Принципиальные пневмогидравлические схемы ЖРДУ. Система питания с ТНА без дожигания генераторного газа. Достоинства и недостатки. Области применения.

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания — топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) — узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса. Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя — отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой — например, в двигательных установках ракет-носителей.

На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, — с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса, и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

5. Принципиальные пневмогидравлические схемы ЖРДУ. Система питания с ТНА и дожигания генераторного газа. Достоинства и недостатки. Области применения.

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания — топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) — узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса. Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя — отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой — например, в двигательных установках ракет-носителей.

На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, — с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса, и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

 

6. Принципиальные пневмогидравлические схемы ЖРДУ. Безгазогенераторная система питания. Достоинства и недостатки. Области применения.

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания — топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) — узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса. Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя — отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой — например, в двигательных установках ракет-носителей.

На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, — с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса, и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

 

7. Процессы в камере сгорания ЖРД: распыление, смешение, горение, истечение продуктов сгорания.

Жидкостно-ракетный двигатель (рис.2) работает по тому же принципу, что и РДТТ. Отличие состоит лишь в том, что в камеру сгорания ЖРД через специальные форсунки непрерывно подаются жидкие компоненты топлива (горючее и окислитель), где они перемешиваются и сгорают.

Основным элементом ЖРД является камера (рис.3), которая состоит из головки 1, камеры сгорания 2, выходного сопла 3, рубашки охлаждения 4 и запального устройства 5.
К основным процессам ЖРД относятся: подача топлива в камеру сгорания, горение топлива, расширение газов в выходном сопле и отвод тепла от газов в атмосферу. Из них по существу тепловыми процессами, протекающими в двигателе, являются: горение топлива и расширение продуктов сгорания. Процесс отвода тепла происходит вне двигателя. Совокупность всех процессов составляет цикл. Действительная диаграмма цикла представлена на рис.4. На этой фигуре процесс подачи топлива изображается линией 1-2, процесс сгорания топлива – линией 2-3 (давление понижается за счет гидравлического и теплового сопротивлений), процесс отвода тепла – линией 4-1. Совокупность процессов, протекающих в двигателе, часто называется,, рабочим процессом’’. Рассмотрим более подробно рабочий процесс ЖРД.

Г орючее и окислитель подается в камеру двигателя из топливных баков под давлением несколько большим, чем давление газов в камере сгорания. Применяются две системы подачи топлива: газобаллонная и насосная. При наличии на летательном аппарате газобаллонной системы подача компонентов топлива осуществляется за счет их вытеснения из баков при помощи нейтрального газа или воздуха. Насосная подача осуществляется насосами, обычно центробежного типа, которые приводятся в действие от газовой турбины. Газ для турбины вырабатывается в специальном генераторе, куда подается горючее и окислитель. Так как температура газа перед турбиной ограничена жаропрочностью материала лопаток турбины, то в газогенератор поступает топливо, обогащенное горючим. Часто в качестве рабочего тела для турбины применяются продукты разложения 80-90%-ной перекиси водорода Н₂О₂, называемые парогазом.

Горючее и окислитель подаются в камеру сгорания через форсунки, которые устанавливаются в головке камеры. Количество и расположение форсунок определяется условиями обеспечения хорошего смесеобразования. В процессе запуска двигателя горючая смесь, состоящая из компонентов топлива, должна поджигаться при помощи запального устройства (свечи, пиропатроны и др. устройства). Иногда запуск двигателя осуществляется специальными самовоспламеняющимися компонентами топлива, которые при смешении воспламеняются.

После запуска горение осуществляется непрерывно за счет конвективной передачи тепла и диффузии активных частиц из продуктов горения к горючей смеси, а также за счет теплового излучения.

Температура продуктов сгорания в ЖРД достигает значений 3000-3500^оК и выше при давлении в камере 50-100 кг/см². Поэтому внутренние стенки камеры двигателя должны непрерывно охлаждаться. Наиболее широкое распространение получил наружный способ охлаждения, который заключается в том, что один из компонентов топлива протекает через рубашку, охлаждая стенки камеры, и подогретый поступает через форсунки в камеру сгорания двигателя.

