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

В первой половине 1961 г. самолет Х-15 поднялся на высоту 51,6 км. На фиг. 1.10 приведена одна из схем Х-15.

На экспериментальном самолете Белл Х-2 с Ж РД с тягой 6800—7260 кг в 1956 г. была достигнута высота 38,4 км и скорость 3 630 км/час.

Проектируются планирующие самолеты с ЖРД, которым сообщается большой импульс с помощью специальных ракетных ускорителей и которые смо­ гут совершить полет вокруг Земли за 1,5—2 часа и даже получить круговую скорость спутника.

На некоторых английских и французских истребителях в эксперименталь­ ном порядке устанавливались одновременно турбореактивные и жидкостно-ра­ кетные двигатели. Так, например, на французском перехватчике Марсель Дассо «Мираж» установлены два ТРД и Ж РД SEPR с тягой 1500 кг. На опытном английском перехватчике Саундерс-Po были установлены ТРД и однокамерный ЖРД «Спектр» с тягой 3600 кг для взлета и увеличения скороподъемности; тя­ га ЖРД «Спектр» регулируется от 3600 до 360 кг, т. е. отношение максимальной тяги к минимальной равно 10:1.

Фиг. 1.9. Схема зенитного сна­ ряда с четырьмя разгонными РДТТ и двумя маршевыми ПВРД

Стартовые ускорители в виде ракетных двигателей твердого и жидкого топ­ лива применялись и применяются на многих советских и иностранных самоле­

На фиг. 1.11 приведен фотоснимок экспериментального однокамерного опытного Ж РД Рокитдайн F-1 с проектной тягой 680 т На фиг. 1.12 приведен фотоснимок связки из восьми ракетных двигателей на общую тягу 680 т, пред­ назначаемую в качестве силовой установки опытной американской ракеты

.21

о

Ф иг. 1.13. ЖРД «Дабль-Спектр» с тягой ~ 7 г

§ 1.3. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К РАКЕТНОМУ ДВИГАТЕЛЮ

Для формулировки основных требований к ракетному дви­ гателю воспользуемся формулой К. Э. Циолковского, выведен­ ной для случая свободного полета ракеты без сопротивлений сре­ ды и без влияния поля тяготения. Пусть М„ и М к— соответствен­ но начальная и конечная масса простой, одноступенчатой ракеты;

wc — постоянная во времени скорость истечения газов из сопла;

V max — скорость ракеты в конце работы двигателя, когда бу­ дет израсходовано все топливо, масса которого составляет М г —

= М а- М к.

Ускорение ракеты в указанных условиях пропорционально силе тяги, а последняя, как будет показано дальше, пропорцио­ нальна скорости истечения wc и расходу топлива в единицу време­ ни. На этом основании формула Циолковского дает следующую' зависимость скорости ракеты Vmax в конце работы двигателя (или в конце разгона ракеты) от скорости истечения и начальной и ко­ нечной величин массы ракеты:

24

Отношение jMa ■т называется массовым числом и зави­

сит от конструктивного и технологического совершенства ракеты; Конечная масса (или вес) ракеты включает в себя'полезный груз, например, контейнер с приборами и другими элементами систе­ мы регистрации и передачи показаний, корпус ракеты, органы управления и двигательную установку. Чем больше массовое чис­

ло т, тем больше величина максимальной скорости. Поэтому од-

необходимости, так как выводы для формулирования основных требований к -двигателю не изменятся. Эти требования сво: дятся к двум главным:

1.Необходимо как можно более увеличивать скорость исте­ чения газов из двигателя.

2.Необходимо иметь двигательную установку с наименьшим

весом на заданную тягу или с минимальным удельным весом.

На фиг. 1.14 показано относительное изменение максимдльт ной скорости ракеты в зависимости от скорости истечения газов для различных значений массового числа по формуле (1.1). Сле­

25

дует иметь в виду, что максимальная скорость может быть ис­ пользована для достижения максимальной высоты при вертикаль­ ном полете ракеты или для получения максимальной дальности. Действительное значение максимально достижимой высоты или максимальной дальности_полета ракеты будет определяться не

только величинами wc и т, но и выбранными значениями уско­

массы ракеты или к уменьшению массового числа. В РДТТ ана­ логичные условия могут возникнуть, если процесс горения пре­ кращается, а топливо полностью не выгорело. В РДТТ возможен случай, когда к концу процесса остатки топливного заряда раз­ рушаются и удаляются из камеры, не выделив химическую энер­ гию; это сокращает время работы двигателя, не оказывая влия­

понента при недоиспользовании другого, если регулировка дви­ гателя и его системы не обеспечивает расчетного пропорциональ­ ного расходования компонентов. В этом случае скорость истече­ ния газов не будет равна расчетной и, кроме того, конечная масса ракеты увеличится из-за массы оставшегося в баках компонента.

Рассмотрим влияние недоиспользования топлива при wc =

— пост., а также влияние несовершенства процесса или неточного выдерживания соотношения компонентов в Ж РД на максималь­ ную скорость ракеты по формуле ( 1.1).

На фиг. 1.15 показано влияние недоиспользования топлива на максимальную скорость ракеты для случая, когда массовое число т = 5, т. р. вес топлива составляет 80% от начального веса ракеты. Как видно из графика, недоиспользование только 2% от всего запаса тЬплива приводит, при указанных условиях',' к уменьшению максимальной скорости ракеты почти на 5%.

Если действительный процесс двигателя, вследствие его несо­ вершенства, отличается от эталонного, т.огда уменьшается ско­ рость истечения газов против расчетной величины. При полном использовании всего топлива уменьшение скорости истечения

отличается от расчетного, то один из компонентов будет расхо­ доваться быстрее и, следовательно, к моменту его полной выр’а-

26

ботки второй компонент не будет израсходован полностью или в необходимом количестве. В результате изменения соотношения компонентов изменится скорость истечения газов, а оставшийся неизрасходованным компонент увеличит конечную массу раке­ ты. Оба эти фактора приведут к уменьшению максимальной скорости ракеты, однако решающую роль играет увеличение ко­ нечной массы из-за неиспользования компонента.

На фиг. 1.16 показано влияние неточности регулирования расхода компонентов топлива в Ж РД на максимальную скорость ракеты. График построен для случая применения керосина и азотной кислоты. Расчетный режим соответствует массовому чи­

слу т — 5 и избытку горючего на 10% против стехиометрического соотношения, т. е. а = 0,9. Из графика видно, что дополнительное обогащение горючим против расчетного соотношения на 5% при­ водит к уменьшению максимальной скорости полета почти на 10%. Главное влияние в этом случае оказывает увеличение ко­ нечной массы ракеты, т. е. уменьшение массового числа против его расчетного значения. Изменение скорости истечения имеет вто­ ростепенное значение.

Примеры, приведенные выше, позволяют поставить перед ракетным двигателем еще одно важное эксплуатационное тре­ бование.

3. Совершенство процесса двигателя должно выдержива ся в каждом конкретном образце с высоким приближением к рас­ четному (оптимальному) уровню, что должно быть обеспечено' стабильностью свойств топлива, точным выполнением двигателя и всех его элементов, а для ЖРД, кроме того, точным регулиро­ ванием всей системы подачи и разработкой баков, позволяющих израсходование расчетного запаса горючего и окислителя в необ­ ходимом соотношении.

Мы здесь не останавливаемся на общих для всех двигателей очевидных требованиях надежности, простоты эксплуатации и др..

27

§ 1.4. ТЯГА ДВИГАТЕЛЯ. УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ

Тяга. Силой тяги или просто тягой двигателя называется ре­ зультирующая всех сил, действующих на двигатель и обуслов­ ленных его процессом и давлением невозмущенной среды. Эта результирующая сила является причиной движения аппарата, на котором установлен двигатель. В установивЩемся горизонталь­ ном движении тяга двигателя уравновешивается внешними сила­ ми сопротивления. В неустановившемся движении тяга двигателя используется на ускорение аппарата, на преодоление внешних сопротивлений и на преодоление силы притяжения.

Ф иг. 1.17. Распределение сил давления на внутренней и внешней по­ верхностях двигателя

Исходя из определения силы тяги, можно было бы вычислить ее величину при установившемся режиме работы двигателя на данной высоте из выраже­ ния (фиг. 1.17):

Ря — давление внешней среды.

Вракетных двигателях твердого топлива величина Fa„ в общем случае переменная, тогда как в ЖРД поверхность F в„ = пост.

членах правой части выражения (1.2) все цилиндрические участки внутренней и внешней поверхностей, параллельные оси х, следует исключить, рассматривая лишь, например, днище, сопло и переходные поверхности к ним. Подсчет силы тяги таким путем сложен и не вполне точен, так как необходимо знать закон изменения давления на участке всего сопла, между тем этот закон, особенно на сужающейся части сопла от конца камеры до критического сечения, не всегда бывает известен.

28

В РДТТ, где внутренняя поверхность двигателя является переменной величиной, определение силы тяги по формуле (1.2) осложняется дополнительно..

Проще и удобнее вычислять силу тяги двигателя, применяя теорему им­ пульсов (закон количества движения). В установившемся процессе импульс за единицу времени (1 сек.) численно равен силе тяги. В этом случае алгебраиче­ ская сумма проекций на данное направление всех сил, действующих на тело, равна изменению количества движения тела в этом направлении за 1 сек.

Пусть летательный аппарат 1 (фиг. 1.18) перемещается на некоторой по­ стоянной высоте Н с абсолютной (относительно Земли) установившейся скоро-' стыо wo м/сек. Двигатель 2, установленный на аппарате, имеет выходное сече-

юа= *»с— Щ . Возьмем две контрольные плоскости, перпендикулярные к на­

правлению полета: одну О — далеко впереди аппарата, вторую С — на срезе сопла. Площадь Рсо этих плоскостей, практически бесконечно большая сравни­ тельно с Fc , ограничена некоторой цилиндрической поверхностью А. Силы внешнего трения и все другие сопротивления движению аппарата нас не ин­ тересуют в данном случае, потому что в установившемся движении они, как

где Gs ceK — секундный расход рабочего тела, кг/сек;

д g — ускорение силы тяжести на данной высоте, м/сек2.

29

Алгебраическая сумма всех сил, действующих в направлении полета, будет

\ pHd F — J pdF + Р,

ос

Знак (+ ) принят для сил, вектор которых направлен в сторону полета. Здесь индексы у знаков интегрирования указывают, что суммирование производится по плоскостям О и С; силы, действующие на поверхность А, по понятным причинам исключаются. Это выражение можно переписать так:

тяги двигателя при установившемся процессе на данной высоте

Р Л Р с - Рн) — статической слагающей силы тяги.

Если/7С=/>/./, т. е. в сопле осуществляется полное расширение газов от давления р к* в камере до давления р п среды, то стати­ ческая слагающая сила тяги

Fc [Рс - Р н ) = О

и тяга равна

кундном расходе разные степени расширения газов от некоторо­ го постоянного давления/^* в камере до переменного давления на срезе сопла Рс> рн , изменяется соотношение величин первого и второго членов правой части выражения (1.5). При рс= р н ди­ намическая слагающая достигает максимального значения, в то время как статическая слагающая численно равна нулю. При Рс^>Рн и п0 мере увеличения р с величина динамической слагаю­ щей уменьшается, а статической, наоборот, возрастает, однако в целом сила тяги все-таки уменьшается (фиг. 1.19). Из этого следует, что правильное проектирование сопла с учетом всех ре­

30