книги из ГПНТБ / Волков Е.Б. Ракетные двигатели на комбинированном топливе

эффективных топливах, но	отличающихся повышенной слож­
ностью схемы и эксплуатации.
К ГРД первой группы относятся, например, двигатели пря­
мой схемы, в которых в	качестве	окислителей		используются
высококипящие вещества	(азотный тетроксид, перекись водо­
рода и др.). Удельный	импульс	таких	ГРД	составляет
26004-3000 Н/(кг/с). Двигатели этой группы			имеют простую

схему, дешевы, относительно просты в отработке и эксплуатации и допускают длительное хранение. Ввиду высокой плотности компонентов топлива эти ГРД имеют высокий объемный удель­ ный импульс и очень компактны.

К ГРД второй группы можно отнести двигатели с высококипящими окислителями (смесь кислорода и фтора), и особенно ГРД с добавкой в топливо третьего компонента. Как отмечалось выше, ГРД такого типа могут обеспечить удельный импульс не ниже удельного импульса самых эффективных Ж Р Д , но, вместе с тем, использование в этих двигателях сжиженных газов услож­ няет их схему, затрудняет обеспечение высокой надежности и осложняет эксплуатацию. Объемный удельный импульс таких

ГРД выше	удельного		объемного импульса лучших Ж Р Д , что
позволяет	при	прочих	равных условиях создать летательный
аппарат с	ГРД	более	компактный, чем "летательный аппарат
с Ж Р Д .

ГРД первой группы представляют интерес прежде всего 'для применения их в системах, предназначенных для военных целей. ГРД второй группы более подходят для решения задач по иссле­ дованию космоса. Однако в некоторых случаях возможно и сме­ щение этих областей рационального применения — например, может оказаться целесообразным использование ГРД, работаю­ щих на топливах с высококипящими окислителями, и в космиче­ ских системах.

В качестве примера ГРД первой группы может служить дви­ гатель (см. работу [56]), применяемый на летающей мишени «Sandpiper А», состоящей на вооружении ВМС США (рис. 1.14). Мишень предназначена для испытаний вооружения и тренировки экипажей самолетов. Летные испытания мишени с ГРД прово­ дились в 1967 г. Предполагается, что мишень сможет совер­ шать полеты со скоростью, соответствующей М = 3-=-4, на высо­ тах до 27 000 м, с совершением маневра.

Двигатель мишени выполнен по прямой схеме ГРД с газовым аккумулятором давления и включает в себя камеру 5 с твердым горючим, бак 3 с окислителем, бак 2 со сжатым азотом и авто­ матику, обеспечивающую функционирование двигателя в задан­ ном режиме. В трубопроводе, соединяющем бак 3 с камерой 5, установлен регулятор (кран) 7 подачи окислителя.

В качестве	горючего используется		акриловая пластмасса
с добавкой магния, в качестве		окислителя — жидкие		окислы
азота. Диаметр	камеры 254 мм,	диаметр	критического	сечения

га к

е и

я тйо

I в

о. К

Л °

О cj 0) К

сопла 100 мм. Величина	силы тяги может	задаваться	заранее
в пределах 270-7-2270	Н (по другим	данным в	пределах

270-7-1370 Н ) , для чего перед пуском ракеты вручную поворачи­ вают диск регулятора подачи окислителя.

Таким образом, на данном ГРД перед запуском осущест­ вляется настройка по линии подачи окислителя. В дальнейшем предполагается осуществлять управление регулятором по командам с Земли или по программе, т. е. ввести регулирование двигателя. Отмечается, что подобный ГРД вследствие возмож­ ности регулирования его силы тяги удо­ бен для установки на ракете класса «Воздух—Земля» повышенной дальности, с маневрированием в процессе полета к цели.

Отработка ГРД для мишени «Sandpiper А» была осуществлена очень быстро и потребовала малых затрат. Сообщается, что до начала летных испы­ таний мишени было проведено всего 21 огневое стендовое испытание двига­ теля, а выполнение предварительно на­ меченной программы летных испытаний оказалось возможным прервать до окон-

.чания испытаний — ввиду быстрого под­ тверждения полной работоспособности всех элементов мишени, в том числе

иГРД.

Взарубежной литературе отмечается, что ГРД могут быть использованы для стабилизации полета ракет-носителей. ГРД в этом случае может работать на топливе с высококипящим окислителем, должен развивать небольшую силу тяги (иногда менее 10 Н) в течение длитель­ ного времени и допускать неоднократное включение и выключение. Указывается также на то, что двигатели, работающие на гибридном топливе, особенно привле­ кательны для целей исследования кос­ моса и, в частности, для полетов, кото­ рые требуют продолжительного движе­ ния по инерции с периодическим вклю­ чением двигателей, так как эти двига­

тели обладают большой устойчивостью к воздействию космических условий, про­ стотой запуска и останова, точной вели­ чиной импульса и возможностью регули­ рования силы тяги.

3

S«а

. °<

Ы ч а

Си 2

<и о I о,

•а

«к о

*Ч I ч

К	к	СО
		£
д	со ..	К
£	о р	ч

зI «

§2

3 я 8

«я ч g е- =t &

£ I о

О

>І га гаао

га я a a га а> в Е С сс га к

I I

Объединенный	технологический центр (США) по контракту
с NASA в начале	1970 г. завершил первую серию испытаний экс­
периментального	ГРД на высокоэнергетическом	топливе для
верхних ступеней	ракет-носителей (см. работу [61]).
В качестве горючего в топливе этого двигателя		используется

полибутадиен с присадками лития и гидрида лития, а в качестве окислителя — смесь жидкого фтора и жидкого кислорода. Схема ГРД приведена на рис. 1.15. Двигатель выполнен по схеме с вытеснительной системой подачи топлива и включает в себя ка­ меру 4, изготовленную из стекловолокна, с зарядом твердого

3155

3729

Рис. 1. 15. Г Р Д с вытеснительной системой подачи:

/ — бак окислителя; 2—баллон с гелием; 3—заряд твердого горючего; 4—камера

компонента 3, бак с окислителем 1, баллон с гелием 2, разме­ щенный для уплотнения компоновки в баке с окислителем, и автоматику. Диаметр камеры немного больше одного метра, длина двигателя— ~ 3 , 7 м.

В	процессе испытаний двигатель развивал	силу	тяги до
5 - Ю 4	Н при времени испытаний до 50 с. Летный	образец,		кото­
рый	принят к отработке, должен иметь примерно в		два	раза

большую силу тяги и время работы до 80 с.

За рубежом исследуются и ГРД на трехкомпонентных топли­ вах (с вводом в камеру водорода). Указывается, что применение таких ГРД на последних ступенях космических ракет позволит существенно увеличить их полезную нагрузку. Однако в зару­ бежных источниках отмечается, что будущее подобных двигате­ лей проблематично, так как им придется конкурировать с ракет­ ными двигателями такого перспективного типа, как ядерные.

Большой интерес представляют проработки возможности создания ГРД с большой силой тяги, предназначенных для использования на стартовых ступенях космических ракет. Сооб­ щается, что определены характеристики такого ГР Д с силой тяги 1400-104 Н (см. работу [61]). Длина двигателя должна составить 47 м, диаметр — 4,6 м, масса — около 70-104 кг. В ка-

честве окислителя предполагается использовать четырехокись азота, в качестве другого компонента — горючее, которое исполь­ зуется в крупных американских РДТТ (смесь горюче-связующе­ го вещества и алюминия). Управление вектором силы тяги наме­ чено осуществлять с помощью впрыска жидкости (окислителя)

в закритическую часть сопла. Корпус двигателя		предполагается
изготовлять из стали. В порядке подготовки к созданию			этого
крупного	ГРД проведено испытание двигателя	с силой тяги
в 18-104 Н; следующим этапом должна быть отработка			двига­
теля с силой тяги в 113-104 Н.
На примере ГРД с силой тяги в 1400-104 Н можно проанали­
зировать	соотношения стоимости двигателей	разных	типов.

Стоимость ракетного двигателя определяется затратами на его отработку, производство, эксплуатацию и стоимостью материа­ лов и топлива. Американские специалисты считают, что в слу­ чае, когда речь идет о двигателях с силой тяги в 1400 -104 Н, стоимость двигателя, работающего на твердо-жидком топливе, будет наименьшей из стоимостей ракетных двигателей всех воз­ можных типов. Указывается, что к моменту создания ГРД его стоимость составит 3,7 млн. долларов, т. е. 5,3 долларов на 1 кг массы, а в дальнейшем снизится до 3,6 долларов на 1 кг массы. Аналогичные данные для самых перспективных крупных РДТТ

оцениваются в 6,6 и 4,85 долларов	на 1 кг	массы.	Стоимость
жидкостных ракетных двигателей	существенно выше даже по
сравнению со стоимостью РДТТ.
Таким образом, в случае, когда	требуется	создать	двигатель

с собственной массой (включая топливо) порядка тысячи тонн,

экономия	на стоимости двигателя при использовании		ГРД мо­
жет (по	зарубежным данным) составлять миллионы		долларов
на одну ракету. Отметим также и то, что наибольшая			разница
по стоимости получается при сравнении		ГРД и Ж Р Д , т. е. тех
двигателей, которые близки друг к другу		по другим характери­
стикам.

