Температура газов ракетного двигателя

Обновлено: 08.01.2025

Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.

Краткая история развития

Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.

Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.

Сфера применения

Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:

наивысший удельный импульс в классе;
возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.

Среди недостатков ЖРД:

более сложное устройство и дороговизна;
повышенные требования к безопасной транспортировке;
в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.

Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.

Устройство и принцип действия

Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.

Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.

Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.

Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.

Система охлаждения

Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:

Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.

Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.

Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».

Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.

Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.

Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.

Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.

Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.

В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.

Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.

ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.

Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей

В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.

Способы теплоизоляции камеры сгорания в газовой ракетной двигательной установке Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

В статье рассмотрены основные способы охлаждения камеры сгорания ракетных двигателей .

METHOD OF THERMAL INSULATION OF THE COMBUSTION CHAMBER IN A GAS ROCKET PROPULSION ENGINE

The article describes the main methods of cooling the combustion chambers of rocket engines.

Текст научной работы на тему «Способы теплоизоляции камеры сгорания в газовой ракетной двигательной установке»

Динамика систем, механизмов и машин, № 2, 2014

СПОСОБЫ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ В ГАЗОВОЙ РАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКЕ

METHOD OF THERMAL INSULATION OF THE COMBUSTION CHAMBER IN A GAS ROCKET PROPULSION ENGINE

В статье рассмотрены основные способы охлаждения камеры сгорания ракетных двигателей.

The article describes the main methods of cooling the combustion chambers of rocket engines.

Ключевые слова: камера сгорания, ракетный двигатель

Keywords: combustion chamber, rocket engine

Обеспечение теплоотведения в камере сгорания (КС) ракетного двигателя является важнейшей задачей в организации рабочего процесса.

Температуру стенок КС ЖРД можно поддерживать в допустимых пределах с помощью одного из следующих способов 2: наружного (или регенеративного) охлаждения; внутреннего охлаждения; смешанного охлаждения; радиационного охлаждения; абляционного охлаждения; защиты внутренних стенок термостойкими покрытиями; емкостного охлаждения; транспирационного охлаждения.

Рассмотрим основные способы охлаждения и выявим возможности их применения для ГРД.

Простейшая схема наружного охлаждения одним из компонентов топлива приведена на рисунке 1. Охлаждающей жидкостью может служить и горючее, и окислитель.

Следует отметить, что каждому топливу и давлению в камере рк соответствует минимальная тяга, ниже которой только наружного охлаждения становится недостаточно.

При сопоставимых тяге и давлениях для медленно горящих топлив, требующих большего времени пребывания, наружное охлаждение может оказаться недостаточным даже при большей тяге.

Рис. 1. Схема наружного охлаждения: а - одним КРТ; б, в - двумя КРТ; 1 - входной коллектор; 2- охлаждающий тракт; 3 - выходной коллектор; 4 - головка

Динамика систем, механизмов и машин, № 2, 2014

При очень ограниченных количествах горючего и окислителя для охлаждения иногда применяют оба компонента. Один из них охлаждает сопло РД, а второй - КС (рис. 1, б). Иногда второй компонент используется для снижения температуры компонента, непосредственно охлаждающего камеру РД, и при этом подогревается сам (рис. 1, в). Наружное охлаждение компонентами также может применяться и при их пользовании в качестве топлива паров низкокипящих компонентов (например, кислорода и водорода). Специфика такого наружного охлаждения заключается в том, что охладитель находится в жидком состоянии только на начальном участке охлаждающего тракта, основная же часть поверхности камеры охлаждается газообразным охладителем.

Для ГРД одним из вариантов является регенеративное охлаждение КС посредством ввода газифицированных КРТ в рубашку охлаждения и дальнейшую их подачу в смесительную головку. Преимуществом такой схемы является хорошее охлаждение и высокая температура газов КРТ при входе в КС. Недостатком схемы является возможность возникновения кавитации в рубашке охлаждения, что приведет к закупорке тракта и, как следствие к нарушению охлаждения.

Другим вариантом для ГРД является регенеративное охлаждение, где охладителем является жидкое горючее необходимое для работы ГГ в системе газификации жидких остатков КРТ. Схема представляет собой замкнутую систему: дополнительные баки - рубашка охлаждения ГРД - ГГ.

При внутреннем охлаждении температура стенки Тстг снижается благодаря защите ее жидкостной пленкой или газовым слоем пониженной, по сравнению с ядром, температуры, создаваемой с внутренней стороны стенки. Такой слой обычно называют пристеночным слоем.

При подаче избытка горючего через периферийные форсунки (рис. 2, а) происходит смешение и горение компонентов у стенки при ОС <<1 с образованием пристеночного слоя продуктов сгорания, который и защищает стенку от высоких тепловых потоков. Преимуществом такой организации внутреннего охлаждения является простота создания защитного пристеночного слоя без каких-либо усложнений конструкции камеры.

Рис. 2 Схемы создания пристеночного слоя для внутреннего охлаждения: а - с помощью периферийных форсунок; б - с помощью поясов охлаждения; 1 - окислитель;

2 - горючее; 3 - стенка камеры; 4 - пограничный слой; 5 - пристеночный слой;

6 - периферийные форсунки; 7 - жидкий охладитель; 8 -пояса

Однако с увеличением длины камеры экономичность этого способа охлаждения ухудшается, так как чем дальше отдален участок стенки от головки, тем больше происходит размывание пристеночного слоя.