Рассмотрим изменение параметров газа по длине камеры двигателя. По мере продвижения продуктов сгорания в камере сгорания давление падает за счет гидравлических и тепловых сопротивлений, а температура и скорость движения возрастают (рис.5). В выходном сопле происходит увеличение скорости газа за счет уменьшения его давления. Температура газа также уменьшается, однако на выходе из сопла имеет высокие значения (1300^оК и более). Скорость истечения газов из сопла ЖРД достигает 2000-2500 м/сек и может иметь более высокие значения. При движении газа в выходном сопле происходит процесс его расширения, в результате чего удельный объем увеличивается, а удельный вес г аза уменьшается.
Большие скорости истечения газа из ЖРД, которые получаются из-за высоких температур и больших перепадов давлений, срабатываемых на сопле, обеспечивают большие удельные тяги.

 

8. Термодинамический расчет ЖРД.

1 определение температуры продуктов сгорания в камере

2 состав продуктов сгорания в камере, критическом сечении и на выходе

3расчет удельного импульса

I^п=w-F_aP_a/ṁ - уд. Импульс в пустоте

I^p= I^п- F_aP_н/ṁ , P=ṁ W_a+F_a(P_а-Р_н)

4опрееление теплофизических свойств продуктов сгорания: теплоемкость, теплопроводность, вязкость. с, λ, µ.

 

9. Качественное изменение состава продуктов сгорания в зависимости от массового соотношения компонентов топлива и давления к камере.

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты, которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными.

Окислитель	Горючее	Усреднённая плотность топлива [4], г /см³	Температура в камере сгорания, °К	Пустотный удельный импульс, с
Кислород	Водород	0, 3155	3250	428
	Керосин	1, 036	3755	335
	Несимметричный диметилгидразин	0, 9915	3670	344
	Гидразин	1, 0715	3446	346
	Аммиак	0, 8393	3070	323
Тетраоксид диазота	Керосин	1, 269	3516	309
	Несимметричный диметилгидразин	1, 185	3469	318
	Гидразин	1, 228	3287	322
Фтор	Водород	0, 621	4707	449
	Гидразин	1, 314	4775	402
	Пентаборан	1, 199	4807	361

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например, керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых.

Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные — охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие — жидкости имеющие температуру кипения выше 0 °C.

Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии.

Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты.

Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.

Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как окислитель, более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород — вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более, тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты, сам по себе является крупной техногенной катастрофой, даже при удачном запуске. А в случае аварии, и разлива такого количества этого вещества, ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим — водород, за которым следует керосин.

 

10. Смесительные элементы (форсунки) ЖРД.

