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

и -г\е вместо эффективной скорости w9tp следует подставить вели­ чину скорости истечения w c.

Формула (2.38) представлена графически на фиг. 2.3. Макси­ мальное значение Чт =• 1 достигается в этом случае при w0jwc= = 1. Это понятно, ибо при w c^ w 0 газы, покидающие двигатель,

цессадвигателя, переходит в полезную работу перемещения аппа­ рата.

вых и газотурбинных двигателей; зато на больших скоростях по­ лета эффективный к. п. д. ракетного двигателя достигает высо­ ких значений.

Если скорость полета мала и величиной кинетической энер­ гии топлива можно пренебречь, сравнительно с его химической

и 7^ = 0, но т);т^0. Так как невозможно, чтобы в полете внешняя полезная работа была бы больше располагаемой эффективной кинетической энергии газов, то всегда 'v C 7!/ и> следовательно,

ь

Когда ракетный двигатель используется для ракеты или снаряда, возмож­

активный период полета скорость ракеты или снаряда изменилась от началь­ ного значения wi = 0 до некоторого конечного значения wi, причем масса раке­

52

парато накоплена еще п потенциальная энергия положения, равная

= 9,81 м/сек- и выражение для потенциальной энергии будет

MKgoRo Ro +

До 100 км высоты подъема потенциальную энергию вполне допустимо счи­ тать по упрощенной формуле

(2.40')

где Hi и Hi — начальная и конечная высота полета аппарата над уровнем мо­

на высотах 50, 100 и 200 км составляет соответственно около 24,5; 49 и 98% от кинетической.

Суммарный полезный эффект работы двигателя за весь период активно­ го надета ракеты от земли будет

Н,

М + M„g0R0 Ro+H 2

затраченная энергия равна

(AJ„ — М ) go ■

53

при полете на малых высотах с большими скоростями, то выражение среднего эффективного к. гг. д. упрощается

w2г

7 = —

т — 1

т. е. получили, как и следовало ожидать, формулу (2.23).

Средние значения величины т)е и тр можно, конечно, определять и для отдельных отрезков траектории активного участка полета.

Необходимо сделать еще одно замечание. Если внутренний к. п. д. не зависит от свойств летательного аппарата, а определя­ ется лишь совершенством процесса двигателя, то мгновенные и средние значения эффективного и тягового к. п. д. зависят также и от размеров, формы и конструкции аппарата. Действительно, размеры и конструкция аппарата определяют долю от начального веса, которая остается в конце активного участка, а также работу против силы тяжести; размеры и форма определяют сопротивле­ ние перемещения аппарата и, следовательно, при прочих равных условиях, скорость полета.

54

Г Л А В A III

ЭФФЕКТИВНОСТЬ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ

§3.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

Всовременных ракетных двигателях выделение энергии про­ исходит в результате химической реакции.

в молекулы. Использование этих реакций в двигателях пока не

ции разложения сложного вещества на более простые. Топливо в этом случае может состоять только из одного вещества.

Топлива ракетных двигателей могут быть разделены на сле­ дующие четыре группы:

—жидкие топлива раздельной подачи;

—жидкие унитарные топлива;

—твердые топлива;

—топлива смешанного агрегатного состояния.

Жидкое топливо раздельной подачи состоит обычно из двух компонентов: окислителя и горючего. Поэтому часто эти топлива называют двухкомпонентными. Окислитель и горючее располо^ жены в отдельных баках и подаются в камеру двигателя раздель­ но. Смешение компонентов, необходимое для протекания хими­ ческой реакции, (происходит в камере двигателя непосредственно перед воспламенением и сгоранием.

В данном случае выделение энергии происходит в результате реакции окисления—'восстановления. Процесс окисления условно может быть представлен, как обмен электронами на внешней электронной оболочке атомов, участвующих в этом процессе. При

57

этом атомы горючих элементов отдают свои электроны, а атомы окислительных элементов приобретают их.

К горючим элементам относятся углерод С, водород Н, а так­ же бор В, алюминий А1, литий Li, кремний Si и др.

Окислительными элементами являются фтор F, кислород О, а также хлор С1, бром Вг. Фтор и кислород значительно превос­ ходят но эффективности остальные окислительные элементы. Про­ дукты окисления кислородом будем в дальнейшем называть окислами, а продукты окисления фтором г—фторидами.

Окислитель и горючее в общем случае являются сложными соединениями, в состав которых могут входить как окислитель­ ные, так и горючие элементы.

Горючим является такое вещество, которое независимо от того, содержатся в нем окислительные элементы или нет, для полного окисления своих горючих элементов требует окислителя извне.

Так, например, этиловый спирт С2Н5ОН, кроме горючих эле­ ментов (С и Н), содержит в себе и окислительный элемент — ки­ слород, но его совершенно недостаточно для полного окисления горючих элементов спирта. Поэтому этиловый спирт является горючим.

Окислителем является вещество, в котором хотя и могут быть горючие элементы, но окисляющих элементов в нем имеется значительный избыток, так что при полном окислении его собст­ венных горючих элементов остается свободное количество окисли­ тельных элементов, могущих быть использованными для окисле­ ния какого-либо другого горючего.

Например, азотная кислота HN03 или перекись водорода Н20 2 содержат в себе горючий элемент — водород, однако оки­ слительный элемент (кислород) в них имеется в таком количест­ ве, что при полном окислении водорода азотной кислоты или пе­ рекиси водорода в них остается избыток кислорода, который мо­ жно использовать для окисления какого-либо горючего. Поэтому HN03 и Н20 2 являются окислителями.

Соотношение окислителя и горючего в топливе определяется величиной, называемой «соотношением компонентов».

Теоретическим (или стехиометрическим) соотношением ком­ понентов х0 называется такое минимальное количество окислите­ ля, которое необходимо для полного окисления 1 кг горючего. Иначе говоря, теоретическое соотношение компонентов —■это та­ кое отношение расходов окислителя и горючего, при котором окислитель полностью окисляет горючее, не оставаясь при этом в избытке.

Действительным соотношением компонентов (х) называет­ ся действительное отношение расходов окислителя и горючего, подаваемых в камеру, которое может отличаться от теоретиче­ ского. Обычно х<Схо-

58

камере при запуске, без какого-либо дополнительного вмешатель­ ства.

Несамовоспламеняющиеся топлива для воспламенения (при запуске двигателя) требуют какого-либо средства зажигания.

Нужно иметь в виду, что смесь окислителя и горючего в об­ щем случае является взрывоопасной. Поэтому все факторы, ис­ ключающие возможность накопления такой смеси в двигателе, повышают надежность двигателя.

С этой точки зрения более выгодны самовоспламеняющиеся топлива, так как в силу высокой химической активности компо­ нентов такого топлива накопление смеси окислителя и горючего практически невозможно.

Высокая химическая активность самовоспламеняющихся топ­ лив является важным условием обеспечения устойчивой работы двигателя. Недостатком самовоспламеняющихся топлив является пожарная опасность, а также относительно высокая стоимость го­ рючих этих топлив.

Жидкие топлива раздельной подачи находят самое широкое применение в жидкостно-ракетных двигателях, так как они обес­ печивают двигателю достаточно высокие удельные параметры при приемлемых эксплуатационных свойствах.

Жидкие унитарные топлива. Унитарным топливом называет­ ся вещество или заранее приготовленная смесь веществ, которые при определенных условиях выделяют тепло в результате химиче­ ских реакций разложения или окисления; в последнем случае все необходимые для окисления элементы находятся в самом унитар­ ном топливе. Унитарное топливо называют также однокомпо­ нентным.

Жидкое унитарное топливо может представлять собой инди­ видуальное вещество, способное к экзотермической реакции раз­ ложения, или заранее приготовленную, смесь окислителя и горю­ чего.

Несомненным достоинством унитарных жидких топлив перед жидкими топливами раздельной подачи является большая просто­ та конструкции двигателей, использующих эти топлива, так как при этом требуется лишь одна линия системы подачи. Однако эти топлива не нашли широкого применения в Ж РД и используются главным образом для вспомогательных целей; например, для при­ вода турбин турбонасосных агрегатов. Это объясняется тем, что приемлемые по своим эксплуатационным свойствам жидкие

59

унитарйые топлива обладают меньшей эффективностью, в сравнении с широко используемыми топливами раздельной подачи. Из­ вестны унитарные жидкие топлива, обладающие высокой эффек­ тивностью, но они неприемлемы для эксплуатации в основном из-за сильной склонности к взрыву.

Твердые ракетные топлива являются унитарными, так как со­

держат в одном компоненте все необходимые для протекания хи­ мической реакции вещества.

Основой твердых ракетных топлив могут быть вещества, спо­ собные к экзотермической реакции разложения или смеси окисли­ теля и горючего.

Твердые топлива позволяют иметь более простой по конструк­ ции двигатель и высокую готовность его к запуску. Однако изве­ стные твердые топлива обеспечивают двигателю меньшие значе­ ния удельной тяги, чем жидкие топлива. Использование твердых топлив ограничивает продолжительность непрерывной работы двигателя, а также возможность его регулирования.

Топлива смешанного агрегатного состояния. Компоненты дан­ ного топлива имеют разные агрегатные состояния. В свое время были созданы ракетные двигатели с двумя типами топлив сме­ шанного агрегатного состояния. В первом случае один из компо­ нентов был газообразным, а другой — жидким (например, газо­ образный кислород и жидкий спирт). Во втором случае: один из компонентов жидкий, а другой — твердый. Такое топливо было использовано в 1933 г. на двигателе советской метеорологиче­ ской ракеты. Топливо состояло из жидкого кислорода (окисли­ тель) и твердого горючего на основе бензина.

Известны попытки создания жидко-твердого топлива в Гер­ мании на основе жидкой четырехокиси азота (окислитель) и твер­ дого графита (горючее).

Топлива первого типа (газообразно-жидкое) не имеют ка­ ких-либо достоинств в сравнении с обычными жидкими топли­ вами, а необходимость в больших объемах емкостей из-за малой плотности газообразного компонента делает нецелесообразным их 'использование в ракетных двигателях.

Топлива второго типа (жидко-твердое) имеют определенные достоинства как перед жидкими, так и перед твердыми. В этом случае твердый компонент помещается в камере, а жидкий — в баке. Перед жидким топливом раздельной подачи такое топли­ во может иметь преимущество в некотором упрощении конструк­ ции двигателя, так как требуется одна линия подачи топлива в двигатель, перед твердым топливом — в возможности обеспе­ чения более длительной непрерывной работы двигателя.

компонентов по объему камеры, а также в регулировании дви­ гателя.

60