Разновидностью внутреннего охлаждения является так называемое транспирационное охлаждение. В этом случае стенку камеры изготавливают из пористого материала и охладитель поступает через поры равномерно по всей поверхности камеры (рис. 2, б). В качестве охладителя в этом случае могут быть использованы как жидкость, так и газ. При пористом внутреннем охлаждении для создания надежной завесы требуется незначительное количест-

Динамика систем, механизмов и машин, № 2, 2014

во охладителя. Выполнять всю камеру из пористого материала нет необходимости, так как устойчивую паровую завесу можно создать и с помощью пористого пояса охлаждения.

Недостатком имеющихся пористых материалов является то, что при работе РД поры

могут быстро засоряться. Поэтому очень трудно создать пористый материал с постоянным по времени гидравлическим сопротивлением на всей поверхности материала.

В известных конструкциях ЖРД внутреннее охлаждение осуществляется либо с помощью периферийных форсунок в головке ЖРД, либо с помощью специальных поясов охлаждения, выполненных в виде кольцевой щели или ряда отверстий на камере сгорания (рис. 3).

Рис. 3. Схемы поясов подачи внутреннего охлаждения: а - пояс отверстий; б - щелевой пояс

По-видимому, можно так организовать внутреннее охлаждение, что оно обеспечит работу камеры РД в течение необходимого времени без прогара. Однако при одном только внутреннем охлаждении потребуется подавать такое количество компонента-охладителя, что часть его останется несгоревшей и потери удельного импульса будут сравнительно высокими. Поэтому наиболее целесообразно используемое в большинстве ЖРД сочетание внутреннего и наружного охлаждений - смешанное охлаждение.

Смешанное охлаждение позволяет при расходе на внутреннее охлаждение 1. 3 % от общего расхода топлива организовать надежную защиту стенок ка меры от прогара при сравнительно малых потерях удельного импульса. При этом используется организация внутреннего охлаждения как с помощью периферийных форсунок, так и путем установки поясов охлаждения (рис. 3.5).

Для ГРД, учитывая небольшие давления и температуры, применение внешнего охлаждения можно избежать, применяя схему охлаждения пристеночного слоя. При сравнительно небольшой длине КС ГРД и использовании в пристеночном слое струйных форсунок, возможно охлаждение КС вплоть до критической зоны.

Весьма эффективным способом защиты стенок камер ЖРД от прогара может явиться нанесение на «огневую» стенку термостойких покрытий.

Для камер ЖРД длительного действия (порядка нескольких минут) весьма возможно комбинированное охлаждение - сочетание тонкослойных термостойких покрытий (0,1.. .0,4 мм), например на основе карбида, вольфрама или диоксида циркония, и проточного наружного охлаждения.

Рис. 3.7 Схема неохлаждаемого сопла: 1 - вольфрам, 2 - карбидный слой, 3 - графит, 4 - керамика, 5 - пластмасса, 6 - металлический каркас, 7 - обмотка из пластмассовых тканей

Динамика систем, механизмов и машин, № 2, 2014

Комбинированное охлаждение часто создается в существующих ЖРД самопроизвольно, благодаря осаждению сажи на внутренней стенке камеры; замечено, что при этом

охлаждение камеры РД улучшается.

Защиту стенок камеры от прогара в течение определенного времени можно также обеспечить, применяя материалы с высокой теплопроводностью. В этом случае тепло, поступающее в стенки камеры, вследствие хорошей их теплопроводности быстро распространяется по всей массе материала, поглощается за счет теплоемкости и таким образом как бы аккумулируется в стенках камеры. Поэтому такой способ называют защитой с помощью аккумуляции тепла, или емкостным охлаждением.

Использование аккумуляции тепла целесообразно при таких условиях работы ЖРД, когда за кратковременной работой следует продолжительный период охлаждения. Для обеспечения работоспособности неохлаждаемой камеры ЖРД в течение длительного времени (60. 100 с) часто используют сочетание термостойких покрытий с аккумулирующими теп-ломатериалами.

Для ГРД нанесение на внутреннюю часть стенки КС теплоизолирующего покрытия является основным способом охлаждения «защиты» от тепловых потоков продуктов сгорания. Применение же емкостного способа охлаждения возможно лишь при небольших промежутках времени работы ГРД (до 100 с).

1. Добровольский, М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования : учебник для вузов. - 2-е изд., перераб. и доп. / М. В. Добровольский ; под ред. Д. А. Ягодни-кова. - М. : Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. - 488 с.

2. Теоретические и экспериментальные исследования рабочих процессов в газовом ракетном двигателе : отчет о НИР (промежуточный) : этап 4, Ч. 2 / НИИПММ при ТГУ ; науч. рук. В. А. Архипов [и др.]. - Томск, 2010. - 313 с. - Гос. рег. № 01200960927. - Инв. № 02201054123.

3. Алемасов, В. Е., Теория ракетных двигателей / В. Е. Алемасов, А. Ф. Дрегалин, А. П. Тишин ; под ред. В. П. Глушко. - М. : Машиностроение, 1989. - 464 с.

Беседы о ракетных двигателях

Урок 10. Тепловой расчёт камеры. Способ второй – лирический (ч.6)

Дмитрий Завистовский
Всех приветствую!