Распыливание топлива и смесеобразование.
На работу ЖРД огромное влияние оказывает распыл компонентов топлива, так как от качества распыла зависят объем камеры сгорания, ее экономичность и устойчивость работы.
Для эффективности сжигания жидкого топлива должно быть обеспечено его полное испарение в определенном месте камеры сгорания.
Распылительные устройства ЖРД должны удовлетворять следующим основным требованиям.
а) Компоненты топлива должны быть раздроблены на капли достаточно мелко и однородно.
б) Зона смесеобразования компонентов топлива по длине камеры сгорания должна быть, возможно короче, так как в противном случае потребуется относительно большой объем камеры сгорания, что приведет к увеличению ее габаритов и веса двигателя.
в) Суммарный факел распыла компонентов топлива относительно оси камеры сгорания должен быть симметричным, так как в противном случае факел горящего топлива будет касаться стенки камеры сгорания и сгорать на ней, что может привести к перегреву и прогару стенки камеры сгорания.
г) Распыляющее устройство двигателя должно быть конструктивно простым и дешевым в производстве.
Топливные форсунки ЖРД, предназначенные для распыла топлива в камере сгорания, можно разделить по следующим характерным признакам:
а) По числу распыливаемых компонентов топлива одной форсункой:
- однокомпонентные форсунки, предназначенные для распыла одного компонента топлива;
- двухкомпонентные форсунки, предназначенные для одновременного распыла двух компонентов топлива.
б) По принципу действия форсунки разделяются на:
- струйные, подающие жидкость в камеру сгорания без закрутки;
- центробежные, в которых жидкость закручивается и за счет центробежного эффекта вытекает в камеру сгорания в виде тонкой и легко разрушающейся пленки.
1. Струйные форсунки.
Струйные форсунки конструктивно делятся на одноструйные (рис.9, а), двухструйные (рис.9, б) и многоструйные
Очень часто струйные форсунки представляют собой сверление диаметром 1-2, 5мм в головке камеры. Струйные форсунки наиболее просты для изготовления. В то же время они имеют недостатки, затрудняющие организацию смесеобразования. Угол конуса распыла у форсунок этого типа невелик. Зоны, где струя топлива распадается на отдельные капли за счет трения ее о газы, находящиеся в камере, отстоят далеко от головки. Вследствие этого длина зоны распыла получается большой, что увеличивает потребный объем камеры сгорания.
Для улучшения распыла делают струйные форсунки с пересекающимися струями (рис.9, б). В этом случае струи компонентов, сталкиваясь между собой, быстрее дробятся, вследствие чего получается лучший распыл с более коротким факелом топлива. Конус факела распыла такой форсунки больше.
Таким образом, для укорочения зоны распыла, получения более тонкого распыла и равномерного распределения компонентов топлива по поперечному сечению камеры сгорания струйные форсунки обычно располагают так, чтобы струи распыливаемых жидкостей пересекались между собой. В этом случае объем камеры сгорания будет использован максимально – зона распыла приблизится к головке камеры.
2. Центробежные форсунки.
Центробежные форсунки по способу получения закрутки в них потока жидкости делятся на следующие:
а) Тангенциальные, в которых жидкость входит в полость форсунки через отверстие, ось которого перпендикулярна к оси форсунки, но не пересекается с ней. В результате этого распыливаемая жидкость получает закрутку относительно оси форсунки, которая способствует распаду ее на капли (рис.9, в).
б ) Шнековые (форсунки с завихрителем), в которых закручивание жидкости создается с помощью специального завихрителя (шнека), имеющего на своей внешней поверхности винтовые каналы (рис.9, г).
Центробежные форсунки дают очень широкий конус распыла (до 120о) и короткий факел топлива. Это позволяет уменьшить длину зоны распыливания компонентов топлива, а стало быть и уменьшить потребный объем камеры сгорания. Таким образом, центробежные форсунки дают лучший распыл, чем стройные, но изготовление их и размещение в головке камеры более сложно.
Н еобходимым условием для лучшего сгорания является обеспечение смешения компонентов топлива в ЖРД; как правило, смешение компонентов организуется главным образом, в жидкой фазе. В этом случае процессы смешения в газовой фазе протекают одновременно с процессом испарения. Полнота горения всегда увеличивается при улучшении качества предварительного смешения в жидкой фазе, в зависимости от вида применяемых компонентов топлива.
Организовать смешение жидких компонентов можно путем взаимодействия струй в камере в процессе распыливания или путем предварительного смешения жидкостей и последующего их распыливания через одну форсунку (рис.9, д).
Лучшие результаты в отношении полноты горения должно дать предварительное смешение, так как при этом легче обеспечивается постоянное соотношение между компонентами по сечению камеры сгорания.

Однако с точки зрения безопасности целесообразнее смешивать компоненты топлива после их выхода из форсунок, что и применяется чаще всего.
Большое значение для смесеобразования имеет взаимное расположение форсунок горючего и окислителя на головке камеры. При этом следует отметить, что на головке камеры сгорания необходимо размещать возможно большее число форсунок при равномерном их расположении.
Для двух компонентных топлив применяют следующие способы взаимного расположения форсунок: шахматное, сотовое и концентрическое. При любом из этих способов форсунки горючего должны быть размещены на периферии головки камеры сгорания. То дается с той целью, чтобы не было прогара стенок камеры сгорания при попадании на них струек окислителя.
Шахматное расположение форсунок.
В этом случае форсунки горючего и окислителя располагаются в шахматном порядке, чередуясь между собой (рис.11, а). Недостаток такого размещения форсунок состоит в том, что количество форсунок горючего примерно равно числу форсунок окислителя, а так как весовой расход окислителя обычно в 2-4 раза больше, чем весовой расход горючего, то при таком расположении форсунки окислителя имеют значительно больший расход окислителя, чем горючего. Это обстоятельство отрицательно сказывается на смесеобразовании, так как мощная струя окислителя плохо смешивается с относительно слабой струей горючего.
Сотовое расположение форсунок.
При этом способе достигается увеличение числа форсунок окислителя по сравнению с числом форсунок горючего (рис.11, б). При сотовом расположении каждая форсунка горючего окружена шестью форсунками окислителя. При этом расходы форсунок окислителя близки к расходам форсунок горючего, это обеспечивает хорошее распыление топлива.
Концентрическое расположение форсунок.
В этом случае пояса топливных и окислительных форсунок чередуются (рис.11, в). Удобство этого способа состоит в том, что при его применении упрощается подвод компонентов топлива к форсункам.