Конструкция крупных ГРД может быть различной. Если бу­ дет освоено топливо с большой скоростью газификации твердого компонента, то станет возможным создание ГРД с одной каме­ рой. В случае, если скорость газификации будет невелика, при­ дется использовать пакеты камер.

На рис. 1. 16, а и б приведены две пакетных схемы ГРД. Оба двигателя имеют вытеснительные системы подачи жидкого ком­ понента; в обеих схемах бак этого компонента является общим для всех камер. Из рисунка видно, насколько простыми и ком­ пактными могут быть крупные ГРД даже в случае применения пакета камер.

Величина соотношения расходов компонентов топлива К мо­ жет определять соотношение габаритных размеров ГРД. При малой величине К оптимальное отношение длины двигательной установки к ее диаметру будет больше (см. рис. 16,а), чем при

большом значении К (см. рис. 1. 16,6). Причем в первом случае изменение силы тяги достигается относительно небольшим изме­ нением расхода жидкого компонента топлива. Управление векто­ ром >силы тяги двигателя легко осуществляется впрыском жид­ кого компонента в закритическую часть сопла (см. рис. 1. 16,6); указывается, кроме того, что это управление может производить­ ся и путем перераспределения жидкого компонента между каме-

	Рис. 1. 16.		Г Р Д пакетной		схемы:
/—бак окислителя; 2—форсунка;			3—заряд	твердого	горючего; 4—система над­
дува; 5—форсунка для		впрыска жидкого компонента в закритическую часть
		сопла; 6—система		воспламенения
рами	(изменением	модуля	силы	тяги	отдельных камер) (см.
рис.	1.16, а).

В противоположность ГРД, разработки которых ведутся довольно интенсивно, исследованиям РДТТ с разделенными компонентами топлива за рубежом уделяется относительно не­ большое внимание. Это связано, по-видимому, с тем, что при создании двигателя с двумя компонентами топлива, каждый из которых является твердым, встречается гораздо больше труд­ ностей, чем при отработке двигателя, работающего на твердожидком топливе. При наличии двух твердых компонентов труд­ нее получить высокие энергетические характеристики двигателя; крайне сложно создать и использовать высокоэффективные твер­ дые окислители; трудно обеспечить регулирование; сложным бу­ дет решение вопроса о выключении двигателя и т. д.

Однако отдельные сообщения о работах за рубежом над РДТТ с разделенными компонентами топлива все же появлялись (см., например, работу [53]). Так, сообщалось о проведении в начале 60-х годов одной из американских ракетных фирм испы-

ганий РДТТ раздельного снаряжения, в котором тяговая камера содержала заряд из твердого компонента, обогащенного окисли­

телем (90% перхлората	аммония),	и имелся		газогенератор
с шашкой, обогащенной	горючим и способной			к самостоятель­
ному горению, с образованием газов		при	температуре 870° С.
Испытания оцениваются	как успешные. В		процессе испытаний

были подтверждены работоспособность системы, возможность регулирования и выключения двигателя и получения его харак­

теристик,	близких	к расчетным.
В заключение		первой главы, посвященной изложению общих
сведений	о КРД,	отметим основные достоинства и недостатки

двигателей, работающих на твердо-жидких' топливах, по срав­ нению с другими типами РД на химических источниках энергии. В связи с недостаточностью проработки ГРД некоторые оценки их качеств являются, естественно, приближенными.

По массовому удельному импульсу ГРД превосходят двига­ тели, работающие на твердом''топливе, и приближаются к жид­ костным ракетным двигателям. По объемному удельному импульсу двигатели на твердо-жидких компонентах топлива

превосходят и Ж Р Д . Основными		проблемами	в разработке
и создании ГРД с точки	зрения повышения их		энергетических
характеристик являются	отыскание	и освоение	топливных пар

с высоким содержанием энергии и обеспечение достаточно пол­ ного сгорания топлива.

ГРД более просты по схеме, чем жидкостные двигатели, однако сложнее, чем двигатели, работающие на твердом топ­

ливе. Можно	ожидать, что примерно также будут соотноситься
между собой	эти	три типа	двигателей и по	простоте	эксплуа­
тации.
По стоимости		отработки	и изготовления	двигатели	на твер­
до-жидких топливах, по-видимому, по крайней мере					не будут

хуже, чем жидкостные и двигатели на твердом топливе. В тех случаях, когда необходимо будет создавать двигатели с очень большой силой тяги, ГРД, возможно, окажутся наиболее деше­ выми.

По	устойчивости	рабочего	процесса		и невосприимчивости
к действию внешних		факторов	ГРД могут		не уступать	другим
двигателям, а в некоторых случаях и превосходить их.
По	возможности	настройки	и	регулирования двигатели			на
твердо-жидких топливах безусловно превосходят двигатели							на
твердом топливе и приближаются к жидкостным двигателям.
В отношении возможности обеспечения длительной						работы
(из условий термостойкости сопла)				и многократности		запуска
и выключения ГРД превосходят РДТТ и приближаются						к Ж Р Д .

Таким образом, на основании опубликованных до настоятпегп времени в зарубежной печати результатов исследований и т>азработки ГРД, можно ожидать, что эти двигатели будут превос­ ходить Ж Р Д по величине объемного удельного импульса, по про-

С

стоте конструкции и эксплуатации, а также по стоимости, и бу­ дут уступать им по массовому удельному импульсу и по удобству регулирования.

	ГРД	будут превосходить РДТТ по энергетическим								характе­
ристикам		(и по массовому, и объемному удельным							импульсам),
по	возможности		регулирования,			по	меньшей	чувствительности
к дефектам, заряда,				по	возможности		многократного		включения
и	длительной работы,				и будут уступать. РДТТ			по простоте кон­
струкции и эксплуатации.
	К сожалению,		в	зарубежной		печати отсутствуют				данные

относительно характеристик ГРД по массе, однако можно с боль­

шой долей уверенности ожидать, что по		этим характеристикам
ГРД будут занимать промежуточное положение			между	Ж Р Д
и РДТТ и что, следовательно,	и по характеристикам по			массе
двигатели на твердо-жидких	топливах	не будут	существенно

уступать жидкостным двигателям.

Глава 2

Т Е П Л О О Б М Е Н В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ КРД

Теплообмен между горячим газом, представляющим собой смесь подаваемого компонента с продуктами сгорания топлива, и поверхностью твердого компонента является важным звеном рабочего процесса КРД, определяющим расход твердого компо­ нента и, тем самым, — выходные характеристики двигателя. Зависимости, из которых определяется величина теплового по­ тока от газа к поверхности твердого тела, входят в состав фор­ мул для расчета скорости газификации твердого компонента, приводимых в гл. 3.

Определяющими формами теплообмена в КРД являются вынужденная конвекция ц излучение. Соотношение конвектив­ ного и радиационного тепловых потоков зависит от газодинами­ ческих параметров течения в камере и состава продуктов сго­ рания. Для топливных пар .на основе углеводородных горючих решающую роль в теплообмене играет конвекция. Интенсивность излучения в этом случае определяется содержанием в газовой смеси СОг и Н 2 0 и, по аналогии с Ж Р Д , оценивается в 30-=-50% от величины конвективного теплового потока. Для топливных композиций на основе металлосодержащих горючих роль излу­ чения существенно возрастает.

При рассмотрении конвективного теплообмена в условиях КРД можно выделить следующие характерные случаи:

1)движение гомогенного газового потока по длинным кана­ лам постоянного сечения;

2)движение гомогенного газового потока по тракту заряда, разделенного на отдельные секции дросселирующими элемен-' тами (турбулизаторами, горючими дроссельными шайбами);

3)движение двухфазного потока по длинному каналу по­ стоянного сечения.

Для всех указанных случаев при выводе зависимостей для конвективного теплообмена стенки канала полагают непрони­ цаемыми. Влияние подачи вещества в пограничный слой на вели­ чину теплового потока к поверхности в расчетах скорости гази­ фикации учитывается корректирующей функцией вдува.

2. 1. КОНВЕКТИВНЫЙ ТЕПЛООБМЕН В КАНАЛАХ ЗАРЯДА

ПОСТОЯННОГО СЕЧЕНИЯ ПРИ ДВИЖЕНИИ ГОМОГЕННОГО ГАЗОВОГО ПОТОКА

Для большинства известных к настоящему времени образ­ цов КРД газодинамический тракт камеры сгорания на участке заряда представляет собой канал с постоянным по длине сече­ нием. Интенсивность теплообмена в таком тракте возрастает с увеличением массового расхода газов вдоль заряда в направ­ лении к соплу двигателя.

Локальные значения коэффициента конвективной теплоотдачи от газа к гладкой непроницаемой стенке в этом случае с прием­ лемой для инженерных расчетов точностью могут быть опреде­ лены из критериальных эмпирических зависимостей, полученных для конвективного теплообмена при безградиентном течении в трубе или вдоль поверхности пластины и имеющих вид

					Nu =	c R e " P r m ,
где N u —	X		критерий		Нуссельта;
	——
vl				критерий	Рейнольдса;
Re =
Рг =				критерий	Прандтля;
с, п,	т	— постоянные безразмерные					числа;
	/	— определяющий				размер;
	а			коэффициент теплоотдачи;
		— соответственно				коэффициенты теплопроводности
X,	v	—		и кинематической вязкости			газа;
ср,	Q	—		соответственно		удельная	теплоемкость и плот­
				ность газа.

Втабл. 2. 1 дана сводка основных известных из литературы зависимостей такого типа.

Вформулах, приведенных в табл. 2. 1,

Too — температура	торможения газового потока;
Ts — температура	поверхности.

Индекс «d» при критериях Nu и Re указывает на то, что в качестве определяющего размера в данной зависимости при­ нят диаметр канала; индекс «z» означает, что определяющим размером является расстояние от начала канала до рассматри­ ваемого сечения.

Хотя зависимости (2.1) — (2.3) были получены из экспери­ ментов в круглых трубах, их широко используют при расчетах теплоотдачи в каналах некруглого поперечного сечения. При этом переход от круглых труб на сечения сложной конфигурации (в условиях КРД — кольцо, сегмент, звездка и т. д.) обеспечи-

Номер	формулы
\

(2.1)

(2.2)

Таблица 2. l

Авторы		Формула		. Примечание	Источ­ ник
				—	|
ев					[23]
Г. Краус-		N u d = 0 , 0 2 3 R e ^ 8	P r 0 ' 4
сольд,
М. А.	М и х е ­
А. А .	Г у х -	N u d = 0 , 0 1 6 2 R e ° ' 8 2 P r 0 8 2	( Г о о / Г , ) 0 : 0 6 6	—	[10]
ман,	Н.В.

Илюхин

(2.3)	Б. С. Пету­	№ v = 0 , 0 4 4 є R e 2 ' 7 3 P r 0 ' 4 3				[т	( X ) ] 0 ' 3 3 ;			x (к) — газо­	[27]
	хов, В. В.									динамическая
	Кириллов	s = l , 3 ( г / ( і ) _ 0 , 1 2 п р и 2 / d < 1 0 ;								функция
		е = 1 при			z/d>\0
(2.4)	Те же		z		7 7 0 , 4 3			3 3		—	[27]
		N u		= 0 , 0 3 4 R eX°(' ^ P/ dr) ° >[0 T3		( Х ) ] ° '			Х
(2.5)	Э. Р. Эккерт			N i i z	= 0 , 0 3 6 R e ° , 8 P r 0 , 3		3			Получено	[45]
										для плоской
										пластины
(2.6)	Т. Дейви	N u d = 0 , 0 3 6 R e 2 ' 8 P r 0 , 4 ( 2 / r f ) - ° ' 2 X								—	[51]
					X ( Г 0 0 / ^ ) 0 , 1 8

вается введением в расчетные зависимости эквивалентного гид­ равлического диаметра:

	d = ^ -	,
	п г
где FK	— площадь свободного сечения камеры;
Пг	— периметр горения (газификации).
Как	следует из зависимостей	(2.1) — (2.6), приведенных

в табл. 2.1, интенсивность конвективного теплообмена в длинных

трубопроводах определяется главным			образом величиной крите­
рия Re, который для условий	ГРД	целесообразно		представить
в виде
Re = -	^ =	^	,	(2.7)