У нас очередной урок, посвященный расчёту камеры ЖРД, и мы всё ещё занимаемся тепловым расчётом. Сегодня, наконец, переходим к срезу сопла.

Параметры газа в этом сечении рассчитываются в предположении, что продукты реакций диссоциации и непрореагировавший кислород здесь отсутствуют, поэтому их парциальные давления равны нулю. Таким образом, наша исходная система уравнений существенно упрощается. Однако, как и в случае с камерой сгорания, нам заранее неизвестна температура газов на выходе из сопла.

Схема решения остаётся той же. Выбираем три значения температуры в районе ожидаемой, для которых считаем парциальные давления, энтальпию, энтропию, молярную массу, газовую постоянную. Ожидаемое значение температуры вычисляем по хорошо известной из термодинамики формуле

Значение показателя изоэнтропы n_из в первом приближении возьмём из таблицы характеристик топлив. Также считаем, что давление на срезе сопла p_a задано условием задачи, либо мы выбираем его самостоятельно, исходя из назначения ДУ.

До сей поры мы с Вами как-то ещё не задумывались над значением этого параметра, видимо самое время. Давайте для определённости зададим p_a = 0,008 МПа. Показатель изоэнтропы для топливной пары НДМГ + АТ согласно указанной выше таблице – 1,156. Вычислим ожидаемую температуру

Соответственно выберем три температуры в окрестности этого значения, например, 1300, 1400, 1500 К, и определим в 1-м приближении состав ПС для них.

Для этого используем уже известные формулы (см. Урок 6).

Постоянные Q, R, S пересчитывать не надо, но помним, что p_Σ = p_a.
Определяем p_N2.

Промежуточные расчётные коэффициенты:

Далее вычисляем параметр B. Причём не забываем, что значение константы К_2а нужно выбирать из таблицы констант равновесия для соответствующей температуры. Начнём с 1400 К, К_2а = 2,266.

Также понадобятся промежуточные коэффициенты C и D.

а также остальные парциальные давления, входящие в К_2а

Теперь я бы рекомендовал сразу вычислить энтропию для только что определённого состава продуктов сгорания (ПС), чтобы посмотреть насколько точно мы угадали с ожидаемой температурой. Рассчитываем её по уже известным из Урока 9 формулам.

Значения энтропии составляющих газов выбираем из уже знакомого раздела.

Т = 1400 К

CO₂	H₂O	CO	H₂	N₂
M_i , кг кмоль	44	18	28	2	28
p_i , Па	1190	2940	687	749	2434	∑p_i = 8000 Па
M_i·p_i	52358	52921	19235	1498	68152	∑M_i·p_i = 194164
S_0i , кДж кмоль·K	288,3	247,5	246,4	176,7	239,5
S_i·p_i	387032	814196	197790	162915	658400	∑S_i·p_i = 2220333

Полученное значение, казалось бы, не очень отличается от полученного для камеры сгорания S_к = 11,18 кДж/(кг·К), однако, учитывая, что при разбросе температур от 3300 до 3500 К энтропия изменяется приблизительно на 0,3 кДж/(кг·К), с температурой мы угадали мягко говоря не очень. 🙂 Причём ошиблись в большую сторону. Сказывается выбор показателя изоэнтропы практически наобум. Поэтому предлагаю перезадать ожидаемую температуру. Для грубой прикидки можно заметить, что при изменении температуры газовой смеси на 100 К энтропия изменяется приблизительно на 0,15 кДж/(кг·К). Т.е. температуру продуктов сгорания на срезе сопла можно ожидать где-то в районе 1200К. Зададим три точки в окрестности этого значения – 1100, 1200, 1300 К.

Повторим проделанные выше вычисления, но для новых температур. Результаты занесём в таблицу.

T_a, К	К_2а	p_N2, Па	p_CO2, Па	p_H2O, Па	p_СO, Па	p_H2, Па
1100	1,056	2434	1380	2750	497	939
1200	1,432	2434	1305	2825	572	864
1300	1,840	2434	1242	2888	635	801

Для полученных составов ПС определим соответственно энтальпию, молярную массу и энтропию продуктов сгорания. Ничего нового в вычислениях нет, поэтому приведу только результирующие таблицы.

Т₁ = 1100 К

CO₂	H₂O	CO	H₂	N₂
M_i , кг кмоль	44	18	28	2	28
p_i , Па	1380	2750	497	939	2434	∑p_i = 8000 Па
M_i·p_i	60705	49507	13923	1877	68152	∑M_i·p_i = 194164
I_{п i} , МДж кмоль	-354,7	-211,5	-85,4	23,9	24,9
I_{п i}·p_i	-489362	-581703	-42481	22417	60655	∑I_{п i}·p_i = -1030474
S_0i , кДж кмоль·K	274,6	236,9	238,1	169,1	231,4
S_i·p_i	428135	734033	140380	195279	638685	∑S_i·p_i = 2136511

Т₂ = 1200 К

CO₂	H₂O	CO	H₂	N₂
M_i , кг кмоль	44	18	28	2	28
p_i , Па	1305	2825	572	864	2434	∑p_i = 8000 Па
M_i·p_i	57426	50848	16010	1728	68152	∑M_i·p_i = 194164
I_{п i} , МДж кмоль	-349,1	-207,2	-82,0	27,0	28,3
I_{п i}·p_i	-455624	-585316	-46903	23300	68834	∑I_{п i}·p_i = -995709
S_0i , кДж кмоль·K	279,5	240,6	241,1	171,8	234,3
S_i·p_i	412010	763744	162467	182706	645743	∑S_i·p_i = 2166669