 

11. Жидкие ракетные топлива. Технические требования к ЖРТ.

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты, которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными.

Окислитель	Горючее	Усреднённая плотность топлива [4], г /см³	Температура в камере сгорания, °К	Пустотный удельный импульс, с
Кислород	Водород	0, 3155	3250	428
	Керосин	1, 036	3755	335
	Несимметричный диметилгидразин	0, 9915	3670	344
	Гидразин	1, 0715	3446	346
	Аммиак	0, 8393	3070	323
Тетраоксид диазота	Керосин	1, 269	3516	309
	Несимметричный диметилгидразин	1, 185	3469	318
	Гидразин	1, 228	3287	322
Фтор	Водород	0, 621	4707	449
	Гидразин	1, 314	4775	402
	Пентаборан	1, 199	4807	361

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например, керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых.

Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные — охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие — жидкости имеющие температуру кипения выше 0 °C.

Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии.

Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты.

Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.

Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как окислитель, более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород — вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более, тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты, сам по себе является крупной техногенной катастрофой, даже при удачном запуске. А в случае аварии, и разлива такого количества этого вещества, ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим — водород, за которым следует керосин.

 

12. Твердые ракетные топлива.

Твердое ракетное топливо — твёрдое вещество или смесь отдельных веществ, способная гореть без доступа воздуха, выделяя при этом большое количество газообразногорабочего тела, нагретого до высокой температуры. Используется в твёрдотопливных ракетных двигателях для создания реактивной тяги.

Двухосновные топлива (гомогенные)

Эти топлива представляют собой твёрдые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Формально можно рассматривать нитроцеллюлозу как горючее, а нитроглицерин как окислитель, но оба вещества содержат как горючие компоненты (углерод и водород), так и окислительные (кислород, связанный с азотом). Однако, в нитроцеллюлозе имеется недостаток кислорода, а в нитроглицерине — его небольшой избыток. Достоинства таких топлив — хорошие механические, температурные и другие конструкционные свойства, высокая стабильность при хранении, отработанность и дешевизна, а также практически полное отсутствие в продуктах горения конденсированной фазы и вредных веществ. Недостатки — сравнительно невысокий удельный импульс.

Дымный порох

Дымный порох

Исторически первым смесевым топливом был чёрный порох, однако сейчас он применяется в качестве твёрдого ракетного топлива только в фейерверочных, сигнальных и модельных ракетах. Он прост в получении, но имеет низкий удельный импульс, неравномерность горения, гигроскопичность, непригодность к формованию шашек.

Современные смесевые топлива

Смесевые топлива представляют собой смесь твердых горючего и окислителя. Существует большое количество различных смесей пригодных для ракетостроения. Как правило все они создаются вокруг небольшого количества эффективных твердых окислителей, которые комбинируют с разнообразными горючими веществами. Наиболее известные окислители:

перхлорат аммония (NH₄ClO₄),

нитрат калия (КNО₃),

нитрат аммония (NH₄NO₃),

перхлорат лития (LiClO₄),

перхлорат калия (KClO₄),

динитрамид аммония (NH₄N(NO₂)₂).

В качестве топлив используются:

металлы (алюминий, магний, литий, бериллий),

неметаллы (бор, углерод),

полимеры и смолы (полиэтилен, полиуретан, полибутадиен, каучук, битум).

В современных твердотопливных двигателях большой мощности чаще всего применяют смесь перхлората аммония с алюминием и полиуретаном. Алюминий является основным источником тепловой энергии благодаря высокой теплотворности реакции окисления. Однако ввиду высокой температуры кипения оксид алюминия не может быть газом в ракетном двигателе и не может совершать термодинамической работы при расширении в сопле. Поэтому основным источником газообразных продуктов является полимерное связующее.Удельный импульс такого топлива около 250 секунд.

В военных применениях вместо перхлората аммония зачастую применяется динитрамид аммония, дающий больший удельный импульс. Однако он гораздо дороже и труднее в применении.

Энергетика ТРТ для боевых баллистических ракет повышается добавкой октогена в ТРТ, это несколько ухудшает эксплуатационные свойства, но позволяет достичь требуемых характеристик при существенно меньшей стартовой массе ракеты.

В последние десятилетия для повышения энергетических свойств твёрдых ракетных топлив, а также уменьшения вредного влияния на экологию, ведётся интенсивный поиск бесхлорных окислителей для ТРТ на замену перхлорату аммония, но все предлагаемые вещества пока слишком дороги, неэффективны или опасны.

Карамельное топливо

Карамельное ракетное топливо

В ракетомоделизме получило широкое распространение самодельное смесевое топливо на основе нитрата калия и органических связующих, доступных в быту (сорбит, сахар и т.п.). Очень простое в изготовлении и обращении, оно обладает невысоким удельным импульсом.

Необычные топлива

В 2009 году в США прошли наземные огневые испытания твердотопливного двигателя на основе водяного льда и мелкодисперсного (около 80 нанометров) алюминиевого порошка.^[1][2]На сегодняшний день НАСА рассматривает эту смесь как весьма перспективную (особенно в силу дешевизны) альтернативу твёрдому топливу.

Процесс горения

Стадия инертного прогрева;

Стадия разложения компонентов топлива;

Стадия химического взаимодействия газообразных окисл. горючих элементов. При этом взаимодействии выделяется большое количества тепла.

Факторы, влияющие на величину скорости горения:

Состав топлива

Влияние начальной температуры

Влияние давления в камере сгорания

Влияние технологических добавок

Влияние скорости газового потока, обдувающего горящую поверхность топлива

Применение

В твердотопливных ускорителях для запуска ракет и/или ракетах ближнего боя (ПТУР, ПТРК), как правило, используются дешёвые порохи на основе твёрдого раствора нитроцеллюлозы в нитроглицерине.

В ракетах-носителях (к примеру: американских челноках), МБР и других требующих максимальной энергетики твердотопливных ракетах, как правило, применяются смесевые топлива.

 

13. Сравнительная характеристика ЖРТ и ТРТ

ЖРТ

К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:

Самый высокий удельный импульс

Управляемость по тяге:

При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество

Недостатки ЖРД:

ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные

Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.

В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

1. Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).

2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов

 

ТРТ

Достоинствами твёрдотопливных ракет являются: относительная простота, нетоксичность применяемых компонентов топлива, низкая пожароопасность, возможность долговременного хранения, надёжность.

Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД.

 

14. Способы охлаждения конструкции ЖРД.

Одной из основных задач при создании ЖРД является обеспечение надежного охлаждения камеры сгорания и его сопла.
Обеспечение надежного охлаждения определяет срок работы ЖРД, то есть его ресурс.
По сравнению с охлаждением других тепловых машин организация камеры сгорания и сопла ЖРД значительно осложняется. Процесс сгорания в ЖРД протекает при высоких температурах и высоком давлении. Оба эти фактора способствуют увеличению тепловых потоков к стенкам камеры.
Так, например, температуры газов в камере сгорания достигают значения ~3500^оС и выше. Распространенные же конструкционные материалы плавятся при значительно меньших температурах:
Сталь - 1400-1500^оС
Медь - 1083^оС
Алюминий - 675 ^оС
Магний - 651^оС.
Нагрев материалов ведет к снижению их механических свойств, а также к выгоранию материала стенки.
Так как ЖРД применяются для снарядов или на различных летательных аппаратах, то использовать для охлаждения двигателя специальную жидкость нерационально. Обычно ЖРД охлаждают компонентами топлива, пропуская их в камеру сгорания через рубашку охлаждения (внешнее охлаждение). Это вызывает специальные требования к компонентам топлива и к системе охлаждения, поскольку расход охлаждающих компонентов, проходящих через рубашку, ограничен.
Существует три основных вида охлаждения ЖРД: внешнее, внутреннее и емкостное.
Внешнее охлаждение.
Внешнее охлаждение осуществляется обычно одним каким-либо компонентом топлива, протекающим через рубашку камеры. Иногда для охлаждения используются оба компонента топлива; в этом случае один компонент охлаждает сопло, а второй - камеру сгорания двигателя.
Для большой интенсивности теплосъема, движение охлаждающего компонента противоположно движению газов в камере двигателя (противоток).
Компоненты топлива, используемые в качестве охлаждающих жидкостей должны обладать следующими свойствами: не должны кипеть и распадаться под действием высокой температуры, а также не должны вступать в реакцию с материалами стенок рубашки.
Решение задачи охлаждения ЖРД сводится к тому, чтобы при заданных условиях работы двигателя (давление в камере сгорания, расходе охлаждающей жидкости и температуре продуктов сгорания) удовлетворить следующим условиям:
а) температура стенки со стороны газов должна иметь такую величину, которая обеспечивает необходимую прочность стенок;
б) температура жидкости (компонента топлива на выходе из рубашки охлаждения не должна превышать температуру кипения.
Внутреннее охлаждение.

 

При внутреннем охлаждении камеру двигателя предохраняют от прогорания, создавая около стенки слой газа и жидкости пониженной температуры по сравнению с температурой ядра потока. Этот слой обычно называют пристеночным слоем.

Если при наружном охлаждении задача сводится к тому, чтобы как можно эффективнее отбирать тепло, поступающее от газов к стенке, то при внутреннем охлаждении задача состоит в том, чтобы путем создания пристеночного слоя обычно используется горючее. В некоторых случаях на внутреннее охлаждение можно подавать воду или специальную жидкость. Подача горючего производится через форсунки, расположенные концентрично на периферии головки камеры двигателя и через специальные пояса передачи, которые могут быть установлены по всей длине камеры (рис.13). Поступающее в камеру двигателя горючее под воздействием потока продуктов сгорания растекается по стенке камеры толстым слоем. Под воздействием тепловых потоков оно растекается и под слоем жидкости создается защитный слой из паров газа (рис.14). Таким образом, получается два защитных слоя, состоящих из пара и жидкости,

В виду испарения жидкости толщина парового слоя над жидкостью увеличивается по направлению движения потока продуктов сгорания и в конечном итоге вся жидкость испаряется. За этим участком происходит постепенное размывание паровой завесы. Однако интенсивность размывания парового слоя относительно не велика, и поэтому защитное действие парового слоя сохраняется на некоторую величину (порядка 10 см).

П оскольку паровой слой имеет большую толщину, чем слой жидкости, а теплопроводность пара во много раз меньше теплопроводности жидкости, то термическое сопротивление парового слоя в несколько раз выше термического сопротивления жидкостного слоя. Поэтому основным защитным слоем является паровой слой.

Разновидностью внутреннего охлаждения является так называемое «пористое охлаждение». В этом случае стенку камеры двигателя изготовляют из пористого металла. Охладитель поступает через очень малые отверстия, равномерно расположенные по всей поверхности камеры (рис.15). В качестве охладителя, при пористой стенке, могут быть использованы как жидкость, так и газ.
Крупным недостатком имеющихся пористых материалов является их малая прочность и возможность засорения пор при работе двигателя.
При внутреннем охлаждении охладитель, дополнительно поступающий в камеры, не участвует полностью в процессе сгорания и общий удельный расход топлива ЖРД в этом случае больше, чем удельный расход топлива двигателей с наружным охлаждением. Поэтому в настоящее время защита от прогара стенок камеры ЖРД производится с помощью комбинированного охлаждения.
Комбинированное охлаждение.
При комбинированном охлаждении основной теплосъем осуществляется внешним охлаждением, а в более опасных местах дополнительно устраиваются защитные завесы с помощью внутреннего охлаждения (рис.16). Наиболее опасным является критическое сечение сопла.
Защита стенок камеры ЖРД от прогорания с помощью защитных покрытий или путем аккумуляции тепла.
Для защиты стенок камеры двигателя от прогара также используется жароупорная керамика, которая выкладывается с внутренней стороны стенки камеры. Наибольшее применение имеет «Ниофакс», представляющий собой соединение карборунда с нитратами кремня. Это покрытие позволяет иметь температуру газов в камере сгорания до 3000^оК, при непрерывной работе двигателя 40-50 сек.
В ЖРД кратковременного (одноразового) действия (10-15сек) камеры двигателя для предохранения от прогара иногда делают с очень толстыми стенками из весьма теплопроводного материала. Тепловой поток, поступающий в стенки камеры, благодаря хорошей теплопроводности быстро поглощается и распространяется по всей массе металла и таким образом как бы аккумулируется в стенках камеры.

⇐ Предыдущая123456Следующая ⇒

Поделиться: