядерной энергии в силовых установках [учебник]

Г Л А В А V

ОСНОВЫ ПРОЦЕССА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

§ 5.!. ПРИЧИНЫ ИНТЕРЕСА К РДТТ

За последние годы интерес к РДТТ существенно повысился. Это объясняется тем, что двигатели твердого топлива сравнитель­ но с Ж РД позволяют:

1)сильно упростить конструкцию ракеты;

2)существенно сократить время на подготовку ракеты к за­

пуску;

3)длительно хранить заряженные топливом и готовые к пу­ ску ракеты;

4)упростить эксплуатацию и сократить персонал обслужи­

вания.

Таким образом, с военной точки зрения, возможность накоп­ ления запасов готового оружия, высокая боевая готовность, со­ кращение времени пребывания ракеты на стартовой площадке и связанное с этим повышение неуязвимости на земле представляют большой интерес.

К этому следует добавить:

5) большую надежность РДТТ, связанную с их простотой. Есть основания считать, что суммарный вес ракеты с РДТТ на заданный полезный груз будет не больше, чем в случае приме-

. нения ЖРД.

Недостатками РДТТ являются меньшая сравнительно с Ж РД величина удельной тяги, меньшая продолжительность работы, а также меньшая возможность регулировать тягу.

За последнее время появились новые составные твердые топ­ лива, которые развивают более высокую удельную тягу и кото­ рые позволяют увеличить продолжительность работы в несколь­

нитроглицерина и нитроцеллюлозы. Уменьшение давления по­ зволяет снизить мертвый вес конструкции двигателя.

Твердые топлива имеют большую весовую плотность, дохо­ дящую до 1,8 г/см3, в то время как у топлив для Ж РД весовая плотность обычно меньше 1,4 г/см3. Переход на высококалорий­ ные жидкие топлива еще более снижает их весовую плотность сравнительно с твердыми топливами. В среднем весовая плот­ ность твердых топлив на 15—25% выше, чем у жидких.'

Область применения двигателей твердого топлива в настоя­ щее время стала весьма широкой. За границей вместо двигате­ лей эпохи начала второй мировой войны с удельными импульсами 60—70 кг.сек/кг на стандартных порохах и со временем горения 5—15 сек. теперь появились РДТТ с новыми составными топлива­ ми с удельными импульсами до 240—250 кг.сек/кг и со временем горения до 2—3 мин. при боковом горении и до 10 мин. и выше при горении с торца.

Новые технологические приемы изготовления топлива непосредственно в высокопрочных легких камерах сгора­ ния без специальной теплоизоляции, применение жаропрочных сопел (например, из молибдена), снижение давления в камере — все это сильно уменьшило мертвый вес конструкции и увеличило долю топливного заряда в общем весе заряженного современного РДТТ. Эта доля сейчас достигает 0,93, в то время как еще до 1950—1951 гг. была значительно ниже. Для мощных РДТТ от­ носительная доля топлива даже превышает 0,93. Эта величина превышает относительную долю топлива в ракетах с ЖРД.

Ракетные двигатели твердого топлива находят широкое при­ менение от малых реактивнь!х снарядов до больших ракет, от­ правляющих полезный груз в космическое пространство.

Успешное развитие РДТТ привело к тому, что появились топлива для ЖРД, позволяющие длительно (до полугода и боль­ ше) хранить полностью заправленную и готовую к пуску ракету. Такими топливами, как видно из иностранной литературы, явля­ ются, например, керосин и N20.| или четырехокись азота и не­ симметричный диметилгидразин. Однако применение жидких топлив для ракет длительного хранения связано пока со сниже­ нием удельного импульса сравнительно с лучшими современными топливами.

Выше мы указали, что недостатком РДТТ является меньший удельный импульс. Необходимо дать правильную сравнительную оценку этому важному параметру. Дело в том, что РДТТ не тре^ бэдет трубопроводов, клапанов, ТНА, газогенераторов и других элёментов системы питания ЖРД; поэтому удельный вес двига­ тельной установки с РДТТ может оказаться не хуже удельного веса двигательной установки с ЖРД; кроме того, как указыва­ лось, весовая плотность твердого топлива больше.

Пусть и f2 — удельные веса двигательных установок со­ ответственно с Ж РД и с РДТТ, причем Ti > “ь;

114

Найдем соотношения удельных тяг ракетных двигателей на жидком и твердом топливах при следующих условиях:

1)веса полезного груза, корпуса и органов управления раке­ ты одинаковы;

2)объемы, занимаемые топливом, равны;

3)обе ракеты одноступенчатые и имеют одинаковые макси­ мальные скорости в конце активного участка.

Пусть масса полезного груза, корпуса ракеты и органов уп­ равления будет Ма . Тогда конечная масса ракеты будет

где Жду— масса двигательной установки, равная

/МКЛду --=

g

Здесь Р — тяга; у — удельный вес двигательной установки. Начальная масса ракеты будет

при длительности работы двигателя около 150 сек.

Для Ж РД с малой тягой

ft, = 1,08 - г - 1,10.

На основании (5.1) и (5.3) конечная масса ракеты (без от­ броса элементов конструкции)

МК= М а + Мт{ к - 1)

или

Используя уравнения (5.4) и (5.5), можно написать выраже­ ние для максимальной скорости ракеты с ЖРД:

116

Уравнение (5.8) показывает, каково должно быть отношение удельных тяг твердого и жидкого топлив, имеющих весовые плот­ ности тг2 и чт1 и, >в силу особенностей, имеющих различные весо­ вые доли топлива 1fk2 и 1/&1 в общем весе двигательной установ­ ки и топлива, для того, чтобы при одинаковом весе полезного груза, корпуса ракеты и органов управления и при одинаковом объеме, занимаемом топливом, развить к концу активного участ­ ка одинаковые максимальные скорости.

Если упростить задачу и принять, что веса двигательных ус­ тановок одинаковы и различие лишь в весовой плотности топли­

М къ

Пусть для ракеты с Ж РД отношение масс или массовое чис­ ло равно 5; следовательно, отношение массы топлива к конечной массе ракеты будет 4.

Если весовая плотность твердого топлива на 25% больше ве­ совой плотности жидкого топлива, а объемы, занимаемые топли­ вами, одинаковы, то в случае ракеты с РДТТ отношение

•Мтг/^кг = 5 и массовое число равно 6. Предполагалось равенст­ во конечных масс ракеты в обоих случаях, т. е.Мк t = Л4К2.

Отсюда

Ж РД на 20%, хотя вес твердого топлива больше веса жидкого на 25%, а начальный вес ракеты с РДТТ больше на 20%. При правильном проектировании ракеты на РДТТ, по-видимому, мож­ но получить начальный вес для одинаковой полезной нагрузки и одинаковой конечной скорости разгона такой же, как с Ж РД на топливах длительного хранения.

§ 5.2. СХЕМА ПРОЦЕССА ПРОСТЕЙШЕГО РДТТ

Простейший РДТТ схематически был представлен на фиг. 1.1. Так как все поверхности топливного заряда, за исключением торцевой, обращенной к соплу, ограничены стенками, горение топлива возникает на свободной торцевой поверхности. Считая

- 117

топливо однородным (а это должно быть обеспечено технологиче­ ски), можно представить процесс горения, не вдаваясь пока в де­

средняя скорость горения топлива в см!сек, то общая продолжи­ тельность работы двигателя в данном случае равна

Схема процесса горения представляется в следующем виде.

Источник воспламёнения выделяет достаточное количество тепла для возникновения процесса горения, которое в дальнейшем поддерживается самим ходом процесса. Топливо на поверхности разлагается и испаряется, размягчаясь или переходя через жид­ кую фазу. Реакции в твердом топливе в этой стадии экзотермиче­ ские, т. е. происходят с выделением тепла, поэтому температура продуктов разложения повышается.

На фиг. 5.1 вертикаль 1 соответствует условно границе «твердой» поверхности. На самом деле на некоторой небольшой глубине влево от поверхности 1 топливо постепенно включается в процесс разложения. Расчеты и опыты показывают, что из-за малой теплопроводности топлива в реакцию газообразования включается очень тонкий слой вблизи поверхности 1 топлива, имеющей толщину порядка 10 • 10“3 еж и даже меньше. Следова­ тельно, основная масса топлива сохраняет свшр начальную тем­

118

пературу 7’„ач и только в тонком слое у поверхности горения эта температура постепенно растет до величины Ts — условной тем­ пературы на поверхности 1, принимаемой за границу твердой фазы.

К поверхности 1 примыкает зона I, в которой осуществляется разложение топлива и переход из твердой фазы в жидкую и парогазовую. В зоне I, таким образом, имеется некоторый слой переменного агрегатного состояния и с переменной температурой. Протяженность этой зоны lt. Температура продуктов растет до величины Ti из-за выделения тепла при реакции разложения.

Впереди зоны I находится зона II протяженностью h, кото­ рая является зоной подготовки к горению. Здесь образуются ак­ тивные продукты без выделения тепла, в связи с чем в зоне II температура Т{ пост. Скорость газообразования зависит от свойств топлива, от давления в камере и температуры продуктов горения. Зоны I и II являются несветящимися.

Наконец, когда в зоне II образуется достаточная концентра­ ция активных продуктов, начинается зона III — зона горения. В конце зоны III температура достигает максимального значе­ ния 7VS. Величина этой температуры зависит от рода топлива. Зо­ на III представляет зону пламени или зону свечения. Конечно, границы между зонами не столь четки, как это соответствует схе­ ме процесса, рассмотренной нами.

Разложение топлива на поверхности и образование горю­ чей газовой смеси является основной стадией процесса, определя­ ющей скорость горения. На скорость разложения топлива оказы­ вает большое влияние теплоотдача из зоны пламени, хотя, как указывалось, разложение есть процесс экзотермический. Тепло­

ния вдвое сокращает длину зон I и II в восемь раз и приближает зону пламени к поверхности твердого топлива.

При малыхрк* и Тк* скорость газообразования мало зависит от притока тепла из зоны горения. Наконец, с дальнейшим умень­ шением /?к*зона пламени настолько отдаляется от поверхности твердого топлива, что внешний приток тепла становится практи­ чески ничтожным. При некотором давлении сгорание прекращает­ ся, так как только экзотермическая реакция разложения оказы­ вается недостаточной для самоподдержания процесса.

119

При высоком давлении зона пламени приближается к по­ верхности горения и приток тепла на поверхность топлива возра­ стает. В этом случае, особенно при высоких Тк*, скорость горе­ ния топлива возрастает, так как растет скорость разложения и газообразования топлива. Таким образом, при высоких р к* ско­ рость горения определяется в большей мере величиной Тк*, т. е. теплопбдводом из зоны горения к поверхности топлива. При низ­ ких давлениях в камере фронт пламени дальше отстоит от по­ верхности твердого топлива; поэтому скорость горения меньше зависит от Тк*.

Излучение тепла из зоны пламени оказывает влияние на скорость разложения топлива. Однако это влияние должно быть правильно использовано, иначе возможно вредное избирательное воздействие лучистой энергии на отдельные компоненты топлива. В результате могут образоваться трещины, приводящие к увели­

топливо добавляют непрозрачные для лучистой энергии вещества (например, газовую сажу)*.

§5.3. СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ

Вобщем случае скорость горения твердого топлива изме­ ряется перемещением его поверхности горения по нормали к по­ верхности.

Скорость горения тагор определяется главным образом ме­ ханизмом разложения топлива, на который оказывает влияние давление в камере, а также начальная температура топлива. Начальная температура топлива и давление газов в камере ока­ зывают влияние на скорость превращений и толщину 1 и П зон. Как уже указывалось, давление в камере обусловливает количе­ ство тепла, поступающее на поверхность топлива из зоны пла­ мени.

Для топлива, имеющего цилиндрическую форму заряда и ' горящего с торцевой поверхности, установлена следующая эмпи­ рическая зависимость скорости горения от давления и начальной температуры:

Здесь р * — давление в камере;

kt — коэффициент, зависящий от начальной температу­ ры и рода топлива;

п — показатель степени при давлении, зависящий от свойств топлива, а также от р к*.

Зависимость (5.11) справедлива лишь, начиная с некоторого минимального значения/?,?min , ниже которого скорость горения резко падает и горение вскоре прекращается совсем. Минималь­ ное давление различно для разных топлив и зависит от началь­

н о