Т₃ = 1300 К

CO₂	H₂O	CO	H₂	N₂
M_i , кг кмоль	44	18	28	2	28
p_i , Па	1242	2888	635	801	2434	∑p_i = 8000 Па
M_i·p_i	54666	51977	17766	1603	68152	∑M_i·p_i = 194164
I_{п i} , МДж кмоль	-343,4	-202,7	-78,6	30,1	31,7
I_{п i}·p_i	-426641	-585320	-49866	24109	77085	∑I_{п i}·p_i = -960634
S_0i , кДж кмоль·K	284,0	244,1	243,8	174,3	237,0
S_i·p_i	398305	790284	181457	171949	652315	∑S_i·p_i = 2194310

А теперь вспомним об «энергетической связке», о которой я говорил на прошлом уроке. Смысл её заключается в том, что энтропия продуктов сгорания по длине камеры практически не изменяется (почему – вопрос отдельный). Остаётся только, используя это условие, т.е. приравняв значение энтропии в камере сгорания к значению энтропии на срезе сопла, графически определить температуру газов в выходном сечении.

Как видите, получилось приблизительно 1215 К.

Молярная масса, если внимательно посмотреть, не изменяется, т.е. М_ПС = 24,27 кг/кмоль.

Осталось определить энтальпию – думаю, будет достаточно рисунка.

И, наконец, газовую постоянную

Сведём параметры продуктов сгорания на срезе сопла в результирующую таблицу.

Т_a, К	I_{п а}, кДж/кг	S_a, кДж/(кг·К)	М_a, кг/кмоль	R_a, кДж/(кг·К)
1215	-5100	11,18	24,27	0,343

Что-то опять много букв получилось. 🙂 Особенности расчёта продуктов сгорания, не содержащих азот, оставим на следующий урок.

Подписывайтесь на нашу рассылку, узнавайте первыми о появлении новых материалов на сайте.

megavolt_lab

На прошлой неделе я описывал устройство и принцип работы всех применяемых в космонавтике химических ракетных двигателей, в том числе и жидкостный ракетный двигатель (ЖРД). Для понимания принципа работы я привел простейшую схему:

На ней все до банальности просто: трубы с компонентами топлива входят в камеру сгорания, где топливо горит, а продукты сгорания выбрасываются через сопло назад, толкая двигатель вперед.

Так как же такая простая схема на деле превращается в такое сложное переплетение всяких трубок, проводов и устройств?

Начнем с того, что компоненты топлива в камеру сгорания надо как-то подавать. Самый простой способ - подать в баки с горючим и окислителем сжатый газ, чтобы его давление вытесняло из баков жидкость в камеру сгорания.

При всей своей простоте у вытеснительной подачи есть серьезный недостаток: давление газа наддува должно быть выше рабочего давления в камере сгорания, а там ведь десятки, а то и сотни атмосфер. Для реализации такой схемы придется делать баки очень прочными, чтобы они выдержали такое чудовищное давление, а это значит, что их стенки будут очень толстыми и тяжелыми. Масса - враг номер один в ракетно-космической технике, поэтому такое решение не годится. На практике вытеснительная система подачи применяется в двигателях с рабочим давлением в камере сгорания меньше 10 атмосфер. Это могут быть двигатели малой тяги для ориентации космического аппарата и маневрирования.

Для маршевых двигателей ракетных ступеней применяют такую схему подачи топлива, где компоненты топлива под действием небольшого давления газа наддува поступают в насосы, которые в свою очередь за счет вращения крыльчаток (как обычная водяная помпа, только прочнее, мощнее и тяжелее) подают жидкости в камеру сгорания под большим давлением.

Крыльчатки насосов должны вращаться с огромной скоростью, чтобы поддерживать давление в сотни атмосфер, поэтому для их привода нужно что-то посильнее обычного электромотора. Таким приводом служит турбина - такая же крыльчатка, которая вращается под действием проходящего через нее рабочего газа. Эта крыльчатка находится на одном валу с крыльчатками насосов для горючего и окислителя, и вся конструкция называется турбонасосный агрегат (ТНА).

Но откуда берется рабочий газ? Его производит специальное устройство - газогенератор. По сути это маленький однокомпонентный ЖРД, только вместо сопла из его рабочей камеры выходит труба, подающая так называемый парогаз (смесь кислорода и раскаленного водяного пара) в турбину ТНА. После турбины отработанный парогаз выбрасывается наружу через специальный патрубок. Таким образом у нас в схеме появился бак с перекисью водорода, газогенератор, ТНА и трубопроводы, соединяющие все это добро:

Также не следует забывать про вентили, которыми автоматика управляет потоками жидкостей и газов в трубах. К каждому такому вентилю идут провода, что вносит свой вклад в этот клубок.

В более мощных двигателях в газогенератор подаются те же компоненты топлива, которые используются в основной камере сгорания. В этом случае бак с перекисью не нужен, но из основных баков выходят дополнительные трубы, а на валу ТНА появляются насосы для подачи жидкостей в газогенератор. Для запуска этой системы приходится применять пиротехнические шашки для первоначальной раскрутки ТНА.

