Жидкостные ракетные двигатели. В. Г. Попов, Н. Л. Ярославцев К65 Жидкостные

• Название: В. Г. Попов, Н. Л. Ярославцев К65 Жидкостные
• Анкор: Жидкостные ракетные двигатели.doc
• Дата: 19.05.2017
• Размер: 4.57 Mb.
• Имя файла: Жидкостные ракетные двигатели.doc
• Тип: Документы; #7951
• Категория: Промышленность. Энергетика
• страница: 2 из 16

Рис.11

АВ - изохорический процесс сжатия компонентов топлива в магистралях и турбонасосном агрегате (ТНА);

ВС - изобарный процесс с подводом тепла Qi; горение топлива в камере его рания;

CD - адиабатический процесс расширения газа в канале сопла; DA - изобарный процесс с отводом тепла Q₂, происходящий за пределами дви­гателя;

Площади ABCD и abсd - работы реального и идеального циклов РД, соответ­ственно;

Площадь аАВв - потери на сжатие; Площадь ЬСс - потери в камере сгорания; Площадь CDdc - потери в канале сопла;

16

Потери в камере обусловлены:

а) диссоциацией;

б) трением газа о стенки камеры;

в) неполнотой сгорания топлива;

г) разгоном газового потока по тракту камеры.

Снижение потерь, обусловленных процессом диссоциации, может осущест­вляться путем:

а) использования топлив, не склонных к процессу диссоциации;

б) увеличения давления в камере сгорания до 300МПа.
Потери в канале сопла обусловлены:

а) конденсацией;

б) трением потока о стенки сопла;

в) непараллельностью течения потока относительно оси камеры;

г) неадиабатичностью процесса.

3.4. Скорость истечения газов из сопла ракетного двигателя

Из теории газового потока известно, что для каждого поперечного се­чения канала при установившемся режиме течения выполняется условие: сум­ма энтальпии i газового потока и его кинетической энергии Е_к остается ве­личиной постоянной.

Степень расширения газав канале сопла равна:

тогда:































Термический КПД:

Коэффициент тяги:



где:

К - безразмерный коэффициент тяги, характеризующий увеличение силы тяги за счёт расширяющейся части сопла;

B=f(k)

где:- относительная степень расширения сопла.

3.5. Оценка эффективности процессов в химических ракетных двигателях

Для оценки качества работы ракетных двигателей используются энер­гетические коэффициенты полезного действия (к.п.д.)и импульсные коэф­фициенты потерь



Энергетические к.п.д. г\ - учитывают совершенство процесса преобра­зования теплоты в работу, а импульсные коэффициенты потерь- потери энергии в элементах камеры ракетного двигателя.

1.Суммарный коэффициент полезного действия:

где Lц - работа, совершаемая ракетным двигателем за цикл (эквивалентна площади abcd на рабочей P-V диаграмме, см. рис. 11). Н_раб - теплота, выделяемая двигателем за цикл.



где - энергетический к.п.д. импульса давления;

- энергетический к.п.д. в канале сопла;
- энергетический к.п.д. процесса расширения;

- термический к.п.д.

2.Импульсный коэффициент потерь в камере сгорания:



Индексы «и» и «д» соответствуют идеальным и действительным зна­чениям параметра.

Принято считать, что; , тогда

3.Импульсный коэффициент потерь в канале сопла:



где: К_р - коэффициент тяги;

Нижний предел изменения величинысоответствует ДУ с малыми тягами, а верхний - с большими тягами.

4. Импульсный коэффициент потерь удельного импульса:

4. Характеристики ракетного двигателя

4.1. Дроссельная характеристика ракетного двигателя

Зависимость тяги и удельного импульса двигателя от массового се­кундного расхода топлива при постоянной высоте полета и неизменном соот­ношении компонентов топлива называется дроссельной характеристикой ра­кетного двигателя.

В действительности при работе ракетного двигателя изменение массо­вого секундного расхода топлива т сопровождается изменением парамет­ров потока по тракту двигателя (W_a , Р_а, Т_к). Однако, т.к. изменение т на стабилизированном участке полета незначительно, то принимают:



Определим зависимость

-импульс давления

Дроссельные характеристики представляют собой семейство прямых с угловым коэффициентом А, зависящим от скорости на срезе сопла, рис.12.

Зона нежелательной работы

Рис.12

При массовом секундном расходе, согласно полученной

графической зависимости, рис. 12, тяга принимает отрицательные значения. В действительности этого не наблюдается, т.к. в этом случае существенным об­разом меняется режим истечения (отрыв потока от стенок сопла), что обу­славливает положительные значения тяги. При работе ЖРД существует неко­торое значение массового секундного расхода, меньше которого работа двигательной установки является нежелательной в течение длительного перио­да времени.

Зависимость удельного импульса I_уд от массового секундного расхода т представлена на рис. 13

При работе двигателя целесообразно поддерживать постоянной вели­чину удельного импульса даже при изменении массового секундного расхода. Это возможно за счет обеспечения следующих мероприятий:

поддержание постоянным перепада давления на форсунках;

поддержание постоянным давления в камере, Pк=const;

обеспечение работы двигательной установки на расчетном режиме.

Рис.13

Мероприятия, обеспечивающие изменение протекания дроссель­ной характеристики.

Рис.14

1.Изменение вида топлива, рис.14

2.Изменение площади среза сопла, рис. 15

Рис.15




4.2. Высотная характеристика

Высотная характеристика - зависимость тяги и удельного импульса от высоты полета при постоянном значении массового секундного расхода и не­изменном соотношении компонентов топлива.





Рис. 16

На рис. 16 представлена зависимость давления окружающей среды Р_н от высоты Н.

На рис. 16 приведены зависимости тягии удельного импульса I_уд

от высоты полёта. Необходимо отметить, что при малых высотах полёта из-за сильного перерасширения газа наблюдается отрыв потока от стенок сопла, что учтено при построении высотной характеристики.



Рис.17

4.3. Режимы работы сопла

1) Расчетный режим, Р_а = Р_н, рис. 18а



2) Режим недорасширения, рис. 186.

Режим недорасширения наблюдается при полете летательного аппа­рата по траектории выше расчетной.

3) Режим перерасширения, Ра < Рн . рис. 18а.

Режим перерасширения наблюдается при полете летательного аппа-г-о-э по траектории ниже расчетной.

а)

б)

в)

Рис. 18

Влияние высотности сопла на протекание высотной характеристики

Высотность сопла определяется расчетным значением давления на срезе сопла Ра; чем меньше Ра, тем высотность сопла больше.

1) Возьмём серию сопел для которых справедливо соотношение

, при условии

2) Для сопла с относительной степенью расширения - F₁ на рас­четной высоте - Н₁ наблюдается расчетное значение тяги - -Ун,1, ко­
торое является для него максимальным, рис.19.

3)Рассмотрим сопло, у которого относительная степень расшире­ния , причемТак как, то и

4) Точки с экстремальными значениями тяг соединим кривой, ко­
торая будет являться высотной характеристикой всережимного со­
пла, рис.19

Рис.19 5.

Общие сведения о ЖРД

5.1. Системы космических летательных аппаратов

Различают следующие типы космических летательных аппаратов: 1) Баллистические ракеты (Б.Р.). Обеспечивает доставку полезного груза к цели без вывода на орбиту.

Б.Р.

26

2) Ракетоносители (Р.Н.).

Обеспечивает доставку полезного груза к цели с выводом на орбиту.

Р.Н.

а) Последовательная схема.

б) Пакетная схема.

3) Многоразовые транспортные космические аппараты (МТКА). Назначение такое же, как у Р.Н.

МТКА

КА).

4) Межорбитальные транспортные космические аппараты (МоТ-



Обеспечивает вывод полезного груза на более высокие, чем Р.Н., космические орбиты.

МоТКА

5) Искусственные спутники земли (ИСЗ).

исз

6) Лунные космические аппараты (ЛКА), межпланетные космиче­ские аппараты (МпКА)..

ЛКА, МпКА

5.2. Классификация и схемы ЖРД


Одна из возможных классификаций ЖРД (по способу получения рабочего тела для турбины ТНА) представлена на рис.20.

Рис.20

Условные обозначения к рис.20:

ВСПК - вытеснительная система подачи компонентов, рис.21; 1-ЖРД с газогенератором, работающим на автономном топливе, рис.22; 2-ЖРД с газогенератором, работающим на основных компонентах топ­лива, рис.23;

3-ЖРД без газогенератора с газификацией охладителя в зарубашечном про­странстве, рис.24; 4-ЖРД с двумя газогенераторами, рис.25.

В зависимости от агрегатного состояния компонентов ( «Ж» -жидкость или «Г» - газ), поступающих в камеру сгорания, все конструктивные схемы ЖРДУ можно условно классифицировать на «Ж - Ж», «Ж -Г» или «Г -Г». Необходимо отметить, газификация компонента способствует улучшению энергетических показателей ЖРДУ.

В ЖРД с ВСПК, рис.21, рабочее тело (инертный газ) из газового акку­мулятора давления 1 через редукторы 2 направляется в баки окислителя и го­рючего 3. Далее окислитель поступает в смесительную головку 4 камеры, а горючее в зарубашечное пространство, образованное двойными стенками ка­меры ЖРД.

Основным преимуществом данной схемы является конструктивная простота (отсутствие ТНА). Однако, для ЖРД работающих по указанной схеме характерны сравнительно невысокие значения тяги и удельного импульса, что