«А.В. Яскин ТЕОРИЯ УСТРОЙСТВА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Допущено научно-методическим советом БТИ АлтГТУ для внутривузовского использования в качестве учебного пособия для студентов специальности 160700.65 Проектирование ...»

В зависимости от требуемого ускорения по траектории полета летательного аппарата определяется необходимая тяга двигателя во время полета. Эта зависимость называется тяговой характеристикой, и обычно она рассчитывается для определенного типа летательных аппаратов в зависимости от их назначения и траектории полета.

Удельный импульс тяги ЖРД (удельный импульс ЖРД) – отношение тяги ЖРД к массовому расходу топлива ЖРД – Jуд [Нс/кг]:

Аналогично тяге удельный импульс ЖРД максимален в пустоте и соответственно уменьшается при наличии противодавления окружающей среды. Удельный импульс – один из важнейших параметров, позволяющий судить о степени совершенства рабочего процесса в камере ЖРД и эффективности применяемого топлива. Для современного ЖРД примерные значения удельных импульсов составляют 2500–4200 Нс/кг, наибольшие значения удельного импульса имеют кислородно-водородные ЖРД.

Тенденция развития ЖРД идет по пути увеличения Iyд за счет применения энергетически более эффективных топлив, увеличения степени расширения продуктов сгорания в сопле и улучшения рабочего процесса ЖРД. Однако увеличение степени расширения продуктов сгорания в сопле приводит к росту массы двигателя и его габаритов, а также к отклонению режима работы сопла от оптимального. Поэтому для каждого случая выбирается оптимальное значение степени расширения продуктов сгорания в сопле, при котором получается максимальная дальность полета ракеты.

Импульс тяги ЖРД – интеграл от тяги ЖРД по времени где раб – общее время работы двигательной установки, с.

Импульс тяги определяется тактико-техническим назначением летательного аппарата и является одним из важнейших параметров, характеризующих двигатель. Так, например, в зависимости от величины импульса тяги выбирают ту или иную систему подачи топлива.

Удельная масса ЖРД mду – отношение массы заполненного топливом ЖРД mдз к его наибольшей тяге на основном режиме R, причем масса залитого ЖРД определяется массой ЖРД (массой конструкции ЖРД) и компонентов топлива, заполняющих его трубопроводы и агрегаты при работе:

Рабочим считают состояние ЖРД, когда магистрали и агрегаты двигателя заполнены компонентами топлива и масса двигателя составляет mдз.

Удельная масса двигателя характеризует собой степень технологическо-конструктивного совершенства двигателя. Для ракет этот параметр очень важен, так как уменьшение удельной массы двигателя приводит к увеличению дальности полета ракеты при одной и той же массе полезного груза. Для современных ЖРД удельная масса двигателя составляет 0,0015–0,001 кг/Н и меньше.

Время работы ЖРД – это время от первой команды на запуск ЖРД до первой команды на его выключение. Для ЖРД многократного включения время работы равно суммарному времени работы ЖРД, соответствующему всем циклам работы. Обычно для ЖРД одноразового включения время работы не превышает 1000 с. Для двигателей многократного включения кроме времени их работы (суммарного времени непрерывной работы при каждом цикле) задают число циклов работы, а также минимальное и максимальное время паузы между ними.

Давление в камере рк – среднее по сечению статическое давление продуктов сгорания у смесительной головки.

По числу основных режимов работы различают однорежимные ЖРД (двигатели с одним основным режимом работы) и многорежимные ЖРД (двигатели с несколькими основными режимами работы).

ЖРД большой тяги являются однорежимными двигателями, но в последнее время за рубежом опубликовано большое число проектов двухрежимных ЖРД, в основном для одно- и двухступенчатых ракетоносителей.

Регулирование тяги. Для выполнения программы полета летательного аппарата часто возникает необходимость в изменении модуля вектора тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Методы регулирования вектора тяги по направлению для ЖРД аналогичны методам, используемым для РДТТ. Они кратко рассмотрены в следующем разделе.

5.3 Вытеснительная подача топлива Система подачи – это совокупность устройств, обеспечивающих не только необходимое давление компонентов на входе в камеру, но и их определённую дозировку.

Наиболее проста вытеснительная подача.

Вытеснительная подача топлива (ВПТ) – вытеснение топлива из баков давлением подаваемого газа. Суть её заключается в том, что в каждый из топливных баков подаётся сжатый газ, и над зеркалом жидкости устанавливается, таким образом, давление, величина которого должна быть достаточной для преодоления как противодавления со стороны со стороны камеры, так и гидравлических потерь в питающем тракте.

При очевидной простоте вытеснительная подача обладает существенным недостатком: в тракт высокого давления полностью включаются и топливные баки.

Стенки баков по условию прочности необходимо выполнять более толстыми, и это приводит к увеличению их массы.

Для небольших ракет перетяжеление баков ещё в какой-то мере было терпимо и окупалось простотой конструкции, но для дальних баллистических ракет оно ложилось тяжёлым бременем на общие массовые характеристики.

Массовые характеристики ракеты при вытеснительной подаче снижаются также и вследствие того, что на борту должен находиться ещё и запас рабочего тела – вытесняющего газа.

Скажем, один кубический метр воздуха при давлении, например, 40 кгс/см2 имеет массу около 50 кг. Но 40 кгс/см2 в баке – это примерно 25 кгс/см2 в камере сгорания. Такое давление считается небольшим. Его желательно повысить. Этим достигается более полное преобразование энергии топлива в кинетическую энергию истекающих газов. При вытеснительной подаче повысить давление в камере можно только ценой увеличения массы газов и массы вытесняющего рабочего тела.

Наиболее просто обеспечить подачу, стравливая в топливные баки сжатый газ из баллонов высокого давления через редуктор. Это так называемая баллонная система подачи. Она удобна тем, что допускает простое регулирование давления в топливных баках. За это удобство взимается дополнительная плата – масса баллонов высокого давления, в которых должен храниться на борту запас рабочего тела.

Баллонная подача в массовом отношении – самая несовершенная среди других видов вытеснительных подач. К новой жизни её вызвала техника космического полёта. Для двигателей, работающих в пустоте, можно обойтись несколько пониженным давлением в камере, так как обеспечивается достаточная степень расширения с учётом вакуума в окружающем пространстве. Это делает приемлемой баллонную подачу для космических кораблей и чисто космических ступеней ракетных систем. В частности, двигатели посадочной и взлётной ступеней лунного корабля «Аполлон», на котором американские астронавты опускались на Луну, имели баллонную систему подачи.

Находит применение баллонная система подачи во вспомогательных двигательных установках космических кораблей – двигателях системы ориентации и стабилизации, где расход очень невелик, а число рабочих запусков измеряется тысячами. Простота регулирования давления баллонной подачи предопределяет её надёжность, а, кроме того, можно без особого труда прерывать и возобновлять процесс подачи, что необходимо для систем многократного запуска, широко применяемых в космической технике.

В зависимости от температуры и природы подаваемого в баки газа условно выделяют два типа систем вытеснительной подачи: на холодном или горячем газе.

Вытеснительная система подачи топлива (ВПТ) на холодном газе. Холодным называют газ, температура которого при подаче в бак равна или незначительно отличается от температуры компонентов.

Различают два вида систем ВПТ на холодном газе:

- газобаллонную;

- испарительную.

В случае газобаллонной системы ВПТ газ вытеснения хранится в баллонах под давлением, значительно превышающим требуемое давление в баках, перед подачей в бак давление газа снижается до рабочего. В зависимости от метода снижения давления газа газобаллонные системы ВПТ делятся:

- на редукторные;

- с прямым расширением.

Принцип действия вытеснительной системы заключается в том, что (рисунок 5.5) в баки с окислителем 4 и горючим 5 поступает газ, создающий в них определенное давление.

1 – камера; 2, 3 – пуско-отсечные клапаны; 4 – бак окислителя;

7 – воздушный аккумулятор давления (ВАД) Рисунок 5.5 – Схема ЖРД с газобаллонной системой подачи Под действием этого давления компоненты топлива подаются в камеру ЖРД 1, проходя через отсечные клапаны 2, 3. Давление в баках поддерживается постоянным при помощи редуктора 6.

Источником газа могут быть баллоны с воздухом 7 – воздушный аккумулятор давления (ВАД), газогенератор, работающий на жидком топливе – жидкостной аккумулятор давления (ЖАД), генератор с зарядом твердого топлива – пороховой аккумулятор давления (ПАД).

Преимущество данной системы перед насосной системой подачи заключается в сравнительно конструктивной простоте. Однако применение систем ВПТ утяжеляет баки, поскольку они в этом случае нагружены внутренним давлением, превышающим давление в камере.

Это сужает область применения ДУ с вытеснительной системой подачи топлива. Так, начиная с некоторого значения импульса тяги, масса ДУ с ВПТ оказывается больше, чем ДУ с турбонасосным агрегатом.

В системах с прямым расширением газа регулирующий элемент на линии газа вытеснения выполнен и виде дроссельной шайбы или вообще отсутствует. Ставя дроссельную шайбу с большим или меньшим проходным сечением, можно существенно менять гидравлическое сопротивление системы, что соответственно изменит расход газа.

При отсутствии регулирующего элемента весь необходимый запас газа располагается в свободном объеме бака, который называют подушкой. В системах ВПТ прямого расширения давление в баках и соответственно тяга двигателя непрерывно уменьшаются, закон изменения тяги определяется размером газовой подушки в баке и давлением в нем.

В испарительных системах продукты газогенерации получают испарением жидкостей, обладающих при заданной температуре давлением насыщенных паров, равным или превышающим давление подачи. Постоянное давление наддува в такой системе поддерживается стабилизацией температуры нагрева испаряющегося вещества.

В некоторых случаях вытеснение компонентов топлива производится под действием давления насыщенных паров самого компонента.

Вытеснительная система подачи топлива на горячем газе. В качестве источников горячего газа для вытеснительной подачи используют два типа газогенераторов: на твердом (ТГГ) или жидком (ЖГГ) топливах либо получают рабочее тело в тракте охлаждения.

Для ТГГ используются медленно горящие твердые топлива или специальные пиротехнические составы, продукты горения или разложения которых поступают в топливные баки.

Работа ЖГГ основана на получении газа путем химической реакции между жидкими окислителями и горючим или реакции разложения одного компонента.

В первом случае газогенератор называют двухкомпонентным, во втором – однокомпонентным.

В данной системе подача топлива в газогенератор осуществляется из отдельных баков с помощью баллонной системы.

Температура газогенераторного газа ограничена жаропрочностью элементов конструкции, на которые он воздействует. Чтобы не превысить допустимой температуры, необходимо в двухкомпонентных ЖГГ осуществлять нестехиометрическое горение топлива, при котором один из компонентов подается с большим избытком.

Если избыточным является горючее, то приготавливается восстановительный газ, если в избытке окислитель, – окислительный газ.

При вытеснительной подаче двухкомпонентного топлива необходимы два газогенератора:

- восстановительный для наддува бака горючего;

- окислительный – для бака окислителя.

5.4 Турбонасосная подача топлива Насосные системы подачи топлива являются наиболее распространенными в ЖРД, они обеспечивают подачу компонентов в широком диапазоне изменения давления и расходов.

Характерным для данной системы подачи топлива является наличие турбонасосного агрегата (ТНА), представляющего обычно единую компоновку турбины и насосов. Насосы используются для подачи компонентов, их вращение осуществляется турбиной.

Турбина работает на газе (продуктах газогенерации), получаемом в ГГ из исходных веществ, запасенных на борту ракеты. Обычно для ГГ применяются жидкие компоненты (ЖГГ). При этом отработанный газ на турбине выбрасывается либо в атмосферу (ЖРД без дожигания продуктов газогенерации), либо поступает в камеру двигателя (ЖРД с дожиганием продуктов газогенерации).

При насосной подаче высокое давление создаётся за баками, непосредственно перед камерой, и тракт высокого давления сокращается до предела. Насосная подача освобождает баки от больших внутренних давлений, снижает их массу и одновременно открывает возможности для существенного увеличения давления в камере.

Для системы подачи наиболее подходящими оказались центробежные лопаточные насосы (рисунок 5.6). Они способны обеспечить большой секундный расход, имеют относительно небольшую массу.

Создаваемое насосом избыточное давление р пропорционально плотности жидкости, высоте столба жидкости в поле центробежных сил, то есть радиусу R (рисунок 5.6), и, конечно, пропорционально нормальному ускорению R или Rn2, где – угловая скорость вращения, n – число оборотов в минуту.

Таким образом, здесь u – окружная скорость на ободе колеса.

Из этого выражения видно, что для уменьшения габаритов насоса необходимо при заданном давлении подачи увеличивать число оборотов турбины.

В современных двигателях n достигает 30–35 тысяч оборотов в минуту. Такие обороты могут быть созданы только при помощи газовой турбины.

Всё сказанное наталкивает и на конструктивное решение. Турбина и два центробежных насоса устанавливаются на общем валу и монтируются в едином корпусе [1].

Рисунок 5.6 – Схема центробежного насоса На корпусе два фланцевых входа для топливных компонентов, два – для выхода тех же компонентов под высоким давлением, вход горячего газа, поступающего на лопатки турбины, и наконец, один фланец для подключения трубопровода отходящих газов. В итоге получается компактная машина, удовлетворяющая условиям агрегатной сборки двигателя и называемая турбонасосным агрегатом (ТНА).

Для работы турбины необходим источник энергии. Например, в двигателе немецкой ракеты периода Второй мировой войны «Фау-2»

для питания турбины был предусмотрен запас перекиси водорода, при разложении которой выделяется достаточное количество тепла. Перекись водорода разлагается на пары воды и газообразный кислород в присутствии водного раствора перманганата натрия NaMnO4.

Для нормальной работы системы подачи, кроме необходимого числа оборотов, которые турбина сообщает насосам, очень важен нижний порог давления поступающих к насосам компонентов. При больших оборотах лопаточного колеса заметно снижается давление поступающей в насос жидкости. Если местное давление окажется ниже упругости паров при соответствующей температуре, то жидкость закипает. Это кипение, как и пониженное давление, носит местный характер. Образовавшиеся пузырьки пара, попадая вместе с жидкостью в область более высокого давления, тут же конденсируются. Явление холодного закипания и последующей конденсации паров называется кавитацией.

Кавитация страшна главным образом динамическим эффектом, связанным с очень большой скоростью конденсации паров и замыканием образовавшихся полостей в жидкости. Лопаточные машины, как правило, кавитационного режима не выдерживают, и для нормальной работы системы подачи необходимо, чтобы давление на входе в насосы было не ниже значения, которое определяется не только свойствами топливного компонента и его температурой, но и числом оборотов насоса, профилем лопаток и профилем входного канала.

Давление на входе в насос определяется высотой столба жидкости в баке и трубопроводах и тем ускорением, с которым движется ракета. В реальных конструкциях баллистических ракет этого давления в начальный период полёта, пока ускорение мало, для нормальной работы насосов, как правило, недостаточно и над зеркалом жидкости в баке необходимо создавать газовую подушку с определённым дополнительным давлением. Это давление, конечно, много меньше того, которое устанавливается при вытеснительной подаче. Оно меняется от долей атмосферы до нескольких атмосфер и называется давлением наддува.

Основной способ создания наддува в баках баллистической ракеты связан с подачей сжатого газа из баллонов. Но уже на немецкой ракете «Фау-2» применялась и газификация низкокипящего компонента (жидкого кислорода). Жидкий кислород подавался через тонкую трубку в теплообменник, обогреваемый отработанным парогазом, и в газообразном виде возвращался в кислородный бак, создавая необходимое давление наддува. В настоящее время в наиболее совершенных ракетах для наддува баков широко применяется газифицированный гелий или продукты газификации самих топливных компонентов.

Если отработанный в турбине ТНА газ не выбрасывать с относительно малой скоростью, а направлять в камеру двигателя на дожигание, то неизбежные энергетические потери будут устранены полностью. Такая система подачи называется замкнутой, а снабжённый ею двигатель называется ЖРД с дожиганием.

В настоящее время замкнутую систему подачи следует считать наиболее совершенной. На её основе создаются многие современные двигатели, работающие на различных топливах.

Схема ЖРД без дожигания (рисунок 5.7) энергетически менее выгодна, чем схема ЖРД с дожиганием, несмотря на то, что в этой схеме генераторный газ после срабатывания на турбине выбрасывается не просто в атмосферу, а вначале поступает в специальные вспомогательные сопла, создающие дополнительную тягу и позволяющие несколько улучшить экономические характеристики двигателя.

В действительности в схеме без дожигания химическая энергия топлива используется не полностью, так как сгорание топлива в ГГ происходит не при оптимальных соотношениях компонентов. Из-за пониженной термостойкости лопаток турбины необходимо поддерживать более низкие значения температуры газа в ГГ, чем в продуктах сгорания камеры.

В схеме ЖРД с дожиганием продуктов газогенерации, работающей на схеме «газ + газ» продукты газогенерации, отработавшие на турбине, поступают в камеру сгорания, где они догорают при оптимальном соотношении компонентов, когда обеспечивается более полное выделение химической энергии, заключенной в топливе, и затраты топлива на создание единичного импульса уменьшаются.

Таким образом, в ЖРД, работающих по схеме без дожигания, дополнительно снижается экономичность за счёт нерационального расхода компонентов на привод турбины, тогда как в схеме ЖРД с дожиганием более полно используется химическая энергия всего топлива, находящегося на борту ракеты.

В зависимости от агрегатного состояния, в котором компоненты подаются в камеру сгорания, различают два типа схем двигателей с дожиганием: «газ + жидкость» и «газ + газ».

В схеме «газ + жидкость» один из компонентов полностью идёт в ГГ, где сгорает с частью другого компонента. При этом образуется газ с избытком горючего (восстановительный), либо с избытком окислителя (окислительный), который поступает на привод ТНА, а затем в камеру. Оставшаяся часть другого компонента подается в камеру в жидком виде.

При схеме «газ + газ» оба компонента поступают в два ГГ, в одном из которых образуется восстановительный, а в другом – окислительный газ.

Из ГГ продукты сгорания идут на привод турбин ТНА, а затем поступают в камеру и догорают.

4 – выхлопной патрубок турбины; 5 – ТНА; 6 – ЖГГ;

Рисунок 5.7 – Схема ЖРД без дожигания продуктов 5.5 Физические основы процессов в камере ЖРД Общая характеристика процессов. От момента впрыска в камеру сгорания до полного преобразования в конечные продукты горения компоненты топлива проходят сложный путь превращений. Физикохимические преобразования топлива должны быть организованы так, чтобы обеспечить максимальную полноту его сгорания и устойчивое протекание процессов в камере, необходимое для надёжной и безопасной работы двигателя. Превращение топлива в продукты сгорания происходит постепенно. В результате распыления и дробления поступающие из форсунок компоненты топлива образуют капли различных размеров. За счёт теплоты, поступающей из зоны горения, капли компонентов нагреваются и испаряются. Газообразные горючее и окислитель смешиваются, в процессе смешения происходят экзотермические газофазные реакции горения.

В камерах, работающих по схеме «газ–жидкость» или «газ–газ», процессы, связанные с нагревом и газификацией одного или обоих компонентов, исключаются. Иногда компоненты топлива могут частично или полностью перемешиваться и реагировать в смесительном элементе перед впрыском в камеру сгорания. Если компоненты самовоспламеняются, то реакции горения могут начинаться при смешении компонентов в жидкой фазе либо могут происходить гетерогенные реакции. Промежуток времени пр от момента впрыска до полного превращения топлива в продукты сгорания – время преобразования – является важной характеристикой рабочего процесса (рисунок 5.8).

Рисунок 5.8 – Условное представление процесса сгорания топлива В общем случае физическую картину рабочего процесса в камере сгорания представляют совокупностью параллельнопоследовательных и взаимосвязанных физико-химических превращений (столкновение струй, распыление, смешение капель и паров, турбулентное перемешивание, нагрев капель, испарение, диффузия).

Ход этих превращений условно можно характеризовать кривой выгорания топлива, пример которой показан на рисунке 5.8 ( – относительное количество прореагировавшего топлива).

Для решения некоторых задач динамики камеры ЖРД постепенное преобразование топлива в продукты сгорания представляют ступенчатым процессом, то есть предполагают, что процесс преобразования поступившего в камеру сгорания топлива происходит мгновенно по истечении времени запаздывания (з см. рисунок 5.8).

Распыление компонентов. Процесс распыления компонентов топлива – распад струи или пелены компонентов, истекающих из форсунок, на капли – можно рассматривать как две последовательно протекающие стадии:

- распад струи или пелены, выбрасываемой из сопла форсунки, на капли;

- дробление капель на более мелкие (вторичное дробление).

Оба явления обусловлены воздействием на струю и капли ряда внешних (по отношению к жидкости) и внутренних сил.

К внешним относят силы взаимодействия со средой, в которую производится впрыск жидкости. Величина одной из этих сил пропорциональна квадрату относительной скорости жидкости, плотности окружающей среды и квадрату диаметра капли. Внешними являются и силы, возникающие при взаимном соударении струй и капель или при их ударе о препятствие.

Дробление жидкости принципиально может быть осуществлено и при впрыске её в вакуум под действием лишь внутренних сил. В качестве внутренних факторов можно назвать инерционные силы, приводящие к потере устойчивости жидкости, турбулентность, молекулярные силы.

Уровень турбулентности жидкости определяется как естественной турбулентностью при течении, так и особенностями конструкции форсунок, возмущениями на входе в форсунку, шероховатостью каналов и другими причинами.

Внутренние молекулярные силы представляют собой силы вязкости, проявляющиеся во внутренних слоях жидкости, и силы поверхностного натяжения на границе двух сред – жидкости и газа.

Силы вязкости препятствуют дроблению струи, так как уменьшают её турбулентность и поглощают часть энергии движущейся жидкости. Силы поверхностного натяжения, стремящиеся свести к минимуму поверхность данного объёма жидкости, также препятствуют распаду струй и капель.

Действие внутренних молекулярных сил ослабевает при повышении температуры. В частности, силы поверхностного натяжения равны нулю при критической температуре23, значения которой для компонентов ЖРД относительно низки.

Если компонент впрыскивается при давлении выше критического, то после достижения критической температуры струя распадается без каплеобразования.

Например, критическая температура кислорода – 154,78 К при давлении 5,08 МПа (51,8 кгс/см2), а этилового спирта – 516 К при давлении 6,38 МПа (65,1 кгс/см2).

Тонкий и равномерный распыл – необходимое условие для эффективного смешения и газификации компонентов топлива.

Смешение компонентов. Равномерное распределение соотношения компонентов по площади смесительной головки имеет большое значение для достижения высокой эффективности горения – полного тепловыделения в минимальном объёме.

Эксперименты показывают, что неравномерности соотношения компонентов по поперечному сечению, масштаб которых превосходит шаг между форсунками, мало выравниваются при движении по камере сгорания и приводят к неполному сгоранию топлива.

Жидкофазное смешение возможно для головок камер, работающих по схеме «жидкость–жидкость». Преимущество жидкофазного смешения – малые объёмы, необходимые для его осуществления.

Окончательное перемешивание компонентов топлива происходит в газовой фазе и обеспечивается газофазными процессами – в основном турбулентной диффузией.

Особенности массообмена между фазами. Массообмен между жидкой и газовой фазами протекает совместно с теплообменом и сопровождается химическими реакциями в газовой фазе.

Критическое состояние – предельное состояние равновесия двухфазной системы, в котором обе сосуществующие фазы становятся тождественными по своим свойствам. Параметры состояния системы – критическое давление, критическая температура, критический объём, критическая концентрация.

Требуемое для прогрева и испарения капель (при впрыске компонентов при докритическом давлении) количество теплоты может быть довольно значительным. На установившемся режиме теплоподвод осуществляется из зоны развитого горения.

Только незначительная часть необходимой теплоты подводится из зоны горения излучением и теплопроводностью, основная же масса теплоты поступает за счёт конвективного переноса.

Решающую роль в этом явлении играют так называемые обратные токи (рисунок 5.9). Они возникают в результате эжектирующего эффекта при обмене количеством движения между впрыскиваемыми компонентами и продуктами сгорания.

Компонент увлекает за собой попутные потоки газа, одновременно с которыми появляются и обратные (рециркуляционные) токи.

Рециркуляционный поток газа может состоять из непрореагировавшей газовой фазы компонентов и продуктов сгорания.

Рисунок 5.9 – Обратные токи у головки камеры Влияние обратных токов на рабочий процесс может быть различным: оно зависит от масштаба – шага между форсунками, характера распыла, состава и температуры продуктов сгорания.

Уменьшение шага между форсунками приводит к тому, что большая часть сечения заполняется факелами распыла, зона обратных токов сужается, и условия конвективного теплоподвода из зоны горения ухудшаются.

Чрезмерное увеличение шага между форсунками помимо ухудшения смешения может сделать более напряжёнными термические условия работы головки, которая в этом случае «открыта» для горячих обратных токов. Увеличение давления в камере сгорания способствует интенсификации конвективного переноса теплоты.

Давление в камере сгорания современных ЖРД часто превышает критическое давление впрыскиваемого компонента. После нагрева капли до критической температуры она сразу переходит в газообразное состояние (не требуется подведение теплоты фазового перехода) и «размывание» капли определяется только диффузионными процессами.

Горение. Смесь в камере сгорания (за исключением схемы «газ– газ») в значительной части процессов преобразования топлива является двухфазной. Взаимодействие фаз между собой, теплоотдача от продуктов сгорания, сильно развитая турбулентность потока и диффузионные потоки ускоряют подготовительные процессы и собственно горение.

На основании результатов опубликованных экспериментальных исследований процесс стационарного горения можно характеризовать следующим образом. Горение является в основном гомогенным, с существенной химической неоднородностью и турбулентностью, характер которых полностью определяется системой смесеобразования. Некоторая часть топлива в форме наиболее крупных капель выгорает по закономерности гетерогенного горения.

В камере имеет место зона горения довольно большой протяжённости с размытыми очертаниями. Причины этого – взаимное наложение друг на друга подготовительных процессов и процессов собственно горения, а также крупномасштабная турбулентность и местные разрывы фронта пламени, выбросы языков пламени. Однако на некотором расстоянии от головки (порядка нескольких десятков миллиметров) можно выделить условный фронт небольшой величины, характеризующийся тем, что в его пределах выделяется основная часть теплоты.

Обычно процесс горения характеризуется неоднородностью полей состава, температуры и скорости, определяемой расположением форсунок. Возможно снижение температуры газа вблизи стенок камеры сгорания [3, 19].

5.6 Запуск и останов ЖРД Запуск двигателя. Запуском ЖРД называют режим работы двигателя от первой команды на его включение до выхода на основной режим. При запуске двигателя в его камере и других агрегатах протекают неустановившиеся процессы, в значительной мере определяющие надёжность двигателя; с запуском связано большинство отказов современных двигателей. Основными требованиями к режиму запуска являются плавность изменения давления в камере сгорания и отсутствие значительных перегрузок, снижение затрачиваемого при запуске топлива за счёт сокращения времени запуска, исключение неустойчивого горения.

Степень выполнения этих требований определяется организацией запуска, которая включает мероприятия по обеспечению подачи в заданной последовательности в камеру и газогенератор компонентов топлива в необходимых количествах.

Запуск ЖРД представляет собой сложный процесс, связанный с предпусковыми операциями и вовлечением в работу многих устройств и систем. Так, в случае криогенных топлив предпусковые операции могут включать продувку камеры и полостей нейтральным газом, захолаживание двигателей установки.

Типичная картина изменения давления в камере сгорания по времени при одновременной подаче обоих компонентов показана на рисунке 5.10.

а – программированный запуск в две ступени Рисунок 5.10 – Изменение давления в камере сгорания при запуске Точка 1 на рисунке соответствует моменту поступления компонентов топлива в камеру сгорания. В точке 2 давление в камере начинает повышаться из-за накопления парогазовых продуктов экзотермических предпламенных реакций, протекающих в жидкой и паровой фазах.

Эти продукты представляют собой активные вещества. При достаточно высокой их концентрации происходит цепочно-тепловой «взрыв» газовой смеси (точка 3). Скорость распространения фронта пламени в подготовленной к сгоранию активной смеси велика. Давление в камере сгорания интенсивно нарастает до тех пор, пока массовая скорость выгорания топлива (газообразование) не станет равной расходу через сопло (точка 4).

Давление в точке 4 (рк.max) превышает расчётное давление рк.ном в камере сгорания и может превышать также давление подачи топлива.

Поэтому расход топлива в камеру резко уменьшается, скорость выгорания топлива становится меньше скорости истечения, и давление в камере падает (точка 5). Затем процесс изменения давления может повторяться несколько раз до установления стационарного значения давления.

Пик давления рк.max является нежелательным или даже опасным, так как он может существенно превышать номинальное значение. Резкое сокращение подачи топлива, которое наблюдается при больших значениях рк.max, может привести к затуханию пламени. При последующем поступлении топлива возможен взрыв.

Расчётное определение величины рк.max затруднительно из-за ряда факторов: неизвестна зависимость задержки воспламенения з.в топлива от конструкции проектируемого двигателя и режима его запуска;

весьма сложно определить количество топлива, накапливающегося в камере за время з.в; неизвестен закон выгорания топлива при подъёме давления.

Приближённую оценку рк.max можно провести следующим образом. Среднее значение давления рк в камере сгорания с объёмом Vк.с на установившемся режиме можно определить из уравнения состояния:

где п – среднее время пребывания топлива в камере сгорания (отношение массы продуктов, находящихся в камере сгорания, к массовому расходу топлива через камеру сгорания m, примерные значения времени пребывания п могут находиться в пределах от 0,001 до 0,008 с).

При запуске двигателя за период времени, равный задержке вопламенения з.в, в камеру сгорания будет подано количество топлива mпуск з.в, где mпуск – среднее значение пускового секундного расхода топлива.

Предполагая, что это количество сгорает мгновенно, можно записать или Для большинства топлив ЖРД значение времени пребывания топлива в камере сгорания п составляет несколько миллисекунд. Примерно столько же (0,003–0,008 с) приходится на время задержки воспламенения з.в. Из последней зависимости следует, что для запуска на номинальном расходе топлива без перегрузок по давлению (рк max /рк = 1) необходимо, чтобы з.в /п = 1.

Предположение о мгновенном воспламенении всего накопившегося за время задержки воспламенения з.в топлива является крайним, поэтому допустимое значение з.в может несколько превышать п.

Если величина времени задержки воспламенения з.в заметно больше времени пребывания продуктов сгорания в камере п, то для плавного запуска двигателя пусковой расход топлива должен быть меньше номинального, что достигается так называемым программированием запуска.

Есть топлива, которые воспламеняются самопроизвольно, как только жидкие компоненты вступают в контакт. Для несамовоспламеняющихся топлив освоено три типа зажигания: пиротехническое, химическое и электроискровое. Пиротехническое зажигание применяется только в системах одноразового пользования. Инициатором воспламенения топлива служит горящая пороховая навеска, расположенная в камере и зажигаемая от нити накаливания. Химическое зажигание связано с применением вспомогательных самовоспламеняющихся компонентов. Электроискровое зажигание хорошо себя зарекомендовало для воспламенения кислородно-водородного топлива.

Двигатель на режим полной тяги, как правило, выходит не сразу. Удобнее и безопаснее проводить запуск двигателя при малом расходе. Ещё некоторое время (2–5 с) он может выдерживаться регулятором расхода на режиме предварительной ступени, при тяге, составляющей примерно 30–50 % от полной (рисунок 5.10, кривая а). На тяге предварительной ступени ракета уйти со старта ещё не может. Поэтому, если обнаруживается аномалия в поведении двигателя, то сохраняется возможность сброса схемы запуска для спасения ракеты. Например, на ракете «Союз» надо на старте включить одновременно 32 двигателя.

Останов двигателя. Режим работы двигателя от первой команды на его выключение до полного прекращения тяги называют остановом двигателя. Произвести останов двигателя необходимо, например, после достижения требуемой скорости ступени или выполнения необходимого манёвра космическим аппаратом, в аварийной ситуации.

Выключение двигателя, как и запуск, может производиться в два приёма. Сначала двигатель переводится на режим пониженной тяги.

Это уменьшает опасность гидравлического удара при последующем резком срабатывании отсечных клапанов. Но главное заключается в снижении разброса импульса последействия, влияющего на разброс дальности.

Выключение ЖРД производится прекращением подачи компонентов топлива при срабатывании отсечных клапанов. Останов двигателя является нестационарным режимом работы ЖРД, характеризующимся сложными динамическими процессами в агрегатах.

Для исключения недопустимых нагрузок на летательный аппарат и сохранения конструкции двигателя принимается определённая последовательность срабатывания отсечных клапанов.

После команды на останов двигателя, работающего на заданном режиме тяги, за период времени до полного прекращения тяги создаётся некоторый импульс тяги. Этот импульс называют импульсом последействия.

Импульс последействия возникает вследствие истечения из камеры сгорания содержащихся там продуктов догорания или истечения паров компонентов, поступающих в камеру из объёмов между отсечными клапанами и смесительной головкой.

Наличие импульса последействия затрудняет получение с необходимой точностью заданной конечной скорости аппарата в конце активного участка полёта. Поэтому импульс последействия стремятся уменьшить и сделать его стабильным.

Стабильность, то есть малые разбросы импульса последействия при многократных срабатываниях одного двигателя или при выключении различных двигателей, даёт возможность учесть его при определении момента выключения.

Для уменьшения импульса последействия и повышения его стабильности объёмы между отсечными клапанами и смесительной головкой при конструировании ЖРД стремятся выполнить возможно меньшими. Выключение производят либо через промежуточный (по тяге) режим, либо включением подачи и вдувом за борт ракеты компонентов топлива, находящихся в тракте до смесительной головки [3, 19].

5.7 Высотная характеристика ЖРД Под высотной характеристикой понимается зависимость тяги от высоты [1, 2].

При неизменном расходе и заданной степени расширения сопла тяга зависит исключительно от внешнего давления, которое с высотой падает:

В этом выражении в качестве единственной переменной при построении высотной характеристики следует рассматривать высоту Н, в зависимости от которой меняется и атмосферное давление рн.

Для расчёта высотной характеристики необходимо знать зависимость атмосферного давления от высоты Н, рн = f(H). Эту зависимость обычно принимают по данным стандартной атмосферы.

При старте с Земли тяга имеет наименьшее значение, а затем возрастает, становясь в пределе равной пустотной тяге. Это увеличение может составлять 5–15 %. За пределами атмосферы тяга остаётся постоянной, и высотная характеристика уже теряет смысл.

При проектировании двигателя целесообразно выбирать сопло с таким расчётом, чтобы на старте оно работало в режиме перерасширения. Затем на некоторой высоте, давление рн выравняется с давлением ра, а оставшийся участок полёта пройдёт в режиме недорасширения.

Степень расширения сопла не может быть выбрана на основе анализа одной только высотной характеристики. Выбор этого параметра ведётся с учётом проектно-баллистических характеристик и массовых характеристик двигателя.

Условия внешнего атмосферного давления накладывают определённые ограничения на степень расширения сопла. Поэтому в двигателях первых ступеней баллистических ракет и ракет-носителей степень расширения относительно невелика.

Так, в частности, сопло двигателей F1 первой ступени (5 двигателей на ступени) американской ракеты «Сатурн-V», обеспечившей доставку на околоземную орбиту космичяеских кораблей «Аполлон»

для полётов американских астронавтов на Луну, имело отношение в то время как для двигателей J2 второй ступени ( тоже 5 двигателей на ступени) а для лунных взлётной и посадочной ступеней 5.8 Дроссельная характеристика ЖРД Термин «дроссельная характеристика» пришёл в ракетную технику от земного двигателестроения и означает зависимость тяги двигателя от расхода топлива при всех прочих неизменных параметрах.

Она отражает возможности регулирования величины тяги [1, 2].

Необходимая степень регулирования тяги (kдр = Rmax /Rmin) определяется задачами полётов летательных аппаратов. Например, значения для маневрирования на лунной орбите составляют kдр 6, для спуска и взлёта с Луны – 10 и 6. Регулирование модуля тяги двигателя представляет собой эффективное средство влияния на характеристики полёта при выполнении различных манёвров летательного аппарата.

Если воспользоваться понятием эффективной скорости истечения wе, то получается Полученное выражение для дроссельной характеристики представляет собой уравнение прямой. Наклон прямой определяется эффективной скоростью истечения (значением пустотного удельного импульса тяги). Зачастую при построении дроссельной характеристики за независимое переменное принимается не расход, а пропорциональное ему давление в камере. Это особенно удобно при обработке стендовых испытаний двигателя, поскольку давление в камере замерить значительно проще, чем расход.

Линейность дроссельной характеристики вблизи номинального расхода хорошо подтверждается экспериментами. Однако при глубоком дросселировании, то есть при расходах, существенно меньших номинала, полученное соотношение становится неверным. Связано это с тем, что при малых давлениях в камере начинает сказываться заметное увеличение степени диссоциации продуктов сгорания и соответственно снижение температуры.

При глубоком дросселировании в сопле могут образоваться ударные волны, а также возможен срыв в автоколебательный режим.

Поэтому для каждого двигателя существует свой порог, как дросселирования, так и форсирования, а диапазон допустимого изменения давления в камере определяется в основном по результатам стендовых испытаний.

Чтобы устранить большие потери в удельном импульсе тяги при большом изменении внутрикамерного давления в процессе регулирования, могут использоваться многокамерные ЖРД, у которых тягу можно изменять отключением отдельных камер. В этом случае диапазон изменения давления в камере при заданном изменении тяги будет меньше, чем в однокамерном ЖРД. Следовательно, и потери удельного импульса будут меньше.

5.9 Тепловая защита стенок камеры ЖРД и методы принудительного её охлаждения Защита стенок камеры ЖРД от опасного перегрева – одна из важных и сложных задач ракетной техники, первые частичные решения которой позволили создать и первые ЖРД, имеющие практическое значение [12].

Сложность проблемы защиты стенок современных ЖРД связана с тем, что продукты сгорания имеют высокие температуры – до 3500…4500 К, давление 15 МПа (~ 150 кгс/см2) и выше и скорости движения в критическом сечении акр = 1000…1300 м/с.

Разность температур между поверхностями стенки, несмотря на её малую толщину, может достигать огромных величин. Например, даже при умеренном тепловом потоке порядка (12–16) 106 Вт/м2 получается на толщину стенки в 1 мм из нержавеющей стали разность температур Тст = 500…600 К.

При таких высоких термодинамических параметрах между газом и стенкой возникает интенсивный теплообмен, способный при недостаточной тепловой защите быстро нагреть стенку камеры сгорания до температуры, близкой к температуре газа.

Подавляющее большинство материалов стенки допускают весьма умеренные нагревы (максимум 1300–1500 К), поэтому сложность проблемы защиты стенки камеры становится очевидной [2, 12, 19].

В соответствии с основными понятиями теории теплообмена (раздел 7) тепловой поток qг, передаваемый от газа к стенке, в общем случае складывается из конвективного qк и лучистого qл тепловых потоков:

Определяющую роль играет конвективный тепловой поток. Максимум теплового потока достигается в дозвуковой части сопла, вблизи критического сечения, величина теплового потока определяется конвективной составляющей.

В современных ЖРД, работающих на высокоэффективных топливах, тепловой поток в критическом сечении может быть (40–160) Вт/м2 (бытовая электроплитка даёт тепловой поток более чем в раз меньший) [1, 19].

Наименее напряженный участок – конец сопла. Здесь тепловые потоки могут составлять 0,1 и меньше от потоков в критическом сечении. Поэтому тепловая защита конца сопла может быть облегчённой.

Тепловые потоки в камере сгорания составляют 0,3–0,5 и больше от потоков в критическом сечении. Здесь теплозащита должна быть достаточно мощной.

Если допустимая температура силовой стенки (оболочки камеры и сопла) много ниже температуры омывающих газов, то она легко может получить столь большое количество теплоты, которое при недостаточно эффективной защите быстро нагреет её до разрушения.

Разрушение стенки камеры и сопла обычно происходит в виде размягчения материала или его оплавления, окисления материала или его выгорания, эрозии материала или его размывания потоком.

Для предупреждения опасного перегрева силовой оболочки камеры сгорания и защиты её от разрушения в современных ЖРД применяют теплозащиту: наружное проточное, внутреннее, транспирационное (испарительное) охлаждения стенок; а также наружное радиационное охлаждение стенки; теплозащитные термостойкие покрытия;

теплозащитные аблирующие покрытия; ёмкостное охлаждение.

Все перечисленные методы используются на практике, зачастую комплексно, совместно дополняя друг друга.

Несмотря на большое разнообразие схем защиты стенки камеры сгорания в ЖРД, наиболее распространённым методом является проточное наружное охлаждение совместно с внутренним.

Проточное охлаждение. При проточном охлаждении стенки камеры омываются охлаждающей жидкостью, которая протекает с большой скоростью в зазоре между внутренней и наружной оболочками, как показано на рисунке 5.11 (wж – скорость течения жидкости).

Рисунок 5.11 – Схема щелевого охлаждающего тракта Основа работы схемы – стационарный тепловой режим стенки:

весь передаваемый со стороны газов тепловой поток проходит сквозь стенку и полностью воспринимается охлаждающей жидкостью, текущей в межрубашечном пространстве.

На рисунке 5.12 приведено типичное распределение температур поперёк стенки камеры сгорания.

1 – внутренняя оболочка; 2 – охлаждающая жидкость, протекающая в межрубашечном пространстве; 3 – наружная оболочка или «рубашка»

Рисунок 5.12 – Схема наружного охлаждения стенки камеры Особенность этого распределения – непрерывное изменение температуры от самой высокой температуры торможения в пристеночном слое газа Тог до самой низкой температуры жидкости Тж. Наиболее резкое изменение температуры наблюдается вблизи горячей поверхности, причём это изменение происходит в тепловом пограничном слое газа.

При этих условиях температуры стенки (на границе с газом Тст.г, на границе с жидкостью Тст.ж) будут постоянными по времени, и если не будут превышать допустимых значений, то стенка камеры сгорания и сопла сможет работать достаточно долгое время. Благодаря этому наружная система охлаждения – самая распространённая. В качестве охлаждающей жидкости используют компоненты топлива, причём почти все они могут применяться для охлаждения стенок. Поэтому системы проточного охлаждения можно разделить на системы, использующие в качестве охлаждающей жидкости окислитель, и системы, использующие для охлаждения горючее. Могут быть системы охлаждения, использующие оба компонента: окислитель охлаждает одну часть двигателя, например, камеру сгорания, а горючее – другую часть, например, сопло.

Надёжное охлаждение должно отвечать двум основным требованиям:

1) удовлетворять тепловому балансу между подогревом охлаждающей жидкости и воспринимаемой ею теплотой;

2) обеспечить тепловое состояние или температурный режим стенки на любом участке камеры в заданных пределах.

Первое требование заключается в том, что жидкость, пройдя через охлаждающий тракт камеры и восприняв теплоту от стенки на выходе из тракта, не должна быть перегретой выше некоторой допустимой температуры, определяемой температурой кипения или разложения при данном давлении. Это необходимо потому, что некоторые компоненты, как, например, перекись водорода, несимметричный диметилгидразин, гидразин при перегреве начинают разлагаться, причём разложение носит взрывной характер; а также, чтобы в камеру сгорания поступали компоненты однофазного состава без включения газовых объёмов и продуктов разложения (иначе форсунки будут засоряться). Кроме того, охлаждение стенок двигателя компонентом, находящимся в двухфазном состоянии (частично в парообразном) значительно менее эффективно (коэффициент теплоотдачи от стенки в пар резко снижается).

Второе условие требует, чтобы была обеспечена температура стенки, не превышающая температуру плавления её материала, температуру кипения жидкости и допустимую температуру по условиям прочности, так как прочностные характеристики зависят от температуры.

Постоянное повышение энергетических характеристик двигателя сопровождается соответствующим ростом интенсивности теплообмена между продуктами сгорания и стенкой, что находит своё выражение в постоянном росте тепловых потоков, передаваемых стенками камеры двигателя. Обеспечение надёжной тепловой защиты стенки камеры при проточном наружном охлаждении в этих условиях требует соответствующей интенсификации теплообмена между стенкой и охлаждающим компонентом. Обычные методы интенсификации теплообмена в охлаждающем тракте – увеличение скорости течения охладителя и усиление оребрения охлаждающей стенки оказываются в ряде случаев недостаточными.

Хотя интенсификация теплообмена путём увеличения скорости широко распространена, этот способ ограничен в своих возможностях чрезмерным ростом гидравлического сопротивления охлаждающего тракта. Сильное оребрение также ведёт к росту гидравлического сопротивления.

Дополнительным способом интенсификации теплообмена в охлаждающем тракте может быть применение искусственной шероховатости поверхности тракта. Известно, что в конвективном теплообмене между стенкой и охлаждающим компонентом (так же как и между продуктами сгорания и стенкой) участвует лишь тонкий слой потока – пограничный слой. Интенсивность теплообмена в значительной степени зависит от характера движения в пограничном слое. При ламинарном пограничном слое перенос теплоты осуществляется главным образом теплопроводностью и теплообмен существенно менее интенсивен, чем при турбулентном пограничном слое, в котором теплота переносится более мощным механизмом – турбулентным обменом. Хотя в турбулентном пограничном слое теплоперенос и усиливается, он всё же сильно ограничивается образованием непосредственно на стенке ламинарного подслоя, в котором теплота передаётся более слабым механизмом – теплопроводностью.

Тепловой поток от омываемой продуктами сгорания стенки:

где qк – удельный конвективный поток;

г – коэффициент теплоотдачи.

Суммарный тепловой поток, поступивший от горячих газов, должен по возможности беспрепятственно пройти через охлаждаемую стенку где Тж.ст – температура поверхности, омываемой охлаждаемой жидкостью;

– коэффициент теплопроводности. Величина / по смыслу представляет собой тепловое сопротивление стенки;

– толщина стенки.

С внешней стороны внутренняя стенка камеры омывается протекающей жидкостью, где, как и в газе, образуется свой пограничный слой где ж – коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости;

Тж – температура охлаждающей жидкости.

Остановимся на проблеме охлаждения двигателя низкокипящим компонентом – жидким водородом. На первый взгляд она кажется неразрешимой. Действительно, жидкость в охлаждаемом тракте не должна закипать. Водород же кипит при температуре 20 К. Возникает вопрос – насколько же должен быть переохлаждён по сравнению с этой температурой водород и какое количество тепла при этом он может принять от охлаждаемой стенки, не переходя в газообразное состояние?

Сомнения будут рассеяны, если вспомнить известные из курса физики условия перехода из жидкого состояния в газообразное и обратно. Путём повышения давления газ может быть превращён в жидкость при температуре не выше некоторой критической, свойственной данному газу. Для водорода эта температура равна 33 К. Этой температуре соответствует критическое давление, при котором смесь газа и жидкости находится в равновесии. Для водорода критическое давление ниже, чем у других газов (за исключением гелия), и равно 1, МПа (12,8 кгс/см2). Поэтому водород в охлаждающих трактах всегда находится в закритическом состоянии. Но при сверхкритических давлениях не существует раздела между жидкой и газообразной фазами, в результате чего пристеночного закипания вообще не происходит и тем самым снимается опасность образования паровой плёнки, пагубно влияющей на теплоотвод. При этом надо следить, чтобы охлаждающая водородная субстанция не перегрелась сверх той меры, при которой чрезмерно поднимается температура Тг.ст.

Внутреннее охлаждение. Оно осуществляется созданием вблизи стенки низкотемпературного пристеночного слоя газа или даже жидкой плёнки на отдельных участках внутренней поверхности стенки камеры сгорания или сопла.

Внутреннее охлаждение можно организовать соответствующим расположением и подбором расходных характеристик форсунок на периферии головки камеры сгорания (при этом в пристеночном слое создаётся избыток какого-либо компонента, как правило, горючего).

После выгорания топлива образуются продукты сгорания с более низкой температурой, чем в основном потоке.

Внутреннее охлаждение можно осуществить подачей жидкого компонента с небольшой скоростью (как правило, горючего) на внутреннюю поверхность стенки камеры сгорания и сопла через отверстия или щели в специальном поясе завесы охлаждения. В результате взаимодействия с основным потоком струи жидкости прижимаются к стенке, образуя на ней сплошную жидкую стенку. Жидкая плёнка, двигаясь по стенке, прогревается, испаряется (или разлагается) и, перемешиваясь с ближайшими слоями газа, постепенно выгорает, образуя низкотемпературный слой газа.

Ввиду сравнительно слабого поперечного перемешивания продуктов сгорания при их движении вдоль камеры сгорания пристеночный слой, созданный головкой или поясом завесы охлаждения, достаточно устойчив и может сохраняться на значительном протяжении.

Наличие низкотемпературного пристеночного слоя вызывает определённые потери удельного импульса тяги, которые называются потерями на охлаждение. Эти потери будут тем больше, чем ниже температура в пристеночном слое и чем больший в нём расход.

Транспирационное охлаждение. Оно основано на использовании специальных пористых материалов и осуществляется путём подачи – продавливания охлаждающей жидкости на огневую поверхность сквозь пористую стенку. Тепловой поток, отдаваемый газом в стенку, с одной стороны, расходуется частично или полностью на подогрев и испарение жидкости, проходящей через пористый материал, а с другой – сам тепловой поток здесь мал, так как возле стенки образуется пограничный слой с низкой температурой. Преимущества этого вида охлаждения состоят в большой эффективности при высокой экономичности.

Пока применение пористых материалов в конструкциях ЖРД не вышло за пределы опытов. Основная трудность – получение прочных пористых материалов со стабильными гидравлическими характеристиками.

5.10 Пассивная тепловая защита стенок камеры и сопла ЖРД Теплозащита термостойкими покрытиями. Облицовка стенок камеры ЖРД термостойкими покрытиями широко использовалась в начале развития ракетной техники. Тогда применяли графитовые вставки, пытаясь обеспечить длительную работу ЖРД без наружного и внутреннего охлаждения. Практика показала, что подобного рода огнеупорные покрытия ненадёжны, так как они быстро разрушаются в условиях ЖРД.

Кроме того, такие двигатели имели большую массу, поэтому в последующем защита стенок ЖРД путём их облицовки подобного вида материалами практически перестала применяться.

Однако с развитием керамических, пластмассовых и стекловолокнистых материалов появился ряд составов, пригодных для использования в качестве теплозащитных. Они наносятся на стенку двигателя и после соответствующей обработки прочно с ней сцепляются, образуя термостойкое покрытие.

Такие материалы широко используются в РДТТ. Использование их в ЖРД труднее ввиду жёстких условий работы и сложности конструкции, но в последние годы они всё же находят широкое распространение.

Особенностью теплозащитных покрытий (ТЗП) стенок ЖРД является то, что они используются как дополнение к наружному и внутреннему охлаждению в камерах с высоким давлением и большим расширением сопла.

Современные покрытия имеют малые толщины (0,3–0,6 мм), так как тонкие покрытия более надёжно сцепляются со стенкой, что особенно важно в упругих и податливых тонкостенных конструкциях камеры и сопла ЖРД.

Широкое распространение в ЖРД получили ТЗП на основе окисей магния, циркония, алюминия.

Теплозащитные аблирующие покрытия. Процесс абляции – сложный физико-химический комплекс процессов: под воздействием тепловых потоков вещество разлагается, поглощая значительную долю падающей на стенку теплоты. Причём процесс разложения сосредоточен в узкой (десятые доли миллиметра) зоне.

По мере разложения вещества внешняя поверхность (фронт абляции), имеющая температуру ТS (температура разложения аблирующего материала), непрерывно отступает вглубь с некоторой скоростью, обычно 0,01–0,30 мм/с.

Продукты разложения – газовая и твёрдая фазы – непрерывно уносятся скоростным внешним потоком, то есть аблирующее покрытие непрерывно разрушается, уменьшаясь по толщине. Так как разрушение или разложение вещества покрытия происходит с поглощением теплоты, определяемой теплотой абляции (теплота фазового перехода), то на поверхности аблирующего покрытия устанавливается некоторая характерная для данного вещества температура ТS, обычно не превышающая нескольких сот градусов.

В данной схеме тепловой защиты практически вся теплота, попадающая на поверхность, идёт на разложение вещества, находящегося в узкой зоне около поверхности.

Продукты разложения, имеющие сравнительно низкую температуру по сравнению с температурой внешнего потока, втекая в пограничный слой, создают своеобразную газовую завесу, резко снижающую конвективный теплообмен.

У некоторых аблирующих материалов, имеющих в своём составе синтетические органические вещества, одним из продуктов разложения является углерод, который, выделяясь, образует на поверхности слой пористого кокса. Этот слой, обладая низкой теплопроводностью и высокой жаростойкостью, представляет собой большое тепловое сопротивление и хорошо теплоизолирует «свежие» слои теплозащитного покрытия, резко уменьшая скорость его разложения.

Как правило, аблирующие ТЗП – сложные композиционные материалы, изготавливаемые на основе жаростойких волокнистых веществ и синтетических смол. Получили распространение ТЗП, представляющие собой ткани из стекловолокна, графита, кварца, асбеста, пропитываемые эпоксидной или фенольной смолой.

Такая схема тепловой защиты является наиболее подходящей для камеры сгорания. Сопло труднее защищать аблирующими покрытиями, так как оно в процессе работы будет изменять форму и сечение.

Защита стенки на основе ёмкостного охлаждения. Она происходит путём поглощения (аккумулирования) теплоты массой стенки.

Эта схема защиты стенки имеет достаточно широкое распространение в ракетной технике. Такие двигатели часто называют «неохлаждаемыми», так как массивная стенка не имеет какой-либо другой специальной защиты или охлаждения. Подобный двигатель может работать очень короткое время, в течение которого воспринимаемая стенкой теплота идёт на её подогрев.

Так как в данном случае наружная поверхность стенки специального охлаждения не имеет, то её теплоотдача в окружающую среду мала, а для того чтобы таким же малым стал тепловой поток от газа в стенку, температура горячей поверхности стенки должна установиться близкой к температуре газа.

При высокой температуре газа стационарный режим охлаждения такой стенки устанавливается при очень высоких температурах стенки, далеко превосходящих допустимые. Поэтому неохлаждаемые двигатели могут работать лишь короткое время (несколько секунд), пока не успеет установиться стационарный тепловой поток. В некоторых случаях такого малого времени работы вполне достаточно.

Вследствие чрезвычайной простоты конструкции неохлаждаемого двигателя и дешевизны изготовления он получил распространение в экспериментальных исследованиях, иногда применяется и в эксплуатации. При неохлаждаемых двигателях наиболее пригодными материалами для стенок камеры сгорания и сопла будут материалы с высокой теплопроводностью. Тогда тепловое сопротивление стенок будет низким и распределение температуры поперёк стенки получится более пологим. Иначе говоря, воспринимаемая стенкой теплота будет равномерно распределяться по толщине стенки, и двигатель может работать более длительное время, так как температура «горячей» поверхности растёт по времени значительно медленнее, чем в случае нетеплопроводной стенки.

На рисунке 5.13 приведено изменение температуры поверхности стенки по времени для мягкой стали 1, меди 2 и алюминиевого сплава 3.

Увеличение теплоёмкости и плотности материала стенки также способствует увеличению длительности надёжной работы двигателя из-за возрастания тепловой ёмкости материала.

1 – мягкая сталь, 2 – медь, 3 – алюминиевый сплав Температура торможения газового потока Тог = 3500 К. Коэффициент конвективной теплоотдачи = 5000 Вт/(м2К). Для стали время достижения температуры 1400 оС составляет 1,92 с; для меди температура примерно 1100 оС достигается через 6,5 с, а для алюминиевого сплава 680 оС достигается через 0,71 с. Температуры плавления для этих металлов составляют: сталь – 1300–1400 оС; медь – 1084,5 оС;

алюминий – 660,4 оС (у сплавов алюминия температура плавления может быть выше температуры плавления чистого алюминия).

Наружное радиационное охлаждение. Такое охлаждение осуществляется излучением теплоты стенкой в пространство. Причём, тепловое излучение стенки будет тем интенсивнее, чем выше допускаемая температура. При температуре стенки 1500–2000 К тепловой поток, «сбрасываемый» в пространство, лежит в пределах (0,2–0,6) Вт/м2.

Учитывая, что в камере сгорания и особенно в критическом сечении тепловые потоки во много раз выше, то, очевидно, здесь эта система охлаждения непригодна. Однако в соплах с большим расширением и низким давлением на срезе тепловые потоки в области среза становятся настолько низкими, что радиационное охлаждение оказывается вполне приемлемым. Радиационное охлаждение используется в настоящее время также и для охлаждения двигателей системы стабилизации и ориентации космических кораблей.

6 ТВЁРДОТОПЛИВНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ,

ИХ УСТРОЙСТВО И ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ

6.1 Основные особенности РДТТ Характерной особенностью ракетных двигателей твердого топлива является размещение в камере сгорания всего запаса твёрдого топлива и отсутствие системы подачи.

Развитие отечественной пороховой промышленности и разработка новых рецептур смесевых твердых топлив во второй половине ХХ-го века позволили значительно расширить номенклатуру РДТТ и сферу их применения. В настоящее время РДТТ используются как двигатели стратегических ракет наземного и подводного старта, двигатели оперативно-тактических ракет сухопутных войск и морских ракет ВМФ; торпедные двигатели; вспомогательные двигатели ракет и космических аппаратов, используемые для таких целей, как управление движением, разделение ступеней и т.п.; самолетные ускорители и двигатели авиационных ракет, двигатели метеорологических ракет [6, 7, 9, 10, 13, 14, 15, 17, 18].

В пороховых газогенераторах также используются заряды твёрдого топлива, но для создания не реактивной тяги, а некоторого заданного импульса давления, необходимого, например, для выталкивания ракеты из контейнера, открытия клапанов ЖРД, вытеснения жидкости из баков и т.д.

Широкое применение РДТТ объясняется простотой их конструкции и высокой надежностью, удобством обслуживания и эксплуатации, возможностью получения большой тяговооруженности. Кроме того, малогабаритные РДТТ значительно дешевле ЖРД.

В составе летательного аппарата могут применяться как одиночные РДТТ, так и их связки. В последнем случае отдельные РДТТ могут соединяться между собой специальными газоводами для выравнивания давления и уменьшения разнотяговости.

Независимо от функционального назначения РДТТ состоит из корпуса, включающего камеру сгорания и сопловой блок, твердотопливного заряда и системы воспламенения, в которую входит воспламенитель и пиропатроны с предохранительным устройством (рисунок 6.1).

Корпус двигателя может изготавливаться из высокопрочных сталей или титановых сплавов – для малогабаритных РДТТ или из органо- или углепластика – для крупногабаритных РДТТ. Корпус крупногабаритного РДТТ, как правило, является и корпусом летательного аппарата. Корпус может иметь внешние теплозащитные покрытия.

1 – заряд; 2 – диафрагма; 3 – заглушка; 4 – воспламенитель Рисунок 6.1 – Схема РДТТ с вкладным (а) зарядом и со скреплённым Корпус состоит из обечайки, переднего и заднего днищ. Сопловой блок РДТТ может быть одно- или многосопловым.

На маршевых двигателях ракет стратегического назначения предусматриваются также системы аварийного выключения двигателя путем отсечки тяги, перепуска газов для управляющих органов и т.д.

Камера сгорания, в которой размещается заряд, полностью или частично теплоизолируется для защиты от продуктов сгорания топлива.

Для двигателей с малым временем работы (менее 1,0 с) может использоваться камера и без теплоизоляции.

Заряд твердого топлива. Топливо, используемое в ракетных двигателях, выполняет две функции: является источником рабочего тела в виде газообразных продуктов сгорания и источником тепловой энергии, выделяющейся при горении. В РДТТ используются преимущественно два вида топлив: двухосновные и смесевые. Из двухосновных топлив главным образом применяются баллиститные пороха, основой механической структуры которых является нитроклетчатка, а в качестве растворителя используются нитроглицерин, динитроэтиленгликоль или динитротолуол. В двухосновных топливах окислитель и горючее входят в структуру одной молекулы.

Смесевые топлива представляют собой механическую смесь минерального окислителя и органического связующего с добавлением высокоэнергетических взрывчатых веществ. В качестве окислителя часто используется перхлорат аммония, в качестве горючего – различного вида высокомолекулярные полимеры типа бутилкаучука, полиуретана. Смесевые ракетные твердые топлива (СРТТ), содержащие металлические добавки и взрывчатые вещества, имеют, как правило, более высокий импульс, чем баллиститные пороха. Кроме того, они более эластичны, их реологические и механические (после отверждения) свойства позволяют изготовлять заряды непосредственно заполнением топлива в камеру двигателя. Все это предопределяет преимущественное использование СРТТ в крупногабаритных РДТТ (массой заряда от 1 т и выше), баллиститные же пороха чаще используются для зарядов малых двигателей.

Заряды твердого топлива по конструкции могут быть вкладными – одно- и многошашечными, скрепленными с камерой двигателя частично или полностью. Для фиксации вкладных зарядов предусматривают различные удерживающие устройства (диафрагмы, решётки).

Разнообразны и формы зарядов – торцевые, телескопические, трубчатые, звездообразные, канально-щелевые и т.д. В целом конструкция и форма заряда выбираются из необходимости:

- получить наибольшее заполнение камеры топливом;

- обеспечить требуемый закон изменения давления и тяги во времени;

- по возможности максимально обеспечить защиту корпуса от воздействия раскаленных продуктов сгорания топлива;

- обеспечить массовые, прочностные и газодинамические условия нормальной работы двигателя.

Форма и конструкция заряда должны соответствовать параметрам технологии выбранной рецептуры топлива.

Воспламенительное устройство. Основными элементами воспламенительного устройства являются воспламенитель и пиропатрон, которых может быть несколько. Пиропатрон служит для зажигания навески воспламенителя и срабатывает от электрической цепи ракеты по команде от системы управления. Навеску воспламенителя в виде набора гранул, таблеток, изготавливают из специальных пиротехнических составов (иногда из чёрного пороха).

В РДТТ жидкие охладители, как правило, не применяются. Поэтому поверхность камеры двигателя, омываемая продуктами сгорания, частично или полностью покрывается теплозащитными покрытиями. В качестве последних применяют неметаллические или тугоплавкие соединения металлов, их сочетания.

Сопло РДТТ нередко имеет сложную конструкцию. Типичным является наличие в критическом сечении специального соплового вкладыша из материалов, стойких к воздействию продуктов сгорания или имеющих определённую (программированную) скорость уноса.

Сопло может быть частично утоплено в камеру сгорания.

РДТТ, предназначенные для летательных аппаратов с управляемым движением по траектории полёта, имеют специальные органы управления для изменения направления вектора тяги. В современных РДТТ наибольшее применение получили газодинамические органы управления, в которых для создания управляющих сил используется энергия продуктов сгорания двигательной установки.

Предварительно дадим определения угловым координатам ракеты при её полёте (углы тангажа, рыскания и крена). Угол тангажа равен углу между продольной осью ракеты и плоскостью местного горизонта; угол рыскания (курса) характеризует отклонение продольной оси от плоскости траектории ракеты; угол крена (вращения) поворот ракеты вокруг её продольной оси.

Для управления вектором тяги по направлению может использоваться основное сопло двигателя или специальные устройства в сверхзвуковой части сопла для локального воздействия на струю продуктов сгорания.

Основное сопло двигателя, используемое для управления, имеет разъём, разделяющий подвижную и неподвижную части сопла. В зависимости от места разъёма различают: поворотные управляющие сопла, имеющие возможность поворачиваться целиком; качающиеся управляющие сопла, имеющие разъём в дозвуковой части сопла; и разрезные управляющие сопла, имеющие разъём в сверхзвуковой части сопла.

При отклонении подвижной части сопла создаётся управляющая сила, пропорциональная углу отклонения сопла (выражается в процентах от тяги двигателя). Для современных маршевых РДТТ межконтинентальных баллистических ракет управляющая сила (усилие) составляет 3–10 % тяги двигателя, угол отклонения сопла при этом 2–8 градусов.

При использовании в качестве органов управления центральных подвижных управляющих сопел управление вектором тяги обеспечивается только по каналам тангажа и рыскания. Для управления по каналу крена необходимы дополнительные органы управления.

Наиболее просто эта задача решается установкой специальных двигателей крена, создающих управляющий (вращающий) момент относительно продольной оси ракеты. Управление по каналу крена при использовании РДТТ с поворотным управляющим соплом (ПУС) осуществляется с помощью двух двигателей. Сопло у двигателей крена выполняется под углом 90 градусов к его оси.

Боковая управляющая сила при вдуве газа в сверхзвуковую часть сопла создаётся импульсом вдуваемой струи и перераспределением давления на стенке сопла в области отверстия вдува. В качестве рабочего тела для вдува могут быть использованы продукты сгорания топлива основного двигателя (или составной части маршевого заряда – специального блока из низкотемпературного топлива без алюминия), продукты сгорания топлива специального жидкостного газогенератора или порохового аккумулятора давления, а также инертные газы от аккумулятора давления.

Наиболее целесообразно в качестве рабочего тела для вдува использовать продукты сгорания основного двигателя, подача которых может регулироваться специальными газораспределительными устройствами (клапанами). Величина управляющей силы при вдуве зависит от местоположения отверстий вдува по профилю сопла, угла наклона вдуваемой струи, энергетических характеристик газа.

Боковая управляющая сила на газовом руле создаётся при обтекании профиля отклонённого руля из-за разности давлений на различных его поверхностях. Эта сила воспринимается соплом или наружным отсеком, к которому крепятся рули. Для управления вектором тяги по каналам тангажа, рыскания и крена используют четыре газовых руля. Профиль газового руля изготавливают из эрозионостойких материалов.

Боковая управляющая сила может также создаваться посредством механического воздействия на поток отражателями (щитками, интерцепторами), помещаемыми в потоке на срезе раструба сопла (щиток) или внутри контура сопла (интерцептор). При введении щитка или интерцептора поперёк потока возникает скачок уплотнения, создающий зону повышенного давления на части раструба перед преградой.

Регулирование параметров рабочего процесса в РДТТ, как правило, не предусматривается. Иногда может быть применена система регулирования давления в камере сгорания и тяги при регулировании площади критического сечения сопла. Возможности управления величиной тяги РДТТ по сравнению с ЖРД более ограничены. Обеспечение требуемого закона изменения тяги по времени осуществляется подбором конструкции заряда твёрдого топлива при его проектировании.

Ракетный двигатель (газогенератор) на твёрдом топливе можно характеризовать следующей совокупностью параметров:

- масса топлива mТ;

- масса всей конструкции РДТТ mкд и масса каждого узла mi ;

- уровень (коэффициент) массового совершенства (отношение массы конструкции к массе заряда твёрдого топлива);

- коэффициент заполнения внутрикамерного объёма топливом Кv, который определяется как отношение объёма топлива к внутреннему объёму камеры (от переднего днища до критического сечения за вычетом зоны ограничения под утопленный в камеру сопловой блок);

- тяга и значение массового секундного расхода R и m ;

- суммарный импульс и удельный импульс тяги РДТТ J, Jуд;

- габаритные размеры – длина L, диаметр D двигателя в целом и по узлам.

Отметим совокупность основных процессов, последовательно реализующихся в период работы РДТТ в объёме, достаточном для предварительного представления о внутрикамерных процессах.

Рабочий процесс в камере РДТТ начинается с подачи электрического напряжения на электрозапалы пиропатронов. Форс пламени от воспламеняющейся навески пиропатрона обеспечивает зажигание воспламенительного состава. Горение воспламенительного состава происходит в замкнутом объёме корпуса воспламенителя при давлении, большем уровня давления в камере сгорания. Поступление в камеру продуктов сгорания воспламенительного состава происходит через отверстия в корпусе воспламенителя, которые могут быть заранее спрофилированы и заглушены в начальный момент времени.

Массоприход в передний объём РДТТ приводит к повышению в нём давления и формированию волны сжатия, перемещающейся к сопловому объёму. Вслед за волной сжатия в свободный объём камеры двигателя распространяются высокотемпературные продукты сгорания воспламенительного состава, прогревающие поверхность топливного заряда.

После достижения волной сжатия плоскости, в которой размещается заглушка, внутрикамерный процесс может развиваться по двум схемам:

- заглушка разрушается, уровень давления в камере примерно выравнивается и сохраняется близким к постоянному до момента, когда к горению начинает подключаться поверхность топливного заряда;

- разрушение заглушки рассчитано на высокие значения давления. Этот факт приводит к отражению волны сжатия от правой границы двигателя и распространению её в противоположную сторону. В связи со снижением скоростей движения продуктов сгорания в свободном объёме камеры снижается интенсивность процесса прогрева топлива, что приводит к увеличению периода выхода двигателя на режим квазистационарной работы.

Воспламенение топливного заряда происходит в момент времени, когда в поверхностном слое, измеряемом микронами, будут достигнуты температура и градиент температур, соответствующие некоторым критическим условиям, обеспечивающим устойчивое горение топлива.

Распространение фронта пламени по поверхности топливного заряда в зависимости от условий зажигания и геометрии РДТТ может происходить со скоростями от 1 до 300 м/с [5].

Изменение давления в переднем объёме РДТТ за весь период работы приведён на рисунке 6.2.

р0 – начальное давление в камере; рзаг – давление разрушения сопловой заглушки; рст – рабочий (стационарный) уровень давления продуктов сгорания в камере; 0 – начало процесса; 1 – момент разрушения заглушки; 2 – момент воспламенения топлива; 3 – время, соответствующее распространению пламени вдоль поверхности топлива; 4 – время выхода двигателя на режим; 5 – окончание квазистационарного периода работы двигателя; 6 – окончание работы двигателя.

Основной рабочий импульс обеспечивается двигателем на участке 4–5. Завершение работы РДТТ происходит либо после выгорания топливного заряда, либо принудительно с использованием узла отсечки тяги.

Режим работы твёрдотопливного двигателя практически не зависит от траекторных перегрузок, а отсутствие системы подачи делает его автономным энергетическим блоком. Отсюда вытекает возможность автономной отработки двигателя на стендах.

Энергетические возможности твёрдого топлива ниже, чем жидкого. Да и по массовым характеристикам твёрдотопливный двигатель уступает жидкостному двигателю, но в эксплуатации он проще. Поэтому в своём самостоятельном пути развития твёрдотопливный двигатель неотступно следует за жидкостным, и как только степень совершенства твёрдотопливного двигателя достигает того уровня, на котором он оказывается в состоянии выполнить частную задачу, решавшуюся до того жидкостным двигателем, немедленно происходит вытеснение: замена сложного более простым.

Но за эту внешнюю итоговую простоту заплачено десятилетиями упорных поисков и разработок. Существует много проблем, отличающих РДТТ от ЖРД, например разное решение задач тепловой защиты.

Имеется ещё много других не менее важных, даже решающих проблем, отличающих твёрдотопливный двигатель от жидкостного. Все они вытекают из одного главного – в твёрдотопливном двигателе заряд является основным элементом конструкции.

Поэтому химия топлива, производство заряда и технология двигателя связаны в единое нерасторжимое целое [1].

6.2 Связь характеристик баллистической ракеты и РДТТ Критерием эффективности ракеты является отношение суммарного импульса тяги двигателя I к полной массе ракеты, которое для одноступенчатой ракеты с РДТТ может быть записано в виде [6] где Iуд – удельный импульс тяги РДТТ, равный отношению тяги РДТТ к массе истекающих продуктов сгорания твёрдого топлива, заряда воспламенителя и продуктов разложения бронирующих и теплозащитных покрытий;

– начальная масса топлива;

m0 – начальная общая масса ракеты;

– коэффициент массового совершенства РДТТ, равный отношению пассивной массы РДТТ к массе топлива = mк.д /;

mп.г – масса транспортируемого ракетой полезного груза и всех конструктивных элементов ракеты, кроме РДТТ.

Из формулы (6.1) следует, что при постоянном значении массы транспортируемого ракетой полезного груза и других конструктивных элементов, кроме РДТТ, главными условиями повышения эффективности ракеты являются увеличение удельного импульса и уменьшение коэффициента массового совершенства РДТТ [6].

Основную часть РДТТ составляет корпус. Корпус состоит из цилиндрической части с диаметром D и длиной L и двух днищ.

Обозначим массу корпуса, состоящего из цилиндрической обечайки и двух днищ одинаковой толщины, через mк, а массу сопла и остальных элементов двигателя – mэ. Тогда выражение для определения коэффициента массового совершенства РДТТ примет вид к – плотность материала обечайки корпуса (днища для приближённого анализа приняты плоскими).

Толщина обечайки корпуса определяется из условия прочности где – запас прочности обечайки корпуса;

в – разрушающее напряжение в материале корпуса.

Масса топлива, размещённого в двигателе, равна где Кv = Vт/Vк – отношение объёма заряда твёрдого топлива к внутреннему объёму корпуса РДТТ, коэффициент объёмного заполнения РДТТ;

т – плотность топлива.

Выразив формулу (6.2) через (6.3) и (6.4) и подставив в (6.1), получим:

Из анализа формулы (6.5) следуют важные выводы:

- о необходимости выбора топлива с максимальным удельным импульсом и высокой плотностью;

- о необходимости выбора материала с максимальной удельной прочностью в /к при минимальном запасе прочности и минимальном внутрикамерном давлении рк;

- о целесообразности выбора корпуса с большим удлинением L/D при одновремённом обеспечении максимальной величины коэффициента объёмного заполнения ;

- о необходимости предельно возможного уменьшения массы сопла и других конструктивных элементов РДТТ.

Очевидно, что чем меньше, тем выше эффективность ракеты. В современных двигателях с вкладным зарядом всестороннего горения = 0,85…1,25, для двигателей со скреплённым зарядом – = 0,1…0,2;

для крупногабаритных двигателей с органопластиковыми корпусами = 0,08, а для РДТТ верхних ступеней ракет он составляет 0,05…0,06.

На практике перечисленные параметры оказываются взаимозависимыми, а также зависимыми от параметров и числа ступеней ракеты.

Иногда оказываются заранее обусловленными удлинения корпуса РДТТ и запасы прочности.

В зависимости от комплекса действующих на РДТТ нагрузок и требуемой тяговооружённости оптимальными могут стать высокие уровни давления внутри камеры. Поэтому оптимальные значения параметров РДТТ устанавливаются отдельно в каждом конкретном случае с учётом широкого круга вопросов, влияющих на эффективность двигателя.

Для исследования характеристик взаимосвязи объектов различного рода при рассмотрении сравнительно небольших изменений влияющих факторов (независимых аргументов) удобно использовать уравнения взаимосвязи в частных производных. Вполне приемлемой является погрешность оценки влияния, находящаяся в пределах 1 %.

Уравнения взаимосвязи значительно упрощаются (линеаризуются) и принимают вид Как видно из этой зависимости, при этом рассматриваются приращения исследуемой функции А в зависимости от приращений аргументов В, С, D вместо сложной функциональной зависимости общего вида Значения частных производных обычно определяются численным методом с применением ЭВМ.

Малые приращения функции А отыскиваются в зависимости от заданных малых приращений аргумента В при постоянных (идентичных) в исследуемых расчётных точках значениях аргументов С, D,… Например, зависимость средней скорости полёта зенитной управляемой ракеты до цели от массы конструкции, массы топлива и удельного импульса тяги РДТТ может быть представлена в виде Если в качестве примера для определённой ракеты принять значения частных производных равными:

то увеличение массы конструкции на 10 кг приведёт к уменьшению средней скорости на 15 м/с, что может быть компенсировано размещением в камере РДТТ дополнительно 6 кг топлива или повышением удельного импульса тяги на 6,5 с.

6.3 Механизм горения твёрдотопливного заряда Твёрдотопливный заряд горит с начальной поверхности. При нормальном горении пламя снимает с топливного заряда слой за слоем.

Скорость перемещения фронта пламени вглубь заряда по нормали к его поверхности называется скоростью горения. Она определяется химическим составом топлива и в довольно широком диапазоне меняется в зависимости от давления в камере и от температуры заряда.

Для определения скорости горения u используется следующая эмпирическая формула [20]:

где u0 – скорость горения, определённая при температуре заряда t = 20 оС и при давлении 1 кгс/см2, в см/с;

р – давление в камере, выраженное в кгс/см2;

В и – экспериментально определяемые коэффициенты;

t – среднеобъёмная температура заряда, оС.

Для всех применяемых в настоящее время твёрдых топлив u0 лежит в пределах Если скорость горения известна, то легко определяется секундный массовый расход m :

где Т – плотность топлива (обычно она лежит в диапазоне от 1,6 до 1,9 кг/дм3);

Sг – площадь поверхности горения твёрдотопливного заряда.

По мере выгорания форма заряда меняется, и площадь поверхности горения Sг может как увеличиваться, так и уменьшаться. Это приводит соответственно к увеличению или уменьшению секундного расхода (6.7), а также давления и тяги во времени.

Выбором начальной формы заряда можно в определённых пределах менять закон изменения давления и тяги во времени, что необходимо для оптимизации параметров как двигателя, так и ракеты в целом.

Как видно из выражения (6.6), скорость горения зависит не только от давления, но и от среднеобъёмной температуры заряда. Чтобы снизить влияние температуры, могут применяться в РДТТ для неуправляемых ракет сменные сопла: летние сопла с большим проходным сечением, зимние – с меньшим.

Механизм влияния начальной температуры заряда на скорость горения достаточно очевиден. Под действием подводимого тепла частицы топлива вблизи поверхности горения сначала газифицируются, а химические реакции протекают в основном уже в газовой фазе. В этом процессе основную роль играют условия передачи тепла от газа к поверхности заряда. При более низкой температуре заряда время газификации несколько затягивается.

Отсюда, как следствие, и снижение скорости горения. Из такого представления становится ясной и роль давления. Чем выше давление, тем большее число молекул горячего газа находится у поверхности заряда и тем интенсивнее идёт подвод тепла.

Коль скоро процесс связан с условиями передачи тепла, то скорость горения возрастает и с увеличением скорости газового потока, проходящего вдоль поверхности заряда.

Процесс горения твёрдых ракетных топлив сопровождается многообразием физических и химических превращений их компонентов в относительно узкой пространственной области при интенсивном тепло- и массообмене.

Механизм горения, определяемый особенностями протекания химических реакций и процессами переноса теплоты и массы в волне горения, зависит от состава и структуры топлива. Он различен для баллиститных топлив и смесевых топлив.

Одномерный процесс горения баллиститного топлива принято описывать на основе структуры области горения, изображённой на рисунке 6.3 [17, 20].

1 – зона нагрева в твёрдой фазе; 2 – зона физико-химических превращений в твёрдой фазе; 3 – парогазовая зона; 4 – «тёмная» зона Рисунок 6.3 – Схема горения баллиститного топлива Теплоподвод от продуктов сгорания приводит к повышению температуры в зоне нагрева 1 от начальной (Т0) до температуры начала физико-химических превращений некоторых компонентов топлива (конденсированной фазы, к-фазы).

Для зоны превращений в к-фазе 2 характерны такие процессы, как плавление, испарение и термическое разложение веществ (газификация).

При термическом разложении кислород, входящий в нитрогруппу24 О–NO2, освобождается и вступает в реакцию с другими продуктами разложения. Суммарный тепловой эффект всех процессов в зоне 2 – экзотермический.

Выделяемая теплота ускоряет газификацию твёрдой фазы. Интенсивность процессов в к-фазе возрастает с увеличением начальной температуры Т0 и давления.

Характерным для баллиститных топлив является возникновение вблизи поверхности парогазовой зоны 3, которая содержит большое количество диспергированных в газе твёрдых и жидких частиц. Здесь продолжаются реакции разложения с интенсивным тепловыделением.

Реакции именно в этой зоне, заключающиеся в основном в восстановлении NO2 до NO, управляют горением баллиститных топлив.

В «темной» зоне 4 по мере удаления от поверхности топлива накапливаются продукты разложения и начинаются реакции в газовой фазе, вначале между продуктами разложения и продуктами неполного сгорания. Темная зона постепенно переходит в зону 5, в которой образуются конечные продукты горения и устанавливается химическое равновесие при температуре пламени (зона светящегося пламени).

При давлении в камере более 3 МПа (~ 30 кгс/см2) состав продуктов сгорания обычно соответствует химически равновесному составу.

При низких давлениях химическое равновесие может не устанавливаться, что приводит к понижению температуры продуктов сгорания.

Температура поверхности горения топлива ТS по данным замеров тонкими термопарами в зависимости от состава топлива и условий горения составляет от 600 до 900 К. Линейная скорость горения топлива выражается законом Аррениуса где Ku – химическая константа;

E – энергия активации;

R0 –универсальная газовая постоянная.

Основными факторами, определяющими температуру поверхности топлива ТS, а через неё и линейную скорость горения топлива (6.8), является тепловой поток к поверхности заряда из газовой фазы, выделение тепла при газификации топлива и отвод тепла с поверхности в глубь заряда.

Например, в состав баллиститного топлива входят следующие компоненты нитроцеллюлоза – C6H7O2(ONO2)3 и нитроглицерин – С3Н5(ONO2)3, содержащие нитрогруппу О–NO2.

Для смесевых топлив также главными характерными стадиями горения являются разложение и газификация твёрдой фазы и газофазные пламенные реакции. Однако гетерогенная структура смесевых топлив, различия физико-химических свойств их компонентов и дисперсность наполнителя являются причиной существенных особенностей горения.

Это, прежде всего, проявляется в отсутствии чётких границ между зонами горения, в пространственной неоднородности превращения компонентов в волне горения. Повторяя неровности поверхности горящего топлива, фронт пламени не является плоским. Проявления гетерогенной структуры смесевых топлив усиливается благодаря случайному распределению и ориентации частиц компонентов, что обусловлено технологией изготовления составов.

Горение смесевых металлизированных твёрдых топлив зачастую сопровождается агломерацией – процессом укрупнения расплавленных частиц металла в поверхностном слое при прохождении волны горения. В результате поверхность горения покидают частицы металла – агломерата, которые намного (в десять и более раз) крупнее, чем исходные частицы металла. По этой причине агломерация является одним из факторов, определяющих эффективность использования добавок металла в твёрдом топливе: образование чрезмерно крупных частиц ведёт к неполноте сгорания металла и снижению энергетических характеристик РДТТ.

Рассмотрим иногда наблюдаемый эффект эрозионного горения (его называют также турбулентным горением) в начальный момент работы двигателя и главным образом в конструкциях, где величина свободного сечения камеры сгорания ненамного превосходит площадь критического сечения сопла. При таком соотношении размеров проходных сечений скорость движения продуктов сгорания вдоль поверхности заряда может заметно возрастать и в сечениях у сопла составлять существенную величину. При достаточно высоких скоростях наблюдается местное увеличение интенсивности горения, называемое эрозионным горением.

Физическая природа появления эрозионного горения может быть представлена в следующем виде. При достаточно высоком расходе газа с горящей поверхности и сравнительно малых размерах проходных сечений заряда у сопла наблюдается местное повышение статического давления в потоке продуктов сгорания и увеличение скорости потока. Значительное увеличение скорости вызывает появление нестационарного турбулентного пограничного слоя. Увеличение статического давления и более интенсивный теплообмен в зоне горения за счет турбулентного перемешивания приводят в конечном итоге к росту местной скорости горения. Количественное увеличение скорости горения определяется чувствительностью кинетики реакций, протекающих в газовой фазе и топливе.

Определяющими факторами, вызывающими эрозионное горение, являются параметры потока продуктов сгорания и интенсивность теплопередачи. Установлено, что эрозионное горение становится заметным лишь при w > w*, где w* – максимальная скорость потока продуктов сгорания, при которой эффект эрозии не наблюдается. Для некоторых типов топлив экспериментально получены пороговые значения w* = 150…180 м/с. Установлено, что эрозионный эффект связан с параметром в данном сечении заряда где S – площадь поверхности заряда между данным сечением и передним дном камеры сгорания РДТТ;

F – площадь данного поперечного сечения канала заряда.

Параметр (6.9), впервые предложенный Ю.А. Победоносцевым, связан со скоростью потока в сечении и удобно выражается через конструктивные параметры двигателя и заряда.

Экспериментальное исследование эрозионного горения показало, что оно свойственно лишь началу горения и быстро прекращается, так как свободное сечение в двигателе по мере горения быстро увеличивается. Тем не менее, возможность режимов эрозионного горения для ракетного двигателя, как правило, считается недопустимой. Это объясняется тем, что появление растянутого пика давления, сопровождающего эрозионный режим горения, приводит к необходимости неоправданного завышения толщины стенок камеры сгорания, то есть к увеличению массы двигателя, что снижает конструктивные и эксплуатационные характеристики двигательной установки.

Эрозионное горение можно устранить или его эффект значительно снизить, увеличив начальное свободное сечение камеры сгорания.

Сильное увеличение свободного сечения при этом нежелательно, так как оно приводит к снижению плотности заряжания и увеличению длины двигателя. Другим путем устранения эффекта эрозионного горения может быть ограничение начальной поверхности горения так, чтобы расчетное давление не поднималось сразу после воспламенения заряда до рабочего значения. В этом случае увеличение давления за счёт эрозионного горения лишь выравнивает давление, не приводя к появлению существенного пика.

6.4 Гашение заряда РДТТ при быстром спаде давления В баллистических ракетах на твёрдом топливе отсечка тяги последней ступени является средством обеспечения заданной дальности и минимального рассеивания точек падения.