На этом видео стендовых испытаний двигателя на 15-й секунде хорошо видно, как из патрубка рядом с соплом выбрасывается отработанный парогаз:

Двигатели, где газ после ТНА выбрасывается наружу, называются ЖРД открытого цикла. В таких двигателях можно добиваться большего давления в камере сгорания, а его ТНА меньше подвержен износу, чем в ЖРД закрытого цикла, в которых газ подается в сопло, где дожигается, принимая участие в создании тяги. ЖРД закрытого цикла обладают большим коэффициентом полезного действия (надеюсь, помните, что это такое из школьной физики? ;)).

В большинстве космических ракет используются топливные пары, в которых один или оба компонента имеют очень низкую температуру кипения (жидкий кислород и жидкий водород). Пока ракета стоит на старте, эти криогенные жидкости в баках кипят и повышают давление. Чтобы баки не разорвало, их нужно дренировать. Дренаж - это сброс в атмосферу газов, образующихся при кипении криогенных жидкостей. Для этого баки с этими жидкостями оснащаются специальной трубой с вентилем, выходящей из корпуса ракеты наружу.

На этом видео на 19.25 виден туман, идущий от ракеты сверху справа. Это дренаж кислорода. Водород при дренировании надо отводить подальше, чтобы он не образовывал с кислородом взрывоопасную смесь, поэтому его сброс виден а мачте за ракетой.

Вот, вроде бы, получили мы рабочую схему ЖРД, но только вот проблема: проработает такая схема не больше нескольких секунд, а потом камера сгорания и сопло расплавятся. Уж слишком там горячо. Значит стенки камеры сгорания и сопла надо охлаждать. Для этого применяют два способа: жидкостное охлаждение и паровую завесу.

Для осуществления первого способа стенки камеры сгорания и сопла пронизаны множеством каналов, по которым течет горючее перед тем, как попасть внутрь камеры сгорания. Система работает по принципу холодильника самогонного аппарата.

Паровая завеса - это слой паров горючего, отделяющий горящую топливную смесь от стенок камеры сгорания. Образуется он при впрыске некоторого количества горючего через специальные форсунки в стенках камеры сгорания и корпуса двигателя:

В этом видео, посвященном двигателю F-1 ракеты Сатурн-5, с 49-й секунды видно между срезом сопла и ярким пламенем некую темную область. Это и есть завеса, защищающая сопло от адского жара потока газов.

Таким образом схема ЖРД из первоначальной простоты превратилась в это:

Также стоит сказать пару слов о строении головки камеры сгорания. На этой фотографии представлена головка камеры в разрезе. Видно, что у нее довольно сложное строение.

Дело в том, что для достижения надежного зажигания и стабильного горения нужно хорошо перемешать компоненты топлива, причем, в нужной пропорции. Для этого применяются специальные схемы расположения форсунок:

Кружочками отмечены форсунки подачи окислителя, точками - горючего.
а) Шахматная схема подачи. Применяется для топливных пар, в которых горючее и окислитель смешиваются примерно один к одному.
б) Сотовая схема подачи. Самая эффективная: каждая форсунка подачи горючего окружена форсунками подачи окислителя.
в) Концентрическая схема подачи.
Обратите внимание, что во всех трех схемах внешнее кольцо форсунок подает только горючее. Это нужно для предотвращения коррозии стенок камеры сгорания под действием окислителя.

Сами форсунки тоже имеют сложную конструкцию. Например, вот такая центробежная форсунка:

В некоторые форсунки вставлен шнек - устройство наподобие винта в мясорубке. Все эти хитрости нужны для одной цели: максимально приблизить зону смешивания компонентов топлива к головке камеры сгорания, чтобы сделать камеру меньше и легче.

Теперь нам осталось поговорить о системах зажигания. Тут все достаточно просто: внутри камеры сгорания помещается некое устройство, дающее огонь. Таким устройством может быть пороховая шашка, электродуговой разрядник, газовая горелка наподобие сварочной. В последнее время проводятся эксперименты по разработке лазерных систем. В ракетах Союз пошли по совсем простому пути: пиротехнические шашки поместили в камеры сгорания на обычных деревянных палках:

А для топливной пары НДМГ+АТ (несимметричный диметилгидразин + азотный тетраоксид), используемой на ракетах Протон, системы зажигания и вовсе не нужны, так как компоненты топлива самовоспламеняются при смешивании.

И последнее, о чем мы сегодня поговорим, - запуск ЖРД в невесомости.

Это серьезная проблема, так как в невесомости жидкость в баках перемешивается с газом, слипается в пузыри и не поступает в трубопроводы. Советские конструкторы первых ракет, оснащенных третьей ступенью, пошли в обход этой проблемы: двигатель третьей ступени запускался до того, как останавливался двигатель второй ступени. Для выхода газовой струи двигателя предназначалась решетчатая конструкция между второй и третьей ступенями. Наглядно этот процесс показан на времени 11.25 здесь:

Но все время так не поделаешь: для баллистической схемы выведения и для орбитальных маневров все-таки придется запускать ЖРД в невесомости.

Самый простой вариант: заключить жидкость в баке в полимерный мешок, который предотвратит перемешивание жидкости с газом:

Но такой способ не годится для баков большого объема: слишком непрочен мешок. Поэтому система с мешком применяется для запуска двигателей малой тяги, которые работают несколько секунд, создавая ускорение, достаточное для осаживания жидкостей в больших баках.

На этом видео с самого начала виден этот процесс: три газовые струи исходят как раз от двигателей малой тяги, а через несколько секунд происходит зажигание основного двигателя.

Вот такие инженерные хитрости приходится применять для решения всех проблем, связанных с работой ЖРД. Расплатой за это становится сложность конструкции двигателя, превращающегося в такой клубок, что без бутылки и не разберешься.

РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

1) Изучение схемы и принципа работы жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).

2) Определение изменение параметров рабочего тела вдоль тракта камеры ЖРД.

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЖРД

Реактивным двигателем называется техническое устройство, создающее тягу в результате истечения из него рабочего тела. Реактивные двигатели обеспечивают ускорение перемещающихся аппаратов различных типов.

Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, использующий для работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на борту перемещающегося аппарата.

Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) – это ракетный двигатель, использующий для работы топливо (первичный источник энергии и рабочее тело), находящееся в жидком агрегатном состоянии.

ЖРД в общем случае состоит из:

2- турбонасосных агрегатов (ТНА);

5- агрегатов автоматики;

6- вспомогательных устройств

Один или несколько ЖРД, в совокупности с пневмогидравлической системой (ПГС) подачи топлива в камеры двигателя и вспомогательными агрегатами ступени ракеты, составляют жидкостную ракетную двигательную установку (ЖРДУ).

В качестве жидкого ракетного топлива (ЖРТ) используется вещество или несколько веществ (окислитель, горючее), которые способны в результате экзотермических химических реакций образовывать высокотемпературные продукты сгорания (разложения). Эти продукты являются рабочим телом двигателя.

Каждая камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла. В камере ЖРД первичная химическая энергия жидкого топлива преобразуется в конечную кинетическую энергию газообразного рабочего тела, в результате истечения которого создается реактивная сила камеры.

Отдельный турбонасосный агрегат ЖРД состоит из насосов и приводящей их в действия турбины. ТНА обеспечивает подачу компонентов жидкого топлива в камеры и газогенераторы ЖРД.

Газогенератор ЖРД является агрегатом, в котором основное или вспомогательное топливо преобразуется в продукты газогенерации, используемые в качестве рабочего тела турбины и рабочих тел системы наддува баков с компонентами ЖРТ.

Система автоматики ЖРД представляет собой совокупность устройств (клапанов, регуляторов, датчиков и т.п.) различных типов: электрического, механического, гидравлического, пневматического, пиротехнического и др. Агрегаты автоматики обеспечивают запуск, управление, регулирование и останов ЖРД.

Основными тяговыми параметрами ЖРД являются:

- реактивная сила ЖРД - R - результирующая газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверхности ракетного двигателя при истечении из него вещества;

- тяга ЖРД - Р - равнодействующая реактивной силы ЖРД (R) и всех сил давления окружающей среды, которые действуют на внешние поверхности двигателя за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления;

- импульс тяги ЖРД - I - интеграл от тяги ЖРД по времени его работы;

- удельный импульс тяги ЖРД - I_у - отношение тяги (Р) к массовому расходу топлива ( ) ЖРД.

Основными параметрами, которые характеризуют процессы, протекающие в камере ЖРД, служат давление (р), температура (Т) и скорость потока (W) продуктов сгорания (разложения) жидкого ракетного топлива. При этом особо выделяются значения параметров на входе в сопло (индекс сечения «с»), а также в критическом («*») и выходном («а») сечениях сопла.

Расчет значений параметров в различных сечениях тракта сопла ЖРД и определение тяговых параметров двигателя проводится по соответствующим уравнениям термогазодинамики. Приближенная методика подобного расчета рассмотрена в 4 разделе данного пособия.

СХЕМА И ПРИНЦИП РАБОТЫ ЖРД «РД-214»

3.1. Общая характеристика ЖРД «РД-214»

Жидкостной ракетный двигатель «РД-214» применяется в отечественной практике с 1957 года. С 1962 года он устанавливается на 1-ой ступени многоступенчатых ракетах-носителях «Космос», с помощью которых на околоземные орбиты выведены многие спутники серий «Космос» и «Интеркомос».

ЖРД «РД-214» имеет насосную систему подачи топлива. Двигатель работает на высококипящем азотно-кислотном окислителе (растворе окислов азота в азотной кислоте) и углеводородном горючем (продуктах переработки керосина). Для газогенератора применяется специальный компонент – жидкая перекись водорода.

Основные параметры двигателя имеют следующие значения:

- тяга в пустоте Р_п = 726 кН;

- удельный импульс тяги в пустоте I_уп = 2590 Н×с/кг;

- давление газа в камере сгорания р_к = 4,4 МПа;

- степень расширения газа в сопле e = 64

ЖРД «РД-214», (рис. 1) состоит из:

- четырех камер (поз. 6);

- одного турбонасосного агрегата (ТНА) (поз. 1, 2, 3, 4);

- газогенератора (поз. 5);

- агрегатов автоматики (поз. 7, 8)

ТНА двигателя состоит из насоса окислителя (поз. 2), насоса горючего (поз. 3), насоса перекиси водорода (поз. 4) и турбины (поз. 1). Ротора (вращающиеся части) насосов и турбины связаны одним валом.

Агрегаты и узлы, обеспечивающие подачу компонентов в камеру двигателя, газогенератор и турбину, объединяются в три отдельные системы – магистрали:

- систему подачи окислителя

- систему подачи горючего

- систему парогазогенерации перекиси водорода.

Рис.1. Схема жидкостного ракетного двигателя

1 – турбина; 2 – насос окислителя; 3 – насос горючего;

4 – насос перекиси водорода; 5 – газогенератор (реактор);

6 – камера двигателя; 7, 8 – элементы автоматики.

3.2. Характеристика агрегатов ЖРД «РД-214»

Четыре камеры ЖРД связаны в единый блок по двум сечениям с помощью болтов.

Каждая камера ЖРД (поз. 6) состоит из смесительной головки и корпуса. Смесительная головка включает верхнее, среднее и нижнее (огневое) днища. Между верхним и средним днищами образована полость для окислителя, между средним и огневым – полость для горючего. Каждая из полостей с помощью соответствующих форсунок связана с внутренним объемом корпуса двигателя.

В процессе работы ЖРД через смесительную головку и ее форсунки осуществляется подача, распыл и смешение жидких компонентов топлива.

Корпус камеры ЖРД включает часть камеры сгорания и сопло. Сопло ЖРД сверхзвуковое, имеет сходящуюся и расходящуюся части.

Корпус камеры ЖРД двухстенный. Внутренняя (огневая) и наружная (силовая) стенки корпуса связаны между собой проставками. При этом, с помощью проставок, между стенками образованы каналы тракта жидкостного охлаждения корпуса. В качестве охладителя используется горючее.

Во время работы двигателя горючее подается в тракт охлаждения через специальные патрубки коллектора, расположенного на конечной части сопла. Пройдя тракт охлаждения, горючее поступает в соответствующую полость смесительной головки и через форсунки вводится в камеру сгорания. Одновременно через другую полость смесительной головки и соответствующие форсунки, в камеру сгорания поступает окислитель.

В объеме камеры сгорания происходит распыл, смешение и сгорание жидких компонентов топлива. В результате образуется высокотемпературное газообразное рабочее тело двигателя.

Затем в сверхзвуковом сопле осуществляется преобразование тепловой энергии рабочего тела в кинетическую энергию его струи, при истечении которой создается тяга ЖРД.

3.2.2. Газогенератор и турбонасосный агрегат

Газогенератор (рис. 1, поз. 5) является агрегатом, в котором жидкая перекись водорода в результате экзотермического разложения преобразуется в высокотемпературное парообразное рабочее тело турбины.

Турбонасосный агрегат обеспечивает напорную подачу жидких компонентов топлива в камеру и газогенератор двигателя.

ТНА состоит из (рис. 1):

- шнекоцентробежного насоса окислителя (поз. 2);

- шнекоцентробежного насоса горючего (поз. 3);

- центробежного насоса перекиси водорода (поз. 4);

- газовой турбины (поз. 1).

Каждый насос и турбина имеет неподвижный статор и вращающийся ротор. Роторы насосов и турбины имеют общий вал, состоящий из двух частей, которые связаны рессорой.

Турбина (поз. 1) служит приводом насосов. Основными элементами статора турбины являются корпус и сопловой аппарат, а ротора – вал и рабочее колесо с лопатками. В процессе работы, на турбину из газогенератора поступает перекисный парогаз. При прохождении парогаза через сопловой аппарат и лопатки рабочего колеса турбины, его тепловая энергия преобразуется в механическую энергию вращения колеса и вала ротора турбины. Отработанный парогаз собирается в выходном коллекторе корпуса турбины и сбрасывается в атмосферу через специальные отбросные сопла. При этом создается некоторая дополнительная тяга ЖРД.

Насосы окислителя (поз. 2) и горючего (поз. 3) шнекоцентробежного типа. Основными элементами каждого из насосов является корпус и ротор. Ротор имеет вал, шнек и центробежное колесо с лопатками. В процессе работы от турбины к насосу через общий вал подводится механическая энергия, обеспечивающая вращения ротора насоса. В результате воздействия лопаток шнека и центробежного колеса на прокачиваемую насосами жидкость (компонент топлива), механическая энергия вращения ротора насоса преобразуется в потенциальную энергию давления жидкости, что обеспечивает подачу компонента в камеру двигателя. Шнек перед центробежным колесом насоса устанавливается для предварительного повышения давления жидкости на входе в межлопаточные каналы рабочего колеса с целью предотвращения холодного вскипания жидкости (кавитации) и нарушения ее сплошности. Нарушения сплошности потока компонента может вызвать неустойчивость процесса сгорания топлива в камере двигателя, а, следовательно, и неустойчивость работы ЖРД в целом.

Для подачи в газогенератор перекиси водорода применяется центробежный насос (поз. 4). Сравнительно малый расход компонента создает условия бескавитационной работы центробежного насоса без установки перед ним шнекового преднасоса.

3.3. Принцип работы двигателя

Пуск, управление и остановка двигателя выполняется автоматически по электрическим командам с борта ракеты на соответствующие элементы автоматики.

Для начального воспламенения компонентов топлива используется специальное пусковое горючее, самовоспламеняющиеся с окислителем. Пусковое горючее первоначально заполняет небольшой участок трубопровода перед насосом горючего. В момент запуска ЖРД в камеру поступает пусковое горючее и окислитель, происходит их самовоспламенение и лишь затем в камеру начинают подаваться основные компоненты топлива.

В процессе работы двигателя окислитель последовательно проходит элементы и агрегаты магистрали (системы), включающей:

- смесительную головку камеры двигателя.

Поток горючего протекает по магистрали, включающей:

- коллектор и тракт охлаждения камеры двигателя;

- смесительную головку камеры.

Перекись водорода и образующийся парогаз последовательно проходят элементы и агрегаты системы парогазогенерации, включающей:

- насос перекиси водорода;

- сопловой аппарат турбины;

- лопатки рабочего колеса турбины;

В результате непрерывной подачи турбонасосным агрегатом компонентов топлива в камеру двигателя, их сгорание с образованием высокотемпературного рабочего тела и истечения рабочего тела из камеры, создается тяга ЖРД.

Варьирование значения тяги двигателя в процессе его работы обеспечивается с помощью изменения расхода перекиси водорода, подаваемой в газогенератор. При этом изменяется мощность турбины и насосов, а, следовательно, и подача компонентов топлива в камеру двигателя.

Останов ЖРД производится в две ступени с помощью элементов автоматики. С основного режима двигатель сначала переводится на конечный режим работы с меньшей тягой и лишь затем выключается полностью.

МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ РАБОТЫ

4.1. Объем и порядок выполнения работы

В процессе выполнения работы последовательно выполняются следующие действия.

1) Изучается схема ЖРД «РД-214». Рассматривается назначение и состав ЖРД, конструкция агрегатов, принцип работы двигателя.

2) Производится измерение геометрических параметров сопла ЖРД. Находится диаметр входного («с»), критического («*») и выходного («а») сечений сопла (D_с, D_*, D_а).

3) Рассчитывается значение параметров рабочего тела ЖРД во входном, критическом и выходном сечениях сопла ЖРД.

По результатам расчетов строится обобщенный график изменения температуры (Т), давления (р) и скорости (W) рабочего тела вдоль тракта сопла (L) ЖРД.

4) Определяются тяговые параметры ЖРД при расчетном режиме работы сопла ( ).

4.2. Исходные данные для расчета параметров ЖРД «РД-214»

- Давление газа в камере (см. вариант)

- Температура газов в камере

Принимается, что процессы в камере протекают без потерь энергии. При этом коэффициенты потерь энергии в камере сгорания и сопле соответственно равны

Режим работы сопла расчетный (индекс «r»).

Посредством измерения определяются:

- диаметр критического сечения сопла ;

- диаметр выходного сечения сопла .

4.3. Последовательность расчета параметров ЖРД

А) Параметры в выходном сечении сопла («а») определяются в следующей последовательности.

1) Площадь выходного сечения сопла

2) Площадь критического сечения сопла

3) Геометрическая степень расширения газа

4) Газодинамическая функция (Па)

определяется как функция геометрической степени расширения сопла и показателя изоэнтропы рабочего тела k по графику со входом .

5) Давление рабочего тела на срезе сопла р_а, Па

6) Температура рабочего тела на срезе сопла Т_а, К

7) Скорость потока рабочего тела на срезе сопла W_а, м/с

Б) Параметры рабочего тела в критическом сечении сопла (_*) соответственно определяются по формулам:

9) Температура , К

10) Скорость потока рабочего тела , м/с

В) Параметры рабочего тела во входном сечении сопла («с») принимаются равными параметрам рабочего тела в камере ЖРД

Результаты расчета изменение параметров рабочего тела по длине сопла ЖРД оформляются графиком с нанесением значений параметров в сечениях («с», «_*», «а») в принятых масштабах.

Г) Определение тяговых параметров камеры ЖРД и двигательной установки в целом проводятся соответственно по закономерностям:

14) Массовый расход топлива камеры ЖРД , кг/с

15) Тяга камеры ЖРД на расчетном режиме работы сопла , Н

16) Удельный импульс тяги ЖРД на расчетном режиме работы сопла , Н/(кг/с)

17) Массовый расход топлива ЖРД , кг/с

18) Тяга ЖРД на расчетном режиме работы сопла , Н

ЗАДАНИЕ

1) Изучить с помощью методического пособия назначение и состав ЖРД «РД-214», конструкцию основных агрегатов и систем, принцип работы двигателя. Начертить в отчетном бланке принципиальную схему ЖРД.

2) Определить, в соответствии с заданным вариантом исходных данных, значение параметров рабочего тела двигателя во входном («с»), критическом («_*») и выходном («а») сечениях сопла. Построить обобщенный график изменения температуры (Т), давления (р) и скорости (W) рабочего тела по длине сопла двигателя (L).

3) Рассчитать тяговые параметры ЖРД «РД-214».

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Каково значение ЖРД «РД-214»?

2. Перечислите основные системы изученного ЖРД.

3. Каково назначение камеры ЖРД, из каких частей она состоит?

4. Каково назначение ТНА, перечислите его основные агрегаты?

5. Каково назначение и состав системы парогазогенерации ЖРД «РД-214»?

6. Опишите последовательность прохождения рабочего тела турбины.

7. Перечислите основные тяговые параметры ЖРД; назовите их значения для ЖРД «РД-214».

Читайте также: