Author: Саттон Д.
Tags: механика авиация ракетная техника ракетные двигатели реактивные двигатели
Year: 1952
Text
Д. САТТОН
РАКЕТНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
ОСНОВЫ ТЕОРИИ И КОНСТРУКЦИЯ
ЖИДКОСТНО-РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Перевод со 2-го американского издания
и*л
ИЗДАТЕЛЬСТВО
ИНОСТРАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Москва —1952
G. SUTTON
ROCKET PROPULSION ELEMENTS
AN INTRODUCTION TO THE
ENGINEERING OF ROCKETS
Second Printing, December 1949
NEW YORK - LONDON
ОТ РЕДАКЦИИ
За последние годы, в связи с быстрым развитием реактивной
техники, за рубежом было издано довольно много книг, посвя-
посвященных реактивным двигателям. Большинство этих книг касается
турбореактивных двигателей. Сравнительно немногочисленные
книги по жидкостно-реактивным двигателям, не считая популяр-
популярных, обычно посвящены отдельным частным вопросам.
Ценность предлагаемой книги заключается в основном в ши-
широте охвата вопросов, связанных с проектированием, работой
и применением жидкостно-реактивных двигателей.
При изложении автор стремился сообщить основные факты,
раскрыть физическую сущность явлений, происходящих в дви-
двигателе. Весьма полезными в этом смысле являются подробные
примеры, включенные в книгу, в особенности пример расчета
двигателя (гл. IV), и задачи, приведенные в конце каждой главы.
Самостоятельный интерес представляют включенные в книгу
таблицы и графики ряда физических величин, важных для проек-
проектирования и расчета жидкостно-реактивных двигателей и их эле-
элементов, например данные по физико-химическим параметрам
топлив, константы некоторых происходящих в двигателе химиче-
химических реакций, приведенные до температур порядка 3300° С, и др.
Следует также отметить материал по системам подачи топлива
жидкостно-реактивных двигателей, в частности указания по
расчету и проектированию турбонасосных агрегатов.
Последняя — X глава книги посвящена ракетным двигателям
твердого топлива (пороховым). Эта глава включена из соображе-
соображений полноты изложения.
Гл. II, в которой автор претендует на изложение истории
создания и развития жидкостно-реактивных двигателей, своему
назначению не отвечает. В этой главе, как и в других главах книги,
почти полностью замалчиваются работы наших отечественных уче-
ученых в области жидкостно-реактивных двигателей. Автор идет
при этом по пути искажения исторической правды, ибо приоритет
наших ученых в этой области является бесспорно установленным.
Даже работам основоположника реактивной техники, замеча-
замечательного деятеля науки К. Э. Циолковского, которому принадле-
принадлежит не только изобретение жидкостно-реактивного двигателя,
От редакции
но и разработка основ его теории, решение многих задач исклю-
исключительной важности и значения, автор уделил лишь несколько
строк. Мало того, автор повторяет уже давно разоблаченную по-
попытку поставить под сомнение бесспорный приоритет К. Э. Циол-
Циолковского в самом изобретении жидкостно-реактивного двигателя.
О работах Жуковского, Мещерского, Кондратюка, Цандера,
Глушко, Тихонравова и многих других выдающихся наших оте-
отечественных ученых, исследователей и конструкторов, сделавших
важнейшие вклады в дело создания и развития жидкостно-реак-
тивных двигателей, автор вообще не упоминает.
Гл. II сохранена, главным образом, из-за приведенного в ней
фактического материала по некоторым двигателям, причем во
всех необходимых случаях даны подробные редакционные приме-
примечания.
Ряд ошибок автора, носящих характер описок или опечаток,
был исправлен при редактировании непосредственно в тексте,
а в более существенных случаях—в специальных сносках.
Перечень использованных автором литературных источников
приведен в конце каждой главы с соответствующими ссылками
в тексте. Кроме того, было сочтено целесообразным поместить
в качестве приложения к книге обзор литературы по жидкостно-
реактивным двигателям, составленный Саттоном и опубликован-
опубликованный в журнале Американского ракетного общества за январь —
февраль 1952 г.
При редактировании перевода возник ряд трудностей, связан-
связанных с терминологией и системой условных обозначений. Термино-
Терминология в области реактивной техники еще не установилась, как
это обычно и бывает с быстро развивающимися новыми отраслями
науки и техники. Имея это в виду, мы старались ввести термины,
уже установившиеся в советской научной литературе. В осталь-
остальных случаях сохранена терминология, возможно ближе отвечаю-
отвечающая по смыслу оригинальной. Что касается системы условных
буквенных обозначений, то в подавляющем большинстве случаев
применяемые автором обозначения заменены в тексте либо при-
принятыми в литературе, либо, для удобства чтения, более отвечаю-
отвечающими соответствующим величинам.
В целом книга представляет интерес как для специалистов,
так и для более широкого круга читателей.
ИЗ ПРЕДИСЛОВИЯ АВТОРА
В настоящей книге излагаются основные вопросы и техниче-
технические проблемы ракетной техники, а также рассматриваются физи-
физические принципы работы и конструкция ракетных двигателей.
За последнее десятилетие в этой новой области техники были
достигнуты большие успехи. Однако некоторые принципы и тех-
технические проблемы ракетной техники еще не вполне сформирова-
сформировались, не получили объяснения и поэтому представляют значитель-
значительные трудности при их изложении. Я надеюсь, что данная книга
внесет некоторую ясность в эти вопросы и усилит интерес к даль-
дальнейшим исследованиям.
Я рассчитываю, что книга окажется полезной не только как
справочник для лиц, работающих в области ракетной техники,
но и в качестве учебного пособия в высших учебных заведениях.
Особое внимание в книге обращено на практическое использова-
использование сообщаемых сведений, в связи с чем в нее включены примеры,
задачи, таблицы и иллюстрации.
Такие специальные вопросы, как, например, межпланетные
сообщения и ракетные двигатели для подводного плавания, в кни-
книге не рассматриваются, поскольку в настоящее время они не по-
получили достаточной инженерной разработки.
За более подробными объяснениями и доказательствами раз-
различных положений основных общетехнических наук читателю сле-
следует обратиться к книгам по термодинамике и газовым турбинам.
Основное внимание в книге обращено на жидкостно-реактив-
ные двигатели, а не на пороховые, так как области применения
первых представляют наибольший интерес. Термодинамические,
термохимические и баллистические принципы, изложенные в
гл. III, IV и VIII, применимы к обоим типам двигателей. Основ-
Основным проблемам пороховых реактивных двигателей целиком по-
посвящена последняя глава книги.
В основу книги положен курс лекций по ракетным двигателям,
прочитанный автором в Калифорнийском университете. При чте-
чтении курса предполагалось знакомство слушателей с элементар-
элементарной физикой, химией, механикой и термодинамикой.
Военная цензура ограничила экспериментальный и теорети-
теоретический материал, который можно было изложить в книге, так
как значительная часть технической информации по этой тема-
тематике не могла быть опубликована по соображениям секретности.
Д. Саттон.
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
а — адиабатическая скорость звука, м/сек:
cR — удельный расход топлива, кг/кг -сек;
cv — удельная теплоемкость при постоянном давлении,
ккал/кг • град\
Cv — удельная теплоемкость при постоянном объеме,
ккал/кг-град]
Сх — молярная удельная теплоемкость газа X, ккал/молъ-град;
С — молярная удельная теплоемкость газовой смеси,
ккал/моль • град;
Ср — молярная удельная теплоемкость при постоянном давле-
давлении, ккал/молъ • град;
Cv — молярная удельная теплоемкость при постоянном объеме,
ккал/мол ъ • град;
р — средняя молярная теплоемкость в определенном темпе-
температурном диапазоне, ккал/молъ-град;
с — средняя удельная теплоемкость охлаждающей жидкости,
ккал/кг-град;
С] — абсолютная скорость газов на входе в колесо турбины;
Сх — коэффициент лобового сопротивления;
Су — коэффициент подъемной силы;
D — диаметр данного поперечного сечения двигателя (между
внутренними стенками), м;
Dm — диаметр змеевика охлаждения, м;
Z>K — диаметр камеры сгорания, м;
Г — модуль упругости, кг/см2;
[—энергия переноса массы на орбиту спутника, кем;
F — площадь сечения, м2;
Frop, F0K — площадь проходного сечения сопла форсунки горючего и
окислителя соответственно, см2;
Fcr — поверхность горения порохового заряда, м2;
/ — коэффициент гидравлических потерь (н;ш коэффициент
трения);
f j — вес порохового заряда, иг;
т| —вес топлива, кг;
G — секундный весовой расход, кг/сек;
Условные обозначения
Gom — расход топлива;
Go—начальный вес ракеты, кг;
gQy g—ускорение силы тяжести на поверхности Земли, м/се*2;
g — » » » на расстоянии R от центра земли,
м/сек2;
g — среднее значение ускорения силы тяжести между высота-
высотами Но и Яакт, м/сек2;
g—среднее значение ускорения силы тяжести между высо-
тами Яакт и Ямакс, м/сек*;
н ( — напор, м;
I — высота полета, м;
(^вс)потр — потребный напор на всасывании насоса, избыточный отно-
относительно упругости пара;
(^вс)расп — располагаемый или эффективный напор на всасывании
насоса, избыточный относительно упругости пара;
Яакт — высота полета ракеты в конце активного участка, м;
Но — начальная высота ракеты при запуске, м;
Ямакс — максимальная высота полета, м;
I — удельный импульс, кг -сек/кг;
/п — полный или общий импульс, кг-сек;
г — энтальпия, ккал/кг;
J — механический эквивалент тепла, равный 427 кгм/ккал;
Кп — константа равновесия по концентрациям;
Кр— » » по парциальным давлениям;
А: — показатель изоэнтропического процесса, равный cp/cv;
L — текущее значение длины—расстояние от головки двигате-
двигателя до данного поперечного сечения, м;
Lcx — длина сходящейся части сопла, м;
?цил — длина цилиндрической части камеры сгорания, м;
L* — характеристическая длина камеры сгорания, м;
LT — длина порохового заряда, см;
М — количество движения, равное mw;
М — отношение скорости течения к скорости звука, U = w/a;
— секундный массовый расход, кг/сек;
- мгновенное значение массы ракеты, кг;
т0 — начальная масса ракеты, кг;
ттопл — начальная масса топлива на ракете, кг;
( —число молей химических соединений или элементов, уча-
участвующих в реакции;
— число оборотов, об/мин;
— число ступеней многоступенчатой ракеты;
— показатель степени в выражении зависимости скорости сго-
I рания пороха от давления (Wcr = c/>™);
п' — разница числа молей продуктов реакции и исходных ве-
{=:
шеств;
Условные обозначения
п—коэффициент быстроходности:
iVHac — мощность насоса, л, с;
iVTyp — мощность турбины, л. с;
р0 — давление в изоэнтропически заторможенном потоке;
р — давление;
кр — потеря давления из-за гидравлического трения;
/?х — парциальное давление газа X;
<20бр — теплота образования, ккал/молъ;
Qp — теплота реакции на 1 кг топлива (теплопроизводитель-
ность топлива Ни), ккал/кг;
q — удельный тепловой поток (количество тепла, переда-
передаваемого в единицу времени через единицу поверхности),
ккал/м2-сек;
Q — суммарный тепловой поток, т. е. общая величина пере-
передаваемого тепла в единицу времени, ккал/сек;
— сила тяги, кг;
— газовая постоянная, кгм/кг-град;
— мгновенный радиус траектории полета ракеты, м;
RQ — радиус Земли, м;
R' — универсальная газовая постоянная (848 кг м/моль-град);
R д — удельная тяга, кг -сек /кг;
i?onT — тяга, соответствующая расчетному (оптимальному) рас-
расширению;
гх — объемная доля газа X;
S — критический коэффициент быстроходности;
Г — абсолютная температура, °К;
\ —период обращения спутника вокруг Земли, сек.;
Т — температура в изоэнтропически заторможенном потоке;
Тт — температура газов в камере сгорания;
Тст г — температура поверхности стенки камеры сгорания, обра-
обращенной к газам;
/тст ж — температура поверхности стенки камеры сгорания, обра-
обращенной к охлаждающей жидкости;
Тж — температура охлаждающей жидкости;
Твк — температура жидкости, входящей в охлаждающую ру-
рубашку;
Гвых —температура жидкости, выходящей из охлаждающей ру-
рубашки;
t — температура, °С;
и— окружная скорость, м/сек;
( —скорость полета, м/сек;
\ — объем, л*3;
v0 — удельный объем в изоэнтропически заторможенном потоке;
Ук — объем камеры сгорания, м3;
10 Условные обозначения
FaKT — скорость к концу активной части траектории, м/сек
(или ^макс);
V отр —скорость отрыва, м/сек;
Vc — скорость спутника Земли;
VT—объем, занимаемый твердым топливом в камере сгора-
сгорания, м3;
v — удельный объем, м3/кг\
— скорость течения, м/сек;
— скорость истечения, м/сек;
г(?Эфф — эффективная скорость истечения, м/сек;
г(;Эфф — среднее значение эффективной скорости истечения, м/ск;
w* — характеристическая скорость истечения, м/сек;
гиСГ — скорость сгорания, см/сск;
W — объемный секундный расход жидкости, м3/сек\
X — лобовое сопротивление, кг;
х — индексы, обозначающие избранные сечения в сопле;
Y — подъемная сила, кг;
у — индексы, обозначающие избранные сечения в сопле;
— угол атаки;
а . — полуугол раствора сопла;
— коэффициент термического расширения, м/м-град\
— коэффициент теплопередачи от газов к жидкости, изме-
измеряется в ккал/м2 • град-час;
аг — коэффициент теплоотдачи от газов к стенке, измеряется
в ккал/м2-град-час*
ат — коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости, измеряет-
измеряется в ккал/м2 • г рад-час;
?рТ —приведенный коэффициент теплопередачи через стенку=-^ ;
Р — весовое отношение окислителя к горючему в смеси;
7 — удельный вес кг/м3;
7К — удельный вес пороховых газов в камере сгорания, кг/м3;
7Т — удельный вес пороха, кг/м3\
Ь — толщина стенки, м;
%к> ^рез — углы между осью двигателя и струями горючего, окисли-
окислителя и результирующей струей соответственно;
г — степень расширения сопла, ? = ^2/^Гор'
г J
гкр
С — критерий эффективности использования энергии в ракет-
ракетном двигателе с цилиндрической камерой сгорания;
Условные обозначения 11
внутренний к. п. д.;
к. п. д. насоса;
общий или полный к. н. д.;
тяговый к. п д.;
к. п. д. турбины;
к. п. д. идеального цикла ракетного двигателя;
отношение масс; ^ = ^ТОПл'/тнач'
угол между направлением траектории и горизонтом;
коэффициент Пуассона;
- коэффициент полезной нагрузки ракеты, равный отно-
отношению веса нагрузки данной ступени ракеты (другие
ступени ракеты плюс полезная нагрузка) к весу рас-
рассматриваемой ступени;
-коэффициент теплопроводности, икал/м-град-час;
-коэффициент теплопроводности газов, ккал/м-град-час;
- коэффициент теплопроводности материала стенки, ' изме-
измеряется в ккал/м*град*час;
-молекулярный вес;
-вязкость, кг-сек/м2;
- коэффициент расхода форсунки;
- энергетический коэффициент сопла;
- коэффициент расхода сопла;
• поправочный коэффициент тяги сопла;
- коэффициент скорости сопла;
• плотность, кг массы/м3;
¦ напряжения в стенке, кг/см2;
-число кавитации;
- конструктивный параметр, равный отношению веса пустой
ступени ракеты к полному весу этой ступени;
т — время, мгновенное значение времени с момента начала
работы двигателя, сек.;
кт — время, за которое сгорает масса топлива ^топл (время от
запуска ракеты до остановки двигателя);
zs — время пребывания молекул газа в камере сгорания, сек.;
<р — угол между направлением силы тяги и горизонтом;
рд — коэффициент тяги, безразмерный;
ф — постоянная в выражении, связывающем окружную ско-
скорость колеса насоса с напором;
4>а — поправка на угол раствора сопла;
со — коэффициент заполнения камеры сгорания твердым топ-
топливом;
\2 Условные обозначения
ИНДЕКСЫ
б — баллон;
б. г. — двигатель без горловины;
вир — плоскость впрыска топлива в камеру сгорания;
г — газ;
горловина сопла;
{=:
гор .
r Y — горючее;
д — реальный (действительный) двигатель;
ид — идеальный двигатель;
кр — критическое сечение сопла;
макс — максимальное значение;
нас — насос;
ок — окислитель;
опт — оптимальное значение (соответствующее максимуму к. п. д.),
отр — отрыв от Земли;
п. сг — продукты сгорания в ракетном двигателе;
с — спутник;
ср — среднее значение;
т — топливный бак;
тур — турбина;
цил — двигатель с цилиндрической камерой сгорания;
~ Г — исходные условия в баллоне сжатого газа;
\ — адиабатически заторможенный поток;
1, 2, 3— камера сгорания, выходное сечение сопла и окружающая
атмосфера соответственно.
Глава I
КЛАССИФИКАЦИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ
Принцип реактивного движения известен очень давно, однако
практически использоваться он начал только в последние годы.
Интенсивные исследования и технические изыскания последнего
времени привели к разработке нового типа двигателя—реактив-
двигателя—реактивного. Были успешно спроектированы многие типы реактивных
двигателей самого различного назначения. В этой главе дается
общая классификация реактивных двигателей и приводятся не-
некоторые основные определения.
Реактивный двигатель вызывает движение какого-нибудь аппа-
аппарата в результате приложения к нему силы реакции, равной коли-
количеству движения отбрасываемого вещества. Существуют два типа
реактивных двигателей: ракетные двигатели, при работе которых
происходит отбрасывание вещества, находящегося в самом пере-
перемещающемся аппарате, и воздушно-реактивные и гидро-реактив-
ные двигатели1), в которых окружающая среда протекает через
двигатель и ускоряется для увеличения количества движения при
помощи различных механических или тепловых устройств.
§ 1. ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Имеются следующие основные виды этих двигателей:
1. Двигатели с механическим сжатием (компрессорные). В этих
двигателях рабочее вещество—воздух сжимается механическими
устройствами, подогревается за счет сгорания топлива, а затем
расширяется в сопле. Обычно сжатие осуществляется механиче-
механическим компрессором, который приводится в движение турбиной
{турбореактивный двигатель) или другими способами. Количе-
Количество движения рабочего вещества возрастает, и в результате этого
создается движущая сила. Схема турбореактивного двигателя
с центробежным компрессором приведена на фиг. 1.
2. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Принци-
Принципиально эти двигатели подобны компрессорным, но в них нет ни
г) Автор применяет не принятый в нашей литературе общий термин для
двигателей этого типа: «каналовые» или «туннельные»—duct propulsion.—
Прим. ред.
14
Гл. I. Классификация и определения
компрессора, ни турбины. Сжатие протекающего воздуха дости-
достигается путем соответствующего профилирования внутренних
19 20
Фиг. 1. Турбореактивный двигатель с центробежным компрес-
компрессором [5].
1—кок-обтекатель; 2—вспомогательные агрегаты; 3—привод вспомогатель-
вспомогательных агрегатов; 4—передний подшипник; 5—корпус компрессора; 6—опоры
подвески двигателя; 7— крыльчатка компрессора; 8—устройство для вы-
выравнивания осевых давлений; 9—топливная форсунка; 10—топливный тру-
трубопровод; 11—запальная свеча; 12—камера сгорания; 13—подшипник га-
газовой турбины; 14—колесо турбины; 15—сопловой аппарат турбины;
16—внутренний выхлопной конус; 17—стойки; 18—наружный выхлопной
конус; 19—выхлопная труба; 20—реактивное сопло.
Направление
т полета
Топливные
форсунки
Обтекаемый
корпусч
Продукты сгоро
ния вытекающие'
с большой
скоростью
Вхид
воздуха
г-»—
сгорания
Фиг. 2. Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
каналов двигателях). Схема прямоточного воздушно-реактивного
двигателя приведена на фиг. 2.
3. Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели. В то время
как в двигателях двух предыдущих видов воздух течет через дви-
двигатель непрерывно, пульсирующие воздушно-реактивные дви-
двигатели основаны на принципе периодического действия подобно
обычному поршневому двигателю. При работе такого двигателя
г) Суть дела не в профилировании, которое, очевидно, тоже важно,
а в использовании скоростного напора встречного потока воздуха.—Прим.
ред.
§ 1. Воздушно-реактивные двигатели
15
происходит периодическое засасывание воздуха, его сжатие,
нагревание и расширение. Схема немецкого пульсирующего воз-
воздушно-реактивного двигателя V-1 приведена на фиг. 3.
Воздушно-реактивные двигатели упоминаются в настоящей
книге для полноты представления о реактивных двигателях [1].
Тогда как для работы воздушно-реактивных двигателей нужно
Топливный
трубопровод
Входная клапанная
решетка
Пусковая
запальная свеча
Выхлопная
труба
Выходное
отверстие
Передняя опора
Топливные форсунки
Задняя опора
I- И
Корпус решетки
. Упругие пластин-
<у чатые клапаны
Заклепки
Фиг. 3. Схема немецкого пульсирующего воздушно-реактив-
воздушно-реактивного двигателя V-1.
Внизу в увеличенном масштабе изображено устройство клапанной решетки.
Пластинчатые клапаны показаны закрытыми; пунктиром показано поло-
положение открытых клапанов.
только горючее, для работы ракетных двигателей на летательном
аппарате должен быть запас ракетного топлива, в состав которого
входят горючее и окислитель, либо раздельно, либо в виде смеси.
При работе ракетного двигателя происходит химическая реак-
реакция, продуктами которой являются газы, имеющие высокую тем-
температуру и значительное давление; эти газы вытекают затем через
сопло. Работа воздушно-реактивных двигателей зависит от свойств
окружающей атмосферы, в то время как на работу ракетного дви-
двигателя они влияния не оказывают1). Следовательно, ракетный дви-
двигатель может работать в воздухе на любой высоте, в воде, в любой
другой жидкой или газообразной среде или в пустоте. Ракетные
двигатели являются единственной известной силовой установкой,
которая теоретически может быть использована на межпланет-
межпланетных кораблях.
*) Как указано на стр. 26, давление окружающей среды оказывает незна-
незначительное влияние на характеристики ракетногодвигателя.
16 Гл. I. Классификация и определения
§ 2. КЛАССИФИКАЦИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Для классификации ракетных двигателей могут быть исполь-
использованы следующие признаки:
а) область применения (авиационные двигатели, стартовые дви-
двигатели, ракетные снаряды, двигатели управляемых снарядов и др.);
б) применяемое топливо [жидкое, твердое, газообразное, ком-
комбинации жидкого, твердого и (или) газообразного];
в) размеры двигателя;
г) конструкция двигателя, система подачи топлива и т. д.
Классификация ракетных двигателей в зависимости от обла-
области применения. Так как ракетные двигатели по своим характери-
характеристикам отличаются от других двигателей, то они имеют специфиче-
специфические области применения.
Авиационные двигатели. Ракетный двигатель можно исполь-
использовать в качестве основной или вспомогательной силовой уста-
установки самолета. Примерами самолетов, на которых ракетный дви-
двигатель служил основным двигателем самолета, являются немец-
немецкие истребители Ме-163 и американский самолет Белл XS-1.
Вспомогательные ракетные двигатели были установлены на
истребителях Ме-262, на пикирующих бомбардировщиках А-20
и на бомбардировщиках В-25. Эти вспомогательные ракетные дви-
двигатели повышали летные качества и увеличивали маневренность
самолетов. Снимки ракетных самолетов приведены на фиг. 4 и 5.
Стартовые двигатели. В качестве источника дополнительной
мощности при взлете обычных самолетов применяются стартовые
двигатели. Они позволяют осуществлять взлет самолетов с боль-
большей нагрузкой и с более коротких взлетных площадок. Многие
стартовые двигатели могут быть сброшены с самолета или спущены
на парашюте после осуществления взлета. На фиг. 6 изображено
стендовое испытание стартового жидкостно-реактивного двигателя.
Ракетные снаряды1). Ракетные снаряды применяются главным
образом в качестве оружия. Их полет не управляется. В течение
первой части своего полета снаряд, содержащий заряд взрывчатого
или дымообразующего вещества или какой-нибудь другой боевой
заряд, движется при помощи простого ракетного двигателя; во
время остальной части полета снаряд представляет собой свободно
летящее тело. По точности стрельбы ракетные снаряды уступают
артиллерии и огнестрельному оружию меньших калибров. Однако
благодаря простоте конструкции ракетных снарядов и малому
весу пусковых устройств для стрельбы ими более просто дости-
достигается массированность огня. Ракетные снаряды также использо-
использовались для доставки почты в занесенные снегом горные селения.
г) Иногда их называют минами.—Прим. ред.
Фиг. 4. Сверхзвуковой ракетный самолет Белл XS-1.
Фиг. 5. Полет первого американского ракетного самолета
A943 г.).
Виден факел ракетного двигателя.
Фиг. 6. Стендовое испытание стартового жидкостно-реактивного
двигателя (фирма Норт Америкен).
ц. Саттон
Фиг. 7. Схема неуправляемого сна-
снаряда с пороховым ракетным двигателем.
1—взрыватель; 2—заряд взрывчатого веще-
вещества; 3—запальник, воспламеняющийся ра-
раскаленной проволокой; 4—пороховой заряд
(трубчатый порох); 5—диафрагма; б—метал-
б—металлическое сопло; 7—проводники к запальни-
запальнику; 8—цилиндрический стабилизатор.
Фиг. 8. Пусковые устройства для стрельбы ракетными снарядами,
установленные на палубе корабля.
§ 2. Классификация ракетных двигателей
\\)
Схема неуправляемого ракетного сна-
снаряда приведена на фиг. 7, а пусковые
устройства для стрельбы такими снаря-
снарядами—на фиг. 8.
Управляемые снаряды. Управляемые
снаряды похожи на простые ракетные
снаряды, однако они бывают обычно
гораздо больших размеров и траектория
их полета управляется автоматическим
механизмом или же человеком. Управ-
Управляемые снаряды применяются главным
образом для военных целей (например,
немецкий снаряд V-2), но они исполь-
используются также при проведении научных
исследований (на них устанавливаются
приборы).
Боевые управляемые снаряды мож-
можно разделить на несколько классов в
зависимости от способа их запуска и
характера цели—снаряды «земля—зем-
«земля—земля», «земля—воздух» (зенитные), «воз-
«воздух— воздух», «воздух—земля», «во-
«вода—воздух», «вода—вода». Боевой за-
заряд таких снарядов представляет собой
обычно заряд взрывчатого или дымооб-
дымообразующего вещества или шрапнели. На
фиг. 9 представлено внутреннее устрой-
устройство управляемого снаряда—ракеты
V-2 («земля—земля»).
Многие работники в области ракет-
ракетной техники ставят цель—спроектиро-
цель—спроектировать и построить управляемый снаряд,
который был бы в состоянии покинуть
Землю. Некоторые проектируемые сна-
снаряды предназначаются для исследова-
исследований этого рода. В связи с техниче-
техническими трудностями решения такой за-
задачи пройдет, вероятно, еще ряд лет
до претворения ее в жизнь.
Метеорологические ракеты. По су-
существу метеорологические ракеты пред-
представляют собой ракетные снаряды, в
которых находятся приборы для метео-
метеорологических измерений на больших
высотах. Примером такой ракеты яв-
является ракета ВАК Корпорэл (фиг. 10),
i **
Ф и г. П. Внутреннее
устройство управляемого
снаряда—ракеты V-2.
20
Гл. I. Классификация и определения
построенная в Калифорнийском технологическом институте. Эти
ракеты могут быть управляемыми или неуправляемыми.
Фиг. 10. Метеорологическая ракета ВАК Корпорэл в пу-
пусковом станке (лаборатория реактивных двигателей Калифор-
Калифорнийского технологического института).
Можно упомянуть о многих других областях применения
ракетных двигателей, например на гоночных автомобилях, кате-
катерах, для облегчения движения грузовых машин по грязным до-
дорогам, даже на железнодорожной дрезине, на фейерверочных ра-
§ 2. Классификация ракетных двигателей
21
кетах, в качестве подводных двигателей для торпед и подводных
лодок.
Классификация ракетных двигателей по топливу. Жидкостно-
реактивные двигатели (ЖРД) работают на жидком топливе, кото-
которое подается из баков под давлением в
камеру сгорания. На фиг. 11 показана
принципиальная схема жидкостно-ре-
активного двигателя. Топлива для жид-
костно-реактивных двигателей обычно
состоят из жидкого окислителя (напри-
(например, жидкого кислорода) и жидкого
горючего (например, бензина). В резуль-
результате химической реакции между ними
в камере сгорания образуются горячие
газы, которые ускоряются и вытекают
с большой скоростью через сопло, уве-
увеличивая тем самым количество движе-
движения летательного аппарата. Обычно
жидкостно-реактивный двигатель яв-
является двигателем многократного дей-
действия и может быть по желанию за-
запущен и остановлен. Если камера сго-
сгорания жидкостно-реактивного двигате-
двигателя снабжена соответствующей системой
охлаждения, то он может работать не-
непрерывно в течение часа или несколько
более; продолжительность его работы
зависит только от подачи топлива.
Конструкция жидкостно-реактивного
двигателя, однако, относительно слож-
сложна, так как она включает ряд точных
клапанов, сложную систему подачи топ-
топлива с топливными насосами и турби-
турбинами (или устройства для создания
необходимого давления в топливных
баках) и сравнительно сложную камеру
сгорания.
В ракетных двигателях твердого топлива (пороховых) весь
запас топлива содержится в камере сгорания. Такие ракетные
двигатели особенно пригодны для кратковременной работы (от
0,1 до 25 сек.). При большой продолжительности работы камера
сгорания двигателя твердого топлива должна быть чрезмерно
большой и тяжелой. Пороховые двигатели широко использовались
и используются в качестве стартовых двигателей для летающих
лодок, реактивных истребителей, а также в ракетных снарядах.
Фиг. И. Принципиаль-
Принципиальная схема жидкостно-реак-
жидкостно-реактивного двигателя.
I—бак для окислителя; 2—бак
для горючего; 3—насос для
окислителя; 4—насос для го-
горючего; 5—клапаны, регули-
регулирующие подачу топлива; 6—го-
6—головка двигателя; 7—двигатель;
8—камера сгорания; 9—сопло
Лава'йя; 10—продукты сгора-
сгорания,1 'вытекающие с высокой
скоростью.
Гл. I. Классификация и определения
На фиг. 12 показан стартовый пороховой двигатель, а на фиг. 13—
взлет самолета при помощи таких двигателей.
Пороховой заряд содержит все химические элементы, необхо-
необходимые для полного сгорания. После того как произошло воспла-
воспламенение, горение продолжается на горящей поверхности заряда
примерно с постоянной скоростью. Пороховые двигатели относи-
относительно просты по конструкции,
так как не нуждаются в системе
подачи топлива, клапанах или
насосах, характерных для жидко-
стно-реактивных двигателей.
Газовые ракетные двигатели
работают на газообразном топли-
топливе. В экспериментальном порядке
исследовались различные газо-
газообразные ракетные топлива; пови-
димому, этот вид топлива может
получить лишь небольшое при-
применение. Трудность заключается
в том, что для хранения сжатых
газов необходимы чрезмерно боль-
большие и тяжелые топливные баки.
В некоторых случаях были
предложены и экспериментально
проверены комбинации жидких
и твердых топлив. В качестве
примера можно указать на каме-
камеру сгорания, заполненную твер-
твердым веществом, содержащим угле-
углерод; в эту камеру впрыскивается
жидкий окислитель.
Классификация ракетных дви-
двигателей по их размерности. Раз-
Размерность ракетных двигателей
обычно можно оценить по несколь-
нескольким основным параметрам.
Истинный вес. Успешно испьт-
тывались в полете ракеты весом
от нескольких килограммов до
13-14 т.
Тяга. Успешно работали двигатели с тягой от долей кило-
килограмма до 27 т.
Продолжительность работы. Были построены и применялись
пороховые двигатели, работавшие только доли секунды, и жидко-
стно-реактивные двигатели, работавшие по несколько часов.
Фиг. 12. Стартовый пороховой
двигатель, развивающий тягу
450 кг в течение 12 сек. (фирма
Эроджет).
§ 3. Закон количества двимсения
23
Отношение веса двигателя к тяге1). Эта величина часто исполь-
используется для оценки характеристик ракетных двигателей.
Полный импульс. Эта величина, являющаяся произведением
1яги и продолжительности работы, определяется в следующем
Ф и г. 13. Взлет самолета с использованием пороховых стар-
стартовых двигателей.
параграфе. Величина полного импульса используется для сравне-
сравнения различных двигателей.
§ 3. ЗАКОН КОЛИЧЕСТВА ДВИЖЕНИЯ
Сила тяги ракетного двигателя есть реакция, испытываемая
конструкцией двигателя в результате истечения из него вещества
с большой скоростью. Это явление того же рода, что и отталкива-
отталкивание брандспойта вытекающей струей или откат пушки при выстре-
выстреле. В последнем случае направленное вперед количество движения
снаряда и порохового заряда равно отдаче, или направленному
назад количеству движения орудийного ствола.
Количество движения определяется как произведение массы
на скорость. Можно показать [2], что количество движения боль-
большого числа однородных малых частиц, движущихся с одинаковой
скоростью, как, например, в случае газового потока, эквивалентно
количеству движения твердого тела равной массы, передвигающе-
передвигающегося со скоростью потока.
Перемещение самодвижущегося аппарата в жидкой среде вызы-
вызывается силами, возникновение которых связано с изменением
количества движения. По этому поводу Зенгер [3] пишет следую-
1) Эту величину в ракетной технике называют также удельным весом.—
м. ред.
24 Гл. I. Классификация и определения
щее: «Возникновение движущей силы в любых самодвижущихся
средствах передвижения в жидкой или газообразной среде проис-
происходит согласно закону количества движения, так как все гребные
винты, пропеллеры самолетов, гребные колеса и весла создают
свою движущую силу, или тягу, за счет количества движения
масс воды или воздуха, получающих ускорение в обратную сто-
сторону. Ракетный двигатель отличается от этих старых устройств
только относительной величиной ускоряемых масс и скоростей.
В то время как обычные двигатели отбрасывают назад с незначи-
незначительной скоростью большие массы, ракетный двигатель исполь-
использует только сравнительно небольшие массы газов, которые нахо-
находятся в самом движущем-
движущемся аппарате и вытекают
из него с очень большой
скоростью».
Сила, действующая на
самодвижущийся аппарат,
перемещающийся в одно-
однородной жидкой среде, мо-
г - жет быть определена на
1 3 основании закона гидро-
Ф и г. 14. Движение ракеты в однород- динамики о количестве
ной жидкости. движения [2, 4]. По это-
этому закону результирую-
результирующая внешняя сила, действующая на тело, обтекаемое установив-
установившимся потоком жидкости, должна быть равна разности между
приращением количества движения жидкости в единицу време-
времени и увеличением сил давления, действующих на поверхности
тела. Для приложения этого закона к ракете представим себе,
как это изображено на фиг. 14, фиктивные плоскости, между
которыми заключена ракета.
Для исследования может быть установлена относительная или
абсолютная система координат в зависимости от того, что рассма-
рассматривается неподвижным: тело или воздух. Так как выбор системы
координат не должен изменять результатов исследования, то про-
произвольно изберем относительную систему с неподвижным телом
и воздухом, движущимся относительно тела со скоростью, кото-
которой в действительности обладает тело. Все скорости определяются
при этом относительно тела. Предполагается, что нет ни тре-
трения, ни перемешивания между воздухом и вытекающими из
ракеты газами, которые движутся относительно нее с посто-
постоянной скоростью w, а также, что давление газов не равно
давлению воздуха. Плоские поверхности Fx и F3, перпендику-
перпендикулярные к направлению скоростей, весьма велики. Газы, выте-
вытекающие из ракетного двигателя, имеют в выходном сечении,
площадь которого равна F2, скорость w2. В соответствии
§ 3. Закон количества движения
с вышеприведенной формулировкой закона количества движе-
движения внешняя сила, действующая на ракету, равна
д= ^J dM- \ dM + ^ pdF- ^ pdF, A.1)
F3 Fl Рз Fi
где \ dM — интеграл количества движения по соответствующей
F
поверхности, /? —давление воздуха и F — площадь. Если ин-
индекс 1 отнести к плоскости перед ракетой, индекс 2 —к струе
вытекающих газов и индекс 3 —к воздуху за ракетой, то для
установившегося потока уравнение A.1) принимает следующий
вид:
R = [m3w3 4- m2w2] — [т^г] + [р3 (F3 — F2) + p2F2] - UhF^,
где т — соответствующее значение секундного массового рас-
расхода и w — соответствующее значение относительной скорости.
В случае плоскостей бесконечно большой площади значения
массовых расходов, давлений и скоростей воздуха для обеих
плоскостей одинаковы, вследствие чего выражение для внеш-
внешней силы упрощается:
R = m2w2 + {р2 — р3) Р2=^-у ^2 + (Р2 — Рг) ^2> A -2)
где G —секундный весовой расход топлива и g — фактор пре-
преобразования, необходимый для согласования размерностей
величин, входящих в уравнение х); его численное значение за-
зависит от избранной системы мер и в метрической системе
равно 9,81 м/сек2.
Внешняя сила, представляющая собой силу тяги, действу-
действующую на ракету, состоит из двух членов. Первый член2) —
тяга, создаваемая в результате изменения количества движения
вытекающей струи газов; этот член равен произведению секунд-
секундного массового расхода топлива и скорости истечения газов
относительно ракеты. Второй член3) — тяга, создаваемая силами
давления; этот член равен произведению площади поперечного
сечения струи газов, вытекающей из ракеты, и разности дав-
давлений в выходном сечении и в окружающем воздухе. Если
давление газов на выходе из ракеты меньше давления окружа-
окружающей среды, то статический член отрицателен. Так как при
таких условиях тяга уменьшается, то эти условия являются
*) Ускорение силы тяжести.—Прим. ред.
2) Иногда его называют динамическим.—Прим. ред.
) Обычно носит название статического; этот термин будет использован
в дальнейшем тексте.— Прим. ред.
26
Гл. I. Классификация и определения
нежелательными, и сопло ракетного двигателя обычно проекти-
проектируется так, чтобы давление в выходном сечении равнялось
давлению среды или несколько превышало его.
Когда эти давления одинаковы, то статический член обра-
обращается в нуль и тяга определяется следующим выражением:
Д = -|гг2. A.3)
В гл. III будет показано, что тяга, получаемая при этом
условии, является максимальной для данного топлива и данного
давления в камере сгорания. Ракетный двигатель, в котором
30
29
28
8
27
26 ч
25
/
/
***—¦—
Ю 15 20
Высота полета, км
25
30
Фиг. 15. Изменение тяги двигателя ракеты V-2 в зависи-
зависимости от высоты полета.
осуществляется расширение продуктов горения топлива до дав-
давления, в точности равного давлению окружающей среды, являет-
является двигателем с оптимальной степенью расширения.
Выражение A.2) показывает, что тяга ракетного двигателя
не зависит от скорости полета. Так как изменение давления
окружающей среды влияет на величину тяги, создаваемой раз-
разностью давлений (т. е. на величину статического члена), то
следует ожидать изменения тяги ракетного двигателя с высо-
высотой. В связи с уменьшением атмосферного давления при уве-
увеличении высоты тяга двигателя будет расти по мере увели-
увеличения высоты полета. Изменение тяги, создаваемой разностью
давлений, при изменении высоты полета составляет от 10 до 30%
полной тяги. На фиг. 15 показано изменение тяги двигателя
ракеты V-2 в зависимости от высоты полета.
Эффективная скорость истечения определяется выражением
A.4)
§ 4. Коэффициенты полезного действия ракетного двигателя
27
Она может быть вычислена по данным измерений тяги и рас-
расхода топлива. Когда р2 = р3, эффективная скорость истечения
гсдфф равна истинной скорости истечения продуктов горения гг2.
§ 4. КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ РАКЕТНОГО
ДВИГАТЕЛЯ
Коэффициенты полезного действия обычно не используются
при проектировании ракетных двигателей, однако они позво-
позволяют изучить энергетический баланс двигателя. Определения
Потери из-за неполноты
сгорания
Потери тепла в стенки
Неиспользуемая тепловая
энергия вытекающих газов
Остаточная к и нети *
иеская энергия выте-
вытекающих, газов
- Энергия* исполь •
*- Кинетическая зуемая Ьлр дви -
энергия выте тения ракрты
кающих газов
I- Полная энергия вытекающих газов
" Энергия, выделяемая в намерр сгорания
- Теоретическая теплота реакции сгорания топпивп -
Фиг. 16. Энергетический баланс ракетного двигателя.
коэффициентов полезного действия являются произвольными,
зависящими от учитываемых потерь. Для определения потерь
энергии может быть использован любой целесообразно подо-
подобранный ряд коэффициентов полезного действия, подобный, на-
например, приведенному в этом параграфе. Теплота реакции ком-
компонентов топлива, происходящей в камере сгорания при расчет-
расчетных условиях, представляет собой максимальную располагае-
располагаемую энергию двигателя. Энергетический баланс ракетного
двигателя (фиг. 16) показывает, как расходуется эта энергия.
Вследствие несовершенства смешения компонентов топлива
и неполноты их сгорания идеальная теплота реакции никогда
полностью не выделяется.
Коэффициент полезного действия сгорания *> представляет
сооой отношение истинной и идеальной теплоты реакции на
) В нашей научной литературе обычно называется коэффициентом
ноты сгорания.-Прим. ред
28 Гл. I. Классификация и определения
единицу веса топлива. Значение этого к. п. д. велико (при-
(приблизительно 94 — 99%) и определяется в гл. IV, § 5.
В сопле располагаемая тепловая энергия горячих газов
преобразуется в кинетическую энергию вытекающей струи.
Отношение этой кинетической энергии вытекающей струи к хи-
химической энергии топлива называется внутренним коэффициен-
коэффициентом полезного действия и определяется следующим выражением:
Т]вн~
где г#Эфф — эффективная скорость истечения газов, Q$~теплота
реакции на единицу веса топлива A кг) при условиях, суще-
существующих в камере, и /—механический эквивалент тепла.
Значительная часть энергии вытекающих газов не преобра-
преобразуется в кинетическую энергию и представляет собой остаточ-
остаточную энтальпию газов, вытекающих из сопла, что аналогично
потере энергии с горячими выхлопными газами в двигателях
внутреннего сгорания.
Тяговый коэффициент полезного действия показывает, какая
часть кинетической энергии струи вытекающих газов исполь-
используется для передвижения ракеты, и определяется следующим
выражением:
Энергия, сообщаемая ракете
/<г~~Энергия, сообщаемая ракете+Остаточная кинетическая энергия струи ~~
1С
RV+
где R — тяга в кг, V — абсолютная скорость ракеты в м/сек,
^эфф — эффективная скорость истечения относительно ракеты
в м/сек, G — весовой расход топлива в кг/сек. Зависимость
тягового к. п. д. % от отношения скоростей У/г?>Эфф показана
на фиг. 17. Значение тягового к. п. д. максимально, когда
скорость полета ракеты в точности равна скорости истечения.
В этом случае остаточная кинетическая энергия и абсолютная
скорость струи газов равны нулю и вытекающие газы не
перемещаются в пространстве. Так как скорость истечения
газов из ракетного двигателя при современных топливах имеет
величину порядка 1 500— 3 000 м/сек, то для достижения макси-
максимального значения тягового к. п. д. скорость полета ракеты
должна равняться 5 500—11000 км/час. Если скорость полета
больше, чем скорость истечения газов, то преобразование
энергии струи в энергию ракеты будет менее эффективным,
чем при V = \
§ 5. Определения
29
Полный или общий коэффициент полезного действия (иногда
его называют термическим к. п. д. *)) есть отношение энергии,
ЮО
80
60
40
20
1
1
1
г
1
vAu.
2,0
3,0
эфф
Фиг. 17. Зависимость тягового к. п. д. г\Т от от-
отношения скорости полета к скорости истечения
сообщаемой ракете, к сумме химической энергии и кинетиче-
кинетической энергии топлива, находящегося на летящей ракете:
2-1-
RV ™9фф7 w,
эфф
V2
1
у у
A.7)
W,
эфф/
§ 5. ОПРЕДЕЛЕНИЯ
Импульс 1и (часто употребляется термин полный импульс)
представляет собой интеграл функции тяги от времени, взятой
по всему времени работы двигателя. При постоянной тяге
импульс равен произведению тяги на продолжительность
работы.
Удельный импульс / — это импульс, отнесенный к 1 кг топ-
топлива. Это понятие часто используется в ракетных двигателях
твердого топлива (пороховых):
где GT —общий вес порохового заряда; /п — полный импульс.
а) Термическим к. п. д. обычно называют к. п. д. идеального термодина-
термодинамического цикла двигателя.— Прим. ред.
30 Гл. I. Классификация и определения
Удельная тяга Ryn является важной характеристикой
жидкостно-реактивных двигателей; она эквивалентна удельному
импульсу ракетных двигателей твердого топлива, однако опре-
определяется иначе.
Удельная тяга Ryn есть тяга эквивалентного ракетного
двигателя, расходующего 1 кг топлива в 1 сек.; величина удель-
удельной тяги показывает, насколько эффективно используется каж-
каждый килограмм топлива для создания силы тяги ракеты.
В литературе эта величина часто называется удельным импуль-
импульсом, несмотря на то, что понятие полного импульса не является
обязательно согласованным с ней. В настоящей книге термин
«удельная тяга» будет использоваться применительно к жидко-
стно-реактивным двигателям, так как он более точно передает
физический смысл этой величины и соответствует аналогичным
характеристикам, употребляемым для других типов двигателей.
Он также используется в иностранной литературе.
Удельная тяга Луд определяется из выражения
где /?уД — удельная тяга в кг тяги на 1 кг расходуемого топлива
в 1 сек., R — тяга рассматриваемого ракетного двигателя в кг,
G — весовой расход топлива в кг/сек и г#эфф — эффективная ско-
скорость истечения в м/сек.
Так как в ракетных двигателях твердого топлива невоз-
невозможно измерить расход топлива, то экспериментальные значе-
значения удельного импульса для этих двигателей определяются по
величине полного импульса и общему весу топлива. В жидкост-
но-реактивных двигателях экспериментальные значения удель-
удельной тяги определяются по измеренным значениям тяги и рас-
расхода топлива. Для наиболее широко применяющихся ракетных
двигателей удельная тяга равна примерно 200 кг-сек/кг; это
означает, что каждый килограмм топлива, протекающего через
двигатель в 1 сек., развивает тягу в 200 кг.
Удельный расход топлива есть величина, обратная удельной
тяге; он определяется как расход топлива, необходимый для
того, чтобы эквивалентный двигатель развивал тягу в 1 кг.
Удельный расход топлива измеряется в килограммах топлива,
расходуемого в 1 сек. на 1 кг тяги, и определяется выражением
Для обычных двигателей удельный расход топлива отно-
относится к мощности двигателя и измеряется в килограммах
топлива, расходуемого в 1 час, на л. с. В реактивных двига-
Задачи 31
телях удельный расход топлива относится к тяге и выражается
в килограммах топлива, расходуемого в единицу времени на
1 кг тяги. Использование тяги вместо мощности объясняется
тем, что тяга может быть непосредственно измерена при стендо-
стендовых испытаниях; в случае ракетного двигателя тяга не изме-
изменяется при изменении скорости полета.
ЗАДАЧИ
1. Показать, что при истечении несжимаемой жидкости из отверстия
с площадью поперечного сечения F, как изображено на фиг. 18, сила
реакции R равна удвоенному значению полного динамического давления
на площадь F.
R -
Фиг. 18. Схема, иллюстрирую-
иллюстрирующая задачу 1.
G—секундный расход жидкости;
w—скорость истечения; F—площадь
сечения отверстия; R—сила реакции.
2. Известны следующие данные ракетного двигателя: тяга 908 кг, расход
топлива 4,85 кг/сек. Скорость полета ракеты 1 285 км/час; содержание энергии
в топливе (теплопроизводительность) 1 665 ккал/кг.
Определить: а) эффективную скорость истечения; б) кинетическую энер-
энергию струи газов, образующихся при сгорании 1 кг топлива; в) внутренний
к- п. д.; г) тяговый к. п. д.; д) общий к. п. д.; е) удельную тягу, ж) удельный
расход топлива.
Ответы: а) 1 840 м/сек; б) 17,2-10* кгм; в) 24,2%; г) 37,5%; д) 9,36%;
°) 187 кг-сек/кг; ж) 0,00535 кг/кг-сек.
3. Ракетный двигатель имеет эффективную скорость истечения
^ 1о0 м/сек; в 1 сек. он расходует 127 кг топлива, при сгорании которого
выделяется 1 330 ккал/кг. Двигатель работает 65 сек. Скорость полета ракеты
Равна 1 525 м/сек. '
Построить кривые изменения тягового, внутреннего и общего к. п. д.
5 зависимости от отношения скоростей V/w^^{0 < V/w^^ < 1,0).
то 7^ЫЧИСЛить* а) удельную тягу; б) полный импульс; в) потребный запас
лива; г) объем, занимаемый топливом с удельным весом 0,925.
и т в е т ы: а) 217,5 кг • сек/кг; б) 18 . 106 кг • сек; в) 8 250 кг; г) 0,89 .и3.
32 Гл. I. Классификация и определения
4. Неподвижная плоская пластинка испытывает удар струи жидкости
(фиг. 19).
Какова сила, действующая на пластинку, если расход жидкости соста-
составляет 50 кг1мин и абсолютная скорость жидкости равна 50 м/сек. Какова
Скоростпь w
—i
Пластина -"mi
Фиг. 19. Схема, иллюстрирующая
задачу 4.
будет эта сила, если пластинка перемещается в том же направлении, что
и струя, со скоростью F = 50 км/час?
ЛИТ ЕРАТУ В А
1. Z w i с к у F., Morphology and Nomenclature of Jet Engines, Avia-
Aviation, June A947).
2. Zucrow M. J., Principles of Jet Propulsion and Gas Turbines, New
York, 1948.
3. 3 e н г е р Е., Техника ракетного полета, М., 1947.
4. II р а н д т л ь, Т и т ь е н с, Основы гидро- и аэромеханики, М.—Л.,
1938.
5. Warner D. F., Auyer E. L., Mechan. Eng., November A945).
Г ла ва II
ИСТОРИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
В этой главе кратко излагаются некоторые исторические дан-
данные о развитии ракетной техники, а также приводится описание
ряда двигателей. Поскольку можно было упомянуть лишь о незна-
незначительном числе наиболее важных исторических фактов, то для
дальнейшего изучения истории ракетных двигателей читателю
следует обратиться к литературе, список которой дан в конце
главы1).
§ 1. ПЕРВЫЕ ОПЫТЫ ПРИМЕНЕНИЯ РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ 2)
Первый китайский литературный источник, в котором упоми-
упоминается о применении ракет, относится к 1232 г.3) Китайцы приме-
применяли боевое оружие под названием «огненная стрела». Это оружие
представляло собой обычную стрелу, к которой прикреплялась
небольшая гильза, набитая пороховым составом. После воспламе-
воспламенения порохового состава стрела двигалась самостоятельно, без
помощи каких-либо пусковых устройств.
Вполне возможно, что более ранним ракетным снарядом яв-
являлся так называемый «греческий огонь». «Греческий огонь»
представлял собой легко воспламеняемую смесь, в состав которой
входили пакля, смола, скипидар, сера, древесный уголь (и иногда
нефть), керосин и ладан. Греки также применяли соль, которая
повышала температуру пламени; китайцы примешивали в поро-
а) Данный автором исторический очерк развития ракетных двигателей
обладает недостатками, характерными для научно-технической литературы
капиталистических стран.
Автор рассматривает лишь вопросы, связанные с применением ракетных
Двигателей в качестве оружия. Замалчивается ведущая роль наших отечест-
отечественных ученых в развитии ракетной техники. Замечательным русским иссле-
исследователям К. Э. Циолковскому и Н. И. Кибальчичу, основоположникам
ракетной техники, уделено лишь несколько малозначащих строк.
Более полное и объективное изложение вопроса об истории развития
Pf *ктивных Двигателей читатель может найти в книгах советских авторов
[23-28].—Прим. ред.
2) Этот параграф приводится с небольшими сокращениями; опущены
места, не представляющие интереса.—Прим.^ ред.
) О применении китайцами ракет европейцы узнали в XI в., следова-
ельно, изобретены они были еще раньше.—Прим. ред.
3 Д. Саттои
34 Гл. II. История ракетных двигателей
ховой состав селитру. Повидимому, в китайских ракетах исполь-
использовались пороховые заряды этого или аналогичного состава.
Как указывается в различных арабских манускриптах, спустя
некоторое время китайские пороховые ракеты были освоены ара-
арабами, которые называли свое оружие «китайскими огненными
стрелами».
В Европе ракеты появились, как полагают, в 1249—1280 гг.
Итальянский историк упоминает о победе, одержанной благодаря
применению ракет в сражении в 1379 г. После 1400 г. в различных
странах были созданы уже различные типы ракет. В труде немец-
немецкого военного инженера, относящемся к 1405 г., упоминается о
трех типах ракет.
В 1420 г. в Италии вышла книга со схематическими рисунками
и чертежами ряда ракет.
Более поздние книги первой половины XVI в. содержат изло-
изложение идей, возникших в результате экспериментов, проведенных
с ракетами. В одном неопубликованном манускрипте того времени
описывается попытка создания ракеты, снабженной крыльями.
В другом аналогичном манускрипте приводится описание ракеты,
разрывающейся под водой. Более подробное описание развития
ракет в Европе в середине XVI в. приведено Леем [1].
§ 2. РАЗВИТИЕ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В XIX в.1)
На фиг. 20 изображена схема одной из пороховых ракет, отно-
относящихся примерно к 1800 г. Несколько типов подобных пороховых
Фиг. 20. Схема одной из ранних боевых
ракет A800 г.).
1—боевая головка, содержащая свинец, зажигатель-
зажигательный состав или порох; 2—ракетная камора; 3—за-
3—запальный шнур; 4—деревянный стержень для ста-
стабилизации полета.
ракет—весом от 3,5 до 19 кг с наибольшей дальностью полета
до 2 750 м—было создано английским полковником Конгревом2).
г) Интенсивное развитие боевые ракеты получили в XVIII в. в Индии.
Индусы успешно использовали их в сражениях с англичанами, в частности
под городом Серингапатом в 1799 г.—Прим. ред.
?) Конгрев, находясь в Индии, изучал опыт индусов по боевому примене-
применению ракет. Возвратившись из Индии в 1804 г., он начал работать над даль-
дальнейшим усовершенствованием пороховых ракет.—Прим. ред.
§ 2. Развитие ракетных двигателей в XIX в. 35
Точность прицеливания и определение дальности полета ракет
были в то время весьма неудовлетворительными. Стабилизация
полета ракеты Конгрева достигалась при помощи прикреплен-
прикрепленного к ней длинного стержня, увеличивавшего лобовое сопроти-
сопротивление ракеты. Одно из дальнейших усовершенствований боевых
ракет состояло в сообщении им вращательного движения для
придания устойчивости во время полета. Для этого на пути выте-
вытекающих газов были установлены три наклонные лопасти, которые
создавали закручивание вытекающей струи.
Эта идея обеспечения устойчивости путем вращения снаряда
была использована и при стрельбе из артиллерийских орудий;
снаряд получал вращение в. результате движения вдоль нарезной
части ствола. Благодаря этому точность стрельбы артиллерийских
орудий настолько повысилась, что ракеты уже не могли с ними
конкурировать. Действительно, к концу XIX в. пороховые ракет-
ракетные снаряды постепенно вышли из употребления.
Работы Конгрева по созданию ракетных снарядов имели боль-
большое влияние на развитие ракетной артиллерии. В войнах про-
прошлого столетия ракеты играли видную роль. Они использовались
в период наполеоновских войн при бомбардировке Булони с моря.
В 1807 г. англичане выпустили свыше 30 000 ракет при осаде
Копенгагена и причинили городу существенный ущерб.
Большое значение имело использование пороховых ракет
в качестве средства сигнализации.1) До появления радио приме-
применение сигнальных ракет при кораблекрушениях спасло много
человеческих жизней.
В 1903 г. русский ученый К. Э. Циолковский в своей статье
о возможности межпланетных путешествий предложил исполь-
использовать жидкие топлива для работы ракетного двигателя2). Вплоть
до 1930 г. Циолковским был опубликован ряд научных работ
по реактивному движению. Первые статьи Циолковского отно-
относятся к 1896 г. В качестве компонентов для своих реактивных дви-
двигателей Циолковский предлагал жидкий водород и жидкий кис-
кислород [2].
*) Пороховые ракеты для сигнализации применялись в России еще в вой-
войсках Петра l.—Прим. ред.
2) Автор не только умаляет роль Циолковского как основоположника
идеи жидкостно-реактивного двигателя и теории реактивного движения, но и
пытается приписать, основываясь на недостоверных сообщениях, изобретение
жидкостно-реактивного двигателя Педро Полето (соответствующее место при
переводе опущено). Действительно, Макс Валье в книге «Полет в мировое
пространство» упоминает о некоем Педро Полето, инженере из Перу, ко-
которому будто бы удалось сконструировать жидкостно-реактивный двигатель
есом 2,5 кг, развивший тягу в 90 кг. Однако об этих экспериментах было
ообщено лишь в 1927 г., а предложение Циолковского, как известно, было
публиковано в 1903 г., т. е. намного раньше. Это—лишь одна из ряда не-
НьСТОятельных попыток исказить исторические факты, связанные с бесспор-
м приоритетом нашей Родины в области ракетной техники.—Прим. ред.
3*
36 Гл. II. История ракетных двигателей
Изобретение реактивного воздухоплавательного аппарата от-
относится к прошлому столетию. В 1882 г. Н. И. Кибальчич разрабо-
разработал в Петербурге проект ракетного воздухоплавательного аппара-
аппарата1). Он предложил конструкцию поворотного ракетного двига-
двигателя, в камеру сгорания которого должны были последовательно
вводиться заряды прессованного пороха.
§ 3. БОЛЕЕ НОВЫЕ РАБОТЫ
В 1923 г. в Германии профессор Оберт опубликовал труд «Ра-
«Ракета в межпланетное пространство», в котором он развил подроб-
подробную математическую теорию движения ракетных снарядов и из-
изложил ряд новых идей о конструкциях ракет и межпланетных ко-
кораблей. Он предложил первый самоохлаждаемый ракетный дви-
двигатель, т. е. двигатель, снабженный охлаждающей рубашкой,
внутри которой циркулирует топливо до его впрыска. Оберт пред-
предложил также конструкцию двухступенчатой ракеты, использова-
использование насосов для подачи топлива, термостатическое регулирование
расхода охлаждающей жидкости и другие усовершенствования
[3, 4]. На фиг. 21 приведена схема двухступенчатой ракеты
Оберта2).
В этот же период некоторые экспериментаторы построили реак-
реактивные автомобили и дрезины. Оберт предпринял несколько не-
неудачных попыток практически осуществить полет ракетных сна-
снарядов. В 1927 г. в Германии было образовано «Общество межпла-
межпланетных сообщений», которое организовало издание первого науч-
научно-технического журнала по реактивной технике [5] и произвело
ряд испытаний ракет. В этих экспериментах в качестве топлива
использовались в основном жидкий кислород с бензином или
спиртом. В некоторых двигателях была применена система водя-
водяного охлаждения.
В 1933 г. австрийский инженер Зенгер опубликовал книгу
«Техника ракетного полета». Он отметил преимущества использо-
использования высокого давления в камере сгорания и указал, в частности,
*) Изобретение Н. И. Кибальчича относится к 1881 г. Кибальчич первым
высказал идею создания летательного аппарата тяжелее воздуха с порохо-
пороховым реактивным двигателем. Предложения об использовании реактивного
принципа движения для воздухоплавательных аппаратов легче воздуха, т. е.
воздушных шаров и дирижаблей, делались и раньше. Первые предложения
такого рода были высказаны также в нашей стране: именно Третесским
в 1849 г. и Соковниным в 1866 г.—Прим. ред.
2) Автор, говоря о работах Оберта, снова допускает фальсификацию.
Самоохлаждаемый ракетный двигатель, т. е. двигатель с регенеративным
охлаждением, был предложен впервые К. Э. Циолковским в 1915 г. Идея
составной ракеты примерно в то же время была предложена и разработана
также Циолковским. Сам Оберт в своем письме к Циолковскому полностью
признавал его приоритет.—Прим. ред.
§ 3. Более новые работы
37
что в жидкостно-реактивном двигателе сжигание жидкого кис-
кислорода и дизельного топлива при давлении в камере сгорания по-
порядка 100 кг/см2 позволяет
достичь скорости истечения,
близкой к 3 000 м/сек. Зенгер
разрабатывал свои идеи также
во время войны; он предложил
двигатели и снаряды с тягой
100 т. Одна из идей Зенге-
ра заключалась в применении
в качестве ракетного топлива
суспензии алюминиевого порош-
порошка в нефти [6, 7]1). В своих рабо-
работах Зенгер использовал сфериче-
сферическую камеру сгорания, изобра-
изображенную на фиг. 61,д.
В Германии, начиная с
1933 г., исследовательские ра-
работы в области ракетных двига-
двигателей были засекречены и пе-
перешли в ведение военных орга-
организаций. Под руководством
Брауна была построена серия
ракетных снарядов (серия «А»);
данные о наиболее известных
снарядах этой серии приводят-
приводятся на стр. 38.
Немецкая ракета V-2 пред-
представляет собой сверхзвуковой
снаряд «земля—земля» с даль-
дальностью полета порядка 250 км [8 ],
В качестве топлива использует-
используется жидкий кислород и 75-про-
75-процентный этиловый спирт. Тяга,
измеренная на уровне моря,
составляет примерно 26 т; дви-
двигатель (фиг. 22) работает не-
немногим больше минуты. В систе-
системе подачи топлива использует-
используется турбонасосный агрегат мощ-
мощностью 500 л. с, который при-
приводится в действие при помощи
Фиг. 21. Схема двухступенчатой
ракеты Оберта.
1—оболочка, отделяющаяся для запуска
малой ракеты (вторая ступень); 2—баки
для горючего; 3-баки для кислорода;
4—малая ракета (вторая ступень); 5—ра-
5—ракетный двигатель малой ракеты с охлаж-
охлаждающей рубашкой; 6—большая ракета
(первая ступень); 7—баки для кислорода;
8—ракетный двигатель большой ракеты;
9—охлаждающая рубашка; 10—стаби-
10—стабилизаторы.
*) Идея использования металлов, в том числе и алюминия, в качестве
присадков к жидкому топливу для повышения его теплотворной способности
ьгла высказана впервые у нас в стране и принадлежит советскому ученому
Цандеру, см., например, его книгу [25].— Прим. ред.
38
Гл. II. История ракетных двигателей
Марна
Характеристика снаряда
А-1 и А-2
А-3
А-4
А-5
А-9
10
Небольшие экспериментальные снаряды; кольце-
кольцевой топливный бак располагался вокруг двигателя
Масштабная модель снаряда А-4. Имела двига-
двигатель с регенеративным охлаждением, развивавший
тягу в 900 кг
Этот снаряд известен под названием V-2. Не-
Несмотря на то, что предварительные проектные рабо-
работы были выполнены в 1938 г., разработка техниче-
технического проекта не производилась до 1940 г. Первый
экспериментальный полет был совершен в 1942 г. До
окончания войны было изготовлено свыше 3 000 сна-
•рядов. На фиг. 9 изображено внутреннее устройство
ракеты; фотография двигателя ракеты приведена
на фиг. 22
Экспериментальный снаряд, построенный до из-
изготовления V-2 для отработки системы управления
в полете
По размерам аналогичен А-4. Этот снаряд дол-
должен был применяться совместно со снарядом А-10
в качестве второй ступени двухступенчатой ракеты.
Первые варианты ракеты А-9 предусматривали приме-
применение крыльев
По проекту этот снаряд должен был иметь мощ-
мощный двигатель с тягой 200 т и применяться вместе
со снарядом А-9 в качестве первой ступени двухсту-
двухступенчатой ракеты *. По расчетам дальность полета
А-9 при использовании для взлета снаряда А-10
должна была составлять от. 3 000 до 4 000 км. Эта
двухступенчатая ракета предназначалась для бом-
бомбардировки американского континента
* В зарубежной литературе первая ступень двухступенчатой ракеты часто назы-
называется бустером.— Прим. ред.
парогазогенератора, осуществляющего реакцию разложения пере-
перекиси водорода. Для увеличения безопасности зажигания при за-
запуске ракеты предусматривается первоначальная работа дви-
двигателя на так называемом пусковом режиме, который характери-
характеризуется уменьшенным расходом топлива. Закон изменения расхода
топлива этого двигателя рассматривается в гл. VI. Дальность
полета ракеты V-2 определяется моментом прекращения работы
двигателя; остановка двигателя осуществляется путем прекра-
прекращения подачи топлива. После этого ракета описывает траекторию
свободно летящего снаряда. В течение всего времени полета ра-
ракеты с работающим двигателем специальный электронный прибор
§ 3. Более новые работы
39
интегрирует ускорение снаряда, величина которого измеряется
акселерометром. На заранее установленном расстоянии от места
запуска ракеты этот электронный
прибор посылает импульс, кото-
который прекращает подачу топлива
в камеру сгорания. Для более
точного осуществления заданной
траектории полета ракеты двига-
двигатель выключается в два приема;
за несколько секунд до прекра-
прекращения подачи топлива тяга дви-
двигателя уменьшается примерно до
7 750 кг; затем, когда интеграл
ускорения становится равным за-
заданной величине, двигатель оста-
останавливается.
Ракета V-2 состоит из четырех
отдельных отсеков (см. фиг. 9).
8 носовом отсеке находится заряд
взрывчатого вещества (боевая го-
головка) ; следующий отсек содержит
акселерометры, гироскопы, бата-
батареи и различные электрические
приборы. В большом центральном
отсеке расположены баки для
кислорода и горючего, а в заднем
отсеке установлен двигатель и
смонтировано хвостовое оперение.
Данные о размерах ракеты V-2
и весе ее отдельных элементов
приведены в табл. 1, а летные ха-
характеристики ракеты—в табл. 2.
Во время войны в Германии
был разработан ряд стартовых дви-
двигателей пороховых ракет и тор-
торпед [8]. Кроме того, были также
разработаны проекты различных
ракетных снарядов и самолетов-
истребителей и построены их экспе-
экспериментальные образцы. В част-
частности, представляет интерес зе-
зенитный снаряд Вассерфаль с дви-
двигателем, работающим на азотной кислоте. Более подробно этот
двигатель описан в гл. VII, § 6.
Исследование возможностей применения для самолетов и под-
подводных лодок двигателей, работающих на перекиси водорода,
: /: :: Щ
Фиг. 22. Общий вид жидкостно-
реактивного двигателя ракеты V-2.
Таблица 1
ДАННЫЕ РАКЕТЫ V-2
а) Вес (в кг)
Боевая головка 1 000
Заряд взрывчатого вещества 750
Приборный отсек 480
Отсек баков 740
Корпус 420
Кислородный бак 120
Спиртовой бак 76
Двигатель 930
Камера сгорания 422
Турбонасосный агрегат 160
Баллоны со сжатым воздухом 75
Парогазогенератор 73
Подвеска двигателя (силовая рама) 56
Хвостовой отсек 860
Корпус 476
Система управления рулями 160
Газовые рули 60
Полный сухой вес 4 010
Вес горючего 3 814
Вес кислорода 4 900
Вес перекиси водорода 177
Вес перманганата 14
Полный полетный вес 12 915
6) Размеры (в м)
Общая длина 14,0^
Диаметр корпуса 1,65
Диаметр по хвостовому оперению (по четырем стабили-
стабилизаторам) 3,57
Таблица 2
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАЙЕТЫ,У-2
а) Характеристики траектории полета ракеты
Время,
сек.
0
4
52
66
176
310
Высота,
км
0
0,78
16,2
27,8
82,0
0
Дальность,
км
0
0
10
22,8
147
292
Скорость,
м/сек
0
40
970
1540
860
1000
Ускорение,
м/сеп2
10
16,8
36
55
0
-44,8
Примечание
Старт
Выключение двига-
двигателя
Наивысшая точка
Момент перед взры-
взрывом
б) Данные двигателя*
Давление в камере сгорания 15,5 кг/см2
Расход кислорода 69 кг/сек
* Данные системы подачи топлива приведены в табл. 24 и на фиг. 98.
§ 3. Более новые работы 41
Расход горючего 56 кг/сек
Температура в камере сгорания (измеренная).... 2 640°К
Тяга на уровне моря 25 400 кг
Скорость истечения на уровне моря 1 995 м/сек
Идеальная скорость истечения на уровне моря . - . 2 200 »
Средний перепад давления при впрыске топлива . . 2,4 кг/см2
Перепад давления в системе охлаждения 4,3 »
Диаметр горловины сопла двигателя 0,40 м
Диаметр камеры сгорания 0,92 »
Диаметр выходного сечения сопла 0,74 »
Расход спирта для пленочного охлаждения .... 13% общего рас-
расхода спирта
Среднее значение удельного теплового потока . . . 510 ккал/м'г-сек
Горючее \ 75% этилового
спирта, 25% во-
воды
Окислитель Жидкий кислород
Характеристическая длина камеры 2,87 м
Повышение температуры охлаждающей жидкости . . 35° С
Число форсунок 18
было произведено на заводах Вальтера в Киле. Эта работа привела
к созданию жидкостно-реактивного двигателя Вальтер 109-509,
который затем использовался для самолетов-истребителей и сна-
снарядов. Эти двигатели были установлены на истребителях Ме-163,
Ме-262 и ВР-20 Наттер. Общий вид двигателя Вальтер 109-509А1
изображен на фиг. 23.
Фиг. 23. Общий вид жидкостно-реактивного двигателя Валь-
Вальтер 109-509 А1 для самолета Ме-163.
Окислителем в этом двигателе служит 80-процентная перекись
водорода и горючим—смесь, состоящая из 57% метилового спирта,
13% воды и 30% гидразингидрата. Введение в состав топлива
гидразингидрата обеспечивает его самовоспламенение; вода сни-
снижает температуру горения примерно до 1800° С. Данные двига-
двигателя Вальтер 109-509А1 приведены в табл. 3.
ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ
Наименование двигателя
или ракеты
Характеристика
Назначение
Полный полетный вес, кг
Вес топлива, кг
Тяга на уровне моря, кг
Средняя удельная тяга, кг -сек/кг
Продолжительность горения, сек.
Эффективная скорость истечения
на уровне моря, м/сек
Окислитель
Горючее
Система подачи топлива
Давление в камере сгорания,
кг/см2
Максимальная скорость полета,
м/сек
Полный импульс, кг/сек
Полезная нагрузка, кг
Вальтер 109-509А1
(Ме-163)
Управляемый
снаряд «земля—
земля»
12 800
8 750
25 400
220
65
1995
Жидкий
кислород
Этиловый
спирт 75%
Вода 25%
Турбонасосная
15,5
1525
1 861 400
1000
Двигатель
самолета
167 (сухой вес)
1 700 (макс.)
200 (мин.)
175 (макс.)
95 (мин.)
1 715 (макс.)
Г Перекись
' водорода
Вода 20%
г Метиловый
спирт 57%
Гидразинги-
I драт 30%
L Вода 13 о/о
Турбонасосная
От 4,3 до 22
274,5
Таблица 3
ДВИГАТЕЛЕЙ
Вассерфаль
Эроджет
38 ALDW
1500
ВАК
Кориорзл
Эродшет
AS 1000
RM I
6000 С 4
Зенитный
управляемый
снаряд
3 460
1860
8 000
190
45
1850
Азотная
кислота
Серная
кислота
Винилизо-
бутиловый
эфир (визоль)
Газобаллон-
Газобаллонная под
давлением
воздуха
19,0
610
360 000
306
Стартовый
двигатель
680
По расчету
190
38
1870
Красная
дымящая
азотная
кислота
Анилин
Газобаллон-
Газобаллонная под
давлением
газа
25 900
Метеороло-
Метеорологическая
ракета
302
Около 175
680
По расчету
195
45
1905
Красная
дымящая
азотная
кислота
Анилин
Газобаллон-
Газобаллонная под
давлением
воздуха
30 600
Стартовый
двигатель
72,5
454
171
10
1710
Твердое
топливо
Твердое
топливо
Около 140
4 540
Двигатель
самолета
Примерно
172,5
2 720
209
2 165
Жидкий
кислород
Г Этиловый
{ спирт 75%
1Вода 25%
Газобаллон-
Газобаллонная под
давлением
воздуха
или турбо-
насосная
Около 15,4
44 Гл. II. История ракетных двигателей
Подача топлива в камеру сгорания двигателя осуществляется
двумя центробежными насосами, находящимися на одном валу
с приводящей их турбиной. Турбина работает на парогазовой
смеси, которая образовывается при каталитическом разложении
перекиси водорода в парогазогенераторе.
Этот парогазогенератор представляет собой металлический
сосуд, заполненный кусками пористого фарфора, пропитанными
перманганатом кальция и хромовокислым калием. Под дей-
действием этих веществ происходит каталитическое разложение пе-
перекиси водорода, поступающей в парогазогенератор, на водяной
пар и кислород.
Камера сгорания находится в задней части двигателя, у конца
длинной трубы, служащей для передачи тяги двигателя. В камере
сгорания установлено двенадцать форсунок, соединенных с тремя
парами топливных трубопроводов. Первая пара трубопроводов
(один для подачи окислителя, другой—горючего) служит для под-
подвода топлива к трем форсункам, следующая—также к трем и по-
последняя—к шести форсункам. Применение топливной системы
такого устройства позволяет изменять расход топлива путем пере-
переключения групп форсунок без существенного изменения перепада
давлений в форсунках.
Так как этот двигатель должен развивать различную тягу на
разных режимах, то в нем предусмотрена система регулирования
подачи топлива в двигатель, числа оборотов топливных насосов
и производительности парогазогенератора.
Запуск двигателя производится при помощи электромотора,
соединенного через редуктор и муфту сцепления с валом турби-
турбины, приводящей насосы.
§ 4. РАБОТА НАД РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ В США
Начиная с 1915 г., профессор Годдард производил в США
эксперименты с ракетами, снаряженными бездымным порохом.
В 1919 г. вышла его книга «Метод достижения больших высот»,
получившая широкую известность [9]1). В 1920 г. Годдард начал
разработку ракетного двигателя, работающего на жидком кисло-
кислороде и бензине. В марте 1926 г. он осуществил кратковременный
полет снаряда с жидкостно-реактивным двигателем. Как видно
из фиг. 24, на которой приведена схема снаряда Годдарда, ракет-
ракетный двигатель находился в носовой части этого снаряда, а то-
г) Говоря о работах Годдарда, автор умалчивает о принципиально важной
работе русского ученого Федорова, который еще в 1895 г. в своей брошюре
«Новый принцип воздухоплавания, исключающий атмосферу как опорную
среду», обосновал возможность полета ракеты в пустоте. Годдард своими рас-
расчетами лишь подтвердил правильность как выводов Федорова, так и дальней-
дальнейших фундаментальных работ К. Э. Циолковского.—Прим. ред.
§ 4. Работа над ракетными двигателями в США
45
—-/г
пливные баки—в задней части. Лобовое сопротивление баков
делало этот снаряд устойчивым в полете. Предохранительный
кожух защищал баки от действия пламени. Жидкий кислород
и бензин подавались в камеру сгора-
сгорания под давлением газообразного кис-
кислорода.
В 1930 г. ракеты Годдарда испы-
тывались в Росуэле (штат Ныо-Мек-
сико). Одна из ракет развила скорость
800 км/час и достигла высоты 610 м.
Годдард испытывал также устойчивость
полета ракет при помощи установки на
них маятниковых стабилизаторов и ги
роскопов.
В 1932 г. было образовано Амери-
Американское ракетное общество. Это обще-
общество разработало ряд новых типов ра-
ракетных двигателей и, начиная с 1934 г.,
производило их испытания. В боль-
большинстве этих двигателей применялся
жидкий кислород. В конструкции одно-
одного двигателя была использована идея
«тепловой губки»1); в других конструк-,
циях были использованы некоторые /5
новые схемы охлаждения [10]. Два дви-
двигателя, разработанные обществом, изо-
изображены на фиг. 61.
Несколько членов Американского
ракетного общества образовали фирму
Риэкшн Моторс. Во время войны эта
фирма выпускала двигатели, работаю-
работающие на жидком кислороде и бензине,
а также на жидком кислороде и спирте
с тягой 450 и 1 550 кг. В последнее
время фирма выпустила четырехкамер-
ный авиационный жидкостно-реактив-
ный двигатель с тягой 2 720 кг. Этот
Двигатель был установлен на сверхзву-
сверхзвуковом самолете XS-1. Каждая из четы-
четырех камер двигателя имеет независимые системы регулиро-
регулирования и зажигания; кроме того, летчик имеет возможность регу-
регулировать тягу двигателя при помощи дросселя, изменяющего
подачу топлива. Этот двигатель, известный под маркой Риэкшн
Фиг. 24. Схема снаряда
Годдарда.
1—запальное устройство; 2—
клапан подачи кислорода;
3—клапан подачи бензина,
4—камера сгорания; 5—соп-
5—сопло; 6—трубопровод подачи го-
горючего; 7—трубопровод подачи
окислителя; 8—экран из лис-
листового металла; 9, 13—проб-
13—пробковые поплавки; 10— предо-
предохранительный клапан; 11—бак
для кислорода; 12—трубопро-
12—трубопровод подвода в баки газообраз-
газообразного кислорода под давлением
при запуске; 14—контрольный
клапан; 15—бак для бензина.
*) Речь идет о емкостном охлаждении.—Прим. ред.
46
Гл. II. История ракетных двигателей
Моторс-6000 С-4, изображен на фиг. 25; его данные приведены
в табл. 3.
Другим центром работ в области ракетной техники в США
является лаборатория реактивных двигателей Калифорнийского
технологического института [И]. Эта лаборатория была органи-
организована перед началом второй мировой войны и проводила в основ-
основном секретные работы военного характера. В лаборатории были
Ф и г. 25. Стендовые испытания жидкостно-реактивного двн
гателя Риэкшн Моторс-6000 С-4.
выполнены исследования пороховых стартовых ракет, и первая
такая ракета была подвергнута испытанию в августе,1941 г. Было
создано также топливо для жидкостно-реактивного двигателя,
состоящее из азотной кислоты и анилина, и в апреле 1942 т.
произведено испытание первого в США стартового жидкостно-
реактивного двигателя с тягой 450 кг. Кроме того, в лаборатории
производились исследования ракетных двигателей твердого топли-
топлива для подводного плавания, а также различных метеорологиче-
метеорологических ракет.
Последней разработанной ракетой этого типа является ракета
ВАК Корпорэл, предназначенная для установки на ней приборов
с целью проведения метеорологических измерений в верхних
слоях атмосферы. Эта ракета изображена на фиг. 10, а ее характе-
Литература 47
ристики приведены в табл. 3. Двигатель ракеты работает на азот-
азотной кислоте и анилине. Диаметр ракеты равен 305 мм и длина—
примерно 5 м. Двигатель, имеющий регенеративное охлаждение,
развивает тягу 680 кг; в баллонной системе подачи топлива исполь-
используется сжатый воздух. Запуск ракеты производится при помощи
вспомогательного (бустерного) двигателя, развивающего тягу
2 300 кг в течение 0,5 сек. Под действием ускорения, сообщаемого
ракете вспомогательным двигателем, срабатывает инерционный
клапан, в результате чего сжатый воздух поступает в топливные
баки ракеты. После того как начал работать основной двигатель
ракеты, она отделяется от вспомогательного двигателя. В носовой
части ракеты расположены парашют и автоматические устройства
для отделения приборного отсека от ракеты и спуска его на пара-
парашюте. Запуск ракеты ВАК Корпорэл производится при помощи
специальной установки высотой 30 м. При полете ракета дости-
достигала высоты порядка 70 км.
Фирма Эроджет Инжиниринг продолжала работы по доводке
некоторых двигателей, разработанных Калифорнийским инсти-
институтом. В настоящее время она производит стартовые двигатели,
первые ракетные двигатели, получившие широкое применение
в США для улучшения взлетных характеристик самолетов раз-
различных типов (см. фиг. 13 и табл. 3). Помимо выполнения ряда
секретных работ военного значения, фирма разработала и орга-
организовала производство стартовых жидкостно-реактивных двига-
двигателей различных типов, а* также разработала одну из первых
удачных конструкций ракетного двигателя из нержавеющей стали.
Фирма изготовила ракетный двигатель для самолета, изображен-
изображенного на фиг. 5, и двигатели для экспериментальных снарядов.
ЛИТЕРАТУРА1)
1. Ley W., Shells and Shooting, New York, 1942.
2. Циолковский К. Э., Исследование мировых пространств реак-
реактивными приборами, Калуга—Ленинград, 1914.2)
3. О b e r t h H., Die Rakete zu den Planetenraumen, Miinchen, 1923.
4. Оберт Г., Пути осуществления космических полетов, М., 1948.
5. Die Rakete (ежемесячный журнал Германского ракетного общества)
A927—1930).
6. Зенгер Е., Техника ракетного полета, М., 1947.
7. S a n g е г Е., Recent Results in Rocket Flight Technique, NACA Techn.
Memoran., 1012, April A942).
8. Perring W. G. A., A Critical Review of German Long-Range Ro-
Rocket Development, Journ. Royal Aeronautic. Soc, 50, No. 427, 483 A945).
*) Литература, отмеченная звездочкой, добавлена при редактировании.
2) Автор ошибочно указывает, что работа была опубликована в 1914 г.
В действительности цитируемая работа была опубликована в 1903 г., а затем
в 1911—1912 гг. и в 1914 г. перепечатывалась с дополнениями.—Прим. ред.
48 Гл. II. История ракетных двигателей
9. Goddard R. H., A Method for Reaching Extreme Altitudes, Smith-
son. Inst., Washington, Miscellaneous Collections LXXI, No. 2 A919).
10. Journ. Amer. Rocket Soc. (журнал Американского ракетного общества
начал издаваться в 1931 г. под названием Bull. Amer. Interplanetary
Soc, а затем под названием Astronautics).
11. Stanton R., Research and Development of the Jet Propulsion Labo-
Laboratory, GALCIT, Eng. Sci. Monthly, Californ. Inst. Technol., Pasadena
July A946).
12. Ley W., Rockets, New York, 1944.
13. P e n d г а у G. E., The Coming Age of Rocket Power, New York, 1945.
14. W у 1 d J. H., Liquid Propellant Rocket Motor—Past, Present and Future.
Mechan. Eng., June, 457 A947).
15. Stemmer J., Die Entwicklung des Raketen Antriebes in Allgemein
Verstandlicher Darstellung, Vols. 1—3, Zurich, 1944.
16. Ноордунг Г., Проблема путешествия в мировом пространстве, М.,
1950.
17. Goddard R. H., Rockets, New York A946).
18. D a v i s T. L., Early Chinese Rockets, Technol. Rev., Massachus.
Tnst. Technol., 51, No. 2, December A948).
19. Weyl A. R., Guided Missiles, The Aeroplane, 74, P. 1—VII, May—Oct.
A948).
20. В u г с h a r d J. E., Rockets, Guns and Targets, Boston, 1948.
21. Эно-Пельтри, Космические полеты, М., 1950.
22. Goddard R. H., Rocket Development, New York, 1948.
23*. Циолковский К. Э., Труды по ракетной технике, М., 1947.
24*. Кондратюк, Завоевание межпланетных пространств, М., 1947.
25*. Цандер, Проблема полета при помощи ракетных аппаратов, М.,
1947.
26*. Тихонравов, Ракетная техника, М., 1935.
27*. П р и м е н к о, Реактивные двигатели, их развитие и применение,
М., 1947.
28*. Ляпунов, Рассказы о ракетах, М., 1951.
Глава III
ТЕОРИЯ СОПЛА И ТЕРМОДИНАМИКА ДВИГАТЕЛЯ
Термодинамические уравнения процессов, происходящих в ра-
ракетном двигателе, представляют собой математический аппарат,
позволяющий произвести расчет характеристик и определение
конструктивных параметров ракет. Эти уравнения используются
для расчета и сопоставления характеристик различных ракетных
двигателей; они позволяют произвести предварительную
оценку эксплуатационных характеристик данного ракетного
двигателя и определить основные конструктивные параметры,
например размеры и форму сопла, по заданным техническим
условиям.
Термодинамические уравнения, играющие важную роль при
исследовании и проектировании ракетных двигателей, выводятся
и анализируются в настоящей главе. Вывод их дает основные пред-
представления о термодинамических процессах, связанных со сгора-
сгоранием и расширением газообразных продуктов сгорания в ракет-
ракетном двигателе.
Для удобства в конце главы приводится сводка основных ура-
уравнений.
§ 1. ИДЕАЛЬНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Анализ идеальных ракетных двигателей основывается на пред-
предположении об одномерности потока. Допустимость такого пред-
предположения подтверждается тем, что экспериментальные характе-
характеристики обычно отличаются не более чем на 10% от теоретических
величин, вычисленных для идеального случая. При проектирова-
проектировании новых ракетных двигателей обычно принято использовать t
параметры идеального двигателя, которые затем уточняются при
помощи введения поправочных коэффициентов, подобных рассма-
рассматриваемым в § 4 настоящей главы.
Идеальным ракетным двигателем называется двигатель, в ко-
котором выполняются следующие условия:
1) рабочее вещество (продукты сгорания) является однород-
однородным и неизменным по составу;
2) изменения состояния рабочего вещества происходят по за-
к°нам идеального газа;
1 Д- Саттон
50 Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
3) трение отсутствует;
4) теплопередача через стенки двигателя отсутствует, т. е.
поток газа является адиабатическим;
5) расход топлива является установившимся и постоянным;
6) скорость газов, вытекающих из сопла двигателя, направлена
по его оси;
7) в любом поперечном сечении, нормальном к оси двигателя,
газы имеют одну и ту же постоянную по сечению скорость;
8) в камере сгорания двигателя устанавливается химическое
равновесие, которое не сдвигается в сопле.
В идеальном жидкостно-реактивном двигателе дополнительно
предполагается наличие системы подачи топлива, обеспечивающей
совершенное перемешивание окислителя и горючего, так что в ре-
результате образуется однородное (гомогенное) рабочее вещество.
Незначительные местные колебания состава смеси в двигателе
приводят к образованию продуктов реакции, свойства которых
почти не отличаются от свойств продуктов реакции при расчетном
составе смеси даже в том случае, когда действительный состав
продуктов сгорания несколько отличается от расчетного. Следова-
Следовательно, при хорошей головке двигателя предположение о совер-
совершенном перемешивании может быть выполнено достаточно точно,
и, таким образом, условие однородности рабочего вещества стано-
становится обоснованным. В ракетном двигателе твердого топлива для
выполнения этого условия предполагается, что топливо имеет
однородную зернистость, а скорость горения является постоянной
и установившейся.
Так как температуры сгорания топлива в ракетном двигателе
очень высоки B 200—3 300° С), то газообразные продукты сгора-
сгорания находятся в состоянии, далеком от насыщения, и, сле-
следовательно, весьма точно подчиняются законам идеального
газа.
Допущения об отсутствии трения и об установившемся потоке
без теплообмена через стенки позволяют применить уравнения
изоэнтропического расширения в реактивном сопле и, таким обра-
образом, ввести предположение о максимальном преобразовании тепло-
тепловой энергии в кинетическую энергию струи. Точно определить
потери на трение о стенки трудно, но эти потери малы по ве-
величине.
Энергия, передаваемая в виде тепла стенкам ракетного двига-
двигателя, обычно составляет меньше 2% общей энергии, и, следова-
следовательно, ею можно пренебречь.
Хотя экспериментально были обнаружены колебания в вели-
величине расхода топлива ракетного двигателя, работающего в уста-
установившемся режиме, однако величина этих колебаний настолько
мала, что допущение о постоянстве расхода можно считать при-
приемлемым.
§ 2. Основные термодинамические соотношения 51
§ 2. ОСНОВНЫЕ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ СООТНОШЕНИЯ *)
Для случая адиабатического течения газа между произволь-
произвольными сечениями потока х и у закон сохранения энергии может быть
выражен уравнением энергии, в котором уменьшение энтальпии2)
приравнивается соответствующему увеличению кинетической
энергии движущихся газов [2]:
cv{Tx-Tv) = ^j(wl-wl). C.1)
В случае установившегося течения закон сохранения вещества
выражается равенством расхода в сечениях х и у и математи-
математически представляется уравнением непрерывности [2]
G G Ex^^Ev^L. C.2)
х у vx vy v ;
Уравнение состояния идеального газа имеет следующий вид [2]:
Px*>x = RTx, (З.з)
где газовая постоянная R равна частному от деления универ-
универсальной газовой постоянной R' (jR' = 848 кгм/молъ-град) на
молекулярный вес р. газообразных продуктов реакции3). Для
идеальных газов удельная теплоемкость при постоянном давле-
давлении ср, удельная теплоемкость при постоянном объеме cv и их
отношение к постоянны и определяются из следующих выра-
выражений [1]:
k = cf, C.4)
Cv
с -с -*-
При изоэнтропическом течении между произвольными сече-
сечениями х и у выполняются следующие соотношения:
)". (З.б)
Для облегчения расчетов на фиг. 26 и 27 приведены гра-
графики зависимости отношения температур Тх/Ту от отношения
2) Выводы и обсуждение соотношений, приведенных в этом параграфе,
можно найти в учебниках по термодинамике или газодинамике, см. напри-
например [1—5].
2) Энтальпия, теплосодержание или тепловая функция i = u+Apv.
В тексте сохраняется термин «энтальпия», широко применяющийся в отече-
отечественной технической литературе.—Прим. ред.
3) R—газовая постоянная, отнесенная к 1 кг 1аза.—Прим. ред.
4*
2,5
к?
45
/5
20 25 30
40 50 60 70 80 30 100
ё
__ —
ш
т ¦—
. ¦
0
-—— "
¦
¦
3
Р
.
-
i
— yz
но
f
т
~~——
^——
_—¦—
>———'
^—
.—^
Р
——-
—-—
^-—'
^-
, '
—
1
, —
—
^——'
.—-—"
^-
^——
^-——-
„ ¦—¦
.
—
¦
. ——
*~~—
^——
—-—
.—-—
—¦
—тж.
^—
—*-
^—
.—-—¦
— —
^-^—
Т^—'
^——
,——
и—
.
15
2,5
/0
4
Ф и i. 26. Зависимость отношения температур Тх/Ту от отношения давлений рх/ру для изоэнтропического про-
процесса при различных значениях к.
В качестве Тх, Ту и рх, рд можно взять любые комбинации температур и давлений.
600 700 800 300 1000
Фиг. 27. Зависимость отношения температур Тх / Ту от отношения давлений рх / Ру
процесса при различных значениях к.
В качестве Тх , Ту и рх> ру можно взять любые комбинации температур и
изоэнтропического
54 Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
давлений рх/Ру Для изоэнтропического процесса. Если поток
сжимаемой жидкости останавливается или затормаживается
при соблюдении условий изоэнтропического процесса, то возни-
возникающее таким образом состояние характеризуется так называ-
называемыми параметрами торможения, которым приписываются инде-
индексы 0. Температура торможения, или полная температура Го,
определяется из уравнения энергии
<37)
где Т — температура жидкости, или температура свободного
потока1). При адиабатическом течении температура торможе-
торможения остается постоянной. Соотношения изоэнтропического
процесса дают для параметров торможения следующую связь:
Энергия жидкости, соответствующая состоянию заторможенного
потока, называется энергией торможения или полной энергией
и является суммой энтальпии и кинетической энергии движу-
движущейся жидкости.
Скорость звука, или акустическая скорость, в идеальных
газах не зависит от давления; она определяется [2] из выра-
выражения
a=\/gkRT. C.9)
Число М является безразмерным параметром потока и опре-
определяется как отношение скорости потока к скорости звука, т. е.
« VgkRT V '
Число М < 1, если поток дозвуковой; М > 1, если поток сверх-
сверхзвуковой, и М —1, если скорость потока равна скорости звука.
Ниже будет показано, что в горловине сверхзвукового сопла
М = 1.
Из выражений C.7) и C.10) можно получить зависимость
полной температуры от числа М в следующем виде:
C.11)
N. — У
ИЛИ
_
к-1
*) В отечественной литературе обычно называется статической или термо-
термодинамической температурой. В тексте используется термин «статическая
температура».—Прим. ред.
§ 2. Основные термодинамические соотношения 55
где То — полная температура и Т — статическая температура
в потоке при данном числе М.
Полное давление р0 представляет собой давление жидкости
при изоэнтропическом преобразовании энергии потока в тепло-
тепловую энергию. Полное давление остается постоянным только
при изоэнтропическом течении и выражается формулой
Po^l + VM2/ • C.12)
Отношение площадей данных поперечных сечений х и у
изоэнтропического сопла можно выразить через значения чисел М
в этих сечениях [6]:
¦V
, А—1
1-1 к—
C.13)
На фиг. 28 это соотношение представлено графически для
FX^FKV9 Мх = Мкр=1, Fy = F и МУ = М.
Пример 1. В идеальном ракетном двигателе, работающем
на уровне моря, используется топливо, для продуктов сгора-
сгорания которого ft = 1,30.
Определить необходимое давление в камере сгорания и отно-
отношение площади выходного сечения к площади горловины, если
в выходном сечении сопла число М равно 2,40 (число М во
входном сечении сопла можно принять равным нулю).
Решение. В случае оптимального расширения1) давление
в выходном сечении сопла должно быть принято равным атмо-
атмосферному давлению, т. е. 1 кг/см2. Если скорость в камере
сгорания мала, то давление в камере равно полному давлению
и определяется по формуле C.12):
0,30 о ,о\ 1,3/0,3
V24 ) = 9'25кг/см -
Отношение площадей определяется из соотношения C.13) при
М=1 в горловине сопла (см. также фиг. 28):
1,01/у1 + О,15-2>4«у,з/о,з
V С ; =2>64-
*) В отечественной литературе обычно используется термин «расчетные
условия работы сопла» вместо применяемого в тексте—«оптимальные усло-
условия расширения».—Прим. ред.
/5
10
5
\
\
2,5
2.0
1.5
W
О 0,3 0,3
1
\
1
\
\
\
\
\
\
ч
У
1
1>
/
/
1
II
L
1
\1
\\\
\\
и/
//
/
1
0,8
2,1
150
100
50
0
—=
я- —
F 7<
М
кр
^^
L
V
/
т
^ J
/f+/
/
/
У
*.—--
у
/
/
/
г
/
/
/
/
—
3,2
3,8
4.4
5,0
5.6
2,0 2,6
Число М
Ф И Г- 28. Зависимость отношения площадей сечения сопла F/FK- от числа М для изоэнтропического потока в срп
ле Лаваля при различных значениях к,
§ 3. Изоэнтропическое течение в соплах 57
§ 3. ИЗОЭНТРОПИЧЕСКОЕ ТЕЧЕНИЕ В СОПЛАХ
Из соотношений C.1), C.5) и C.6) можно получить выра-
выражение для скорости истечения из сопла гс\г в зависимости от
параметров состояния во входном и выходном сечениях сопла.
Эти параметры обозначаются соответственно индексами 1 и 2:
и>'- C14)
Выражение jC.14) применимо также для любых двух сечений
внутри сопла. Если площадь поперечного сечения камеры
велика по сравнению с площадью выходного сечения сопла,
то скорость в камере сравнительно невелика и в выражении
C.14) можно пренебречь членом го\. Температура в камере 7\
равна температуре во входном сечении сопла; при изоэнтропи-
ческом течении газов в сопле температура 7\ также равна тем-
температуре торможения:
(А —1>|х ' FЛЬ>
где индекс 0 соответствует параметрам торможения, a rlt опре-
определяется из выражения
„_,_(?)<.-..» (ЗЛ6)
Величина i\t эквивалентна к. п. д. идеального цикла двигателя,
работающего в диапазоне давлений от р2 до рх и осуществля-
осуществляющего цикл при постоянном давлении сгорания. Значения i\t для
различных значений к и отношения давлений р±/р2 приведены
на фиг. 29.
Из выражения C.15) можно видеть, что скорость истечения
из сопла является функцией отношения давлений Pi/p2> отно-
отношения удельных теплоемкостей к, пропорциональна корню
квадратному из абсолютной температуры во входном сечении
сопла (температуры сгорания) 7\ и газовой постоянной R.
Так как газовая постоянная для любого данного газа обратно
пропорциональна молекулярному весу, то, как это показано
на фиг. 30, скорость истечения пропорциональна квадратному
корню из абсолютной температуры сгорания 7\, деленной на
молекулярный вес [л.
0,9
Q8
0,7
0,6
0,4
0,3
0,2
0.1
/
/
У
/
у
/
/
/
7
/ *
/
' /
'*''/
у
\^
***
^*~
-—
——•
—-
.—¦
*--
—¦
—¦
—
4 6 810
100
Pt/Рг
1000
Фиг. 29. Зависимость к. п. д. идеального цикла при постоянном
давлении сгорания от отношения давлений pjp?. при различных
значениях к.
50 60 70 ^0 ^0 /00
Фиг. 30. Зависимость удельной тяги (Луд)ид и скорости истече-
истечения гишдот температуры в камере сгорания Тг и молекулярного веса
газов jjl при различных значениях к и Pxjp^-
газов jjl при различных значениях к и
§ 3. Изоэнтропическое течение в соплах
59
Для упрощения расчетов значения }^2gk/(k — 1) для различ-
различных к приведены в табл. 4.
Таблица 4
ЗНАЧЕНИЯ РАЗЛИЧНЫХ ФУНКЦИЙ ОТНОШЕНИЯ УДЕЛЬНЫХ
ТЕПЛОЕМКОСТЕЙ к
к
1,10
1,15
1,20
1,21
1,22
1,23
1,24
1,25
1,26
1,27
1,28
1,29
1,30
1,33
1,36
1,40
1,50
1,60
|/_2_gfe
У fe-i
14,7
12,26
10,86
10,64
10,43
10,25
10,08
9,93
9,76
9,63
9,48
9,36
9,23
8,90
8,62
8,30
7,68
7,24
fe-l
к
0,0909
0,1304
0,1667
0,1736
0,1803
0,1870
0,1936
0,2000
0,2064
0,2126
0,2188
0,2248
0,2308
0,2481
0,2647
0,2857
0,3333
0,3750
, 2 \k/(fc-D
Vfe+T'
0,5847
0,5744
0,5645
0,5626
0,5607
0,5588
0,5569
0,5549
0,5532
0,5513
0,5494
0,5475
0,5457
0,5405
0,5352
0,5283
0,5120
0,4968
0,6590
0,6848
0,7104
0,7155
0,7205
0,7257
0,7307
0,7356
0,7408
0,7457
0,7508
0,7558
0,7608
0,7757
0,7906
0,8102
0,8586
0,9062
Максимальное значение скорости выхода газа из сопла
достигается при j»i //?2 = °° • В этом случае
л Г 2gk
C.17)
Интересно отметить, что при бесконечно большом отношении
давлений рг/р2 = оо, т. е. когда истечение газов происходит
в пустоту, скорость истечения имеет конечную величину.
Пример 2. Ракетный двигатель, работающий на уровне моря,
т. е. при давлении в выходном сечении сопла /?2 ^= 1,03 кг/см2,
имеет давление в камере сгорания р1 = 21 кг/см2, температуру
в камере Г1^2 220оК и весовой расход топлива G=l,0 кг/сек.
Принять fe = 1,30, ср = 0,359 ккал/кг-град, J? = 35,3.
Построить графики изменения F, w7 v и М в зависимости
от давления в сопле.
Определить идеальную тягу и идеальную удельную тягу.
60 Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
Решение. Задаемся рядом значений давления и вычисляем
для каждого давления соответствующие величины го, о и F.
Ниже приводится порядок расчета.
Начальный удельный объем v± определяется из уравнения
состояния идеального газа C.3)
RTr 35,3-2220
В случае изоэнтропического течения величина удельного объема vx
для некоторого промежуточного давления, допустим рх= 14 кг/см2,
по соотношению C.6) равна
и значение температуры
Соответствующее значение скорости может быть определено
из выражения C.15)
= Y'1' 9)qV U— • 35,3 • 2220 . 0,09-775м/сек.
Площадь поперечного сечения определяется из уравнения C.2)
^^~"^Г~ 775 -
а число М —из выражения C.10)
MJg*775
/9,81 • 1,3 • 35,3 • 2020
На фиг. 31 изображены графики изменения площади сечения
сопла, температуры, отношения w/v, числа М, удельного объема
газов и скорости от давления газов в этом сопле; в табл. 5
приведены результаты расчета.
При оптимальном расширении скорость истечения гс2 равна
эффективной скорости истечения гб'Эфф, и ее величина, согласно
соотношению C.15), равна 1830 м/сек. Следовательно, тяга R
и удельная тяга 7?уд могут быть определены из следующих
выражений:
/? = — tv2 = ~ 1830-186 кг,
g У,о1
Р ^зфф 1830
г) В отечественной литературе не принято выражать размерность удель-
удельной тяги в секундах, как это делает автор. В тексте используется размер-
размерность кг-сек/кг.—Прим. ред.
Таблица 5
СВОДКА ДАННЫХ РАСЧЕТА СОПЛА
(для рассматриваемого в теисте примера 2)
рх, %г/см2
21
17,5
14
11,5
7,0
4,2
1,03
тх, °к
2 220
2 100
2 020
1930
1720
1530
1105
Vx, M%JK8
0,37
0,43
0,51
0,60
0,88
1,30
3,8
wx, м1 сек
0
530
775
930
•1220
1440
1830
Fx, см2
8,12
6,5
6,32
7,10
8,82
20,2
wx/vx
0
1230
1520
1550
1390
1110
482
0
0,53
0,81
1,00
1,42
1,79
2,59
25
1
1
1
1
1
1
i
J
2200
3,5 -
i
•о
—^
)
о
1800
3
20 15 10 5
Давление, кг/см2
4
/
1
20 15 10 5
Давление, кг/см2
Ф и г. 31. Зависимость изменения площади сечения сопла, тем-
пературы, плотности тока w/v, числа М, удельного объема газов и
скорости от давления газов в сопле ракетного двигателя.
62 Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
Из вышеприведенного примера можно сделать ряд интерес-
интересных заключений.
В соплах ракетного двигателя можно получить очень высокие
скорости газов, порядка 2 000 м/сек.
В реактивном сопле имеет место значительный перепад тем-
температуры продуктов сгорания. В вышеприведенном примере на
сравнительно небольшом расстоянии происходит изменение тем-
температуры на 1115°С. Полученный результат вполне закономе-
закономерен, так как приращение кинетической энергии газов опреде-
определяется величиной падения энтальпии, которое, в свою очередь,
примерно пропорционально снижению температуры. Поскольку
при истечении из сопла газы еще имеют очень высокую тем-
температуру A105°К), то они обладают значительной энергией,
которая не используется для превращения в кинетическую
энергию струи.
Потребная площадь проходного сечения сопла уменьшается
до минимума (при давлении 11,5 кг/см2) и затем снова возра-
возрастает. Сопла этого типа (их часто называют соплами Л аваля)
состоят из сходящейся и расходящейся частей. Из уравнения
непрерывности следует, что площадь сопла обратно пропорцио-
пропорциональна отношению w/v. Эта величина1) также изображена на
фиг. 31. Кривая w/v имеет максимум, так как в начале сопла
скорость возрастает быстрее, чем удельный объем, однако в
расходящейся части сопла удельный объем возрастает бы-
быстрее.
Минимальное проходное сечение сопла называется его гор-
горловиной. Отношение площади выходного сечения сопла F2 к
площади горловины ^гор называется степенью расширения сопла
и обозначается буквой е:
? = ^-. C.18)
Г гор
Для любого изоэнтропического установившегося течения,
например течения в сопле ракетного двигателя, весовой расход
можно определить из уравнения непрерывности C.2), соотно-
соотношений изоэнтропического процесса C.6) и выражения для скоро-
скорости газа в сопле C.15), взятых для двух сечений, —входного
сечения сопла и данного сечения х:
(Г'"*]Г <319>
Максимальный расход газа на единицу площади проходного
сечения имеет место в горловине сопла; величине этого макси-
а) Ее часто называют весовой (массовой) скоростью или плотностью
тока. —Прим. ред.
§ 3. Изоэнтропическое течение в соплах 63-
мального расхода соответствует строго определенное давление,
газов. Давление в горловине сопла /?гор, соответствующее макси-
максимальному расходу газа в сопле с изоэнтропическим расшире-
расширением, можно определить путем дифференцирования соотношения
C.19) и приравнивания нулю полученной производной [1]:
Pi
= ( 2 у/»-0
v ;
Давление в горловине сопла, соответствующее максимуму
весового расхода в сопле с изоэнтропическим расширением,
называется критическим давлением1). Если при заданных усло-
условиях на входе в сопло отношение давлений в сопле превосхо-
превосходит величину, определяемую выражением C.20), то расход газа
через сопло будет меньше максимально возможного. Все ракет-
ракетные двигатели имеют значительное давление в камере сгора-
сгорания, достаточное для создания критического давления в гор-
горловине. В табл. 4 приведены различные значения критического
отношения давлений для различных значений к.
Значения удельного объема и температуры, соответствующие
критическому давлению, можно получить из изоэнтропических
соотношений и уравнения C.20)
+ Г)''<>-'\ C.21).
C-22)
Из выражений C.15), C.20) и C.22) определяется критиче-
критическая скорость, или скорость в критическом сечении:
ЪRT = Vgk RT C.23>
Первый вид выражения C.23) позволяет вычислить крити-
критическую скорость непосредственно по параметрам газов на входе
в сопло без предварительного определения каких-либо пара-
параметров газов в критическом сечении.
В критическом сечении сопла температура газов равна Гкр,
и, следовательно, соотношения C.9) и C.23) идентичны. Поэтому
х) Это определение критического давления не точно, так как критические
параметры газов можно определить и для неизоэнтропических течений. Автор
применяет один и тот же индекс для горловины и критического сечения, хотя
он пользуется термином «горловина» и для дозвукового сопла, что приводит
к путанице. В тексте это выправлено.—Прим. ред.
64
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
для идеальных сопел, в которых достигаются критические
условия, критическая скорость г#кр всегда равна местной ско-
скорости звука а, т. е. в критическом сечении М = 1. В расширя-
расширяющейся части сопла можно осуществить дальнейшее уменьше-
уменьшение давления и получить скорость, превосходящую скорость
звука. Если сопло срезано в плоскости критического сечения,
то скорость вытекающего газа будет равна скорости звука.
Условия образования звукового и сверхзвукового потока могут
быть достигнуты только в том случае, если в горловине сопла
создается критическое давление, т. е. если Р2/Р1 равно или
меньше величины, определяемой выражением C.20). Следова-
Следовательно, имеются три принципиально различных типа сопел:
дозвуковые, звуковые и сверхзвуковые. Характеристики этих
типов сопел приведены в табл. 6.
Таблица 6
типы сопел
Тип сопла
Характеристики сопла
скорость
в горловине
скорость
на выходе
из сопла
отношение давлений
форма
сопла
Дозвуковое
W.
гор
"гор
a2
Pi
*+iy
Звуковое
w
кр
Ei = JLl = ( *+1 V
2 )
Сверхзву-
Сверхзвуковое
w2
"ир
El
P2
Для ракетных двигателей применяются только сверхзвуко-
сверхзвуковые сопла. Во всех ракетных двигателях отношение давлений
газов на входе и выходе из сопла достаточно велико для осу-
осуществления сверхзвукового течения. Только в том случае, когда
давление в камере сгорания падает ниже 2,25 кг/см2, возникает
§ 3. Изоэнтропическое течение в соплах 65
опасность того, что в расширяющейся части сопла не возникнет
сверхзвуковое течение.
Скорость звука равна скорости распространения волны дав-
давления в упругой среде; звук по существу является одним из
типов волны давления1). Таким образом, если в какой-либо
точке установившегося потока скорость становится равной
скорости звука, то возмущение давления не может распростра-
распространиться вверх по потоку от места возникновения звуковой или
сверхзвуковой скорости. Следовательно, любое местное нару-
нарушение или возмущение потока ниже критического сечения
сопла не будет оказывать влияния на поток в критическом
сечении или перед ним, если только это возмущение не создает
давления в потоке, превышающего его критическое значение.
Это означает, что невозможно увеличить критическую скорость
или расход газов через сопло путем понижения давления на
срезе сопла или отсасывания газов из расходящейся части сопла.
Весовой расход газов через критическое сечение сверхзвуко-
сверхзвукового сопла можно определить из уравнения C.2) и соотноше-
соотношений C.21) и C.23), а именно:
2
0 <3.24>
Значения выражения к |/г[2/(А + 1)Ук+1Мк~1) приведены в табл. 4.
Таким образом, весовой расход газов через сопло ракетного
двигателя пропорционален площади критического сечения FKp,
давлению перед соплом ри обратно пропорционален корню
квадратному из абсолютной температуры газов Тг во входном
сечении сопла и является функцией свойств газов.
Для сверхзвукового сопла отношение площади критического
сечения к площади произвольного сечения расширяющейся части
сопла, в котором давление равно рх, можно выразить при по-
помощи соотношений C.21), C.15), C.3) и C.23) в зависимости
от отношения давлений и величины к:
Fx VxWHp
'" ^ "" C.25)
Если Рх = Р2, то Fx/FKV = e.
*) Следовало бы подчеркнуть, что звук—это весьма малая волна давле-
давления. Скорость распространения волн давления значительной амплитуды
превышает скорость звука —Прим. ред.
Д. Саттон
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
Аналогично, при помощи соотношений C.15) и C.23) можно
получить выражение для отношения скорости в произвольном
сечении расширяющейся части сопла с давлением рх к скорости
в критическом сечении:
При помощи выражений C.25) и C.26) можно непосредствен-
непосредственно определить отношение площадей или отношение скоростей
в сопле идеального ракетного двигателя при любом заданном
40
30
25
20
15
и*
ю
3
2,5
a is
у/
УУ&
у
у
'/!>
* У
У
г.
у
ID
у
«А
——-
икр
/
У4
~?
/
У
у
J
\
120-
У,
\У у
\ у
^1,25
> 130
^-1,40
к = 1,Ю
120
1 9Л
l,oU
140
К-
у
'У/
у
/,
у
'Н
/
у
/у
у
—
10
15
150 200 300
20 25 30 40 50 60 80 100
Р'/Рк
Ф и г. 32. Зависимость отношения площадей сечения сопла
Fx I FKp и отношения скоростей потока wx / wHp от отношения
давлений рг / рх в расширяющейся части сверхзвукового сопла.
отношении давлений, и наоборот. На фиг. 32 и 33 приведены
результаты таких расчетов. В случае, когда давление на срезе
сопла совпадает с атмосферным (рх = р2), эти выражения отве-
отвечают условиям оптимального расширения. Следует отметить,
что при работе в пустоте, когда отношение давлений и отно-
§ 3. Изоэнтропическое течение в соплах
67
шение площадей бесконечно велики, отношение скоростей со-
сохраняет конечное значение. В двигателях, предназначенных
для работы на больших высотах, увеличение степени расши-
расширения сопла выше 1 000 приводит лишь к небольшому увеличе-
увеличению скорости истечения. Так как создание сопел с такими
600
500
400
300
250
200
150
80
60
50
40
30
25
20
/5
У
У 1
У
г
у*
У
У-
-?
у*
у
у
—
у
у
г.
/
уУ
У>
//
и
У у
у
' У
у
у
>x/w
А
/
уУ
у
У
/
у
у
—
У
уи
'А
^У
\У
у
1,20
. 130.
1
1,40
/
/
У
У
}
/
/
у*
—
--
/
У_
у
у
у
у
-
300
500
1000
2000
Р'/Рх
3000
5000
юооо
Фиг. 33.
Зависимость отношения площадей сечения сопла
кр и отношения скоростей потока wx / wKp от отношения
давлений рг/ рх в расширяющейся части сверхзвукового солла.
большими значениями степени расширения сопряжено с конструк-
конструктивными трудностями и увеличением веса ?опла, то практи-
практическое применение таких сопел нецелесообразно.
Пример 3. Идеальный ракетный двигатель должен работать
на высоте 12 200 м и развивать тягу 454 кг при давлении в
камере сгорания 21 кг/см2 и температуре 2 775° К.
Рассчитать сопло для этого двигателя. Определить площадь
критического и выходного сечений, критическую скорость,
скорость и температуру газов на выходе ш сопла, принимая
« = 4,30 и Я = 36.
f68 Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
Решение. На высоте 12200 м атмосферное давление равно
0,191 кг/см2.
Отношение давлений составляет
По формуле C.20) и данным табл. 4 критическое давление
рИТ> = 0,546 • 21 = 11,5 кг/см2.
По формуле C.23) вычислим критическую скорость
i/'2gk r>rp i/ • 9,81 • 1,30 Qft 977с; л-пап ,
W^:== У k+JRTi=z У 1 + 1,30 # 2775 = 1.060 м/сек.
Идеальная скорость истечения определяется из выражения C.15)
и фиг. 29:
36 * 2775 ' 0<665 = 2 380
Эту величину можно определить также по критической скорости
и кривым фиг. 32.
Идеальный расход топлива при оптимальном расширении равен
п Rg 454 • 9,81 , о
Удельный объем газов при входе в сопло равен
yi—7Г~ 21 • 10* ~~ ' м/кг.\
Удельные объемы в критическом и выходном сечениях сопла
находятся из соотношений C.21) и C.6):
^кР-=^1 ( -V- ) —0,476 ( Чу- ) =0,758 м3/кг,
Площади критического и выходного сечений равны
Следовательно, степень расширения сопла равна
кр 1,34 • Ю-4
§ 3. Изоэнтропическов течение в соплах
Этот результат можно получить непосредственно из фиг. 32
для fc=l,30 и рх/ра =110,2.
Определим температуру газов на выходе из сопла:
Тяга или реактивная сила, действующая на конструкцию
ракетного двигателя, возникает в результате действия сил
давления продуктов сгорания на поверхность двигателя.
Р?
Фиг. 34. Эпюра давлений, действующих на стенки
ракетного двигателя.
Осевую тягу R можно определить, суммируя давления,
действующие на все элементы площади dF, представляющие
собой проекции поверхности двигателя, на плоскость, нормаль-
нормальную к его оси
Л-= ^ PdF- C.27)
Компоненты сил давления, перпендикулярные к оси двигателя,
имеют значительную величину, однако вследствие симметрич-
симметричности конструкции двигателя они не изменяют величины осе-
осевой тяги.
При вычислении интеграла C.27) необходимо учитывать
как внешнее, так и внутреннее давления. Результирующая
всех осевых сил, вызываемых давлением охлаждающей
жидкости в системе охлаждения, обычно бывает близка к нулю.
Как показывает эпюра давлений в двигателе, изображенная
на фиг. 34, высокое внутреннее давление в камере постепенно
уменьшается в сопле, в то время как внешнее давление равно
атмосферному давлению и сохраняет постоянное значение
на всей наружной поверхности двигателя. Можно показать,
что сила, получаемая в результате суммирования этих давлений,
равна силе, определяемой на основании закона количества
движения, т. е.
R = ^j?+ (p2-p3)F2. C.28)
Статический член этого выражения («тяга давления») равен
произведению площади выходного сечения сопла на разность
70
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
давления вытекающих газов и атмосферного давления. Следо-
Следовательно, эту тягу можно также рассматривать как силу, дей-
действующую на фиктивную плоскость, расположенную в выход-
выходном сечении сопла.
Уравнение C.28) дает точную зависимость изменения тяги
ракетного двигателя от высоты. Для удобства расчетов в табл. 7
приведены значения давления и других физических характе-
характеристик атмосферы, а на фиг. 15 изображена примерная кри-
кривая изменения тяги в зависимости от высоты полета.
Таблица 7
СВОЙСТВА ЗЕМНОЙ АТМОСФЕРЫ
Высота,
м
0
1525
3 050
6100
9150
12 200
15 250
18 300
21350
24 400
27 450
30 500
45 750
61000
91500
122 000
152 500
183 000
213 500
244 000
274 500
Абсо-
лют-
лютная
темпе-
рату-
ратура,
°К
288
278
268
248
228
218
218
218
218
218
218
218
320
346
271
386
505
626
750
870
999
Абсолютное
давление,
10 326
8 580
7105
4 743
3 064
1913
1185
737
461
287
179
111
15,
з,
0,
0,
5,85-
20,0.
6,34 •
22,45 .
9,27 •
5
5
083
0054
Ю-4
10~5
10~5
10
Ю-6
Отношение
давлений
1,00
8,32 • 10-1
6,87 • 10-1
4,59 • 10-1
2,97 • 10-1
1,85- 10-1
1,15 • 10-1
7,13 • Ю-2
4,47 • Ю-2
2,78 • Ю-2
1,73 • Ю-2
1,08 • 10~3
1,5 « 10~3
3,6- Ю-4
9,0 • J0
5,2- Ю-7
8,5 • 10~8
1,9 • 10-*
6,2 • 10~9
2,2 • 10~9
9,0 • Ю-10
Плотность,
1,226 . Ю-3
1,056. Ю-3
0,9071 • Ю-3
0,6545 . Ю-3
4,602 • Ю-4
3,005 • Ю-4
1,865- Ю-4
1,160- Ю-4
0,7216 • Ю-4
4,499- 10-5
2,783 • 10~5
1,752 • 10~5
1,855 • Ю-6
3,556 • 10~7
1,082 . 10~8
0,4278 • Ю-9
5,051 • 10-и
0,9277 • 10-"
2,319 • 10-12
0,7216 . 10-12
2,732 • 10~13
Отношение
плотностей
1,00
8,61 • 10-1
7,38- 10-1
5,33 • 10-1
3,76 • 10-1
2,45 • 10-1
1,52- 10-1
9,45 • Ю^-2
5,90 • Ю-2
3,67 • Ю-2
2,28 • Ю-2
1,4 . Ю-2
1,5- 10~3
2,9- Ю-4
9,0 • Ю-6
3,5 • 10~7
4,1 - 10~8
7,5- 10~9
1,9 • 10~9
6,0 • 10~10
2,2 • Ю-10
Ско-
POCTJ
звук?
м/сег
342
336
330
317
304
296,
296,
296,
297,
297,
297,
297,
363
378
338
436
—
—
—
—
—
э
1,
8
8
8
1
1
1
4
* Использованы данные из работ [11 — 13].
В результате преобразования уравнения C.28) и подста-
подстановки значений w2, г#кр и г?кр из соотношений C.15), C.23)
§ 3. Изоэнтропическое течение в соплах 71
и C.21) получаем развернутое уравнение для определения
тяги:
2 \(fc+l)/(fe-l)
)
C.29)
Это уравнение показывает, что тяга пропорциональна площади
критического сечения .FKp, давлению при входе в сопло рл
и является функцией отношения давлений в сопле р2/ Ри отно-
отношения удельных теплоемкостей к и тяги, возникающей в ре-
результате перепада давления при истечении. Уравнение C.29)
называется уравнением идеальной тяги. Если ввести коэффи-
коэффициент тяги срд, определяемый по формуле
C.30)
то уравнение идеальной тяги принимает более простой вид:
Д = ?вЛфЛ. C.31)
В случае оптимального расширения, когда р2 = р31 второй член
в выражении для коэффициента тяги обращается в нуль. Так
как коэффициент тяги является функцией давления в камере,
то тяга не точно пропорциональна величине р19 что подтвер-
подтверждается экспериментальными данными, приведенными на
фиг. 35.
Коэффициент тяги определяет увеличение тяги, вызванное
расширением газов в реактивном сопле, по сравнению с вели-
величиной тяги, которая бы образовалась в результате действия
давления в камере сгорания на площадь критического сечения.
На фиг. 36 показано изменение коэффициента тяги на уровне
моря при оптимальном расширении (р2 = Рз) в зависимости
от отношения давлений для различных значений к и степени
расширения сопла е. На фиг. 37 и 38 коэффициент тяги изо-
изображен в зависимости от степени расширения сопла для раз-
различных значений отношения давлений рг/ps и А =1,30 и 1,20
соответственно [7]. Использование двух семейств кривых, при-
приведенных на этих графиках, весьма полезно при решении
различных задач, возникающих при проектировании сопла,
так как они позволяют, как это будет показано в следующих
параграфах, определять степень отклонения работы сопла
от расчетных условий (оптимального расширения).
72
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
Пример 4. Ракетный двигатель имеет давление в камере
р± = 24,5 кг/см2 и степень расширения сопла 3,5.
Определить относительное изменение тяги от уровня моря
до высоты 12 200 м (принять /с = 1,30).
24
1 20
5 W
! 8
i
Г
^ о
ч
Удельный расход топлива
О I 300 600 900 1200 1500 1800
I Тяга, кг
ы i i I I j i i i I
0,005 0,010
Удельный расход топлива, кг/кг-сек
0,015
Фиг. 35. Стендовая характеристика жидкостно-реактив-
ного двигателя Вальтер 109-509.
Решение. На уровне моря
Pi 2*>5 OQ о
На высоте 12 200 м
/>г_24,5
=128,7.
Рз 0,19*
Используем фиг. 37, чтобы определить коэффициент тяги "для
-100 = 8,8%,
На уровне моря срл= 1,402.
На высоте 12200 м срн = 1,525.
1>52f ^>402
Приращение тяги =
f
Сопло с неполным расширением есть сопло, в котором из-за
недостаточности площади выходного сечения истечение газов
происходит при давлении, превосходящем внешнее давление.
Следовательно, внутри сопла в этом случае расширение газов
оказывается неполным и продолжается в окружающей среде.
Давление в выходном сечении сопла превосходит атмосферное.
2,3
2,2
2,1
2,0
18
1,5
1,3
1,2
г
<
5
>
<
^~^^ ю
, -"
х^
-
Ь<
20
к
N
-«г
*—-
ч
—
—
\
_, —'
——-
. '
¦г
+*^
—-—
— —
^—•
¦—-
- —
Ю
1 О
У,2
1
1*
5
;о
4С
50
/00 200
500
1000 2000
5000 10000
фиг. 36. Зависимость коэффициента тяги <рй от'отыошения давлений р{ / р2 прифазличных значениях" "е и
(при оптимальном расширении).
2,0
1.8
Ifi
0,8
°'6
уф
—7
¦О
/
<>
У
U
^—¦
^—
х-
\, --—•
" .
>
и—--
-—1
? з
'—
.—-
с
i
ив
Г
3 4 5 6 8 Ю
20 30 40 50 60 80 100
Ф п г. 37. Зависимость коэффициента тяги <рд от степени расширения сопла г при раз-
различных значениях рг / р3 и к = 1,30.
Пунктирная линия соответствует максимальным значениям коэффициента тяги.
2.0
^*—]
•
*~—
1 *
^—*
,*—-
1
¦^"
«•«•¦
=5»
а»
ЕК
Pi/
...
—\
'с
И 1 »*
¦яа=
1
еиие
¦¦¦
**^
.2
1 1
«а>
1000
20 30 40 50 60 80 100
Ф и г."!,38. Зависимость коэффициента тяги <р^ от степени расширения сопла е при различных
значениях рх / р3 и Л: = 1,20.
Пунктирная линия соответствует максимальным значениям коэффициента тяги.
76
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
?'
Сопло с перерасширением есть сопло, в котором расширение*
газов происходит до давления, меньшего, чем внешнее давление;
в этом случае площадь выходного сечения слишком велика.
Природа перерасширения может быть, вероятно, лучше
разъяснена при рассмотрении фиг. 39, на которой представлены
результаты измерений да-
давления вдоль оси сопла
при различных значениях
противодавления.
Кривая АВ показыва-
показывает изменение давления,
при правильно избранной
величине противодавле-
противодавления, соответствующей дан-
данной степени расширения
сопла. Кривые AC, AD и
т. д. представляют собой
изменения давления вдоль
сопла при все возрастаю-
возрастающих значениях внешнего
давления. В начальной
части сопла происходит
нормальное расширение.
Но, например, в точке/ на
кривой AD давление ока-
оказывается меньшим, чем
давление в выходном се-
сечении сопла; в результате-
этого давление резко уве-
увеличивается: возникает
скачок давления. Возник-
Возникновение скачка давления,
сопровождается отрывом
струи от стенок сопла.
В сопле с перерасшире-
перерасширением возможно образование следующих режимов течения:
1. Если внешнее давление р3 меньше давления в выходном сече-
сечении р2 г\ то внутри сопла расширение будет нормальным, но при
истечении газов из сопла в потоке будут образовываться волны
разрежения.
2. В случаях, когда внешнее давление ps незначительно пре-
превышает давление в выходном сечении р2 (р2 > 0,4 р3), расширение
в сопле будет попрежнему нормальным (газы будут заполнять
Расстояние вдоль оси соп/т
Фиг. 39. Распределение давлений в со-
сопле Лаваля при различных условиях те-
течения.
1—дозвуковой поток; 2—сверхзвуковое течение
в горловине, отрыв потока и появление косых
скачков уплотнения; з—оптимальное расши-
расширение; 4—расширение вне сопла.
г) Конечно, такое сопло будет уже соплом с неполным расширением, а
не с перерасширением.—Прим. ред.
§ 3. Изоэнтропическое течение в соплах 11
<сопло полностью). За плоскостью выходного сечения в потоке
^УДУТ образовываться косые скачки уплотнения.
3. При еще больших внешних давлениях в расширяющейся
части сопла будет происходить осесимметричный отрыв потока
•от стенок сопла, сопровождающийся образованием косых скачков
уплотнения. По мере возрастания внешнего давления точка отры-
отрыва перемещается вверх по потоку. В выходном сечении сопла
поток сверхзвуковой. Результаты экспериментальных исследова-
исследований двигателей, работавших на азотнокислотноанилиновом то-
топливе с перерасширением газов в сопле, были хорошим подтвер-
подтверждением теории, выводы которой основываются на возникновении
косых скачков уплотнения [8].
Участок сверхзвукового течения в сопле между критическим
течением и местом отрыва уменьшается по мере возрастания про-
противодавления, до тех пор, пока точка отрыва не достигнет плоско-
плоскости критического сечения.
4. Если давление на выходе из сопла лишь незначительно
отличается от давления в камере сгорания, то во всем сопле уста-
устанавливается дозвуковое течение1).
Отрыв потока не изменяет осевого направления силы тяги,
так как он происходит одновременно во всех точках по окружности
данного поперечного сечения расходящейся части сопла.
Явление образования скачков уплотнения при истечении из
сопла было подвергнуто теоретическому рассмотрению. Данные
экспериментов показывают, что в результате влияния погранич-
пограничного слоя положение скачка уплотнения в сопле с перерасширением
не является фиксированным; скачок уплотнения совершает коле-
колебания на участке определенной длины внутри сопла, приводя этим
самым к возникновению вибраций в сопле [9].
Уменьшение тяги, вызываемое перерасширением или непол-
неполным расширением, можно определить из выражения для коэффи-
коэффициента тяги ср# [формула C.30)] или по графикам фиг. 37 и 38.
В этом упрощенном методе предполагается, что сопло полностью
заполняется потоком газов и что тяга, связанная с разностью
давлений при истечении («статический член»), положительна в слу-
случае неполного расширения и отрицательна при перерасширении.
Пример изменения тяги изображен на фиг. 40. В случае неполного
расширения простая теория точно соответствует эксперименталь-
экспериментальным результатам. Для перерасширения эта теория дает несколько
заниженные значения тяги. Пунктирная линия на фиг. 40 соот-
соответствует зоне отрыва потока.
Неполное расширение или перерасширение приводит к незна-
незначительному уменьшению скорости истечения и, следовательно,
г) Более подробно о течении в сопле см. Абрамович, Прикладная
газодинамика, 1951, и другие советские работы.—Прим. ред.
78
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
к потере энергии. При значительном перерасширении происходит
отрыв потока от стенок сопла и сопло не полностью заполняется
текущим газом. Вследствие этого большая и обычно тяжелая
часть сопла не используется, сопло оказывается большим по разме-
размерам, чем необходимо. Увеличение размеров и веса двигателя ухуд-
ухудшает летные характеристики. Поэтому при проектировании ракет-
ракетных двигателей стремятся получить сопла с расчетной (оптималь-
(оптимальной) величиной степени расширения, либо же сопла с небольшой
неполнотой расширения га-
газов (т. е. с небольшим избыт-
избытком давления на срезе). Со-
Сопла ракетных двигателей,
предназначенных для работы
на различных высотах, про-
проектируются поэтому так, что-
чтобы оптимальная степень рас-
расширения сопла соответство-
соответствовала уровню моря или же
сравнительно небольшим вы-
высотам полета. Например, дви-
двигатель ракеты V-2, которая
достигала высот, больших
160 км, имеет сопло, для ко-
которого оптимальная степень расширения соответствует примерно
высоте 1,6 км.
В литературе по ракетной технике часто используется так на-
называемая характеристическая скорость истечения
7,/О
1,00
ojbo
0,80
0,10
Ф и г. 40. Теоретическое уменьшение
тяги,связанное с неполным расширением
или перерасширением газов в сопле.
а—неполное расширение; б—перерасширение.
6
К = 1,20
Яллг*-
w* =
При помощи соотношений A.4), C.24) и C.29) характеристи-
характеристическую скорость истечения можно представить в виде функции
свойств газообразных продуктов сгорания в камере, а именно
га* =
а
2
C.32)
Значения знаменателя в формуле C.32) для разных к приве-
приведены в табл. 4.
§ 4. РЕАЛЬНЫЕ СОПЛА
В этом параграфе рассматриваются реальные сопла, их форма,
а также величина потерь и поправочных коэффициентов, которые
должны быть введены для приложения теории идеального сопла
к реальным рабочим условиям.
§ 4. Реальные сопла 79'
Выбор оптимального угла раствора сопла или формы сопла
основан на ряде практических соображений. Так как кинетиче-
кинетическая энергия газов в сходящейся части сопла ракетного двига-
двигателя относительно мала, то почти любая симметричная и плавная
форма этой части сопла будет иметь очень небольшие по-
потери. Различные формы сходящейся части сопел [приводятся
в гл. VI.
Выбор оптимальной формы расходящейся части сопла и угла
раствора при данной степени расширения является значительна
более сложным, так как:
1) потери на трение о стенки малы при больших углах рас-
раствора и коротких соплах;
2) внешнее аэродинамическое сопротивление и вес конструкции?
снаряда уменьшаются при использовании короткого сопла;
3) теплоотдача охлаждающей жидкости обычно снижается
при увеличении угла раствора в связи с уменьшением омываемой
газами внутренней поверхности сопла;
4) при увеличении угла раствора сопла происходит возраста-
возрастание радиальной составляющей скорости, которая не участвует
в образовании тяги;
5) по мере уменьшения углов раствора возрастают конструк-
конструктивные трудности и увеличивается установочный вес ракетного
двигателя;
6) если угол раствора в каждой данной точке сопла чрезмерно
велик, то становятся существенными потери, связанные с отрывом
и турбулентностью потока.
Экспериментально найдено, что оптимальной является величина
полуугла раствора между 12 и 18°. Для упрощения изготовления
сходящейся и расходящейся частям сопла часто придается форма
конуса; однако до сих пор не установлено, является ли эта форма
наилучшей. Так как резкие изменения контура стенок сопла могут
привести к образованию ударных волн, то все участки сопла,
в частности входной участок и горловина, должны иметь плавные
очертания. Сопла всегда имеют острые выходные кромки, так как
закругленные кромки вызывают перерасширение и отрыв потока.
Типовые контуры сопел приведены на фиг. 34 и 59.
Для использования характеристик идеальных сопел в реальных
рабочих условиях обычно применяется единый обобщенный по-
поправочный коэффициент. Однако оказалась возможной теорети-
теоретическая оценка некоторых индивидуальных, второстепенных по
значению, отличий реального сопла.
Для учета влияния неосевой составляющей скорости газов
на величину количества движения на срезе сопла идеального
ракетного двигателя можно использовать теоретическую поправку
фЛ [10]. Эта поправка представляет собой отношение количества
движения потока газов в сопле с углом раствора 2а к количеству
so
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
движения газов в идеальном сопле, в котором газы имеют только
осевую скорость:
= y(l+cosa).
В табл. 8 приведено изменение фа в зависимости от а. Для идеаль-
идеальных ракетных двигателей фа=1,0.
3 Таблица 8
ВЕЛИЧИНА ПОПРАВКИ уа ДЛЯ РАЗНЫХ ЗНАЧЕНИЙ ПОЛУУГЛА
РАСТВОРА СОПЛА a
а, град.
Фа
1
0
,0000
0
2
,9997
0,
4
9988
0,
6
9972
0
8
,9951
0,
10
9924
а, град.
Фа
0
12
,9890
0,
14
9851
0,
16
9806
0
18
,9755
0
20
,9698
0
22
,9636
0
24
,9567
Для реактивного сопла с углом раствора 30° (а =15°) количе-
количество движения вытекающих газов и, следовательно, скорость
истечения будет составлять 98,3% скорости, определяемой по
формуле C.15).
Поток в реальном сопле отличается от потока в идеальном
сопле из-за влияния трения, теплопередачи, неидеальности газов,
отклонения потока от осевого направления, неоднородности ра-
рабочего вещества и неравномерности потока. Степень этого отличия
определяется энергетическим коэффициентом сопла, представляю-
представляющим собой отношение кинетической энергии струи, вытекающей
из сопла, к кинетической энергии гипотетической идеальной струи,
вытекающей из идеального сопла, в котором то же рабочее веще-
вещество при тех же начальных состоянии и скорости расширяет-
расширяется до того же давления в выходном сечении, что и в реальном
сопле. Это отношение имеет следующий вид:
C.33)
где Ее —энергетический коэффициент сопла, wx и гс2 — скорости
в сечениях на входе в сопло и выходе из него; ср Тг и срТ2 —
соответствующие величины энтальпии для идеального изоэнтро-
пического расширения. Индексы «д» и «ид>> относятся соответ-
§ 4. Реальные сопла 81
ственно к действительному и идеальному случаям. Для многих
практических приложений и\ —> О, а для числителя можно
использовать квадрат выражения, определяемого формулой C.15).
Коэффициент скорости lw определяется как корень квад-
квадратный из энергетического коэффициента ?е, ?w = \/%е. Его зна-
значения находятся в пределах между 0,85 и 0,98, в среднем
вблизи 0,92.
Коэффициент расхода ZG представляет собой отношение зна-
значений секундного массового расхода в реальном сопле и в иде-
идеальном сопле, в котором происходит расширение такого же
рабочего вещества, от тех же начальных условий, до того же
конечного давления, что и в реальном сопле, т. е.
ч
Воспользовавшись выражением C.24), получим:
Величина коэффициента расхода обычно бывает больше еди-
единицы (от 0,98 до 1,15). Фактический расход превосходит теорети-
теоретический по следующим причинам:
1) молекулярный вес газов при их течении по соплу не-
несколько возрастает, в результате чего изменяется плотность
газов;
2) некоторое количество тепла отводится стенкам сопла,
при этом температура газов в сопле падает, а плотность и ве-
весовой расход несколько возрастают;
3) в реальном сопле происходит изменение отношения удель-
удельных теплоемкостей к в таком направлении, что величина коэф-
коэффициента расхода несколько возрастает;
4) неполнота сгорания увеличивает плотность вытекающих
газов.
Действительная тяга меньше тяги, вычисляемой для идеаль-
идеального двигателя, и может быть определена при помощи введе-
введения эмпирического поправочного коэффициента тяги сопла %И:
Pi FKP - $д Юэфф у > C.35)
где
R
iR ==^$G = ^. . C.30)
Величина lR изменяется в пределах от 0,92 до 1,00.
" Д. Сагтои
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
Так как поправочный коэффициент тяги сопла равен произве-
произведению коэффициента скорости и коэффициента расхода, то любой
из этих коэффициентов можно определить, если известны два дру-
других. На фиг. 41 показано изменение этих трех коэффициентов в за-
зависимости от полноты сгорания топлива, состоящего из жидкого
кислорода и спирта.
В любом поперечном сечении идеального сопла скорость про-
продуктов сгорания считалась постоянной. В реальных соплах ракет-
ракетных двигателей скорость газов вбли-
вблизи стенок меньше, чем в средней ча-
части; распределение скорости по се-
сечению оказывается зависящим от
формы сопла, способа впрыска топ-
топлива и степени перемешивания горю-
горючего и окислителя. Следовательно,
расчетная скорость является только
некоторой средней величиной. Хими-
Химический состав и температура газов
также обычно неоднородны в попе-
поперечном сечении реального сопла.
Таким образом, параметры газов
ср, cv, R и к для произвольно вы-
выбранного сечения сопла являются
только усредненными по этому се-
сечению.
В случае, когда требуется точный
расчет сопла, следует также учиты-
учитывать изменение свойств газов в за-
зависимости от давления и темпера-
температуры. Так как вдоль сопла проис-
происходит непрерывное изменение этих
величин, то свойства газов также ме-
меняются непрерывно. Это явление рас-
рассматривается в следующей главе.
Ф и г. 41. Зависимость коэф-
коэффициентов расхода 5G, скоро-
скорости Zy, и поправочного коэф-
коэффициента тяги %R от полноты
сгорания топлива, состоящего
из жидкого кислорода и 75-про-
75-процентного этилового спирта при
/?!^=15,5 кг/см2 и весовом от-
отношении окислителя к горю-
горючему в смеси 1,23.
По оси абсцисс отложена относи-
относительная доля несгоревшего то-
Пример 5. Спроектировать сопло ракетного двигателя для сле-
следующих условий: давление в камере сгорания 21 кг/см2; атмосфер-
атмосферное давление 1,03 кг/см2; температура в камере сгорания 2 860 ° К;
средний молекулярный вес газов 21,87; идеальная удельная тяга
230 кг -сек/кг; /с =1,229; потребная тяга 136 кг.
Определить площади критического и выходного сечений
сопла, соответствующие диаметры, истинные значения скоро-
скорости истечения и удельной тяги.
Решение. Теоретический коэффициент тяги определяется
по формуле C.30). При оптимальных условиях р2^=Рз- Подстав-
Подставляя & = 1,229, р2= 1,03 кг/см2, pt = 2l кг/см2, находим срл = 1,405.
§ 5. Течение газов через область сгорания 83
Эту величину можно также получить при помощи интерполи-
интерполирования между значениями ср#> определяемыми по фиг. 37 и 38.
При Ед = 0,96 определяем площадь критического сечения:
F - R - т - 1 Я гл*
Р~~ 5я*яЛ ~0,96. 1,405-21 ~ 4'5 СЖ '
Тогда диаметр критического сечения равен 2,47 см. По
графику, данному на фиг. 32, находим степень расширения
сопла е = 3,52. Площадь выходного сечения равна
7^2 = 4,8- 3,52 = 16,9 см2.
Следовательно, диаметр выходного сечения равен 4,64 см.
Теоретическая скорость истечения равна
w2 = Rw g = 230 • 9,81 = 2 260 м/сек.
Принимая для коэффициента скорости lw значение, равное
0,92, получаем истинную скорость истечения
(г^2)д = 2 260 • 0,92 = 2 080 м/сек.
Так как удельная тяга пропорциональна скорости истече-
истечения, то ее действительное значение можно определить путем
умножения теоретического значения на коэффициент скорости
? Т 6
(#уд)д = 230 • 0,92 = 212 кг- сек/кг.
§ 5. ТЕЧЕНИЕ ГАЗОВ ЧЕРЕЗ ОБЛАСТЬ СГОРАНИЯ
Сложный процесс горения и выделения химической энергии
в ракетных двигателях еще недостаточно ясен. Однако процесс
течения газов через область сгорания может быть подвергнут
простому анализу при рассмотрении только начальных условий
перед этой областью и конечных условий за ней.
Такое исследование показывает, что большие скорости газа
в камере сгорания (число М в камере Мх>0,2) вызывают по-
потери энергии, не являющиеся пренебрежимо малыми. Поэтому
в данном параграфе рассматриваются главным образом камеры
сгорания с большой скоростью газов, площадь поперечного
сечения которых Рг по величине близка к площади критичес-
критического сечения FKp (А/^нр < 3).
По мере сгорания и выделения тепла в камере сгорания,
имеющей постоянное поперечное сечение 2), газообразные про-
продукты расширяются и скорость их движения увеличивается,
*) Гораздо строже и детальнее этот вопрос о движении с подогревом в ци-
цилиндрической трубе, как и смежные вопросы, рассмотрен в книге В у л и с,
Термодинамика движущихся газов, 1950.—Прим. ред.
б*
84
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
следовательно, на газы действуют определенные силы давления.
Это значит, что все тепло выделяется не при постоянном да-
давлении и величина энергии, которая может быть использована
для создания скорости истечения из сопла, меньше макси-
максимальной, достижение которой возможно в идеальном случае
пренебрежимо малой скорости течения газов в камере сгора-
сгорания. Характеристики ракетного двигателя в результате этого
ухудшаются.
Впр
Кр. 2
Впр.
/ Кр 2
Камера
сгорания
Головка
Впр.
1м 2
в
Фиг. 42. Схемы ракетных двигателей с камерой сгорания раз-
различной формы.
о—идеальный двигатель (бесконечно большая площадь Fi); б—обычный дви-
двигатель; в—двигатель с Fi = FKp (без горловины).
Фиг. 42 иллюстрирует возможный диапазон изменения формы
камеры сгорания ракетного двигателя. Процесс в камере сго-
сгорания принимается адиабатическим, т. е. без теплоотдачи
стенкам. Однако этот процесс не является изоэнтропическим,
так как на ускорение газов должна быть затрачена энергия,
причем часть ее теряется. Полное давление газов по мере их
протекания через область горения уменьшается. В жидкостно-
реактивных двигателях топливо впрыскивается через плоскость,
обозначенную на фиг. 42 «впр», с небольшой осевой скоростью.
В пороховых ракетных двигателях плоскость «впр» соответ-
соответствует поверхности горения.
Химический процесс горения происходит между сечениями
FBnv и Fx и заканчивается в сечении Рг, причем по мере вы-
выделения тепла между сечениями FBn^ и F1 происходит посте-
постепенное увеличение объема газов. Следовательно, для выпол-
выполнения условий постоянства массового расхода скорость газов
должна увеличиваться.
§ 5. Течение газов через область сгорания 85*
В цилиндрической камере сгорания единственной силой, спо-
способной создать ускорение газа в осевом направлении, является
сила, соответствующая разности давлений Рви^ — Pi- Для дина-
динамического равновесия потока сила давления должна быть
равна силе инерции газов, связанной со скоростью изменения
по времени количества движения потока между сечениями FBUV,
и Fly т. е.
Рвпр-Р1 = р-:№1-Ювп*)=-^—=^. C.37)
При помощи формул C.3) и C.10) это соотношение можно
представить в функции чисел М в сечениях FBnp и Fl9 так что
отношение давлений в этих сечениях камеры сгорания будет
равно
- C.38)
При помощи формулы C.12) отношение полного давления
в плоскости впрыска к полному давлению в сечении на входе
в сопло можно представить в виде следующего выражения:
C.39)
Из этого выражения следует, что для весьма большой
(идеальной) камеры, когда Menp^Mj^O, отношение давлений
(/?ВПр//?1H = 1 и, следовательно, в этом случае термодинамически
необратимые потери отсутствуют. Если скорость впрыска мала
(Мвпр—>0), то отношение статических давлений [формула C.38)]
принимает следующий вид:
+ Ш|. C.40)
Для двигателя без горловины (см. фиг. 42) M1=^\fi\ в этом
случае уменьшение давления в камере [по соотношению C.40)J
определяет отношение давления на входе в камеру к крити-
критическому давлению и равно 1 + А. При МВПр = 0 отношение
полных давлений равно
1 + ftMj . (
Последнее выражение определяет также отношение давле-
йий в камере и в критическом сечении двигателя с цилиндри-
цилиндрической камерой (/?1//?Кр)цил к такому же отношению давлений
Гл. Ill, Теория сопла и термодинамика двигателя
в идеальном двигателе, камера которого имеет неограниченную
площадь поперечного сечения (Pi/pKv)uv,- На фиг. 43 изображена
зависимость (рКр)цил/(/?кр)ид от отношения площадей, опреде-
определяемого по формуле C.13]I1).
10
0,8
0.6
iii
ILL
'Рвпр/и
ди-
илг(рвпр)и3
: = /,20
! 1 1
1 1 I1
т t |
1,0
/,5 2ft 2,5
3,5
Фиг. 43. Изменение давления в критическом сечении
сопла жидкостно-реактивного двигателя с цилиндрической
камерой сгорания в зависимости от отношения площади
сечения цилиндрической камеры сгорания Fx к площади
критического сечения FKp.
Частный случай двигателя без горловины [Мх=1,0 в соот-
соотношении C.41)] представляет интерес в связи с тем, что поз-
позволяет определить наибольшую величину потерь по сравнению
с идеальной камерой
/б. г
l/(h-D
C.42)
/ ид
Значения этого отношения приведены в табл. 9.
По определению адиабатического процесса сгорания полная
температура газов G\H после завершения горения в сечении
Fx не зависит от площади сечения камеры. Приращение пол-
полной кинетической энергии должно быть равно соответствующему
изменению энтальпии, т. е.
где (ТвпрH/Т1 — отношение температур при ускорении газов
в цилиндрической камере сгорания — определяется из выраже-
*) Очевидно критическое давление в двигателе с цилиндрической камерой
сгорания будет меньше, чем в двигателе бесконечно большого сечения. Это
отклонение показано нами на фиг. 43 заштрихованной областью. —Прим. ред.
§ 5. Течение газов через область сгорания
87
Таблица 9
РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ С ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ КАМЕРОЙ
СГОРАНИЯ БЕЗ ГОРЛОВИНЫ
1
1
1
1
h
ДО
,20
,30
,40
/РвпрЛ
V Ркр ' б. г
V Ркр J ид
1,230
1,246
1,258
1,272
G6. г
0,
0,
о,
о,
гид
812
802
795
785
Рве
о,
0,
0,
о,
(г
0
958
960
961
963
о2
0
0
0
0
> б. Г
)ид
100
,982
,984
,986
,988
1
0
0,
0,
0,
000
990
991
992
993
Рв
0
0
0
0
,780
,769
,764
,757
R6. Г
R
0
0
0
0
ид
100
,798
,788
,784
,776
1
0
0
0
0
000
,804
,795
,789
,780
ния C.11) и Т2/Тг — отношение температур при идеальном
изоэнтропическом расширении в сопле Лаваля — определяется
соотношением C.6) для изоэнтропического процесса:
(^впр)о
Pi
;Г
В последнем выражении отношение (рВПрH//?2 представляет
•собой максимальную или полную степень расширения газов
в двигателе, а отношение (^бпр^//7! — степень расширения газов
в цилиндрической камере, определяемую соотношением C.38).
Если г#впр пренебрежимо мало (Мвпр—»0), то, учитывая, что
(Рвщ>)о = Рвщ» когда Мвпр = 0, для уравнения энергии получим
•следующее выражение:
В идеальном случае пренебрежимо малой скорости газов
в сечениях ^впр и Рг (Мх = 0) правая часть этого выражения
упрощается до
Л Г Р2
Отношение обоих вышеприведенных выражений есть крите-
критерий эффективности использования энергии в двигателе с цилин-
цилиндрической камерой сгорания. Этот критерий С представляет
<юбой отношение кинетической энергии реактивной струи в
двигателе с цилиндрической камерой сгорания к кинетической
энергии струи в идеальном двигателе с бесконечно большой
88
Гл. Ill. Теория сопла и термодинамика двигателя
площадью поперечного сечения камеры сгорания:
1
"вир-
'цил
(ft-
C.43)
Использовать число М в качестве конструктивного параметра
не очень удобно; отношение площади камеры к площади кри-
критического сечения F1/FKX> дает более непосредственное представ-
представление о конструкции ракетного двигателя. Соотношение между
0J0
0,02
\
\
\
\
ч
Рг
(
с = 1,20
— —
—¦ —
— —
1,0
2,0
2.5
3.5
Ф и г. 44. Изменение критерия эффективности ис-
использования энергии С в ракетном двигателе с цилин-
цилиндрической камерой сгорания в зависимости от отно-
отношения площадей сечений Ft / FKp.
Mjl и F1/FKV можно получить из формулы C.13) для Мкр=1,0.
Совместное использование формул C.13) и C.43) позволяет выра-
выразить изменение критерия эффективности использования энергии 1
в зависимости от отношения площадей сечений Рг /FKp> как это
показано на фиг. 44 2>.
Скорость истечения, расход топлива и тяга являются пара-
параметрами, необходимыми для проектирования ракетного лета-
*) По оси ординат на фиг. 44 отложена разность 1—?—Прим. ред.
§ 5. Течение газов через область сгорания
тельного аппарата. Можно определить величины этих парамет-
параметров для двигателей с цилиндрической камерой сгорания и срав-
сравнить их с аналогичными параметрами идеальных двигателей.
Отношение скоростей истечения из сопла для двигателя с цилин-
цилиндрической камерой сгорания и идеального двигателя (отноше-
(отношение удельных тяг) равно квадратному корню из С, т. е. j/C.
Критические условия в двигателях с цилиндрической камерой
сгорания имеют особый характер, так как только критическое
давление и плотность зависят от изменения отношения площа-
площадей. При неизменной величине располагаемой энергии число Мг
статическая температура, полная температура и, следова-
следовательно, скорость в критическом сечении не зависят от отношения)
Q20
0,15
CJ3
о5 О, Ю
Q05
\
\
\
\
\
\
\
(
Рвпр)щ1л=(Рвпр)цс
(Л(р/цил"(/7кр)и9
h = 1,20
*-—
—-
¦^—,
— —
— —
2,0
3,0
3,5
Ф и г. 45. Зависимость отношения расходов топлива
от отношения площади сечения камеры сгорания F3
к площади критического сечения FKp.
площадей F1/FKV. Р1деальный расход топлива через сопла
зависит только от критической плотности (или критического*
давления). Следовательно, величина отношения расходов топлива
при различных отношениях площадей обратно пропорциональ-
пропорциональна отношению давлений, определяемому из выражения C.41);
ее изменение показано на фиг. 45.
Уменьшение тяги пропорционально уменьшению скорости
истечения и весового расхода топлива. Величина потери в тяге
равна произведению обеих вышеуказанных потерь; кривая изме-
изменения тяги в зависимости от отношения площадей приведена
на фиг. 46.
Из этого анализа можно видеть, что камеры сгорания с пло-
площадью поперечного сечения, приближающейся по величине-
Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
к площади поперечного сечения сопла, менее эффективны в от-
отношении преобразования тепловой энергии топлива в кинети-
кинетическую энергию продуктов сгорания по сравнению с камерами,
обладающими достаточно большим поперечным сечением. Потеря
полезной энергии происходит только в самой цилиндрической
камере, в то время как в сопле превращение тепловой энергии
Q25
Q20
0J5
^ 0J0
Q05
N
(• кр'цил "('кр'иб
к =1у20
in
lu
100
00
2Р
2,5
3,0
3,5
Фиг. 46. Зависимость потери в тяге от отноше-
отношения площади сечения камеры сгорания Fx к площади
критического сечения /гкр при различных значениях
Рви? I Р*-
в кинетическую происходит без потерь. Так как относительная
величина энергии, преобразуемой в сопле, возрастает с увели-
увеличением отношения давлений на входе в камеру и в выходном
сечении сопла, то потери энергии в камере должны соответ-
соответственно составлять меньшую величину от полной располагаемой
энергии. Эти потери вызываются неизоэнтропическим расшире-
расширением в камере сгорения, и, как показано на фиг. 44, они воз-
возрастают по мере уменьшения отношения площадей Fx/F^v и отно-
отношения давлений рВпъ1Рч- Например, при Рг/Ркх> = 1,0 и рвщ>/р2 = Ю
потери энергии составляют 8%, однако уже при F1/Fl(V = 2 эти
потери уменьшаются до 1,7%.
При одинаковых величинах начального давления в камере и
площади критического сечения скорость истечения в двигателе
без горловины (т. е. при отношении площадей F1/FViV= 1,0) на
1 — 4% меньше, чем в идеальной камере бесконечно большого
§ 5. Течение газов через область сгорания 91
сечения. Весовой расход топлива в этом случае также значи-
значительно меньше (фиг. 45). Тяга такого двигателя примерно на
21% меньше тяги идеального двигателя, в то время как у дви-
двигателя с цилиндрической камерой при отношении площадей
F1/FvX> = 2 тяга меньше только на 5% (фиг. 46). Для камеры
с Fi/Fvl>= 1,0 давление на входе в камеру (у головки) примерно
на 23% выше давления на входе в идеальную камеру, в то время
как для цилиндрической камеры при F-JF^V = 2 это увеличение
давления составляет всего лишь 5,0%.
Из табл. 9 следует, что изменение термодинамических свойств
газов, например величины ft от 1,1 до 1,4, оказывает лишь
ничтожное влияние на эти результаты.
Пример 6. Определить относительное ухудшение характе-
характеристик ракетного двигателя, работающего на уровне моря при
F1/FViV— 1,5 н Pi= 10,5 кг/см2 (к= 1,20), по сравнению с идеаль-
идеальным двигателем.
Решение. Отношение давлений в двигателе
А _ 10,5 _102
Из выражения C.43) или из фиг. 44 определяем потерю энергии:
1 — С = 0,03, или 3% (С = 0,97).
Отношение скоростей пропорционально ]/?; следовательно, умень-
уменьшение скорости равно
= 1-у^ =0,0166, или 1,66%.
Из фиг. 46 находим изменение тяги:
1--^- = 0,106, или 10,6%.
Из выражения C.41) или из фиг. 43 находим отношение давле-
давлений в камере сгорания
-=1,10.
i/ид
Давление при входе в сопло двигателя с цилиндрической каме-
камерой равно
10,5 п _-
92 Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
Изменение давления в камере сгорания двигателя с цилиндри-
цилиндрической камерой по сравнению с давлением A0,5 кг/см2) в камере*
сгорания бесконечно большого сечения равно
(Ро - Л)цил = 10>5 — 9>55 = 0,95 кг/см2.
§ 6. СВОДКА ОСНОВНЫХ УРАВНЕНИЙ
Для удобства читателя в настоящем параграфе приводится
сводка основных формул, применяемых при проектировании
сопел ракетных двигателей.
Идеальная скорость истечения
2gk
v- KP
Изменение скорости истечения в зависимости от отношения
\/р изображено на фиг. 30, значения функции \Z-2gk j(k— 1)»
приведены в табл. 4, значения r\t можно получить из фиг. 29.
На фиг. 32 и 33 показана зависимость отношения w2/wvv от
отношения давлений p2/Pi-
Эффективная скорость истечения
- гг;2, если р2 = рв>
Тяга
Коэффициент тяги определяется при помощи формулы C.30);
на фиг. 36 — 38 коэффициент тяги срд изображен в зависимости
от степени расширения и отношения давлений. Эффективную-
скорость истечения гищф можно найти по формуле A.4). Коэффи-
Коэффициент скорости iuj определяется величиной ]/?в [1'де 5е рассчиты-
рассчитывается по формуле C.33)] и приближенно равен 0,92. Для
оптимального расширения р2 = рг. Поправочный коэффициент тяги
?д можно вычислить по формуле C.36), для хороших двигателей
он имеет среднее значение примерно 0,96.
Задачи93
Удельная тяга и удельный расход топлива
1
Расход топлива
_ у. 1
V**?
_ i 1/7 2 \(*+l)/(fc-i) ^ , „ xx
Функция Л I/ f J-—J ) приведена в табл. 4. Коэффициент
расхода ?g определяется по формуле C.34) и имеет среднее зна-
значение, равное 1,04.
Отношение площадей сечений, или степень расширения сопла
Оптимальная степень расширения определяется выражением
C.25); ее зависимость от отйошения давлений рг/Ръ представлена
ла фиг. 32 и 33 для различных к.
ЗАДАЧИ
1. По экспериментальным данным газообразные продукты реакции
¦сгорания жидкого кислорода с бензином имеют средний молекулярный
вес 23,2 и отношение удельных теплоемкостей Л=1,22.
Определить удельные теплоемкости при постоянном давлении и при по-
постоянном объеме.
2. Зенгер в книге «Техника ракетного полета» указывает, что некото-
некоторые топлива имеют теоретические скорости истечения порядка 3 000 м/сек.
Определить величину химической энергии (в ккал/кг), необходимую
для достижения этой скорости, если начальную энтальпию топлива при-
принять равной нулю.
3. В сопле происходит изоэнтропическое расширение газа, начальная
•скорость которого равна 70 м/сек, а конечная—975 м/сек
Определить изменение энтальпии газов (в ккал/кг). Какая будет допущена
•ошибка (в %), если пренебречь начальной скоростью?
4. В потоке азота число М=2,73 (А: = 1,38, Я-=30,2, Г=370° С).
Определить скорость потока и скорость звука в движущемся азоте.
94 Гл. III. Теория сопла и термодинамика двигателя
5. Идеальный ракетный двигатель имеет следующие данные: &=1,3;
#=36,2; давление в камере сгорания равно 26,3 кг/см2; внешнее давление
равно 0,91 кг/см2; температура в камере 2 930° С; площадь критического
сечения 13,4 см2.
Определить: а) критическую скорость; б) критический удельный объем;
в) расход топлива и удельную тягу; г) тягу; д) число М в критическом сечении.
6. Вычислить двумя методами идеальный коэффициент тяги для данных
задачи 5.
7. Идеальный ракетный двигатель имеет сопло со степенью расширения
2,3 и площадью критического сечения 32,3 см2. Продукты сгорания имеют
Аг= 1,30 и i?=36,2 при расчетном давлении в камере сгорания, равном
21 кг/см2, и постоянной температуре в камере 2 940°К; внешнее давление
равно 0,7 кг/см2. При помощи соответствующего клапанного механизма
в двигателе можно осуществить регулирование расхода топлива.
Рассчитать и построить в зависимости от давления в камере сгорания
изменение следующих величин (при давлении в камере 21, 14 и 7 кг/см2):
а) отношения давления в камере к давлению окружающей атмосферы;
б) эффективной скорости истечения при заданной степени расширения сопла;
в) идеальной скорости истечения при идеальной степени расширения сопла;
г) расхода топлива; д) тяги; е) удельной тяги; ж) давления в выходном сече-
сечении сопла; з) температуры в выходном сечении сопла.
8. В камере сгорания ракетного двигателя продукты сгорания (?=1,30,
i?=36,2) при 2 780 °К и давлении 20 ата перемещаются со скоростью
76 м/сек.
Определить число М. При расходе 9,8 кг/сек определить площадь попереч-
поперечного сечения камеры сгорания.
9. Данные ракетного двигателя приведены в примере 2 (стр. 59).
Рассчитать скорость истечения, если сопло срезано и площадь выход-
выходного сечения уменьшена на 50%. Определить потери кинетической энергии
и тяги и выразить эти потери в процентах от первоначальных значений энергии
и тяги.
10. Для осуществления работы ракетного двигателя на всех высотах
с оптимальной степенью расширения часто предлагаются различные кон-
конструкции сопла с переменной площадью проходного сечения. Вследствие
исключительных конструктивных трудностей подобное устройство до на-
настоящего времени еще ни разу не было успешно осуществлено. Предполо-
Предположим все же, что такой механизм действительно можно сконструировать.
Каков должен быть закон изменения степени расширения сопла с высо-
высотой (построить график до высоты 9 000 м) для двигателя с давлением в камере
сгорания, равным 21,0 кг/см2 Gс= 1,20)?
11. Вычислить к. п. д. r\i идеального цикла при Л=1,22 и отношении
давлений, равном 22. На сколько процентов изменится величина этого к. п. д.,
если: а) отношение давлений возрастет на 10%; б) отношение удельных
теплоемкостей к возрастет на 10%.
12. Определить максимальную скорость истечения, если сопло, рас-
рассмотренное в примере 2 (стр. 59), позволяет осуществить расширение газов
до вакуума. Вычислить скорость истечения при степени расширения сопла,
равной 2 000.
13. Ракетный двигатель имеет статическую и полную температуру в ка-
камере сгорания 2 500° К, полное давление в камере 28,0 кг/см2, число М на
входе в сопло 0,070, число М в выходном сечении 3,00 и ?=1,25.
Литература 95
Определить при помощи соотношений для числа М: а) полное давление
в критическом сечении; б) полное давление в выходном сечении; в) отноше-
отношение площадей критического и выходного сечений; г) отношение давлений
в камере и в выходном сечении; д) отношение площади сечения камеры и
критического сечения.
14. Двигатель ракеты А-4 на уровне моря развивает тягу 25 400 кг при
давлении в камере сгорания 15,5 кг /см2.
Определить тягу на высоте 12 200 м, если давление в выходном сечении
сопла равно 0,85 кг/см2 и диаметр выходного сечения составляет 740 мм.
15. Вычислить величину поправки фа для конического сопла с полу-
полууглом раствора а=13°.
16. Для примера 2 (стр. 59) принять дополнительно, что поправочный
коэффициент тяги сопла равен 0,985 и коэффициент расхода равен 1,050.
Определить: а) действительную тягу; б) действительную скорость исте-
истечения; в) действительную удельную тягу; г) коэффициент скорости.
17. Истребитель имеет ракетный двигатель, расходующий 3,2 кг/сек
топлива, причем давление в камере сгорания двигателя равно 21 кг /см2,
а температура 2 880° К (Лг=1,20, #=36,8).
Спроектировать неизменяющееся сопло этого двигателя таким образом,
чтобы оно имело оптимальную степень расширения на высоте от 6 100 до
10 700 м.
Каковы значения этой степени расширения и среднего коэффициента
тяги? Принять ?^=0,94 и ?я=0,99.
При решении задачи считать, что самолет находится одинаковое время
на каждой высоте; потери на перерасширение не учитывать.
18. Определить потерю энтальпии (в %), которая имеет место при рас-
расширении газов в сопле, если коэффициент скорости равен 0,93.
ЛИТЕРА ТУРА
1. Barnard W. N., Ellenwood F. О., Н i г s h f e 1 d C. F.,
Heat-Power Engineering, 3 Ed., P.I, New York,1926; P. II, New York,1935.
2. Keen an J. H., Thermodynamics, New York, 1941.
3. 3 а у е р Р., Введение в газовую динамику, М.—Л., 1947.
4. Липман Г. В., Пакет А. Е., Введение в аэродинамику сжи-
сжимаемой жидкости, М., 1949.
5. Z u с г о w M. J., Principles of Jet Propulsion and Gas Turbines,
New York, 1948.
6. В a i 1 e у N. P., The Thermodynamics of Air at High Velocities,
Journ. Aeronautic. Sci., July A944).
7. Malina F. J., Characteristics of Rocket Motor Unit Based on the
Theory of Perfect Gases, Journ. Franklin Inst., 230, No 4 A940).
8. Summerfield M., Foster C. R., Swan W. C, Flow Sepa-
Separation in Overexpanded Supersonic Exhaust Nozzles, Los Angeles,
June, 1948.
9. В a i 1 с у N. P., Abrupt Energy Transformation in Flowing Gases,
ASME Trans., 69, October, 749 A947).
10. Malina F. J., Tsien H. S., Parsons J., Smith A.M.O.
and oth., Rep. RR1, Californ. Inst. Technol., Pasadena A937).
11. D i e h 1 W. S., NACA, Technic Report, 218 A940).
12. Warfield C. N., NACA, Technic. Note, 1200 A947).
13. Grimminger G., Analysis of Temperature, Pressure and Den-
Density of the Atmosphere Extending to Extreme Altitudes, 1947; пересмот-
пересмотрено в январе 1948 г.
Глава IV
РАСЧЕТЫ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
Ракетные двигатели используют теплоту, выделяющуюся при
сгорании химических веществ, применяемых в качестве топлив.
Так как при проектировании вопросы, связанные с уменьше-
уменьшением веса ракет, имеют первостепенное значение, то представ-
представляется целесообразным рассмотреть относительные достоинства
различных ракетных топлив путем сравнения их удельной тяги
и некоторых других характеристик, например плотности или
пригодности к длительному хранению. Применение топлив,
обеспечивающих получение высоких удельных тяг, позволяет
сократить вес транспортируемого топлива и уменьшить размеры
топливных баков. Ряд других существенных факторов (ресурсы,
плотность, удобство эксплуатации и т. д.), учет которых необ-
необходим при выборе ракетных топлив, рассматривается в следую-
следующей главе.
Скорость истечения продуктов сгорания и идеальную удель-
удельную тягу при оптимальном расширении можно определить из
•соотношений A.8) и C.15), т. е.
«,, = f. D.2)
Для вычисления w или /?уд по вышеприведенным формулам
необходимо предварительно определить температуру горения
7\, средний молекулярный вес гозообразных продуктов сгора-
сгорания [х и отношение удельных теплоемкостей горячих газов к.
В настоящей главе излагается наиболее распространенный ме-
метод расчета этих величин для любого заданного топлива при задан-
заданных давлении в камере и составе смеси; в § 7 приводятся резуль-
результаты термодинамическр1х расчетов для ряда топливных смесей.
Так как при выводе формулы D.1) подразумевалось выполне-
выполнение условий для идеального ракетного двигателя, изложенных
в гл. Ш, § 1, то следует ожидать, что величины ги и Дуд, вычислен-
вычисленные таким путем, будут завышены по сравнению с действительными
величинами, получаемыми при сгорании реальных топлив в ра-
§ 1. Допущения и определения 97
кетных двигателях. Практически установлено, что эксперимен-
экспериментальные величины в общем на 5—12% меньше теоретических
величин, вычисленных при помощи метода, изложенного в этой
главе.
Хотя при вычислении скорости истечения для определения
удельной тяги не встречается принципиальных затруднений, од-
однако для получения точных результатов необходимо применять
трудоемкий метод последовательных приближений. В ряде случаев
можно получить приближенное решение путем сравнения данного
топлива с топливом, характеристики которого определены с до-
достаточной степенью точности.
§ 1. ДОПУЩЕНИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ
Предполагается, что химическая реакция сгорания протекает
в идеальном ракетном двигателе, т. е. при условиях, приведенных
в гл. III, § 1. Допускается также, что газообразные продукты
сгорания находятся в состоянии химического равновесия при всех
давлениях, имеющих место в камере, и что трение и теплоотдача
стенкам отсутствуют. Состав смеси газов считается однородным
(гомогенная смесь). Последующие расчеты в равной степени при-
применимы к жидкостно-реактивным и пороховым двигателям. Метод
смешения компонентов жидкого топлива и система подачи топлива
не оказывают влияния на идеальное химическое равновесие про-
продуктов сгорания.
Перед изложением метода расчета характеристик ракетных
топлив необходимо дать определение таких основных величин,
как теплота образования и теплота реакции.
Теплота образования есть изменение энтальпии, происходя-
происходящее в результате образования сложного химического соединения
из элементов при постоянных значениях давления и температуры.
Значения теплоты образования приводятся в табл. 10 и 17, а также
в работах [1, 2].
Теплота реакции есть изменение энтальпии, сопровождающее
образование конечных продуктов реакции из исходных веществ при
постоянных значениях температуры и давления. Это изменение
энтальпии может быть положительным или отрицательным в за-
зависимости от того, является ли реакция экзотермической или эндо-
эндотермической. Реакции сгорания являются экзотермрхческими,
т. е. во время процесса горения происходит выделение тепла.
Теплота реакции равна разности между суммой теплот образо-
образования конечных продуктов реакции и суммой теплот образования
исходных веществ1). Химическую реакцию можно представить
*) Этот закон представляет собой приложение закона сохранения энергии
к термохимии и по имени открывшего его русского академика Гесса назы-
называется обычно законом Гесса —Прим. ред.
' Д. Саттон
98
Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топлив
в виде следующего выражения:
а (А) + Ь (В) ±; с (С) + d (D) + Энергия,
где буквы А, В, С, D обозначают различные химические соедине-
соединения, а буквы а, Ь, с, d—число молей каждого из них.
Таблица 10
ТЕПЛОТЫ ОБРАЗОВАНИЯ*
Вещество
Температура, °С Q0Op> ккал/моль
СО (газ) . . . ,
СО2 » ...
Н2О » ...
Н2О2 (жидкость)
ОН (газ) .
II » . . . ,
О » . . .
N » . . . .
N0 » ...
NO2 » ...
N2O » . . . ,
Н2, О2, N2 (газ)
18
18
18
18
18
18
18
18
18
18
18
18
26 810
94 300
57 740
45 180
— 5 895
—51 840
—59 160
—85 030
—21 480
— 8 020
—16 980
0
* Данные взяты из работ [1, 2].
Теплота этой химической реакции может быть выражена
через теплоты образования химических соединений, участвующих
в реакции:
<?р = с (<?обР)с -г d (<?o6P)d — а (<?о6Р)а - Ь «?ог>р)в,
где (?р — теплота реакции в ккал/моль, (?Обр — теплота образования
в ккал/моль и а, 6, с, d — число молей соединений А, В, С и D.
В более общей форме выражение для теплоты реакции имеет
следующий вид:
D.3)
— ZJ \п (^обр)конеч] — 2j \n ((?оГ)р)нач]>
где п — число молей соответствующих соединений или элементов.
Для любого данного топлива величина Qp является функцией
состава газообразных продуктов реакции, который, как это
будет показано в § 5 настоящей главы, в свою очередь зависит
от температуры сгорания.
§ 2. Смесь газов 99
§ 2. СМЕСЬ ГАЗОВ
В ракетных двигателях рабочее вещество является смесью
нескольких газов; при теоретическом исследовании эту газовую
смесь можно рассматривать как идеальный газ [3]. Удельную
теплоемкость, молекулярный вес и отношение удельных тепло-
емкостей для смеси газов можно определить на основании газо-
газового анализа свойств отдельных составляющих газов. Состав
газовой смеси продуктов сгорания ракетного топлива обычно
определяется при помощи химического анализа, который в
основном использует методы объемного или молярного анализа.
В ряде случаев применение объемного анализа упрощает из-
измерения; объемный анализ позволяет выразить количества
каждого газа в процентах от величины полного объема, который
занимает газовая смесь. Молярный анализ определяет долю
каждого газа в молях, приходящуюся на 1 моль газовой смеси.
Доли, полученные при молярном анализе, по величине совпа-
совпадают с долями, полученными при объемном анализе.
Молекулярный вес газовой смеси равен
Газовая постоянная определяется выражением
i? = —. D.5)
Удельную теплоемкость можно определить по данным молярного
анализа и по молярным удельным теплоемкостям
С = 2(гх-Ся). D.6)
Отношение удельных теплоемкостей равно
На фиг. 47 и 48 приведены значения средних и истинных
молярных удельных теплоемкостей для различных газов, обычно
содержащихся в продуктах сгорания ракетных топлив.
Пример 1. В результате объемного анализа хюлучен следу-
следующий состав газов, вытекающих из сопла ракетного двигателя:
СО2 16,6%; СО 26,2%; Н2О 30,5%; Н2 6,8%; N2 19,9%.
Определить молекулярный вес, газовую постоянную, среднюю
удельную теплоемкость (Ср)ср в интервале до 1650° С, удельную
теплоемкость Ср при 1650° С и отношение удельных теплоем-
теплоемкостей к при 1650°С.
7*
too
Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топлив
Вещество
С02
'СО
Н20
н2
N2
гх
0,166
0,262
0,305
0,068
0,199
1,00
44
28
18
2
28
гх • v-x
7,31
7,34
5,48
0,136
5,57
26,24
(ср)ср
12,77
7,92
10,01
7,41
7,83
г*(ср)ср
2,12
2,08
3,06
0,504
1,56
9,32
ср
14,25
8,77
11,9
8,15
8,53
гХСр
2,36
2,30
3,63
0,554
1,70
10,54
Согласно выражению D.4), молекулярный вес равен
2 (rx ' P-J = 26,24 г/моль. Из формулы D.5) получим газовую
постоянную R, равную 848/26,24 = 32,3 кгм/кг-град. В качестве
удельных теплоемкостей принимаются средние молярные удель-
ные'теплоемкости между 15 и 1650° С, которые определяются
по^фиг. 47.
14
13
12
§
ю
с
1/7
Н4/
-одная
У
тем
Ш
терат
=====
/ра, 15
'с
.——
.———
, '
===
)Н
—-—-
-——
:===
===
===
250 500 750 1000 1250 1500 1750 2000 2250 2500 2750
Температура, °С
Фиг. 47.4 Зависимость от температуры средней молярной удель-
удельной теплоемкости различных газов при постоянном давлении для
диапазона температур от 15°С до данной температуры по оси
б
15°С до данной
абсцисс.
I
/5
14
13
"
10
/
/ \
v
/
/
//
/
/
^^
$^
у
^^
-
N(K
-^——-
.^
?2
_ —
. ¦
^^
C02
f*r\
0U2
-in
НгО^—-~
n
U2 J
¦—h]
1 1 ¦¦
1
CO
=
__—
250 500
750
JOOO 1250 1500 1750 2000 2250 2500 2750
Температура, °С
Ф и г. 48. Зависимость молярной удельной теплоемкости различных газов при посто-
постоянном давлении от температуры.
Для одноатомных_газов Ср =5 кшл/моль-град*
102 Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топлив
Средняя удельная теплоемкость (Ср)Ср в интервале до 1 650° С
равна 2 [гх (^р)ср] = 9,32 ккал/моль-град, или 9,32/26,24 =
= 0,355 ккал/кг-град. Истинная удельная теплоемкость смеси Ср
при 1 650° С равна ^ (гхСр) = 10,5А ккал/молъ-град, или
0,402 ккал/кг-град. Отношение удельных теплоемкостей А: опре-
определяется из формулы D.7)
л-"Ср—1,99~ 10,54—1,99
§ 3. ХИМИЧЕСКОЕ РАВНОВЕСИЕ
Химическая реакция находится в состоянии равновесия,
когда исходные вещества превращаются в продукты реакции
с той же скоростью, с какой продукты реакции переходят
в исходные вещества. Многие вещества при смешивании в опре-
определенных пропорциях полностью превращаются в продукты
реакции, которые не могут возвратиться в исходное состояние
при изменении давления, температуры или концентрации. Реак-
Реакция этого типа носит название необратимой реакции. Обрати-
Обратимой реакцией называется такая реакция, которая может про-
протекать как в прямом, так и в обратном направлениях. Реакции
этого типа определяют условия установления химического равно-
равновесия горячих газов. Например, для водяного газа имеем
Для идеальных газов константа равновесия Kv этой реакции
выражается через соответствующие парциальные давления,
а именно: D n
Численная величина Кр для любой рассматриваемой реакции
зависит только от температуры и остается неизменной при
изменении прочих физических условий. При любой данной
температуре состав продуктов реакции и исходных веществ
с момента достижения равновесия более не меняется. Парциаль-
Парциальные давления можно выразить в единицах давления (в мм рт. ст.,
атм или кг на 1 см2) или в виде функций давления смеси
и молярных или объемных концентраций, так как парциальные
давления пропорциональны объемным долям газовой смеси.
В более общей форме выражение для констант равновесия
имеет следующий вид:
?%, D.8)
§ S. Химическое равновесие 103
где Кр — константа равновесия по парциальным давлениям,
определенным в единицах давления, обычно в атмосферах,
Кп — константа равновесия по концентрациям, определенным
в объемных или молярных долях, а, Ь, с и т. д. —число молей
веществ А, В, С и т. д., /?а> Рв — парциальные давления веществ
А, В, С и т. д., па, пв, пс — соответствующие молярные доли.
Формула для Кр обычно используется чаще, чем формула для Кп.
В случае произвольной реакции соотношение между этими
величинами имеет следующий вид:
у\ D.10)
где 2 /г —общее число молей реагентов, находящихся в состоянии
химического равновесия, п'—число молей продуктов реакции,
уменьшенное на число молей исходных веществ, и р — давление
смеси.
В случае, когда число молей продуктов реакции равно числу
молей исходных веществ, численные значения констант равно-
равновесия, выраженных через концентрации или парциальные давле-
давления, должны быть равны (Кп = Кр).
Значения констант равновесия Кр для некоторых важных
реакций приведены на фиг. 49а и 496, а также в работах [4, 5].
Пример 2. Составить уравнение равновесия для реакции
Н2О ^ Н2 + V2O2 ПРИ температуре 2 900° К и давлении 20 атм.
Решение.
Число молей продуктов реакции равно 1,5.
Число молей исходных веществ равно 1,0.
«' = 1,5-1,0 = 0,5,
Р~ "н2о а.5°.5-
Пользуясь фиг. 496, получаем
Для сложной реакции, происходящей в камере сгорания ракет-
ракетного двигателя, невозможно составить единое уравнение равнове-
равновесия. Однако можно определить равновесные соотношения для ряда
газообразных продуктов реакции. Например, уравнение равнове-
равновесия водяного газа можно использовать для определения количества
углекислого газа, окиси углерода, водяного пара и водорода в про-
продуктах реакции, образующихся в камере сгорания. Равновесие
104
Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топлив
газообразных продуктов сгорания в ракетном двигателе очень
чувствительно к температуре. По мере возрастания температуры
равновесие химической реакции смещается в сторону поглощения
1,0хЮ~2
50*10
2,0*10
-з
2,0*10
1,0x10
1750 2000 2250 2500
Температура, °С
2750 3000
Фиг. 49а. Зависимость констант равновесия Кр от тем-
температуры [И] для значений Кр от 1,0-10~5 до 1,0-10~2.
тепла. Следовательно, химически равновесный состав продуктов
сгорания при высоких температурах сильно отличается от эквива-
эквивалентного состава при низкой температуре. Если температура
уменьшается очень резко, то реакция может оказаться «заморожен-
«замороженной», т. е. скорости реакции при комнатных температурах настоль-
3. Химическое равновесие
1GS
ко снизятся, что будут происходить лишь чрезвычайно незначи-
незначительные изменения концентрации и состава реагирующей смеси.
Когда из ракетного двигателя отбирается для анализа проба газа,
' 1750 2000
2250 2500 2750
Температура, °0
3000
3250
Фиг. 496. Зависимость констант равновесия Кр от темпе-
температуры [И] для значений Кр от 1,0-10~2 до 10.
то эффективное замораживание равновесия достигается охлажде-
охлаждением отбираемой пробы.
Из выражения D.10) следует, что влияние давления на состоя-
состояние равновесия зависит от молярных соотношений при реакции»
106
Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топлив
Рассмотрим следующую
Тип
1
3
Реакция
2Н2 + О2-2 Н2О
С(твер.)*+О2^СО2
Н2^ 2Н
таблицу:
Относит ельньш
объем
исходных
реагентом
3
1
1
Относительный
объем
продуктов
реакции
2
1
V
Отношение
объемов
1,5
1,0
0,5
* Считается, что объем твердого углерода равен нулю.
Когда химически реагирующая система подвергается действию
возрастающего давления, то положение ее равновесия смещается
в сторону уменьшения объема. В случае химических систем 1-го
типа (объем исходных веществ больше объема конечных продуктов,
п' < 0) увеличение давления будет сдвигать равновесие в сторону
более полного завершения реакции, тогда как для систем 3-го
типа (объем исходных веществ меньше объема конечных продук-
продуктов, п' > 0) при этом будет происходить сдвиг реакции влево.
Равновесие систем, в которых объем продуктов до реакции и после
нее одинаков (и' = 0), не будет зависеть от давления. Обычно влия-
влияние давления на равновесие продуктов сгорания ракетных топлив
бывает очень слабым. В болыпинстве реакций, происходящих в ра-
ракетных двигателях, температура сгорания незначительно возра-
возрастает с увеличением давления в камере.
§ 4. ДИССОЦИАЦИЯ
Высокая температура сгорания в ракетных двигателях вызы-
вызывает диссоциацию некоторых продуктов реакции, при которой
лроисходит расщепление сложных молекул на простые молекулы
и на одноатомные частицы, например
Н2О^ НО +1II2 - Теплота,
О2 Z^ 20 — Тешюч а,
Н2 7^ 211 — Теплота.
Эти реакции диссоциации происходят только в том случае, когда
температура сгорания превосходит примерно 2 650 ° С. При мень-
меньших температурах условия химического равновесия таковы, что
диссоциируют лишь пренебрежимо малые количества продуктов
реакции. Значения константы равновесия, приведенные на фиг. 49а
и 496, характеризуют степень диссоциации. В большинстве реак-
реакций сгорания, происходящих в ракетных двигателях, температура
§ 5. Расчет температуры сгорания и состава продуктов реакции 107
равновесия превышает 2 650° С, вследствие чего при точном рас-
расчете химического равновесия, необходимом для оценки характери-
характеристик двигателя, следует учитывать реакции диссоциации.
Ошибка в вычислении скорости истечения, связанная с прене-
пренебрежением диссоциацией для топлив, состоящих из углерода,
водорода, кислорода и азота, обычно не превосходит 3% при тем-
температуре сгорания 2 750 ° С и 13%—при температуре сгорания
3 000° С.
Влияние диссоциации на работу ракетных двигателей заклю-
заключается в следующем:
1. Диссоциация поглощает энергию и, следовательно, умень-
уменьшает количество энергии, которую можно преобразовать в кине-
кинетическую энергию реактивной струи; это ограничивает величину
максимально достижимой скорости истечения и температуры
горения.
2. Диссоциация обычно приводит к увеличению среднего
удельного объема газообразных продуктов сгорания и уменьше-
уменьшению их среднего молекулярного веса; в результате этого происхо-
происходит некоторое увеличение скорости истечения.
Объем продуктов реакции в случае вышеприведенных трех
реакций превосходит объем исходных веществ. Следовательно,
возрастание давления в камере сгорания должно уменьшать сте-
степень диссоциации и приводить к некоторому повышению темпе-
температуры.
§ 5. РАСЧЕТ ТЕМПЕРАТУРЫ СГОРАНИЯ И СОСТАВА
ПРОДУКТОВ РЕАКЦИИ
Скорость и механизм химической реакции горения ракетных
топлив изучены недостаточно полно; известно, что для различных
топлив скорости реакции и время задержки воспламенения имеют
различную величину. Влияние этих факторов на характер равно-
равновесия при сгорании пренебрежимо мало. Расчеты характеристик
ракетных двигателей можно произвести с достаточной степенью
точности при помощи закона сохранения энергии, если считать,
что в камере сгорания двигателя устанавливается химическое
равновесие при постоянном давлении и справедливы допущения,
сделанные для идеальных ракетных двигателей.
Расчеты температуры сгорания и состава газообразных про-
продуктов горения основаны на условии равенства теплоты реакции
сгорания топлива и увеличения энтальпии газообразных продук-
продуктов сгорания, т. е.
т
То
108 Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топлив
где [(?р]т0—теплота реакции сгорания топлива при исходной тем-
температуре То, \ Ср dT—приращение энтальпии, необходимое для.
нагрева 1 моля каждого газа, входящего в состав продуктов реак-
реакции, от исходной температуры То до температуры горения Т,
пихт—число молей каждого газа, входящего в состав продуктов
реакции, Ср—средняя молярная удельная теплоемкость каждого
газа при постоянном давлении в диапазоне температур от началь-
начальной температуры до температуры горения в ккал/моль*град
(см. фиг. 47), То—условная начальная или исходная температура,
Т—абсолютная температура реакции и Ai—общее увеличение эн-
энтальпии продуктов реакции.
Уравнение D.11), разрешенное относительно Т, позволяет
определить температуру сгорания. Теплота реакции при началь-
начальной температуре То является функцией состава и температуры и
определяется по теплотам образования с помощью выражения
D.3). В полученное значение теплоты реакции должна быть вне-
внесена поправка на количество тепла, необходимое для приведения
исходных реагентов к начальной температуре реакции.
Значения теплот образования различных соединений приведе-
приведены в табл. 10; необходимые данные для внесения поправки в полу-
полученное значение теплоты реакции приведены в табл. 11. Эта по-
поправка представляет собой изменение энтальпии, необходимое для.
приведения исходных реагентов к стандартной начальной темпе-
температуре. Для сжиженных газов она включает теплоту, необходи-
необходимую для нагревания жидкости до температуры кипения, теплоту
испарения и теплоту, требующуюся для нагревания газообразных
исходных реагентов от температуры кипения до начальной темпе-
температуры реакции. Для твердых ракетных топлив эта поправка
включает также теплоту плавления и теплоту, необходимую для
нагревания твердого вещества до температуры плавления.
Для расчета температуры равновесного состояния Т необхо-
необходимо определить состав продуктов реакции, т. е. число молей
каждого газа, входящего в эти продукты, при помощи вышепри-
вышеприведенных уравнений равновесия и закона сохранения масс. Коли-
Количество каждого элемента в связанном и свободном состоянии дол-
должно быть неизменным до и после реакции. Если в результате
реакции образуется большое число различных продуктов, то рас-
расчет значительно усложняется из-за введения многих неизвестных,
предварительное определение которых необходимо для вычисле-
вычисления температуры сгорания.
Топлива, состоящие только из углерода, кислорода и водорода,
имеют по крайней мере восемь возможных продуктов сгорания.
В качестве типичных топлив такого состава можно указать на
жидкий кислород и бензин, жидкий кислород и спирт, перекись
водорода и спирт. В число восьми возможных продуктов реакции
§ 5. Расчет температуры сгорания и состава продуктов реакции 109
входят углекислый газ, окись углерода, водород, водяной пар,
кислород и продукты диссоциации: одноатомный водород, одно-
.атомный кислород и гидроксил. Для расчета равновесного состава
Таблица 11
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ КОМПОНЕНТОВ
ТОПЛИВА *
н2 . .
Н20
Н202 .
NH3 .
HNO3
Вещество
Точка кипения,
°С
-253
-183
100
-161
150
-33
64
Теплота
испарения,
ккал/моль
215
1626
9 700
2 200
11070
5 550
7 220
Средняя * * моляр-
молярная удельная
теплоемкость
ккал/моль - град
6
7
9
8
9
* Данные взяты из работы [1].
••В интервале температур от точки кипения до 27°С.
продуктов реакции и температуры сгорания необходимо опреде-
определить относительную долю каждого из этих компонентов. Этот
расчет приводит к решению системы восьми уравнений с восемью
неизвестными. Три этих уравнения выражают условия сохране-
сохранения массы, т. е. в математической форме устанавливают равенство
между количеством каждого элемента (углерода, кислорода, во-
водорода) в исходных веществах и в продуктах сгорания; пять
остальных уравнений представляют уравнения равновесия. Так
как для определения констант равновесия, необходимых для со-
составления уравнений равновесия, должна быть предварительно
известна конечная температура сгорания, то решение задачи
производится трудоемким методом последовательных прибли-
приближений.
Газообразные продукты реакции, которые содержат только
водород, углерод, кислород и азот, получаются при использова-
использовании следующих общеупотребительных топлив: азотная кислота
и анилин, азотная кислота и-фурфуроловый спирт, перекись водо-
водорода и немецкое горючее «C-stoff» (смесь гидразингидрата, воды
и спирта). В этом случае могут образоваться по крайней мере один-
одиннадцать конечных продуктов реакции: окись углерода, углекис-
углекислый газ, водяной пар, газообразный водород, газообразный кис-
кислород, газообразный азот, одноатомный водород, одноатомный
110 Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топлив
кислород, одноатомный азот, гидроксил и закись азота. Прочие
возможные продукты реакции, например твердый углерод, озон,
окись азота и различные углеводороды, при расчете не учитывают-
учитываются, так как величина констант равновесия и экспериментальные
данные показывают, что этих продуктов образуется очень мало.
Упрощенный метод [6] заключается в составлении таблиц и
графиков (при определенных значениях давления в камере сгора-
сгорания), дающих возможность непосредственно определить равновес-
равновесный состав продуктов сгорания и температуру в камере для любого
заданного топлива, состоящего из четырех вышеперечисленных
элементов.
Коэффициент полноты сгорания1) может быть определен как
отношение фактического изменения энтальпии, приходящегося
на единицу веса топлива, к величине расчетного изменения энталь-
энтальпии, необходимого для преобразования топлива при начальных
условиях в продукты сгорания при расчетной температуре в ка-
камере. Фактическое изменение энтальпии можно вычислить, если
измерены параметры начального состояния топлива, состав и тем-
температура продуктов сгорания. Экспериментальное измерение тем-
температуры сгорания и состава газовой смеси весьма сложно; сле-
следовательно, коэффициент полноты сгорания можно вычислить
лишь в редких случаях. Коэффициент полноты сгорания в ра-
ракетных двигателях зависит от методов впрыска и перемешивания
топлива и возрастает с увеличением температуры сгорания. Из-
Измерения, произведенные при помощи методов, изложенных в
гл. IX, дают для коэффициента полноты сгорания значения
порядка 94—99%.
§ 6. ХИМИЧЕСКАЯ РЕАКЦИЯ В СОПЛЕ
При исследовании идеальных сопел предполагалось, что про-
процесс расширения в сопле является изоэнтропическим и газы при
этом не изменяют своего химического состава. Температура газов
на выходе из идеального сопла в задачах предыдущей главы имела
значения порядка 800—1 900° С.
Так как в процессе расширения температура и давление газов
непрерывно уменьшаются, то при течении газов по реальному
соплу ракетного двигателя будет происходить непрерывное сме-
смещение равновесия. Для большинства ракетных топлив горение
в сопле вызывает дополнительное окисление и приводит к дальней-
дальнейшему превращению химической энергии в теплоту. В результате
температура газов, вытекающих из сопла, оказывается больше
2) У автора, как обычно в зарубежной литературе, применен термин
«к. п. д. сгорания»—combustion efficiency, не принятый в отечественной
литературе.—Прим. ред.
§ 7. Результаты термохимических расчетов 111
предполагаемой. Средний молекулярный вес большинства про-
продуктов сгорания при этом также несколько возрастает и достигает
максимального значения в выходном сечении сопла, что приводит
к снижению скорости истечения. Свойства вытекающих газов
(Ср, R, k и т. д.) также изменяются по мере течения по соплу.
В том случае, когда перепад энтальпии в сопле задан или изве-
известен, можно определить условия равновесия в выходном или любом
другом сечении сопла. Действительный перепад энтальпии в сопле
можно приближенно установить по величине идеального перепада
энтальпии, определяемого в теории сопла.
Были высказаны соображения в пользу того, что во входном
сечении сопла происходит замораживание химической реакции.
По этому мнению, отдельные частицы газа, движущиеся в сопле
со сверхзвуковыми скоростями, находятся в нем в течение столь
малых промежутков времени, что при уменьшении давления стано-
становится невозможным достижение мгновенного химического равно-
равновесия с окружающими частицами. Действительное состояние
газа, вытекающего из реального сопла, обычно находится между
этими расчетными состояниями подвижного равновесия и заморо-
замороженной реакции.
Результаты экспериментальных исследований показывают, что
в газообразных продуктах реакции часто содержатся несгорев-
шие частицы исходных веществ. В большинстве случаев это имеет
место при неудовлетворительной конструкции головки двигателя
(системы впрыска топлива). При надлежащем перемешивании
и рациональной конструкции системы впрыска количество несго-
ревшего топлива в сопле удавалось снижать до ничтожных
величин.
§ 7. РЕЗУЛЬТАТЫ ТЕРМОХИМИЧЕСКИХ РАСЧЕТОВ
Термохимические расчеты могут быть использованы для опре-
определения характеристик ракетных двигателей. Результаты подоб-
подобных расчетов для различных топлив приведены на фиг. 50—55
и в табл. 12 —14; см. также [7]. Из рассмотрения этих данных
видно, что, за немногими исключениями, максимальные скорости
истечения имеют величину от 2 000 до 2400 м/сек.
Высокую скорость истечения можно получить при помощи
уменьшения молекулярного веса продуктов сгорания или увели-
увеличения химической энергии на единицу веса топлива, что в свою
очередь приведет к повышению температуры сгорания. Увеличе-
Увеличение температуры сгорания выше приблизительно 3 600° С не пред-
представляется возможным из-за влияния диссоциации и относитель-
относительно низкой теплотворной способности современных ракетных
топлив. Диссоциация газообразных продуктов сгорания, при кото-
которой образуются одноатомные частицы и радикалы, понижает
3000
2800
2600
2400
2200
I
* 228
о
§ 226
§ 224
J 222
-
—
__r
-—.
k—^
k
p, = 14 кг/cm2
Р./рг-13.6
/
л
i
^'
776*/7C
/^
/77y/??
-
—
^ Молекулярный
вес
• Удельная тяги ^
______
1,24
1,22
1,20~
U8 ,
<
24 !
23 !
22
21
20
I
W !Я 1.4 1,6
Весовое отношение окислителя
к горючему в смеси
Фиг. 50. Расчетные характеристики жид-
костно-реактивного двигателя, работающего
на жидком кислороде и этиловом спирте
(с 25% воды).
3000
2800
2400 -
^2000
I
-
—
/
/
- Темпере
¦ 1
p,- 21кг/см2
Р,/рг- 20,4
у
/
>— —
<*С^ Молекулярный
вес
f^ Удельная тяга
1,30
1,25*
1,20
гз 1
26
24
22
20
$ 2/0
| 200
i 2,0 3,0 40 5,0
Весовое отношение окислителя
к горючему в смеси
Фиг. 51. Расчетные характеристики
жидкостно-реактивного двигателя, рабо-
работающего на красной дымящей азотной
кислоте (с 15% NO2) и анилине.
2800 p
§> 2600
% 2200
%2000
\
I
220
210
200
—
—
/
—-—
— —
_ 1 1 1
¦*• Температура
— —
р,=го,8кг/смг
P,/p2=20
/
/
/г
- Молекулярны
вес
^ Удельная тяга
и
——
1,25
1,20
25
24
23
22
21
20
s
a:
I
2,0 2,5 3,0 3,5
Весовое отношение окислителя
к горючему в смеси
Ф и г. 52. Расчетные характеристики
жидкостно-реактивного двигателя, работа-
работающего на жидком кислороде и гидразине.
со 3000
% 2800
%2000
I
260
250
240
230
—
—
\
/
/
/
A
у
л
Температура
k
pf = 20 ama
Pi/p2-20
/
^~
'Молекулярный ~~
вес
i- ¦ *•*
^^
-
** Удельная тяга
1,30
1,25*
1.20
20 Z
15 'I
a:
I
Q25 Ц50 0,75 WO
Весовое отношение окислителя
к горючему в смеси
Фиг. 53. Расчетные характеристики
жидкостно-реактивного двигателя, рабо-
работающего на красной дымящей азотной кис-
кислоте (с 13% N02) и этиловом спирте.
V 3200
1 3000
1
2800 -
2200
340
320
300
230 Ь
260
I
1
I
—
—
—
/
/
/
T
/-
L^-—4 —¦—.
^\
_ Температура
к
p, = 21 кг/см2
P,/p2= 20,4
Ус
—Me
?ельи
N
У
ая /п
яга
мекулярный в
к
?с
/,30
B0
§
I
8 М
2 4 6 8
Весовое отношение окислителя
к горючему в смеси
Фиг. 54. Расчетные характеристики
жидкостно-реактивного двигателя, рабо-
работающего на жидком кислороде и жидком
водороде.
16^
/,5 2.0 2,5 3,0
Весовое отношение окислителя
к горючему в смеси
Фиг. 55. Расчетные характеристики
жидкостно-реактивного двигателя, рабо-
работающего на жидком кислороде и бензине.
§ 7. Результаты термохимических расчетов 115-
температуру горения вследствие поглощения энергии, которая
могла бы быть использована для повышения температуры газов.
До сих пор еще не известны ракетные топлива, которые имели бы
запас химической энергии, например в два раза больший, чем то-
топлива, применяющиеся в настоящее время.
Из табл. 12 видно, что только топливо, состоящее из жидкого
кислорода и жидкого водорода, имеет существенно улучшенные
характеристики (скорость истечения равна 3 300 м/сек). Лишь
немногие комбинации веществ, например жидкий водород с жид-
жидким фтором (скорость истечения больше 3 330 м/сек), обладают
такими высокими характеристиками.
Термохимические расчеты показывают, что оптимальные ха-
характеристики ракетного двигателя достигаются ири определенном
составе смеси, отклонение от которого в сторону избытка горю-
горючего или избытка окислителя снижает эти характеристики. Этот
оптимальный состав смеси незначительно изменяется в зависимо-
зависимости от давления в камере сгорания и обычно отвечает смеси, более
богатой горючим, чем смесь, соответствующая стехиометрическому
соотношению компонентов, когда теоретически все горючее дол-
должно полностью окислиться. Топливные смеси с избытком горюче-
горючего имеют меньший молекулярный вес и пониженную температуру
горения; особенно желателен этот избыток в случае горючих, со-
содержащих связанный водород. Из фиг. 53 видно, что для топлпва,
состоящего из азотной кислоты (с 13% NO2) и этилового спирта,
отношение расхода okj слителя к расходу горючего, при котором
обеспечиваются оптимальные характеристики, равно примерно
2,5, в то время как для стехиометрической смеси это отношение
равно примерно 3,5.
Наиболее целесообразно применять топлива с низкими темпе-
температурами горения и относительно высоким*! скоростями истече-
истечения, так как в этом случае упрощается конструкция ракетного
двигателя. К тоиливам такого типа можно отнести, например,
гидразин с жидким кислородом или однокомпонентное топливо
нитрометан.
Кривая изменения скорости истечения в зависимости от давле-
давления в камере при неограниченном возрастании давления прибли-
приближается к некоторому постоянному значению (фиг. 56). Увеличение
давления в камере приводит к изменению величины
в выражении для скорости истечения и к изменению значений 1\
& и {х вследствие диссоциации и смещения положения равнове-
равновесия. В случае топлив, продукты сгорания которых не диссоции-
диссоциируют, температура горения и другие свойства газов не зависят
от величины давления. Например, если жидкий кислород вступает
в реакцию с жидким водородом, находящимся в большом избытке,
8*
Таблица 12
РАСЧЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАЗЛИЧНЫХ ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ *
Топливо
о
есов
0)
о
Н
PQ о
S2
к *"
ОК
»
II
ш
1. §
||^
Ш
|s
Н Оо
3 020
2 780
2 800
2 900
2 850
2 730
2 480
3 000
710
2 090
2170
2 480
2 770
2 770
СП
и к
II
22,
—
22
22,
22,
19,
и,
22
20
21
25
о
1
7
9
8
7
7
il
1,22
—
1,22
1,22
1,20
—
1,23
1,25
1,25
1,23
1,25
1,23
1,22
1,2
Жидкий кислород и бензин
» » и жидкий метан
Жидкий кислород и 75-процентный этиловый
спирт
Жидкий кислород и 100-ироцентый этиловый
спирт
Жидкий кислород и 100-процентный метило-
метиловый спирт
Жидкий кислород и аммиак
» » и гидразин
» » и жидкий водород
Перекись водорода (87-процентная)
Перекись водорода (87%) и C-stoff E7% спирта,
13% воды, 30% гидразингидрата)
Нитрометан
Газообразный кислород и нитрометан
Красная дымящая азотная кислота
Белая дымящая азотная кислота и фурфуроло-
вый спирт
21
21
21
21
21
21
21
24
21
21
21
19
21
21
2,5
3,0
1,3
1,5
1,25
1,4
0,50
5,33
—
2,5
—
0,05
3,0
1,9
2 370
2 500
2 350
2 380
2 340
2 500
2 550
3 290
1240
2110
2140
2 230
2170
2100
242
255
239
243
238
255
259
335
126
215
218
227
221
214
1685
—
1670
1695
1655
1780
1845
2 350
885
1505
1530
1 615
1525
1490
0,965
0,994
0,966
0,895
0,98
1,05
0,33
1,42
1,24
1,139
1,37
1,87
* Данные взяты из работы [8].
*¦ Удельная тяга и скорость истечения рассчитаны для случая расширения до 1 атл.
Таблица 13
РЕАКЦИЯ СГОРАНИЯ НИТРОМЕТАНА В КИСЛОРОДЕ *
Характеристики реакции
Данные
расчета
Эксперимен-
Экспериментальные
данные **
Давление в камере сгорания, кг/см2
Состав газов в камере сгорания, объемные %:
СО2
СО
Н2О
Н2
Н
НО
N2
NO
Углеводороды
Весовое отношение кислорода к нитрометану
в смеси
Расчетная температура реакции, °С
Расчетное значение среднего молекулярного
веса
Расчетное значение удельной теплоемкости
при постоянном давлении, ккал/кг-град . .
Расчетное значение отношения удельных тепло-
емкостей к
Расчетная скорость истечения, полученная при
допущении изоэнтропического расширения
без реакции в сопле, м/сек
Расход топлива, кг/сек
Продолжительность горения, сек
Площадь критического сечения сопла, см2 . .
Средняя тяга, кг . .
Скорость истечения, м/сек
Коэффициент сопла
18,9
18,9
7,20
25,91
31,57
17,42
0,68
0,63
16,56
0,05
2 480
21,22
0,498
1,232
2 240
5,5
19,4
26,8
12,4
7,9
20,1
7,9
0,047
1350
22,77
0,492
1,216
1640
0,56
61
2,98
77
1350
1,35
* Данные взяты из работы [9].
** Проведенный эксперимент характеризуется частично неполным сгоранием.
1
2500
2000
1500
WOO
500
О
>-
-
Весовое отношение
окислителя к горючему
a pjuipnn — 9 7R
О 7 14 21 28 35
Давление в камере, кг/см2
4Z
Фиг. 56. Изменение
скорости истечения га-
газов из жидкостно-реак-
тивного двигателя, ра-
работающего на красной
дымящей азотной кисло-
кислоте и анилине, в зависи-
зависимости от давления в ка-
камере сгорания.
А — теоретическая кривая;
В — усредненная экспери-
экспериментальная кривая.
РЕАКЦИЯ СГОРАНИЯ БЕНЗИНА В ЖИДКОМ КИСЛОРОДЕ
Таблица 14
^-- __ Весовое отношение окислителя
^^-~-—_^^^ к горючему
Хлрактерпетлыг реакции --—__^
1|юдукты реакции, объемные %:
со
(ХJ •
П.,
П.,0
н
он
о.,
О
Гомноратура пламени, °{)
Георетнческая удельная тяга, иг сек/кг ....
С редний молекулярный вес
Отношение удельных теплоемкостей
Скорость истечения при отсутствии химических
реакций в сопле, м/сеи
Средняя удельная теплоемкость продуктов
реакции, ккал\иг -град
1 5
0,
0,
0,
0,
0,
0,
0
0
1480
200
17
1
1960
0
4Г>5
ста
ж?,
1Я5
000
000
000
000
2
,285
,521
2,0
0,
0,
о,
о,
о,
о,
о,
о,
2 590
236
20,
1
2 310
0
411
079
?,15
?,78
012
009
000
000
4
235
510
2,2
0,
о,
о,
* о,
о,
о,
о,
0
2 850
240
21
1
2 360
0
г,
37
109
15?,
з?,б
0?6
0?,8
003
00?,
6
225
,499
2 Г)
0,322
0,137
0,105
0,330
0,028
0,061
0,008
0,006
3 020
242
22,7
1,219
2 370
0,488
2,75
0,280
0,160
0,074
0,330
0,027
0,085
0,019
0,010
3 090
241
23,6
1,215
2 360
0,478
3,0
0,243
0,180
0,057
0,325
0,025
0,104
0,028
0,016
3110
238
24,3
1,212
2 330
0,468
з, :>
0,
0,
0,
о,
о,
о,
0
0
3 130
234
25
1
2 290
0
198
*02
0?.8
ЗОГ)
0?1
Г/4
085
026
3
211
,452
* Данные взпты из ршоты [10].
§ 7. Результаты термохимических расчетов
119
то температура реакции оказывается недостаточной для возникно-
возникновения значительной диссоциации. В этом случае, как следует из
табл. 15, увеличение давления в камере не приводит к возраста-
возрастанию температуры горения. Для многих ракетных топлив значи-
значительное увеличение давления в камере выше 21,0 кг/см2 приводит
лишь к незначительному приращению тяги. Так как выбор рас-
расчетного давления в камере сгорания в каждом частном случае
зависит не только от получаемых характеристик двигателя, но
и от других соображений—системы подачи топлива, установоч-
установочного веса и т. д., то невозможно сделать общее заключение отно-
относительно оптимальной величины давления в камере.
Таблица 15
ВЛИЯНИЕ ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ
РАКЕТНОГО ДАВЛЕНИЯ
Давление в камере
сгорания, атм
Температура сгорания Т^
при равновесии и удельная
тяга Куд
1
о
3
&
Жидкий кисло-. п Л
род 61,1% Стехио-
75-процентяый } веская
этиловый веская
спирт 38,9%» смесь
Жидкий кислород 56%
75-процентный этиловый
спирт 44%
Жидкий кисло-\ Стехио-
род 88,8% ! метри-
Жидкий водо- • ческая
род 11,2% J смесь
Жидкий кисло-^
род 76,2% !
Жидкий водо- [
род 23,8% J
10
Ti, °К
2 997
2 847
3 386
2 664
кг • сек/кг
205
210
271
323
20
Ti, °К
3 125
2 858
3 485
2 664
Дуд,
кг'сек/кг
228
233
297
354
50
Ti, °к
3 330
2 886
3 649
2 670
кг-сек/кг
253
256
341
388
Топлива, дающие скорости истечения, превышающие
2 750 м/сек (насколько известно автору), еще только исследуются
и пока не предназначены для широкого использования. Приме-
Применяемые же и испытанные топлива имеют недостаточно высокие
характеристики и поэтому не могут быть использованы для разра-
разработки эффективных снарядов дальнего действия или межпланет-
межпланетных ракет.
120 Гл. IV Расчеты характеристик ракетных топлив
Современные средние значения скорости истечения, как пока-
показывает теоретическая оценка, могут быть увеличены максимум на
40—60%. Не следует, однако, ожидать от применения улучшен-
улучшенных химических ракетных топлив большого увеличения скорости
истечения. Поэтому при выборе ракетных топлив следует руковод-
руководствоваться главным образом соображениями, связанными с прак-
практическим использованием этих топлив, а не получаемыми харак-
характеристиками.
Теоретические исследования показывают, что применение ядер-
ядерной энергии дает возможность получить гораздо более высокие
значения кинетической энергии потока, приходящейся на 1 кг
топлива, чем в случае химической реакции. Этот метод создания
реактивной тяги основан на том, что соответствующее вещество
нагревается в ядерном реакторе и затем вытекает с большой ско-
скоростью из сопла. Если в качестве такого рабочего вещества будет
использован водород и если он будет нагрет в реакторе до 3 870° С,
а затем произойдет его изоэнтропическое расширение от давления
в камере, равного 21,0 кг/см2, то теоретическая скорость истече-
истечения должна составить примерно 7 170 м/сек. Если материал реак-
реактора способен выдерживать еще более высокие температуры,
то скорость истечения соответственно еще возрастет. Если можно
будет осуществить диссоциацию Н2 до атомарного водорода, то
будет возможна скорость истечения порядка 9 820 м/сек в связи
с малым молекулярным весом вытекающего газа. Однако проблема
применения ядерной энергии для ракетных двигателей весьма
сложна и потребуются еще годы напряженной работы для ее
практического разрешения.
Пример 3. В этом примере не приводится полный термохими-
термохимический расчет двигателя на определенном топливе, так как он
осуществляется при помощи весьма трудоемкого метода последо-
последовательных приближений, что интересно только для специалистов
по ракетным топливам. Однако для общего представления о методе
расчета целесообразно рассмотреть упрощенный пример определе-
определения температуры горения, равновесного состава газообразных
продуктов реакции и теоретических характеристик ракетного
двигателя.
Обычно исходными данными для расчета являются род топ-
топлива, давление в камере сгорания, начальная температура
топлива при впрыске в камеру, состав смеси и давление газов
при истечении из сопла.
В этом примере приводятся термохимические расчеты для
жидкого кислорода при -—183° С и жидкого водорода при —253° С.
Примем весовое отношение окислителя к горючему в смеси рав-
равным 4,0 и давление в камере сгорания равным 23,5 кг/см2;
будем считать, что расширение газов происходит до атмосферного
§ 7. Результаты термохимических расчетов 121
давления. Если учесть все вероятные компоненты продуктов
реакции, то можно написать общее химическое уравнение в виде
+ пв02 —> тгн2оН2О + ггН2Н2 + nofi2 + поО + тгнН + гг0н0Н.
Прочие возможные продукты реакции, как, например, перекись
водорода или озон, не учитываются вследствие того, что они
не будут образовываться в условиях работы рассматриваемого
ракетного двигателя. Вышеприведенное уравнение содержит
шесть неизвестных, а именно числа молей каждого компонента
продуктов сгорания.
На основании приведенных данных можно определить моляр-
молярные соотношения исходных продуктов (я,а, ^в); примем для опре-
определенности, что исходный вес топлива, участвующего в реакции,
равен, например, 100 кг. Тогда при весовом отношении окислителя
к горючему в смеси, равном 4,0, топливная смесь должна состоять
из 80 кг кислорода и 20 кг водорода, т. е.
20
Иа = 2~оТ~9'96 кгмолей,
n# = ^ = А,э кгмолей.
Зададимся температурой пламени или температурой сгора-
сгорания; эта предполагаемая температура может оказаться большей
или меньшей конечной температуры продуктов сгорания^
подлежащей определению. В этом примере примем Т = 2 940° К.
Теперь можно составить уравнения, выражающие закон сохра-
сохранения массы, а именно: количество каждого элемента, участ-
участвующего в реакции, остается неизменным до и после реакции.
Эти соотношения наиболее удобно записать через число кило-
грамматомов каждого элемента, а именно, для кислорода
пв = 2 B,5) = пВ2о + 2пО2 + по + пОи.
для водорода
пА = 2 (9,96) -
Для любой системы, состоящей из кислорода и водородаг
на основании закона сохранения массы можно составить два
уравнения, по одному для каждого из элементов. Следова-
Следовательно, чтобы определить шесть неизвестных, необходима
составить еще четыре уравнения.
Для избранных обратимых реакций составляются уравнения
равновесия. Константы равновесия для этих реакций находятся
по принятому значению температуры с помощью таблиц или
графиков, например, приведенных на фиг. 49а и 496. Для
вышеприведенной реакции можно написать следующие уравне-
уравнения равновесия:
122
Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топ ли в
Реакции
Н20 ^it Н2 + — 02
Н2 ^± 2Н
Н20 ^± * На + ОН
2
Н2О ^ Н2 + О
Уравнения равновесия
НоО ^-i^
<к \ п" р
где ^]п — сумма молей всех газообразных веществ, участвующих
в каждой реакции.
Теперь в нашем распоряжении имеется достаточное количе-
количество уравнений для определения неизвестных величин. Так как
точный алгебраический метод нахождения общего решения
шести совместных уравнений является сложным и часто невоз-
невозможным, то в практических расчетах пользуются приближен-
приближенными методами решения. В одном из таких методов в первом
приближении допускается, что газообразные продукты не дис-
диссоциируют и состоят только из Н2О и Н2. Тогда при помощи
двух упрощенных уравнений материального баланса можно
определить приближенный молярный состав для этих двух газов.
Значения, полученные в этом приближении, могут быть исполь-
использованы для определения из уравнений равновесия приближен-
приближенных значений других компонентов продуктов сгорания. Метод
последовательных приближений позволяет затем установить
молярные соотношения, удовлетворяющие всем уравнениям.
Расчет реакции водорода и кислорода дает следующие значения:
*п -0,201;
Теплота реакции между окислителем и горючим определяется
при помощи выражения D.3). При расчете теплопроизводптель-
ности топлива следует ввести поправку на количество тепла,
необходимое для приведения 80 кг кислорода и 20 кг водорода
от их соответствующих точек кипения к исходной температуре
(учесть соответствующее увеличение энтальпии).
§ 7. Результаты термохимических расчетов
123
Газ
Н20
н2
о2
0
Н
ОН
п
4,93
4,88
0
0
0,201
0,05
&обр' ккал1моль
57 740
0
0
0
—51 840
— 5 895
^^обр' ъъял,'моль
284 700
0
0
0
—10 400
—300
274 000
Вешество
Н2 (жидкость)
О2 (жидкость)
п
9,96
2,5
Дг, ккал/моль
—1890
-3 650
Поправка ггДг, ккал/моль
— 18 850
— 9110
Теплота реакции Qp = 246 000 ккал на 100 кг исходных веществ (ре-
(реагентов).
Энтальпия продуктов сгорания равна сумме энтальпий соста-
составляющих газов г, соответствии с уравнением D.11).
Газ
н2о
н2
о2
о
н
он
п
4,93
4,88
0
0
0,201
0,05
2 940
[ CpdT
То
29 400
20 480
—
20 360
13 150
Энтальпия
145 000
99 900
—
—
4 080
660
Приращение энтальпии газов ki = 249 600 ккал на 100 кг топлива.
Если увеличение энтальпии продуктов сгорания Дг равно
теплоте реакции Qv, то температура реакции была избрана пра-
правильно. Если Дг < ()р> то избранная температура меньше дей-
действительной. При Дг 7=- (?р задаются новым значением темпера-
124 Гл. IV. Расчеты характеристик ракетных топлив
туры и расчет повторяется. В рассматриваемом примере темпе-
температура была принята несколько завышенной. Так как Li отли-
отличается от Qv только на 1,1%, то ошибка приближенного
решения мала и ею можно пренебречь.
Теперь из формулы D.6) можно определить удельную тепло-
емкость продуктов сгорания; получаем Ср = 0,954 ккал/кг-град.
Средний молекулярный вес и газовая постоянная продуктов
сгорания находятся из соотношений D.4) и D.5) и соответствен-
соответственно составляют 9,95 и 85,4. По формуле D.7) можно определить
отношение удельных теплоемкостей Л =1,267. Если допустить,
что средний молекулярный вес продуктов сгорания и отноше-
отношение их удельных теплоемкостей не зависят от температуры, то
можно вычислить удельную тягу, скорость истечения и темпе-
температуру вытекающих газов. Из выражений D.1) и D.2) находим
^уд = 343 кг - сек/кг.
ЗАДА Ч II
1. Теплота реакции сгорания этана С2Н6 в кислороде равна 368 000
ккал/молъ, а октана С8Н18—1 305 000 ккал/моль.
Определить их теплоты образования.
2. В замкнутом сосуде при температуре 15,5° С и давлении 1 ата содер-
содержатся равные объемы водорода и углекислого газа.
Определить количественный состав газов при нагревании исходной
смеси до 2 750° С, предполагая, что в результате диссоциации при этой
температуре в сосуде находятся только СО, СО2, Н2О и Н2.
3. При высоких температурах происходит диссоциация воды на водород
и кислород.
Определить, сколько процентов воды диссоциирует при температуре-
2 750° С и давлении 10 ата, предполагая, что другие продукты диссоциации;
при этом не образуются. Сколько процентов воды диссоциирует при давлении
25 ата?
4. Какое количество теплоты необходимо для нагревания 1,0 кг насыщен-
насыщенного жидкого кислорода, находящегося под давлением 1 ата, до темпера-
температуры 15° С?
5. Весовое отношение жидкого кислорода к бензину в смеси равно 2,5.
Вычислить: а) среднюю молярную удельную теплоемкость продуктов
сгорания; б) температуру вытекающих газов, предполагая, что химическая
реакция в сопле не происходит и процесс расширения является изоэнтро-
пическим; в) теплоту реакции для 1 кг топлива, 1 кг горючего и1л горючего.
При решении допустить Cv = const и использовать данные, представленные
на фиг. 55.
6. Вычислить равновесный состав продуктов сгорания и равновесную
температуру сгорания для топлива, состоящего из жидкого кислорода и
жидкого водорода, при весовом отношении окислителя к горючему в смеси,
равном 2,0.
При расчете диссоциацию на одноатомные газы не учитывать. Принять,
что оба компонента топлива перед впрыском в камеру сгорания находятся
Литература 125
яри температуре насыщения, соответствующей 1 ата. Давление в камере
сгорания равно 11,0 кг/см2.
7. Условия такие же, как в задаче 6.
Вычислить следующие теоретические величины: а) среднюю молярную
удельную теплоемкость продуктов сгорания в камере; б) средний молеку-
молекулярный вес продуктов сгорания; в) удельную тягу, температуру газов в вы-
выходном сечении сопла и скорость истечения при расширении до 0,98 кг/см*.
Считать, что расширение газов в сопле происходит изоэнтропически.
Л ИТ ЕВ А ТУВА
1. Hod gm an С. D., Holmes H. N., Handbook of Chemistry and
Physics, 25 Ed., Cleveland, 1941.
2. Bichowsky F. R., Rossini F. D., Thermochemistry of Chemi-
Chemical Substances, New York, 1936.
3. F a i r e s V. M., Applied Thermodynamics, New York, 1938.
4. H i r s с hf e 1 d e r J. 0., McClureF. Т., Curtiss C. F.,
Osborne D. W., Thermodynamic Properties of Propellant Gases,
NDRC, OSRD Rep. 1087, November A942).
5. Льюис Б. и Эльбе Г., Горение, пламя и взрывы в газах, М.,
1948. С
6. Sa tterf ield С. N., Hottel H. С, W i 1 1 i a m s G. C,
Generalized Thermodynamics of High Temperature Combustion, Mas-
sachus. Inst. Technol., Div. Industr. Cooperation, Rep. DIG 6351, May
A947).
7. Zucrow M. J., Liquid Propellant Rocket Power Plants, Journ.
Amer. Rocket Soc, No 72, December, 26 A947).
8. S u 11 о n G. P., Thermochemistry of Rocket Propellants, Journ. Amer.
Rocket Soc, 72, December A947).
9. Weissbluth M., A Study of the Nitromethane-Oxygen Combination
as a Rocket Propellant, Californ. Inst. Technol., Pasadena, Progr. Rep.,
1—22 A944).
10. W i m p r e s s R. N., Sage В. Н., Composition of Products of
Reaction of Gasoline and Liquid Oxygen, Californ. Inst. Technol.,
Pasadena, Progr. Rep., 19 A944).
11. Hirschfelder et al., Thermodynamic Properties of Propellant
Gases, OSRD 1087.
Глава V
ЖИДКИЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА
§ 1. КЛАССИФИКАЦИЯ
Ракетные топлива, являющиеся рабочим веществом жидкостно-
реактивных двигателей, представляют собой жидкости, которые
претерпевают в двигателе химические и термодинамические изме-
изменения. Термин «жидкое ракетное топливо» охватывает различные
применяемые жидкости и может быть отнесен к любой из следую-
следующих жидкостей1):
1) окислителю (жидкий кислород, азотная кислота и т. д.);
2) горючему (бензин, спирт и т. д.);
3) катализатору (перманганат натрия в растворе и т. д.);
4) инертным добавкам (вода); хотя вода не оказывает непо-
непосредственного влияния на химическую реакцию, однако иногда
позволяет повысить тягу из-за увеличения массового расхода
рабочего вещества;
5) химическому соединению или смеси двух или более из выше-
вышеперечисленных жидкостей.
Существует значительное количество различных жидких ракет-
ракетных топлив, свойства которых изучены в ряде теоретических
и экспериментальных работ. Эти исследования показывают, что
невозможно получить идеальное топливо, которое будет иметь
одни положительные качества. Почти любое жидкое ракетное
топливо и в особенности любой жидкий окислитель имеют по край-
крайней мере одно или несколько отрицательных качеств; вследствие
этого до сих пор еще не существует стандартного жидкого ракет-
ракетного топлива.
Од покомпонентное ракетное топливо содержит окислитель
и горючее в виде одного вещества. Однокомпопентное топливо
может состоять из смеси нескольких соединений, как, например,
смесь перекиси водорода со спиртом, или может представлять
однородное химическое вещество, как, например, нитрометан.
Однокомпонеитные ракетные топлива устойчивы при нормальных
атмосферных условиях, однако при высокой,температуре и давле-
давлении они разлагаются и образуют газообразные продукты сгора-
г) В отечественной литературе термин «топливо» употребляется по отно-
отношению ко всему рабочему веществу; к каждой из перечисленных жидкостей
в отдельности обычно относится термин «компонент топлива».—Прим. ред.
§ 2 Свпштва и хп рактеристики ракетных топлив 127
ния высокой температуры. Система подачи топлива в двигателях,
работающих на однокомпонентном топливе, обычно бывает про-
простой, так как в этом случае необходимо осуществлять подачу толь-
только одной рабочей жидкости.
В ракетном двигателе, работающем на двухкомпонентном топ-
топливе, применяются две жидкости, которые смешиваются только
в камере сгорания. В большинстве современных жидкостно-реак-
тивных двигателей используются двухкомпонентные топлива.
Были попытки применения двигателей, работающих на топливе
с тремя и более жидкими компонентами, но эти попытки оказались
неудачными.
Ниже подробно рассматриваются некоторые общие свойства
и характеристики жидких ракетных топлив.
§ 2. СВОЙСТВА И ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ J)
Наличие (ресурсы). Ракетные топлива, предназначенные для
широкого использования, должны быть пригодны для производ-
производства в больших количествах и не быть очень дорогими. Однако,
за немногими исключениями, современные ракетные топлива,
в особенности окислители, имеют значительно более высокую
стоимость, чем топлива, применяемые в двигателях обычного
типа.
Характеристики ракетных топлив. Характеристики различ-
различных топлив можно сравнивать по удельной тяге, эффективной
скорости истечения, характеристической скорости истечения,
удельному расходу топлива, идеальной скорости истечения или
по другим параметрам. Эти параметры были рассмотрены в гл. III
и IV. На фиг. 30 приведены значения удельной тяги и скорости
истечения в зависимости от отношения давлений, температуры
сгорания в двигателе, отношения удельных теплоемкостей и мо-
молекулярного веса продуктов сгорания. Значения характеристиче-
характеристических параметров для различных топлив приведены в табл. 12.
Положительные характеристики ракетного топлива опреде-
определяются следующими свойствами, уже упоминавшимися в гл. IV:
1. Высокое содержание химической энергии на единицу веса
топлива2^. Оно позволяет достигнуть высоких значений температу-
температуры в камере сгорания. Из-за наличия трения и диссоциации пол-
полная величина химической энергии топлива никогда практически
не используется.
*) Некоторые сведения о физических свойствах отдельных топлив, при-
веденные в этом разделе, расходятся с опубликованными в отечественной
литературе.—Пр.им. ред.
2) Так называемая теплопроизводительность топлива.—Прим. ред.
128
Гл. V. Жидкие ракетные топлива
2. Низкий молекулярный вес газообразных продуктов сгорания
топлива. Для достижения этого можно использовать горючие,
.богатые связанным водородом или другими легкими атомами,
которые освобождаются в ходе реакции. Малый молекулярный вес
может быть получен также при использовании углеводородного
горючего с большим избытком, так что образующееся большое ко-
количество газообразного водорода не связывается кислородом. По-
Поэтому для многих двухкомпонентных топлив оптимальный состав
смеси не совпадает со стехиометрическим и соответствует богатой
.смеси, которая дает большое количество продуктов реакции, обла-
обладающих малым молекулярным весом.
3. Влияние отношения удельных теплоемкостей продуктов
реакции на скорость истечения мало по сравнению с двумя выше-
вышеназванными свойствами. Однако, как видно из табл. 16, с умень-
уменьшением к удельная тяга несколько увеличивается.
Таблица 16
ИЗМЕНЕНИЕ УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ В ЗАВИСИМОСТИ ОТ k
(ОТНОШЕНИЕ ДАВЛЕНИЙ РАВНО 20)
k
ЛУД,%
1,1
114
1,2
107
1,3
104
1,4
100
Отрицательные физические свойства.
Коррозия. При эксплуатации некоторых ракетных топлив, как,
например, азотной кислоты или перекиси водорода, требуется
применение резервуаров и трубопроводов из специальных мате-
материалов. Попадание этих веществ на кожу вызывает очень серьез-
серьезные ожоги.
Взрывоопасностъ. Ряд ракетных топлив, например перекись
Бодорода и нитрометан, являются неустойчивыми соединениями,
имеющими склонность к детонации при загрязнении, повышении
температуры или ударе.
Огнеопасность. Многие окислители вступают в химические
реакции со значительным количеством органических соединений.
Например, азотная кислота и перекись водорода вызывают само-
самовоспламенение при контакте со многими органическими веще-
веществами. Большинство горючих легко воспламеняется при нагрева-
нагревании на воздухе.
Токсичность. Многие ракетные топлива токсичны или ядовиты;
при их использовании следует принимать специальные меры за-
защиты обслуживающего персонала. Например, анилин ядовит при
попадании на кожу.
§ 2. Свойства и характеристики ракетных топлив 129
Желательные физические свойства.
Низкая температура замерзания. Это свойство делает воз-
возможным работу двигателя в холодную погоду.
Большой удельный вес. Для размещения большого запаса топ-
топлива в заданном объеме на ракете необходимо применять топлива
с большим удельным весом. Такое топливо позволяет уменьшить
размеры ракеты и соответственно уменьшить ее конструктивный
вес и аэродинамическое сопротивление. Вследствие этого, как
показано ниже, в гл. VIII, удельный вес топлива оказывает зна-
значительное влияние на максимальную скорость и дальность полета
самолета или снаряда с ракетным двигателем. На фиг. 57 приве-
приведена зависимость удельного веса различных топлив от темпера-
температуры. Средний удельный вес топлива (*Гт)ср может быть определен
для заданного весового отношения окислителя к горючему [5 по
удельным весам горючего -[гор и окислителя -[ок, а именно:
\Ь) ср —
Значения (хг)ср для различных топлив приведены в табл. 12.
Порча топлива при хранении недопустима.
Топлива, которые используются для охлаждения ракетного
двигателя, должны иметь высокую удельную теплоемкость, высо-
высокую теплопроводность и высокую температуру кипения или тем-
температуру разложения.
Топливо не должно химически реагировать с материалами
трубопроводов, топливных баков, клапанов и прокладок.
Ракетное топливо должно быть жидким при температуре окру-
окружающего воздуха и атмосферном давлении. Применение жидкого
кислорода, жидкого водорода, жидкого метана и некоторых дру-
других жидких ракетных топлив требует использования специальных
материалов и введения ряда особенностей в конструкцию дви-
двигателя.
Воспламенение. Если топливо является самовоспламеняющим-
самовоспламеняющимся, то не требуется особой системы зажигания. В этом случае про-
процесс горения возникает непосредственно при соприкосновении
окислителя и горючего. Несмотря на то, что система зажигания
не представляет собой очень неприятного элемента двигателя,
ее исключение в большинстве случаев желательно, так как это
упрощает конструкцию двигателя. Все ракетные топлива должны
обладать легкой воспламеняемостью и иметь небольшой период
задержки воспламенения для того, чтобы уменьшить опасность
взрыва при запуске двигателя. Вопросы зажигания и запуска
двигателя рассматриваются в гл. VI.
Несамовоспламеняющиеся ракетные топлива подогреваются
до воспламенения при помощи внешних средств. Устройства,
9 Д. Саттон
Красная
дымящая
азотная
кислота
-250 -2Z5 -200 -175 -150 425 -100 -75 -50 -25 0 25 50 75 JOQ
Температура, °С
Ф и г. 57. Зависимость удельного веса различных топлив для жидкостно-реактивного двигателя
от температуры.
§ 3. Обзор жидких ракетных топлив 131
которые доводят начальный нагрев топлива до возникновения
устойчивого самостоятельного процесса горения, носят название
запальников. Количество энергии, выделяемой запальником для
активации топлива, должно быть небольшим, чтобы можно было
использовать системы зажигания малой мощности.
§ 3. ОБЗОР ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
В табл. 12 приведены различные сравнительные данные ряда
обычных ракетных топлив. Некоторые топлива рассматриваются
ниже более подробно. Основные физические свойства ряда ракет-
ракетных топлив приводятся в табл. 17, а также в работах [1, 2]. Зави-
Зависимость удельного веса и упругости паров некоторых топлив от
температуры приведены на фиг. 57 и 58.
Количество различных жидких ракетных топлив, которые
были использованы или ^предложены, весьма велико. Выбор
топлив для рассмотрения в этом разделе сделан с целью дать чи-
читателю наглядное представление о свойствах и возможностях
жидких химических соединений, используемых в качестве ра-
ракетных топлив. Отсутствие в этой книге сведений о ряде других
не менее употребительных или важных ракетных топлив связано
с тем, что в отношении основных вопросов их использования,
хранения, зажигания и т. д. они незначительно отличаются от
топлив, которые рассматриваются ниже. Общие данные о свойст-
свойствах ракетных топлив могут быть получены из литературы, приве-
приведенной в конце этой главы.
Нитрометан CH3NO2. Ыитрометан представляет собой слегка
маслянистую жидкость, бесцветную в очищенном состоянии.
В промышленности нитрометан применяется в качестве химиче-
химического растворителя, а также как составная часть лаков и покры-
покрытий. Он кипит при 101° С и плавится при—29,0° С. Нитрометан
образуется при азотизации паров углеводородов.
Нитрометан [3] может служить однокомпонеитным топливом,
если давление в камере сгорания превосходит примерно 35,0 кг/см2.
По сравнению с другими ракетными топливами он имеет сравни-
сравнительную низкую температуру сгорания, равную 2 175° С. При
меньших давлениях в камере сгорания для обеспечения устой-
устойчивого горения требуется добавка небольшого количества
окислителя.
Нитрометан не обладает коррозионными или токсическими
свойствами и по этим причинам не представляет трудностей при
эксплуатации. Однако нитрометан взрывоопасен и, даже хуже,
представляет собой «жидкий порох». При определенных значе-
значениях температуры и давления и при наличии различных загрязне-
загрязнений в нитрометане возможно возникновение детонации. Так как
9*
Упругость паров, arftu
'87% 'перекись
водорода
Компоненты жидкого
ракетного
топлива
Характеристики
Химическая формула .
Молекулярный вес . .
Точка плавления, °С .
Точка кипения, °С . .
Теплота испарения при давлении
1 атм, ккал/кг
Теплота образования, ккал/кг -моль
Удельная теплоемкость, измерена в
ккал/кг-град
Вязкость, сантипуазы .
Цвет
Действие на металлы .......
Аммиак
Анилин
Действие на большинство органи-
органических вешеств (смазку, масла,
кожу и т. д.)
Огнеопасность и взрывоопасность
Токсичность
NH8
17,03
-78
-33
324
16 040
A8,3°С)
1,05
(-60° С)
1,13
B0°С)
1,48
A00°С)
0,27
(-60°С)
0,14
B0°С)
Бесцветная
Вызывает
коррозию
меди и ла-
латуни
Вызывает
затвердева-
затвердевание многих
жидкостей
и газов
Незначи-
Незначительная
Ядовит
G6H5NH2
93,06
-7
184
103
-7 340
B5°С)
0,48
A0°С)
0,542
(93°С)
0,65
A49°С)
6,6
A0°С)
0,88
(93°С)
От бесцвет-
бесцветной до тем-
ножелтой
Отсутствует
Хороший
раствори-
растворитель
Незначи-
Незначительная
Ядовит при
попадании
на кожу
НЕКОТОРЫЕ ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
Этиловый
спирт,
9 5-процент-
5-процентный
Фурфуроловый
спирт
Авиационньн
бензин
С2Н6ОН
46,06
-117
78
202
67 100
A8,3°С)
0,62
B0°С)
0,65
C8°С)
1,4
B0°С)
0,93
C8°С)
Бесцветная
Отсутствует
Раствори-
Растворитель
Высокая
Слабо
ядовит
С4Н3ОСН2ОН
98,10
-32
171
0,58
B1
8,1
A0°С)
3,1
C8°С)
От желтой до
емноянтарной
Отсутствует
Растворитель
Высокая
1лабо ядовит
С8.бН18
(усредненная)
120 (средний)
Ниже -60
От 65 до 149
От 55 до 72
0,49
A0°С)
0,56
(93°С)
0,8
(-17,8°С))
0,26
(93°С)
Бесцветнаяя
Отсутствз^евт
Очень
хороший i
растворителль
Высокая
^лабо ядовевит
Гидразин
N2H4
32,05
1,4
ИЗ
0,75
B7°С)
1,0
B7°С)
Бесцветная
Вызывает сла-
слабые корро-
коррозионные свой-
свойства
Весьма
высокая
Слабо ядовит
Гидразин-
гидрат
N2H4.H2O
50,06
-40
118
Бесцветная
Вызывает сла-
слабые корро-
коррозионные свой*
ства
Весьма
высокая
Ядовитые
пары
Жидкий
водород
2,016
-259
-253
108
0
A8,3° С)
1,75
(-259°С)
2,33
(-252°С)
0,024
(-259°С)
0,013
(~252°С)
Бесцветная
Вызывает
сильную
хрупкость
Вызывает
затвердева-
затвердевание жидко-
жидкостей и газов
Высокая
в газооб-
газообразном со-
состоянии
Не уста-
установлено
Перекись
водорода,
87-процент-
87-процентная
Н2О2
34,02
-10
142
346
0,61
A5,5°С)
1,87
@°С)
1,29
A8,3°С)
Бесцветная
Интенсив-
Интенсивная корро-
коррозия
Вызывает
реакцию,
часто само-
воспламе-
воспламенение
В случае
загрязне-
загрязнения силь-
сильное взрыв-
взрывчатое ве-
вещество
Яд, вызы-
вызывает ожоги
Метиловый
спирт
СН8ОН
34,04
-98
65
261
57 200
A8,3°С)
0,59
A0°С)
0,62
E1,5°С)
0,66
A0°С)
0,39
E1,5°С)
Бесцветная
Отсутствует
Очень хо-
хороший рас-
растворитель
Высокая
Ядовит
Азотная кислота
белая
дымящая
HNO,
63,02
-51
88,5
114
41600
A8,3°С)
Примерно
та же, что
и у красной
дымящей
кислоты
0,47
(93°С)
0,418
A0°С)
0,424
C8°С)
От бесцвет-
бесцветной до
желтой
Вызывает
интенсив-
интенсивную корро-
коррозию
Вызывает
реакцию
Весьма
высокая
Сильно
ядовит
красная
дымящая
HNO. и
2% Н2О,
6-15% NO2
60 (средний)|
-49,5
0,418
A0°С)
0,424
C8°С)
От оранже-
оранжевой до тём-
тёмнокрасной
Вызывает
интенсив-
интенсивную корро-
коррозию
Вызывает
реакцию
Весьма
высокая
Сильно
ядовит
И 31
Таблица 17
итрометан
CH8NO2
61,04
-29
101
134
0,41
°
сцветная
|Вызывает
оррозию
Хороший
^творитель
нагретом
остоянии
ывоопасен
або ядовит
Октан
с8н18
114,23
-56
125
70,6
67 200
B0°С)
0,50
B5°С)
0,58
G1°С
0,54
B0°С)
0,26
C8°С)
Бесцветная
Отсутствует
Очень
хороший
растворитель
Высокая
Слабо ядовит
Жидкий
кислород
о2
Вызывает
хрупкость
Ускоряет
процесс
горения
Высокая
Безопасен
Вода
Н2О
32,00
-220
-183
50,6
0
A8,3°С)
0,40
(-208°С)
—
0,87
(-220°С)
0,19
(-183° С)
Бледно-
голубая
18,02
0
100
535
68 400
(жидкость при
18,3°С)
1,008
@°С)
1,002
A00°С)
1,018
B05°С)
1,00
B0,2°С)
0,284
A00°С)
Бесцветная
Отсутствует,
если вода
чистая
Не действует
Безопасна
Безопасна
§ 3. Обзор жидких ракетных топлив 133
скорость детонации во много раз превосходит скорость нормаль-
нормального горения, а скорость впрыска топлива обычно рассчитывается
так, чтобы лишь незначительно превышать скорость горения, то
детонационная волна может распространиться через форсунку по
топливопроводам. Движение детонационной волны в трубопрово-
трубопроводах и топливных баках имеет взрывной характер и может вызвать
сильные взрывы. Проведенные сложные испытания показали, что
имеются возможности предотвращения распространения детонации
в топливопроводах, заполненных нитрометаном, однако ни один
из методов, разработанных до настоящего времени, не является
достаточно надежным. Это ограничило применение нитрометана
в ракетных двигателях.
Нитрометан требует применения специальной системы зажи-
зажигания. Для воспламенения нитрометана обычно добавляется не-
небольшое начальное количество газообразного кислорода и ис-
используется запальная свеча [3]. При горении нитрометана обра-
образуется очень бледное, почти невидимое пламя.
Перекись водорода Н2О2. В ракетной технике используется
перекись водорода высокой концентрации, от 70 до 90% (осталь-
(остальное—вода). Концентрация промышленной перекиси водорода
не превышает 30%.
В камере сгорания происходит разложение перекиси водорода
с образованием перегретого водяного пара и газообразного кис-
кислорода:
Н2О2 -> Н2О + -j О2 + Теплота.
Это разложение вызывается действием специальных катализато-
катализаторов, например перманганата кальция, перманганата натрия, дву-
двуокиси марганца, перманганата калия, платины и окиси железа.
Практически большинство загрязнений перекиси действует как
катализатор.
Перекись водорода при ее использовании в качестве одноком-
понентного топлива обладает относительно низкими характери-
характеристиками. Однако если газообразный кислород, образующийся при
разложении перекиси водорода, используется для окисления
горючего, то температура сгорания значительно возрастает и ха-
характеристики двигателя соответственно улучшаются. Газообраз-
Газообразный кислород составляет около 42% общего веса продуктов раз-
разложения 90-процентной перекиси водорода. Для использования
выделяющегося свободного кислорода перекись водорода приме-
применялась в качестве окислителя в комбинации со спиртом, гидра-
зингидратом и другими органическими горючими. В немецком
ракетном истребителе Ме-163 применялась 80-процентная пере-
перекись водорода, причем горючим служила смесь, состоящая из
57% метилового спирта, 30% гидразингидрата и 13% воды. Гид-
134
Гл. V. Жидкие ракетные топлива
разин и гидразингидрат, чистые или в виде водного или спирто-
спиртового растворов, образуют с перекисью водорода самовоспламеняю-
самовоспламеняющееся топливо.
Хранение перекиси водорода и обращение с нею усложняются
тем, что она вступает в реакцию с большинством химических ве-
веществ. В качестве материалов, пригодных для хранения перекиси
водорода, могут быть названы стекло, чистый алюминий, чистое
олово и некоторые сорта нержавеющей стали. Перед заливкой
перекиси водорода топливные баки должны быть тщательно очи-
очищены. Тем не менее и в дальнейшем необходима регулярная про-
проверка чистоты заполненных баков для предотвращения возможно-
возможности взрыва под действием какого-либо каталитического эффекта.
Концентрированная перекись водорода при попадании на
кожу вызывает тяжелые ожоги, а при соприкосновении с деревом,
маслами и многими другими органическими соединениями может
вызвать их воспламенение и горение. Все складские помещения
и рабочие площадки для работы с перекисью водорода должны
быть очищены и освобождены от органических веществ, а также
должны быть снабжены достаточным количеством предохрани-
предохранительных устройств.
Таблица 18
ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА
Концентрация, %
Свойства
100
90
-7,8
142
1,39
0,61
1,300
345
0,05
80
-22,2
—
1,35
0,64
1,298
367
—
70
Точка замерзания, °С
Точка кипения, °С
Удельный вес при 18° С
Удельная теплоемкость при 15,5° С,
ккал/кг-град
Вязкость при 15° С, сантипуазы . .
Теплота испарения, ккал/кг . . . .
Упругость пара при 70° С, атм . .
-1,7
151
1,45
0,58
1,307
325
-37,0
1,29
0,68
1,290
Когда концентрированная перекись водорода вступает в реак-
реакцию с материалами, из которых изготовлены топливные баки,
или с примесями, то она начинает разлагаться. Сначала это раз-
разложение протекает с незначительной скоростью, но затем, в ре-
результате выделения энергии, происходит постепенное разогрева-
разогревание, которое часто приводит к возникновению интенсивного кипе-
кипения перекиси. В случае, когда температура перекиси превышает
примерно 175° С, может произойти мгновенное разложение с силь-
сильным взрывом.
§ 3. Обзор жидких ракетных топлив 135
Несмотря на свою огне- и взрывоопасность перекись водорода
получила распространение в качестве окислителя главным обра-
образом из-за своего большого удельного веса. Некоторые свойства
перекиси водорода приведены в табл. 18. Более подробные дан-
данные о перекиси водорода содержатся в работах [4—6].
Жидкий кислород О2. Жидкий кислород при атмосферном
давлении кипит при—183° С; он имеет удельный вес 1,14 и теплоту
испарения 50,6 ккал/кг. Жидкий кислород имеет широкое приме-
применение в качестве окислителя; с большинством углеводородных
горючих он горит с образованием яркого бело-желтого пла-
пламени.
В качестве горючих с жидким кислородом применяются глав-
главным образом спирты и нефтепродукты. Удельная тяга, получае-
получаемая при использовании жидкого кислорода с этими горючими,
относительно высока и равна 242 кг-сек/кг при давлении в камере
сгорания 21,0 кг/см2, при этом температура в камере сгорания
превосходит 2 870° С [7]. В немецком снаряде V-2 в качестве топ-
топлива использовалась смесь жидкого кислорода с 75-процентным
этиловым спиртом. В большинстве первых ракетных двигателей,
разработанных в США и других странах, в качестве топлива при-
применялся жидкий кислород с бензином (см. фиг. 55).
Обычно в случае взаимодействия жидкого кислорода с органи-
органическими веществами при атмосферном давлении не происходит
самовоспламенения. Однако горение или взрывы возникают при
внезапном сжатии некоторых смесей кислорода и органических
веществ. Результаты испытаний на удар [8] показывают, что при
внезапном сжатии смесей жидкого кислорода с большинством про-
промышленных масел или органических веществ возникает интен-
интенсивная детонация.
Жидкий кислород поддерживает и ускоряет горение других
веществ. Для безопасности хранения жидкого кислорода и обра-
обращения с ним необходимо, чтобы поверхности, соприкасающиеся
с ним, были чистыми. Жидкий кислород не корродирует, не токси-
токсичен и не вызывает заметных повреждений стенок баков. При про-
продолжительном соприкосновении жидкого кислорода с кожей
возникают 'сильные ожоги.
Так как жидкий кислород быстро испаряется, то его продол-
продолжительное хранение невозможно. При использовании жидкого
кислорода в значительных количествах его производство обычно
располагается вблизи места применения.
Для уменьшения потерь на испарение необходима тщательная
изоляция всех трубопроводов, баков, клапанов и т. д., содержа-
содержащих жидкий кислород. В частности, тщательная изоляция должна
быть предусмотрена в таких установках ракетных двигателей,
в которых жидкий кислород содержится в баках в течение ряда
136 Гл. V. Жидкие ракетные топлива
часов, а также в резервуарах для хранения жидкого кислорода.
Для устранения конденсации воды на стенках все резервуары
и трубопроводы для жидкого кислорода должны быть снабжены
наружными устройствами для дренажа.
Жидкий кислород можно получить несколькими способами,
одним из которых является выпаривание жидкого азота из очи-
очищенного жидкого воздуха [9].
Азотная кислота HNO3. Имеется несколько типов смесей на
основе азотной кислоты, которые используются в качестве окис-
окислителей.
Белая дымящая азотная кислота представляет собой концен-
концентрированную азотную кислоту, содержащую примерно 2% воды
и различных загрязнений. Эта азотная кислота выделяет светлые,
почти невидимые едкие пары.
Нитрующая кислотная смесь состоит из концентрированной
азотной кислоты HNO3 и небольшого количества концентрирован-
концентрированной серной кислоты H2SO4. Эта смесь широко использовалась
в Германии. Она вызывает меньшую коррозию при контакте с не-
некоторыми сталями по сравнению с белой и красной азотной
кислотой.
Красная дымящая азотная кислота представляет собой кон-
концентрированную азотную кислоту HNO3, в которой растворено
некоторое количество двуокиси азота NO2. Цвет этой кислоты
колеблется от оранжевого до тёмнокрасного. Эта азотная кислота
является более мощным окислителем по сравнению с двумя пре-
предыдущими. Она называется красной дымящей азотной кислотой
из-за буро-красного цвета выделяемых ею паров окиси азота.
Эти пары оказывают чрезвычайно раздражающее и ядовитое
действие.
Азотная кислота производится промышленностью в сравни-
сравнительно больших количествах, так как она находит широкое при-
применение в качестве сырья для изготовления взрывчатых веществ,
удобрений, красителей и медикаментов. Обычно азотная кислота
получается окислением аммиака NH3 в двуокись азота NO2,
которая затем, растворяясь в воде, образует разбавленную азот-
азотную кислоту. Концентрированная азотная кислота получается
из разбавленной путем поглощения воды серной кислотой и по-
последующей перегонкой азотной кислоты. Поэтому в азотной кис-
кислоте, используемой в качестве окислителя, обычно содержится
незначительный процент серной кислоты. Красная дымящая азот-
азотная кислота получается из концентрированной азотной кислоты
растворением в ней двуокиси азота NO2.
Все типы азотной кислоты обладают сильными коррозион-
коррозионными свойствами. Только некоторые виды нержавеющих сталей,
золото и незначительное число других материалов можно исполь-
§ 3. Обзор жидких ракетных т,оплив 137
зовать для изготовления топливных баков и трубопроводов [10].
Были проведены исследования конструкционных материалов,
подшипников и уплотнений, однако материалов, способных в те-
течение продолжительного времени удовлетворительно работать
в контакте с концентрированной азотной кислотой, еще не най-
найдено [И].
В случае аварии или течи азотная кислота должна быть раз-
разведена или подвергнута химической нейтрализации. В качестве
нейтрализующих веществ обычно применяются известь, а также
гидроокиси и карбонаты щелочных металлов. Однако нитраты,
образующиеся при такой нейтрализации, также являются окис-
окислителями и требуют соответствующего обращения. Гидроокись
аммония никоим образом не должна использоваться в качестве
нейтрализующего вещества из-за образования нитрата аммония,
являющегося сильно взрывчатым веществом. Поливка водой раз-
разбавляет кислоту до безопасной концентрации.
Окислители на основе азотной кислоты применялись с различ-
различными горючими, например анилином (см. фиг. 51 и 56), бензи-
бензином, различными азотсодержащими веществами и спиртами. Эти
окислители образуют самовоспламеняющиеся топлива с фурфу-
роловым спиртом, а также с анилином и другими азотсодержащими
веществами. Добавление к азотной кислоте треххлористого же-
железа в количестве 4% веса кислоты уменьшает задержку воспла-
воспламенения до 0,001 сек. [12].
Топливо, состоящее из чистой азотной кислоты и анилинаг
характеризуется удельной тягой 218 кг-сек/кг при отношении
окислителя к горючему 2,75, давлении в камере сгорания
21,0 кг/см2 и температуре в камере сгорания порядка 2 760° С.
Удельный вес различных сортов азотной кислоты изменяется
от 1,5 до 1,6 в зависимости от содержания окиси азота, воды и по-
посторонних примесей. Этот высокий удельный вес обеспечивает
возможность создания малогабаритных конструкций снарядов-
и самолетов.
Красная дымящая азотная кислота имеет сравнительно высо-
высокую упругость паров при температуре окружающего воздуха,
что ставит ряд задач, связанных с ее хранением и подачей. Крас-
Красный цвет паров кислоты позволяет легко обнаруживать места
повреждения трубопроводов и утечку кислоты.
Анилин C6H5NH2. Промышленный анилин представляет мас-
маслянистую желтоватую прозрачную жидкость с удельным весом,,
несколько большим, чем у воды. Анилин можно легко получить;
он широко применяется при изготовлении красителей, раствори-
растворителей, красок и фармацевтических продуктов. С красной дымя-
дымящей азотной кислотой анилин образует самовоспламеняющееся
топливо; это топливо нашло применение для ряда стартовых дви-
138 Гл. V. Жидкие ракетные топлива
гателей и снарядов в США. Однако некоторые загрязнения ани-
анилина или кислоты создают трудности с зажиганием. Для улучше-
улучшения характеристик этого топлива в отношении воспламенения,
горения и теплопередачи производились испытания различных
этилированных и метилированных анилиновых соединений, а
также смесей анилина с различными органическими соединениями.
Так как анилин имеет сравнительно высокую температуру
замерзания (—29° С), то к нему часто добавляются небольшие
количества различных химических веществ, которые понижают
температуру замерзания. В частности, добавление к анилину до
20% фурфуролового спирта понижает температуру замерзания
без ухудшения рабочих характеристик.
Б промышленности анилин получается из бензола С6Н6,
который нитрацией переводится в нитробензол C6H5NO2. По-
Последний в присутствии соляной кислоты и катализаторов восста-
восстанавливается водородом до образования анилина, полученный
анилин подвергается очистке и обычно содержит менее 0,2%
примесей.
Гидразингидрат N2Il4*H2O. Гидразингидрат представляет со-
собой бесцветную жидкость. Он огнеопасен, и его пары могут обра-
образовывать взрывчатые смеси в воздухе. Гидразингидрат легко сме-
смешивается с водой, спиртами и другими органическими соедине-
соединениями. С перекисью водорода гидразингидрат образует самово-
самовоспламеняющуюся смесь, использовавшуюся в качестве основной
•части топлива для ракетного двигателя истребителя Ме-163.
Гидразингидрат ядовит, воздействие его паров может вызвать
временную слепоту.
Этиловый спирт С2Н5ОН. Этиловый спирт или этанол ши-
широко используется в химической и ликерно-водочной промыш-
промышленности и производится в больших количествах. В ракете V-2
горючим служила смесь 75% этилового спирта и 25% воды, оки-
окислителем—жидкий кислород. Добавление к спирту воды снижает
температуру горения, но несколько уменьшает и средний моле-
молекулярный вес вытекающих газов. Понижение температуры газов
в камере сгорания двигателя уменьшает трудность его охлажде-
охлаждения, характеристики двигателя при этом несколько ухудшаются.
На фиг. 50 и 53 приведены характеристики топлив, состоящих
из этилового спирта и жидкого кислорода, этилового спирта и
красной дымящей азотной кислоты соответственно.
Метиловый спирт СН3ОН. Метиловый спирт, известный также
под названием метанола и древесного спирта, является бесцвет-
бесцветной жидкостью. Его свойства аналогичны свойствам этилового
спирта. Для охлаждения ракетного двигателя метиловый спирт
§ 3. Обзор жидких ракетных топлив 139
является менее эффективным средством, чем этиловый спирт
(имеет меньшую удельную теплоемкость), и при данном окисли-
окислителе имеет худшие характеристики по сравнению с этиловым спир-
спиртом. Метиловый спирт ядовит и при приеме внутрь приводит
к серьезным поражениям жизненно важных органов. Метиловый
спирт может быть синтезирован из окиси углерода и водорода.
Жидкий аммиак NH3. Аммиак представляет собой ядовитую
жидкость, однако продукты сгорания аммиака и кислорода не
ядовиты, так как они не содержат окислов углерода. Топливо,
состоящее из жидкого аммиака и жидкого кислорода, обладает
высокими характеристиками — удельной тягой 255 кг • сек/кг
при давлении в камере сгорания 21,0 кг/см2 и температуре в ней
около 2 730сС.
Из-за большой упругости паров хранение аммиака сопряжено
с рядом трудностей. В связи с широким применением аммиака
в химической промышленности, холодильной технике и сельском
хозяйстве он производится в больших количествах.
Жидкий водород Н2. Из фиг. 54 видно, что топливо, состоящее
из жидкого водорода и жидкого кислорода, имеет высокие харак-
характеристики.
Из всех известных горючих жидкий водород имеет наимень-
наименьший удельный вес @,07) и самую низкую температуру кипения
—253° С. Малый удельный вес жидкого водорода требует создания
чрезвычайно больших топливных баков, что приводит к значитель-
значительному увеличению размеров ракет. Исключительно низкая темпе-
температура усложняет проблему выбора конструкционных материалов
для баков и трубопроводов, так как многие металлы теряют свою
прочность при таких низких температурах. Прочность на удар
большинства металлов обычно падает до 30% по сравнению с проч-
прочностью при комнатной температуре.
Для предотвращения испарения жидкого водорода из-за его
низкой температуры необходима тщательная теплоизоляция ба-
баков и трубопроводов. Помимо такой изоляции резервуары для
хранения жидкого водорода часто снабжаются вакуумными обо-
оболочками. Все обычные жидкости и газы затвердевают в жидком
водороде; эти твердые частицы приводят к засорению отверстий
и клапанов. Поэтому перед подачей жидкого водорода необходимо
производить продувку всех трубопроводов и резервуаров для
удаления из них воздуха и влаги. Смеси жидкого водорода и твер-
твердого кислорода или воздуха являются взрывоопасными.
Жидкий водород получается из газообразного при помощи
процессов последовательного расширения.
Прочие ракетные топлива. Были предложены и использованы
также многие другие ракетные топлива (см. [13—16]).
140 Литература
ЛИТЕРАХ УРА
1. «International Critical Tables», New York, 1933.
2. «The Condensed Chemical Dictionary», New York, 1943.
3. Weissbluth M., A Study of the Nitromethane-Oxygen Combina-
Combination as a Rocket Propellant, Californ. Inst. Technol., Pasadena, Progr.
Rep. 1—22.
4. M с К е е L., Hydrogen Peroxide for Propulsive Power, Mechan. Eng.,
December, 1045 A946).
5. В e 1 1 i n g e r F., Friedman H. В., Bauer W. H.,
Eastes J. W., Edmonds S. M., Analytical Studies and Characte-
Characteristics of the System Hydrogen Peroxide-Permanganate, Industr. Eng.
Chem., 38, 627 A946).
6. «Properties of BECCO Hydrogen Peroxide», Buffalo Electro Chem. Co.,
New York, 1946.
7. Weissbluth M., Investigation of Jet Units Utilizing the Liquid
Oxygen-Gasoline Propellant Combination, Californ. Inst. Technol., Pa-
Pasadena, Progr. Rep. 1—9.
8. Z i m a G. E., Some Liquid Oxygen Shock Sensitivity Tests, Californ.
Inst. Technol., Pasadena, Progr. 'Rep. 1—50, July A946).
9. «Air Separation», Chem. Eng., 54, No 3, 126 A947).
10. «Nitric Acid versus Construction Materials, Symposium», Chem. Eng., 55,
Nos. 2—4 A948).
11. Kaplan N., Andrus R. J., Corrosion, Bearing Surface Materials
and Sealing Studies with Red Fuming Nitric Acid and Mixed Acid, Cali-
Californ. Inst. Technol., Pasadena, May A944).
12. Z b о г о w s к i H., Rocket Power Plants Based on Nitric Acid
and Their Specific Propellant Weights, NACA, Techn. Memoran., 1145
A948).
13. McLarren R., Rocket Engine Fuels, Automotive and Aviation
Industr., August A946).
14. 3 e н г e p, Техника ракетного полета, М., 1947.
15. В i e 1 к о w i с z P., Evolution of Energy in Jet and Rocket Propulsion,
P. I, Aircraft Eng., March, 90 A946).
16. L e о n a r d A. S., Some Possibilities for Rocket Propellants, Journ.
Amer. Rocket Soc, December, No 68 A946); June, No 70 A947); Decem-
December, No 72 A947).
Глава VI
ЖИДКОСТНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
В этой главе рассматриваются проектирование и конструк-
конструкция жидкостно-реактивных двигателей. В связи с высокой ско-
скоростью преобразования энергии в ракетных двигателях вопросы
охлаждения, устойчивости горения, воспламенения и впрыска
требуют специального рассмотрения. Так как ракетные двигатели
применяются в основном для летательных аппаратов, то их вес
JZ
Ф и г. 59. Схема охлаждаемого жидкостно-реактивного двигателя
(предложен в 1942 г.).
1—монтажная плита; 2—подвод окислителя; 3—подвод горючего; 4—голов-
4—головка двигателя; 5—внутренняя гильза; 6—уплотнение; 7—обойма сопла;
8—сопло; 9—камера сгорания; 10—отверстия для впрыска горючего; 11—от-
11—отверстия для впрыска окислителя; 12—охлаждающая рубашка; 13—упругое
соединение, обеспечивающее свободное термическое расширение; id—вход
охлаждающей жидкости; 15—выход охлаждающей жидкости.
должен быть минимальным. Поэтому в ракетном двигателе же-
желательно сочетать малый вес, простоту и надежность конструк-
конструкции с высокими характеристиками.
142 Гл. VI. Жидкостью-ре активный двигатель
Ракетный двигатель (фиг. 59) обычно состоит из следующих
основных частей, каждая из которых в дальнейшем будет рас-
рассмотрена подробно: сопла, камеры сгорания, головки, крепеж-
крепежных элементов и системы зажигания (в случае применения неса-
несамовоспламеняющихся топливных смесей).
§ 1. СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Сопло является частью ракетного двигателя, в которой про-
происходит ускорение газов до высоких скоростей. При продолжи-
продолжительной работе двигателя сопло должно охлаждаться. Так как
проблемы конструкции и теплопередачи в основном одинаковы
для сопел и для камер сгорания, причем обычно камера сгорания
и сопло выполняются в виде единого целого, то вопросы тепло-
теплопередачи в сопле в данном разделе не будут подвергнуты особому
рассмотрению.
Размеры сопла и его форма определяют давление в камере
сгорания, тягу, расход топлива и скорость истечения, а также из-
изменение этих параметров двигателя. Основные расчетные соотно-
соотношения для их определения были рассмотрены в гл. III.
§ 2. ПРОЦЕСС ГОРЕНИЯ1)
Общие характеристики процесса горения, происходящего в
ракетном двигателе, достаточно хорошо известны и относятся
практически ко всем обычно используемым или рассматриваемым
жидким ракетным топливам [1,2]. Детального изучения механизма
процесса горения не удалось осуществить, однако это не помешало
разработке удачных конструкций камер сгорания и головок дви-
двигателя. В общем случае по мере движения жидкого топлива от
топливных коллекторов головки двигателя к выходному сечению
сопла в камере сгорания последовательно происходят следующие
процессы.
Компоненты жидкого топлива впрыскиваются со значитель-
значительной скоростью в камеру сгорания через отверстия или форсунки,
конструкции которых могут быть самыми различными. Струи
топлива либо сталкиваются и образуют тонко распыленную ка-
капельную струю, либо проникают в горячие газы, заполняющие
камеру сгорания, в виде сплошных струй или большого числа
отдельных капель. Однако в любом случае жидкие капли
должны испариться за счет получаемого ими тепла. Испарен-
Испаренные компоненты топлива перемешиваются, в результате чего воз-
возникает в газовой фазе реакция между окислителем и горючим.
г) Этот параграф написан Роддингом, работником аэрофизической лабо-
лаборатории фирмы Норт Америкен.
§ 2. Процесс горения
При всех обстоятельствах в жидкой фазе не происходит сколько-
нибудь значительной части реакции.
Детальный механизм реакции горения в газовой фазе разли-
различен для каждого конкретного топлива. Однако во всех случаях,
для того чтобы реакция могла начаться, должно быть обеспечена
тонкое перемешивание компонентов топлива. После перемешива-
перемешивания газы нагреваются главным образом за счет передачи тепла
путем конвекции от уже введенных в камеру и вступивщих в реак-
реакцию газов, а также за счет излучения от нагретых стенок ка-
камеры и газов. Действительное распространение фронта пламени
через несгоревшую газообразную топливную смесь, вероятно,
вызывается происходящей с большой скоростью диффузией опре-
определенных активных групп, молекул или атомов, например ОН,
N, Н или СН2, которые образуются в процессе горения. Эти
активные частицы действуют как носители цепной реакции.
Фронт пламени не является простой плоской поверхностью,
пересекающей камеру сгорания. Процессы впрыска и горения
вызывают образование интенсивного турбулентного движения
газов, заполняющих камеру сгорания; при этом фронт пламени
распространяется по всей массе газов. Хорошо установлено, что
скорость движения фронта пламени через химически реагирую-
реагирующую смесь зависит в основном от турбулентного переноса масс
зовыми вихрями и лишь в незначительной степени от истинной
скорости движения пламени через дискретные объемы непере-
мешанного газа внутри каждого вихря.
Выводы относительно описанного выше процесса сгорания,
которые удалось получить до настоящего времени, в общем ока-
оказываются достаточными для эмпирического проектирования камер
сгорания жидкостно-реактивных двигателей. В числе этих выводов
отметим следующие:
1. Если объем камеры сгорания и время горения достаточны,
то химическая реакция достигает состояния равновесия.
2. Процесс горения происходит на определенной длине ка-
камеры сгорания и не является мгновенным.
3. Поля скоростей и концентраций компонентов топлива в
поперечном сечении камеры никогда не бывают совершенно одно-
однородными. Однако необходимую однородность можно обеспечить
путем ,надлежащего конструирования головки двигателя.
4. Перемешивание окислителя и горючего в жидкой фазе
не является необходимым, если до испарения капли одного ком-
компонента топлива хорошо распределены среди капель другого ком- '
понента.
5. Плавность горения в общем случае зависит от степени рас-
распыления и перемешивания капель топлива.
6. После того как воспламенение произошло, поддерживается
установившееся горение.
144 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
§ 3. ОБЪЕМ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Камера сгорания является частью ракетного двигателя,
в которой при высоком давлении происходит сгорание топ-
топлива.
Объем камеры сгорания ракетного двигателя обычно опреде-
определяется с учетом следующих соображений:
1. Объем камеры должен быть достаточным для обеспечения
необходимого перемешивания, испарения и полного сгорания
топлива. Объем камеры оказывается различным для разных
топлив в зависимости от промежутка времени, необходимого для
испарения и активации топливной смеси, а также скорости сго-
сгорания. При недостаточном объеме камеры горение будет непол-
неполным и неустойчивым. Применение камер меньшего объема обыч-
обычно становится возможным при повышении давления в камере
и использовании головок, обеспечивающих улучшенное переме-
перемешивание.
2. При продолжительной работе ракетного двигателя поверх-
поверхности стенок камеры должны охлаждаться при помощи одного
из способов, описываемых в следующем параграфе. Для ослаб-
ослабления требований, предъявляемых к системе охлаждения, жела-
желательно уменьшить обогреваемую газами поверхность стенок и ме-
местную интенсивность теплового потока. При уменьшении объема
камеры соприкасающаяся с газами поверхность стенок камеры
также уменьшается, но средняя интенсивность теплового потока
©взрастает, так как уменьшение объема камеры вызывает увели-
увеличение скорости движения газов. Для данных размеров и форм
ракетного двигателя и данного топлива должен существовать
такой объем камеры сгорания, для которого произведение средней
интенсивности теплового потока и площади поверхности стенок
является минимальным.
3. Так как ракетные двигатели устанавливаются на летатель-
летательных аппаратах, то уменьшение их веса имеет первостепенное зна-
значение. Для легкого двигателя требуется камера малого объема.
Вес двигателя является функцией давления в камере и ее формы.
Минимальная площадь поверхности стенок и, следовательно,
наименьший вес при заданном объеме достигаются при исполь-
использовании камеры сферической формы.
4. По производственным и конструктивным соображениям
предпочтительнее камеры сгорания простых геометрических форм,
например цилиндрические или сферические. Для более сложных
камер конструирование и изготовление охлаждающих рубашек
связано со значительными трудностями. В США обычно предпо-
предпочитают камеры цилиндрической формы. Для разных двигателей
были использованы камеры различных геометрических форм,
например, подобные изображенным на фиг. 60—62.
§ 3. Объем камеры сгорания
145
5. Максимальный диаметр камеры часто определяет размеры
снаряда. Двигатель малых размеров позволяет снизить аэроди-
аэродинамическое сопротивление снаряда и уменьшить его размеры.
6. Вибрационные характеристики ракетных двигателей недо-
недостаточно изучены, но имеющийся опыт показывает, что двигатели
Ф и г. 60. Охлаждаемый жидкостно-реактивный двигатель, рабо-
работающий на азотной кислоте и анилине, с многосопловой головкой.
(Разработан лабораторией реактивных двигателей Калифорнийско-
Калифорнийского технологического института, 1942 г.)
с камерой сгорания малого размера склонны к более сильным виб-
вибрациям; с этой точки зрения целесообразно применять камеры
большего объема. Вибрации, возникающие в камере, могут вы-
вызвать т.акие сильные сотрясения двигателя и всего летательного
аппарата, в результате которых возможно разрушение его кон-
конструкции.
7. Перепад давления газов при их движении в камере сгора-
сгорания должен быть минимальным, так как всякое уменьшение дав-
давления продуктов сгорания на входе в сопло приводит к снижению
скорости истечения и ухудшению характеристик летательного ап-
аппарата. При малой скорости движения газов в камере, т. е. когда
поперечное сечение камеры велико, величина этого перепада пре-
Ю Д. Саттон
146
Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
небрежимо мала. В гл. III, § 5, было показано, что изменение
давления становится значительным, когда площадь поперечного
сечения камеры превышает площадь критического сечения сопла
меньше чем в 3 раза.
а
21
Фиг. 61. Схемы различных жидкостно-реактивных двигателей.
а—двигатель Полето [28]: 2—подвод окислителя; 2—подвод горючего; 3—за-
3—запальная свеча, б—конический двигатель Оберта [12]: 1—подвод кисло-
кислорода; 2—подвод бензина; в—двигатель с емкостным охлаждением («тепло-
(«тепловая губка») [29]: 1—подвод кислорода; 2—подвод горючего; 3—дюралюми-
3—дюралюминиевые секции; 4—асбестовые прокладки; б—сопло, г—двигатель Уайльда
с регенеративным охлаждением A938) [13]: 1—подвод кислорода; 2—охлаж-
2—охлаждающая рубашка; 3—гильза; 4—подвод горючего; 5— запальная свеча;
6—сопло; 7—камера сгорания, д—сферический двигатель Зенгера A932)
[14]: 1—форсунка впрыска горючего; 2—подвод жидкого кислорода; 3—под-
3—подвод горючего (легкое моторное топливо); 4—сопло.
8. Перепад давления охлаждающей жидкости в системе
охлаждения должен быть минимальным. Чрезмерный перепад дав-
давления в охлаждающей рубашке, связанный с гидравлическим тре-
трением, вызывает необходимость в повышении давления подачи
§ 3. Объем камеры сгорания
147
топлива для сохранения расчетного давления в камере сгорания;
это приводит к увеличению мощности и веса системы подачи топ-
топлива. В камерах сгорания малого объема каналы для прохода
охлаждающей жидкости обычно могут быть более короткими
с соответственно меньшими
перепадами давления. ^^-^^s^ / /
9. Тип головки и метод
впрыска определяют характер
начального перемешивания
топливной смеси в камере
сгорания. Хорошие головки,
обеспечивающие тщательное
перемешивание и распыле-
распыление окислителя и горючего,
позволяют уменьшать объем
камеры сгорания.
Вышеприведенные требо-
требования к камерам сгорания
находятся в противоречии
друг с другом. Например,
камера большого объема,
обеспечивающая полное сго-
сгорание, не может иметь малый
вес или небольшие потери в
охлаждающей рубашке. По-
Поэтому обычно при проекти-
проектировании камеры сгорания
принимается компромиссное
решение, удовлетворяющее
большинству предъявляемых
требований, в зависимости
от назначения данной ка-
камеры.
В объем цилиндрической
камеры сгорания обычно
условно включается также объем сходящейся конической части
сопла до критического сечения. В этом случае объем камеры можно
определить по приближенному выражению
F.1)
12 А^
Фиг. 62. Двигатель ракеты V-2.
I—фланец крепления главного спиртового
клапана; 2—ниппель трубопровода подачи
кислорода; 3—горелка; 4—силовые опоры;
5—головка двигателя; 6—камера сгорания;
7—трубопровод системы охлаждения;
8—фальцовка для обеспечения свободного
теплового расширения; 9—кольцевые пояса *
отверстий для подачи в камеру горючего с
целью охлаждения; 10—патрубки присоеди-
присоединения трубопроводов подачи горючего;
11—кольцевой входной коллектор горюче-
горючего; 12—граница охлаждаемой части сопла.
где ек — F1/FKV, остальные принятые обозначения поясняют-
поясняются на фиг. 63. Площадь поверхности стенок камеры сгорания
10*
148
Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
и сопла, соприкасающихся с горячими газами, приближенно
можно определить из геометрического соотношения
где e = F2/FKV.
В формулах F.1) и F.2) не учтено влияние закруглений на
входе в сопло и в его критическом сечении.
Фиг. 63. Основные размеры жидкостно-
реактивного двигателя.
Минимальный объем камеры, обеспечивающий полное и устой-
устойчивое сгорание, является функцией многих переменных. Влияние
размеров камеры и давления рассматривается в этом разделе.
Влияние рода топлива, его физических и химических свойств,
температуры сгорания, скорости реакции, характера распределе-
распределения топлива при впрыске трудно установить при помощи теоре-
теоретического анализа; для этой цели требуется проведение специаль-
специальных экспериментов.
Для определения минимального объема камеры сгорания, обе-
обеспечивающего удовлетворительную работу, были установлены
упрощенные формулы и расчетные параметры, приводимые ниже.
Этими упрощенными выражениями можно пользоваться для рас-
расчета, пока не будут выработаны более совершенные соотношения,
учитывающие большее количество переменных.
Характеристической длиной камеры сгорания L* называется
длина цилиндрической камеры такого же объема, но не имеющей
сходящейся части сопла, т. е.
?*=¦?-, F.3)
лкр
где FHp—площадь критического сечения сопла в м2, VK—объем
камеры в м3. Типичные значения L* приведены в табл. 19.
Так как этот параметр не учитывает каких-либо переменных,
кроме площади критического сечения, то он может быть исполь-
использован только для определенного топлива в уЗком диапазоне изме-
изменения состава смеси и давления в камере.
§ 3. Объем камеры сгорания 149
Таблица 19
ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ ДЛИНА КАМЕРЫ ДЛЯ РАЗЛИЧНЫХ
ТОПЛИВ
(давление в камере Рк= 21 кг[см2)
Топливо
Азотная кислота и анилин
Жидкий кислород и спирт
Нитрометан
L*, м
От 1,15 до 2,0
» 1,2 » 3,0
Больше 4,9
Время пребывания ts представляет собой среднюю величину
времени, в течение которого каждая молекула или атом газа на-
находится в камере сгорания, т. е.
т*=-йг' F-4)
где FK— объем камеры в м3, G—расход топлива в кг/сек и v±—
средний удельный объем газов в камере в м3/кг. Минимальное
время пребывания, при котором достигаются хорошие характе-
характеристики, определяет объем камеры, обеспечивающий полное сгора-
сгорание. Время пребывания xs различно для разных топлив и долж-
должно определяться экспериментально. Величина времени пребыва-
пребывания включает в себя время, необходимое для испарения, актива-
активации и полного сгорания топлива.
Если обозначить через v± удельный объем продуктов сгорания
и пренебречь временем, затрачиваемым на испарение и активацию
смеси, то среднее время пребывания ts в ракетном двигателе можно
выразить в зависимости от свойств продуктов сгорания и геомет-
геометрии камеры при помощи соотношений C.3) и C.24):
Это соотношение оказывается полезным при сравнении раз-
различных топлив. Оно показывает, что среднее время пребывания
зависит от молекулярного веса, температуры сгорания, объема
камеры, площади критического сечения и отношения удельных
теплоемкостей и не зависит от давления в камере сгорания. Вре-
Время пребывания колеблется от 0,002 до 0,040 сек. для различных
типов двигателей и различных топлив.
Некоторые эксперименты с азотной кислотой и винилбутило-
выми эфирами показывают, что объем камеры, необходимый для
обеспечения полного сгорания, пропорционален тяге и обратно
150 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
пропорционален давлению в камере в степени, большей двух, т. е.
V«=bRJr. F.6)
В этом соотношении VK—объем камеры в л*3, R—тяга в кг,
b—постоянная, зависящая от температуры сгорания и энергии
активации, и п—число, большее двух. Следовательно, повышение
давления в камере сгорания позволяет уменьшить ее объем. Со-
Соотношение F.6) позволяет определить объем камеры при любой
тяге для данного топлива, если величина минимального объема ка-
камеры, обеспечивающего удовлетворительную работу, определена
для двух или большего числа значений тяги и давления в камере.
Экспериментальные результаты показывают, что при увеличении
давления в камере сгорания в 5 раз объем камеры, определенный
по этому соотношению, отличается от фактического оптимального
объема на величину порядка 0,5% начального объема.
§ 4. ОХЛАЖДЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ
Неохлаждаемые ракетные двигатели могут работать в течение
примерно 25 сек. Такими двигателями являются некоторые жид-
костно-реактивные двигатели кратковременного действия и почти
все без исключения пороховые ракетные двигатели. Некоторые
пороховые двигатели с неохлаждаемыми камерами работают бо-
более 50 сек. В этом случае стенки двигателя действуют подобно
«тепловой губке»1), т. е. поглощают тепловую энергию. Когда тем-
температура стенки приближается к точке плавления материала, из
которого она изготовлена, то дальнейшая работа двигателя ста-
становится опасной из-за возможности местного расплавления мате-
материала и уменьшения его прочности при высоких внутренних на-
напряжениях в стенках. Эффективное использование материала,
из которого изготовлена камера, можно достичь путем утолщения
стенок в критических местах, например вблизи критического се-
сечения. Изображенный на фиг. 64 неохлаждаемый ракетный дви-
двигатель, изготовленный из стали и имеющий головку с несколькими
форсунками, подающими сталкивающиеся струи топлива, про-
прогорел из-за нарушения работы головки, приведшего к местному
перегреву камеры.
Если топливо имеет низкую температуру сгорания, то для
продолжительной работы можно использовать неохлаждаемый
ракетный двигатель. Так, перекиси водорода, используемой в ка-
качестве однокомпонентного топлива, соответствует очень низкая
температура реакции, что позволяет применять ее в неохлаждае-
мом двигателе. Различные снаряды, в том числе немецкий управ-
г) Речь идет о емкостном охлаждении.—Прим. ред.
§ 4. Охлаждение двигателя
151
ляемый снаряд Hs-293, имели неохлаждаемые двигатели, работаю-
работающие на перекиси водорода.
В охлаждаемых ракетных двигателях предусмотрено охлаж-
охлаждение некоторых или всех металлических частей, соприкасающихся
с горячими газами, например стенок камеры, стенок сопла, по-
поверхности головки.
Фиг. 64. Фотография экспериментального ракетного двигате-
двигателя, вышедшего из строя из-за подтекания форсунок головки.
Видны прогар и эрозия стенки. Металл части камеры сгорания и го-
головки расплавился или испарился.
Циркуляция охлаждающей жидкости происходит в охлаж-
охлаждающей рубашке или охлаждающем змеевике. Охлаждающая ру-
рубашка имеет внутреннюю и наружную стенки. Внутренняя
стенка омывается продуктами сгорания, а пространство между
стенками служит для прохода охлаждающей жидкости. Зона
критического сечения обычно характеризуется наибольшим зна-
значением удельного теплового потока, в связи с чем охлаждение
этой зоны представляет наибольшие трудности. Поэтому охлаж-
охлаждающая рубашка часто проектируется так, чтобы в зоне крити-
критического сечения скорость течения охлаждающей жидкости была
152 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
наибольшей, что достигается соответствующим сужением про-
проходного сечения части рубашки, а также чтобы охлаждающая
жидкость входила в рубашку у сопла или вблизи него. Тогда
как выбор скорости движения охлаждающей жидкости и за-
закона изменения этой скорости вдоль двигателя для двигателя дан-
данной конструкции определяется соображениями теплоотдачи,
рассматриваемыми в § 5 настоящей главы, выбор геометрических
форм каналов для прохода охлаждающей жидкости зависит от
величины гидравлических потерь и удобства изготовления при
промышленном производстве. Охлаждающая рубашка с осевым
течением жидкости имеет небольшие гидравлические потери,
но ее целесообразно применять только при больших расходах
охлаждающей жидкости (ориентировочно более 9,0 кг/сек). При
малых расходах охлаждающей жидкости и для малых двигателей
в случае осевого течения жидкости в рубашке конструктивные
допуски на расстояние между внутренней и наружной стенками
рубашки становятся ограничивающим фактором. Вследствие этого
в небольших двигателях часто применяются спиральные каналы
охлаждающей жидкости; однако такие каналы создают большие
перепады давления, чем соизмеримые охлаждающие рубашки с
осевым течением, применяемые для двигателей больших размеров.
При регенеративном охлаждении в качестве охлаждающей
жидкости используются окислитель или горючее, циркулирую-
циркулирующие в специальной охлаждающей рубашке или в змеевике. При
этом тепло, поглощаемое охлаждающей жидкостью, не теряется,
так как оно увеличивает начальную энергию топлива перед его
впрыском в двигатель, что приводит к некоторому увеличению
скорости истечения (от 0,1 до 1,5%).
Охлаждение по этому методу называется регенеративным,
по аналогии с паровыми регенераторами. В большинстве приме-
применявшихся в полете охлаждаемых жидкостно-реактивных двига-
двигателей был использован именно этот принцип охлаждения.
Во многих случаях в охлаждающей рубашке циркулирует
вода или какая-либо иная относительно инертная жидкость (не
окислитель и не горючее). Этот метод охлаждения, широко при-
применяемый при стендовых испытаниях жидкостно-реактивных дви-
двигателей, известен под названием водяного охлаждения.
Двигатель, изображенный на фиг. 60, может иметь водяное
или регенеративное охлаждение. На фиг. 65 показан изготовлен-
изготовленный из алюминия жидкостно-реактивный двигатель, в регенера-
регенеративной системе охлаждения которого охлаждающая жидкость
циркулирует по спиральному каналу вокруг внутренней гильзы.
Спиральная нарезка, образующая этот канал, выполнена на вну~
тренних поверхностях наружного корпуса (охлаждающей рубашки)
и сопловых обоймах. На фиг. 66 изображена схема двигателя,
установленного на немецком самолете Ме-163; этот двигатель имеет
§ 4. Охлаждение двигателя
153
регенеративную систему охлаждения со стальной охлаждающей
рубашкой, внутри которой циркулирует горючее.
Фиг. 65. Немецкий жидкостно-реактивный двигатель 109-709
в разобранном виде.
Показаны гильза, наружный корпус камеры сгорания, разрезная обойма
сопла и уплотняющее кольцо.
Z
Фиг. 66. Схема жидкостно-реактивного двигателя
Вальтер 109-509, установленного на самолете Ме-163.
1—подвод горючего в охлаждающую рубашку; 2—выход горю-
горючего из рубашки; 3—местная винтовая нарезка; 4—головка;
5—гильза; 6—охлаждающая рубашка; 7—обойма сопла;
«—фланцевый воротник.
При пленочном охлаждении тонкая пленка жидкости, покры-
покрывающая поверхность стенок, омываемую горячими газами, защи-
защищает стенки, уменьшая количество тепла, подводимого к ним от
газов. Защитная пленка образуется путем введения с очень неболь-
154
Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
шой скоростью незначительных количеств горючего, окислителя
или инертной жидкости через большое число отверстий, соответ-
соответственно расположенных вдоль омывае-
омываемых газом поверхностей стенок.
Этот метод охлаждения весьма эффек-
эффективен, что объясняется образованием срав-
сравнительно холодного пограничного слоя, а
также способностью охлаждающей жид-
жидкости поглощать при испарении значи-
значительное количество тепла. Особенно жела-
желательно поэтому применять в таких случаях
охлаждающую жидкость, обладающую
значительной теплотой испарения и вы-
высокой точкой кипения. Пленочное охлаж-
охлаждение часто используется для улучшения
регенеративного охлаждения в тех ча-
частях конструкции двигателя, где приме-
применение одного регенеративного охлаждения
не дает достаточного эффекта. Пленочное
охлаждение несколько ухудшает харак-
характеристики двигателя, так как жидкость,
образующая охлаждающую пленку, сго-
сгорает не полностью и, следовательно, ис-
используется недостаточно эффективно.
Особым типом пленочного охлаждения
является так называемое «охлаждение
выпотеванием»1). При этом методе охлаж-
охлаждения для изготовления стенок исполь-
используется пористый материал, через поры
которого охлаждающая жидкость рав-
равномерно выводится на горячую поверх-
поверхность стенок. Вследствие того что перепад
давлений снаружи и изнутри стенки из-
изменяется вдоль двигателя, особенно в соп-
сопле, равномерное распределение охлажда-
охлаждающей жидкости вдоль пористой поверх-
поверхности оказалось связанным со значитель-
значительными трудностями. Серьезной проблемой
является изготовление частей двигателя
большого размера с однородной пористо-
пористостью при переменной толщине и сложной форме.
В двигателе ракеты V-2, как можно видеть из фиг. 62, приме-
применяется комбинированное пленочное и регенеративное охлаждение.
В качестве охлаждающей жидкости для регенеративного охлаж-
Ф и г. 67. Схема пле-
пленочного охлаждения.
I—кольцевой коллектор
•охлаждающей жидкости;
2—отверстия подачи охлаж-
охлаждающей жидкости для
пленочного охлаждения;
3—направление течения
в охлаждающей рубаш-
рубашке жидкости, используе-
используемой для регенеративного
охлаждения; 4—проходы
для охлаждающей жидко-
жидкости, текущей в охлаждаю-
охлаждающей рубашке; 5—камера
сгорания; 6—подвод охлаж-
охлаждающей жидкости для пле-
пленочного охлаждения.
*) Иногда оно называется также эффузионным охлаждением.—Прим. ред.
§ 5. Теплопередача
155
дения используется горючее, текущее вверх по охлаждающей ру-
рубашке к головке двигателя. Незначительная часть (примерно
12%) охлаждающей жидкости поступает внутрь камеры через
большое число небольших отверстий, расположенных в четыре
ряда, аналогично тому, как это показано на фиг. 67. Отверстия
имеют диаметр от 1,5 до 2,5 мм и находятся друг от друга на рас-
расстоянии от 16 до 28 мм. Эта дополнительно вводимая жидкость
обеспечивает эффект пленочного охлаждения.
* 1200
! J 800
В
•Э g 400
Расстояние по оси двигателя
§ 5. ТЕПЛОПЕРЕДАЧА
Вопросы, рассматриваемые в этом параграфе, имеют общий ха-
характер и относятся ко всем охлаждаемым частям двигателя,
подвергающимся действию
раскаленных газов, напри-
например к поверхностям голов-
головки, сопла и стенкам ка-
камеры сгорания; они имеют
значение для всех ти-
типов ракетных двигателей,
включая пороховые ра-
ракетные двигатели.
Удельный тепловой по-
поток1), или интенсивность
теплопередачиу т. е. теп-
теплопередача на единицу
площади поверхности сте-
стенок, в разных частях ра-
ракетного двигателя имеет
различную величину и
обычно достигает наиболь-
наибольшего значения в критиче-
критическом сечении сопла или
непосредственно перед ним,
так что этой области со-
соответствуют высокие местные температуры стенок. Успешно ра-
работали ракетные двигатели с местными значениями удельного
теплового потока от 39 до 2 340 ккал/сек-м2. Типичное распределе-
распределение теплового потока в стенки вдоль двигателя изображено на
фиг. 68. Стенкам двигателя в виде тепла передается только от 1
до 5% полной энергии, содержащейся в газах.
Количество тепла, передаваемого от газов к стенкам ракет-
ракетного двигателя посредством теплопроводности, пренебрежимо
Ф и г. 68. Характер распределения теп-
теплового потока в стенки вдоль жидкостно-
реактивного двигателя.
х) Этот термин является наиболее принятым в отечественной литературе
и потому употребляется в дальнейшем в тексте.—Прим. ред.
156
Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
мало. Основная часть тепла передается стенкам путем конвек-
конвекции. Небольшая часть всего передаваемого тепла (от 5 до 25%)
приходится на долю излучения. В дальнейших рассуждениях этого
параграфа влияние излучения и теплопроводности будет опущено.
Однако следует указать, что в ракетных двигателях больших раз-
размеров влияние излучения заметно увеличивается из-за значитель-
значительного возрастания массы излучающего вещества.
Пограничный слой жидкости
Стенка камеры сгорания
пограничный слой газа -
Охлаждающая жидкость
I
ТоB700°С)
ТстгD25°С)
ТстжB50°С) -
- Горячие газы -
Осевая
линия
- Стенка
охлажда-
охлаждающей ру-
рубашки
¦Tw(l50°C)
— F5°С)
Радиальное расстояние от оси двигателя
Фиг. 69. Температурные градиенты в охлаждаемом
жидкостно-реактивном двигателе.
Приведены типовые значения температур.
Передачу тепла путем конвекции через стенки ракетного дви-
двигателя можно рассматривать как ряд последовательных процес-
процессов переноса тепла, именно с большим температурным градиентом
в газовом пограничном слое на внутренней поверхности стенок
камеры, незначительным перепадом температуры в стенках (теп-
(теплопроводность) и, наконец, третьим перепадом температуры в по-
пограничном слое движущейся охлаждающей жидкости. Эти про-
процессы схематически изображены на фиг. 69.
Общие уравнения конвективной теплопередачи следующие:
Ч.—*\-*г •* ж/» у®. I)
9 = ~ гГ —(Tv-T№), F.8)
_ СТ trp
Ч — —^~ \ * ст. ]
Я — аж (Т'ст. п
F.9)
F.10)
F.11)
§ 5. Теплопередача 157
где q—количество тепла, передаваемого через единицу площади
в единицу времени (удельный тепловой поток), Тт—абсолютная
температура газов в камере, Тж—абсолютная температура охлаж-
охлаждающей жидкости, Гст. ж—абсолютная температура поверхности
стенки камеры, омываемой охлаждающей жидкостью, Гст. г—
абсолютная температура поверхности стенки камеры, омываемой
газами, а—суммарный коэффициент теплопередачи от газов к жид-
жидкости, аг—коэффициент теплоотдачи от газов к стенке, аж—коэф-
аж—коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости, 8—толщина стенки
и Хст — коэффициент теплопроводности материала стенки (см.
табл. 20). В этих уравнениях можно использовать любую согла-
согласованную систему единиц.
Так как величины коэффициентов теплоотдачи, температуры
газов и охлаждающей жидкости, толщины стенок и площади по-
поверхности изменяются вдоль двигателя, то при осесимметрично-
сти теплового потока общее количество тепла, передаваемого стен-
стенкам от газов в единицу времени, можно представить в виде ин-
интеграла
Q= С qdF = Tz С DqdL. F.12)
Так как q и D являются сложными функциями L, то уравне-
уравнение F.12) обычно должно решаться численными методами. При-
Приближенное решение можно получить, если произвольно разделить
двигатель по длине на ряд участков и допустить, что величина
<7, определяемая уравнением F.7), на каждом таком участке
остается постоянной.
Основной перепад температуры имеет место в пограничном га-
газовом слое у стенки. Коэффициент теплоотдачи аг обычно очень
мал (примерно 0,1 ккал/м2-сек-град). Перепад температуры в стенке
и пограничном слое охлаждающей жидкости составляет всего
от 10 до 25% общего перепада температуры. Поэтому изменение
материала стенки, ее толщины или величины коэффициента тепло-
теплоотдачи от стенки к жидкости незначительно влияет на общую
теплоотдачу по сравнению с аналогичными изменениями коэф-
коэффициента теплоотдачи от газов к стенке. Температура стенок по
величине значительно меньше температуры продуктов сгорания
и обычно не превосходит 925° С.
Рабочая температура стенок двигателя должна быть доста-
достаточно низкой для сохранения необходимой прочности материала
стенок и предотвращения их разрушения. В зависимости от мате-
материала стенок и их размеров, свойств охлаждающей жидкости
и продуктов сгорания разрушение стенок может быть вызвано либо
повышением температуры поверхности стенки, соприкасающейся
стазами, приводящим к ослаблению, плавлению или прогару стен-
стенки, либо повышением температуры поверхности стенки, омываемой
158
Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
охлаждающей жидкостью, что приводит к испарению жидкости
у стенки. В этом последнем случае повреждение стенки возникает
из-за резкого возрастания температуры стенки, вызываемого
увеличенной теплоотдачей к кипящей охлаждающей жидкости1).
gJOO
90
\
\
/
/
\
\
^
A
^—
— —
•
,| 70
K 0 100 200 300 400 500 600 700
Теплопроводность, %
Фиг. 70. Изменение теплоотдачи через
стенки жидкостно-реактивного двигателя и
температуры в зависимости от теплопровод-
теплопроводности материала стенки (расчетные данные).
Топливо—кислород и спирт, давление в камере сго-
сгорания 16 атау материал стенки—углеродистая
сталь. А—температура охлаждаемой поверхности
стенки камеры и передаваемое тепло; В—тем-
В—температура поверхности стенки, омываемой газами.
Если температура стенок ракетного двигателя в каком-нибудь
месте достигает предельно допустимого значения, то эту границу
надежной эксплуатации двигателя можно повысить путем изме-
изменения теплопроводности металла. При более высокой тепло-
теплопроводности температура стенки со стороны, омываемой газом,
уменьшится, температура поверхности стенки, соприкасающейся
с охлаждающей жидкостью, возрастет, удельный тепловой по-
поток также несколько увеличится. Как показывают расчетные кри-
кривые фиг. 70, это влияние теплопроводности уменьшается по мере
ее возрастания.
Большое значение для расчета теплопередачи через стенки ра-
ракетного двигателя имеет величина коэффициента теплоотдачи
от газов к стенке.
х) Это объяснение неправильное. Если жидкость кипит только у самой
стенки (поверхностное кипение), то теплоотдача действительно увеличи-
увеличивается, но это приводит к уменьшению температуры стенки. Если кипит
вся жидкость, то температура стенки резко увеличивается в результате
уменьшения коэффициента теплоотдачи.—Прим. ред.
§ 5. Теплопередача 159
Для расчета этого коэффициента с достаточной точностью нель-
нельзя использовать известные обычные уравнения, так как условия
работы ракетного двигателя отличаются от условий, соответствую-
соответствующих обычным задачам теплопередачи. Можно указать семь таких
особенностей теплопередачи в ракетном двигателе:
1. Выделение энергии на единицу объема очень велико. Так,
например, топка хорошего парового котла имеет теплонапря-
женность более 500 000 ккал/мг-час-атм. В камере сгорания
современных газотурбинных двигателей выделяется от 25 до
35 млн. ккал/мг-час-атм, тогда как в ракетных двигателях вы-
выделяется от 115 до 180 млн. ккал/мг-час-атм.
2. Максимальные значения теплового потока на единицу пло-
площади теплопередающей поверхности в котлах и пароперегревате-
пароперегревателях имеют величину порядка 40000 ккал/м2-час. В ракетных дви-
двигателях удельный тепловой поток в 20—200 раз больше.
3. Температура сгорания в ракетных двигателях B 200—
3 300° С) обычно выше, чем в других топочных устройствах, так
как в ракетных двигателях не приходится осуществлять нагрев
и перемещение инертных веществ, таких, например, как атмо-
атмосферный азот, или же эти вещества присутствуют в небольших ко-
количествах.
4. Перемещение газов вдоль стенок камеры ракетного двига-
двигателя происходит с очень большими скоростями, что увеличивает
теплоотдачу путем конвекции. В сопле скорость газов становится
сверхзвуковой. Для получения достаточно точных данных о теп-
теплопередаче при этих высоких скоростях, давлениях и темпера-
температурах в трубах или соплах необходимо провести специальные
экспериментальные исследования.
5. Свойства раскаленных газообразных продуктов сгорания
ракетных топлив недостаточно хорошо известны. Отсутствуют,
например, достоверные данные о теплопроводности и вязкости
газов при высоких температурах и давлениях.
6. Теоретическое исследование влияния пограничного слоя со-
сопряжено со значительными трудностями. В этом слое происхо-
происходят непрерывные изменения, связанные с изменением градиента
скорости, нестационарностью горения, градиентами давления и тем-
температуры в двигателе. Температура пограничного слоя относится
к числу основных параметров процесса теплопередачи, так как
она определяет температуру в слое, непосредственно прилегаю-
прилегающем к стенке. В обычной теории теплопередачи температура все-
всего газа принимается одинаковой, при работе же ракетного дви-
двигателя температура пограничного слоя отличается от температуры
свободного газового потока, вызывая этим сдвиг равновесия.
Вблизи стенок происходит рекомбинация продуктов диссоциации,
в результате чего в пограничном слое выделяется добавочное
тепло.
160 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
7. При исследовании теплопередачи в ракетном двигателе
обычно не учитывается влияние диффузии, заметно проявляющееся
при температурах выше 2 500° С.
До получения в результате соответствующих исследований
надежных значений коэффициента теплоотдачи от газов к стенкам
ракетных двигателей рекомендуется производить расчет по сле-
следующей приближенной формуле [4]:
-Р= 0,023 {miy»fi±jLy-~ F.13)
где аг — коэффициент теплоотдачи от газов к стенке в
ккал/м2-сек-град, D—диаметр ракетного двигателя в м, w—
расчетное значение средней местной скорости газов в м/сек, лг—ко-
лг—коэффициент теплопроводности газов в ккал/м-сек-град, (х—абсо-
(х—абсолютная вязкость газа в кг-сек/м2, ср—удельная теплоемкость газа
в ккал/град-кг и f—удельный вес продуктов сгорания в кг/м3.
Другой метод исследования основан на указанной Карманом
15, 6] аналогии между теплопередачей и вязким трением жидкости.
При этом считается, что в ракетном двигателе существуют те же
условия течения, что и в очень длинной цилиндрической трубе.
Так как современная теория теплопередачи [4] в равной сте-
степени применима для потока в трубах, каналах и топках, то
она может быть использована также для определения коэффициента
теплоотдачи от стенки к жидкости:
-2/3
F.14)
где G—расход охлаждающей жидкости в кг/сек, ср—удельная теп-
теплоемкость жидкости в ккал/кг-град, F—площадь поперечного се-
сечения потока жидкости в см2, D—эквивалентный диаметр попе-
поперечного сечения канала охлаждающей жидкости в м, w—скорость
жидкости в м/сек, у—удельный вес в кг/м3, |х—абсолютная вязкость
в кг-сек/м2 и Хж—коэффициент теплопроводности жидкости в
ккал/м-сек-град. Коэффициент теплоотдачи от стенки к жидкости
<хж выражается в ккал/м2-сек-град.
Спиральные или кольцевые каналы системы охлаждения
в жидкостно-реактивных двигателях часто имеют сложную форму
поперечного сечения. Для расчета теплопередачи от стенки
к жидкости требуется вычислить эквивалентный диаметр, величина
которого обычно определяется как учетверенное значение гидрав-
гидравлического радиуса канала для протока охлаждающей жидкости.
Гидравлический радиус представляет собой частное от деления
площади поперечного сечения канала на смоченный периметр
этого сечения.
§ 6. Материалы 161
Во многих жидкостно-реактивных двигателях с регенератив-
регенеративным охлаждением температура поверхности охлаждаемой стенки,
соприкасающейся с охлаждающей жидкостью, превосходит точ-
точку кипения этой жидкости. При этом происходит местное испаре-
испарение охлаждающей жидкости на поверхности стенки. Если разность
температур поверхности стенки и точки кипения охлаждающей
жидкости находится в пределах от 10 до 55° С, то это испарение
повышает действительную величину коэффициента теплоотдачи
от стенки к жидкости аш в 2 раза по сравнению с величиной, опре-
определяемой из выражения F.14). Следовательно, местное кипение
охлаждающей жидкости улучшает теплоотдачу [30].
В двигателях с регенеративным охлаждением или с охлажде-
охлаждением посторонней жидкостью отводимое тепло поглощается
охлаждающей жидкостью. Эта жидкость должна обладать доста-
достаточной теплоемкостью для • предотвращения кипения в любой
точке системы охлаждения. Количество отводимого тепла должно
быть равно приращению энтальпии охлаждающей жидкости, т. е.
cpdT, F.15)
где q—удельный тепловой поток в ккал/м2-сек (q является функ-
функцией расстояния сечения от головки, см. фиг. 68), F—площадь
в м2, G—расход охлаждающей жидкости в кг/сек, ср—удельная
теплоемкость охлаждающей жидкости, значения которой инте-
интегрируются по абсолютной температуре в пределах от начальной
температуры охлаждающей жидкости на входе в охлаждающую
рубашку Гвх до температуры ТВыХ, при которой охлаждающая
жидкость покидает эту рубашку. Если используются средние
значения удельного теплового потока q и удельной теплоемкости
Ср, то выражение F.15) принимает следующий вид:
q=-^cp(TBUX-TBX). F.16)
Общее решение проблемы теплопередачи жидкостно-реактив-
ного двигателя иллюстрируется примером, рассматриваемым в на-
настоящей главе, § 15.
§ 6. МАТЕРИАЛЫ
Материалы для изготовления стенок двигателя должны проти-
противостоять относительно высоким температурам, значительным мест-
местным скоростям газа, большим механическим напряжениям и хи-
химическому действию топливных паров, обладающих коррозион-
11 Д. Саттон
162 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
ными и окислительными свойствами. Так как скорость выделения
энергии в двигателе велика, то стенки должны выдерживать дей-
действие начального теплового удара, допускать высокие значения
удельного теплового потока и термическое расширение. Эти жест-
жесткие условия несколько облегчаются благодаря кратковремен-
кратковременности действия ракетных двигателей.
Возможность использования данных простых механических
испытаний материалов для предсказания их прочности в условиях
работы в ракетном двигателе при высоких температурах была пред-
предметом дискуссий.
Кроме того, не вполне ясно, какие механические характери-
характеристики прочности (прочность на разрыв, предел текучести, удар-
ударная прочность, усталостная прочность при кратковременной
нагрузке и т. д.—все при повышенных температурах) являются
в данном случае наиболее важными критериями.
Так как между внутренней и наружной поверхностями сте-
стенок двигателя возникает большой температурный градиент,
то необходимо учитывать соответствующее изменение свойств
материала стенок и устанавливать среднее значение каждого кри-
критерия прочности. В табл. 20 приведены данные о различных
основных физико-механических характеристиках ряда конструк-
конструкционных материалов при высоких температурах.
В скверно изготовленных или неудачно сконструированных
ракетных двигателях нарушения в теплопередаче вызывают пе-
перегрев и повреждение материала стенок.
Другой тип повреждения материала непосредственно не
связан с нарушениями в теплопередаче.
Механизм этого повреждения, часто называемого выжиганием,
представляет собой комбинацию химического действия и меха-
механической эрозии. В определенном месте стенки образуется ок-
оксидная пленка, которая затем сносится газами, движущимися
с большой скоростью. При плохом смесеобразовании из-за нару-
нарушений в работе головки процесс выжигания ускоряется в связи
с химической активностью и высокими местными температурами
газов в областях, где имеется преимущественно бедная смесь
(избыток окислителя). Окисление и отщепление окалины в месте
возникновения повреждения происходит до тех пор, пока умень-
уменьшение толщины стенки не приведет к аварии. В некоторых слу-
случаях оксидная пленка, являющаяся плохим проводником тепла,
нагревается до такой температуры, что возникает местное размяг-
размягчение или плавление прилегающего металла стенки.
В некоторых случаях оказалось возможным осуществить ре-
ремонт внутренней поверхности стенки, подвергшейся такому вы-
выжиганию, путем наварки металла на место повреждения, зачи-
зачистки поверхности и устранения причин местного обеднения
смеси.
§ 6. Материалы 163
Как только стенки двигателя начинают пропускать горячие
газы, дальнейшая работа двигателя становится невозможной.
Даже мельчайшее отверстие, которое может быть ничтожной тре-
трещиной в сварочном шве или результатом небольшого местного
выжигания материала, превращается в течение очень короткого
промежутка времени (меньше секунды) в большое отверстие, так
как раскаленные газы обычно окисляют или расплавляют при-
прилегающий металл, который затем выдувается вместе с продуктами
сгорания. Неохлаждаемый двигатель, вышедший из строя подоб-
подобным образом из-за нарушений в работе головки, изображен
на фиг. 64.
Изысканию материалов, пригодных для ракетных двигателей,
посвящены многочисленные исследования. Подробное обсуждение
этого вопроса выходит за рамки настоящей книги, однако приведе-
приведение перечня общих требований и указание направления совре-
современных исследований позволяет судить об основных проблемах
в этой области. Особые требования предъявляются только к мате-
материалам для тех частей двигателя, которые непосредственно сопри-
соприкасаются с газообразными продуктами реакции. Остальные части
двигателя конструируются из обычных материалов.
Материал, предназначенный для внутренних стенок охлаждае-
охлаждаемого ракетного двигателя, должен обладать высокой прочностью
при повышенных температурах, легко обрабатываться, иметь вы-
высокую теплопроводность, обладать сопротивляемостью химиче-
химическому действию горячих топливных паров, высокой теплоемко-
теплоемкостью, сопротивляемостью коррозии, механическим ударным на-
нагрузкам и тепловому удару, иметь высокую точку плавления,
низкий коэффициент термического расширения и высокую вибро-
вибропрочность.
Требования высокой теплопроводности и высокой прочности
при повышенных температурах обычно не выполняются в одном
материале. Из материалов, которые могут выдерживать действие
высоких напряжений при повышенных температурах (нержавею-
(нержавеющие стали), должны изготовляться стенки меньшей толщины для
обеспечения хорошей теплопередачи. Использовать эти мате-
материалы в ракетных двигателях большого диаметра не всегда можно,
так как по условиям теплопередачи толщина стенок должна быть
столь малой, что стенки оказываются непригодными для сосудов,
находящихся под большим внутренним давлением. С другой сто-
стороны, материалы, обладающие высокой теплопроводностью (медь
или алюминий), обладают низкой прочностью при высоких темпера-
температурах и, следовательно, требуют создания очень тяжелых и толсто-
толстостенных камер. При этом не только ухудшаются характери-
характеристики ракеты из-за увеличения веса, но в связи с увеличением
теплового потока необходимо применять более эффективное охлаж-
охлаждение. Усиленное охлаждение требует применения более мощной
И*
СВОЙСТВА РАЗЛИЧНЫХ МАТЕРИАЛОВ
Материалы
Свойства
Медь технической
чистоты
Алюминиевый сплав
24S-T
Временное сопротивление на раз-
разрыв, кг/см2
2 300 при 25° С
4 760
4 340
4 060
3 710
1 820
1 050
525
при 25
» 100
» 150
» 205
» 260
» 315
» 370
[15]
Отпущенная
Кратковременное
испытание
Предел текучести, кг/см2
700 при 25° С
[15]
Отпущенная
3 150 при 25° С
2 910
2 730
2 450
1 610
910
455
100
150
205
260
315
370
[161
Кратковременное
испытание
Модуль упругости xlQ-б, кг/см
1,12 при 25° С
[21]
0,72 при 25°С
0,70 » 100
0,68 » 150
0,65 » 205
0,576 » 260
[22]
Коэффициент теплопроводности,
/д
328 при 0°С
328 » 20
324 » 100
320 » 200
316 » 300
312 » 400
308 » 500
297 » 600
[21]
194 при 18° С
[23]
Таблица 20
ПРИ ПОВЫШЕННЫХ
Малоуглеродистая
сталь
SAE 1020
4 360 при
3 190 »
2 550 »
1 400 »
945 »
630 »
[17]
2 940 при
1 640 »
1 400 »
715 »
515 »
262 »
[17]
2,06 при
1,71 »
1,50 »
1,29 »
1,08 »
0,875 »
[17]
44,7 при
42,2 »
37,0 »
33,5 »
22,3 »
22,6 »
23,2 » 1
24,1 » 1
25,80 » 1
[24]
30° С
480
535
650
705
760
30° С
480
535
650
705
760
20° С
205
315
425
535
650
0° С
200
400
500
800
900
000
100
200
ТЕМПЕРАТУРАХ
6
6
6
5
5
4
Легированная
сталь
SAE X4130
880
600
780
880
100
550
при 25°
» 20 5
» 315
» 4 25
» 480
» 535
С
[18]
Нормализованная
5
5
4
4
4
3
170
150
920
610
150
730
при 25°
» 205
» 315
» 425
» 480
» 535
С
[18]
Нормализованная
2
1
1
1
1
0
37
37
36
35
33
?0
29
26
22
23
24
25
25
06
,71
,50
,29
,08
,87?
,0
,0
,1
,30
60
,90
,20
,60
,40
,20
,10
,00
,80
при 20
» 205
» 315
» 425
» 535
) » 650
[17]
при 0
» 100
» 200
» 300
» 400
» 500
» 600
» 700
» 800
» 900
» 1 000
» 1 100
» 1 200
[24]
ЭС
°с
6
5
5
5
5
4
3
2
1
2
2
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
0
13
14
14
15
16
18
19
20
22
23
24
24
25
Нержавеющая
сталь
AISI тип 302
500
800
280
340
100
600
640
220
100
329
175
161
при 25° С
» 95
» 205
» 315
» 425
» 535
» 650
» 760
» 870
» 1 090
» 1 200
» 1 260
[19]
Отпущенная
590
080
640
540
385
200
085
040
при 25°С
» 95
» 205
» 315
» 425
» 535
» 650
» 760
[19]
Отпущенная
,93
,64
,55
,51
,45
,37
,28
,93
,60
,00
,75
,50
,90
,40
,70
,80
,30
,10
,10
,80
,60
при 30° С
» 480
» 535
» 590
» 650
» 705
» 760
» 815
[17]
при 0° С
» 100
» 200
» 300
» 4 00
» 500
» 600
» 700
» 800
» 900
» 1 000
» 1 100
» 1 200
[24]
Никелевый сплав
инконель
5 950
5 670
5 460
5 540
5 810
5 540
4 970
3 290
1 620
1 050
770
при 25° С
» 95
» 205
» 315
» 425
» 535
» 650
» 760
» 870
» 980
» 1 090
[20]
Кратковременное
испытание
2 520
2 240
1 960
1 890
1 960
1 540
1 540
1 330
при 25°С
» 95
» 205
» 315
» 425
» 535
» 650
» 760
[20]
Кратковременное
испытание
2,18
2,01
1,75
1,61
1 47
1,30
при 25°С
» 260
» 535
» 650
» 730
» 815
[20]
15 5 при 30° С
16,30
24,10
30,90
» 200
» 800
» 1 200
[25]
166
Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
—-^^ Материалы
Свойства ^^^^^-^^^
Коэффициент теплового расшире-
расширениях 10в, м1м'град
Удельная теплоемкость,
ккал/кг-град
Температура плавления, °С
Медь технической
чистоты
15 9 при 0° С
16,09 » 20
16,12 » 25
16,35 » 50
16 85
18 15
19,65
21,30
23,30
25,45
27,85
» 100
» 200
> 300
> 400
> 500
> 600
> 700
30,5 » 800
[21]
0,0918 при 25°С
0,096 »
0,100 »
0,Ю4 »
0 109 »
200
400
600
800
0,114 » 1000
[21]
1 080
Алюминиевый сплав
24S-T
23,2 при 20-100°С
23,9 » 20-200
24,7 » 20-300
[23]
0,212 при 18-100°С
[23]
Около 650
и тяжелой системы подачи охлаждающей жидкости или ис-
использования дополнительного пленочного охлаждения, которое
снижает эффективную скорость истечения. Перспективными и за-
заслуживающими исследования материалами для стенок ракетных
двигателей являются специальные сплавы, обладающие высокой
теплопроводностью и высокой прочностью при повышенных тем-
температурах, а также слоистые материалы с внутренним слоем из
жароупорного материала (керамика или специальные сплавы)
и внешним слоем из металла с высокой теплопроводностью.
В ракетных двигателях успешно используются алюминиевые
сплавы, малоуглеродистые, легированные и нержавеющие стали.
§ 6. Материалы
167
Малоуглеродистая
сталь
SAE 1020
И,
12,
12,
13,
13,
14.
14,
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
7 при 20-100° С
05
78
30
85
40
75
,115
,120
,125
,133
,140
150
,151
152
,153
,154
,155
,156
,160
,166
> 20-200
> 20-300
> 20-400
> 20-500
> 20-600
> 20-700
[26]
при 20° С
» 100
» 200
» 300
» 400
» 500
» 600
» 700
» 800
» 900
» 1 000
» 1 100
» 1 200
» 1 300
[24]
Около 1 520
12
13
13
13
14
14
14
11
13
13
14
0.
0,
0
0,
0
0,
0
0,
0,
0,
0,
0,
0,
0,
Легированная
сталь
SAE X4130
,67
,10
,46
,80
,18
,52
,80
,90
,00
,85
,45
114
123
130
142
157
176
197
386
211
141
145
148
152
154
при 0-100°С
» 0-200
» 0-300
» 0-400
» 0-500
» 0-600
» 0-700
» 0-800
» 0-900
» 0-1000
» 0-1100
[24]
при 100°С
» 200
» 300
» 400
» 500
» 600
» 700
» 750
» 800
» 900
» 1 000
» 1 100
» 1 200
» 1 250
[24]
Около 1 480
г
14
16
17
17
18
18
18
19
19
19
0,
0,
0,
0
0,
0,
0
0,
0,
0,
0,
0,
0,
Таблица 20
Нержавеющая
сталь
AISI тип 302
,80
.45
10
,60
,05
25
,80
,00
,20
,35
122
127
131
136
142
155
149
153
156
156
158
161
162
при 0 — 100° С
» 0-200
» 0-300
» 0-400
» 0-500
» 0-600
» 0-700
» 0-800
» 0-900
» 0-1000
24]
при 100° С
» 200
>
> 300
> 400
> 500
> бор
> 700
> 800
> 900
> 1 000
> 1 100
> 1 200
> 1 250
[24]
1
400
(продолжение)
Никелевый сплав
инконель
10
10
12
13
14
15
15
16
16
17
18
18
18
18
18
,1
,8
,25
,50
,40
,12
65
,20
,75
,65
,2
,35
,35
,35
,35
при 10° О
» 40
» 95
» 150
» 205
>
>
> 260
> 315
> 370
> 425
> 480
> 535
> 590
> 650
> 705
> 760
[20]
0,109 при 25-100°С
1
[20]
390
При обеспечении эффективного пленочного охлаждения или не-
необходимой емкости охлаждающей рубашки ракетный двигатель
может быть изготовлен с удовлетворительными результатами из
обычных металлов. Однако введение дополнительного охлаждения
вызывает утяжеление двигателя и всей силовой установки и ухуд-
ухудшение характеристик ракеты. Основные требования к системе
охлаждения и величины потерь давления можно определить, поль-
пользуясь теорией теплопередачи и гидравлическими характеристиками
охладающей рубашки, как это излагается в следующем параграфе.
При выборе материалов стенок ракетного двигателя, запускае-
запускаемого в серийное производство, учитываются требования, предъ-
168 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
являемые к системе охлаждения, получающееся ухудшение ха-
характеристик, увеличение веса и усложнение системы охлаждения,
с одной стороны, производственные и экономические соображе-
соображения—с другой.
Рабочая температура омываемой газами поверхности стенок
существующих ракетных двигателей обычно находится в преде-
пределах от 425 до 925° Сив среднем составляет примерно 650° С. Многие
металлы обладают удовлетворительной прочностью при этих тем-
температурах. Изыскания материалов, которые выдерживают действие
высоких температур, и исследования двигателей, изготовленных
из них, могут, в конце концов, привести к созданию ракетного
двигателя без охлаждения стенок, в котором отвод тепла пол-
полностью осуществляется путем излучения от наружной поверхно-
поверхности стенок. Использование таких специальных материалов, как
керамика или другие материалы с высокой точкой плавления,
может привести к разработке неохлаждаемых двигателей этого
типа с продолжительностью работы, превосходящей 1 мин. Ос-
Основной трудностью при использовании керамических стенок яв-
является их плохая сопротивляемость действию теплового удара.
Специальные металлические сплавы дороги, и их обработка свя-
связана часто с большими трудностями.
§ 7. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ ПОТЕРИ В СИСТЕМЕ ОХЛАЖДЕНИЯ
Охлаждающий змеевик или охлаждающая рубашка должны
быть спроектированы так, чтобы жидкость поглощала все теплоу
передаваемое через внутреннюю стенку, и чтобы перепад давления
охлаждающей жидкости был минимальным. Высокие скорости
движения охлаждающей жидкости, необходимые для обеспечения
эффективного охлаждения, вызывают значительные потери давле-
давления, что в свою очередь требует применения более мощной и более
тяжелой циркуляционной системы. Во многих жидкостно-реактив-
ных двигателях скорость охлаждающей жидкости у камеры
составляет примерно 3—4,5 м1сек, а в зоне критического сечения
сопла—от 6,0 до 10,5 м/сек.
При расчете потерь на трение в канале охлаждения этот канал
можно рассматривать как трубу.
Для прямой трубы
f=/?--§2, F-17)
где Ар—потери давления на трение, т—удельный вес охлаждаю-
охлаждающей жидкости, L—длина канала охлаждения, jD—эквивалентный
диаметр, w—скорость в змеевике охлаждения, /—коэффициент
гидравлических потерь и g—ускорение силы тяжести.
§ 7. Гидравлические потери в системе охлаждения
\
Коэффициент гидравлических потерь является функцией чис-
числа Рейнольдса и может быть определен по графику фиг. 71.
При определении коэффициента / для криволинейного или
спирального канала охлаждения необходимо вводить поправоч-
поправочный множитель, являющийся функцией числа Рейнольдса и кри-
кривизны канала. Определение поправочного множителя для кана-
каналов различной формы производится по эмпирическим формуламг
подобным приведенной на стр. 195.
0,07
0.06
0,05
0.03
0.02
100
\
1—
1
N
щ
щ
1
11
¦
—
*¦ —
— —
==:
—¦ ~
200
300 400 600 8001000
Re /О'3
2000 4000 6000 10000
Фиг. 71. Зависимость коэффициента гидравлических потерь /
числа Re [27].
Цифрами справа указаны номера кривых (см. табл. 21).
от
Перепад давления в охлаждающей рубашке равен в среднем
от 1,75 до 7,0 кг/см2. В результате расширения внутренней и на-
наружной стенок ракетного двигателя, вызываемого повышением
давления и температуры, поперечное сечение каналов охлажде-
охлаждения при нормальной эксплуатации отличается от этого сечения при
гидравлических испытаниях. Поэтому величина перепада давле-
давления при работе двигателя часто несколько изменяется.
Таблица 21
ВЫБОР КРИВОЙ ДЛЯ КОЭФФИЦИЕНТА ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ПОТЕРЬ НА ФИГ. 71 В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ДИАМЕТРА
(в см) И КАЧЕСТВА ПОВЕРХНОСТИ *
—¦—-_____^^ Номер кривой на
¦ — ^фиг. 71
Поверхность "~ ~"^-—
Труба или очень чисто обра-
обработанная поверхность
Чисто обработанная поверх-
поверхность или чистая поверх-
поверхность чугунного литья
Грубо обработанная поверх-
поверхность
Загрязненная, грубо обрабо-
обработанная поверхность со
сварными швами
1
0,9 и
более 183
2
От 168
до 122
3
От 107
до 35,5
76,2
4
От 30,5
до 15,2
43,2
86,4 ¦
5
От 12,7
до 10,3
17,8
35,6
6
От 7,6
ДО 5,1
10,3
17,8
3
6
8
7
,81
,35
,89
0
От
ДО
4
5
8
,51
3,17
2,54
,45
,71
9
1,
з,
з,
9
17
81
~""-~-—-^_ Номер кривой на
^^^-^__фиг. 71
Поверхность " ~-
Труба или очень чисто обра-
обработанная поверхность
Чисто обработанная поверх-
поверхность или чистая поверх-
поверхность чугунного литья
Грубо обработанная поверх-
поверхность
Загрязненная, грубо обрабо-
обработанная поверхность со
сварными швами
10
1,27
2,54
3,17
И
0,95
1,9
2,54
12
0,635
1,27
13
0,32
14
0,32
0,95
15
0,16
16
0,20
0,635
17
0,08
18
0,157
и менее
0,32
* Значения взяты из работы [27].
§ 8. Нагрузки и напряжения в стенках камеры сгорания
171
§ 8. НАГРУЗКИ И НАПРЯЖЕНИЯ В СТЕНКАХ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Неохлаждаемые двигатели имеют только одну стенку, которая
подвергается действию внутреннего давления. Камера сгорания
охлаждаемых двигателей имеет две концентрические стенки или
оболочки, пространство между которыми заполнено охлаждающей
жидкостью, находящейся под большим давлением. Примерное
распределение давления в охлаждаемом двигателе схематически
изображено на фиг. 72.
Стенки камеры подверга-
подвергаются действию радиальной
и аксиальной составляю-
составляющих сил давления, реакции
опор подвески, инерцион-
инерционных нагрузок, вибрацион-
вибрационных нагрузок и усилий,
возникающих при тер-
термическом расширении. Эти
нагрузки различны почти
для каждой конструкции
двигателя, вследствие чего
расчет стенок камеры на
прочность должен произ-
производиться индивидуально
для каждого конкретного
двигателя. Как можно ви-
видеть из фиг. 72, макси-
максимальная разность давле-
Расстолние от головки
Фиг. 72. Распределение давлений в
охлаждаемом жидкостно-реактивном дви-
двигателе.
1—давление охлаждающей жидкости в рубаш-
рубашке; 2—давление газов в двигателе; 3—разность
давлений на стенку; 4—критическое сечение;
5—выходное сечение сопла.
нии на внутреннюю стен-
стенку охлаждаемого двигате-
двигателя создается на выходе из
сопла, что требует усиле-
усиления конструкции в этом
месте. Это представляет
почти полную противоположность условиям в неохлаждаемом
двигателе, где наибольшая разность давлений на стенки двига-
двигателя создается в камере сгорания.
Под влиянием разности температур во внутренних слоях
стенки камеры возникают напряжения сжатия, а в наружных—
напряжения растяжения, величину которых [7] можно опреде-
определить из выражения
s=2fAr. F.18)
Так как температурные напряжения часто превосходят пре-
предел текучести и модуль упругости материалов меняется, то выше-
вышеприведенное уравнение применимо только в области упругих де-
172 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
формаций. Эту текучесть материала стенок ракетного двигателя
можно установить по небольшому постепенному уменьшению вну-
внутренних диаметров камеры и горловины сопла после успешных
огневых испытаний двигателя. Так, например, для одного экспе-
экспериментального двигателя было установлено, что после каждого
из его первых испытаний происходило уменьшение диаметра гор-
горловины сопла, равного 50 мм, на 0,025 мм.
При выборе допускаемых напряжений для материала корпуса
ракетного двигателя следует учитывать изменение прочности
в зависимости от температуры и температурные напряжения, воз-
возникающие в сечении стенки. Перепад температуры в сечении
стенки обычно находится в диапазоне от 100 до 550° С; при опре-
определении свойств материала, например, указанных в табл. 20,
часто используется среднее значение температуры.
Наружная оболочка охлаждаемого двигателя (охлаждающая
рубашка) обычно подвержена действию растягивающих напря-
напряжений, вызываемых внутренним давлением охлаждающей жид-
жидкости. Внутренняя оболочка (стенка гильзы) должна выдерживать
давление жидкости в охлаждающей рубашке, давление газов,
осевую сжимающую или растягивающую нагрузку и влияние
нагрева. В двигателях с регенеративным охлаждением давление
охлаждающей жидкости превосходит давление в камере сго-
сгорания, вследствие чего внутренняя стенка испытывает радиаль-
радиальное сжатие и может прогнуться. По этой причине внутренняя
стенка часто снабжается кольцевыми ребрами жесткости.
Имеются три возможных случая нагружения стенок двигателя.
При запуске двигателя избыточное давление в камере сгорания
равно нулю, давление в охлаждающей рубашке достигает полного
значения, внутренняя стенка не нагрета. При работе двигателя
давление в камере сгорания достигает полного значения, давле-
давление в охлаждающей рубашке также, внутренняя стенка нагрета.
При остановке двигателя давление в охлаждающей рубашке
может быть высоким или низким в зависимости от устройства
клапанов, давление в камере сгорания приближается к атмо-
атмосферному, внутренняя стенка нагрета.
Для двигателей, в которых давление и расход жидкости в
охлаждающей рубашке не уменьшаются даже после того, как избы-
избыточное давление в камере исчезает, последний случай нагруже-
нагружения может быть наиболее тяжелым. Циркуляция охлаждающей
жидкости после выключения двигателя необходима при регенера-
регенеративном охлаждении в случае применения некоторых определен-
определенных топлив с целью предотвращения перегрева компонента топ-
топлива, используемого для охлаждения и находящегося в охлаж-
охлаждающей рубашке.
Для исключения значительных температурных напряжений,
которые могут возникнуть в результате различного расширения
§ 10. Головки 173
нагретых внутренних стенок и сравнительно холодной охлаждаю-
охлаждающей рубашки, необходимо предусматривать устройство легко де-
деформирующихся соединений. Это особенно важно в случае двига-
двигателей большого размера. Так, например, ракетный двигатель
V-2 расширяется более чем на 4,75 мм в осевом направлении и на
4,0 мм по радиусу. Такие соединения, способные растягиваться,
могут быть выполнены в виде приваренных перемычек, как это
изображено на фиг 59, или в виде скользящих уплотнений.
§ 9. ВИБРАЦИИ
Все ракетные двигатели подвержены действию вибраций;
в некоторых конструкциях эти вибрации могут быть значитель-
значительными. Физический механизм возникновения этих вибраций не
вполне выяснен.
В различных ракетных двигателях были установлены вибра-
вибрации трех типов. Вибрации первого типа возникают в результате
пульсаций давления в камере сгорания со сравнительно низкими
частотами, от 15 до 0,1 гц'. Эти пульсации давления могут самовоз-
самовозбуждаться в результате чередующегося увеличения и уменьшения
перепада давления при впрыске топлива, вызывающего колеба-
колебания расхода топлива, что в свою очередь приводит к изменению
давления в камере сгорания. Вибрации второго типа вызываются
возбуждением собственной частоты колебаний двигателя, трубо-
трубопроводов и элементов конструкции ракеты. Частота этих вибра-
вибраций обычно не превосходит 100 гц. Вибрации третьего типа имеют
большую частоту и амплитуду и могут быть связаны с резонанс-
резонансными явлениями в газах, заполняющих камеру сгорания. Эти
вибрации могут стать настолько сильными, что приведут к полом-
поломкам элементов конструкции двигателя и присоединенных к нему
агрегатов.
Вибрации можно уменьшать путем увеличения перепада дав-
давления в головке (увеличения скорости впрыскиваемого топлива)
или увеличения объема камеры сгорания. В некоторых случаях
частота и амплитуда вибраций зависят от метода подвески двига-
двигателя. Некоторые конструкции головок двигателя, например го-
головки с кольцевыми щелями, в которых впрыск горючего и окис-
окислителя происходит через перемежающиеся концентрические коль-
кольцевые щели, имеют тенденцию к созданию высокочастотных виб-
вибраций.
§ 10. ГОЛОВКИ
Функции головки ракетного двигателя сходны с функциями
карбюратора в двигателе внутреннего сгорания. Головка осу-
осуществляет распыление и перемешивание компонентов топлива
таким образом, чтобы в результате образовалась однородная
174
Гл. VI, Жидкостно-реактивный двигатель
рабочая смесь заданного состава, подготовленная для испарения
и сгорания.
Типы головок. В основном используются головки трех типов,
схематически изображенные на фиг. 73.
В многосопловой головке со сталкивающимися струями окис-
окислитель и горючее впрыскиваются через ряд отдельных отверстий
(сопел) таким образом, чтобы образующиеся топливные струи
пересекали друг друга. Струя горючего сталкивается со струей
окислителя, после чего обе распадаются на мелкие капли. На
фиг. 59, 60 и 64 изображены головки этого типа.
Ф и г. 73. Типы головок.
а—многосопловая головка со сталкивающимися струя-
струями: 1—струя окислителя; 2—струя горючего; 3—точка
столкновения струй,
б—струйная головка: 1—сходящаяся коническая струя
(пелена); 2—расходящаяся коническая струя.
в—головка с несталкивающимися струями- 1—окис-
1—окислитель; 2—горючее.
Струйные головки образуют конические, цилиндрические или
других типов струйные завесы из впрыскиваемых компонентов
топлива, которые пересекают друг друга и в результате этого
распыляются и перемешиваются [6]. На фиг. 74 изображено гид-
гидравлическое испытание такой головки на воде. Более подробные
данные о головках этого типа приведены в работе [8].
В головках с несталкивающимися струями горючее и окисли-
окислитель, впрыскиваемые в камеру, не сталкиваются, а перемеши-
перемешиваются в основном благодаря диффузии паров и турбулентности.
В качестве примера головки этого типа можно привести головку
§ 10. Головки 175
двигателя ракеты V-2, в котором обеспечивается перемешивание
мелких капель спирта с газообразным кислородом.
Теоретическое исследование механизма распыления топлива
прц рдновременном испарении, смесеобразовании и частичном
сгорании затруднительно. Поэтому характеристики головок долж-
должны определяться экспериментально на работающем двигателе.
Фиг. 74. Гидравлическое испытание струйной головки при работе
на воде (фирма Норт Америкен).
Трудно добиться врспроизведения условий работы головок в ра-
ракетном двигателе при гидравлических испытаниях на воде или
изучении полей концентраций компонентов топлива, впрыски-
впрыскиваемых головкой при отсутствии сгорания.
Расчет головок. Гидравлические характеристики головки можно
точно рассчитать, и головка может быть спроектирована для обе-
обеспечения заданных значений давления впрыска, расхода топлива
и состава смеси.
При заданных значениях тяги и эффективной скорости
истечения или удельной тяги суммарный расход топлива
G R/
Весовое отношение окислителя к горючему в смеси и секунд-
секундные расходы окислителя и горючего связаны между собой сле-
следующими соотношениями:
GOK + GrOp = G( F.19)
476 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
р = -^г), F.20)
1, F.21)
- F-22)
Объемный расход несжимаемой жидкости через гидравличе-
гидравлическую систему
W = tF ]/ ±*=? F.23)
ДЛИ
G = VPт = ^ К2^ТА/?. F.24)
Это соотношение является общим и может быть использовано
для расчета любого участка топливной системы, головки или
всей гидравлической системы. При расчете головок соотношение
F.24) применяется для определения гидравлических характе-
характеристик форсунок, через которые осуществляется впрыск топлива.
Изменение расхода воды в зависимости от перепада давлений
в форсунке изображено на фиг. 75.
При заданном перепаде давления величина площади проход-
проходного сечения сопловых отверстий форсунок определяет состав
смеси и расходы компонентов топлива в двигателе. Из выраже-
выражений F.20) и F.24) можно определить весовое отношение окис-
окислителя к горючему в смеси
п ОК ОК ш / IOK < ОК /гу г»С\
V = ^~F 1/ Т~~^ * F-25)
гор гор г *гор ^гор
Величины, входящие в вышеприведенное соотношение, должны
выбираться так, чтобы обеспечить необходимый расчетный
состав смеси, даже если общий расход топлива несколько изме-
изменяется. Обычно стремятся выбрать такие сопловые отверстия
форсунок, которые имеют постоянные коэффициенты расхода
в широком диапазоне изменения чисел Рейнольде а и постоянное
отношение ?ОкДгор- При данной головке обычно бывает трудно
*) В отечественной литературе, как и в ряде зарубежных источников, со-
состав смеси принято характеризовать так называемым коэффициентом избытка
окислителя в смеси сс=СОк/(Сок)стех, где (Сон)стех—копич ттво окислителя,
необходимое для полного окисления горючего в соответствии со стехиометри-
ческим уравнением реакции, т. е. (GOk) стех=?гор Lo, где Lo—количе-
Lo—количество окислителя, необходимое для полного окисления 1 кг горючего. Нетруд-
Нетрудно видеть, что a=p/Lo.—Прим. ред.
§ 10. Головки
ill
сохранить неизменным состав смеси при работе на малых
расходах топлива или малых тягах, например при запуске
двигателя.
Качество впрыска обычно проверяется путем гидравлических
испытаний головки на воде. Эти испытания позволяют осу-
осуществить визуальное наблюдение за размерами струй и харак-
характером их столкновений, а также определить состав смеси при
350 —
4 6 8 Ю
Перепад давлений, ати
12
14
Фиг. 75.
Гидравлические характеристики четырех
типов форсунок.
Диаметр сопла 1,5 мм.
данной конструкции головки. Если ^ок^Тгор и А/?ок = Аргор, как
это имеет место при гидравлических испытаниях головки, то
формула F.25) принимает следующий вид:
p = J22f™_. F.26)
гор гор
Следовательно, величина 8, измеренная при гидравлических
испытаниях, может быть преобразована в действительное отно-
отношение окислителя к горючему в смеси при помощи умножения на
корень квадратный из отношения удельных весов компонентов
топлива и корень квадратный из отношения перепадов давления.
*2 Д. Саттон
178 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
Скорость впрыска равна
г, = У=,/^?1). F.27)
Значения коэффициентов расхода для форсунок с сопловыми
отверстиями различных типов приведены в табл. 22. При задан-
заданном перепаде давления в форсунке скорость впрыска достигает
максимального значения, когда ?=1,0. Обычно коэффициент
расхода ? выражается в виде произведения коэффициента ско-
скорости и коэффициента сужения струи [9]. Для коротких сопел
форсунок ракетных двигателей коэффициент сужения и коэффи-
коэффициент скорости принимаются равными друг другу. Гладкие
и хорошо закругленные входные кромки сопловых отверстий
и чистое сверление этих отверстий обеспечивают высокие зна-
значения коэффициента расхода (см. табл. 22).
Результирующую величину количества движения при столк-
столкновении струй окислителя и горючего можно определить из
соотношения, основанного на законе сохранения количества
движения. На фиг. 73,а изображено столкновение двух струй
и введены следующие обозначения: Ьок — угол между осью дви-
двигателя и струей окислителя, 8гор —угол между осью двигателя
и струей горючего и Вре8 — угол между осью двигателя и резуль-
результирующей струей.
Если суммарная величина количества движения обеих струй
при столкновении не изменяется, то
• Донжон sin 5ок --^гор^г
°гор
Хорошие характеристики достигаются, когда результирующий
вектор количества движения сталкивающихся струй имеет при-
примерно осевое направление. В этом случае 8рез = 0, tg8рез = 0 и
угловое соотношение сводится к равенству
Gok^ok sin 8°K = ^гор^гор sin огор. F.29)
Из этих выражений можно получить соотношение между
<>гор> Кк и §ре3. Пример расчета головки приведен в конце этой
главы.
Влияние головки на теплопередачу. Экспериментально было
установлено, что головка оказывает влияние на характеристики
двигателя и на теплообмен в нем. В некоторых случаях струй-
струйные головки (см. фиг. 73) вызывали чрезмерное увеличение
теплопередачи через стенки сопла. Минимальные значения
*) В этой формуле коэффициент расхода $ должен быть заменен коэффи-
коэффициентом скорости.—Прим. ред.
Таблица 22
ЗНАЧЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТОВ РАСХОДА ДЛЯ ФОРСУНОК С СОПЛОВ ЫМИ
ОТВЕРСТИЯМИ РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ
Тип отверстия
Диаметр, лип
Коэффициент
расхода
Сострой входной кромкой
У///////////////Л
>2,5
<2,5
жжш,
0,61
-0,65
Короткое цилиндрическое
с закругленной входной
кромкой L/D > 3 0
Ш///Ш////Л
У/УУШШ,
Короткое цилиндрическое
с коническим входом
1
1,6
1
при L/D-1,0
0,5
1
1,6
2,5
3,2
0,88
0,90
0,70
0,7
0,82
0,76
0,84—0,80
0,84—0,78
УШУ/.
Короткое цилиндрическое с закру-
закрученным потоком
1—6,35
0,2—0,55
Коническое сострой выходной кромкой
1
1,6
0,70—0,69
0,72
12*
180 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
удельного теплового потока обычно достигались, когда головки
проектировались так, что результирующий вектор количества
движения каждой впрыскиваемой струи получал направление,
параллельное оси двигателя [8], или вблизи стенок двигателя
намеренно создавалось переобогащение смеси.
§ 11. ДВИГАТЕЛИ С ИЗМЕНЯЕМОЙ ТЯГОЙ
Двигатель с изменяемой тягой имеет регулируемый расход топ-
топлива; регулировка осуществляется при помощи дросселирующих
отверстий (с изменяемой площадью проходного сечения) или
при помощи переключения форсунок.
Если регулируется давление впрыска, то соответственно из-
изменяются перепад давления в форсунке и расход топлива. При
изменении расхода в значительных пределах происходит измене-
изменение коэффициентов расхода и скоростей впрыска, оказывающее
существенное влияние на характер работы головки. Перемеши-
Перемешивание, распыление, результирующая величина количества движе-
движения и характер столкновения струй будут вследствие этого
отличаться от соответствующих расчетным условиям, что может
привести к неустойчивости сгорания и вызвать снижение характе-
характеристик двигателя. Таким образом, изменение расхода при неиз-
неизменной площади проходного сечения сопла форсунки не должно
выходить за определенные пределы.
В двигателе с переключаемыми форсунками трудности, связанные
с осуществлением переменного расхода через неизменное проход-
проходное сечение, устраняются путем использования нескольких групп
форсунок, каждая из которых связана с отдельным трубопрово-
трубопроводом и имеет независимые клапаны. Включение или выключение
групп форсунок при незначительном изменении расхода через
форсунки данной группы позволяет осуществлять плавное изме-
изменение тяги и вместе с тем поддерживать работу каждой форсунки
на оптимальном режиме или близком к нему.
Эта схема впрыска была применена в немецком ракетном
двигателе Вальтер 109-509, установленном на истребителе
Ме-163. Камера сгорания двигателя имела всего двенадцать инди-
индивидуальных форсунок струйного типа. Все эти форсунки были объ-
объединены в три группы, в двух из которых было по три форсунки
и в одной—шесть. При помощи соответствующих регулирующих
клапанов в этом случае можно было осуществлять плавное изме-
изменение тяги (см. фиг. 35) от 1 680 до 200 кг без возникновения
неустойчивого горения и снижения характеристик двигателя
из-за ухудшения впрыска. (Для данного двигателя давление в
камере сгорания будет уменьшаться по мере снижения расхода
топлива и, следовательно, характеристики двигателя будут ухуд-
ухудшаться.) Этот двигатель изображен на фиг. 23 и 66.
§ 12. Запуск ракетного двигателя 181
Другой путь предотвращения неустойчивой работы и ухудше-
ухудшения характеристик двигателя заключается в использовании сбло-
сблокированных ракетных двигателей1^, каждый из которых работает
всегда на номинальном режиме или близком к нему. Эта схема
приводит к наиболее эффективному использованию силовой уста-
установки, так как при этом она всегда работает в номинальных усло-
условиях или близких к ним. Изменение тяги достигается включением
или выключением отдельных двигателей. Такая схема используется
в американском ракетном двигателе Риэкшн Моторс-6000 С-4,
который состоит из четырех отдельных двигателей [10]. Этот дви-
двигатель изображен на фиг. 25.
§ 12. ЗАПУСК РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Запуск ракетного двигателя является наиболее сложной ста-
стадией его работы. Управление процессом запуска должно быть очень
точным, чтобы достичь плавного и равномерного начала горения.
Запуск двигателя так ответственен потому, что при запуске в ка-
камере сгорания легко может образоваться взрывчатая смесь из ком-
компонентов топлива. О силе взрыва, вызываемого неправильным за-
запуском, можно судить по фиг. 114, показывающей остатки дви-
двигателя, в камере которого до зажигания накопилась взрывчатая
смесь.
Начальный расход топлива обычно меньше полного расхода, и
состав смеси при запуске отличается от рабочего состава смеси [6].
Низкий начальный расход предохраняет от избыточного накоп-
накопления в камере невоспламененных компонентов топлива и обеспе-
обеспечивает плавное нарастание давления в ней.
В то время как рабочий состав смеси выбирается из условия
получения высокой удельной тяги, выбор состава смеси при за-
запуске производится в широком диапазоне значений весового
отношения окислителя к горючему, характеризующихся малой
задержкой воспламенения и требующих от источника зажигания
выделения небольшой энергии для достижения температуры, при
которой может начаться интенсивное горение. Так как начальное
испарение и перемешивание топливной смеси в холодной камере
сгорания происходит хуже, чем в процессе горения, то при за-
запуске двигателя образуется большее число зон бедной и богатой
смеси. Таким образом, оптимальный состав смеси при запуске
определяется средним значением весового отношения окислителя
к горючему для целого диапазона значений этого отношения, обе-
обеспечивающих легкое воспламенение. Смеси состава, близкого к сте-
хиометрическому, обладают высокой теплопроизводительностыо
*) В отечественной литературе принят термин «многокамерные двигате-
двигатели».—Прим. ред.
182 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
и, следовательно, обеспечивают более быстрое установление теп-
теплового равновесия стенок камеры и газов, чем смеси другого со-
состава.
Каждое топливо имеет определенный период задержки воспла-
воспламенения, т. е. время, необходимое для нагрева воспламеняющейся
смеси от начальной температуры, которую она имеет в двигателе,
до температуры, при которой возникает интенсивное горение
[6]. Величина периода задержки воспламенения была измерена;
она обычно не превосходит 2/20 сек. В течение этого промежутка
времени в камере накапливается некоторое количество несгорев-
шего топлива. Если период задержки воспламенения недопустимо
велик или велик пусковой расход топлива, то в результате может
произойти взрыв, достаточно сильный для разрушения дви-
двигателя.
При запуске жидкостно-реактивного двигателя всегда один
из компонентов топлива поступает в камеру сгорания на очень
короткое время раньше другого; практически невозможно синхро-
синхронизировать подачу горючего и окислителя так, чтобы они посту-
поступали в камеру одновременно.
В ряде случаев более эффективное зажигание достигается при
намеренной подаче в камеру сгорания одного из компонентов топ-
топлива раньше, чем другого. Если состав смеси при запуске двига-
двигателя характеризуется избыточным содержанием горючего, то
в камеру сначала подается горючее, если же—избыточным содер-
содержанием окислителя, то сначала вводится последний. В связи
с этим во многих случаях топливные клапаны открываются в
определенной последовательности, в результате чего происходит
намеренное опережение подачи одного из компонентов топлива.
Для предупреждения накопления в камере сгорания взрыво-
взрывоопасной топливной смеси часто применяется неполное откры-
открытие топливных клапанов. Клапаны открываются полностью, когда
сгорание становится установившимся, так что только после этого
в двигатель начинает поступать полное количество топлива. Этот
начальный период работы на пониженном расходе топлива назы-
называют предварительным этапом.
§ 13. СИСТЕМА ЗАЖИГАНИЯ
Несамовоспламеняющиеся топлива для воспламенения нуж-
нуждаются в активации путем подвода энергии извне. Источником
этой энергии является система зажигания. Запальник должен рас-
располагаться вблизи головки таким образом, чтобы для зажигания
использовалась смесь необходимого пускового состава, вместе
с том он не должен ухудшать или нарушать процесс установив-
установившегося горения. Были успешно использованы системы зажига-
зажигания пяти различных типов.
§ 13. Система зажигания 183
Зажигание запальной свечой успешно применялось в ракетных
двигателях, работающих на жидком кислороде и бензине, а также
на нитрометане и кислороде1). Запальная свеча обычно распола-
располагается в месте образования воспламеняющейся смеси, состоя-
состоящей из паров пусковых порций горючего и окислителя. Этот
метод зажигания особенно пригоден для маломощных ракетных
двигателей. Запальная свеча часто устанавливается в головке
двигателя. В большинстве конструкций первых ракетных двига-
двигателей был использован именно этот метод зажигания.
Высокая температура и эрозионные свойства раскаленных про-
продуктов сгорания приводят к чрезвычайно быстрому разрушению
электродов запальных свечей, вследствие чего эти свечи прихо-
приходится часто заменять.
При зажигании пороховым патроном применяется запальная
трубка, рассчитанная на горение в течение нескольких секунд.
Воспламенение самого порохового заряда осуществляется при
помощи электричества с использованием раскаляемых проволок
или других средств. При горении заряда в камере сгорания дви-
двигателя образуется горячее пламя. Этот способ зажигания приме-
применяется почти во всех пороховых ракетах и в жидкостно-реактив-
ных двигателях некоторых типов. Пороховой запальник может
располагаться в головке или в камере сгорания (фиг. 76) или может
вводиться в камеру со стороны сопла. В частности, последний спо-
способ был применен в двигателе ракеты V-2 [11]. Этот метод зажига-
зажигания характеризуется однократным действием; для повторного за-
запуска двигателя требуется установка нового заряда. Конструк-
Конструкция пороховых запальников рассматривается в гл. X.
При предкамерном зажигании небольшая камера устанавли-
устанавливается рядом с основной камерой сгорания двигателя и соединяется
с ней при помощи отверстия аналогично предкамерам некоторых
двигателей внутреннего сгорания. В предкамеру впрыскивается
небольшое количество горючего и окислителя, зажигание которых
производится запальной свечой, при помощи катализатора или
другими способами. Горящая смесь втекает в камеру сгорания
в виде факела и воспламеняет основное топливо, впрыскиваемое
в камеру. Этот метод воспламенения позволяет осуществлять
повторные запуски; он был успешно применен в ракетных двига-
двигателях, работающих на жидком кислороде и бензине, а также на
кислороде и спирте [10].
При зажигании специальной жидкостью используется какая-
либо вспомогательная жидкость или газ в дополнение к обычным
горючему и окислителю, которые при запуске двигателя вво-
вводятся в камеру сгорания в течение очень коротких промежутков
*) Это, очевидно, ошибка. С нитрометаном должно применяться какое-
либо горючее.—Прим. ред.
184
Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
времени. Эта жидкость должна принадлежать к числу вызываю-
вызывающих самовоспламенение топлива; так, например, инициирова-
инициирование горения топлива, состоящего из азотной кислоты и неко-
некоторых органических горючих, может быть осуществлено введе-
введением незначительного количества анилина при начале работы
двигателя.
Ф и г. 76. Пороховой запальник (фирма Норт Америкен).
^В методе каталитического зажигания используются твер-
твердые или жидкие катализаторы, вызывающие химическое разло-
разложение топлива [61.
§ 14. ТРЕБОВАНИЯ К УСТАНОВКЕ ДВИГАТЕЛЯ
Ракетный двигатель является жесткой составной частью ле-
летательного аппарата, например снаряда или самолета. Система
подвески двигателя (монтажные опоры) должна выдерживать дей-
действие тяги и других нагрузок, например сил инерции и вибраци-
вибрационных нагрузок. Кроме того, должна быть предусмотрена возмож-
возможность свободного термического расширения и возможность точ-
точной выверки правильности монтажа элементов двигателя. Как
§ 15. Пример конструктивного расчета ракетного двигателя 185*
показано на фиг. 22 и 62, двигатель ракеты V-2 крепился в четырех
точках, расположенных на наружной оболочке камеры. Опоры
подвески были спроектированы так, что при сборке двигателя мог-
могли быть легко осуществлены выверка установки двигателя в по-
поперечном и продольном направлениях и смещение его оси. Двига-
Двигатели, изображенные на фиг. 59, 65 и 66, крепятся на головке.
Летательные аппараты, которые совершают быстрые измене-
изменения направления движения, как, например, зенитные снаряды
и ракетные истребители, испытывают большие поперечные уско-
ускорения. В этих случаях иногда бывает более целесообразным кре-
крепить двигатель вблизи его центра тяжести, уменьшая этим вели-
величины изгибающих моментов в опорах подвески.
§ 15. ЩРИМЕР КОНСТРУКТИВНОГО РАСЧЕТА
РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Общих правил для проектирования ракетных двигателей
нельзя дать в связи с тем, что разработка каждой конструкции
зависит от назначения двигателя, избранного топлива, распола-
располагаемых данных и опытности конструктора. Табл. 2, 3 и 23 содер-
содержат данные выполненных конструкций ракетных двигателей.
Однако обычные методы расчета характеристик двигателя, era
формы, размеров, теплоотдачи, гидравлических характеристик
и параметров системы впрыска топлива по своему характеру яв-
являются достаточно общими и, за немногими исключениями, при-
пригодными для всех типов жидкостно-реактивных двигателей. При-
Пример 1 иллюстрирует возможности применения этих методов и ис-
использования некоторых уравнений, приведенных в этой главе.
Таблица 23
ПАРАМЕТРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТЯГОЙ 680 тег* J
Параметры
Значение
Тяга на уровне моря, кг
Давление в камере сгорания, кг /см2 . . .
Удельная тяга, кг -сек/кг •
Скорость истечения, м/сек
Продолжительность работы двигателя, сек.
Вес двигателя, кг
Топливо
680
21
193
1890
45
22,7
Азотная кислота и ани-
анилин
* Данные взяты из работы [6].
Та б л
Параметры
Весовое отношение окислителя к горючему
в смеси
Отношение удельных теплоемкостей
Приведенный коэффициент тяги <?R
Степень расширения сопла е
Площадь критического сечения сопла, см2 . .
Площадь выходного сечения сопла, см2 . . .
Объем камеры сгорания, см3
Характеристическая длина L*, см
Отношение площади камеры к площади крити-
критического сечения
Длина камеры, см
Секундный расход топлива, кг/сек
Секундный расход окислителя, *г/сек
Секундный расход горючего, »
Теплота сгорания топлива, ккал/кг
Теплота, передаваемая охлаждающей жидко-
жидкости, ккал/сек
Охлаждающая жидкость
Удельный тепловой поток в камере, ккал/м2>сек
Удельный тепловой поток в сопле, клал/м2» сек
Температура в камере, °С
Температура газов в критическом сечении соп-
сопла °С
Температура газов в выходном сечении, °С . .
Температура внутренней поверхности стенки
камеры сгорания, °С
Температура стенки камеры, омываемой охла-
охлаждающей жидкостью, °С
Температура кипения охлаждающей жидкости
при 35 кг/см'1, °С
Средняя температура охлаждающей жидко-
жидкости, °С . .
Тип головки
Число пар струй . . . ' •
Диаметр соплового отверстия форсунки пода-
подачи окислителя, мм
Диаметр соплового отверстия форсунки
подачи горючего, мм
Перепад давления при впрыске окислителя,
кг/см2
Перепад давления при впрыске горючего, кг/см2
Угол (наружу) результирующего вектора коли-
количества движения топливной струи, град . .
и ц а 23 (продолжение)
Значение
2,75
1,25
1,35
5,0
23,9
119,5
4 460
186,5
5,85
27,9
3,55
2,60
0,95
1000
12,6
Анилин
390
975—1170
2 480
1650
1090
540
260
345
150
Со сталкивающимися
струями
8
3,25
2,45
7
4,7
5
§ 15. Пример конструктивного расчета ракетного двигателя 187
Пример 1. Спроектировать ракетный двигатель со следующими
данными: топливо—азотная кислота и анилин; весовое отноше-
отношение окислителя к горючему в смеси 2,75; давление в камере сго-
сгорания 21,0 кг /см2; атмосферное давление 1,03 кг /см2; тяга 455 кг.
Двигатель должен иметь цилиндрическую камеру сгорания,
спиральный змеевик для системы охлаждения, в которой в ка-
качестве охлаждающей жидкости используется один из компонен-
компонентов топлива, и многосопловую головку с перепадом давления
при впрыске, равным 5,6 кг/см2.
Выбор топлива, состава смеси, давления в камере сгорания
и ее формы обычно основывается на проверенных теоретических
и экспериментальных предпосылках, зависящих от назначения
двигателя, наличия топлива и необходимых конструкционных ма-
материалов, опыта конструктора. Предположим, что эти исходные
данные выбраны и являются заданными.
Теперь можно определить некоторые другие основные величи-
величины, как например, удельную тягу, температуру сгорания, сред-
средний молекулярный вес вытекающих газов и отношение удельных
теплоемкостей. Эти величины можно получить из термохимиче-
термохимического расчета топлива, состоящего из азотной кислоты и анилина,
при вышеуказанных значениях весового отношения окислителя
к горючему в смеси и давления в камере сгорания. Метод этого
расчета приведен в гл. IV. В результате расчета получаем
следующие значения:
температура сгорания 3 000° К;
средний молекулярный вес продуктов сгорания 25;
идеальная удельная тяга 218 кг-сек/кг;
отношение удельных теплоемкостей 1,22.
1. Расчет формы сопла. Теперь можно определить
необходимую величину площади поперечных сечений сопла и
установить его форму.
Коэффициент тяги определяется по формуле C.30)
) г fpj\(h-i)lh -| , Р2-Рз F2
Так как давление газов, вытекающих из сопла, принимается
равным атмосферному давлению {р2 = Рг)> то последний член
уравнения равен нулю. Подставляя значения j»2 = 1,03 кг/см2,
р1 = 21,0 кг/см2 и к = 1,22, получаем <рд = 1,41. Значение ср#
можно также найти из фиг. 36.
Поправочный коэффициент тяги сопла ?д примем равным 0,96.
Из формулы C.35) получим площадь критического сечения
сопла
Д/6Д _ 455/0,96 ., 16 2
Р~ Vr-Pi .41-21,0 ~ 1О СМ ¦
188 Гл. VI. Ж идкостно-ре активный двигатель
Следовательно, диаметр критического сечения равен
2 = 4,5 см.
Идеальную скорость истечения можно получить по величине
идеальной удельной тяги
w2 = Ryn- g = 218 .9,81 = 2140 м/сек.
Действительную эффективную скорость истечения можно опре-
определить по теоретической скорости с учетом поправки на вели-
величину коэффициента скорости сопла ($„, = 0,94), т. е.
= 0,94 • 2140 = 2 010 м/сек.
Площадь выходного сечения сопла определяется из уравнения
непрерывности C.2)
p'2
или 2)
„ 455.9,81.3000-848
F =
F* = B010)« -21-25
Степень расширения сопла находится по формуле C.18)
F2 _62,3 __oq
Диаметр выходного сечения сопла равен
Величину степени расширения можно получить также из выра-
жения C.25) или из фиг. 32.
Приведем результаты расчета сопла:
площадь критического сечения 16 см2;
площадь выходного сечения 62,3 см2;
диаметр критического сечения 4,5 см;
диаметр выходного сечения 8,92 см;
полуугол раствора сопла 15°;
скорость истечения 2010 м/сек.
2. Расчет камеры сгорания. Для проектируемого
двигателя избрана цилиндрическая форма камеры сгорания.
Скорость газов и числа М в камере очень низки по сравнению
с их значениями в сопле. Действительные значения этих вели-
величин не были подсчитаны или измерены; однако можно считать,
что величина скорости газов в камере должна находиться
в пределах от 60 до 120 м/сек. Принимая значение скорости
2) Подставляем значение Доэфф.—Прим. ред.
§ 15. Пример конструктивного расчета ракетного двигателя 189
5 :
равным 75 м/сек, определяем площадь поперечного сечения
камеры сгорания:
G
F = =
1 Wj
или1)
„ _ 455 • 9,81 - 848-3000
^ " 2010.25.21,0- 75
Диаметр камеры равен
Аналогичный результат можно также получить из соотношения
C.13), предположив, что число М в камере сгорания мало.
Примем в качестве целесообразного значения отношения объема
камеры сгорания к площади критического сечения (характе-
(характеристическую длину камеры) значение, равное 150 (L*=150)
Тогда
FK = L*FKP=15O- 16,0 = 2 400 см*.
Точность определения размеров камеры при расчете менее
существенна по сравнению с определением размеров сопла, так
как некоторое изменение размеров камеры не будет оказывать
заметного влияния на характеристики двигателя. Окончатель-
Окончательные значения размеров камеры сгорания можно установить
следующими:
диаметр камеры 13,0 см;
угол конусности сходящейся части сопла 30°;
объем камеры 2 400 см3;
длина цилиндрического участка камеры 14,5 см.
Масштабный эскиз внутреннего контура рабочих поверхностен
проектируемого двигателя можно начертить аналогично фиг. 59.
3. Расчет головки. Для проектируемого двигателя
выбираем многосопловую головку со сталкивающимися струями,
исходя из того, что применение этих головок в прошлом обес-
обеспечивало высокие характеристики двигателей. Допустим, что
всего будет восемь пар топливных струй окислителя и горючего,
причем результирующая количества движения каждой пары
струй будет направлена вдоль оси двигателя.
Определим секундный расход топлива:
G_ Bg _ 455-9,81 о22;:с/ш:
^-^77- 2010 -А^А К3/Сек-
В формулу подставляем значение Доэфф.—Пр/им. ред.
19Э
Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
Согласно формулам F.21) и F.22), расходы окислителя и горю-
горючего соответственно равны
r G- р 2,21 -2,75
Gok = р + 1 ^ 2,75+1
Grop = f+T^ 2,75 + 1 =
Следующие характеристики топлива представляют для нас
интерес:
^^^-^^^^ Топливо
Характеры- ^--^^
стики ^^--^^^
Температура при впрыске, °С
Удельный вес при темпера-
температуре впрыска
Теплота испарения при нор-
нормальных условиях, ккал/кг
Температура кипения при
давлении 1 кг/см2, °С . .
Температура кипения при
давлении 21,0 кг/см*, °С . .
Анилин
132
0,97
104,0
185
343
Азотная
кислота
15
1,5
115,0
88
...
Объемный секундный расход компонентов топлива равен
л/сек,
VV°«-ToK- 1,5 "
^
Trop
л/сек.
Из формулы F.23) можно определить площадь проходного
сечения сопловых отверстий головки. Примем, что перепад дав-
давления при впрыске горючего и окислителя составляет 5,6 кг/см2
и коэффициенты расхода для обоих отверстий равны 0,75:
°« 1'630'104 : = 0,537с*«,
0,75 у 2 • 9,81 • 5,6 • 10* • 1500
тгор
0,590 • 10*
6
°'75 У1 * 9'81 ' 5'6 * 1Q4 * 97U
: = 0,240 см2.
Так как всего имеется восемь пар топливных струй, то
площадь сечения и диаметр каждого соплового отверстия х>
2) Для сверления этих отверстий можно использовать сверла № 33
@,113 дюйма=0,287 см) и № 48 @,076 дюйма=0,193 см).
§ 15. Пример конструктивного расчета ракетного двигателя 191
будут соответственно равны
F0K = ^ = 0,0672
jDOk = 0,294 е
0,240
= 0,03 см-,
Д,ор = 0,195 см.
Если допустить отсутствие сужения струй окислителя и горю-
горючего, то скорости впрыска равны
W = !
•V
2.9,81.5,6.104
= 25,2 м/сек,
= 0,
9>81
ОАО /
= 20,3 м/сек.
Величины этих скоростей обеспечивают условия эффективного
впрыска и подтверждают правильность первоначального выбора
перепада давления впрыска, равного 5,6 кз/см2.
Углы, определяющие направление струй впрыскиваемого
топлива, должны быть выбраны так, чтобы результирующий
вектор количества движения после столкновения струй имел
осевое направление. Определение этих углов производим по фор-
формуле F.29), причем угол наклона струи окислителя произвольна
принимаем равным 20° [обозначения соответствуют принятым
в формуле F.29)]:
sin SrOD =
W°
sin
t = 2,75^ sin 20° = 0,75, Srop = 48,50.
Таким образом, головка имеет следующие основные расчет-
расчетные параметры:
Параметры
Горючее
Окислитель
Секундный расход (суммарный рас-
расход топлива равен 2,22 кг/сек),
кг/сек
Секундный объемный расход, л/сек
Перепад давления в головке, кг/см2
Скорость впрыска, м/сек
Число сопловых отверстий ....
Диаметр каждого отверстия, см
Угол между осью отверстия и осью
сопла, град
Суммарная площадь ироходного
сечения сопловых отверстий го-
головки, см2
0,590
0,61
5,6
25,2
8
0,195
1,630
1,085
5,6
20,3
8
0,294
+48,5
0,240
-20
0,537
192 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
4. Теплопередача. Проектируемый ракетный двига-
двигатель должен иметь регенеративное охлаждение. Хотя приближен-
приближенный расчет величины коэффициентов теплоотдачи от газов к стенке
и возможен, точность этого расчета спорна. Поэтому в настоящем
примере эти величины не будут определяться. Точные данные по
теплопередаче должны быть получены в результате проведения
испытаний. Однако средняя температура стенок камеры сгора-
сгорания должна быть определена и рубашка охлаждения должна быть
спроектирована так, чтобы она обеспечивала с достаточной надеж-
надежностью поглощение охлаждающей жидкостью передаваемого че-
через стенки тепла, величина которого оценивается средним зна-
значением удельного теплового потока, по допущению равным
390 ккал/м2-сек. Общее количество передаваемого тепла равно
произведению среднего значения удельного теплового потока
на суммарную площадь рабочей поверхности камеры сгорания
и сопла:
Q = 390 • 970 • 10~4 =-. 37,8 ккал/сек *)9
В качестве охлаждающей жидкости в общем случае можно ис-
использовать либо окислитель, либо горючее. В данном случае для
охлаждения двигателя необходимо использовать горючее вслед-
вследствие того, что оно не обладает коррозионными свойствами, тре-
требует меньшей по объему и потому более легкой охлаждающей ру-
рубашки, а также, как будет показано ниже, обладает достаточной
теплоемкостью.
Передаваемое тепло, которое должно поглощаться охлажда-
охлаждающей жидкостью, определяется из соотношения F.16)
Fq = GT0V7ptkT.
Средняя удельная теплоемкость анилина в рассматриваемом
диапазоне температур равна 0,55 тал/кг-град. Следовательно,
среднее повышение температуры охлаждающей жидкости
составляет
ду= Fv_ = ?Z^ -=117° С
GT0Vcp 0,590-0,55
Это повышение температуры не является чрезмерным, что сви-
свидетельствует об удовлетворительных свойствах горючего в каче-
качестве охлаждающей жидкости. При начальной температуре горю-
а) Величина Q определена автором неправильно в связи с вкравшейся
в расчет ошибкой: вместо площади внутренней поверхности камеры сгорания
и сопла им почему-то подставлена величина A50 кв. дюймов); необходи-
необходимую площадь поверхности можно определить по формуле F.2), она равна
примерно 115 кв. дюймов; вследствие этого общая величина теплового потока
в расчетах автора завышена примерно на Vs-Правильное значение для Q было
бы 28,6 ккал/сек вместо 37,8 ккал/сек. Однако в связи с тем, что во всех даль-
дальнейших расчетах принято это значение Q, мы его сохраняем.—Прим. ред.
§ IS. Пример конструктивного расчета ракетного двигателя 193
чего, равной 15°С, температура, при которой горючее поступает
из охлаждающей рубашки в головку, равна примерно
15 +¦ 117 = 132°С. Эта температура значительно ниже темпера-
температуры кипения анилина, так что опасность возникновения мест-
местного кипения в охлаждающей рубашке будет очень небольшой.
Определенная таким образом температура анилина при выходе
из охлаждающей рубашки и была принята выше для определения
удельного веса впрыскиваемого горючего.
Теперь можно произвести расчет коэффициента теплоотдачи
от стенки к охлаждающей жидкости. Для его вычисления необ-
необходимо знать ряд свойств охлаждающей жидкости (анилина),
а именно:
удельный вес 965 кг/м3;
коэффициент теплопроводности 4,02 • 1СГ5 ккал/м*сек-град;
вязкость 15,1 • 10~5 кг-сек/м2;
удельную теплоемкость 0,55 ккал/кг*град.
Величина коэффициента теплоотдачи зависит от числа Рей-
нольдса и числа Прандтля. Для их определения необходимо
знать скорость движения охлаждающей жидкости и эквивалент-
эквивалентный диаметр канала змеевика охлаждения.
Пусть поперечное сечение змеевика имеет прямоугольную
форму и пусть он располагается вокруг камеры по спирали.
Принимая среднюю скорость охлаждающей жидкости равной
4,6 м/сек, находим площадь проходного сечения канала для
одной спирали
С целью понижения перепада давления охлаждающей жидко-
жидкости и выбора сравнительно простой формы змеевика охлаждения
по производственным соображениям останавливаемся на двойной
спирали с каналом прямоугольного сечения.
Тогда размеры поперечного сечения канала одной спирали
можно принять ориентировочно равными 0,33 X 2,0 см2. Вели-
Величина D, которая должна быть использована для определения
числа Рейнольдса, равна учетверенному гидравлическому радиусу.
Величину коэффициента теплоотдачи находим по формуле F.14)
-0.2 /Wcp\-0.67
п ^0,590 ^0,0057.4,60-965^-0,2 f 15,1-1()-*-9,81.0,550^-0.67_
U,DD-j-gg- ^ 15д.ю-5.9,81 ) \ 4,02 . 10-е ) -
=^1,08 ккал/м2-сек-град.
Количество тепла, передаваемого через пограничный слой
охлаждающей жидкости, равно
q =¦ (Xjk \1 ст. ж — ¦« ш) •
*3 Д. Саттон
194 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
Определим из этого соотношения температуру поверхностр1
стенки, омываемой жидкостью:
Т Ч 1 т _390 , 15 +132
Принимая толщину стенки равной 0,19 см, получаем приведен-
приведенный коэффициент теплопередачи через стенку:
Хст К
аст=Г~==
0,190 • 10~2 *
В качестве материала для изготовления камеры сгорания выби-
выбираем нержавеющую сталь, обладающую высоким сопротивлением
эрозии. Для нержавеющей стали Хст = 23,1 ккал/м-час-град.
Тогда
23 1
а= = 33
аст= 0,190» 3600. Ю-» = 3'3
Следовательно, средняя температура поверхности стенки, омы-
омываемой газом, равна
Эта температура может считаться безопасной для нержавеющей
стали. При реальном проектировании двигателя необходимо
отдельно произвести расчет теплопередачи в критическом сече-
сечении сопла.
5. Потери в змеевике охлаждения. Для выбора
нужного давления подачи горючего необходимо определить
гидравлические потери в змеевике охлаждения, обвивающем
камеру и сопло. По формуле F.17) эти потери равны
где Ар—потери на трение в кг/м2, L—длина змеевика в м,
f—коэффициент трения, D—диаметр или учетверенный гидрав-
гидравлический радиус @,0057 м), -(—удельный вес охлаждающей
жидкости при ее температуре в змеевике в кг/м3 и w—скорость
жидкости в змеевике D,6 м/сек).
В рассматриваемом случае имеются два одинаковых, парал-
параллельно соединенных спиральных змеевика охлаждения. Длина L
представляет собой полную длину развертки спирали змеевика
охлаждения. Принимая толщину стенки между смежными кана-
каналами для прохода охлаждающей жидкости равной 0,190 см,
г) Автор при подсчете температур Тст.ж и Тст.г допустил арифметические
ошибки; в переводе сделаны соответствующие исправления. —Прим. ред.
§ 15. Пример конструктивного расчета ракетного двигателя 195
находим, что каждая спираль имеет по 12 витков, что дает
общую длину развертки, примерно равную 211 см. Эти вели-
величины могут быть уточнены после разработки конструктивных
чертежей змеевика охлаждения; однако в рассматриваемом при-
примере можно принять их для определения перепада давления.
Коэффициент трения / является функцией числа Рейнольдса;
в нашем примере его можно найти по фиг. 72: для гладких
стальных труб при числе Re = 16 600 он равен 0,038. В эту вели-
величину коэффициента трения / должна быть внесена поправка
на влияние кривизны канала, по которому течет жидкость.
По эмпирической формуле, установленной для небольших ракет-
ракетных двигателей, в которых охлаждающей жидкостью служит
анилин, находим эту поправку
1 + 3,5^= 1,0+ 3,5 ^?= 1,144,
где Д,м—диаметр змеевика, D—приведенный диаметр проход-
проходного сечения змеевика. Таким образом, потери составляют
АЛ-0,038 • 1.144^jgl • 965^рт - 1,7 «/«А
Давление подачи топлива в двигатель равно сумме давления
в камере сгорания и потерь давления в рубашке охлаждения
и головке, т. е.
рок = 21,0 + 5,6 = 26,6 кг/см2,
/?гор = 21,0 + 5,6 + 1,7 = 28,3 кг/см2.
Следовательно, горючее должно подаваться под давлением
28,3 кг/см2, а окислитель—под давлением 26,6 кг/см2. Система
подачи топлива должна быть так отрегулирована, чтобы обес-
обеспечивать подачу при этих давлениях окислителя в количестве
1,630 кг/сек и горючего в количестве 0,590 кг/сек.
6. Толщина стенок. Толщина цилиндрической гильзы
камеры сгорания определяется из расчета на прочность. Для
цилиндра, находящегося под действием внутреннего давления,
где Д/?—перепад давлений на стенке, DK—средний диаметр
цилиндрической части камеры, 8СТ—толщина стенок и о—допу-
о—допускаемые напряжения.
Предел текучести для некоторых нержавеющих сталей при
повышенных температурах можно принять равным 1 750 кг/см2.
Чтобы учесть колебания давления при пуске и остановке, слу-
случайные нагрузки и неравномерное термическое расширение при
13*
196 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
запасе прочности, равном 2, допускаемые напряжения могут
быть приняты равными 875 кг/см2.
Максимальный перепад давления на стенке камеры возни-
возникает при запуске, когда давление в охлаждающей рубашке
составляет примерно 29,3 кг/см2, а избыточное давление в ка-
камере сгорания равно нулю. Внешнее давление стремится сжать
камеру. Наихудшим расчетным случаем является повторный
запуск двигателя при горячих внутренних стенках. В этом слу-
случае
g _*/>?__ 29,3- 13,6 n ooq,,.
Это значение ЬСТ определяет минимально допустимую толщину
стенки; практически толщина должна быть несколько большей
для учета действия сварки, тенденций коробления и концен-
концентраций напряжений. Для упрощения толщина стенок всюду при-
принимается одинаковой, в том числе и в сопле. В двигателях
большего размера сопло обычно имеет увеличенную толщину
вследствие того, что его стенки испытывают более интенсивное
давление. Произвольно выберем толщину стенки равной 0,28 см *>.
Аналогичный расчет должен быть выполнен для Наружной
оболочки камеры; толщина наружной стенки была найдена рав-
равной примерно 0,16 см.
ЗАДАЧИ
1. Ракетный двигатель имеет диаметр критического сечения 7,6 см и ха-
характеристическую длину 2,1 м.
Каким будет объем камеры? Каковы размеры камеры, если принята
цилиндрическая форма? Отношение LID для цилиндрической части равно
1,75, полуугол конусности сходящегося участка сопла составляет 25° и
отношение площадей ек=7,0.
2. В двигателе, размеры которого приведены в предыдущей задаче,
в качестве топлива используется бензин и кислород при давлении в камере
21,0 кг/см2 и отношении окислителя к горючему в смеси 2,5 (см. табл. 14).
Определить среднее время пребывания молекул топлива в камере.
Какая часть времени затрачивается на пребывание газов в сопле двигателя?
3. Охлаждающая рубашка ракетного двигателя характеризуется сле-
следующими данными:
Расчетное давление в камере сгорания .... 15,0 кг/см2
Расчетное давление в рубашке 20,0 »
Диаметр камеры сгорания 42 см
Диаметр критического сечения сопла 13,0 »
Давление газа в критическом сечении сопла . 8,0 кг/см2
г) Принятое значение превосходит допущенное при расчете теплопередачи
через стенку @,19 см), и этот расчет следовало бы повторить для определения
толщины стенки, исключающей возможности ее перегрева.—Прим. ред.
Задачи 197
*—-—— —
Средняя температура стенок 540 °С
Высота сечения канала для прохода охлажда-
охлаждающей жидкости вдоль камеры и на выходе
из сопла 0,95 см
Высота сечения канала для прохода охлажда-
охлаждающей жидкости у критического сечения сопла 0,65 »
Давление в выходном сечении сопла 1,03 кг/см2
Диаметр выходного сечения сопла 23,0 см
Материал стенок Углеродистая сталь 1020
Запас прочности по пределу текучести .... 2,5
Определить наружные диаметры и толщину стенок камеры и охлаждаю-
охлаждающей рубашки у критического сечения и у выходного сечения сопла.
4. В ракетном двигателе с площадью поверхности внутренних стенок
1 935 см2 в качестве охлаждающей жидкости используется анилин; темпера-
температура охлаждающей жидкости в рубашке не должна превосходить 135° С.
Принять среднюю удельную теплоемкость анилина, равной 0,55 ккал/кг-град,
его начальную температуру 21,0° С и расход 1,8 кг/сек.
Определить количество тепла, которое может быть поглощено в 1 сек.
в ракетном двигателе. Каково среднее значение удельного теплового потока
(через 1 см2 в 1 сек.)?
5. Даны следующие величины для двигателя, при стендовых испыта-
испытаниях которого для охлаждения используется вода1):
Средняя температура воды 38,0°С
Коэффициент теплопроводности воды . . . 1,59-10~4 ккал/м- сек -град
Температура газов 2 500°С
Вязкость воды 12,2-10~5 кг-сек/м2
Удельная теплоемкость воды 1,0 ккал/кг-град
Размеры сечения канала для прохода ох-
охлаждающей жидкости 0,65x1,25 см2
Расход воды через это сечение 0,25 кг/сек
Толщина внутренней стенки 0,3 ел*
Удельный тепловой поток 500 ккал/м2-сек
Коэффициент теплопроводности материа-
материала стенки 38,5 ккал/м-час-град
Определить: а) коэффициент теплоотдачи от стенки к охлаждающей
жидкости; б) температуру стенки со стороны, охлаждаемой водой; в) тем-
температуру стенки со стороны, омываемой газами.
6. Условия такие же, как в задаче 5.
Определить потребный расход воды для уменьшения температуры стенки
со стороны, омываемой газами, до 40° С. На сколько процентов возрастет
скорость движения охлаждающей жидкости? Принять, что свойства воды
и ее средняя температура остаются при этом неизменными.
7. Выразить общий перепад температуры, определенный в задаче 5, в виде
суммы перепадов температуры в пограничном слое охлаждающей жидкости,
в стенке и в пограничном газовом слое.
8. Для охлаждающей рубашки известны следующие данные:
Охлаждающая жидкость Анилин
Удельный вес охлаждающей жидкости .... 970 кг/м3
*) Значения округлены.—Прим. ред.
198 Гл. VI. Жидкостно-реактивный двигатель
Вязкость охлаждающей жидкости 15, Ы0~5 кг*сек/м2
Средние размеры сечения канала для прохода
охлаждающей жидкости 0,3x2,5 см2
Расход охлаждающей жидкости 0,55 кг/сек
Одиночная спираль со средним диаметром . . 12,5 см
Длина развертки спирали 320 »
Определить: а) гидравлический радиус; б) число Рейнольдса; в) исправ-
исправленный коэффициент трения; г) потери давления.
9. Компонентами топлива являются спирт и жидкий кислород.
Известны следующие данные:
?ок 0,87
?гор 0,91
7ок 1130 кг/м*
Тгор 810 »
Давление в камере 21,0 кг/см2
Давление подачи горючего 28,0 »
Давление подачи окислителя 26,5 »
Число пар струй 4
Тяга 115 кг
Истинная удельная тяга 218 кг -сек/кг
Отношение окислителя к горючему в смеси . . 1,2
Определить размеры сопловых отверстий и углы их осей с осью двига-
двигателя для многосопловой головки со сталкивающимися струями.
Результирующий вектор количества движения при столкновении струй
должен быть направлен вдоль оси двигателя и угол между струями окисли-
окислителя и горючего (оок + йгор) должен составлять 60°.
ЛЩТЕГАТУГА
1. Льюис Б., Эльбе Г., Горение, пламя и взрывы в газах, М., 1948.
2. И о с т В., Процессы взрывов и горения в газах, М., 1951.
3. Burgess E., The HWK 109-507 Bifuel Rocket Unit, Pacific Rockets,
1, No 4, March A947).
4. Мак Адаме, Теплопередача, М., 1942.
5. К а г m a n Th., The Analogy between Fluid Friction and Heat Transfer,
ASME Trans., 61, 705 A939).
6. Seifert H. S., Mills M. M., Summer field M., Phy-
Physics of Rockets, Liquid Propellant Rockets, Amer. Journ. Phys., 15, No 2,
121 A947).
7. Timoshenko S., Strength of Materials, P. II, New York, 1941,
p. 262.
8. M e e k s P. J., Development of a Spray Type Injector for the Acid-
Aniline Propellant Combination, Californ. Inst. Technol. Rep. 1—20,
July A944).
9. Daugherty R. L., Hydraulics, New York, 1937.
10. S h e s t a J., RMI's Rocket Engine, Aviation, January A947).
11. H e a 1 у R., V-2 Power Plant Provides Key to Future Rocketry, Avia-
Aviation, 45, No 5, May A946).
12. О б е р т Г., Пути осуществления космических полетов, М., 1948.
13. W у 1 d J. H., The Liquid Propellant Rocket Motor—Past, Present and
Future, Mechan. Eng., 457, June A947).
Литература 199
14. Sanger E., Recent Results in Rocket Flight Technique, NACA Techn.
Memoran., 1012, April A942).
15. «Copper and Copper Alloys», Anaconda Copper Co., Waterbury, Connecticut.
16. Wyman L. L., High Temperature Properties of Light Alloys,
(NA-137), P. I, Aluminum; OSRD Rep., 3607, April A944).
17. H о у t S. L., Metals and Alloys Data Book, New York, 1943, p. 100,
101, 191.
18. Campbell С. М., Short Time Tensile Properties of Low Alloy Steels
at Elevated Temperatures, Rep., NA-47-825, October A947).
19. «Elevated Temperature Properties of Stainless Steel», Allegheny Ludlum
Steel Corp., Backenridge, Pennsylvania.
20. «Nickel and Nickel Alloys», New York, 1946.
21. Smith C. S., Physical Constants of Copper, Metals Handbook, Cle-
Cleveland, 1939, p. 1380.
22. Templin K. L., Some Mechanical Properties of Selected Currently
Available Aluminum and Magnesium Alloy Products at Various Tempera-
Temperatures, Bull. Aluminum Corp. Amer., New Kensington, Pennsylvania,
October A947).
23. «Aluminum and Aluminum Alloys», Alcoa Handbook, Aluminum Corp.
Amer., Pittsburgh, Pennsylvania, 1947.
24. «The Physical Properties of a Series of Steels», The Iron and Steel Inst.,
London, September A946).
25. «Mechanical Properties of Metals and Alloys», NBS, Washington, D. C,
Circular C447, p. 372.
26. Hidnert P., Coefficients of Linear Expansion of SAE Steels, Metals
Handbook, Cleveland, 1939, p. 486.
27. P i g о 11 R. J., The Flow of Fluids on Closed Conduits, Mechan. Eng.,
55, No 8, 497 A933).
28. «El Commercio», Lima, Peru, 1927.
29. «Astranautics» A936).
30. Industr. Eng. Chem., 41, No 9 A945).
Глава VII
СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА
ЖИДКОСТНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
§ 1. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ
Первые экспериментаторы в области ракетной техники подчер-
подчеркивали тот факт, что ракетный двигатель (это относилось к пер-
первым пороховым ракетным двигателям) очень прост по устройству
и не имеет ни одной движущейся части. Однако современный жид-
костно-реактивный двигатель имеет не только сложную охлаждае-
охлаждаемую камеру сгорания с головкой и соплом, но и сложную систему
подачи топлива, в которую, помимо мощных машин, вращающихся
с большим числом оборотов, и специального мощного источника
энергии для их питания, может входить более двух десятков
очень чувствительных точных клапанов и переключателей.
В общем случае система подачи топлива жидкостно-реактив-
ного двигателя состоит из одного или нескольких баков для хра-
хранения компонентов топлива, механизма их подачи в двигатель,
источника энергии, необходимой для приведения в действие
механизма подачи, и устройства для регулирования расхода ком-
компонентов топлива. Выбор конкретной системы подачи топлива и ее
составных частей определяется прежде всего назначением дви-
двигателя, его размерами, топливом, тягой, характером полета и про-
продолжительностью работы, а также общими требованиями просто-
простоты конструкции, легкости изготовления, удобства эксплуатации
и минимального веса.
Так как каждый элемент системы подачи топлива может быть
выполнен несколькими различными способами, то число воз-
возможных комбинаций оказывается очень большим. Действительно,
автор не знает каких-либо двух жидкостно-реактивных двигате-
двигателей с одинаковыми системами подачи топлива. Вследствие этого
подробное описание большого числа различных систем подачи
топлива не даст отчетливого представления об основных элемен-
элементах этих систем. В этой главе будут рассмотрены принципы рабо-
работы и составные части некоторых наиболее характерных и распро-
распространенных типов систем подачи топлива.
§ 2. ГАЗОБАЛЛОННАЯ СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА
Одним из простейших и наиболее распространенных способов
подачи компонентов топлива является их вытеснение из топлив-
топливных баков газом высокого давления. Этот газ подается в топлив-
§ 2. Газобаллонная система подачи топлива
201
ные баки под регулируемым давлением, чем обеспечивается регу-
регулирование расхода топлива.
Для небольших двигателей газобаллонная система подачи топ-
топлива имеет очень небольшой вес. При небольшой тяге и кратко-
кратковременной работе, как, на-
например, в большинстве стар-
стартовых двигателей, целесооб-
целесообразно использовать систему
подачи именно этого типа.
В этих случаях газобаллон-
газобаллонная система обычно имеет
меньший вес, чем турбона-
сосная, несмотря на то, что
для выдерживания высоких
внутренних давлений при-
приходится увеличивать вес топ-
топливных баков [1].
Типовая схема газобал-
газобаллонной системы подачи топ-
топлива изображена на фиг. 77.
Эта система состоит из бал-
баллона с газом высокого давле-
давления, отсечного и пускового
крана для газа, регулятора
давления, топливных баков,
топливных клапанов и трубо-
трубопроводов.
Часто система включает
также добавочные элементы,
например устройства для за-
заправки и слива топлива, кон-
контрольные клапаны и фильт-
фильтры.
После заполнения всех
баков, при помощи дистан-
дистанционного управления откры-
открывается клапан воздуха высо-
высокого давления 2, вследствие
чего воздух поступает через
регулятор давления 3 при
постоянном давлении в топ-
топливные баки 5 и 6. Кон-
Контрольные клапаны 4 служат
для предотвращения смеши-
смешивания окислителя с горючим, когда ракета находится не в верти-
вертикальном положении. Для подачи компонентов топлива в камеру
Фиг. 77. Схема газобаллонной систе-
системы подачи топлива.
1—баллон воздуха высокого давления; 2—
клапан воздуха высокого давления (с ди-
дистанционным управлением); 3—регулятор
давления; 4—контрольные клапаны; 5—бак
для окислителя; 6—бак для горючего; 7—вен-
7—вентиляционные клапаны; 8—штуцеры для за-
заливки; 9—сливные клапаны; 10—клапан за-
заправки баллона сжатого воздуха; 11—кла-
11—клапаны подачи топлива (с дистанционным
управлением); 12—жиклер; 13—камера сго-
сгорания; 14—клапан выпуска воздуха.
202 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
сгорания двигателя 13 нужно открыть клапаны подачи топли-
топлива 11. После полного израсходования топлива сжатый воздух
служит также для продувки и очистки трубопроводов и клапа-
клапанов от остатков жидкого топлива.
Видоизменение этой системы питания, например объединение
нескольких клапанов в один или исключение и добавление некото-
некоторых частей, в большой мере определяется назначением двигателя.
При многократном использовании двигателя, например в случае
двигателя, установленного на самолете, газобаллонная система
подачи топлива должна обладать некоторыми дополнительными
особенностями, такими, как устройство для регулирования тяги
и указатель уровня в топливных баках; эти устройства не встре-
встречаются в двигателях одноразового действия, которые могут не
иметь даже приспособлений для слива топлива из баков. Более
подробное описание газобаллонной системы подачи топлива при-
приведено в работе [2].
Первая порция газа, вытекающего из баллона высокого давле-
давления, имеет температуру окружающей среды или несколько мень-
меньшую. Газ, остающийся в баллоне, претерпевает практически
изоэнтропическое расширение, что приводит к постепенному умень-
уменьшению его температуры. Вследствие этого последние порции
сжатого газа, покидающего баллон, будут иметь очень низкую тем-
температуру по сравнению с температурой окружающей среды и
будут быстро отбирать тепло от стенок трубопровода и баков.
Эффект Джоуля—Томпсона вызовет дополнительное незначи-
незначительное изменение температуры, В реальной установке двига-
двигателя сжатый воздух используется для выполнения и других
задач, например для работы клапанов и регуляторов, в зависи-
зависимости от конкретных потребностей. Ниже приводится упро-
упрощенный анализ требований, предъявляемых к баллонам сжатого
газа, который более правильно отражает эти требования,
чем детальное рассмотрение этой сложной системы.
Упрощенный расчет газобаллонной системы подачи топлива
можно осуществить на основе применения закона сохранения
энергии при введении допущений об адиабатичности процесса
(отсутствии теплообмена) и о ничтожности начального веса
газа в трубопроводах и топливных баках. Начальные условия
в баллоне сжатого газа обозначим индексом «0», мгновенные
текущие условия в баллоне—индексом «б», в топливном баке—
индексом «т». Тогда
G6cvT6 + GTcvTT + P-^ = G0cvT0. G.1)
Работа, затрачиваемая газом на вытеснение топлива, опре-
определяется членом pTVT/J. При помощи уравнений C.3)—C.5)
^ § 2. Газобаллонная система подачи топлива 203
можно определить начальный вес сжатого газа Go, а именно:
pTvT
/>6Fo PTVT PTVT
Cv —jf + Cv —д- + —J- ="- Ц) Cv * 0>
Г -P*V° . ^ т.
Последнее выражение можно преобразовать:
Р^г. PtVt к
П О)
Ро
Первый член в этом соотношении определяет вес газа, необ-
необходимого для опоражнивания полностью заполненного топлив-
топливного бака при допущении о том, что температура газа поддер-
поддерживается равной начальной температуре Го. Второй член вы-
выражает поправку, величина которой зависит от степени рас-
расширения газа при истечении. В большинстве систем в топлив-
топливном баке поддерживается постоянное давление при помощи авто-
автоматического регулятора, для действия которого необходимо на-
наличие минимального перепада давления Рб — рТ. Для этих слу-
случаев соотношение G.2) удобнее использовать в следующей
форме:
PTVT к
^ !_?*! ' ( }
РчРо
Подогрев сжатого газа приводит к уменьшению необходимого
начального веса газа; для такого подогрева в линию газопро-
газопровода можно включить теплообменник. В качестве источника
энергии в этом теплообменнике может быть использовано тепло,
отводимое от двигателя и вытекающих газов или получаемое
от специальных устройств. Уменьшение начального веса сжа-
сжатого газа зависит главным образом от типа и конструкции
теплообменника.
Теоретическая оценка влияния нагревания и охлаждения
газа стенками бака и трубопроводов, компонентами топлива
и клапанами затруднительна, и это влияние должно быть изу-
изучено экспериментально. Вследствие этого при проектировании
баллонов для сжатого газа следует допускать некоторый избы-
избыток начального веса газа для учета этого влияния, колебаний
температуры окружающей среды и абсорбции газа топливом.
Пример 1. Ракетный двигатель развивает тягу 900 кг при
работе в течение 30 сек. на 90-процентной перекиси водорода
с твердым катализатором. Давление в камере двигателя
204 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
21,0 кг/см2, давление воздуха 140 кг/см2, давление в баке
31 кг/см2 и минимальный перепад давления в регуляторе 7 кг/см2.
Какой объем воздушного баллона необходим для наддува
топливного бака?
Решение. Скорость истечения равна 1 300 м/сек, потребный
секундный расход топлива можно определить из формулы C.34)
(Eg =1,06):
r> г RS л па900 * 9>81 п о /
G = ZG——=1,06 — =7,2 кг/сек.
^эфф 1300
Общее количество топлива, необходимое для работы двига-
двигателя в течение 30 сек., составляет
Собщ = Ст-= 7,2 • 30 = 216 кг.
Удельный вес 90-процентной перекиси водорода равен
1390 кг/м3; следовательно, объем топлива составляет 216/1390 =
= 0,155 м3. Для учета утечки и избытка топлива увеличиваем
эту величину на 5% и из соотношения G.2) определяем необ-
необходимый вес воздуха (# = 29,3, Г = 288° К, Л = 1,4):
г РТУТ k 31 -Ю4-0Д55. 1,05 1,4 ЛЛ
г
^o-RTo рб ~ 29,3-288 31,0 + 7,0 ~П^ Кг'
^К 1 ш~
Из формулы C.3) находим объем воздушного баллона высо-
высокого давления с учетом 5-процентной надбавки на количество
воздуха
v G0RT0 1,05 . 11,5 . 29,3 . 288 0 O79r « i)
Уо—^- = 140 . 10* = U,U/Z5^i К
Давление в баллоне сжатого газа обычно выбирается
из условия получения малогабаритной и легкой конструкции.
Вес баллона зависит от плотности газа и величины к и при-
приближенно изменяется обратно пропорционально молекулярному
весу газа. Давление сжатого газа обычно находится в преде-
пределах от 125 до 250 кг/см2 и в 5 —8 раз превышает величину
давления в топливных баках.
В качестве газа для наддува баков используется главным
образом воздух, всегда имеющийся в распоряжении. Для топ-
лив, которые могут химически реагировать с используемым
газом, должен быть применен инертный газ, например азот,
если не использованы методы физического отделения химически
3) При выполнении расчетов в этом примере автором допущены арифме-
арифметические ошибки и получены неверные результаты; в переводе сделаны со-
соответствующие исправления.—Прим. ред.
§ 2. Газобаллонная система подачи топлива 205
активного газа от топлива. Это отделение можно осуществить
при помощи гибкой разрывной диафрагмы внутри топливного
бака или при помощи поршневого устройства.
При подаче жидкого кислорода некоторые газы, например
азот или воздух, конденсируются или растворяются и, следова-
следовательно, их эффективность снижается. Для вытеснения жидкого
кислорода из баков целесообразно использовать инертные газы
с низкой температурой замерзания, например гелий. В общем
для подачи жидкого кислорода требуется примерно в 2,5 раза
больше азота по весу, чем для подачи такого же объема воды
при том же давлении.
Интересной модификацией газобаллонной системы подачи
топлива является система, в которой жидкий кислород вытес-
вытесняется упругостью собственных паров. Эта система часто при-
применялась в первых ракетных двигателях, например в первой
ракете Годдарда, изображенной на фиг. 24. Несмотря на кон-
конструктивную простоту этой системы, ее регулирование сопря-
сопряжено со значительными затруднениями.
Многие экспериментаторы, например Уайльд [3], предлагали
химические системы газобаллонной подачи топлива, в основе
которых лежит образование газов высокого давления в резуль-
результате осуществления в топливных баках регулируемой реакции
незначительных количеств некоторых веществ. Необходимое
количество газов может быть образовано путем впрыскивания
в бак с окислителем незначительного количества горючего или ка-
какого-либо иного самовоспламеняющегося вещества или, наоборот,
впрыскивания окислителя в бак с горючим. В настоящее вре-
время эти методы не показали себя вполне удовлетворительными,
что в основном связано с трудностями впрыска и точного регу-
регулирования подачи незначительных количеств жидких топлив.
Тяга ракетного двигателя с газобаллонной системой подачи
топлива зависит от расхода топлива, величина которого в свою
очередь определяется установкой регулятора давления. Состав
смеси при такой системе подачи зависит от величины гидрав-
гидравлического сопротивления топливных магистралей; обычно изме-
изменение состава смеси производится при помощи регулируемых
или сменных жиклеров.
Пример 2. Для жидкостно-реактивного двигателя с газо-
газобаллонной системой подачи топлива известны следующие дан-
данные:
топливо—азотная кислота и анилин;
удельный вес анилина 1 015 кг/м3;
удельный вес азотной кислоты 1 535 кг/м3;
заданное отношение окислителя к горючему в смеси 2,75;
давление подачи горючего 31 кг/см2;
206 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
давление подачи окислителя 27 кг/см2;
регулируемое давление в баках 34 кг/см2;
потеря давления в трубопроводе ^и клапанах магистрали
подачи горючего 1,9 кг/см2;
потеря давления в трубопроводе и клапанах магистрали
подачи окислителя 1,6 кг/см2;
тяга 450 кг;
фактическая удельная тяга 200 кг-сек/кг.
Определить размеры жиклеров, при помощи которых уста-
устанавливается заданный состав смеси, принимая во внимание,
что они представляют собой цилиндрические отверстия с ост-
острыми кромками, для которых коэффициент расхода равен 0,61.
Решение. Для решения можно использовать общее соотно-
соотношение для расхода F.24)
Перепад давления в жиклере можно определить как раз-
разность между давлением в баке и давлением подачи в двигатель,
уменьшенную на величину потерь в трубопроводе и клапанах:
Аргор = 34 — 31 — 1,9= 1,1 кг/см2,
Д/?ок = 34 —27 —1,6 = 5,4 кг/см2.
Расходы можно определить из формул A.8), F.19) и F.21):
G — R = 45° — 2 2;
G0K =-JL-G = 2 7' 2,25= 1,65 кг/сек,
Crop = 0,60 кг/сек.
Теперь можно найти площади проходного сечения жиклеров:
FOK = ок — = — 0 fifi см2.
Z}f2gbpnn 7П„ 0,61 V2 • 9,81 . 5,4 • 104 • 1535
Диаметр жиклера в трубопроводе подачи окислителя равен
0,93 см.
р = °>60 „^0^7 см2
Г0Р 0,61 У 2- 9,81 . 1,1 • 104- 1015
Диаметр жиклера в трубопроводе подачи горючего равен 0,925 мм.
§ 3. ПОРШНЕВАЯ СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА
На фиг. 78 приведена схема поршневой системы подачи топ-
топлива. В этой системе топливные баки представляют собой цилинд-
цилиндры с плавающими в них поршнями. На поршень действует
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива
207
давление газов, подводимых из камеры сгорания, вследствие
чего поршень осуществляет подачу топлива. Так как давление
в камере сгорания меньше давления в топливных баках, то
площадь поршня, на которую действуют газы, делается значи-
значительно большей, чем его площадь, соприкасающаяся с топливом.
Соответствующий подбор поршней в баках с окислителем и го-
горючим позволяет очень точно установить необходимый состав
смеси без применения специальных регулирующих устройств,
например жиклеров.
Фиг. 78. Схема поршневой системы подачи топлива.
1—камера сгорания; 2—топливные клапаны; 3—цилиндр, заполняемый га-
газами, отводимыми из камеры сгорания; 4—плавающий поршень; б—ци-
б—цилиндр с горючим; 6—цилиндр с окислителем; 7—штуцеры для заливки,
слива и промывки; 8—баллон пускового воздуха; 9—пусковой воздушный
клапан; Ю—запальник.
Был предложен ряд конструкций систем подачи, аналогичных
изображенной на фиг. 78, из которых только немногие получили
практическое применение. Несмотря на простоту этой системы,,
она имеет сравнительно большой вес, так как, кроме толстостен-
толстостенных топливных баков, при этой системе необходима установка
одного или двух тяжелых рабочих цилиндров. Газы, отводимые
из камеры сгорания двигателя, имеют очень высокую температуру
и часто вызывают эрозию, а также создают трудности, связанные
с термическим расширением и короблением. Значительные труд-
трудности связаны также с уплотнением больших поршней в цилинд-
цилиндрах высокого давления, которое необходимо для предотвращения
смешивания горючего и окислителя.
§ 4. ТУРБОНАСОСНАЯ СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА
В турбонасосной системе подача топлива производится насо-
насосами, приводимыми при помощи турбин, в которых происхо-
происходит расширение горячих газов. Эти газы генерируются обычно
208 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
в специальном газогенераторе в результате химической реакции,
аналогичной реакции, происходящей в камере сгорания двигателя.
Их можно получить в нужном количестве и при заданной темпе-
температуре. Схема турбонасосной системы подачи топлива изображе-
изображена на фиг. 79. На фиг. 80 и 81
показано устройство двухтурбо-
насосных агрегатов.
Турбонасосные системы по
дачи топлива применяются
главным образом в ракетных
двигателях с высокой тягой
и большой продолжительностью
работы, так как обычно в этих
случаях они оказываются легче
других систем. Вес турбонасос-
ных систем практически не за-
зависит от продолжительности ра-
работы двигателя. Фиг. 82 показы-
показывает, при какой тяге и продол-
продолжительности работы жидкостно-
реактивного двигателя приме-
применение турбонасосной или газо-
газобаллонной системы подачи топ-
топлива обеспечивает минималь-
минимальный вес всей силовой установки.
По меньшей мере два аме-
американских жидкостно-реактив-
ных двигателя имеют турбона-
сосную систему подачи топлива,
именно установленные на само-
самолете Белл XS-1 (см. фиг. 4) и на
высотной метеорологической ра-
ракете ВМФ США HASR-2 [4,5].
Фиг.
79. Схема турбонасосной си-
системы подачи топлива.
1—бак для окислителя; 2—бак для го-
горючего; 3—газогенератор; 4—турбина;
5—клапан пуска турбины; 6—насос по-
подачи окислителя; 7—насос подачи горю-
горючего; 8—вал; 9—тахометр; 10—турбона-
сосный агрегат; 11—выход газов из тур-
турбины; 12—топливные клапаны (с дистан-
дистанционным управлением); 13—к камере сго-
сгорания двигателя.
Турбины. Конструкция и расчет турбин для турбонасосных
агрегатов ракетных двигателей такие же, как и для обычных паро-
паровых и газовых турбин, и сведения о них приведены в различных
общих руководствах [6, 7]. Вместо описания конструкций и рас-
рассмотрения обычной теории турбин, что потребовало бы распро-
распространенного изложения и представляло бы собой повторение су-
существующей литературы, в настоящем разделе в основном приво-
приводятся данные и описание особенностей турбин ракетных двигате-
двигателей, а также подчеркиваются наиболее существенные различия
между ними и обыкновенными турбинами.
Классификация и описание. В ракетных двигателях применяют-
применяются почти исключительно активные турбины, главным образом
Д. Саттон
гЗ 12 9 8 7 3 4 18 7 2l
19
Ф и г. 81. Турбонасосный агрегат двигателя Вальтер 109-509 А.
1—турбинное колесо; 2—графитовые уплотняющие кольца; 3—спираль бустера на-
насоса подачи окислителя; 4 — крыльчатка насоса подачи окислителя; 5—спираль бус-
бустера насоса подачи горючего; 6—крыльчатка насоса подачи горючего; 7—торцевое
графитовое уплотнение; 8—пружина уплотнения; 9—диафрагма из синтетической
резины; 10—фетровое уплотняющее кольцо; 11—металлические гармошки; 12—плас-
12—пластинка масляного уплотнения; 13— цилиндрическая шестерня стартера; 14—к мано-
манометру давления подачи горючего; 15—вход парогаза (не показан); 16—выход па-
рогаза; 17—вход окислителя; 18—выход окислителя; 19—вход горючего; 20—выход
горючего; 21—возвращение утечки окислителя в бак; 22—возвращение утечки горю-
горючего в бак; 23—дренаж; 24—канал для тавота; 25—дренаж горючего из регулято-
регулятора; 26—дренаж утечки парогаза.
2 5 10
Тяга, т
Фиг. 82. Значения продолжительности работы и тяги жидкоетно-реактив-
ного двигателя, для которых минимальный вес силовой установки дости-
достигается при применении газобаллонной или турбонасосной* системы подачи
топлива.
А—область наивыгоднейшего применения турбонасосной системы подачи топлива;
В—область наивыгоднейшего применения газобаллонной системы подачи топлива.
$ 4. Турбонасосная система [подачи топлива 211
из-за того, что они имеют более простую конструкцию и меньший
вес на 1 л. с. по сравнению с турбинами других типов при мощ-
мощности от 75 до 1 000 л. с.
В турбонасосных агрегатах жидкостно-реактивных двигате-
двигателей применяется несколько типов активных турбин. В их число
входит турбина со ступенями скорости, часто именуемая турбиной
Фиг. 83. Основные части турбины двигателя V-2.
1—корпус входа; 2—корпус выхода; 3—входной коллектор парогаза; 4—тур-
4—турбинное колесо; б—секция промежуточного направляющего аппарата; 6—сек-
6—секция соплового аппарата.
Кертиса, которая, в частности, была использована в турбонасос-
ном агрегате двигателя ракеты V-2. Поперечный разрез этого
турбонасосного агрегата изображен на фиг. 80, а основные
части разобранной турбины — на фиг. 83. В табл. 24 приведены
характеристика и расчетные данные турбонасосного агрегата V-2.
Таблица 24
ХАРАКТЕРИСТИКИ И РАСЧЕТНЫЕ ДАННЫЕ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
РАКЕТЫ V-2
Вес узла 150 кг
Турбина
Мощность, л. с 465
Расход газа, кг/сек 2,13
Давление газа на входе в турбину, кг]см2 . 26,3
14*
Таблица 24 (продолжение)
Температура газа на входе в турбину, °С . . 385
Давление газа на выходе из турбины, кг/см2 . 1,75
Число сопел 16
Тип турбины Колесо Кертиса
Число оборотов, об/мин 3 800
Средний диаметр лопаток, см 44,7
Рабочий газ Продукты реакции
разложения 80-про-
80-процентной перекиси во-
водорода
Насос для подачи горючего
Гопючрр / Этиловый спирт 75%
юрючее < R 9яо/п
Удельный вес при 15° С, кг/м3 .
Расход, кг/сек *. .
Давление подачи, кг/см2 ....
Давление на всасывании, кг/см2 .
Мощность, л. с
Число оборотов, об/мин ....
Диаметр крыльчатки, см ....
Число лопаток крыльчатки . . .
Насос для подачи окислителя
Окислитель
Удельный вес при -183° С, кг/м3
Расход, кг/сек
Давление подачи, кг/см2 ....
Давление на всасывании, кг /см2 .
Мощность, л. с
Число оборотов, об/мин ....
Диаметр крыльчатки, см ....
Число лопаток крыльчатки . . .
Материалы
Вода
864
56,0
21,7
1,05
270
3 800
32
7
Жидкий кислород
1140
69,3
17/5
2,1
190
3 800
26,2
Детали
Все отливки, корпуса турби-
турбины и насосов, крыльчатки
насосов
Поковка турбинного колеса
Рабочие лопатки турбины
Валы, болты
Сопловой аппарат турбины
Подшипники кислородного
насоса
Прочность
на разрыв,
2 000
1790
2 490
6 300
2190
Состав
Алюминиевый
сплав
Алюминиевый
сплав
Алюминиевый
сплав
Сталь
Серый чугун
Свинцовистая
бронза
i
{
(
1
{
Г
Si 10—13%
Mg 0,2—0,5%
Mn 0,3—0,7%
Mg 2,0-2,5%
Mn 1,0—2,0%
Sb 0,0—0,2%
Mg 0,5-1,5%
Si 0,5—1,5%
Mn 0,3—1,3%
С 0,45%
РиЗменееО,1%
Pb 18—260/0
Sb 0,3%
Sn 0,3%
Си остальное
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива 213
Часть энтальпии рабочего вещества превращается в кинетиче-
кинетическую энергию в сопловом аппарате турбины. Газы, имеющие высо-
высокую скорость, подводятся на рабочие лопатки, укрепленные на тур-
турбинном диске, и диск начинает вращаться. Турбина Кертиса имеет
ряд неподвижных лопаток, которые изменяют направление по-
потока после выхода газа из первого ряда вращающихся лопаток,
и второй ряд вращающихся лопаток, в которых происходит даль-
дальнейшая передача энергии рабочего вещества турбинному колесу.
В двигателе ракеты V-2 оба ряда вращающихся лопаток установ-
установлены на одном турбинном диске, как это видно на фиг. 80
и 83.
Газы, выходящие из турбины, проходят через сопло Л аваля
в выходном патрубке (виден на фиг. 83). Высокое давление газов
на выходе из турбины создает критические условия в горловине
этого сопла, так что турбина работает при постоянном давлении
на выходе и постоянной мощности, величина которой не зависит
от высоты полета.
Турбинный диск, лопатки и корпус турбины двигателя ракеты
V-2 изготовлены из алюминиевого сплава, применять который
можно в связи с низкими температурами газа. Только сопловой
аппарат, входной патрубок, вал и небольшое число малых де-
деталей изготовлены из стали.
Другим типом активной турбины для жидкостно-реактивных
двигателей является турбина со вторичным входом газов, которая
была использована в ракетном двигателе Вальтер 109-509А,
установленном на ракетном истребителе Ме-163 [8]. Турбо-
насосный агрегат этого двигателя изображен на фиг. 81, а
его характеристики приведены в табл. 25. Сопловые насадки
в этой турбине неравномерно распределены по окружности кор-
корпуса турбины, и газы выходят только на определенных участ-
участках периферии колеса. После прохода через вращающиеся ло-
лопатки парогаз попадает в коллектор и затем направляется снова
на лопатки, расположенные на других участках периферии
колеса, так что при этом происходит дальнейшая передача энер-
энергии валу турбины. Эта турбина представляет интерес в связи
с тем, что она может работать в широком диапазоне изменения
условий по нагрузке и числу оборотов при изменении тяги от 200
до 1 700 кг. Корпус турбины изготовлен из алюминиевого сплава,
а турбинное колесо, вал и лопатки—из нержавеющей стали. По
сравнению с промышленными и авиационными газовыми тур-
турбинами температура газов на входе в эту турбину также низ-
низка D00°С).
Газы, на которых работают эти две турбины, представляют
собой продукты разложения концентрированной перекиси во-
водорода, состоящие из перегретого водяного пара и газообразного
кислорода высокой температуры [2].
214 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостью-реактивных двигателей
Таблица 25
ХАРАКТЕРИСТИКИ И РАСЧЕТНЫЕ ДАННЫЕ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА
ДВИГАТЕЛЯ ВАЛЬТЕР 109-509А
Вес узла 31,2 кг
Турбина
Мощность, л. с 90
Расход газа, кг/сек 0,38—0,42
Давление газа на входе в турбину, кг/см2 ... 28
Температура газа на входе в турбину, °С . . 385—440
Число сопел 1
Тип турбины Одноступенчатая, со
вторичным входом
газов
Максимальное число оборотов, об/мин .... 16500
Средний диаметр лопаток, см 18,1
Число лопаток 78
Насос для подачи горючего
f Метанол 57%
Горючее C-sloff { N2H4 . H2O 30%
I Вода 13%
Удельный вес горючего при комнатной темпе-
температуре, кг/м* 918
Максимальный расход, кг/сек 2,25
Максимальное давление подачи, кг/см2 .... 38
Максимальное число оборотов, об/мин .... 16 500
Число лопаток крыльчатки 8
Диаметр крыльчатки, см 9,85
Насос для подачи окислителя
( Перекись водорода
Окислитель 1 80%
I Вода 20%
Удельный вес, кг/м3 1 350
Максимальный расход, кг/сек 7,45
Максимальное давление подачи, кг/см2 , . . . 40
Максимальное число оборотов, об/мин .... 16 500
Число лопаток крыльчатки 8
Диаметр крыльчатки, см 8,3
Характеристики турбины и конструктивные соображения.
Мощность, развиваемая турбиной, пропорциональна перепаду эн-
энтальпии рабочего вещества и к. п. д. турбины:
G.4a)
Из соотношений C.1) и C.6) получаем
)(fe-1)/fe] G.46)
Конструктор ракетного двигателя заинтересован в достижении
высокого к. п. д. турбины с целью уменьшения расхода рабочего
вещества турбины и, следовательно, снижения установочного веса.
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива
215
К. п. д. активной турбины достигает максимального значения
при определенном отношении окружной скорости лопаток к ско-
скорости газов, вытекающих из соплового аппарата турбины (фиг. 84).
Скорость истечения из сопел турбины можно определить из фор-
формулы C.14), а скорость лопаток является произведением среднего
радиуса лопаток на число оборотов вала. Современные турбины,
применяющиеся в ракетных дви-
двигателях, работают с к. п. д.
в пределах от 0,20 до 0,40
при отношении скоростей от
0,07 до 0,15, как это видно из
фиг. 84.
Этот низкий к. п. д. боль-
большинства турбин, применяю-
применяющихся в ракетных двигателях,
обусловлен конструктивными
соображениями, связанными
с центробежными насосами,
которые ограничивают число
оборотов вала турбонасосного
агрегата; как будет указано
в следующем разделе, насос
и турбина имеют общий вал.
Низкое число оборотов приво-
приводит совместно с требованиями
минимального веса, препят-
препятствующими применению тур-
турбинных дисков большого диа-
диаметра, к низкой окружной ско-
0,8
0,1
0,6
0,5
0,3
1
1
II
/
III
/
/
hi
/
/4-
/
"Л
/
\
\
\,
\
/
\
\
\
\
\
с \
,^-—
\
N
' 0 0,1 0,2
0,3 0,4
и/с,
0,5 Ofi
Фиг. 84. К. п. д. активной турби-
турбины с лопатками, имеющими одина-
одинаковые углы входа и выхода [13].
А—для одноступенчатой турбины; Б—для
двухступенчатой турбины; С—для трех-
трехступенчатой турбины. Угол сопла 17°;
и—окружная скорость лопаток турби-
турбины; с\—абсолютная скорость газов, вы-
вытекающих из соплового аппарата турби-
турбины. По оси ординат отложен к. п. д. ак-
активной турбины.
рости лопаток, что в свою оче-
очередь снижает к. п. д., в соот-
соответствии с фиг. 84.
В ряде случаев применение
многоступенчатых активных
турбин (типа Кертиса) позволяет повысить к. п. д. турбины
ценой увеличения ее веса и усложнения конструкции; однако
при этом уменьшается необходимый расход газов, поступающих
на турбину, что приводит к уменьшению установочного веса.
Увеличение перепада энтальпии газов в турбине при повышении
давления или температуры на входе или при применении луч-
лучших топлив в газогенераторе увеличивает скорость истечения га-
газов из соплового аппарата турбины, но мощность турбины воз-
возрастает при этом незначительно, так как к. п. д. турбины умень-
уменьшается; кроме того, при этом обычно усложняется конструкция.
Таким образом, повышение температуры газов на входе в совре-
современные турбины ракетных двигателей не дает значительного
t
216 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
выигрыша; наоборот, низкие температуры газов D00° С) допускают
широкое использование алюминия в конструкции турбины и тем
самым приводят к значительному снижению веса, уменьшению
повреждений, коробления и трения деталей, вызываемых сильным
тепловым ударом.
Преимущество, связанное с повышением к. п. д. турбины (умень-
(уменьшение расхода топлива в газогенераторе), можно реализовать
только в том случае, если конструкция турбонасосного агрегата
допускает высокие окружные скорости лопаток, например при вве-
введении редуктора между турбиной и валом насоса или при исполь-
использовании насосов с большим числом оборотов вала.
Окружная скорость турбинных лопаток ограничивается проч-
прочностью материала при повышенных температурах. В некоторых
турбинах окружная скорость лопаток, изготовленных из легиро-
легированной стали, достигала 400 м/сек при 870° С. Турбинные колеса,
изготовленные из алюминия, надежно работали при окружной
скорости концов лопаток более 150 м/сек при 400° С и свыше
365 м/сек при комнатной температуре. Так как общая продол-
продолжительность работы турбонасосного агрегата сравнительно мала,
то при его проектировании во многих случаях можно пренебречь
влиянием ползучести и усталости конструкционных материалов
и пойти на увеличение температуры газов на входе в турбину и
окружной скорости лопаток по сравнению с их значениями, при-
принятыми для обычных, длительно работающих турбин.
Для турбин ракетных двигателей не допускается период разо-
разогрева. Внезапный впуск в турбину горячих газов в количестве,
соответствующем их полному расходу, вызывает сильный удар
и температурные деформации, что увеличивает вероятность воз-
возникновения трения между металлическими деталями турбины.
Так как вес имеет важнейшее значение для любого летатель-
летательного аппарата, то система подачи топлива должна иметь минималь-
минимальный суммарный вес турбин, насосов, газогенератора и топлива для
него. В ракетных двигателях с малой продолжительностью работы
общее количество топлива, необходимого для работы газовой тур-
турбины, обычно невелико, так что часто бывает выгодным, с точки
зрения веса, уменьшить вес и размеры турбины при одновремен-
одновременном снижении ее к. п. д., приводящем к возрастанию потребного
количества топлива для газогенератора.
Конструкция турбин для ракетных двигателей тесно связана
с конструкцией насосов. Во многих случаях турбина и насосы
находятся на общем валу и имеют общие подшипники (см. фиг. 80
и 81)'. Конструкция усложняется тем, что со многими топливами
для жидкостно-реактивных двигателей связаны различные экс-
эксплуатационные трудности. Например, в двигателе ракеты V-2
один из насосов подает жидкий кислород исключительно низкой
температуры. В этом случае необходимо обеспечить не только теп-
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива 217
лоизоляцию между нагретой турбиной и жидким кислородом,
но также надежные уплотнения для того, чтобы предотвратить
проникновение компонентов топлива в корпус турбины.
Проблемы вибраций для турбин ракетного двигателя более
сложны, чем для обычных турбин, в связи с близостью исключи-
исключительно мощного источника вибраций, каким является сам ракет-
ракетный двигатель. В связи с этим необходимо, чтобы не только крити-
критическое число оборотов турбонасосного агрегата отличалось от его
рабочего числа оборотов, но чтобы оно соответствовало также ниж-
нижнему участку амплитудно-частотного спектра вибраций ракет-
ракетного двигателя.
Насосы.
Классификация и описание. Из большого числа сущест-
существующих типов насосов центробежный насос в общем считается
наиболее подходящим для подачи топлива в мощных ракетных
двигателях, так как при больших расходах топлива и высоком
давлении подачи он так же экономичен, как и выгоден в отноше-
отношении веса и размеров. При малых расходах топлива, имеющих
место в двигателях с тягой до 4 500 кг, лучшими оказались дру-
другие типы насосов, например насосы вихревого и объемного типа.
К насосам объемного типа относятся поршневые, лопастные, ше-
шестеренчатые и альвейерные.
Поршневые и шестеренчатые насосы особенно пригодны для
подачи вязких топлив под высоким давлением. Подача жидкого-
кислорода и других сжиженных газов должна производиться
исключительно центробежными насосами, если только не преду-
предусмотрены специальные конструктивные мероприятия, предотвра-
предотвращающие герметизацию сжиженных газов в замкнутом рабочем
объеме насоса. Почти любой насос объемного типа не только подает
жидкость, но и дозирует ее расход, так как при каждом обороте
вала насоса осуществляется подача заранее определенного коли-
количества жидкости. Поэтому регулирование расхода топлива в дви-
двигателях, использующих насосы этого типа, относительно просто.
На фиг. 85 изображен схематический чертеж центробежного
насоса. Жидкость поступает на крыльчатку, представляющую
собой колесо с лопатками, вращающееся в корпусе, ускоряется
в каналах крыльчатки и затем с большой скоростью вытекает
с крыльчатки по ее периферии, попадая в улитку, или коллектор,
а затем в диффузор, где происходит преобразование кинетической
энергии (скорость) в потенциальную энергию (давление). Внутрен-
Внутренняя утечка или циркуляция жидкости между стороной высокого
давления (нагнетания) и стороной низкого давления (всасывания)
поддерживается минимальной путем создания небольших зазо-
зазоров между вращающейся и неподвижной частями поверхностей
уплотнения. Наружная утечка вдоль вала предотвращается при
Фиг. 85. Схема центробежного насоса.
?—фланец входного патрубка; 2—крыльчатка; 3—выходная улитка;
j—корпус; 5—приработанные поверхности уплотнения; 6—уплотнение
вала; 7—вал.
Фиг. 86. Спиртовой насос двигателя ракеты V-2.
/—корпус; 2—муфта сцепления; 3—крыльчатка; 4—вал с деталями;
5—крышка.
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива
помощи сальникового уплотнения. Повышение давления жидкости
в одноступенчатом насосе (с одной крыльчаткой) ограничено, и
для высоких напоров необходимо применять многоступенчатые
насосы.
На фиг. 81 изображен турбонасосный агрегат немецкого ракет-
ракетного двигателя Вальтер 109-509А. Характеристики насосов этого
Ф и г. 87. Кислородный насос двигателя ракеты V-2.
2—корпус; 2-крышка; 3—вал с деталями; 4—кольцевое уплотнение; 5—муф-
5—муфта сцепления; 6—крыльчатка.
двигателя приведены в табл. 25. Интересной особенностью кон-
конструкции этих насосов является применение подкачивающих
(бустерных) насосов спирального типа, увеличивающих давление
на входе в центробежную крыльчатку (см. фиг. 81). Центробеж-
Центробежные насосы двигателя ракеты V-2 показаны на фиг. 86 и 87, а их
характеристики приведены в табл. 24.
Через центробежный насос осуществляется непрерывный сво-
свободный поток жидкости и в нем нет никаких отсечных клапанов.
Характеристики насоса, как-то: напор, расход топлива и к. п. д.,
220 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
являются функциями числа оборотов насоса, конструкции крыль-
крыльчатки, формы лопаток и геометрии корпуса. На фиг. 88 изобра-
изображено семейство характеристик центробежных насосов двигателя
ракеты V-2.
При подаче сжиженных газов, например кислорода, следует
принимать специальные меры для теплоизоляции каналов, по
которым проходит жидкость в насосе с целью уменьшения коли-
количества тепла, поглощаемого из атмосферы и отводимого от подшип-
подшипников. В двигателе ракеты V-2 даже вал насоса для подачи окис-
окислителя изолирован от вала насоса для подачи горючего при помощи
специальной муфты сцепления. На фиг. 89 и 90 изображен кисло-
кислородный насос на испытательном стенде; при работе на кислороде
этот насос покрывается инеем в результате конденсации атмосфер-
атмосферной влаги на охлажденной поверхности насоса.
Параметры насосов. Общие методы расчета и проектирования
насосов обычного типа применимы также и к насосам ракетных
двигателей. В настоящем разделе указываются некоторые наибо-
наиболее существенные параметры и особенности топливных насосов
ракетного двигателя. Подробный анализ характеристик и мето-
методов проектирования приведен в специальных руководствах [9,10].
Потребная производительность насоса определяется при проек-
проектировании двигателя по заданным значениям тяги, эффективной ско-
скорости истечения, удельного веса топлива и состава смеси. Давление
подачи определяется по давлению в камере сгорания и гидравличе-
гидравлическим потерям в клапанах, трубопроводах и форсунках. Фиг. 91
показывает изменение потребного и располагаемого напора насоса
в зависимости от расхода топлива. С целью получения расчетной
производительности насоса при расчетном напоре обычно преду-
предусматривается дополнительный регулируемый перепад давления
на специальном клапане или жиклере, что позволяет изменять
величину создаваемого напора. Этот перепад давления можно
уменьшить путем изменения числа оборотов насоса. Такая регу-
регулировка напора и производительности насоса необходима в связи
с допусками на гидравлические параметры и характеристики
насосов, клапанов, форсунок и т. д.
В дополнение к основным параметрам насоса — числу оборо-
оборотов, расходу и напоруг) — существенное значение имеет ряд
других экспериментальных коэффициентов и расчетных пара-
параметров.
Характерргстики насоса при различных числах оборотов
можно определить, если известны их значения для одного
х) Под напором насоса (часто называемым полным динамическим напором)
подразумевают разность напоров на выходе и входе в насос, выраженную в
метрах высоты столба перекачиваемой жидкости. Переход от давления в кг/см2-
к напору в метрах производится при помощи следующего выражения:
X {кг/см2)=10 ОООХ/удельный вес (кг/м3)
о
1000
2000
5000
6000
Ф и г.
3000 4000
Расход, л/мин
\8. Характеристики центробежных насосов двигателя ракеты V-2, полученные при испытаниях на воде.
Сплошными линиями обозначены характеристики спиртового насоса, пунктирными—кислородного насоса.
Фиг. 89. Кислородный на-
насос перед испытанием.
Фиг. 90. Кислородный насос
во время испытания.
Образование слоя инея толщиной
12мм вызвано конденсацией влаги.
I
I
1
8-
с:
5
ipacw
Располагаемое давление-насоса
(характеристики насоса)
Перепад давления в регу-
регулирующем клапане
Потребное давление
подачи топлива
в двигатель
Потери в кла-
^ панах и
трубопроводах
Перепад давления
при впрыске
'расч
Производительность насоса (или объемный
расход), м3/сек
Фиг. 91. Зависимость располагаемого и потребного напора-
насоса от расхода топлива.
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива 223
какого-нибудь числа оборотов. Так как скорость движения жид-
жидкости в данном насосе пропорциональна его числу оборотов,
то расход (или производительность) насоса будет также пропор-
пропорционален числу оборотов, а напор пропорционален квадрату
числа оборотов. Это дает следующие соотношения:
W (расход) ~ п (об/мин),
Н (напор насоса) ~ п2, G.5)
Л^нас (мощность насоса) ^п3.
Из этих соотношений можно вывести параметр, который
называется коэффициентом быстроходности [9]:
п= 5Ure*t- . G.6)
Каждому диапазону изменения значений коэффициента быстро-
быстроходности, как показал опыт, соответствуют определенные опти-
оптимальные размеры и форма крыльчатки (табл. 26).
По конструктивным соображениям и из условий прочности
окружная скорость крыльчатки в центробежных насосах не
превышает 60—300 м/сек, причем это предельное значение для
сварных и механически обработанных крыльчаток больше, чем
для литых. Максимальная величина окружной скорости крыль-
крыльчатки определяет максимальный напор, который может быть
достигнут в одноступенчатом насосе. Окружная скорость крыль-
крыльчатки равна произведению угловой скорости вращения вала
(выраженной в радиан/сек) на наружный радиус крыльчатки
и связана с напором при помощи следующего выражения:
G.7)
где постоянная ф имеет величину от 0,90 до 1,10 в зависимости
от конструкции насоса. Для многих насосов ф = 1,0.
Из уравнения непрерывности, зная величину заданного рас-
расхода, можно определить площади входного и выходного сечений
крыльчатки. Диаметры, вычисленные по уравнению непрерыв-
непрерывности, должны иметь значения, приведенные в зависимости от
величины коэффициента быстроходности в табл. 26.
Уравнение непрерывности имеет следующий вид:
W = Fxwx = FiW^ G.8)
где цифры 1 и 2 в индексах соответствуют площадям входного
и выходного сечений крыльчатки, измеренным перпендикулярно
к направлению соответствующей скорости потока. Скорость на
входе в крыльчатку обычно находится в диапазоне 3—6 м/сек,
а скорость на выходе—в пределах 3—15 м/сек.
Таблица 26
типы насосов
Тип крыльчатки
Характеристики
Радиальная
Френсиса
Комбинированная
Осевая
Мор п ус
Форма
Нрыльчатка
Коэффициент быстроходности . . .
500—1000
1 000—2 000
2 000—3 000
Выше 3 000
Число кавитации
0,02—0,10
0,05—0,28
0,07—0,35
0,2—2,0
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива 225
Максимальная производительность насосов ограничивается
каватацией—явлением, возникающим в любой точке потока
жидкости, в которой статическое давление становится меньшим
упругости паров жидкости при данной температуре; образова-
образование пузырьков пара и вызывает кавитацию. При достижении
области повышенного давления, в которой статическое давление
жидкости превышает давление пара, пузырьки пара лопаются.
В центробежных насосах кавитация обычно происходит на вхо-
входе в крыльчатку, так как в этом месте абсолютное давление
оказывается наименьшим. Образование пузырьков пара вызы-
пает колебания производительности насоса и делает работу
двигателя неустойчивой и опасной; это может привести к воз-
возникновению сильных вибраций двигателя или даже к взрывам.
Для предотвращения возникновения кавитации потребный
напор на всасывании (HBC)n0TV, избыточный относительно упру-
упругости пара, должен быть всегда меньше располагаемого, или
эффективного, напора на всасывании (#вс)расп> имеющегося
в магистрали до насоса, т. е. (//вс)потр<(#вс)расп- Потребный
напор на всасывании (//вс)потр можно определить при помощи
числа кавитации а и критического коэффициента быстроход-
быстроходности S:
ЛЯ
'потр
Число кавитации а зависит от конструкции насоса и от
коэффициента быстроходности, как это видно из табл. 26.
Величина коэффициента S находится в пределах от 5 000 до
30000. Для насосов с неудовлетворительным всасыванием вели-
величина этого коэффициента приближается к 5 000; для наилучших
конструкций бескавитационных насосов эта величина находится
в пределах от 10000 до 12 000, а для насосов с местной кави-
кавитацией-от 12 000 до 30000.
Напор, существующий во всасывающем патрубке насоса,
называется эффективным, или полезным, напором на всасывании;
величина этого напора измеряется относительно упругости
паров жидкости. Он представляет собой абсолютное значение
напора, определяемое по давлению в баке (абсолютному давле-
давлению газа, находящегося над свободной поверхностью жидкости),
высоте уровня топлива над входным сечением насоса, гидра-
гидравлическим потерям в магистрали между баком и насосом
*5 Д. Саттон
226 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
и упругости паров жидкости. Если в полете ракеты возникают
ускорения, то в величину эффективного напора должна быть
внесена поправка, связанная с влиянием высоты. Следовательно,
(¦" вс) расп = ¦''бака ~т~ -"столба -"потерь "упругости паров* (••1^)
Для предотвращения возникновения кавитации (//вс)расп должен
быть большим, чем (#Вс)потр> и давление топлива должно быть
при необходимости увеличено при помощи принудительных
средств, например путем установки последовательно работаю-
работающего насоса (бустерного насоса) или путем наддува топливных
баков. В последнем случае необходимо не только применять
толстостенные, а следовательно, и более тяжелые баки, но также
и устанавливать обособленную, часто очень сложную газобал-
газобаллонную систему. Например, в кислородном баке двигателя ра-
ракеты V-2 для предотвращения возникновения кавитации созда-
создавалось избыточное давление в 1,3 кг /см2. При данной величине
(//вс)Расп топлива с высокой упругостью паров требуют соответ-
соответственно более высокого давления в баках, что вызывает увели-
увеличение веса установки. При одной и той же величине распола-
располагаемого напора (Явс)расп применение насосов с низким потреб-
потребным напором на всасывании обычно позволяет увеличить число
оборотов вала, уменьшить размеры и снизить вес. Низкие зна-
значения (АГвс)потр желательны в связи с тем, что при этом умень-
уменьшается потребная величина наддува бака и, следовательно, вес
установки. При заданных величинах напора и расхода умень-
уменьшение величины (//вс)потр возможно при улучшении гидродина-
гидродинамических свойств крыльчатки и каналов для прохода жидкости
в насосе (низкие значения а) и при уменьшении числа оборотов
вала п. Однако при очень низком числе оборотов вала диаметр
и вес насоса сильно увеличиваются. При использовании центро-
центробежных насосов для ракетных двигателей стремятся избрать наи-
наибольшее число оборотов вала, при котором насос имеет низкие
значения (//вс)ш>тр и не требуется применения чрезмерного над-
наддува баков или других усложнений конструкции и, следова-
следовательно, достигается облегчение веса насоса. Преимуществами
в этом отношении обладают насосы с хорошими характеристи-
характеристиками всасывания.
Максимально возможный к. п. д. центробежного насоса зави-
зависит от коэффициента быстроходности и производительности.
К. п. д. насоса снижается при грубой обработке поверхностей
корпуса и крыльчатки, в результате потерь в уплотнениях,
сальниках и подшипниках, утечек в подшипниках, а также
при неудачной конструкции. К. п. д. насоса определяется сле-
следующим отношением:
Полезная мощность _ рРГАЯ ,« ^gs
Мощность на валу """" 75iV
Hac
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива 227
Легко видеть, что для перехода от мощности насоса при
работе на топливе к мощности при испытаниях на воде необ-
необходимо ввести отношение плотностей.
Пример 3. Кислородный насос предназначен для подачи
45 кг жидкого кислорода в 1 сек. при давлении 21,0 кг/см2.
Жидкий кислород находится в баке под давлением 2,5 кг/см2;
гидравлические потери во всасывающем трубопроводе и напор,
связанный с ускорениями в полете, считаются пренебрежимо
малыми. Начальный уровень жидкого кислорода в баке на 3,0 м
выше насоса.
Определить число оборотов вала и основные размеры крыль-
крыльчатки.
Решение. Так как удельный вес жидкого кислорода равен
1140 кг/м3 при температуре его кипения—183° С, то объемный
расход кислорода должен составлять 45/1140^0,04 м3/сек.
Упругость паров жидкого кислорода при температуре его кипе-
кипения составляет 1 атм = 9,1 м. Напор в баке составляет
2,5 • 104/И40 = 21,9 м. Тогда располагаемый или полезный
напор на всасывании, избыточный относительно упругости
паров, будет равен
—0 —9,1 = 15,8 м.
Располагаемый напор на всасывании составляет
21,9 + 3,0 = 24,9 м.
Напор на нагнетании равен
21,0- 104/Н40=184 м.
Следовательно, напор насоса равен 184 — 24,9 = 159,1 м.
Для предупреждения возможности возникновения кавитации
принимаем, что потребный напор на всасывании составляет 80%
располагаемого напора. Из G.9) получаем
_(Явс)потр_0,8- 15,8 ,
а~~ ДЯ ~~ 159,1
Для рассчитываемого насоса принимаем S = 7 000 (это — среднее
значение S, которое можно принять при отсутствии эксперимен-
экспериментальных данных). Из формулы G.10) определяем коэффициент
быстроходности:
п = S (а)8/4 = 7000 @,0795)°>75 = 1 050.
Из табл. 26 следует, что при п — 1050 крыльчатка должна иметь
форму колеса Френсиса. Число оборотов вала можно определить
15*
228 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
из формулы G.6) по найденной величине коэффициента быстро-
быстроходности:
- = 5112^=г5112^р4=1
(ДЯ)/4 A59,1) /4
откуда п = 4 550 об/мин = 475 радиан/сек. Диаметр крыльчатки
можно определить по окружной скорости по формуле G.7)
и == ф 1/2#Д7/ = 1,0 ]/2 . 9,81 • 159,1 = 56,0 л*/сек,
п 56,0 • 2 Л ООд
?2 = 475 = °'236 М'
Принимая скорость на входе ^^ = 4,6 «w/ce» и площадь попереч-
поперечного сечения вала 9,5 см2, из формулы G.8) определяем диа-
диаметр сечения на входе в крыльчатку:
/^ = -2^- = ^ = 0,0087 м* = 87 еж2,
¦J/4 = 87 + 9,6,
/?i = 11,1 см.
Насосы ракетных двигателей. Для летательных аппаратов
уменьшение веса имеет большое значение. Во многих случаях
в ракетных двигателях можно применить менее эффективный,
но значительно более легкий насос, если соответственное уве-
увеличение веса турбины, газогенератора и топлива для него
меньше, чем экономия в весе насоса.
Вследствие того что эксплуатация многих жидких ракетных
топлив сопряжена со значительной опасностью, должны быть
приняты особые меры для исключения какой-либо течи через
уплотнения вала или сальника. В случае работы на самовос-
самовоспламеняющемся топливе утечка приведет к пожару в на-
насосном отсеке и может вызвать взрыв. Часто используются после-
последовательные уплотнения совместно с устройствами для дренажа,
что обеспечивает безопасный вывод наружу топлива, просочив-
просочившегося через первое уплотнение, как это показано на фиг. 81.
Применение жидких топлив, обладающих сильными коррозион-
коррозионными свойствами, предъявляет очень жесткие требования к мате-
материалам и конструкции уплотнений.
Насосы ракетных двигателей обычно запускаются без предва-
предварительной заливки, их заполнение происходит под действием
силы тяжести. В стационарных насосных установках предусма-
предусматривается заливка насосов жидкостью перед пуском.
Как и при конструировании турбин и других машин с большим
числом оборотов, в насосах ракетных двигателей должно быть
обращено внимание на критическое число оборотов, осевые и ра-
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива 229
диальные нагрузки на подшипники и на напряжения во вращаю-
вращающихся частях. Так как насосы ракетных двигателей обычно не
устанавливаются жестко на тяжелом основании, а имеют упругую
подвеску и располагаются вблизи от такого мощного источника
вибраций, каким является ракетный двигатель, то вибрации могут
оказать серьезное влрйние на работу насоса, например вызвать
поломку вала или>гёстное трение между вращающимися и непод-
яижными частыми.
Ш)лета ракеты определяет величину возникающих
!ний, которые в свою очередь влияют на величину
свании. В частности, в ракетах, которые подверга-
значительных ускорений, например в зенитных
ке в ракетных истребителях, следует принимать
ры для сохранения минимального потребного на-
ании насоса, например устанавливать эжекторы
* пузырьков пара и воздуха из всасывающей маги-
' Газогенераторы. Источником энергии, необходимой для работы
турбины, обычно является газогенератор, в котором генерируются
газы в результате химической реакции топлив, аналогичных топ-
ливам для ракетных двигателей. По сравнению с газообразными
продуктами сгорания топлива в двигателе газы, образующиеся
в газогенераторе, должны иметь относительно низкую темпера-
температуру, так как высокие температуры газов вызывают повреждения
турбинных лопаток, соплового аппарата и иногда турбинных дис-
дисков. Компоненты топлива, используемого в газогенераторе, спе-
специально смешиваются в связи с этим в таких соотношениях, чтобы
образовывались газы сравнительно низкой температуры.
Существует целый ряд методов генерирования газов для при-
привода турбины. В настоящем разделе рассматриваются следующие
наиболее распространенные методы:
1) газогенератор с собственной газобаллонной системой подачи
топлива;
2) газогенератор, использующий топливо и систему подачи
двигателя; особой является только камера сгорания газогенера-
газогенератора;
3) отбор газов непосредственно из камеры сгорания двигателя;
4) образование газов в результате медленного горения поро-
порохового заряда;
5) использование воздуха высокого давления.
1. Газогенераторы с газобаллонной системой подачи топлива
весьма сходны с обычными ракетными двигателями, имеющими
такую же подачу топлива. Однако вместо сопла ракетного двига-
двигателя, которое создавало бы реактивную силу, газы из газогенера-
газогенератора поступают по трубопроводу в турбину и расширяются в ее
230 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
сопловом аппарате. Газогенератор этого типа состоит из топлив-
топливных баков высокого давления, баллона с газом высокого давления,
регулятора давления, клапанов и рабочей (реакционной) камеры!
Такой газогенератор характеризуется полностью автономным за-
запуском и не требует никаких специальных пусковых устройств.
На ракетах V-2 применялся газогенератор этого типа; его
внешний вид показан на фиг. 921). Бак эллипсоидальной формы
для хранения перекиси водорода находится в верхней части.
Камера, в которой происходит разложение перекиси, размещается
внизу в центре, а бак с катализатором (перманганат натрия) на-
находится внизу справа. Схема этой системы показана в верхнем
правом углу фиг. 98. Установка газогенератора на двигателе
видна на фиг. 22.
В газогенераторах с газобаллонной системой подачи топлива
применялись топлива следующих видов: а) перекись водорода
ш катализатор [2]; б) азотная кислота, анилин и вода (вода исполь-
использовалась для снижения температуры); в) жидкий кислород, спирт
м вода.
2, В газогенераторах, использующих топливо и систему подачи
гамого ракетного двигателя, небольшая часть (около 2%) общего
расхода топлива отводится из нагнетающей магистрали главных
топливных насосов и подводится к газогенератору [2]. Эта система
используется в двигателях ракетных истребителей, например
в двигателе Вальтер 109-509 самолета Ме-163. Камера газогене-
газогенератора двигателя самолета Ме-163, в которой происходит разло-
разложение перекиси водорода, изображена на фиг. 93 и 23. Эта ка-
камера заполняется кусками твердого вещества, пропитанного ката-
катализатором (куски не показаны на вышеуказанных фигурах).
Газогенераторы этого типа нуждаются в специальном пусковом
устройстве. Для этой цели может служить, например, электро-
электростартер для раскрутки турбины, вспомогательная газобаллонная
система для подачи небольшого количества топлива в газогенера-
газогенератор или небольшой заряд сжатого воздуха. При значительной
продолжительности работы (примерно выше 1 мин.) и при тяге
двигателя выше 9 000 кг газогенераторная установка, исполь-
использующая топливо и систему подачи самого ракетного двигателя,
имеет меньший вес по сравнению с газогенератором с автономной
газобаллонной системой подачи. Для регулирования количества
топлива, подаваемого в газогенератор, вне зависимости от харак-
характеристик подачи насоса необходимо предусмотреть специальные
регулирующие устройства..
2) В отечественной литературе для этого и аналогичных устройств при-
принят термин «парогазогенератор», так как в нем генерируется не газ, а смесь
водяного пара с газообразным кислородом, образующаяся при разложении
перекиси водорода.—Прим. ред.
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива
231
3. В системе с отбором газов из камеры сгорания двигателя
газы используются для привода турбин. Так как материалы, из
которых изготовлена турбина, не могут выдержать исключительно
Фиг. 92. Газогенератор ракеты V-2.
высокую температуру, которую имеют газы в камере сгорания
двигателя (свыше 2 200° С), то необходимо до подвода этих газов
на турбинное колесо охлаждать их. В этом случае вместо газо-
232 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивныэг двигателей
генератора устанавливается холодильная камера, в которой горя-
горячие газы охлаждаются путем их смешения с определенным коли-
количеством одного из компонентов топлива. Недостатками этой систе-
системы являются сложность ее регулирования и неполное использова-
использование энергии газов, отводимых из камеры сгорания, так как они
поступают на колесо турбины при сравнительно низком давле-
давлении.
4. Пороховые заряды, используемые для генерирования газа,
питающего турбины, имеют характеристики, сильно отличающиеся
Фиг. 93. Камера газогенератора двигателя Вальтер 109-509.
1—стальной корпус; 2—кронштейн; 3—труба выхода парогаза; 4~крыш-
4~крышка; 5—сопла форсунки; в—трубопровод подачи перекиси водорода; 7—кар-
7—каркас для катализатора (T-stoff); 8—перфорированная пластина. Камера
заполняется кусками твердого вещества, пропитанного катализатором.
от характеристик порохов, применяющихся в ракетных двига-
двигателях твердого топлива (эти характеристики приведены в гл. X).
В то время как пороха, применяющиеся в ракетных двигате-
двигателях, горят обычно при температурах выше 2 200° Сив течение
менее чем 45 сек., пороховые смеси, используемые в газогенера-
газогенераторе, должны гореть в течение нескольких минут при температурах
от 370 до 1 000° С. Следовательно, скорость горения пороха в этом
случае невелика, и скорость движения фронта пламени в смеси
находится в пределах от 0,08 до 0,32 см/сек. Эта система генериро-
§ 5. Другие системы подачи топлива 233-
вания газов отличается простотой; весь запас топлива и запаль-
запальное устройство находятся в этом случае в баллоне высокого дав-
давления. Однако она обладает значительным весом и часто бы-
бывает более громоздкой по сравнению с другими типами газогене-
газогенераторов.
5. Для привода турбин ракетных двигателей может быть
использован и использовался воздух высокого давления. По кон-
конструкции эта система весьма сходна с устройством для подачи
воздуха в газобаллонной системе подачи топлива в ракетный дви-
двигатель и состоит из баллона высокого давления, клапанов и регу-
регулятора. Для сокращения потребного расхода воздуха и уменьше-
уменьшения веса установки можно подогревать воздух до его подачи
в турбину.
В случае совместного использования ракетных и турбо-
турбореактивных двигателей для привода турбины ракетного дви-
двигателя можно производить отбор газов из турбореактивного дви-
двигателя.
Помимо использования газогенераторов в системах подачн
топлива ракетных двигателей их применяли также и для других
целей. Они могут быть использованы во всех случаях, когда по-
появляется необходимость в большой мощности на сравнительно
короткое время, так как они легче и проще обычных силовых уста-
установок кратковременного действия. Типичным примером такого
применения газогенераторов является их использование для при-
привода турбин торпед и в самолетных катапультах. В некоторых уста-
установках для запуска немецких самолетов-снарядов V-1 с пульси-
пульсирующим реактивным двигателем газогенератор, работающий на
перекиси водорода, использовался для перемещения поршня по>
всей длине установки.
§ 5. ДРУГИЕ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ТОПЛИВА
Был предложен ряд других систем подачи топлива ракет-
ракетных двигателей [3, 11]. По одному из способов предполагалось
использование струйного насоса, подобного паровому инжектору.
В этом случае часть топлива испаряется в охлаждающей рубашке
ракетного двигателя и затем подается в струйный насос, который
подает остальное топливо в головку двигателя. В этой системе
отсутствуют движущиеся части, однако она требует применения
особого пускового • устройства и, кроме того, весьма неэконо-
неэкономична.
При установке ракетных двигателей на самолете в дополнение
к обычному двигателю целесообразно осуществлять привод топ-
топливных насосов непосредственно от главного двигателя, устраняя
этим необходимость в турбине и газогенераторе. Такая система
была применена на немецком истребителе Ме-262, на котором глав-
234 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
ный двигатель1) осуществлял привод двух топливных насосов
ракетного двигателя при помощи специальной коробки передач.
В другой системе используются камеры сгорания, связанные
с вращающимся валом, соединенным шестернями с топливными
насосами. Крутящий момент в этом случае создается в результате
установки пары сопел под углом в несколько градусов к оси вала
и смещения их относительно этой оси. Вследствие этого основная
часть развиваемой тяги имеет осевое направление и лишь незна-
незначительная составляющая создает крутящий момент, необходимый
для привода насосов и вспомогательных агрегатов. По принципу
действия эта система аналогична вращающейся садовой лейке.
Ряд установок этого типа был построен в различных странах,
однако затем им была предпочтена турбонасосная система подачи.
При полетах на небольших высотах вместо газовой турбины
для привода топливных насосов успешно применялся специаль-
специальный двигатель внутреннего сгорания.
§ 6. КЛАПАНЫ И РЕГУЛЯТОРЫ
Искусство конструирования и производства клапанов в зна-
значительной степени основывается на опыте. Оно не может быть осве-
освещено в одной главе путем описания конструкции и принципов
действия различных клапанов. В системах подачи топлива исполь-
используются различные типы клапанов. Ниже приводится общая клас-
классификация наиболее важных типов.
а) Классификация по роду жидкости (топливные; кислородные;
воздушные; парогазовые).
б) Классификация по способу привода [автоматические (с при-
приводом от соленоида, вспомогательного клапана, механизма сцепле-
сцепления и т. д.); ручные; работающие под действием давления возду-
воздуха, газообразного топлива или специальной жидкости (например,
контрольный клапан, вентиляционный клапан топливного бака,
регулятор давления, перепускной клапан)].
в) Классификация по нормальному положению клапана (откры-
(открытые; закрытые; частично открытые).
г) Классификация по числу рабочих каналов (простой отсечный
клапан (два канала); трехходовой кран; четырехходовой кран).
Общая конструкция ракетных клапанов относительно проста;
однако разработка деталей конструкции, например определение
зазоров, выбор материала для клапанного седла и определение
задержки открытия клапана, представляет значительные трудно-
трудности. Клапаны ракетных двигателей должны быть несложны в обра-
обращении, так как любое повреждение клапана может привести к
1) На этом самолете были установлены два турбореактивных двигателя.
—Прим. ред.
§ 6. Клапаны и регуляторы
235
выходу из строя всего двигателя. Течь в топливном клапане или
задержка его открытия в неподходящий момент может привести
к гибельным результатам.
Перед установкой все клапаны проходят испытания двух ро-
родов: на утечку (через седло или направляющие) и правильность
действия.
Через топливные клапаны протекают сравнительно большие
количества жидкости при высоком давлении. Вследствие этого
для привода клапанов требуются значительные усилия. Основные
/4
2 А
12 Ю И
13 15
Фиг. 94. Схема системы подачи топлива в ракетный двигатель зе-
зенитного снаряда Вассерфаль.
1—поршень, приводимый в движение при сгорании порохового заряда;
2—разрывная диафрагма; 3—напряжение 24 в; 4—пусковой клапан; 5—бал-
5—баллон с азотом под давлением 250 атм; 6—регулятор давления; 7—предохра-
7—предохранительный клапан; 8—две разрывные диафрагмы на давление 10 атм; 9—
бак для горючего; 10—бак для азотной кислоты; 11—гибкий трубопровод
с грузом на конце; 12—шарнирное соединение всасывающего патрубка; 13 —
две разрывные диафрагмы на давление в 20 атм; 14—калиброванные жи-
жиклеры; 15— камера сгорания двигателя (давление в камере 19 атм).
клапаны приводятся под действием давления жидкости или воз-
воздуха, причем величина этого давления регулируется вспомога-
вспомогательными регулирующими клапанами, эти вспомогательные кла-
клапаны в свою очередь имеют соленоидный или механический
привод. По существу таким образом происходит увеличение
передаваемых усилий. Для непосредственного привода топливных
клапанов потребовалось бы применить чрезвычайно громоздкие
устройства, тяжелые соленоиды или сложные и тяжелые механи-
механические системы.
Чрезвычайно простым и очень легким типом клапана является
разрывная диафрагма. Она представляет собой диск, который пере-
перекрывает трубопровод и рассчитан на разрыв при достижении за-
заданного перепада давления. Разрывные диафрагмы обеспечивают
соверщенное уплотнение и предотвращают течи, но могут быть
использованы лишь однократно. В немецком ракетном зенитном
снаряде Вассерфаль было установлено четыре разрывных диска:
два в воздушных магистралях высокого давления, рассчитанные
на разрыв при давлении 10 атм, и два в топливных трубопрово-
трубопроводах, рассчитанные на разрыв при давлении 20 атм. На фиг. 94
изображена схема топливной системы снаряда Вассерфаль.
Клапан с конической иглой, изображенный на фиг. 95, являет-
является простым средством регулирования расхода топлива при
236 Гл. VII. Системы подачи т,оплива мсидкостно-реактивныог двигателей
запуске двигателя. По мере подъема клапана с седла площадь про-
проходного сечения выходного отверстия непрерывно увеличивается,
причем угол конусности иглы определяет закон дросселирования.
Скорость открытия клапана регулируется путем изменения давле-
давления жидкости, с помощью которой осуществляется привод кла-
клапана. Главный топливный клапан ра-
ракетного двигателя, работающего на
азотной кислоте и анилине, изображен
на фиг. 96 и 97. Этот клапан состоит
из двух конусообразных игольчатых
клапанов, связанных с общим цилинд-
цилиндром привода. Небольшой сферический
масляный аккумулятор предотвращает
попадание рабочего воздуха в цилиндр
и обеспечивает этим плавное и устано-
установившееся перемещение клапана.
5 Для получения заданных характерп-
.*— стик работы ракетного двигателя необ-
необходимо обеспечить точную регулировку
расхода топлива, давления и состава
топливной смеси. К счастью, большин-
большинство ракетных двигателей работает с
постоянным расходом топлива и на
смеси постоянного состава, что упро-
упрощает проблему регулирования их ра-
работы. Однако регулирование при за-
запуске двигателя требует применения
специальных устройств [1].
Простейший метод регулирования
работы двигателя заключается в таком
согласовании магистралей системы по-
подачи топлива, насосов, клапанов и
других частей, при котором равновесие
устанавливается при заданной величи-
величине секундного расхода.
Топливные магистрали при этом проектируются так, чтобы
величина перепадов давления в них обеспечивала заданный рас-
расход при расчетном давлении подачи. Все незначительные .откло-
.отклонения от заданного состава смеси и расхода топлива, связанные
с мелкими производственными различиями в клапанах и трубо-
трубопроводах, должны быть скорректированы посредством включения
в топливные магистрали жиклеров необходимого сечения для сня-
снятия избыточного давления. Величина соответствующих поправок
определяется по данным гидравлических испытаний, как это пока-
показано в примере 2, с учетом того, что величины перепадов давления,
полученные при гидравлических испытаниях на воде, должны
Ф иг. 95. Схема топлив-
топливного клапана в открытом
положении.
1—крышка; 2—пружина; 3—
уплотнение; 4—поршень при-
привода клапана; 5—шток порш-
поршня; 6—отверстие для сжатого
воздуха; 7—шайба; 8—кони-
8—коническая дросселирующая игла;
9—вход топлива; 10—седло
клапана; 11—выход топлива.
Фиг. 96. Главный топливный клапан небольшого ракетного
двигателя, работающего на азотной кислоте и анилине (ВМФ США).
3
mm mm
1
ж.
да 200
а
I ^ 2^х
BOO ММ
б
Ф и г. 97. Детали топливного клапана, изображенного на фиг. 96.
а—сторона подачи горючего: 1—шток с пазом; 2—игла; б—сторона подачи
окислителя.
238 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
быть преобразованы в эквивалентные перепады давления топлива.
В подавляющем большинстве построенных до настоящего времени
жидкостно-реактивных двигателей используется именно этот ме-
метод регулировки двигателя на заданный расход топлива.
Схема системы регулирования расхода топлива в двигателе ра-
ракеты V-2 приведена на фиг. 98.
Приведенное ниже описание последовательности операций по
управлению этим двигателем иллюстрирует характер работы
каждого конкретного клапана.
Последовательность операций при эксплуатации ракетного
двигателя V-2.
а) Приготовление к запуску.
1. Осуществляется тщательный осмотр и проверка действия
всех клапанов и переключателей.
2. Производится заполнение баков необходимыми количества-
количествами топлива в следующем порядке: спирт, жидкий кислород, пере-
перекись водорода, перманганат и воздух под давлением 200 атм.
3. Производится кратковременное открытие предварительного
клапана подачи горючего 29 и вспомогательного регулирующего
клапана 26, при котором происходит заполнение охлаждающей
рубашки топливного насоса и магистралей.
4. Осуществляется регулировка редукционного воздушного
клапана 4 на заданную величину давления (регулируемое рабочее
давление составляет 30,8 атм).
5. Производится отсоединение наземного источника вспомога-
вспомогательного воздуха, применяемого для управления (используется
только при испытании).
6. Создается избыточное давление воздуха в кислородном баке
примерно до 1,1—1,5 атм при помощи наземного источника сжа-
сжатого воздуха. Это необходимо для предотвращения возникновения
кавитации в кисдородном насосе при запуске.
7. Открываются предварительные клапаны подачи горючего
26 и 29, вследствие чего топливо подается к главному клапану
горючего.
б) Стадия предварительного горения.
1. Производится воспламенение порохового запальника, со-
состоящего из нескольких пороховых патронов, закрепленных на
колесе, которое вращается внутри камеры сгорания на стержне,
прикрепленном к установке для пуска ракеты. Вращение колеса
создает равномерное распределение пламени запальника.
2. Частично открывается главный кислородный клапан 37
в результате снижения давления воздуха в системе регулирования
при выпуске его через регулирующий клапан 35 с соленоидным
управлением. Начинается поступление кислорода в камеру сгора-
сгорания в небольших количествах по сравнению с полным расходом.
§ 6. Клапаны и регуляторы 239
3. Частичцо открывается главный клапан горючего 38 в ре-
результате выпуска сжатого воздуха через регулирующий клапан 36.
Горючее поступает самотеком через частично открытый клапан
в двигатель, воспламеняется и сгорает с кислородом. Если сгора-
сгорание происходит нормально, оператор дает электрический сигнал
для перехода на основной режим.
в) Стадия основного горения.
1. Поступление воздуха из наземного источника в кислород-
кислородный бак прекращается.
2. Приводится в действие клапан 11, который закрывает вен-
вентиляционные клапаны 12 и 17 баков с перекисью водорода и с пер-
манганатом.
3. Приводится в действие главный парогазовый клапан 7 г
открывающий доступ воздуху повышенного давления в баки
с перекисью водорода и перманганатом.
4. Перманганат поступает в камеру парогазогенератора и за-
замыкает реле давления 18. Это реле регулирует работу клапанов 13
и 15, обеспечивая поступление в генератор перманганата до пере-
перекиси водорода.
5. Затем приводятся в действие клапаны 13 и 14, которые
открывают доступ в парогазогенератор перекиси водорода. Под
влиянием катализатора в газогенераторе происходит разложение
перекиси водорода на водяной пар и газообразный кислород &
количестве 2,1 кг/сек при давлении 28 кг/см2 и температуре 385° С.
6. Парогаз приводит в действие турбонасосный агрегат, обес-
обеспечивающий подачу топлива в двигатель. Парогаз выводится в ат-
атмосферу через теплообменник и две выхлопные трубы.
7. Давление, создаваемое насосами, полностью открывает
главный кислородный и главный топливный клапаны 37 и 38,
чем обеспечивается подача топлива в двигатель в количествах,
соответствующих полной тяге. В результате этого происходит
взлет ракеты.
г) Полет.
1. Небольшое количество жидкого кислорода поступает через
дросселирующий контрольный клапан 39 и испаряется в теплооб-
теплообменнике. В результате этого в кислородном баке создается незна-
незначительное избыточное давление (от 2,0 до 2,3 атм).
2. Вентиляционный клапан кислородного бака 33 предотвра-
предотвращает создание в баке чрезмерного избыточного давления.
3. В течение некоторой части полета подача горючего проис-
происходит под действием давления воздуха, сжатого скоростным напо-
напором и поступающего через клапан 24, который приводится при
помощи вспомогательного клапана 25 по определенному закону.
д) Выключение двигателя.
1. Клапан 14, соответствующий тяге двигателя в 25 т, закры-
закрывается примерно за 3 сек. до выключения двигателя. При этом
27t0 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
тяга уменьшается, что позволяет более точно определить момент
выключения двигателя. В гл. II было указано, что точное опреде-
определение момента выключения двигателя производится специаль-
специальными электронными устройствами.
2. Закрывается клапан 13, соответствующий тяге двигателя
в 8 т.
3. Закрываются предварительный спиртовой клапан 29, глав-
главный спиртовой клапан 38, главный кислородный клапан 37 и глав-
главный парогазовый клапан 7.
4. Все вентиляционные клапаны продолжают оставаться за-
закрытыми.
5. В течение последней части траектории полета ракеты давле-
давление в спиртовом баке поддерживается при помощи сжатого воздуха,
поступающего через клапан 23 из специальных баллонов. Это
предотвращает смятие спиртового бака при входе ракеты в плот-
плотные слои атмосферы.
В ракетных двигателях с изменяемой тягой регулирование
тяги осуществляется при помощи специальных топливных кла-
клапанов. В некоторых случаях регулирование подачи топлива
осуществляется при помощи поворотных золотников с перемен-
переменной площадью проходного сечения; при вращении такого золот-
золотника создается переменный эффект дросселирования. Поворот
золотника может осуществляться вручную или при помощи
каких-либо автоматических регуляторов, например использую-
использующих перепад давления в расходомере. Система ручного регу-
регулирования применена в двигателе самолета Ме-163; она обе-
обеспечивает изменение тяги от 200 до 1 700 кг. Поворотный
золотник с переменной площадью проходного сечения служит
вспомогательным клапаном для других топливных клапа-
клапанов [8].
В многокамерных ракетных двигателях, в которых общая
система подачи топлива обслуживает несколько камер сгорания,
необходимы органы управления для включения или выключения
отдельных камер по желанию или в определенной последова-
последовательности. Эта задача может быть решена путем использования
отдельных топливных клапанов для каждого двигателя и объ-
объединения соответствующих регулирующих клапанов в общий
блок.
Применение этого метода регулирования усложняется из-за
необходимости одновременного регулирования мощности турбона-
сосного агрегата. Если, например, внезапно включается еще одна
камера сгорания, причем мощность турбины сразу не увеличи-
увеличивается, то турбонасосный агрегат не сможет подать необходи-
необходимого количества топлива. Следовательно, регулятор турбины
должен быть связан с системой управления работой камер сго-
сгорания.
баллоны со сжатым возду
хом в носовом отсеке
Условные обозначения
Tffl Горючее
|Ц Жидкий кислород
s^j Газообразный кислород
Wfy Перманганат
^jj Перекись водорода
77\ Парогаз
Магистраль подачи ^
сжатого воздуха в бак
с кислородом
Трубка скоростного напора, ведущая
Калиброванное ^ « " Н0С0вОй "аСти раКШы
отверстие диам. 2,3 мм
Главная батарея баллонов
со сжатым воздухом «^^^
Бак с перекисью—
водорода
Штуцер заливки^
(лавныи бак с горючим
Магистраль подачи
сжатого воздуха^
Магистраль подачи вспомо
гательного воздуха в сис-
систему управления
Бак с кислородом
Газовая турбина
Трубка перезалтки
32
Парогазо-
генератор
Бак с перман-
Подача
кислорода
A8 трубок)
Гюдача спирта
(д трубок)
Форсунки
(всего 18)
' Подача спирта для
пленочного охлаждения
г Охлаждающая
рубашка
Трубопровод отвода
просочившегося кислорода
Трубопровод ^ fFz?
отвода просочц ~*~
шезося спирта
Теплообменник
39
Выхлопные
патрубки
пирогаза
Сопло
Воздухопровод регулцрова - \
ния давления в кислородном -^
баке
Соединение
5 магистралей
Нам ера сгорания
Фиг. 98. Схема топливной системы и системы регу-
регулирования двигателя ракеты V-2.
1—манометр высокого давления; 2—ручной отсечной клапан;
3—фильтр; 4—редукционный воздушный клапан; 5—предохрани-
5—предохранительный клапан; б—контрольный клапан; 7—главный парогазо-
парогазовый клапан; в—реле давления; 9—контрольный клапан; 10—руч-
10—ручной отсечной клапан; Л—клапан управления вентиляционными
клапанами 12 и 17; 12—вентиляционный клапан бака с пере-
перекисью водорода; 13— клапан, соответствующий тяге двигателя
в 8 т; 14—клапан, соответствующий тяге двигателя в 25 т;
15—клапан управления клапаном 14; 16—клапан промывки бака
с перекисью водорода; 17—вентиляционный клапан бака с пер-
манганатом; 18—реле давления подачи перманганата; 19—кла-
19—клапан промывки бака с перманганатом; 20—соединение с источни-
источником сжатого воздуха; 21—манометр высокого давления; 22—руч-
22—ручной отсечной клапан; 23—клапан подачи сжатого воздуха;
24—клапан скоростного напора; 25—клапан управления '.клапа-
'.клапаном скоростного напора 24; 26—клапан управления предвари-
предварительным клапаном подачи горючего 29; 27—дроссель; 28—дре-
28—дренажный клапан; 29—предварительный клапан подачи горючего;
3 0—контрольный клапан; 31—контрольный клапан; 3 2—клапан
заливки и слива; 33—вентиляционный клапан бака с кислоро-
кислородом; 34—ограничитель числа оборотов турбины; 35— главный
блок клапанов управления (управление подачей кислорода);
36— главный блок клапанов управления (управление подачей
горючего); 3 7—главный кислородный клапан; 35—главный ктапан
горючего; 39—дросселирующий контрольный клапан; 40—дре-
40—дренажный клапан; 41—клапан дополнительной заливки кислорода.
§ 7. Топливные баки 241
§ 7. ТОПЛИВНЫЕ БАКИ
Оптимальной формой топливного бака является шаровая
форма, так как она обеспечивает наименьший вес бака и наимень-
наименьшую концентрацию напряжений в его конструкции. Однако при-
применение сферических баков в ракетных летательных аппаратах
не очень желательно, так как такие баки неэкономно используют
полезный объем летательного аппарата. Топливные баки часто
выполняются заодно с фюзеляжем или крылом летательного
аппарата и обычно имеют неправильную форму [12].
Так как топливный бак является частью летательного аппа-
аппарата, то его вес имеет большое значение, кроме того, материал
стенок бака должен выдерживать значительные напряжения.
Детальное рассмотрение вопросов прочности топливных баков
в этом параграфе не производится, так как расчет напряжений
в баках неправильной формы выходит за рамки настоящей книги
и, кроме того, при таком расчете помимо внутреннего давления
следует учитывать различные другие нагрузки.
Существуют в основном два типа топливных баков:
1) баки высокого давления—газовые баллоны (от 70 до 200 атм)
и топливные баки при газобаллонной системе подачи топлива
(от 20 до 50 атм);
2) баки низкого давления—топливные баки при насосной
подаче топлива (от атмосферного давления до 3 атм).
Баки высокого давления имеют значительный вес и изгото-
изготовляются из материалов с высоким отношением допускаемых на-
напряжений к весу, обычно из термообработанных легированных
сталей. Сварка и термическая обработка этих баков предста-
представляют собой сложные процессы, требующие весьма большого
труда инженеров и квалифицированных рабочих. Топливные
баки второго типа делаются тонкостенными, часто из алюминия.
Такие баки иногда имеют настолько тонкие стенки, что работа
с ними становится затруднительной в связи с возможностью
смятия стенок под действием внешних усилий. Однако устойчи-
устойчивость таких баков может быть повышена путем создания неболь-
небольшого избыточного внутреннего давления (подобно футбольному
мячу).
Нодача топлива из баков в полете при действии ускорений
иногда бывает связана с трудностями. В некоторых конструк-
конструкциях топливных баков при газобаллонной системе подачи топлива
находящийся под высоким давлением газ бурно перемешивается
с топливом, образуя в жидкости газовые пузыри и вызывая этим
нарушение в работе двигателя. Зенитные снаряды, ракетные
истребители и другие летательные аппараты, испытывающие
действие значительных ускорений в полете, требуют применения
топливных баков со специальными устройствами, предотвращаю-
16 Д. Саттон
242 Гл. VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей
щими обнажение входных отверстий трубопроводов, по которым
осуществляется подача топлива из бака. Например, как показано
на фиг. 94, на зенитных снарядах Вассерфаль выходные шту-
штуцеры топливных баков снабжены поворотными гибкими насад-
насадками. На конце этого насадка установлен груз, вследствие чего
насадок следует за жидкостью при постепенном ускорении сна-
снаряда. Необходимо предусмотреть специальные меры для сведения
до минимума вихреобразования в баке при истечении из него
топлива.
Объем воздуха над свободной поверхностью топлива в баке
обычно относят к утечке. Этот объем необходим в связи с тер-
термическим расширением жидкого топлива, а также для поглоще-
поглощения растворенных в топливе газов или газообразных продуктов
происходящих в нем медленных реакций.
Зада ч и
1. Двигатель развивает тягу 450 кг в течение 25 сек. (?«,= (),92). Давление
в камере сгорания 21,0 атм, отношение окислителя к горючему в смеси
2,75, давление в топливном баке 31,5 атм, давление в баллоне сжатого воз-
воздуха 155 атм.
Определить вес и объем сжатого воздуха, необходимого для подачи
азотноанилинового топлива.
Допустить избыток топлива, равный 3%, и избыток воздуха, равный 6%
Для нормальной работы воздушного регулятора давление в баллоне сжа-
сжатого воздуха не должно снижаться ниже 40,0 атм.
2. Данные ракетного двигателя с газобаллонной системой подачи топ-
топлива приведены в примере 2 (стр. 205).
Каким будет состав смеси в камере сгорания, если механик но ошибке
поменял местами жиклеры в трубопроводах окислителя и горючего?
Принять, что давление в камере при этом изменяется от 21,0 до 20 кг/см'1,
а все гидравлические потери, перепады давления в форсунках, потери
в змеевике охлаждения, клапанах и в трубопроводах и т. д. изменяются
пропорционально квадрату расхода и обратно пропорционально плотности
жидкости.
3. Двигатель работает на азотноанилиновом топливе и развивает тягу
450 кг при отношении окислителя к горючему, равном 2,0. Бак для окисли-
окислителя имеет отношение L/D= 1,00. Двигатель работает в течение 30 сек.,
давление в камере сгорания равно 21,0 атм, давление газа на поршень бака
19 атм, давление в топливных баках 28,0 атм.
Определить площади поперечных сечений поршней (горючего, окисли-
окислителя и газа) в поршневой системе подачи топлива.
4. Определить коэффициенты быстроходности насосов двигателя V-2
(использовать данные, приведенные в табл. 25). Чему равны к. п. д. на-
насосов?
5. Турбина работает на парогазе, состоящем (по весу) из 64% Н2О и
36% О2; давление на входе в турбину 30 атм, температура 385° С, давление
на выходе 1,4 атм и расход парогаза 1,23 кг/сек. К. п. д. турбины 0,37.
Определить мощность турбины.
Литература 243
6. Построить кривые напора и мощности при уменьшении на 20% числа
оборотов топливного насоса, характеристики которого изображены на фиг. 88.
Л И T JE Р Л Т УРА
1. Berggren W. P., Ross С. С, Young R. В., Hawk С К.,
The Acid-Aniline Rocket Engine, Journ. Amer. Rocket Soc , No 73,
March A948).
2. W a 1 t e r H., Report on Rocket Power Plants Based on «T» Substance,
NACA Techn. Memorand., 1170 A947).
3. W у 1 d J. H , Problem of Rocket Fuel Feed, Astronautics, No 34,
June A936).
4. «Bell XS-1 Readied for Supersonic Trials», Aviation, January A947).
5. «New Navy Rocket Aimed at Ionosphere», Aviation News, May A947).
6. Church E. F., Steam Turbines, New York, 1933.
7. S t о d о 1 a A., Steam and Gas Turbines, New York, 1927.
8. Healy R., How Nazis' Walter Engine Pioneered Manned Rocket
Craft, Aviation, 45, No 1, January A946).
9. С h u г с h A. H., Centrifugal Pumps and Blowers, New York, 1944.
10. Stepanoff A. J., Centrifugal and Axial Flow Pumps, New Yorkr
1948.
11. Cedric Giles, Motor Actuated Fuel feeds, Astronautics, December
A943).
12. Ross C. C, Young R. В., The Design of Tanks for Liquid Propellant
Rocket Power Plants. Milwaukee, June, 1948.
16*
Глава VIII
ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Эта глава посвящена характеристикам ракетных летательных
аппаратов: самолетов, снарядов, межпланетных ракет, мин
и планеров.
§ 1. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ
АППАРАТ
Внешними силами, обычно действующими на ракетные лета-
летательные аппараты, являются тяга, аэродинамические силы
и сила тяжести. Остальные силы, такие, как центробежная сила
и кориолисова сила, незначительны по величине и в общем
случае в простых расчетах ими можно пренебречь.
Тяга. Тяга является силой, создаваемой силовой установкой,
например винтомоторной установкой или ракетным двигателем.
Обычно тяга действует в направлении оси силовой установки,
т. е. вдоль оси винта или оси сопла ракетного двигателя.
Сила тяги ракетного двигателя может быть выражена через
эффективную скорость истечения и расход топлива [форму-
[формула A.4)]:
В большинстве ракетных двигателей расход топлива является
постоянной величиной, вследствие чего, пренебрегая переход-
переходными процессами при запуске и остановке двигателя, массовый
расход топлива можно выразить через начальную массу топ-
топлива на ракете и время, в течение которого это топливо сго-
сгорит, такт:
G__
б* так'
Следовательно, тяга равна
_ ттопл '
§ 1. Силы, действующие на летательный аппарат 1145
Мгновенное значение массы ракеты т можно найти, зная вели-
величину общей начальной массы ракеты т0 и мгновенное значение
времени т:
, (8.3)
где ft —отношение масс тТоил/т0. Соотношение (8.3) выражает
массу ракеты в форме, удобной для упрощенных расчетов
траектории полета.
Аэродинамические силы. Лобовое сопротивление является
аэродинамической силой, вызываемой сопротивлением, которое
оказывает среда движению тела; направление ее противоположно
направлению полета. Подъемная сила является аэродинамической
силой, действующей в направлении, нормальном к траектории
полета.
Подъемная сила Y и лобовое сопротивление X выражаются
через скорость полета V, плотность среды, в которой переме-
перемещается ракета р, и характеристическую площадь F поверх-
поверхности следующими формулами:
\ (8.4)
\ (8.5)
где Су — коэффициент подъемной силы, а Сх — коэффициент
лобового сопротивления. Для самолетов и крылатых ракет
площадь F является поверхностью крыла. Для бескрылых
снарядов плошадь F равна максимальной площади поперечного
сечения, нормального к оси снаряда. Коэффициенты подъемной
силы и лобового сопротивления зависят в основном от числа
М полета и угла атаки. При небольших скоростях полета вли-
влиянием числа М можно пренебречь, так что в этом случае
коэффициенты лобового сопротивления Сх и подъемной силы Су
зависят только от угла атаки, как это показано на фиг. 99
для обычного дозвукового профиля. На фиг. 100 и 101 пока-
показано изменение коэффициентов подъемной силы и лобового со-
сопротивления от числа М для обычной сверхзвуковой ракеты.
Величины этих коэффициентов достигают максимального значе-
значения при числе М полета, близком к единице.
Аэродинамические силы, действующие на летящую ракету,
зависят от ее скорости, размеров и формы, а также от плотно
сти атмосферы на высоте полета. Свойства атмосферы приведе
ны в табл. 7.
0,/6
a 12
'х
0,08
Q04
О
-4
**¦ т.
••ми*
/
/
/
Су
/
/
у
/
/
у
/
'}
/
16
12
1° <
0,8 (
Q6
0,4
0,2
16
О 4 8 12
Угол атаки, град
Ф |и г. 99. Зависимость коэффициентов лобового
сопротивления Сх и подъемной силы CY от угла
атаки для обычного дозвукового профиля.
mm
\
\
ч
—-
/
/
/
{
У
\
N
¦¦»¦
ч
<*.
s
V
**.
\
*>>
ч
ч
^^
¦к
ч
ч
ч
¦«¦
¦—i
s
ч
*^
•^
в
/7°
"—
7°
««.
5S9
'О
Г
о
—
О
¦*¦
—«
*^
¦».
—«
•штт
2,00
150
1,00*
,1,50
3
Число М
Ф и г. 100. Зависимость коэффициента подъемной силы ракеты
V-2 от числа М.
Коэффициент Су отнесен к миделевому сечению ракеты.
§ 2 Основные уравнения движения
247
Силы тяжести. Летательный аппарат испытывает гравита-
гравитационное притяжение со стороны всех планет, звезд, Луны и
Солнца. Это притяжение стремится сместить летательный аппа-
аппарат в направлении центра массы притягивающего тела. В не-
непосредственной близости от Земли притяжение других планет
и тел ничтожно мало по сравнению с гравитационной силой
Земли. Эта сила называется весом тела.
Если не учитывать изменения силы тяжести в зависимости
от географической широты, то ускорение силы тяжести зави-
зависит только от квадрата расстояния до центра Земли. Если
0.8
Q7
0,6
0,5
*Q4
0,3
0,2
fllll 1111111111 LL
0 12 3 4 5 6
Число М
Фиг. 101 Зависимость коэффициента лобового сопротивления
ракеты V-2 от числа М.
Коэффициент С% отнесен к миделевому сечению ракеты; реактивная струя
отсутствует.
обозначить через Ro радиус Земли и через ^ — ускорение силы
тяжести на поверхности Земли, то гравитационное притяжение g
на поверхности радиуса R определяется формулой
/
1 -
/
Ч
If
ilf
liif
Illf
/n/
In
Il\
4_
\
\
\
\
\
\
ч
\
4
ч
ч
4
4
^»
ч
L
С
——
о
¦>>
==;
-™
¦«^,
*^
¦»»
*^«
"»»
=
¦^
¦¦K
~R
—
Н
где Н — высота полета. На экваторе радиус Земли равен 6 371 км
и ?о = 9,81 м/сек2.
§ 2. ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ
При расчете полета ракеты вблизи поверхности Земли вли-
влиянием гравитационного притяжения всех прочих тяжелых тел
можно пренебречь. Допустим, что ракета находится в установив-
установившемся прямолинейном полете и что все силы, действующие со
стороны органов управления, боковые силы и моменты, кото-
248
Гл. VIII. Летные характеристики
рые стремятся повернуть ракету, равны нулю. Тогда траектория
полета будет двумерной в некоторой фиксированной плоскости *>.
Пусть ракета имеет крылья, плоскость которых наклонена
к направлению полета под углом атаки а и которые создают
подъемную силу в направлении, перпендикулярном к траекто-
траектории полета. Направление полета не совпадает с направле-
направлением силы тяги. Эти условия изображены схематически на
фиг. 102.
Пусть т —мгновенная масса ракеты, dV / dz — ускорение в
направлении полета, R— тяга ракетного двигателя, Y — аэроди-
аэродинамическая подъемная сила, X — аэродинамическое лобовое
\Rsh
RsinF-il>)
-GsinO
Ф II г. 102 Силы, действующие на ракету в установившемся
полете.
сопротивление, g —ускорение силы тяжести на данной высоте,
б — угол между направлением траектории полета и горизонтальной
плоскостью и ф— угол между направлением силы тяги и гори-
горизонтальной плоскостью.
Произведение массы на ускорение ракеты в направлении
полета равно сумме проекций всех сил на это направление:
(8.7)
dV
т _^_ = R Cos (б — ф) — X - mg sin б.
Ускорение, перпендикулярное к траектории полета, равно
V2/R = V (dB/dz), где R — мгновенный радиус траектории полета.
Уравнение движения для направления, нормального к скорости
полета, имеет следующий вид:
— mgcosb.
(8.8)
Эти два основных уравнения можно решить относительно
ускорений при подстановке значений X и Y из соотношений
2) Трехмерная теория движения ракетных снарядов и устойчивости их
полета приведена в работе [2].
§ 2. Основные уравнения движения 249
(8.4) и (8.5):
^ A (8.9)
(8.10)
Поскольку решение задачи требует рассмотрения некоторых
других величин, например сил, действующих со стороны орга-
органов управления, и критериев устойчивости, а также потому,
что коэффициент подъемной силы, коэффициент лобового со-
сопротивления, высота, угол направления полета и продолжи-
продолжительность работы двигателя зависят от ряда независимых пере-
переменных, которые обычно оказываются различными для каждой
ракеты, то общее решение не может быть дано. Обычно приме-
применяется произвольное деление траектории на ряд небольших
участков с последовательным переходом при решении от одного
участка к другому.
В следующих параграфах будет показано, что в различных-
частных случаях возможно упрощение уравнений (8.9) и (8.10).
Если величину тяги на данной высоте и расход топлива
принять постоянными, то, согласно соотношению (8.3), мгновен-
мгновенная масса ракеты является функцией только времени. Тогда
для плоской задачи основные уравнения движения принимают
следующий вид:
g dx __
, 2 С«-сов6, (8.12)
где 7?уд — удельная тяга, ft - отношение начальной массы топ-
топлива к общей массе ракеты, Gq/F — t&k называемая удельная
нагрузка, равная частному от деления полного начального веса
ракеты на площадь ее миделевого сечения.
Если направление силы тяги совпадает с направлением
полета, то ф = 6, cos @ — ф) = 1, sinF —ф) = 0 и удельная тяга
не будет входить в уравнение (8.12). В этом случае
i?VTT Сх ^-oV2^-
1 dV такт ^ ^<&
g dz 1 ^
250 Гл. VIII. Летные характеристики
Hift Y 2 fijg—cosQ. (8.14)
такт
Значение каждого члена в этих уравнениях рассматривается
в следующих параграфах. Основные уравнения движения для
траектории с постоянным ускорением выведены в работе [3].
Они отличаются от вышеприведенных уравнений тем, что при
выводе последних было сделано предположение о постоянстве
расхода топлива.
§ 3. ПРИБЛИЖЕННЫЙ РАСЧЕТ ВЕРТИКАЛЬНОЙ
ТРАЕКТОРИИ
Скорость и высоту, достигаемые при вертикальном взлете
ракеты, можно определить из основного уравнения движения [1].
При решении предполагается, что Земля неподвижна, направ-
направление тяги совпадает с направлением полета и боковые силы
равны нулю. Тогда на основании уравнения (8.13) можно по-
получить следующее уравнение движения для вертикальной
траектории:
яфф ^ р*
^_ I
Скорость в конце горения *> можно найти интегрированием
уравнения (8.15) в пределах от т = 0 до т = такт, когда V — Vo
и V = FaKT. Интегрирование первых двух членов не представ-
представляет затруднений; последний член существенен только в том
случае, если в течение значительной части всего времени полет
ракеты происходит в пределах плотной атмосферы. Величину
этого члена можно определить методами графического или чис-
численного интегрирования, и ее можно представить в виде выра-
выражения BiCxF/G0, где
*i = So \ {>T «ft. (8-16)
о 1
такт
Скорость в конце периода работы двигателя или в конце актив-
активного участка траектории FaKT будет равна
A-^)-^акт-^^Н-У0, (8.17)
а) В конечной точке активного участка траектории, соответствующего
лолету с работающим двигателем.—Прим ред.
3. Приближенный расчет вертикальной траектории 251
где Vo — начальная скорость, которая может быть сообщена,
например при помощи бустерного двигателя, g —среднее зна-
значение ускорения силы тяжести, определенное в соответствии
со временем полета по формуле (8.6), и г#Эфф— средняя по вре-
времени эффективная скорость истечения. Если пренебречь дей-
действием аэродинамических сил при полете за пределами плот-
плотной атмосферы и предположить, что взлет происходит без ка-
каких-либо устройств для создания начальной скорости (F0 = 0),
то скорость в конце активного участка вертикальной траекто-
траектории будет равна
A — &) — #такт. (8.18)
Скорость ракеты в полете не по вертикальной траектории может
быть больше, чем определяемая выражением (8.18), так как
в этом случае последний отрицательный член выражения (8.18)
умножается на синус угла, составляемого касательной к тра-
траектории в данной точке с плоскостью горизонта.
Первый член, обычно наибольший, прямо пропорционален
скорости истечения и очень сильно меняется при изменении
отношения масс в связи с логарифмической зависимостью. Дей-
Действительно, вне зависимости от величины эффективной скоро-
скорости истечения скорость ракеты становится бесконечной при
&—>1,0, т. е. когда вес ракеты почти полностью состоит из
веса топлива.
Второй член всегда отрицателен, однако его величина мала,
если время активного полета такт очень мало или полет совер-
совершается на очень больших высотах, где значение g сравнитель-
сравнительно мало.
Если пренебречь вторым членом, то скорость в конце актив-
активного участка траектории можно представить в виде следующего
выражения:
^акт = — г^эфф 1пA —») = гпвфф In ——^ . (8.19)
то — ттопл
Это выражение определяет максимальную скорость ракеты, кото-
которая может быть достигнута в безвоздушном пространстве при
отсутствии силы тяжести1). На фиг. 103 показана зависимость
максимальной скорости FMaKC от гб'Эфф для различных значений
отношения масс Ь.
Из вышеприведенной формулы следует, что при больших зна-
значениях отношения масс и при очень высоких скоростях исте-
*) Автор даже не считает нужным указать, что эта формула была впервые
получена К. Э Циолковским и во всем мире называется его именем —Прим.
ред.
252
Гл. VIII. Летные характеристики
чения скорость ракеты в безвоздушном пространстве при отсут-
отсутствии силы тяжести стремится к бесконечности. Аккерет [4] пока-
показал, что по мере приближения скорости ракеты к скорости света
C • 1010 см/сек) теория, изложенная в этом параграфе, становится
непригодной; в этом случае теория ракеты должна быть построена
на принципах релятивистской механики. Скорость ракеты не
может превосходить скорости света, и выражение (8.19) для ско-
скорости ракеты в безвоз-
безвоздушном пространстве при
отсутствии силы тяжести
справедливо только в том
случае, когда скорость
истечения мала по срав-
сравнению со скоростью света.
Эта формула справедлива
для всех значений отно-
отношения масс при скоро-
скорости истечения не более
3 • 109см/сек, т. е. примерно
Vio от величины скорости
света. При более высоких
скоростях истечения от-
отклонениями результатов
от правильных можно
пренебрегать только при
малых величинах отноше-
отношения масс, так как по мере
приближения скорости ра-
ракеты к скорости света
влияние этого отношения
35000
30000
25000
20000
1 15000
10000
5000
О
/
О
f\
А
f
л
О)
/
*****
А
о
/
/
1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000
м/сек
Ф и г. 103. Зависимость максимальной
скорости снаряда Умакс в безвоздушном
пространстве при отсутствии силы тяжести
от г#эфф для различных значений отноше-
отношения масс Ь.
перестает сказываться. По-
Поскольку при существующих средствах достигнуть такие высокие
скорости истечения невозможно, в настоящее время релятивист-
релятивистская теория ракет имеет лишь академический интерес.
Из форм}'лы (8.19) можно видеть, что основное влияние на
скорость ракеты имеет отношение масс. При увеличении этого отно-
отношения от 0,80 до 0,90 максимальная скорость полета ракеты в без-
безвоздушном пространстве при отсутствии силы тяжести возрастает
на 43%. Отношение масс 0,80 показывает, что только 20% полного
веса ракеты представляют собой вес корпуса ракеты, обшивки,
полезной нагрузки, силовой установки, радиоустановки, системы
управления, несущих поверхностей и т. д.; остальные 80% со-
составляет вес ракетного топлива. Чтобы достичь величины отноше-
отношения масс большего, чем 0,80, конструкция ракеты должна быть
исключительно совершенной. Значения отношения масс, близкие
к 0,90, вероятно, приближаются к практическому пределу. Выше-
§ 3. Приближенный расчет вертикальной траектории 253
указанная зависимость скорости ракеты в конце активного участка
траектории и, следовательно, дальности полета от отношения
масс справедлива не только для межпланетных кораблей, но и
почти для всех типов ракетных летательных аппаратов. Это являет-
является причиной того, почему так важно уменьшать вес каждого эле-
элемента ракеты.
Высоту полета в конце активного участка можно определить
[5, 6], проинтегрировав дважды в пределах от т = 0 до тг=таь.т
уравнение (8.15); в результате получается:
Яакт = ^эфф^акт [ 1 + -Цр" In A — &) ] —
^ , (8.20)
где /70—начальная высота ракеты при запуске и В2—интеграл
по времени от функции Въ определяемой формулой (8.16); послед-
последний член определяет влияние лобового сопротивления. Кинетиче-
Кинетическая энергия в конце вертикального полета с работающим двига-
двигателем преобразуется в потенциальную энергию, и ракета при этом
поднимается на высоту, равную VlbT/2g. Таким образом, макси-
максимальная высота вертикального полета равна
V2
гт тт ¦ акт
"макс — Л а
_
акт 1 7дГ~ ~~
2g
-Ъ)-%Сх±]. (8.21)
В этой формуле g—среднее по времени гравитационное ускорение
в пределах между высотой запуска Но и высотой, соответствующей
выключению двигателя, Яакт; g—средняя величина g в пределах
между высотой выключения двигателя Наит и максимальной высо-
высотой //Макс- Для точных расчетов рекомендуется использовать мето-
методы численного интегрирования. При полете вблизи земной поверх-
поверхности g=?=g0.
Первый член формулы (8.21) снова является функцией эффек-
эффективной скорости истечения и отношения масс, причем здесь эта
254 Гл. VIII. Летные характеристики
функция гораздо более сильная, чем первый член в формуле
(8.17), поскольку в формулу (8.21) этот член входит в квадрате.
Увеличение скорости истечения или уменьшение веса пустой
ракеты значительно увеличивает максимальную высоту верти-
вертикального полета. Второй член всегда имеет отрицательное значе-
значение и пропорционален продолжительности работы двигателя.
Сокращение времени работы двигателя уменьшает величину вто-
второго члена формулы, но требует увеличения тяги двигателя, что
приводит к увеличению скорости полета ракеты и к большому
лобовому сопротивлению при ее движении вблизи поверхности
Земли. В связи с этим обычно существуют оптимальные значения
тяги и продолжительности работы двигателя, при которых высота
подъема при вертикальном полете достигает максимума. Третии,
четвертый и пятый члены представляют собой поправки, учиты-
учитывающие влияние начальной скорости или высоты, с которой запу-
запускается ракета. Шестой член определяет увеличение высоты верти-
вертикального подъема, вызываемое уменьшением гравитационного
притяжения на больших высотах. При полетах на высоте, меньшей
160км, этим членом можно пренебречь. Последний член определяет
лобовое сопротивление и имеет отрицательный знак. С улучше-
улучшением аэродинамики ракеты коэффициент лобового сопротивления
и величина силы сопротивления уменьшаются. Так как удельная
нагрузка Go/F пропорциональна длине и средней плотности раке-
ракеты, то удлиненные ракеты компактной конструкции обладают мень-
меньшим лобовым сопротивлением. В безвоздушном пространстве член,
определяющий лобовое сопротивление, равен нулю (р — 0, Cjc=O).
Значения максимальной высоты подъема, вычисленные по этой
теории для случая вертикального полета, обычно превосходят не
более чем на 20% результаты, полученные при экспериментальных
вертикальных запусках ракет [5]. Эти расхождения связаны с не-
неэкономичным использованием топлива на неустановившихся
режимах при взлете и выключении двигателя, возрастанием
сопротивления при малых колебаниях и рыскании ракеты, откло-
отклонением от вертикальной траектории и другими причинами.
Если начальная скорость VQ и начальная высота принимаются
равными нулю и влиянием лобового сопротивления можно прене-
пренебречь, то выражение для максимальной высоты вертикального
полета получает вид
(8.22)
Кривые на фиг. 104 и 105 показывают относительное влияние
скорости истечения гб'эфф, отношения масс ft, продолжительности
§ 3. Приближенный расчет вертикальной траектории
255
работы двигателя такт и удельном нагрузки Go/F на максимальную
скорость ракеты для рассчитанных траекторий вертикального
полета.
4000
3750
| 3500
\ 3250
^ 3000
2750
2500
ета с уаботающим двигателем = 10 сек /
Сх меняется по определенному закону
250
500
750 1000 1250 оо
• Удельная нагрузка, г/см2
Фиг. 104. Зависимость максимальной скорости ракеты от удель-
удельной нагрузки для различных значений продолжительности полети
с работающим двигателем [1].
20000
17500
15000
* 12500
Л Ю000
7500
5000
2500
%
-¦
»—•
— —
¦1 -
УСЛОвиЯ:
Тат=30ы
Vo = 0
Go/F= со
9=9о
1 1
— —
т
1830
1
——
+00**
— —'
aw
— ¦
——
— ¦
«=
и. —
0<*~
0-~*
——
у
0^
0*~
——
——
—'
0*s
А
у
1
/-
/
0,7
0,8
0,9
Ф и г. 105. Зависимость максимальной скорости ракеты от отноше-
отношения масс Ь для различных значений скорости истечения [1].
Пунктирная линия соответствует скорости отрыва на уровне моря.
Общее рассмотрение дальности полета ракеты не приводит
к простым математическим выражениям, и эту задачу приходится
решать для каждого типа ракетного летательного аппарата в от-
отдельности. В общем случае дальность возрастает с увеличением
25G Гл. VIII. Летные характеристики
удельного импульса, отношения масс и отношения Су/Сх, с умень-
уменьшением коэффициента лобового сопротивления (в результате
улучшения аэродинамики ракеты), а также при перенесении
большей части траектории полета ракет на значительные высоты.
Высокая скорость полета ракеты (V —> г#Эфф), в особенности на зна-
значительных высотах, увеличивает дальность полета благодаря
повышению эффективности использования энергии ракетного
двигателя1). Расчеты горизонтальной дальности полета для упро-
упрощенных случаев приведены в работах [2 и 3].
§ 4. МЕЖПЛАНЕТНЫЕ ПОЛЕТЫ
Ракета открывает возможности для отрыва от Земли, для
межпланетных сообщений, для отрыва от нашей солнечной систе-
системы и для создания неподвижных или перемещающихся станций
в межпланетном пространстве. Использование для этих целей
других средств, например выстрела из длинного орудийного ствола
специальной конструкции или электростатических сил, практиче-
практически невозможно, и в настоящее время общепринято мнение, что
ракета является единственным средством для осуществления меж-
межпланетных сообщений [5, 7]. Основные проблемы межпланетных
сообщений связаны с созданием мощных ракетных двигателей,
разработкой легких и прочных конструкций межпланетных ко-
кораблей, осуществлением связи с Землей, с вопросами навигации,
управления кораблем, регулирования траектории полета, техники
взлета и посадки и предотвращения столкновения с метеорами.
Хотя эти и многие другие проблемы требуют годы для их иссле-
исследования и решения, основной физический вопрос о принципиаль-
принципиальной возможности отрыва ракеты от Земли теоретически уже решен.
Скорость, необходимую для отрыва от Земли, можно опреде-
определить путем приравнивания кинетической энергии перемещающе-
перемещающегося тела работе, необходимой для преодоления силы тяжести,
пренебрегая влиянием вращения Земли и притяжением других
небесных тел:
—?- = т \^ g dR.
Подставляя выражение для g из формулы (8.6) и пренебрегая
сопротивлением воздуха, получаем следующее соотношение для
скорости отрыва:
V птт) — •*'
где F0Tp—скорость отрыва, Ro—радиус Земли, g0—ускорение силы
тяжести на уровне моря и Н—высота.
То есть увеличению тягового к. п. д.—Прим. ред.
§ 4. Л1ежпланетные полеты 257
Скорость отрыва от поверхности Земли составляет 11 200 м/сек
и не изменяется значительно в пределах земной атмосферы, как
это показано на фиг. 106. Физически в атмосфере невозможно
осуществить полет ракеты с такой высокой скоростью, так как
исключительно высокая температура, до которой разогреется
поверхность ракеты, приведет к ее воспламенению. Практически
межпланетный корабль должен пересекать атмосферу со сравни-
сравнительно низкой скоростью с ускорением до скорости отрыва за
пределами атмосферы.
Ниже будут рассмотрены три различных типа межпланетных
кораблей и будут указаны наиболее существенные требования,
предъявляемые к каждому из них.
1. Ракетный корабль, который становится спутником Земли
и обращается вокруг Земли наподобие Луны, мог бы оставаться
неопределенно долгое время на орбите, проходящей вне земной
атмосферы, без сообщения ему дополнительной энергии1). Подобные
спутники могут быть использованы для разведки в качестве метео-
метеорологических станций и пунктов наблюдения за облаками, а так-
также в качестве коротковолновых радиостанций. Траектории этих
спутников должны лежать вне земной атмосферы, чтобы исклю-
исключить расход энергии на преодоление лобового сопротивления,
которое приводит к уменьшению высоты ракеты.
Скорость спутника должна быть достаточно большой, чтобы
возникающая центробежная сила уравновешивала гравитационное
притяжение Земли, т. е.
К
mmg
Используя выражение (8.6), находим скорость спутника Vc:
<8-24>
Эта скорость в У 2 раз меньше скорости отрыва. Период обра-
обращения спутника по круговой орбите относительно неподвиж-
неподвижной Земли равен
3^ ^ (8.25)
Энергия, необходимая для переноса единицы массы на орбиту
спутника, представляет сумму ее кинетической и потенциальной
г) Автор снова замалчивает роль К. Э. Циолковского, предложившего
такие «искусственные спутники Земли».—Прим. ред.
*1 Д. Саттон
253
Гл. VIII. Летные характеристики
энергии, а именно:
R
На фиг. 106 изображены кривые изменения скорости отрыва,
скорости движения спутника на орбите, периода обращения спут-
спутника вокруг Земли и его энергии в зависимости от высоты спутника
над Землей.
.6000
5000
4000
хЗООО
2000
I
11000.
J8000
15000
512000
I
| 3000
<§ 6000
3000
¦^—
_, "*
^**
— —
А
R
— —
^-—
— ¦-.
-
—i —
— —
-
—
— —
— ,
у?
— —
— т
- 7
t
10
12
~0 2 4 6 8
Высота, Ю3км
Фиг. 106. Зависимость орбитальной энергии на 1 кг массы (кривая А),
орбитальной скорости (кривая С) и периода обращения спутника (кривая Z>),
а также скорости отрыва (кривая В) от высоты спутника над Землей.
Спутник, обращающийся вокруг Земли на высоте 500 км, будет
обладать скоростью 7 600 м/секу совершать один полный оборот
вокруг неподвижной Земли в течение 1,58 часа и потребует
затраты примерно 8 000 ккал для перемещения с Земли на орбиту
1 кг его массы.
2. Ракетный корабль, предназначенный для сообщения между
планетами, В качестве возможных мест назначения указывались
Венера, Марс и Луна. Такой межпланетный корабль должен пре-
преодолеть гравитационное притяжение Земли и иметь запас энергии,
достаточный для преодоления гравитационного воздействия Солнца
§ 5. Типы ракет
и других планет. Проблемы навигации, связи, управления,,
взлета и посадки межпланетных кораблей еще не получили удо-
удовлетворительного решения. 1
Энергию, необходимую для отрыва от Земли, можно определить
по формуле 72т^отр с подстановкой значения F0Tp из формуль*
(8.23). Она равна примерно 14 800 ккал на 1 кг массы, т. е. лишь
незначительно превосходит величину энергии, необходимой для
создания спутника [5].
3. Ракетный корабль для отрыва от Земли и Солнечной систе-
системы. Зейферт, Миллс и Зуммерфельд [5] вычислили, что для отрыва
межпланетного корабля от Солнечной системы необходимо затра-
затратить примерно 119 000 ккал на 1 кг массы. Так как эта энергия
примерно в 8 раз превосходит величину энергии, необходимой для
отрыва от Земли, то отрыв от Солнечной системы можно осуще-
осуществить при помощи более эффективных двигателей, например при
помощи ракетных двигателей, использующих ядерную энергию.
§ 5. ТИПЫ РАКЕТ
Ракетные мины. Неуправляемые снаряды для стрельбы на
близкие дистанции (например, типа показанных на фиг. 7 и 8),
снабженные боевой головкой, называются ракетными минами.
Общие уравнения их движения выведены в § 2; подробное теорети-
теоретическое исследование дано в работе [2].
Так как ракетные мины являются неуправляемыми снарядами,
то точность поражения ими цели зависит от начального прицела
и рассеивания, вызываемого неодинаковым лобовым сопротивле-
сопротивлением, ветром, колебаниями и несоосностью струи, корпуса и ста-
стабилизаторов. Отклонения от заданной траектории возрастают при:
движении снаряда с низкой начальной скоростью, так как аэро-
аэродинамическая устойчивость снаряда со стабилизаторами мала при
низкой скорости полета. В тех случаях, когда мины выстреливают-
выстреливаются из самолета, летящего со сравнительно высокой скоростью,1
или когда устойчивость мин обеспечивается путем сообщения им-
вращения вокруг их продольной оси, точность поражения цели
возрастает в 2—10 раз по сравнению с точностью поражения про-
простой ракетой со стабилизатором при стрельбе с места.
Управляемые снаряды. Назначение и типы управляемых сна-
снарядов были рассмотрены в гл. I. Так как имеется возможность
регулировать направление полета управляемых снарядов и устра-
устранять отклонения от заданной траектории, то меткость стрельбы имхг
значительно превосходит меткость стрельбы ракетными минами.
Было разработано значительное количество различных типов
Управляемых снарядов, и разрабатываются все новые типы [8].,
Изложение проблем и принципов, а также описание механизмов
17*
260 Гл. VIII. Летные характеристики
управления высокоскоростными ракетными снарядами выходит за
пределы содержания настоящей книги. Типичные управляемые
снаряды изображены на фиг. 9 и 124.
Дальность и высота полета простого ракетного снаряда без
вспомогательного (бустерного) двигателя ограничиваются труд-
трудностями конструирования ракет при высоких отношениях масс
и сравнительно низкой теплопроизводительностыо современных
ракетных топлив. Расчеты показывают, что высота полета, боль-
большая 400 км, или дальность полета, большая 500 км, в общем случае
могут быть достигнуты только при
топлива60 ' использовании .одноступенчатых ра-
1440 кг/м3 I / / кет с небольшой полезной нагруз-
нагрузку / / кой или составных (многоступенча-
960^ / / / тых) ракет. Большие дальности по-
480 /\/ / лета могут быть достигнуты при
помощи крылатых ракет. Проекти-
Проектирование ракет-спутников или ракет,
предназначенных для отрыва от Зем-
Земли, с одноступенчатым ракетным
— двигателем является нерациональ-
Удельная тяга г
ным, так как вся масса снаряда,
•Фиг. 107. Влияние измене- включая опустошившиеся топлив-
ния удзльной тяги и удельного ные ба должна непрерывно по-
повеса топлива на дальность по- ' r r
лета лучать ускорение, даже если эта
масса перестает быть полезной.
В гл. IV было показано, что скорости истечения, превышающие
3 000 м/сек, можно получить только при использовании весьма
немногих топлив. Для достижения скорости полета 7 600 м/сек
ири такой скорости истечения и продолжительности работы 100 сек.
отношение масс ракеты должно превышать 0,91; возможность
осуществления такого отношения физически невероятна.
Использование топлива с большой плотностью позволяет по-
повысить отношение масс Ь данного снаряда и, следовательно, уве-
увеличить дальность полета. При заданной дальности полета более
плотное топливо позволяет уменьшить размеры снаряда и, следо-
следовательно, уменьшить его лобовое сопротивление. Влияние изме-
изменения среднего удельного веса топлива на дальность полета можно
вычислить для любого данного снаряда и представить в виде кри-
кривых, подобных изображенным на фиг. 107.
Применение многоступенчатых ракет обеспечивает повышение
скорости полета и приводит к улучшению характеристик при боль-
больших дальностях или высоких скоростях полета. На фиг. 21 изобра-
изображена схема двухступенчатой ракеты, а на фиг. 10—вторая ступень
двухступенчатой ракеты. После того как топливо, запасенное на
данной ступени, израсходуется, эта ступень отделяется от ракеты
и начинает работать двигатель следующей ступени. Последняя
§ 5. Типы ракет 261
ступень, которая обычно бывает наименьшей, несет на себе полез-
полезную нагрузку. Простая двухступенчатая ракета состоит из сна-
снаряда и вспомогательной ракеты—бустера, который отделяется
от основной ракеты после израсходования находящегося в нем
топлива.
Проблемы отделения отработавшей и ненужной ступени от ос-
остальной части ракеты, а также воспламенения и немедленного
обеспечения сгорания в следующей ступени не возникают при про-
проектировании одноступенчатых ракет. Так как число отдельных
частей ракеты (двигатели, клапаны, устройства для регулирования
тяги, запальные устройства, органы аэродинамического управле-
управления и т. д.) прямо пропорционально числу ступеней, то по мере
возрастания их числа возрастают трудности проектирования
и эксплуатации ракет.
Общая теория многоступенчатых ракет изложена в работах
[1, 5]. Допуская, что отделение отработавшей ступени происходит
одновременно с запуском двигателя следующей ступени, ско-
скорость ракеты в момент остановки двигателя последней ступени FaKT
можно определить по формуле
^акт = — /Ш>эфф In [о A —X) +Х] — gxaKT,
где п—число ступеней, г#Эфф—средняя эффективная скорость
истечения, а—конструктивный параметр ступени, представляю-
представляющий собой отношение веса пустой ступени к ее полному весу,
X—коэффициент полезной нагрузки, представляющий собой отно-
отношение веса нагрузки данной ступени (вес остальных ступеней
ракеты и полезной нагрузки) к весу рассматриваемой, ступени,
g—ускорение силы тяжести и такт—полное время работы всех
двигателей (горения топлива) от момента запуска двигателя пер-
первой ступени до выключения двигателя последней ступени.
Если пренебречь лобовым сопротивлением, то можно показать
[1], что постоянство величины X для всех ступеней обеспечивает
оптимальную форму ракеты. Допущение о постоянстве величины а
приводит лишь к небольшим ошибкам.
При возрастании числа ступеней начальный взлетный вес
ракеты может быть уменьшен; однако выигрыш от снижения на-
начального веса при значительном увеличении общего числа ступеней
становится менее очевидным. В действительности общее число
ступеней не должно выбираться очень большим, так как при этом
механизмы становятся слишком сложными и громоздкими. Наибо-
Наиболее экономичное число ступеней многоступенчатой ракеты обычно
находится между 3 и 10.
Полезная нагрузка многоступенчатой ракеты пропорциональна
взлетному весу даже в том случае, когда она составляет лишь
весьма незначительную часть начального веса. Так, если для
262
Гл. VIII. Летные характеристики
полезной нагрузки в 25 кг требуется составная ракета весом
3 000 кг, то для полезной нагрузки в 250 кг понадобится ракета
весом 30 000 кг.
Ракетные самолеты. Значение ракетного двигателя для авиа-
авиации ограничивается в связи с большим расходом топлива (фиг. 108)
и необходимыми высокими отношениями массы топлива к полному
18
16
14
СО
12
8
о
е
s.
I
а
Ракетный двигатель (кислород и спирт)
Ракетный двигатель (кислород и водород)
Прямоточный воздушно-
-реактивный двигатель -
Турбореактивныи_
двигатель
двигатель с форсажной
камерой
Поршневой двигатель с винтом
500
2000
2500
1000 1500
Скорость полета, км/час
Фиг. 108. Зависимость расхода топлива от скорости полета для
различных авиационных силовых установок.
весу самолета. Опасность эксплуатации и хранения ракетных
топлив, сильный шум и необходимость в специальных аэродром-
аэродромных устройствах ограничивают использование ракетных двигате-
двигателей в гражданской авиации. Ракетные двигатели нашли приме-
применение только для специальных экспериментальных самолетов
и высокоскоростных истребителей [9,10].
§ 5. Типы ракет
263
Однако самолет с ракетным двигателем является единственным
известным самодвижущимся летательным аппаратом, способным
совершать полет с человеком на исключительно больших высотах
и с очень высокими скоростями, и этим ракетный двигатель отли-
отличается от других типов авиационных двигателей, например
винтомоторных установок, турбореактивных и прямоточных
двигателей. Сравнение этих авиационных двигателей, используе-
используемых для установки на одноместном истребителе-перехватчике,
1
1
Е
I
s
<$
5«
|О
•3
ic
a:
a.
Л
Прямоточный ^S^ >
воздушно - реактивный ^^— -^
двигатель ^ s^ Jr
t'' ^ JL
^ -^
Ракетный j
двигатель
А
у
у
у
Л
J
- 1 L L к к "у '^J\ ' "
А
л ИМ
г
у
уУ
у
у
i
у
у
i
уУ
у i
у
ЕЕЕ
^ ^ . 1 1 ». i к.' \ Ч. ^
\
Турбореактивный двигатель —^
V/у/,,//'/ у/////////////Л///////.
У]\у^ Поршневой двигатель с винтом
>У 1
Ю 20 30
Продолжительность полета, мин
Фиг. 109. Зависимость суммарного объема двигателя и
топлива от продолжительности полета для самолетов и сна-
снарядов с начальным весом 5—15 т.
показывает, что хотя сухой вес ракетного двигателя составляет
примерно Vi2 или даже меньше от веса обычной винтомоторной
установки с поршневым двигателем, однако высокий расход то-
топлива ракетного двигателя делает ракетный самолет практически
целесообразным только для очень кратковременных полетов на
относительно малых высотах (фиг. 109 и 110). Сухой вес силовой
установки зависит от расчетной высоты полета. Фиг. 111 показы-
показывает, что ракетный двигатель является единственным авиационным
двигателем, удельный вес которого на единицу тяги не увеличи-
увеличивается с высотой.
Для ракетных самолетов высокая скороподъемность, большая
дальность полета и быстрый разгон могут быть получены наиболее
У Ракетный
^ двигатель
воздушно-реактивный
двигатель
Поршневой
двигатель
с винтом
Турбореактивный
двигатель
Ю 20 30
Продолжительность полета, мин
Фиг. 110. Зависимость суммарного веса двигателя и топлива
от продолжительности полета для самолетов и снарядов с на-
начальным весом 5—15 т.
3 6 9 12
Высота полета, км
15
Фи г. 111. Зависимость удельно-
удельного веса двигателя, отнесенного
к 1 кг максимальней тяги, от вы-
высоты полета при различных зна-
значениях скорости [11].
А—поршневой двигатель с винтом;
В—турбореактивный двигатель; С —
прямоточный воздупшо-реактивньш
двигатель; JD—ракетный двигатель.
§ б. Типы ракет
265
экономичным путем при высоких тягах и скоростях полета, так
как тяговый коэффициент полезного действия ракетного двига-
двигателя возрастает с увеличением скорости вплоть до величины, при
которой скорость полета становится равной скорости истечения.
Изменение тяги ракетных двигателей с высотой полета невелико
по сравнению с другими двигателями (фиг. 112). Как показывает
расчет [12] летных характеристик дозвукового ракетного самолета,
120
о/
/о
100
80
60
20
-
^>
-—-—¦
N
\
-*-
\
\
F
т.
~0 3 6 9 12
Высота полета, км
15
Фиг. 112. Зависимость тяги от высоты полета для
различных авиационных силовых установок.
А—ракетный двигатель; В—высотный поршневой двига-
двигатель с винтом; С—турбореактивный двигатель (при ско-
скорости 800 км/час); D—прямоточный воздушно-реактивный
двигатель; Е—изменение плотности воздуха; F—невысот-
F—невысотный поршневой двигатель с винтом.
максимальная скорость полета и скороподъемность при увеличе-
увеличении высоты полета резко увеличиваются.
Из-за очень большого расхода топлива продолжительность
и дальность полета ракетных самолетов ограничена, как это пока-
показано на фиг. 109, 110 и ИЗ. Продолжительность моторного полета
экспериментального ракетного самолета, изображенного на фиг. 5,
составляла всего 5 мин. при полной тяге двигателя. Немецкий
истребитель Ме-163 мог действовать около 3 мин. при полной
мощности и более 12 мин. при пониженной мощности двигателя;
266
Гл. VIII. Летные характеристики
однако он был способен подняться на высоту 12 000 м менее чем
за 3 мин. Чередуя планирование с полетом при работающем дви-
двигателе, этот самолет мог продержаться в воздухе свыше 30 мин.
Максимальная дальность полета ракетного самолета также огра-
ограничена, если только не применяется многоступенчатый самолет,
2000
1750
1500
* 1250
1
4
WOO
750
500
250
---—-
/
/
*—
D
х
\
0 3 6 9
Высота полета, км
12
Ф'и г. 113. Зависимость максимальной даль-
дальности полета истребителя с различными дви-
двигателями от высоты полета (включая набор
высоты) [И].
А—с поршневым двигателем; В—с турбореактив-
турбореактивным двигателем; С—с прямоточным воздушно-реак-
воздушно-реактивным двигателем; D—с ракетным двигателем.
в котором первая ступень отделяется, так как служит только для
достижения заданной высоты. Максимально достижимая даль-
дальность полета небольшого истребителя указана на фиг. 113.
§ 6. СТАРТОВЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ [13— J5]
Применение ракетных двигателей с небольшой продолжитель-
продолжительностью работы позволяет сократить длину разбега и (или) увели-^
чить полезную нагрузку самолета при взлете. Для этих целей
§ 7. Аэродинамическое влияние реактивной струи 267
используются жидкостно-реактивные и пороховые двигатели.
На фиг. 12, 13 и 127 изображены некоторые конструкции порохо-
пороховых стартовых ракетных двигателей. Двигатель, изображенный
на фиг. 127, развивает тягу в 450 кг в течение 12 сек. Жидкостно-
реактивные стартовые двигатели (см. фиг. 6 и 117) могут работать
от 25 до 60 сек. Обычно в качестве стартовых двигателей исполь-
используются пороховые ракетные двигатели в связи с простотой их
установки и обслуживания.
Стартовые двигатели используются на самолетах, базирующих-
базирующихся на авианосцах, а также на гидросамолетах, обеспечивая воз-
возможность их взлета даже в плохую погоду.
В настоящее время использование ракетных двигателей в ка-
качестве стартовых представляет собой одну из основных форм
невоенного применения ракетных двигателей. Использование
стартового двигателя, развивающего тягу в 450«г в течение 14 сек.,
уменьшает, например, длину разбега транспортного самолета
ДС-3 на 29% при взлете с аэродрома, расположенного на уровне
моря, и на 34% при взлете с аэродрома, расположегшого на высоте
1 800 м. Стартовые ракетные двигатели могут быть установлены
на самолете в виде постоянной части его оборудования, либо мо-
могут сбрасываться после их использования. Большинство таких
сбрасываемых двигателей снабжается парашютами, так что они
могут быть сохранены, заправлены и снова использованы.
§ 7. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ ВЛИЯНИЕ РЕАКТИВНОЙ СТРУИ
Влияние струи газов, вытекающих из ракетного двигателя,
на аэродинамические характеристики снарядов сказывается
в уменьшении их лобового сопротивления при сверхзвуковых ско-
скоростях полета и увеличении его при дозвуковых скоростях.
В дозвуковых ракетных снарядах струя газов, вытекающих из
двигателя со сверхзвуковой скоростью, действует подобно эжекто-
эжектору и вызывает подсасывание окружающего воздуха за летящим
снарядом. Это сильно сказывается в случае таких летательных
аппаратов, как снаряды, мины и некоторые типы самолетов, в ко-
которых ракетный двигатель расположен в конусообразной задней
части. Эжектирующее действие вытекающих газов вызывает уско-
ускорение окружающего воздуха и, следовательно, местное увеличе-
увеличение поверхностного трения и понижение давления на поверхность
ракеты вблизи сопла. Это приводит к повышению лобового сопро-
сопротивления, частично компенсируемому увеличением тяги за счет
движущегося воздуха, а также за счет понижения атмосферного
давления на выходе из сопла (это понижение вызывает увели-
увеличение тяги, создаваемой разностью давлений).
При полете со сверхзвуковой скоростью у задней части ракеты
возникает область турбулентного следа с пониженным местным
268 Гл. VIII. Летные характеристики
давлением. Под действием реактивной струи область понижен-
пониженного давления заполняется вытекающими из двигателя газами,
что приводит к повышению давления на хвостовую часть ракеты.
Это уменьшает лобовое сопротивление, или, иными словами, уве-
увеличивает тягу. Кроме того, при определенных условиях на гра-
границе между реактивной струей и потоком окружающего воздуха
возникает ударная волна, которая также вызывает уменьшение
лобового сопротивления в результате воздействия на прилегаю-
прилегающий пограничный слой. Вследствие этого в случае сверхзвуковых
скоростей полета наличие струи газов, вытекающих из ракетного
двигателя в задней части летящего обтекаемого тела, является
желательным.
ЛИТЕРАТУРА
1. Mali na F. J., Summerf ield M., The Problem of Escape
from the Earth, Journ. Aeronautic. Sci., 14, No 8, 471 A947).
2. Рос сер Д., Ньютон Р. и Гросс Г., Математическая теория
полета неуправляемых ракет, М., 1950.
3. К о о й и Ютенбогарт, Динамика ракет, М., 1950.
4. Ackeret J., Zur Theorie der Raketen, Helv. Phys. Acta, 19, 103 A946).
5. Seifert H. S., Mills M. M., S u m m e r f i e 1 d M., Physics
of Rockets: Dynamics of Long Range Rockets, Amer. Journ. Phys., 15,
No 3, May—June A947).
6. M a 1 i n a F. J., S m i t h A. M. 0., Flight Analysis of the Sounding
Rocket, Journ. Aeronautic. Sci., 5, No 5, 199 A938).
7. Оберт Г., Пути осуществления космических полетов, М., 1948.
8. Putt D. L., German Developments in the Field of Guided Missiles,
SAE Journ. (Trans.), 54, No 8, August A946).
9. С о 1 e R. A., German Rocket Aircraft and Their Power Plants, paper
presented before SAE on March 7, 1946.
10. King H. F., Rocket Fighters, Flight, May, 519 A946).
11. Hamlin В., Spencerley F., Comparison of Propeller and Reac-
Reaction Propelled Airplane Performances, Journ. Aeronautic. Sci., 13, No 8,
425 A946).
12. L i p p i s с h A., Flugmechanische Beziehungen der Flugzeuge mil
Strahlantrieb, Forschungsber., 1791 A937).
13. Zbigniew Krzywoblocki, Rocket Assisted Take-offs, Aero-
digest, December A946).
14. Zucrow M. J., Jet Propulsion and Rockets for Assisted Take-off,
ASME Trans., April A946.)
15. S u m m e r f i e 1 d M., The Rocket's Future Influence on Transport
Design, Aviation, 45, No 1, 73 A946).
Глава IX
ИСПЫТАНИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
§ 1. ТИПЫ ИСПЫТАНИЙ
С целью усовершенствования конструкции ракетных двигате-
двигателей, систем подачи топлива и других частей ракетных установок,
а также для проверки качества работы они должны быть подвер-
подвергнуты испытаниям. В такой новой области, какой являются ра-
ракетные двигатели, одни только теоретические исследования и про-
проектирование не в состоянии обеспечить доводку разрабатываемого
двигателя. Ракетные двигатели и различные основные части всей
установки проходят ряд испытаний, обычно следующих видов:
1. Испытания для проверки качества изготовления (напри-
(например, проверка под давлением сварных швов, проверка химического
состава материалов и т. п.),
2. Испытания для проверки качества сборки (например, испы-
испытания под давлением для выявления течей в соединениях трубо-
трубопроводов, а также между камерой сгорания и головкой, проверка
соосности и посадки подшипников турбины и насосов).
3. Функциональные испытания для проверки правильности
работы отдельных элементов неработающего двигателя (например,
гидравлические испытания системы подачи топлива, проверка
течения через охлаждающую рубашку, испытания действия кла-
клапанов и др.).
4. Испытания работающего двигателя с целью проверки пра-
правильности работы и характеристик двигателя: а) статические,
или стендовые, испытания (наземные испытания на испытательной
станции), б) летные испытания.
Проверка качества изготовления и сборки обычно проводится
на заводе при помощи специального точного оборудования. Функ-
Функциональные испытания и статические огневые испытания прово-
проводятся на специальных испытательных станциях.
Большинство испытаний ракетных двигателей до настоящего
времени было связано с доводкой новых двигателей или их эле-
элементов или же с исследованием новых явлений (наблюдением или
измерением). В качестве примеров испытаний подобного рода мож-
можно указать на испытание нового блока клапанов регулирования
и определение расширения сопла ракетного двигателя во время
его работы. Эти испытания часто требуют создания специального
экспериментального оборудования и измерительной аппаратуры.
270
Гл. IX. Испытания ракетных двигателей
Серийные испытания обычно сводятся к измерению некоторых
основных параметров на большом количестве двигателей. В тече-
течение второй мировой войны такие испытания прошли тысячи поро-
пороховых ракетных снарядов и стартовых двигателей, в Германии
были проведены статические испытания примерно 3 000 двигате-
двигателей ракет V-2. Обычно испытательное оборудование и измеритель-
измерительная аппаратура для таких испытаний проектируются так, чтобы
обеспечить проведение испытаний и измерений в минимальное
время.
§ 2. ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ИСПЫТАНИЙ
Так как обращение с топливом для ракетных двигателей
и управление процессом горения, происходящим при высоком дав-
давлении, сопряжены с опасностью для обслуживающего персонала,
Фиг. 114. Куски взорвавшегося экспериментального ракетного
двигателя (фирма Норт Америкен).
то метод проведения стендовых испытаний в значительной мере
определяется необходимыми мерами обеспечения безопасности.
На фиг. 114 показаны остатки экспериментального ракетного
двигателя после взрыва камеры сгорания; это двигатель такого же*
типа, что и изображенный на фиг. 64. О силе взрыва можно су-
§ 2. Обеспечение безопасности испытаний 271
дцть по полному раздроблению и деформации массивных стальных
частей двигателя.
Вследствие этого почти всегда при испытаниях на настоящем
топливе применяется дистанционное управление из специального
укрытия. Помимо этого, обычно принимаются специальные меры
для уменьшения до минимума разрушений при взрыве или дру-
другом происшествии. Наиболее обычными мероприятиями по обес-
обеспечению безопасности испытаний ракетных двигателей являются
следующие:
1. Обслуживающий персонал размещается внутри бетонирован-
бетонированных кабин или за бетонными стенами, расположенными на неко-
некотором расстоянии от испытываемого двигателя.
2. Для исключения необходимости в подаче взрывоопасных
топлив внутрь кабины применяется дистанционное управление
клапанами и т. п. при помощи специальных электрических, гид-
гидравлических или пневматических систем.
3. Для подавления возможного воспламенения топлива почти
всегда предусматривается спринклерная система, автоматическая
или с ручным управлением.
4. Экспериментаторы наблюдают за ходом испытания через
перископные устройства или через очень толстое небьющееся
стекло, которое часто армируется железной решеткой. В неко-
некоторых случаях для дистанционного наблюдения используются
телевизионные установки.
5. Отдельные испытательные стенды, склады топлива или дета-
деталей и кабины управления никогда не располагаются рядом; обыч-
обычно они располагаются на значительных расстояниях друг от дру-
друга, чтобы катастрофа в одном из этих сооружений не привела
к разрушению других.
6. Перед началом испытаний даются предупредительные сигна-
сигналы, указывающие персоналу на необходимость освобождения
опасной зоны (сирена, колокол, флаг, труба или сигнальные огни).
7. Окислитель и горючее хранятся в отдельных помещениях,
что уменьшает опасность пожара или взрыва и ограничивает ко-
количество топлива, находящегося на какой-либо одной эксперимен-
экспериментальной установке.
8. Для предотвращения шрапнельного действия осколков,
разлетающихся при взрыве, испытательный бокс обычно баррика-
баррикадируется с нескольких сторон.
9. Все применяющиеся измерительные приборы снабжаются
дистанционными указателями или дистанционной записью пока-
показаний.
10. Вблизи испытательной станции, использующей воспламе-
воспламеняющееся топливо, курение воспрещается. Весь обслуживающий
персонал обеспечивается специальной обувью, исключающей
искрообразование.
272
Гл. IX. Испытания ракетных двигателей
11. Присутствие персонала в помещении испытательной стан-
станции допускается только в том случае, если окислитель и горючее
хранятся раздельно и не под давлением.
12. Персонал, работающий с опасными топливами, обеспечи-
обеспечивается перчатками, щитками для защиты лица, а для работы с не-
некоторыми топливами даже противогазами и резиновой или пласт-
пластмассовой одеждой.
13. Установление и строгое соблюдение правил техники безо-
безопасности значительно снижает количество несчастных случаев,
происходящих из-за неосторожности.
Если двигатель уже доведен и проверен, то некоторые из вы-
вышеперечисленных правил могут не соблюдаться. Так, например,
летные испытания обычно проводятся только с испытанными
и проверенными ракетными двигателями.
§ 3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
Первые испытательные станции часто состояли только из ямы,
в которой мог находиться оператор, и простого деревянного стен-
стенда для испытания двигателя, расположенного на расстоянии
Фиг. 115. Пульт управления установки для стендовых испытаний
жидкостно-реактивного двигателя (фирма Норт Америкен).
§ 3. Экспериментальные установки
273
примерно 6 м от этой ямы. Управление клапанами часто осущест-
осуществлялось при помощи длинных шнуров, протянутых из ямы.
Современная испытательная станция имеет обычно бетонную
кабину управления, в которой размещаются все измерительные
приборы и органы управления [1, 2]. Операторы проводят
Ф и г.
116. Установка для стендовых испытаний жидкостно-реак
тивного двигателя [4].
Видны решетки на смотровых окнах из бронестекла.
Ф1иг. 117. Стендовые испытания жидкостно-реактивного дви-
двигателя на установке, защищенной бетонными стенами (фирма
Норт Америкен).
испытания двигателя, находясь в этой кабине. Типичный пульт
управления показан на фиг. 115. Прорези в стенах заканчиваются
смотровыми окнами, через которые производится наблюдение
за ходом испытания. Справа вверху показано устройство для
связи между оператором и обслуживающим персоналом, находя-
находящимся в испытательном боксе во время ремонта, проверки и об-
обслуживания двигателя. Замок справа на пульте запирает главный
'18 Д. Саттон
Фи г. 118. Портальный кран для испытания и запуска ракет V-2
применявшийся при экспериментальных запусках этих ракет на по-
полигоне Уаит-Сендс, штат Нью-Мексико
Кран установлен на колесах и перед запуском ракеты отводитсяГв сторону.
§ 4. Измерительные приборы
275
переключатель; ключ от него выдается ответственному за про-
проведение испытания.
Рядом с кабиной управления располагается испытательный
бокс, в котором находится испы-
испытуемый двигатель. Внешний вид
этого бокса зависит от размеров
и типа двигателя. Для испыта-
испытания систем подачи взрывоопасных
топлив необходимы почти такие
же сложные установки, как и для
испытания ракетных двигателей.
Для уменьшения опасности взры-
взрыва топливные баки обычно раз-
размещаются вне испытательного бо-
бокса. Оборудование, необходимое
для обслуживания и ремонта ис-
испытательной установки и самого
двигателя, обычно находится в со-
соседней с боксом мастерской. На
фиг. 116 и 117 показаны ти-
типичные испытательные установки.
Они окружены со всех сторон,
кроме сторон наблюдения и вы-
выхлопа, стенами, защищающими от
взрыва. На фиг. 118 изображена
установка для испытания и запус-
запуска ракет. Так как большинство
ракет имеет значительные габари-
габариты и большой вес, но, вместе с
тем, требует осторожного обраще-
обращения, то для их запуска необхо-
необходимо применять специальные стартовые устройства [3]. На фиг. 119
изображен бассейн для испытания подводных ракет.
Фиг. 119. Бассейн для испыта-
испытания подводных ракет (лаборато-
(лаборатория реактивных двигателей л Ка-
Калифорнийского технологического
института).
§ 4. ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ ПРИБОРЫ
Ниже перечислены основные физические величины, которые
обычно измеряются при испытаниях с целью получения стендо-
стендовых характеристик ракетного двигателя. Каждая из этих величин
затем рассматривается отдельно [3,4].
1. Силы—тяга или реакция.
2. Расход топлива: а) горючего, б) окислителя.
3. Давления: а) в камере сгорания, б) топлива перед впрыском,
в) во всасывающей и нагнетающей магистралях насоса.
4. Температуры: а) газов в камере сгорания и сопле, б) стенок
камеры и сопла, в) горючего и окислителя.
18*
276
Гл. IX. Испытания ракетных двигателей
5. Скорости газов в реактивной струе.
6. Параметры факела: а) химический состав, б) размер и форма.
7. Другие величины, например число оборотов насосов, дви-
движение клапанов.
Следует отметить, что непосредственные измерения мощности
ракетного двигателя не производятся из-за отсутствия движущих-
движущихся механических частей.
Все измерения вышеуказанных величин распадаются на две
основные группы: измерения, проводимые при установившемся
////У////,
у/,
Фиг. 120. Испытательный стенд с приспособ-
приспособлением для измерения тягвг [4].
Тяга двигателя равна усилию на динамометре,
умноженному на отношение А(В.
1—динамометр; 2—ракетный двигатель; 3—подмо-
торная рама испытательного стенда; 4—качаю-
4—качающиеся опоры.
режиме, когда происходят только постепенные изменения изме-
измеряемых величин, и измерения при неустановившемся режиме,
например при запуске. При измерениях неустановившихся про-
процессов необходимо применять приборы, способные регистрировать
изменения, происходящие с частотой по крайней мере 200 гц.
Изучение этих переходных процессов важно для эксперименталь-
экспериментальных двигателей. Тщательное изучение физических процессов, про-
происходящих в период запуска, имело большое значение для предот-
предотвращения аварий при запуске, которые прежде были обычными.
1. Тяга. Стенд, на котором устанавливается ракетный двига-
двигатель, имеет конструкцию, допускающую возможность незначи-
незначительного перемещения в направлении действия силы тяги. Вели-
Величина силы тяги измеряется затем при помощи динамометра, как
это показано на фиг. 120 и 121. Такие динамометры могут пред-
представлять собой каретку, действующую на пружину, так что по
деформации последней можно судить о величине приложенной
силы. Несмотря на простоту этой системы, осуществить ее с обес-
обеспечением достаточной точности измерений затруднительно.
§ 4. Измерительные приборы
277
Обычно применяются гидравлические динамометры (мессдозы),
подобные показанному на фиг. 121. Часто употребляются также
пневматические динамометры и датчики тензометрического типа.
При измерении тяги давление в гидравлическом цилиндре месс-
мессдозы передается через дроссельный клапан, демпфирующий
высокочастотные пульсации давления, на манометр с непосред-
непосредственным отсчетом. Для предотвращения заедания поршня
Фиг. 121. Схема гидравлического динамометра [4].
1—поршень; 2—трубка к манометру; 3—вращающийся цилиндр; 4—
уплотнение; 5—шестерня для вращения с целью предупреждения за-
заедания цилиндра; 6—упорный подшипник; 7—тяга, связанная с испыта-
испытательным стендом.
в цилиндре, в мессдозе, изображенной на фиг. 121, цилиндр
вращается при помощи специальной шестеренчатой передачи.
С целью измерения тяги с регистрацией высокочастотных коле-
колебаний, например во время запуска и остановки двигателя, для
измерения давления жидкости в гидравлической мессдозе могут
быть применены электронные устройства [5]. Такие приборы для
измерения давления в гидравлическом цилиндре мессдозы анало-
аналогичны датчикам давления, описанным ниже, в п. 3. Весьма удо-
удовлетворительные результаты достигаются также при непосред-
непосредственном размещении всего испытательного стенда на весах.
Другой способ определения мгновенного значения силы тяги
заключается в установке ракетного двигателя на упругой опоре,
например на стальной балке, и измерении деформаций этой балки
при помощи тензометров. При использовании такого метода сле-
следует принимать необходимые меры предосторожности для предот-
предотвращения передачи тензометру тепла от двигателя или тепла,
излучаемого выхлопным факелом, так как изменение сопроти-
сопротивления проволочек тензометра может привести к значительным
погрешностям.
278 Гл. IX. Испытания ракетных двигателей
Для измерения сил в системе управления ракетой, возникаю-
возникающих при отклонении рулей, погруженных в реактивную струю
или создаваемых вспомогательными поворотными ракетными дви-
двигателями, необходимо измерять не только осевую тягу, но также
и боковые силы или моменты, возникающие при работе испытуе-
испытуемого двигателя. В этом случае конструкция испытательного стен-
стенда должна быть аналогичной многокомпонентным весам в аэроди-
аэродинамической трубе и позволять одновременное измерение по край-
крайней мере шести сил при помощи шести приборов.
2. Расход топлива. В течение многих лет осуществлялось
лишь грубое измерение общего расхода топлива путем определе-
определения количества топлива в баках до и после каждого испытания.
Эти данные позволяли определять значение среднего расхода
топлива за испытание. В последнее время широкое распростране-
распространение получили различные расходомеры, например дросселирующие
устройства некоторых типов [5]. Другим методом является непре-
непрерывное взвешивание топливных баков при помощи весов или под-
подвески с тензометрами.
Однако все известные автору расходомеры обладают значи-
значительной инерцией и до сих пор еще не созданы необходимые для
исследований чувствительные расходомеры, регистрирующие ко-
колебания с частотой 100 гц и более.
3. Давления. Установившиеся или постепенно изменяющиеся
давления можно измерить или зарегистрировать стандартными
манометрами. В большинстве ракетных двигателей все давления
подвержены высокочастотным пульсациям; стандартные мано-
манометры Бурдона обычно дают только средние значения давления.
Датчики давления, обладающие высокочастотной характери-
характеристикой, не только позволяют регистрировать изменения давления
на переходных режимах запуска и остановки двигателя, но дают
также более правильную картину действительного изменения да-
давления. Для записи и наблюдения эти датчики обычно соединяют-
соединяются с регистрирующими осциллографами или осциллоскопами
с флюоресцирующим экраном. Датчик давления представляет со-
собой устройство, в котором механическое давление преобразуется
в электрический сигнал, который в свою очередь преобразуется
электронным устройством и затем наблюдается или регистрирует-
регистрируется. Такие датчики давления способны реагировать на колебания
с частотой до нескольких сотен герц (в одном случае до несколь-
нескольких тысяч герц), имеют линейную зависимость между давлением
и электрическим сигналом, нечувствительны к влиянию темпера-
температуры, просто градуируются.
Один из принципов действия датчиков давления основан на
том, что круглая мембрана, прогибаясь под действием измеряемого
§ 4. Измерительные приборы 279
давления, изменяет небольшой воздушный зазор между мембра-
мембраной и прилегающей к ней пластиной, так что такой датчик пред-
представляет собой конденсатор переменной емкости. При помощи
схемы с частотной модуляцией эти изменения емкости можно
преобразовать в электрические сигналы. Описание такого дат-
датчика приведено в работе [6].
Экспериментальные датчики давления трех типов изображены
на фиг. 122.
Фиг. 122. Три типа датчиков давления (фирма Эроджет).
Оба крайних датчика имеют трубки для водяного охлаждения.
Другие типы датчиков давления основаны на использовании
тензометров [7], оптического отклонения световых лучей, пьезо-
пьезоэлектрических свойств некоторых кристаллов, изменения индук-
индуктивности, вызываемого подвижными катушками или небольшими
магнитами [5, 8], или магнитострикционного эффекта.
4. Температуры. Температура топлива, стенок камеры сгора-
сгорания и сопла успешно измеряется при помощи термопар. Однако
для получения достоверных результатов необходима особая тща-
тщательность при установке термопар [9]. В некоторых случаях для
измерения температуры используются термометры различных
типов.
Для измерения температуры стенок ракетного двигателя необ-
необходимо предусматривать в конструкции двигателя специальные
устройства для установки соответствующих измерительных при-
приборов, например термопар, которые непосредственно встраи-
встраиваются в двигатель. Определение температуры стенок предста-
представляет большой интерес для конструктора ракетного двигателя,
так как перегрев стенок вызывает размягчение или выгорание
металла стенок с последующей аварией. Количество тепла, погло-
поглощенного топливом в змеевике охлаждения, можно определить
только по результатам измерения его температуры.
Значительные трудности связаны с измерением температуры
газов в сверхзвуковой реактивной струе (факеле). Трудность
280
Гл. IX. Испытания ракетных двигателей
задачи усугубляется не только крайне высокой температурой этих
газов и значительными температурными градиентами (иногда
большими 1 100° С), но и чрезвычайно высокой скоростью газов,
особенно у выходного сечения сопла A 600 м/сек и выше). Обычно
при измерении этой температуры получаются только приближен-
приближенные результаты. Небольшое число подобных измерений темпера-
температуры газов в факеле двигателя было осуществлено при помощи
2
Ю
ф и г. 123. Пирометр с вращающимися затворами, использую-
использующий поглощение излучения потоком горячих газов.
1—лампа с вольфрамовой нитью накала; 2—линза; 3—зеркало; 4—диа-
4—диафрагма; 5—поперечное сечение факела; 6 и Ю—вращающиеся затворы;
7—синхронные двигатели; 8—апертурные диафрагмы; 9—фотоэлемент.
пирометров и оптических приборов, но все эти способы сложны
и не всегда пригодны для всех обычных типов ракетных двигателей.
Было разработано несколько точных измерительных приборов
оптического или радиационного типа [10].
Метод обращения .D-линии излучения натрия основан на сра-
сравнении яркости излучения черного тела с яркостью /)-линии излу-
излучения натрия E 893 А), создаваемого парами натрия, вводимыми
в факел. Прецизионная лампа с вольфрамовой нитью накала,
которая используется в качестве источника излучения, должна
быть специально тарирована. Этот метод пригоден для непрерыв-
непрерывной или мгновенной регистрации. На фиг. 123 схематически изо-
изображено устройство прибора, осуществляющего сравнение непо-
непосредственного излучения эталонного источника с его излучением,
проникающим через газовую струю.
5. Скорость газов в реактивной струе. Прямое измерение этой
скорости осуществить очень трудно. Обычно эффективная скорость
истечения подсчитывается по силе тяги и расходу топлива.
Измерения скорости истечения струи холодного воздуха были
произведены при помощи скоростной кинокамеры, позволявшей
определить расстояние, пройденное частицами в факеле за корот-
короткое время экспозиции отдельных кадров пленки. Фотографический
о. Летные испытания 281
метод определения угла Маха ударных волн в сверхзвуковых реак-
реактивных струях также позволяет приближенно определить скорость
газов в струе, если известна их температура.
6. Параметры факела. Химический состав газов в факеле ха-
характеризует степень полноты сгорания, его определение аналогич-
аналогично обычному газовому анализу топочных газов. Пробы вытекаю-
вытекающих газов подвергаются химическому анализу; устройства для
отбора этих проб из потока горячих газов должны охлаждаться
для предотвращения их расплавления и для замораживания хими-
химического равновесия отбираемых газов. Были разработаны спе-
специальные приборы, позволяющие осуществлять изменение поло-
положения клапана для отбора проб газов и направлять отбираемые
пробы в различные сосуды с частотой до 20 раз в минуту.
Важно также установить форму факела для определения допу-
допустимого расстояния от факела до близлежащих частей ракеты.
J3 большинстве случаев факел можно легко сфотографировать
благодаря его свечению. Существуют некоторые виды топлива
{например, нитрометан), которые образуют относительно мало-
малосветящийся факел; для повышения видимости факела в этих слу-
случаях вводятся специальные окрашивающие вещества. Формы
факелов иллюстрируются фиг. 116 и 117.
§ 5. ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
Летные испытания ракетных самолетов обычно производятся
со специальных аэродромов. Летчики-испытатели эксперимен-
экспериментальных самолетов обеспечиваются специальными предохрани-
предохранительными устройствами.
Испытания ракетных снарядов и мин обычно проводятся на
специальных ракетных полигонах в пустынных местностях. При
испытаниях тяжелых снарядов «земля—земля» протяженность
таких полигонов должна быть достаточно большой, чтобы исклю-
исключить возможность повреждений, которые может причинить не-
неуправляемый снаряд населенным пунктам. Небольшие дозвуковые
снаряды могут быть подвешены к самолету, как это показано
на фиг. 124.
На испытательных полигонах часто предусматриваются спе-
специальные помещения для обслуживающего персонала и размеще-
размещения контрольной аппаратуры. На фиг. 125 изображен пункт упра-
управления на испытательном полигоне в Уайт-Сеыдс (штат Нью-Мек-
Нью-Мексико), защищенный бетонной стеной, прочность которой достаточна
для того, чтобы выдержать прямое попадание снаряда V-2. На
полигоне имеются оптические и электрические приборы для
регистрации траектории полета снаряда и для-определения места
его падения.
Фиг. 124. Управляемый ракетный снаряд небольшого размера,,
подношенный к крылу самолета (ВМФ США).
Ф и г. 125, Станция запуска ракет.
Слева находится наблюдательная вышка и пункт управления, защищенный
бетонной стеной толщиной 9 м. Справа—портальный кран, в котором/
установлена ракета Y-2 для запуска.
§ в. Регистрация показаний
283
§ 6. РЕГИСТРАЦИЯ ПОКАЗАНИЙ
Обычно все основные измеряемые величины регистрируются
автоматически. Необходимость автоматической регистрации свя-
связана с кратковременностью работы ракетных двигателей, практи-
практически исключающей возможность визуальных наблюдений. При
стендовых испытаниях регистрация производится специальными
записывающими приборами или фотографированием указателей
приборов, например манометров и гальванометров.
При летных испытаниях регистрация измеряемых величин
более трудна, так как ограничения в весе и габаритах не позволяют
Фиг. 126. Осциллограмма показаний при экспериментальном
испытании [4].
А—положение клапана; В—температура стенки камеры (термопара); С—тем-
С—температура другой точки стенки (термопара); D—давление подачи окислителя;
Е—давление подачи ^горючего; F—тяга; G—линия отсчета.
устанавливать на ракете большое число регистрирующих прибо-
приборов. Движение самолетов со стартовыми ракетными двигателями [5]
или снарядов при их запуске часто фиксируется при помощи
киноаппаратов. Во время испытаний боевых ракет часто бывает
почти невозможно сохранить записи приборов. В настоящее вре-
время существуют два способа регистрации показаний при испыта-
испытаниях снарядов этого типа. Первый способ сводится к передаче
по радио сигналов с летящего снаряда на наземную станцию, обо-
оборудованную аппаратурой для их записи. Этот способ обычно назы-
называется телеметрическим. Другой способ заключается в размеще-
размещении регистрирующих приборов или самих записей в специальном,
не разрушающемся при ударе отсеке ракеты, который можно
вскрыть после ее падения.
284 Гл. IX. Испытания ракетных двигателей
\
Все важнейшие измерительные приборы часто размещаются
в поле зрения одной кинокамеры и фотографируются через регу-
регулярные промежутки времени. Этот метод используется при летных
и стендовых испытаниях. Применение автоматических регистри-
регистрирующих приборов с бумажными лентами или миллиметровкой
позволяет производить расшифровку опытных данных сразу же
после окончания испытания, в то время как с фотографированием
связана неизбежная потеря времени на проявление пленки [11].
При изучении быстро изменяющихся процессов успешной
оказалась электрическая регистрация, например при помощи
осциллографов [12]. На фиг. 126 изображена типичная осцилло-
осциллограмма, на которой одновременно записаны кривые тяги, давле-
давления подачи горючего и окислителя, контрольные отметки времени,
температура стенок камеры сгорания и соответствующие положе-
положения, клапана.
ЛИТЕРАТУРА
1. Youngquist R., Liquid Rocket Motor Testing, Journ. Amer. Rocket
Soc, No 72, December, 45 A947).
2. «Pioneer Rocket Test Station», Journ. Amer. Rocket Soc, No 70, June,
42 A947).
3. К о s s i a k о f f A., Gibson R. E., The Launching of Guided
Missiles, Coast Artillery Journ., March—Apr. A947).
4. S u t t о n G. P., Gaging Rocket Engine Forces and Flows, Aviation,
April A947).
5. W i a n с k о Т. Н., Instrumentation for Rocket Motors and Jet Assis-
Assisted Take-off, ASME Meeting, June A946).
6. Grinstead E. C, Frawley R. N., Chapman F. W.,
Schulz H. F., An improved Indicator for Measuring Static and
Dynamic Pressures, SAE Journ. (Trans.), 52, No 11, November A944).
7. M e у e r s R. D., Application of Unbonded Type Resistance Gages,
Instruments, March A946).
8. R о b e r t s H. C, Mechanical Measurements by Electrical Methods,
Pittsburgh, 1946.
9. «Temperature Measurement, Thermocouple Thermometers or Pyrometers»,
ASME Power Test Codes, Information on Instruments and Apparatus,
P. 3, 1940.
10. «Temperature, Its Measurement and Control in Science and Industry»,
Amer. lnst. Phys., New York, 1941.
11. N i e 1 s о n D. M., Electrical Measuring Instruments, Electr Eng.,
64, No 2, 66 A946).
12. «New Methods Developed for Evaluating Rocket Motors», Aviation Week,
September, 20 A947).
Глава X
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
§ 1. КЛАССИФИКАЦИЯ
Основной особенностью ракетных двигателей, работающих на
твердом топливе (пороховых), является их простота. Такие двига-
двигатели не имеют баков, трубопроводов, клапанов, форсунок или
систем подачи топлива. Все топливо находится непосредственно
в камере сгорания, снабженной простым неохлаждаемым соплом
и запальным устройством. Иногда пороховые двигатели имеют
и другие части, например предохранительные диафрагмы и кас-
кассеты для пороховых шашек. На фиг. 7, 8, 12, 13, 20 и 127 изобра-
изображены типичные пороховые ракетные двигатели. После воспламе-
воспламенения топлива давление в камере быстро увеличивается, достигая
максимальной величины, и топливо равномерно горит до полного
израсходования. На фиг. 128 изображена для такого двигателя
типичная кривая изменения тяги со временем.
Существуют два основных типа пороховых зарядов: с горением
по части поверхности и по всей поверхности. В зарядах первого
типа часть внешней поверхности покрывается веществом, препят-
препятствующим горению; вследствие этого горение такого заряда может
происходить только по поверхности, не покрытой этим веществом.
Заряды с горением по части поверхности часто горят как сигарета,
от одного конца до другого. Двигатели с этими зарядами обычно
имеют большую длительность работы, чем с зарядами второго
типа. Данные двигателей с зарядами обоих типов приведены в
табл. 27. Некоторые заряды имеют частично ограниченную по-
поверхность горения; в этих случаях химический состав, препят-
препятствующий горению, наносится лишь на некоторые грани заряда.
§ 2. ХИМИЧЕСКИЙ СОСТАВ ТОПЛИВА
Твердое топливо для ракетного двигателя изготовляется
в виде шашек; заряд может состоять из одной или нескольких
шашек. Химические свойства топлива должны обеспечивать рав-
равномерное горение заряда после его воспламенения по всем откры-
открытым поверхностям. Неравномерное и неровное горение заряда
нежелательно и опасно, так как оно может привести к взрыву
в камере сгорания.
Фиг. 127. Стартовый пороховой
ракетный двигатель с зарядом,
горящим по части поверхности
(фирма Эроджет).
На фотографии видны гильза, в кото-
которой находится пороховой заряд, пре-
предохранительная разрывная диафраг-
диафрагма, воспламенитель и сопло с защит-
защитной крышкой.
Время
Ф и г. 128. Зависимость тяги порохо-
порохового двигателя от времени.
§ 2. Химический состав топлива
287
Таблица 27
СРАВНЕНИЕ ОСНОВНЫХ ТИПОВ ПОРОХОВЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Характеристика
Заряд с горением
по всей поверхности
Заряд с горением
по части поверхности
Тяга, кг
Продолжительность
горения, сек
Полный импульс, кг -сек
Область применения
Вес, кг
От 200 до 27 000
От 0,05 до 10
От 10 до 90 000
f Артиллерийские ра-
ракетные снаряды
Авиационные ракет-
ракетные снаряды
Зенитные ракетные
снаряды
Планирующие бомбы
Сигнальные ракеты
От 1,3 до 900
От 50 до 2 500
От 3 до 100
От 700 до 35 000
Г Стартовые двигатели
Ускорители
Планирующие бомбы
Бустерные двигатели
. Управляемые снаряды
От 9 до 600
Пороха представляют собой смесь окислителя и горючего,
т. е. являются унитарным топливом. Некоторые сорта порохов
представляют собой гетерогенную смесь нескольких соединений
(например, черный порох); другие сорта состоят из однородных
веществ. В последующем изложении рассматриваются некоторые
наиболее важные сорта порохов, применяемых в ракетных дви-
двигателях.
Черный порох. Первые пороховые заряды состояли почти
исключительно из некоторых видов черного оружейного пороха,
который представляет собой смесь азотнокислого калия, часто
вазываемого селитрой, действующего в качестве окислителя,
углерода в какой-либо форме (древесный уголь, толченый хло-
хлоритовый сланец и т. д.)—в качестве горючего и серы—в качестве
активатора воспламенения. Процентное соотношение отдельных
составных частей пороха может меняться, но обычно находится
в следующих пределах [1].
Селитра (KNO3)
Древесный уголь (углерод) .
Сера |
От 57 до 80%
» 13 » 29 о/о
» 8 » 22?/0
Если черный порох используется в качестве ракетного топ-
топлива, то в качестве связывающих веществ применяются крахмал,
клей и масло. В случае использования черного пороха для изго-
изготовления заряда с ограниченной поверхностью горения связы-
связывающие вещества в основном концентрируются по боковым
288 Гл. X. Ракетные двигатели твердого топлива
поверхностям заряда и иногда заряд помещается внутрь картон-
картонного контейнера. Черный порох не принадлежит к числу топлив
с большой теплопроизводительностью. Скорость истечения про-
продуктов его горения колеблется в пределах от 450 до 750 м1сек.
При длительном хранении в зарядах из черного пороха часто
образуются трещины. Черный порох до сих пор находит себе
применение в фейерверочных, спасательных и сигнальных ракетах.
Бездымные пороха. Существует много различных сортов без-
бездымного пороха. В качестве типичного состава бездымного пороха
можно указать на состав, применявшийся в японских минах
«Бака» [2].
Нитроглицерин 26,9%
Нитроцеллюлоза 59,9%
Сернокислый калий 2,9%
Этилцентралит 2,9%
Зола 2,8%
Альфанитронафталин .... 6,1%
Летучие вещества 1,3%
Большинство бездымных порохов содержит нитроглицерин
и нитроцеллюлозу. В США широко применялся баллистит для
снаряжения ракет с горением заряда по части поверхности.
В его состав входят примерно равные количества нитроцеллю-
нитроцеллюлозы и нитроглицерина, а также незначительное количество
некоторых добавок*. Эти добавки служат для различных целей.
Одни из них понижают чувствительность топлива к удару и дето-
детонации, другие препятствуют химическому разложению, третьи
регулируют скорость горения. Бездымные пороха обычно при-
применяются в зарядах с горением по всей поверхности; их прихо-
приходится формовать или прессовать для, придания зарядам соответ-
соответствующей формы. Бездымные пороха имеют сравнительно высо-
высокие характеристики, скорость истечения продуктов сгорания
этих порохов составляет 1 200—2 100 м/сек.
Составы ГАЛЦИТ (GALCITI). Составы ГАЛЦИТ обычно
применяются в зарядах с горением по части поверхности. Они
содержат хлорнокислый калий в качестве окислителя и смесь
асфальта и масла в качестве горючего. Первоначальные составы
содержали 75% хлорнокислого калия и 25% асфальта. Эти ком-
компоненты смешиваются в нагретом виде, и горячая черная жидкость
разливается и застывает в виде шашек или непосредственно вну-
внутри ракетного двигателя. После охлаждения и затвердевания
топливо представляет собой мягкую плотную черную массу,
х) GALCIT—Guggenheim Aeronautical Laboratory, California Institute of
Technology. Эта лаборатория разработала ряд составов твердых топлив.
§ 3. Характеристики твердых топлив 289
по своему виду напоминающую дорожный асфальт. Истечение
продуктов сгорания составов ГАЛЦИТ происходит с сильным
дымообразованием, что ограничивает применение этих составов.
Эти составы обеспечивают высокие скорости истечения продуктов
сгорания, лежащие в пределах 1 500—1 700 м/сек.
Составы НДРК (NDRCI). Некоторые составы НДРК состоят
из смеси примерно равных частей порошкообразного пикратам-
мония и азотнокислого натрия, отлитых под высоким давлением
вместе с примесью 10% резинового связывающего вещества.
Это топливо гигроскопично и по мере поглощения влаги ухуд-
ухудшает свои свойства. Следовательно, заряды этого состава должны
быть изолированы от атмосферного воздуха. Это топливо пред-
предназначено для использования при очень низких давлениях в ка-
камере сгорания и для сильного дымообразования.
§ 3. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ
Скорость расхода твердого топлива в процессе работы дви-
двигателя называется скоростью горения. Эта скорость измеряется
в направлении, нормальном к поверхности топлива, и обычно
выражается в см/сек. Для большинства стандартных пороховых
составов скорость горения при давлении в камере сгорания
в 140 кг/см2 колеблется в пределах от 0,5 до 5,0 см/сек. Так,
например, заряд, обладающий скоростью горения примерно
4 см/сек, должен иметь длину не менее 120 см, если он должен
гореть наподобие сигареты (с горением по части поверхности)
в течение полуминуты. Скорости горения и другие характери-
характеристики порохов приводятся в табл. 28 и 29.
Процесс горения зависит от химического состава пороха,
его зернистости, температуры в камере сгорания, начальной
температуры пороха, скорости движения газов вблизи поверхно-
поверхности заряда и общей продолжительности горения. Действитель-
Действительный процесс горения очень сложен и еще не вполне изучен. Он
включает в себя реакции в жидкой, твердой и газообразной фазах
при высоких давлениях и температурах. Кроме того, между твер-
твердым топливом и окружающей газовой средой всегда возникает
очень большой температурный градиент. При предположении,
что влияние остальных параметров мало по сравнению с влия-
влиянием давления в камере сгорания, для зарядов с горением по
части поверхности; и с топливом данного состава скорость горе-
горения приближенно определяется при помощи следующего эмпи-
1 NDRG—National Defense Research Commitee. Во время войны этот
комитет вел исследования в области ракетной техники.
19 Д. Саттои
290
Гл. X. Ракетные двигатели твердого топлива
рического выражения:
г#сг = Ср%. A0.1)
В этом выражении wCT—скорость горения или скорость расхо-
расходования топлива, рк— давление в камере, С и п — постоянные.
Таблица 28
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОРОХОВЫХ РАКЕТНЫХ СОСТАВОВ
Наименование
состава
Черный порох . .
Бездымный порох
ГАЛДИТ ....
НДРК
Удельный
вес,
кг/м?
1 280—2 080
1600
1840
1840
Удель-
Удельный
им-
импульс,
кг-сек] кг
65
200
180
180
Ско-
Скорость
горе-
горения,
см/сек
1,8
3,6
От 0,5
до 2,5
Температура
сгорания,
°С
800—1 950
2 750
1 650—2 200
1 650—2 200
Чув-
стви-
тель-
ность
к изме-
изменению
темпе-
температуры
Пере-
Переменная
Высо-
Высокая
Низкая
Низкая
Низший
предел
давления,
соответ-
соответствующий
устой-
устойчивому
сгоранию,
KZfCM^
7 или
меньше
35
70
7
Таблица 29
СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ ПОРОХА В НЕМЕЦКОМ СТАРТОВОМ ДВИГАТЕЛЕ*
Скорость
см/сек
Давление,
горения,
кг/см2
при
при
50°
25°
С
С
0
0
,56
,38
56
0
0
,68
,46
70
1
0,64
105
1,2
0,84
140
1
1
5
1
210
1,7
1,22
245
Состав пороха
Нитроцеллюлоза
Диэтиленгликольдинитрат . . . .
Дифенилуретан
Этилфенилуретан
Акардит
Графит
Двуокись титана и сульфат бария
* Данные взяты из работы [7].
Содержание,
% (по весу)
64,7
29,3
1,3
3,5
0,2
ОД
0,2
§ 3. Характеристики твердых топлив 291
Для большинства пороховых зарядов с горением по части по-
поверхности величина п меняется от 0,4 до 0,85, а С—от 0,05 до
0,002 (если ри выражено в кг/см2, a wCT—в см/сек). Величина
постоянной С зависит от начальной температуры пороха.
Основное дифференциальное уравнение. Вывод основного
уравнения горения порохов основан на применении закона
сохранения массы. Секундная масса сгоревшего топлива долж-
должна быть равна сумме секундного приращения массы газов
в камере сгорания и секундной массе газов, вытекающих через
выходное сопло:
wcrJFcrTT = -H-rKFK)-|-FKP»K V tF-(t-V V "v ', A0.2)
dt f Hi „V^n-j-l у
где wQT— скорость сгорания, Fcr~площадь поверхности горе-
горения, 7т — удельный вес пороха, ^к — удельный вес газов в каме-
камере сгорания, FK — объем камеры сгорания, увеличивающийся но
мере израсходования топлива, /*\>р — площадь критического се-
сечения, рк — давление в камере сгорания, Т1{ — абсолютная
температура в камере сгорания, которая обычно считает-
считается постоянной, и к — отношение удельных теплоемкостей про-
продуктов сгорания. Левая часть уравнения выражает скорость
образования газов. Первый член в правой части уравнения
определяет изменение массы газов в камере сгорания, а второй
член в соответствии с уравнением C.24)— расход через сопло.
Вышеприведенное уравнение можно упростить и пользоваться
им для получения численных решений при рассмотрении пере-
переходных процессов, например при запуске [3].
Если пренебречь изменением массы газов в камере сгорания
-г (Тк^к) = 0 , то из формулы A0.1) и уравнения A0.2) можно
получить условие устойчивого горения, а именно:
A0.3)
Приближенно давление в камере сгорания можно предста-
представить как функцию отношения площади поверхности горения
к площади критического сечения сопла:
19*
292
Гл. X. Ракетные двигатели твердого топлива
Поверхность горения. Тяга равна произведению секундного
расхода топлива на эффективную скорость истечения газообраз-
газообразных продуктов сгорания. Если желательно получить большую
тягу, то расход топлива должен быть большим. Это может быть
достигнуто увеличением поверхности горения. Точно так же
\
Щ, ¦ ,
Фиг. 129. Различные типы пороховых ракетных
зарядов.
а—заряд с горением по части поверхности: 1—гильза;
2—камера; 3—пороховой заряд; 4—сопло,
б—заряд с горением по всей поверхности (видна полая
цилиндрическая шашка): 1—камера; 2—поддерживающее
устройство; 3—сопло.
в—заряд с горением по всей поверхности (четыре
полых цилиндрических шяшки)- 1—камера; 2—сопло.
г—заряд с горением по всей поверхности (одна шашка
звездообразной формы): 1—камера; 2—сопло.
небольшую тягу при соответственно большей продолжитель-
продолжительности работы можно получить, если поверхность горения мала.
Так как данная камера сгорания может вместить только вполне
определенное количество топлива, то изменение тяги и скоро-
скорости горения должно осуществляться путем изменения геометри-
геометрической формы и расположения зарядов, в результате чего уве-
§ 4. Недостатки твердых топлив 293
личивается или уменьшается поверхность горения. На фиг. 129
показано несколько вариантов расположения пороховых шашек.
В двигателях с горением заряда по части поверхности заряд
обычно занимает всю камеру сгорания и горит только по одной
поверхности. Вследствие этого тяга оказывается пропорциональ-
пропорциональной величине площади поперечного сечения камеры, а продол-
продолжительность горения—пропорциональной длине заряда. Этот
тип заряда позволяет использовать объем камеры сгорания
наиболее полно. Заряды с горением по части поверхности имеют
почти постоянную поверхность горения.
Заряды с горением по всей поверхности обычно состоят из
одного или нескольких цилиндров с кольцевым или специально
профилированным поперечным сечением, как это показано на
фиг. 129. В случае применения полых цилиндрических шашек
поверхность горения имеет почти постоянную величину, так как
по мере уменьшения в процессе горения площади наружной
поверхности происходит увеличение площади внутренней поверх-
поверхности. В этом случае тяга зависит от величины поверхности
горения; продолжительность горения является функцией тол-
толщины слоя пороха (расстояния между внутренней и наружной
поверхностями). В связи с необходимыми воздушными поло-
полостями заряды с горением по всей поверхности не используют
полностью весь объем камеры сгорания.
Определение тяги, удельного импульса и других параметров
пороховых ракетных двигателей производится методом, анало-
аналогичным рассмотренному в гл. III.
§ 4. НЕДОСТАТКИ ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ
Твердые ракетные топлива имеют некоторые недостатки, кото-
которые препятствуют более широкому применению пороховых дви-
двигателей. Характеристики пороховых зарядов очень чувствительны
к изменению температуры окружающей среды; в случае превы-
превышения некоторого критического давления в камере двигателя
процесс сгорания перестает быть стабильным [4].
Температурная чувствительность. Опыт показал, что началь-
начальная температура пороха сильно влияет на характеристики поро-
порохового ракетного двигателя. В жаркие дни пороховой ракетный
двигатель будет работать при более высоком давлении в камере
сгорания и большей тяге, чем в прохладную погоду. Продолжи-
Продолжительность работы при этом уменьшится, но величина общего
импульса существенно не изменится.' Это показывает, что началь-
начальная температура пороха оказывает определенное влияние на вели-
величину скорости горения и что в случае необходимости точного
соблюдения заданных характеристик двигателя следует учиты-
294 Гл. X. Ракетные двигатели твердого топлива
вать метеорологические данные. Характеристики жидкоетно-
реактивных двигателей менее чувствительны к изменению темпе-
температуры, и ее влияние может быть легко скорректировано, напри-
например при помощи калиброванных жиклеров в топливных ма-
магистралях. Единственными средствами регулирования тяги при
пороховом заряде данного состава являются или изменение
длины и формы шашек, или установка нового сопла с измененной
площадью критического сечения и степенью расширения. Тем-
Температурная чувствительность различных пороховых составов
обычно выражается относительным изменением тяги на единицу
изменения температуры. Обычно температурная чувствительность
имеет значения, находящиеся в пределах от 0,004 до 0,025 допол-
дополнительной тяги на 1° С на каждую единицу исходной тяги. Таким
образом, двигатель, развивающий тягу в 500 кг, может легко
развить тягу в 750 кг в жаркий день и только 300 кг в холодный
день. Составы НДРК и ГАЛЦИТ обладают сравнительно низкой
температурной чувствительностью, измеряемой величиной по-
порядка 0,004 на 1° С. Заряды из баллистита с горением по части
поверхности обладают чувствительностью в 0,01 на 1° С, а та-
такие же заряды с горением по всей поверхности имеют очень высо-
высокую температурную чувствительность, достигающую 0,024
на 1°С.
Температурный диапазон. Некоторые пороховые составы при-
пригодны для эксплуатации только в определенной и довольно узкой
области температур по причинам иного характера, чем темпера-
температурная чувствительность пороха. При очень низких температу-
температурах некоторые заряды становятся хрупкими и трескаются,
в особенности, если топливо подвергается нагреву после его пре-
пребывания в среде с очень низкой температурой. Неравномерное
распределение температур или различия в тепловом расширении
камеры, материала гильзы и самого заряда также могут привести
к образованию трещин. Пороховые заряды особенно сильно под-
подвергаются воздействию изменений температуры в тех местностях,
где ночью холодно, а днем сравнительно жарко. Всякая трещина
в заряде увелршивает поверхность горения и, следовательно,
секундный расход газов и давление в камере сгорания, что при-
приводит к перенапряжению стенок камеры сгорания и часто вызы-
вызывает разрушение камеры.
При низких температурах воспламенение заряда может ока-
оказаться вообще невозможным или же горение будет происходить
с перерывами [4].
Перегрев порохового заряда перед воспламенением часто
делает его мягким и пластичным, так что он оказывается не в со-
состоянии выдержать внезапное повышение давления в камере
сгорания или действие ускорений, которые могут возникнуть
§ 4. Недостатки твердых топлив 295
в полете снаряда. Нежелательное увеличение поверхности сго-
сгорания в этом случае также может привести к разрушению дви-
двигателя. В связи с этим существует некоторый диапазон темпера-
температур, в пределах которого возможно нормальное использование
обычных порохов. Обычно допустимая температура находится
в пределах от —5 до +50° С. В некоторых случаях применение
добавок к пороху при использовании специальных гильз позво-
позволяет расширить этот температурный диапазон.
Пределы давления. Существуют также практические пределы
давления, верхний и нижний, ограничивающие область нормаль-
нормальной работы порохового ракетного двигателя. При понижении
давления ниже определенного предела горение становится неста-
нестабильным; некоторые сорта порохов не горят при атмосферном
давлении. Это, разумеется, означает, что давление в камере сго-
сгорания пороховых ракетных двигателей должно быть сравнительно
болыштм. С другой стороны, наличие нижнего предела давления
является особенностью твердых топлив, оказывающей своеобраз-
своеобразное предохранительное действие: в случае взрыва камеры сгора-
сгорания осколки порохового заряда будут сравнительно безвредны,
так как они не могут гореть при атмосферном давлении. Боль-
Большинство жидких ракетных топлив не обладает этим свойством.
Как уже указывалось, давление в камере сгорания опреде-
определяется величиной площади проходного сечения горловины сопла.
Если эта площадь превышает определенную величину, то процесс
горения будет неустойчивым. Такое сечение горловины сопла
называется критическим сечением горловины; действительная
площадь сечения горловины всегда должна быть меньше этой
критической величины. С целью уменьшения толщины стенок
и веса камеры сгорания давление в камере часто принимается
лишь слегка большим его минимального предельного значения.
При переходе за некоторый верхний предел давления скорость
сгорания возрастает так быстро, что может возникнуть детона-
детонация, которая обычно приводит к разрушению камеры. Для боль-
большинства порохов это давление очень велико (свыше 400 кг/см2).
Хранение порохов. Многие твердые ракетные топлива пор-
портятся при длительном хранении. Некоторые пороха разлагаются;
для предотвращения этого разложения к пороху часто доба-
добавляются специальные химические вещества. Другие пороха
поглощают влагу, которая размягчает и ослабляет заряд. Разло-
Разложение пороховых составов, имеющих двойную основу (балли-
стит и аналогичные типы), обладает автокаталитическими свой-
свойствами. Для нейтрализации влияния начальных продуктов раз-
разложения к таким порохам обычно добавляются специальные
химические соединения, например дифениламин.
296 Гл. X. Ракетные двигатели твердого топлива
§ 5. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПОРОХОВЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Объем камеры сгорания и тяга. Объем камеры сгорания дол-
должен быть достаточно большим для размещения заданного коли-
количества пороха. Объем, занимаемый пороховым зарядом, Ут, равен
v (^1 = _R^_ = ^1 A05)
где FK—объем камеры сгорания, GT—вес порохового заряда,
Ъ—удельный вес пороха, ш—коэффициент заполнения, завися-
зависящий от геометрической формы заряда, R—тяга и г#Эфф—эффек-
г#Эфф—эффективная скорость истечения. Коэффициент заполнения можно
определить следующим образом:
Объем порохового заряда + Свободный объем + Объем гильзы
Объем порохового заряда
A0.6)
В ракетных двигателях с горением заряда по части поверхности
коэффициент а) изменяется в пределах от 1,03 до 1,25. Для за-
зарядов с горением по всей поверхности коэффициент заполнения
меняется от 1,2 до 6,0.
Тяга порохового ракетного двигателя равна произведению
эффективной скорости истечения и массового расхода. При по-
постоянном значении тяги ее можно также выразить в зависимости
от свойств топлива, а именно:
R = FcrwcrbI. A0.7)
Заряды с горением по части поверхности. Конструктору
обычно задаются величина тяги и продолжительность действия
ракетного двигателя; им выбираются стандартные пороха с извест-
известными экспериментально полученными характеристиками. Эти
экспериментальные характеристики порохов обычно предста-
представляются в форме трех кривых, подобных изображенным
на фиг. 130:
1. Зависимость удельного импульса или скорости истечения
продуктов сгорания от давления в камере сгорания.
2. Зависимость скорости сгорания от давления в камере сго-
сгорания. Формула A0.1) слишком приближенна для практического
использования при проектировании.
3. Зависимость отношения поверхности горения к площади
критического сечения сопла от давления в камере сгорания. Тео-
Теоретически эта зависимость характеризуется условием A0.3).
Однако отклонения от законов идеального газа и влияние вну-
внутреннего объема камеры сгорания вызывают необходимость по-
построения экспериментальных кривых.
§ 5. Проектирование пороховых ракетных двигателей
297
Давление в камере сгорания выбирается немного большим,
чем давление, соответствующее нижнему пределу сгорания. Это
обеспечивает устойчивое сгорание при минимально допустимом
давлении в камере сгорания и, следовательно, ее минимальном,
весе. Удельный импульс определяется по кривой на фиг. 130, а.
Тогда вес порохового заряда GT
можно определить из следую-
следующего выражения:
1500
2000
Длину заряда с горением
по части поверхности можно
найти по величине скорости
сгорания, которая в свою оче-
очередь определяется по кривой
на фиг. 130, б:
где LT—длина заряда, т—вре-
т—время горения, a wcr — скорость
сгорания пороха.
Площадь поперечного сече-
сечения Fcv заряда с горением по
части поверхности определяет-
определяется по величине объема и плот-
плотности fT пороховой шашки,
а именно:
S 1000
I" 500
0
15
/
I
ит ¦—
а
5,0
/
5
Величина площади критиче-
критического сечения вычисляется по
кривой на фиг. ЛЗО, в и вели-
величине Fcv При данной величине
коэффициента заполнения объем
камеры сгорания определяет-
определяется по формуле A0.5).
о
250
200
?150
^ 100
50
0
О 50 100 150 200 250280
Давление в камере, кг/см2
Фиг. 130. Типичные характеристи-
характеристики пороховых ракетных зарядов.
а—эффективная скорость истечения по-
пороховых газов; б—скорость сгорания,
в—отношение поверхности горения к пло-
площади критического сечения сопла.
—¦ —
6
Заряды с горением по всей поверхности. Проектирование
двигателей, имеющих заряды с горением по всей поверхности,
более сложно из-за необходимости учета ряда дополнительных
факторов. Так как горение порохового заряда в этом случае
происходит со всех его сторон, то газы постоянно омывают поверх-
поверхности горения. Движение газов с определенной скоростью не
только оказывает влияние на скорость горения, но вызывает
также значительный перепад давления вдоль камеры. В головной
части камеры устанавливаются малые скорости газов и высокие-
298 Гл. X. Ракетные двигатели твердого топлива
давления. Вблизи сопла скорость газа очень велика, а давление
мало. По мере сгорания порохового заряда местные давления и ско-
скорости изменяются. Обе эти величины влияют на скорость горения.
Конструкция камеры сгорания. Продолжительность работы
пороховых ракетных двигателей, имеющих заряды с горением
по всей поверхности, настолько мала, что обычно в таких двига-
двигателях значительного перегрева камеры сгорания не происходит.
Поэтому большинство двигателей этого типа имеет неохлаждае-
мый стальной корпус с соплом. В случае зарядов с горением по
части поверхности вопросы теплопередачи имеют более серьезное
значение в связи с большей продолжительностью горения. В этом
случае необходимо применять сопла специальной конструкции,
а также специальные конструкционные материалы.
Применение толстостенных камер и сопел увеличивает погло-
поглощение тепла конструкцией двигателя и, следовательно, продол-
продолжительность его работы, но одновременно увеличивает тепловые
напряжения.
Температурный градиент в стенке камеры сгорания опреде-
определяет величину напряжений в ней. Так как в неохлаждаемых
камерах тепловое равновесие никогда не достигается, то предска-
предсказать закон распределения температур в стенке в этом случае
трудно. При помощи методов операционного исчисления при
решении дифференциального уравнения неустановившегося про-
процесса теплопередачи можно получить выражение для мгновен-
мгновенного значения температурного градиента в стенке [5]. Стенка
двигателя растягивается под действием тепловых напряжений
и высокого давления продуктов сгорания внутри камеры. Вслед-
Вследствие этого большое значение приобретают вопросы металлургии
при изготовлении материалов для стенок камеры и сопла [6].
Во многих ракетных двигателях имеются предохранительные
дртфрагмы, которые обеспечивают выход газов, когда давление
в камере сгорания становится недопустимо большим. Диафрагма
обычно изолируется от камеры, в результате чего заданное давле-
давление разрыва диафрагмы не меняется под действием температуры.
За разрывной диафрагмой обычно устанавливается дефлектор-
ный насадок, направляющий газы, проходящие через прорван-
прорванную диафрагму, в различных направлениях, чтобы развиваемая
ими суммарная тяга была равна нулю. Такая предохранительная
диафрагма с дефлекторным насадком изображена на фиг. 127.
§ 6. ЗАПАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА
В пороховых ракетных двигателях применяются почти ис-
исключительно запальные устройства пиротехнического типа
^см. гл. VI).
Задачи 299
В некоторых случаях запальный капсюль помещается в перед-
переднем конце камеры сгорания, так что газы, возникающие при воспла-
воспламенении, проходят вдоль всего заряда, прежде чем они достигают
сопла. Запальники устанавливаются часто непосредственно внут-
внутри порохового заряда, и электрические провода подводятся к ним
через сопло. В тех случаях, когда провода и осколки запальника
могут вызвать повреждения, запальник устанавливается в стенке
камеры сгорания и провода вводятся через герметичное уплот-
уплотнение.
Пиротехнический запальник обычно состоит из проволоки, на-
нагреваемой электрическим током, окруженной небольшим количе-
количеством первичного воспламенителя (менее 1 г). Первичный вос-
воспламенитель представляет собой чувствительное к температуре
вещество, которое при нагреве воспламеняется и горит. Основной
заряд запальника находится в непосредственной близости от пер-
первичного воспламенителя. При горении заряда запальника обра-
образуется пламя высокой температуры, которое воспламеняет основ-
основной пороховой заряд.
Так как корпус запального устройства вводится в камеру через
сопло, то он часто изготовляется из пластмассы, полностью сгора-
сгорающей и потому не оказывающей сопротивления движению газов.
ЗАДАЧИ
1. Пороховой ракетный двигатель имеет следующие характеристики:
Удельный вес пороха 1710 кг/м3
Давление в камере сгорания 140 кг/см2
Скорость горения 3,8 см/сек
Скорость истечения 1830 м/сек
Температурная чувствительность .... 0,007 град.
Отношение удельных теплоемкостей . . 1,27
Газовая постоянная 38,5
Температура сгорания 2220° К
Определить отношение площади поверхности горения к площади сопла.
2. Данные такие же, как и в задаче 1.
Построить график изменения скорости горения в зависимости от давле-
давления в камере сгорания, используя формулу A0.1). Принять я=0,75 A00<рк<
< 200) и юсг=3,8 см/сек при /?к =140 кг/см2.
3. Данные такие же, как и в задаче 1.
Каково будет отношение площадей ^сг/^кр, если давление возрастет
на 10%? (Использовать кривую задачи 2.)
4. Данные такие же, как и в задаче 1.
Определить длину и диаметр камеры сгорания, если применяется заряд
с горением по части поверхности. Принять коэффициент заполнения
о>= 1,10, продолжительность горения 15 сек. и тягу 500 кг.
300 Гл. X. Ракетные двигатели твердого топлива
5. Двигатель имеет цилиндрическую форму с плоскими торцами, вес
сопла равен 1,8 кг, вес запального устройства 0,7 кг и вес подвески 0,5 кг.
Чему равен полный вес Двигателя? Какую часть полного веса состав-
составляет вес порохового заряда? При расчете принять среднее допускаемое на-
напряжение 2 100 кг /см2 и характеристики двигателя взять из задачи 1.
ЛИТЕРА ТУГА
1. Н е a i у R., The Black Powder Rocket Charge, Astronautics, No 53r
October A942).
2. О s b о r n W. Т., Construction and Performance of the Baka, Journ.
Amer. Rocket Soc, No 65, March A946).
3. Seifert H. S., Mills M. M., Summer field M., The Phy-
Physics of Rockets, Amer. Journ. Phys., 15, No 1, Jan. —Febr. A947).
4. «U. S. Rocket Ordnance Development and Use in World War II», Washing-
Washington, D. C, 1946.
5. В e e k J., R о s s e r J. В., Siller H., Some Problems of Heat
Transfer in Rockets, OSRD Rep. 5886, PB 68912, May A946).
6. J о n e s H. G., Jr., Development of Rocket Ammunition, Median-
Eng., 68, No 4, April A946).
7. D о n i n M. N., Donovan J. J., Captured Enemy Propellantsr
OSRD Rep. 5853, PB 34769, December A945).
ПРИЛОЖЕНИЕ
ПРОГРЕСС В ОБЛАСТИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ1)
ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ
В настоящей статье дан обзор технических достижений в обла-
области ракетных двигателей в той мере, в которой они отражены в
опубликованной литературе. Она может служить также указа-
указателем основных опубликованных статей в этой области.
За последние 30 лет опубликовано примерно 700 статей и око-
около 25 книг по различным вопросам, связанным с ракетными дви-
двигателями. Большая часть этих работ была написана только за
несколько последних лет, что свидетельствует о быстром развитии
этой области.
В прилагаемый к статье список литературы включено около
230 наиболее важных статей и книг. Секретные работы здесь, ко-
конечно, не упомянуты; тем не менее основные тенденции развития,
указанные в настоящей статье, сохраняют свое значение. В слу
чае наличия нескольких статей, написанных на одну и ту же узкую
тему, ссылка делается на одну—две работы.
ОБЩЕЕ РАЗВИТИЕ И ТЕОРИЯ
Общие вопросы. Общее развитие в области ракетных двигате-
двигателей отражено в ряде книг и статей. Некоторые из этих книг имеют
полутехнический характер и предназначены для первого озна-
ознакомления с вопросом [1, 2]. Другие дают исторический очерк раз-
развития ракет, например [3], представляют собой учебные пособия
[4] или изложение первых классических исследований [5, 6].
Как и в других новых областях, в области ракетных двигате-
двигателей имеется большое число статей общего характера, объясняю-
объясняющих более или менее популярно основные принципы устрой-
устройства ракетных двигателей, описывающих их типы и области
применения. В перечень включены только некоторые из этих
работ [7—12].
Термодинамика. Теоретические соотношения для газов, тетху-
щих через сопло, получили общее подтверждение, так что в насто-
настоящее время для расчетов течения в сопле и камере сгорания ракет-
х) Sutton G., Journ. Amer. Rocket Soc , 22, № 1 A952). Статья да-
дана с незначительными сокращениями.—Прим. ред.
.304 Прогресс в области ракетных двигателей
ного двигателя можно использовать простую одномерную теорию
[13]. Предложенный Малина [14] графический метод оказался
полезным в ряде расчетов сопла. Исследования показали, что
эта простая теория непригодна для случая сопел с перерасшире-
перерасширением [15, 16], так как в этом случае угол раствора сопла и харак-
характер его внутренней поверхности оказывают влияние на явление
отрыва потока.
Было установлено, что задержка в установлении химического
равновесия мало влияет на течение газов в сопле [17]. Было
исследовано также влияние наличия твердых частиц в текущем
газе, поскольку они иногда встречаются в ракетных двигателях
твердого топлива [18]. Влияние высоты полета на сгорание и вос-
воспламенение оказалось менее существенным в двигателях большого
размера [19].
Исследования летных характеристик. Хотя характер траекто-
траекторий полета существенно изменяется для снарядов различного типа,
основные принципы и методы их расчета остаются при этом неиз-
неизменными [20—22]. Были изучены многие специальные траекто-
траектории, как, например, простые вертикальные линейные траектории
[23, 24], движение в верхних слоях атмосферы [25], траектории
простых [26] и зенитных снарядов [27]. Проведенные расчеты поз-
позволяют определить исходные данные для проектирования двига-
двигателя, характеристики снаряда и его аэродинамические формы
в зависимости от таких параметров траектории, как дальность,
максимальная высота, время полета до цели или максимальная
скорость. Эти параметры снарядов позволяют сравнить относитель-
относительное влияние других параметров двигателя, именно удельной
тяги, веса и плотности топлива, на оптимальные летные характе-
характеристики.
Осуществляемый методами вариационного исчисления расчет
траекторий различного типа, удовлетворяющих данному назна-
назначению снаряда, позволяет найти оптимальную траекторию, либо
требующую минимальной затраты энергии, либо дающую наи-
наибольшую вероятность попадания [28, 29]. Аккерет [30] установил,
что при чрезвычайно больших скоростях полета ракет необходимо
пользоваться выводами теории относительности.
В связи с широким применением неуправляемых ракетных сна-
снарядов в ряде исследований их траекторий [31] было изучено влия-
влияние различных форм хвостового оперения [32], статистики откло-
отклонений направления струи газов, вытекающих из двигателя [33],
и движения самолета в момент выстрела [34].
Пилотируемый сверхзвуковой полет при помощи ракетных
двигателей был осуществлен только в последние годы, однако воз-
возможности такого полета подвергались теоретическому и экспери-
экспериментальному изучению многими исследователями уже давно [35].
Общее развитие и теория 305
Настоящий обзор не включает проблему сверхзвуковой аэродина-
аэродинамики, однако в список литературы включены некоторые работы
из этой области, касающиеся ракетных снарядов. Так, например,
для обеспечения устойчивости полета снарядов некоторых опре-
определенных форм требуется применять необычные механизмы упра-
управления в связи с эффектом аэродинамической интерференции [36,
37]. Механизмы наведения и управления должны быть тщательно
согласованы с аэродинамическими характеристиками полета
в связи с требованиями надежности управления и высокими скоро-
скоростями полета [38, 39]. Ряд экспериментальных и теоретических
исследований имел целью определение аэродинамического донного
давления на летящем снаряде [40]. Даже при полете на очень боль-
больших высотах, порядка нескольких тысяч километров, аэродинами-
аэродинамические силы могут, очевидно, влиять на характеристики высоко-
высокоскоростного полета [41].
Теплопередача. Несмотря на значительный прогресс, достиг-
достигнутый в области теплопередачи, в настоящее время возможно все
же лишь частичное теоретическое решение задач теплообмена
в ракетных двигателях в связи с тем, что конструкция головки дви-
двигателя и геометрия камеры сгорания существенно изменяют вели-
величину температуры стенок двигателя [42, 43]. Большая часть тепла
передается стенкам путем конвекции и только небольшая часть—
путем излучения; величину лучистого теплообмена и его роль
можно определить [44].
Открытие и исследование механизма поверхностного кипения
(т. е. кипения в пограничном слое жидкости) при высоких значе-
значениях удельного теплового потока не только привели к лучшему
пониманию явлений в жидкостно-реактивных двигателях с
регенеративным охлаждением, но позволили также создать кон-
конструкции двигателей с повышенными значениями удельно-
удельного теплового потока и были использованы в других областях
[45-47].
Было установлено, что эффузионное охлаждение («охлаждение
выпотеванием»), т. е. охлаждение пористой стенки проникающей
через нее жидкостью, является эффективным, но вместе с тем свя-
связанным с некоторыми трудностями методом охлаждения при исполь-
использовании топлив, сгорающих при высокой температуре и большом
давлении [48, 49]. Неохлаждаемые двигатели основаны на прин-
принципе «тепловой губки», и расчет теплообмена в таких двигателях
представляет собой нестационарную задачу [50].
Аэродинамический нагрев оболочки ракет, движущихся
с очень большими скоростями, настолько серьезен, что выдвигает
жесткие требования к материалам таких ракет, ограничивает
скорость их полета или требует введения специальных устройств
для охлаждения оболочки ракеты [51, 52].
20 д. Саттон
306 Прогресс в области ракетных двигателей
ТОПЛИВА
Общие вопросы.За последние 10 лет метод теоретического рас-
расчета характеристик любой комбинации компонентов ракетных топ-
лив был усовершенствован [53, 54]. Этот метод основывается на
знании констант химических реакций, а также на данных физико-
химических измерений, многие из которых накоплены только
в последнее время [55—57]. При помощи таких расчетов характе-
характеристики наиболее употребительных в настоящее время топлив были
подвергнуты тщательному сравнению [58]. Эти расчеты были
произведены в ряде стран [59—61].
Необходимые фундаментальные представления о сложном про-
процессе сгорания до сих пор еще отсутствуют, однако некоторые типы
и фазы процесса сгорания были исследованы экспериментально
[62, 63]. Было установлено незначительное влияние задержки
химических реакций в сопле ракетного двигателя на его расчет-
расчетные характеристики [64—66]. В связи с взрывоопасностью, ток-
токсичностью, самовоспламеняемостью и коррозионными свойствами
многих ракетных топлив необходимость обеспечения безопасности
работы с ними выдвинула ряд практических задач [67, 68].
Работы с некоторыми топливами перешли из стадии исследо-
исследований в стадию производства, и, судя по размаху этих работ
в годы минувшей войны [69], они будут в дальнейшем сильно рас-
расширяться.
Топлива для жидкостно-реактивных^двигателей. Выбор ком-
компонентов жидкого топлива для данного ракетного двигателя опре-
определяется методами их использования, наличием, характеристи-
характеристиками и свойствами. В связи с этим в последние годы усилия иссле-
исследователей были направлены на изучение большого числа физико-
химических свойств, применяющихся в настоящее время и новых,
необычных топлив [70—74], на расчет и проверочные испытания
характеристик возможных новых комбинаций компонентов топ-
топлива [75—77], на разработку усовершенствованных методов про-
производства и эксплуатации топлив [78—80], на уменьшение периода
задержки воспламенения топлив и обеспечение надежности за-
запуска [81], а также на исследование материалов и конструктивных
особенностей двигателей, которые оказываются наиболее соответ-
соответствующими данным топливам [82, 83].
Значительная работа была также проведена в направлении
улучшения эксплуатационных характеристик существующих топ-
топлив, как, например, исследование добавок к топливам, уменьшаю-
уменьшающих температуру их замерзания или препятствующих разложе-
разложению, а также в направлении расширения возможностей снабже-
снабжения ими, т. е. работы по упрощению химических процессов про-
производства топлив с целью их удешевления и увеличения выхода.
Многие существующие топлива были подвергнуты всесторонним
Ракетные двигатели для исследовательских и учебных целей 307
испытаниям и исследованиям с целью более полного изучения их
эксплуатационных характеристик [84, 85].
Твердые топлива. Выполненная во время второй мировой вой-
войны большая работа по твердым топливам на двойной основе—имен-
основе—именно, определение скоростей их сгорания, испытания и конструк-
конструкторские работы—в настоящее время опубликована [86]. Продол-
Продолжаются исследования улучшенных топлив, с большой теплотвор-
теплотворной способностью, хорошими физическими свойствами, пригодных
для длительного хранения в широком диапазоне температур, обла-
обладающих хорошими характеристиками горения, малой чувствитель-
чувствительностью к температуре и низкой стоимостью [87—89].
Возможное изготовление камеры и оболочки заряда из пласт-
пластмасс позволило бы снизить стоимость производства и обеспечить
некоторые преимущества в отношении электрических характери-
характеристик [90]. Были изготовлены заряды твердого топлива различных
форм и размеров, от предназначенных для двигателей, развиваю-
развивающих тягу в десятки и сотни граммов (двигатели для моделей само-
самолетов), до предназначенных для мощных бустерных двигателей
с тягой порядка 22,5 т [91].
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИХ
И УЧЕБНЫХ ЦЕЛЕЙ
В числе различных форм невоенного применения ракетных
двигателей можно отметить использование их для аэродинамиче-
аэродинамических исследований при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях,
для исследования верхних слоев атмосферы и в качестве двигате-
двигателей экспериментальных самолетов [92]. В Англии для исследова-
исследования полета с околозвуковыми скоростями была использована не-
небольшая модель с ракетным двигателем [93]; за последнее время
многие экспериментальные запуски ракет оказались полезными
для целого ряда других исследований [94—96].
Большое число высших технических учебных заведений и ис-
исследовательских лабораторий занимается теоретическими иссле-
исследованиями и изучением основ реактивного движения и ракетных
двигателей [97—99]. По меньшей мере шесть основных высших
технических учебных заведений в США оборудованы в настоящее
время установками для испытания ракетных двигателей с целью
экспериментирования и обучения.
Высотные исследования, выполненные на испытательной базе
Уайт-Сендс (штат Нью-Мексико) при помощи трофейных немецких
ракет V-2, позволили получить ряд новых сведений о составе и фи-
физических свойствах верхних слоев атмосферы, а также о характе-
характеристиках излучения на больших высотах [100]. Эти исследования
потребовали решения ряда новых задач приборной техники, вклю-
20*
ЗОЯ Прогресс в области ракетных двигателей
чая измерение космического излучения [101] и фотографирование
солнечной системы с больших высот [102]. Некоторые результаты
исследований верхних слоев атмосферы имели общее значение
[103, 104].
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Жидкостно-реактивные двигатели. Общие принципы, методы
конструирования и расчетные параметры жидкостно-реактивных
двигателей нашли широкое отражение в литературе [105, 106].
Были спроектированы, построены и испытаны жидкостно-реак-
жидкостно-реактивные двигатели1) различных форм и различной тяги, от несколь-
нескольких килограммов до более чем 22 т [107—109]. Параметром, доста-
достаточно хорошо характеризующим прогресс в развитии конструкций
жидкостно-реактивных двигателей, является величина тяги, отне-
отнесенная к 1 кг веса двигателя; эта величина возросла от 3 «г на 1 кг
веса для первых двигателей до примерно 100 кг на 1 кг веса для
новых двигателей.
Были сделаны попытки математической трактовки еще не пол-
полностью понимаемого механизма неустойчивого сгорания, тесно
связанного со смесеобразованием, теплопередачей и сгоранием
топлив в жидкостно-реактивных двигателях [110, 111].
В некоторых неохлаждаемых жидкостно-реактивных двига-
двигателях в последнее время были использованы керамические гиль-
гильзы с очень хорошей продолжительностью работы [112, 113].
Упомянутые выше вопросы теории теплопередачи имеют большое
значение для проектирования жидкостно-реактивных двигателей,
поскольку они определяют выбор метода охлаждения, величину
скорости охлаждающей жидкости, сложность конструкции дви-
двигателя [114]. Проектирование головок двигателя имеет более
эмпирический характер; от деталей конфигурации головки зависят
характеристики двигателя, теплопередача, вибрационные харак-
характеристики [115].
Представляет интерес сравнение ранних работ по системам
подачи топлива жидкостно-реактивных двигателей [116, 117] с
последними работами в этой области [118—121]. Хотя принци-
принципиальные идеи различных типов таких систем были известны еще
20 лет назад, при реализации этих идей в настоящее время проис-
происходят сильные изменения как в технических концепциях, так
и в деталях. Вначале исследователи работали с турбонасосными
агрегатами, однако они обращали мало внимания на турбины,
работающие на газах, отводимых из камеры сгорания двигателя,
г) Речь идет в данном случае об основной части жидкостно-реактивных
двигателей—камере сгорания с головкой и соплом. Автор употребляет
не принятые у нас термины «ракетный мотор»—rocket motor и «тяговая
камера»—thrust chamber.—Прим. ред.
Ракетные двигатели 309
а также на турбины, работающие при частичном погружении их
лопаток в струю газов, вытекающих из сопла двигателя. Система
периодической подачи топлива в жидкостно-реактивные двигатели,
бывшая популярной каких-нибудь 15 лет назад, почти забыта
в настоящее время. Одна из основных проблем жидкостно-реак-
тивных двигателей связана с системами регулирования, включаю-
включающими различные клапаны, а также электрические, гидравлические
и пневматические элементы [122—124].
Конкретная конструкция жидкостно-реактивного двигателя
сильно зависит от типа избранного топлива, так как это опреде-
определяет, наряду с прочим, выбор материалов и пусковых устройств
[125—128]. Большое количество различных топлив было в связи
с этим экспериментально исследовано при стендовых испытаниях,
многие из них получили практическое применение.
По мере развития науки в области жидкостно-реактивных дви-
двигателей все большее внимание сосредоточивается на вопросах их
практического использования, таких, как надежность, простота
управления и конструкции, трудности обслуживания и т. д. Мно-
Многие, хотя и не все, основные проблемы уже решены, так что иссле-
исследование и развитие жидкостно-реактивных двигателей в настоя-
настоящее время в большей мере происходит в направлении их модифи-
модификаций, усовершенствования и приспособления к различным топ-
ливам и различным расчетным условиям.
Двигатели твердого топлива. Двигатели твердого топлива яв-
являются наиболее старым типом ракетного двигателя; до сих пор
они наиболее широко используются в качестве стартовых и бустер-
ных двигателей, а также двигателей снарядов [129, 130].
Проблемы длительного хранения, возникающие из-за ухудше-
ухудшения со временем свойств топлива в результате химических или
физических процессов, проблемы обеспечения широких темпера-
температурных границ эксплуатации и устойчивого горения разрешаются
продолжающимися исследованиями [131] и доводочными испы-
испытаниями [132]. В связи с тем, что эти двигатели изготовляются
в относительно больших количествах и используются в снарядах,
для которых важна точность в отношении веса и сборки, метод
производства их металлических частей должен правильно выби-
выбираться и строго выдерживаться [133, 134]. Таким образом, основ-
основное внимание в этой области сейчас перемещено с первоначальной
фазы исследований на проблемы массового производства и приме-
применения.
Атомный ракетный двигатель. В связи с тем, что характери-
характеристики ракетных двигателей, работающих на химических топливах,
ограничены значением удельной тяги, несколько меньшим
400 кг • сек/кг, исследователи заинтересовались другими источни-
310 Прогресс в области ракетных двигателей
ками энергии. Использование атомной энергии открывает возмож-
возможность двух-трехкратного увеличения удельной тяги, если применя-
применяются рабочие вещества малого молекулярного веса [135]. Было рас-
рассмотрено несколько модификаций атомного ракетного двигателя.
В некоторых из них подвергается нагреву рабочая жидкость, на-
например водород или вода; в других—испускается поток нейтронов
[136, 137]. Особое внимание обращено на защиту от излучения
и проблемы ядерного топлива [138, 139], причем по некоторым
предварительным проектам вес защитного оборудования оказы-
оказывается слишком большим для тяжелых бомбардировщиков [140]
Таким образом, работа над атомным ракетным двигателем нахо-
находится еще в зачаточном состоянии и в литературе нет никаких
указаний на испытания экспериментального двигателя.
УПРАВЛЯЕМЫЕ И НЕУПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТНЫЕ СНАРЯДЫ
Понятие управляемого снаряда появилось в открытой литера-
литературе в 1947 г. Эти снаряды имеют различное назначение («воздух—
воздух», «земля—воздух», «воздух—земля», «земля—земля») и во
многих случаях используют ракетные двигатели. В настоящее
время это один из основных видов использования ракетных дви-
двигателей как малых, так и больших, работающих как на жидком,
так и на твердом топливе [141, 142]. Литература по управляемым
снарядам касается вопросов ракетодинамики [143, 144], устой-
устойчивости полета [145—147], управления и наведения [148—151],
радионавигационной аппаратуры [152], методов восстановления
деталей снаряда [153]. Круг рассматриваемых вопросов свиде-
свидетельствует о сложности проблемы.
В Германии использовался ряд управляемых снарядов раз-
различных типов [154—156]. В последних сообщениях указаны неко-
некоторые английские [157] и американские снаряды [158, 159].
Некоторые из этих снарядов, судя по опубликованным сообще-
сообщениям, вышли из стадии испытаний и переданы в производ-
производство [160].
Неуправляемые снаряды менее сложны, и литература по ним
менее объемиста. Были созданы различные типы таких снарядов,
от «базуки»1) до снарядов большего размера [161, 162]. Основные
проблемы, связанные с полетом этих снарядов и двигателями для
них, интенсивно исследуются и решаются [163, 164].
Для таких снарядов особенно важна точность направления
силы тяги и тщательность изготовления снаряда [165]. Работа по
созданию пороховых ракетных снарядов в годы войны подробно
описана [166].
3) Индивидуальное оружие для стрельбы ракетными снарядами на не-
небольшое расстояние.—Прим. ред.
Авиационные и стартовые ракетные двигатели 311
АВИАЦИОННЫЕ И СТАРТОВЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Известен ряд самолетов с ракетными двигателями: немецкие—
Ме-163 и др. [167, 168] и американские—XS-1, D 558-2 [169, 170].
Основные проблемы в создании ракетных двигателей для само-
самолетов связаны с достижением абсолютной надежности, устойчи-
устойчивой работы при изменении тяги, удовлетворительного запуска
на большой высоте. Поэтому авиационные ракетные двигатели
имеют относительно сложную систему регулирования и запуска
[171—173].
Самолет с ракетным двигателем обладает преимуществами по
сравнению с самолетами, имеющими двигатели других типов, в от-
отношении потолка, скорости полета и скороподъемности [174, 175].
Однако высокий удельный расход топлива ракетных двигателей
ограничивает дальность полета самолетов с ними, продолжитель-
продолжительность полета (до нескольких минут) и другие важные характери-
характеристики [176, 177]. Средства для увеличения дальности не являются
многообещающими [178].
Несмотря на преимущества пилотируемых ракетных самолетов
в отношении их характеристик по сравнению с самолетами дру-
других типов [179], вероятно, задача перехвата самолетов против-
противника в течение чрезвычайно короткого времени может быть более
успешно решена управляемым снарядом с ракетным двигателем.
В этом случае основная функция летчика будет заключать-
заключаться в возврате самолета или ракеты на базу. Таким образом,
ракетный перехватчик, очевидно, приближается к зенитному
снаряду.
Увеличение мощности силовых установок обычных самолетов
при помощи стартовых ракетных двигателей позволяет осуще-
осуществлять взлет с большей нагрузкой или при меньшей длине разбега
[180—182]. В связи с тем, что тяговый к. п. д. стартовых ракет-
ракетных двигателей при скоростях полета обычных самолетов низок,
использование их в полете не приведет к значительному улучше-
улучшению характеристик самолета. Однако на больших высотах мощ-
мощность турбореактивных, турбовинтовых и поршневых авиационных
двигателей уменьшается, и в этом случае вспомогательный ракет-
ракетный двигатель может обладать существенным преимуществом.
Характерными примерами таких двигателей является английский
жидкостно-реактивный двигатель Спрайт [183] и немецкий жидко-
стно-реактивный двигатель фирмы BMW, в котором привод насо-
насосов для подачи топлива осуществляется от основного турбореак-
турбореактивного двигателя самолета [184]. Эти двигатели сложны и
относительно велики, но пригодны для многократного исполь-
использования. В гражданской авиации получили применение
простые сбрасываемые стартовые пороховые ракетные двигате-
двигатели [129].
312 Прогресс с области ракетных двигателей
ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ
В настоящее время ракетные двигатели используются почти
исключительно для военных целей; применение их для других
целей очень ограничено [185].
Организации военного ведомства США работают над ракет-
ракетными двигателями в направлении их испытания в жестких эксплуа-
эксплуатационных условиях [186, 187], определения тенденций развития
и сравнения различных типов двигателей [188—191], организа-
организации производства [192], подготовки обслуживающего персонала
[193, 194].
Наряду с самолетами и снарядами ракетные двигатели исполь-
используются в военной технике в ракетных торпедах [195] и стартерах
для газотурбинных двигателей [196].
МЕЖПЛАНЕТНЫЕ СООБЩЕНИЯ
С тех пор как первые исследователи установили, что ракет-
ракетный двигатель открывает возможность отрыва от Земли, были
произведены многочисленные расчеты и исследования способов
решения этой задачи. Литература по межпланетным сообщениям,
опубликованная за последние 30 лет, отличается от остальной
литературы по ракетной технике тем, что она относительно объе-
объемиста, причем многие из книг в этой области являются полу-
полутехническими по своему содержанию [197—206]. К этой группе
работ относятся и некоторые классические труды по ракетной
технике.
Последние работы по межпланетным сообщениям стоят на
более высоком техническом уровне, представляя собой подробные
математические расчеты траекторий полета межпланетных кораб-
кораблей [207—211] и предварительные конструктивные исследования
межпланетных ракетных поездов [212, 213]. Некоторые исследо-
исследователи производили оценку потребных затрат на осуществление
межпланетного путешествия [214, 215]. По выводам одной из та-
таких работ, стоимость создания межпланетной станции, превышаю-
превышающая 250 млн. долларов, была бы быстро окуплена при ее исполь-
использовании для целей связи, телевидения, метеорологических наблю-
наблюдений и пр.
В исследованиях последнего времени рассматриваются прак-
практические проблемы межпланетных сообщений, например физио-
физиологические вопросы, опасность столкновения с метеорами и др.
[216—218]. Кажется, мы приближаемся к реальному разрешению
проблемы межпланетного путешествия, которое может быть со-
совершено, по мнению различных авторов, уже в 1960 г., но не
позже 2000 г.
Испытания и эксплуатация v 313
ИСПЫТАНИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ
Экспериментальная база. Для испытания и эксплуатации ра-
ракетных двигателей было необходимо разработать новую экспери-
экспериментальную технику. Так как экспериментирование с ракетными
двигателями связано с возможными пожарами и взрывами, то
при проектировании испытательных стендов особое внимание
должно быть обращено на обеспечение безопасности обслуживаю-
обслуживающего персонала [219, 220]. Вместе с тем стенды должны быть
спроектированы так, чтобы эти меры безопасности не приводили
к значительному ухудшению экспериментальных возможностей
[221]. Летные испытания должны осуществляться в изолированных
местностях. Создание необходимой экспериментальной базы, обо-
оборудования и аппаратуры для наблюдения за полетом в таких изо-
изолированных районах связано со значительными трудностями
[222—224].
Запуск каждой ракеты и подготовка к полету ракетного само-
самолета требуют участия большого количества квалифицированного
персонала и специального оборудования для заправки и тариров-
тарировки [225—227]. Обычно требуются специальные приспособления
для наземного обслуживания управляемых снарядов [228], по-
подобные тележкам, применявшимся для перевозки и запуска V-2.
Приборное оборудование. Для испытания ракет требуется спе-
специальная аппаратура для измерения тяги, давлений, высоких
секундных расходов жидкостей, температур и других величин.
Для изучения быстропротекающих процессов, длящихся очень
короткое время, необходима чувствительная аппаратура с высокой
собственной частотой. Автоматическая регистрация показаний
оказалась гораздо более удовлетворительной, чем непосредствен-
непосредственное наблюдение приборов. Было разработано большое число новых
приборов, многие из которых нашли применение и для других
целей [229—233].
С летными испытаниями связаны специфические проблемы ре-
регистрации экспериментальных данных либо при помощи телемет-
телеметрических систем [234], либо при помощи приборов, помещенных
в специальные бронированные корпуса, способные выдержать удар
при падении ракеты [235]. Наблюдение за траекторией полета
ракет осуществляется либо при помощи радиолокационных,
либо оптических устройств. Эти устройства позволяют определять
измерение ускорений, скоростей и расстояний в пространственных
координатах [236—239].
Тогда как исключительное усложнение, связанное с различными
устройствами, обеспечивающими безопасность работы на испыта-
испытательных стендах, предохранительными устройствами на самрм
двигателе и специальными приборами, является неизбежным при
314 Прогресс в области ракетных двигателей
проведении исследовательских или доводочных работ, оно пред-
представляет большую помеху при заводских и летных испытаниях.
Кроме того, большая работа должна быть проведена по сокраще-
сокращению трудоемкости операций, связанных с подготовкой к запуску
каждой ракеты или самолета. Относительно медленный про-
прогресс в этом отношении частично объясняется недостаточным
опытом эксплуатации большого числа сложных ракетных дви-
двигателей.
ЛИТЕРАТУРА
ОБЩЕЕ РАЗВИТИЕ И ТЕОРИЯ
Общие вопросы
1. Pen dray G. E., The Coming Age of Rocket Power, New York,
1945, p. 244.
2. Ley W., Rockets, New York, 1944.
3. H о f m a n n E. A., Die Entwicklund des Raketenantriebes in Allge-
mein Verstandlicher Darstellung, V. 3, Zurich, 1944.
4. Z u с г о w M. J., Principles of Jet Propulsion and Gas Turbines,
New York, 1948, p. 563.
5. G о d d a r d R. H., Rocket Development, New York, 1948.
6. Goddard R. H., Rockets, New York, 1946, p. 111.
7. P e n d г а у G. E., An Introduction to Jet Propulsion, Journ. Amer.
Rocket Soc, No 64, December, 15 A945); Mechan. Eng., 68, 611
A946).
8. Krzywoblocki M. Z., Principles of Rocket and Jet Propulsion,
Polish Eng. Rev., Oct.—Dec, 72 A945).
9. McLarren R., Rocket Power—Its Place in Aeronautics, Aviation
Week, 52, January, 21 A950).
10. M u n d t K. F., Major Developments in the Field of Rocket Engines,
West. Flying, January, 11 A948).
11. Seifert H. S., Mills M. M., Summerfield M., The
Physics of Rockets, Amer. Journ. Phys., I. 15, Jan.—Feb., 1 A947);
II. 15, Mar.—Apr., 11 A947); III. 15, May—June, 255 A947). [См. пере-
перевод в Усп. физ. наук, 34, вып. 1, 3, 4 A948).—Прим. ред.]
12. О х о ц и м с к и й Д. Е., К теории движения ракет, Прикладная
матем. и механ., 10, вып. 2 A946).
Термодинамика
13. Shapiro A. H., Hawthorne W. R., The Mechanics and Ther-
Thermodynamics of Steady One-Dimensional Gas Flow, Journ. Appl. Mechan.,
December, 317 A947).
14. Malina F. J., Characteristics of Rocket Motor Unit Based on the
Theory of Perfect Gases, Journ. Franklin Inst., 230, No 4 A940).
15. Summerfield M., Foster C. R., Swan W. C, Flow
Separation in Over-Expanded Supersonic Exhaust Nozzles, Heat Trans-
Transfer and Fluid Mechan. Inst. A948).
16. S с h e 1 1 e г К., В i e г 1 e i n J. A., Notes on the Behaviour of
Supersonic Gases in Overexpanded Nozzles, Journ. Amer. Rocket Soc.
A951).
17. Penner S. S., Maintenance of Near Equilibrium During Isentropic
Expansions Through a Nozzle, Journ. Amer. Chem. Soc, 71, 788 A949).
Литература 315
18. Maxwell W. R., Di.ckenson W., Caldin E. F., Adia-
batic Expansion of a Gas Stream Containing Solid Particles, Aircraft
Eng., 18, 350 A946).
19. Hub пег H. J., Wolf hard H. G, Combustion at High Alti-
Altitudes, Transactions, 125.
Исследование летных характеристик
20. «Graphic and Analytical Methods for Determining Flight Paths of Guided
Missiles», Air Materiel Committee Intelligence, Translation F-TS-3855-RE,
August A948).
21. Гантмахер Ф. Р., Левин Л. М., Об уравнениях движения
ракет, Прикладная матем. и механ., 11, вып. 3 A947).
22. Harry С. Н., Investigation of Some Parameters Affecting Over-all
Rocket Performance, Journ. Amer. Rocket Soc, No 77, June,
51 A949).
23. Malina F. J., Smith A.M. 0., Flight Analysis of the Sounding
Rocket, Journ. Aeronautic. Sci., 5, № 5 A938).
24. «Vertical Climb of a Controlled Flying Body», Gottingen, Techn. Hoch-
schule, ZWB THG/41 /9, August A947).
25. Lawden D. F., General Motion of a Rocket in a Gravitational Field,
Journ. British Interplanetary Soc, 6, December, 187 A947).
26. К о о й И., Ю т е н б о г а р т И., Динамика ракет, М., 1950.
27. G e i s s 1 е г, L u d w i g, Effect of Load Factors of C-l, C-2, C-3r
Ground-to-Air Guided Missiles on the Possibilities of Hitting, Peenemunde,
ZWB/PA/86—116, January, 1943.
28. H a m e 1 G., Ober eine mit dem Problem der Rakete zusammenhan-
gende Aufgabe der Variationsrechnung, Zs. angewandte Mathem. Median.,,
7, 451 A927).
29. Geissler, L и d w i g, Comparison of Different Types of Pursuit
Curves, Peenemiinde, ZWB/W/VA/PA/86/1116—RE, June A947).
30. А с k e r e t J., On the Theory of Rockets, Bull. British Interplane-
Interplanetary Soc, 1, 37 A942); Helv. Phys. Acta, 19, 103 A946); Journ. British?
Interplanetary Soc, 6, 116 A947).
31. Россер Д., Ньютон Р. и Гросс Г., Математическая теория
полета неуправляемых ракет, М. 1950.
32. Lehner t—Н errmann, «Comparison of Stability Investigations
on Projectiles With Various Fins», Peenemunde, ZWB/W/VA/PA/66/86,
November A942).
33. S t a n 1 у A. L., Some Statistical Considerations of the Jet Alignment
of Rocket-Powered Vehicles, Journ. Amer. Rocket Soc, No 83, December,.
155 A950).
34. В о j z R. E., A Note on the Approximate Plane Motion During the
Burning Period of a Rocket Propelled Missile Launched at Small Angles
of Yaw From the Aircraft, Journ. Aeronautic. Sci., 17, 114> A950).
35. Зенгер Е., Техника ракетного полета, М., 1947.
36. Ritchie D. J., An Elementary Discussion of the Stability of Rocket
Missiles at Subsonic and Supersonic Speeds, P. II, Rocketscience,September,
61 A949).
37. Lagerstrom P. A. , Graham M. E., Aerodynamic Interference
in Supersonic Missiles, No SM-13743, July A950).
38. T г e u e n f e 1 s W., Longitudinal Motion of Missiles With Automatic
Target-Seeking Control, Berlin, SWB/FB/1971, September A944).
39. G e b e г t R., Investigation of Stability RangeЛ or Guided Missiles
with Control Fin Position Co-ordination, Peenemunde, ZWB/PA/86/43,
September A940).
316 Прогресс в области ракетных двигателей
40. Chapman D. R., An Analysis of Base Pressure at Supersonic Velo-
Velocities and Comparison with Experiment, U. S. Nat. Advisory Com. for
Aeronautics Techn. Note, 2137, July A950).
41. McLarren R., What Upper Air Means to Missiles, Aviation Week,
21, 24 A949).
Теплопередача
42. Reinhardt T. F., Regenerative Rocket Cooling, Aeronautical
Eng. Rev., 6, 31 A947).
43. Gordon R., Heat-Transfer Problems in Liquid-Propellant Rocket
Motors,Journ. Amer. Rocket Soc, No 81, June, 65 A950).
44. P e n n e г S. S., Radiation From Rocket Flames, Journ. Appl. Phys.,
19, 278, 392, 511 A948); Amer. Journ. Phys., 16, 475 A948).
45. Kreith F., Summer field M., Heat Transfer to Water at
High Flux Densities With and Without Surface Boiling, Trans. Amer.
Soc. Mechan. Eng., 71, 805 A949).
46. Me Adams W. H., Kennel W. E., M i n d e n С S.,
Carl R., Pi Cornell P. M., Drew J. E., Heat Transfer at
High Rates of Water With Surface Boiling, Industr. Eng. Chem.,
41, 1945 A949).
^47. Kreith F., Summerfield M., Pressure Drop and Con-
vective Heat Transfer With Surface Boiling at High Heat Flux: Data
for Aniline, N-Butyl Alcohol and Water, Proc. Heat Transfer and Fluid
Mechan. Inst., New York, 1950.
Й, Duvez P., Wheeler H. L., Jr., Experimental Study of Cooling
by Injection of a Fluid Through a Porous Material, Journ. Aeronautic.
ScL, 15, 509 A948).
49. Friedman J., A Theoretical and Experimental Investigation of
Rocket Motor Sweat Cooling, Journ. Amer. Rocket Soc, No 79, December,
147 A949).
50. Beck J., Jr., Some Problems in Heat Transfer of Rockets, U. S. De-
Department of Commerce, Final Rep., PB-68912, May A946).
51. S t a 1 d e г J. R., J о к of f D., Heat Transfer to Bodies Traveling at
High Speed in the Upper Atmosphere, U. S. Nat. Advisory Com. for
Aeronautics Techn. Note, 1682, August A948).
52. F i s с h e г W. W., N orris R. H., Supersonic Convective Heat
Transfer Correlation From Skin-Temperature Measurements on a V-2
Rocket in Flight, Trans. Amer. Soc. Mechan. Eng., 71, 457 A949).
ТОПЛИВА
Общие вопросы
53. Huff V. N., Мог re 11 V. E., General Method for Computation
of Equilibrium Composition and Temperature of Chemical Reactions,
U. S. Nat. Advisory Com. Aeronautics Techn. Note, 2113, June A950).
54. S u 11 о n G. P., Thermochemistry of Rocket Propellants, Journ.
Amer. Rocket Soc, No 72, December, 2 A947).
55. H i г s с h f e 1 d e г J. O., McClure F. Т., Curtis С F.,
Osborne D. W., Thermodynamic Properties of Propellant Gases,
Nat. Defense Research Com., Office of Sci. Res. and Development, Rep.
1087, November A942).
56. Johnston H. L., Clarke J. T. ,Rifkin E. В., К err
. E. C, Condensed Gas Calorimetry; Heat Capacities, Latent Heats
and Entropies of Pure Para-Hydrogen From 12,7 to 20,3°K/ Description
Литература ZVf
of the Condensed Gas Calorimeter in Use in the Cryogenic Laboratory
of the Ohio State University, Journ. Amer. Chem. Soc, 72, 3933 A950).
57. White D., Friedman A. S., Johnston H. L., The
Vapor Pressure of Normal Hydrogen From the Boiling Point to the Critical
Point, Journ. Amer. Chem. Soc, 72, 3927 A950).
58. E d s e R., Calculations of the Specific Impulse of Rocket Propellantsr
Air Materiel Com. Intelligence Translation, No F-TR-1164-ND, May
A948).
59. P e s s u с h e L., La Chemie des Rockets, La Nature, April 123,
A947).
60. R о n g e G., Thermodynamic Calculation of the State of Combustion
Gases; Ethyl Alcohol of Various Percentages of Water and Methyl Alcohol
Plus Pure Oxygen, Peenemiinde, ZWB/PA/20/7.
61. Wheeler W. H., Whit taker H., Pike H. H. M., Solid
and Liquid Propellants, Journ. Inst. Fuels, 20, 137 A947).
62. Lewis В., Elbe G. V., Combustion, Industr. Eng. Chem., 40,
1590 A948).
63. С a n r i g h t R. В., Problems of Combustion in Liquid-Propellant
Rocket Motors, Chem. Eng. Progr., May, 228 A950).
64. Penner S. S., Application of Near-Equilibrium Criteria During
Adiabatic Flow to Representative Propellant Systems, Journ. Franklin
Inst., 249, No 6, 441 A950).
65. A 1 t m a n D., Penner S. S., Chemical Reaction During Adiaba-
Adiabatic Flow Through a Rocket Nozzle, Journ. Chem. Phys., January, 56 A949).
66. S с h a f f e r 1. K., On the Thermodynamics of Rocket Propulsion,
Deutsche Luftfahrforsch., ZWB/UM/RE/847, December A944).
67. F r i t h s e n A. R., The Rocket and Associated Handling Problems,
Techn. Data Digest, July.. 18 A949).
68. D u n n a m M. P.. Hazards Involved in the Use of Rocket Propellants,
Techn. Data Digest, 15, November, 30 A950).
69. M а г s h H. N., The Development and Production of Rocket Propel-
Propellants During World War 11, Chem. Industr., 57, 65 A945).
Топлива для жидкостно-реактивных двигателей
70. Davis W. D., Mason L. S., Stegeman G., The Heats
of Formation of Sodium Borohydride, Lithium Borohydride and Lithium
Aluminum Hydride, Journ. Amer. Chem. Soc, August, 2775 A949).
71. Mohn P. H., Audrieth L. F., The Hydrazine-Water System,
Journ. Phys. Colloid Chem., June, 901 A949).
72. Audreith L. F., Ogg B. A., The Chemistry of Hydrazine
New York, 1951.
73. Bellinger F. et,aL, Chemical Propellants—The System Hydrogen
Peroxide-Permanganate, Industr. Eng. Chem., 38, February, 160 A946);
March—June, 627 A946).
74. К 1 u n k e г Е. В., 1 v e у Н. R., An Analysis of Supersonic Aerody-
Aerodynamic Heating With Continuous Fluid Injection, U. S. Nat. Advisory
Com. Aeronautics Techn. Note 1987, December A949).
75. Bowman N. J., Nitrogen-Dioxide Derivatives as Rocket Fuels,
Journ. Space Flight, April, 1 A950).
76. «Report on the Thermodynamic Calculation of the State of Combustion
Gases, Methanol-Chlortrifluoride Reaction», Peenemiinde, ZWB/PA/20/22,
October A943).
77. Young L. C, Atomic Hydrogen, the Fuel of the Future, Journ.
Amer. Rocket Soc, Nos. 66 and 67, Sept.—Nov. A946).
78. S i m p s о n G. E.. Handling of Liquid Oxygen, Journ. Amer. Ro-
Rocket Soc, No 80, March 18 A950).
318 Прогресс в области ракетных двигателей
79. R о s s D. H., Nitrogen Tetroxide as an Oxidizer in Rocket Propul-
Propulsion, Journ. Amer. Rocket Soc, No 80, March, 24 A950).
80. В 1 о о m R., Jr., Davis N. S., Levine S. D., Hydrogen
Peroxide as a Propellant, Journ. Amer. Rocket Soc, No 80, March, 3 A950).
81. Roesler, Optol-Propellants. Of an as Initiator, ZWB/WVA/110/21,
April A944).
82. В u s e m a n n A., Rockets Using Liquid Oxygen, Deutsche Akad.
Luftfahrtforsch., Schriften, Heft 1071, No 82, 127 A943).
83. W a 1 t e r H., Materials for Bi-Fuel Rockets, British Intelligence
Objectives Sub-Commit toe, Final Rep., No 556, 20 A946).
84. В e 1 1 in g e r F. et al., Chemical Propellants-Nitromethane, lndustr.
Eng. Chem., 40, 1320 A948).
85. Z u с г о w M. J., Warner С F., Application of White Fuming
Nitric Acid and Jet Engine Fuel as Rocket Propellants, Journ. Amer.
Rocket Soc , No 82, September, 139 A950).
Твердые топлива
86. W i m p r e s s R. N., Internal Ballistics of Solid-Fuel Rockets, New-
York, 1950, p. 214.
87. Zaehringer A. J., A Critical Analysis of Solid Chemical Rocket
Propulsion, Rocketscience, December, 81 A949).
88. Zaehringer A. J., Organic Solid Rocket Monopropellants, Rocket
Sci., June, 32 A949).
89. Donlin M. N., Donovan J. J., Captured Enemy Propellants,
Washington, 1945.
90. Sawyer E. V., Polymers as Rocket Fuels and Components, Pacific
Rockets, 18 A949).
91. Stanton R., Research and Development at the Jet Propulsion Labo-
Laboratory, GALC1T, Eng. Sci. Monthly, Californ. Inst. Technol., Pasadena,
July A946).
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИХ
И УЧЕБНЫХ ЦЕЛЕЙ
! 92. D г у d e n H. L., Rockets as Research Tools in Aeronautics, Journ.
Amer. Rocket Soc, No 76, March, 3 A949).
93. «Transonic Research», Flight, July, 36 A946).
94. «Viking Flights Prove Research Worth», Aviation Week, 54, 24 and
28 A951).
95. Gatland K. W., The Research Scene, P. 1—V, Journ. British
Interplanetary Soc, 8, 136 A949); September, 193 A949); December,
230 A949); 9, 53 A950); July, 187 A950).
96. «Aeroballistics Progress», Ordnance, 35—185, bimonthly, March—April,
406 A951).
97. T s i e n H. S., Research in Rocket and Jet Propulsion, Aero Digest,
March 120, A950).
98. С г о с с о L., Instruction and Research in Jet Propulsion at Princeton
University, Journ. Amer. Rocket Soc, No 80, March, 32 A950).
99. «NACA Scientists Describe Year's Progress in Jet Rocket Research, Techn.
Data Digest, 14, October, 6 A949).
100. Newell H. E. et al., Upper Atmosphere Research, P. 1—IV, Naval
Research Laboratory, Rep., No R-2955, October A946); No R-3120,
April A947); No R-3030, December A946); No R-3171, October A947).
101. Perlow G. J., Cosmic Ray Measurements in Rockets, Sci. Monthly,
December, 382 A949).
Литература 319
102. К 1 е m р е г е г W. В., A Heliographic Attitude Recorder for Missiles,
Navigation, 2, No 3, 49 A949).
103. Roberts H. E., The Earth's Atmosphere, Aeronautical Eng. Rev.,
October A949).
104. С ha eke tt K. F., Paneth F. A., Wilson E. J., Chemical
Analysis of Atmosphere Samples From 50 and 70 Km Height, Journ.
Atmospher. Terrestr. Phys., 1, No 1, 49 A950).
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Жидкостно-реактивные двигатели
105. Seifert H. S., Mills M. M., Summerfield M., The
Physics of Rockets: Liquid Propellant Rockets, Amer. Journ. Phys.,
15, No 2, 121 A947). [См. перевод в Усп. физ. наук, 34, вып. 1 A948).—
Прим. ред.)
106. Zeunert G., Zur Entwicklung der Flussigkeitsrakete, Zs. des Verein
deutsch. Ing., 91, 57 A949).
107. Wyld J. H., The Liquid Propellant Rocket Motor, Mechan. Eng.,
69, 457 A947).
108. Humphries J., The Design of Rocket Motors, Journ. British Inter-
Interplanetary Soc, 8, 93 A949).
109. S u 11 о n G. P., Rocket Motors, Machine Design, December, 101
A948).
110. G u n d e r D. F., F r i a n t D. R., Stability of Flow in a Rocket
Motor, Journ. Appl. Mechan., 17, 327 A950).
111. Wagner C, Influence of Nonuniform Mixing of Fuel and Oxygen
on Characteristic Data of a Rocket Motor, U. S. Department of Commerce,
PB 94629, August A947).
112. Slyh J. A., et al., Combustion Chamber Liners for Rocket Motors,
U. S. Department of Commerce, PBL 79492, December A946); PBL
79493, January A947); PBL 79512, February A947); PBL 79496, Feb-
February A946); PBL 79499, March A947).
113. BergerA., High Temperature Ceramic Materials, Techn. Data Digest,
13, 13 A948).
114. Selwood J. L. В., Some Observations on the Problems of Rocket
Motor Cooling Design, Journ. Amer. Rocket Soc, No 76, March, 16 A949).
115. H use A. K., Rocket Fuel Injector Uses Jet Impingement, Soc. Auto-
Automotive Eng. Journ., 57, 63 A949).
116. Giles C, Motor Actuated Fuel Feeds, Astronautics, December A943).
117. Wyld J. H., The Problem of Rocket Fuel Feed, Astronautics, No 34,
June A936).
118. Ross С. С, Design of Turbopumps, Journ. Amer. Rocket Soc, No 84,
March, 21 A951).
119. Thatcher A. G., The Turborocket Propellant Feed System, Journ.
Amer. Rocket Soc, No 82, September, 126 A950).
120. Sutton G. P., Rocket Motor Hydraulics, Machine Design, 22, 86
A950).
121. R о s s C. C, Y о u n g R. В., The Design of Tanks for Liquid-
Propellant Rocket Power Plants, Journ. Amer. Rocket Soc, No 75, Decem-
December, 107 A948).
122. Meyer M., Throttling Thrust Chamber Control, New York, 1950.
123. Healy R., V-2's Power Plant Provides Key to Future Rocketry,
Aviation, 45, May A94 6).
124. «Rocket Engine (Sprite Controls)», Mechan. Eng., 72, 480 A950).
125. «Reaction Motors' Liquid-Prcpellant Rockets», American Aviation, 14,
17, 19 A950).
320 Прогресс в области ракетных двигателей
126. Zborowski H., Rocket Power Plants Based on Nitric Acid and Their
Specific Weights, U. S. National Advisory Committee for Aeronautics
Techn. Memo 1145, May A947).
127. Berggren W. P., Ross C. C, Young R. В., Hawk С. Е.,
The Acid-Aniline Rocket Engine, Journ. Amer. Rocket Soc, No 73, March
A948).
128. Walter H., Report on Rocket Power Plants Based on «T» Sub-
Substance (Hydrogen Peroxide), U. S. National Advisory Committee for Aero-
Aeronautics Techn. Memo 1170 A947).
Двигатели твердого топлива
129. Rogers W. L., Designing a JATO Engine, Machine Design, 23,
102 A951).
130. Bonner L. G., A very W. H., The Jet Assisted Take-Off Unit
(Final Report); Smokeless Propellant, U. S. Department of Commerce,
PB 32219.
131. G r a d H., Resonance Burning in Rocket Motors, Communications
on Pure and Applied Mathematics, 2, 79 A949).
132. Zaehringer A. J., The Experimental Testing of Solid Chemical
Rocket Propellants, Rocketscience, 4, No 1, 11 A950).
133. Bonner L. G., Metal Parts for Solid Propellant Rockets, Journ.
Amer. Rocket Soc, No 76, March, 9 A949).
134. Herb С. О., Motors That Propel the 3,5-Inch Rockets, Machinery,
January, 164 A951).
Атомный ракетный двигатель
135. Kalitinsky A., Atomic Power for Aircraft, Aero Digest, 57, 58,
121 A948); Soc. Automotive Eng. Quart. Transact., 3, 1 A949).
136. Shepherd L. R., Cleaver A. V., The Atomic Rocket, Journ.
British Interplanetary Soc, 7, September, 185 A948); November, 234
A948); 8, January, 23 A949); March, 59 A949).
137. Reichel R. H., Die heutigen Grenzen des Raketenantxiebes und
ihre Bedeutung fur den Raumfahrtgedanken, Zs. des Verein deutscher
Ing., 92, 11 A950).
138. Gardner T. S. , The Rating of Rocket Fuels, Rocket Fuels Using
Atomic Energy as a Primary Heat Source, Journ. Amer. Rocket Soc.
Nos. 66, 67, Sept.—Nov. A946).
139. Shepherd L. R., Note on Shielding of Atomic Rockets, Journ.
British Interplanetary Soc, 8, No 4, 149 A949).
140. Winter W., Atom Powered Bombers, Air Trails, May, 21, 85 A949).
УПРАВЛЯЕМЫЕ И НЕУПР4ВЛЯЕМЫЕ Р ШЕТНЫЕ СНАРЯДЫ
Управляемые снаряды
141. Gibson R. E., Supersonic Guided-Missile Progress, Aero Digest, 59,
40, 104 A949); August, 48 A949); Journ. Amer. Rocket Soc, No 78, Sep-
September, 129 A949); No 79, December, 155 A949).
142. SuttonG. P., How Good Are Guided Missiles? Flying, 45, Septem-
September, 18, 70 A949).
143. Seifert H. S., Mills M. M., Summerfield M., Physics
of Rockets, Dynamics of Long Range Rockets, Amer. Journ. Phys., 15,
Литература 324
• May—June A947). [См. перевод в Усп. физ. наук, 34, вып. 4 A948).—
Прим. ред.]
144. G e i s s 1 е г, L u d w i g, Curvature of Trajectory of C-l, C-2 and C-3
Ground-to-Air Guided Missiles and Calculations of the Launching and
Impact Regions of the Trajectory, Peenemunde, ZWB/PA/86—117,
February A943).
145. L и d w i g, Stability of the A-5 Ground-to-Ground Guided Missile About
Its Trajectory, Peenemunde, ZWB/PA/86/47, September A940).
146. Friedman H., Summary Report on A-4 Control and Stability,
U. S. Air Force, Summary Rep., No F-SU-2152-ND, June A947).
147. Ritchie D. J., An Elementary Discussion of the Stability of Rocket
Missiles at Subsonic and Supersonic Speeds, P. 1, Rocketscience, June,
39 A949).
148. Tern me, Dantschler, Steinhoff et al., Proposed Control
Methods of Guided Missiles, U. S. Air Force, Trans., No F-TS-2883-RE,
ATI No 19049, July A948).
149. «Rocket Control», Bell Laboratories Record, 24, May, 183 A946).
150. L и d w i g, Correction of Roll Developing Shortly After Launching of
Missile, Peenemunde, ZWB/PA/86/91, September A941).
151. О b e r t h H., The Guidance of Rocket Missiles, Interavia, 4, August,
477 A949).
152. Chia-Liu Yuan L., Homing and Navigational Courses of Auto-
Automatic Target-Seeking Devices, Journ. Appl. Phys., December, 1122 A948).
153. H i p p K., Methods for Recovery of Guided Missiles, Stuttgart, For-
schungsanstalt Graf Zeppelin, ZWB/UM/709, December A942).
154. Putt D. L., German Developments in the Field of Guided Mis-
Missiles, Soc. of Automotive Eng. Journ., 54, 405 A946).
155. W e у 1 A. R., Guided Missiles, London, p. 139; The Aeroplane, 74,
Nos. 1929, 1931, 1933, 1937, 1939, 1943, May—Oct. A948).
156. P at ton F. E., The German Guided Missile X-4, U. S. Air Force,
Summary Rep., No F-SU-2131-ND, June A947).
157. «Fairey's First Guided Missile», Flight, 51, No 1999, 344 A947).
158. «Ryan Firebird», Ryan Rep., 10, December, 10, 16 A949).
159. «Viking Flights Prove Research Worth», Aviation Week, January A951).
160. Anderson D. A., Lark Production Shows Missile Progress, Avia-
Aviation Week, May A950).
Неуправляемые снаряды
161. Gleason F. W. F., The Growth of Rocket Ordnance, Ordnance,
32, No 168, 397 A948).
162. Jones H. G., Jr., Development of Rocket Ammunition, Mechan.
Eng., 68, 317 A946).
163. Pooler L. G.,Hypervelocity Missiles, Ordnance, 35, No 184, 295 A951).
164. W а г s h a w H. D., Measurement of the Spin of a Projectile in Flight,
Rev. Sci. Instr., 20, July, 50 7 A949).
165. Skinner L. A., The Rocket Problem, New Developments Promise
an Answer to an Inherent Defect: Inaccuracy, Ordnance, 34, No 177, 184
A949).
166. Bur chard J. E., Rockets, Guns and Targets, Boston, 1948, p. 482.
АВИАЦИОННЫЕ И СТАРТОВЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Авиационные жидкостно-реактивные двигатели
167. Н е а 1 у R., How Nazis'Walter Engine Pioneered Manned Rocket-Craft,
Aviation, 45, January A946).
168. King H. F., Fighters, Flight, November, 571 A948).
21 д. Саттон
-322 Прогресс в области ракетных двигателей
169. «D558-2 Skyrocket», Mechan. Eng., 72, February, 150 A950).
170. «XS-1 Rocket Powered Aircraft», Aviation News, 6, 16, December A946);
Aviation Week, 49, November A948); 50, January A949).
171. Lonkhuyzen J., Problems Faced in Designing Famed X-l, Avia-
Aviation Week, January, 22 A951).
172. «Develop Potent Rocket Engine for Navy's Supersonic Planes», Aviation,
June, 71 A946).
173. «Britain Unveils Rocket Motor», Aviation Week, 53, 30 A950).
174. S anger E., The Prospects of Jet Reaction Flight, lnteravia, Novem-
November, 617 A948).
175. Hamlin В., Spencerley F., Comparison of Propeller and Rea-
Reaction Propelled Airplane Performance, Journ. Aeronautic. Sci., 13, 425
A946).
176. Moles H. R., Application of Rocket Power to Aircraft, Aeronautic.
Eng. Rev., April A951).
177. 1 v e у H. R., В о we n E. N., Jr., Oborney L. F., Introduction to
the Problem of Rocket-Powered Aircraft Performance, U. S. Nat. Advisory
Com. for Aeronautics Techn. Note, 1401 A947).
178. Reinhardt T. F., Factors Affecting the Range of Rocket-Powered
Aircraft, New York, 1949.
179. «Performance and Ranges of Application of Various Types of Aircraft
Propulsion Systems», U. S. Nat. Advisory Com. Aeronautic. Techn. Note,
August, 1349 A947).
Стартовые жидкостно-реактивные двигатели
180. Zucrow M. J., Jet Propulsion and Rockets for Assisted Take-off,
Trans. Amer. Soc. Mechan. Eng., 68, April A946).
181. Turner L. R., Consideration of Auxiliary Jet Propulsion for Assisted
Take-off, U. S. Nat. Advisory Com. for Aeronautics, Wartime Rep.,
No E-49, 1946.
182. Krzywoblocki M. Z., Rocket Assisted Take-offs, Aerodigest,
December, 76 A946).
183. «Sprite Rocket Motors; de Havilland's First Unit for Take-off Assistance,
5 000 Lb Thrust, Flight», 56, No 2123, 288 A949).
184. GartmannH., The 109-718 Auxiliary Rocket Power Unit, lntera-
lnteravia, 4, 413 A949)
ВОЕННОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ
185. Gertz A. P., Commercial Possibilities of Guided Missiles and Pilotless
Aircraft, Sperryscope, 11, 14 A948).
186. С г о w A. D., The Rocket as a Weapon of War in the British Forces,
Engineer, 184, 510 A947);| Inst. of Mechan. Eng. (London), Journ. Proc,
158, 15 A948).
187. Blackmore P. G., Proving the Rockets; Army, Navy, Air Force
Operations at White Sands, Ordnance, 34, No 175, 21 A949).
188. G a 1 1 e г у D. V., Guided Missiles for the War After Next, Aero Digest,
December, 27 A948).
189. McNarney J. Т., Recent Air Force Research and Development Acti-
Activities, Techn. Data Digest, June, 13 A949).
190. Richardson W. L., Outline of Guided Missiles, Ordnance, 34, 43
A949).
191. Bengston N. M., Tactical Use of Guided Missiles: Their Potentia-
Potentialities in Support of Ground Combat, Ordnance, 35, 184 A950).
192. Home H. В., Problems Facing the Rocket Industry Related to Milita-
Military Planning, Journ. Amer. Rocket Soc, No 82, September, 107 A950).
Литература 323
193. «Heeresverwendung des A-4 Gerat», Peenemunde Ber. HZ/25-eg A944).
194. HudiburtH. В., ThomasR. G., Operational Aspects of Guided
Missiles, Antiaircraft Journ., 92, 19 A949).
195. Maxfield F. A., Torpedo Propulsion Systems, Journ. Amer. Rocket
Soc, No 79, December, 166 A949).
196. «Hydrogen—Peroxide Starting Motors», Aero Digest, July, 33 A950).
МЕЖПЛАНЕТНЫЕ СООБЩЕНИЯ
1.97. Oberth H., Die Rakete zu den Planetenraiimen, Miinchen, 1923. (См.
сокращенный перевод: О б е р т Г., Пути осуществления космических
полетов, М., 1948.— Прим. ред.)
198. GoddardR. H., A Method of Reaching Extreme Altitudes, Smith-
Smithsonian Inst. Miscellaneous Collection, Washington, 1919.
199. Циолковский К. Э., Ракета в космическое пространство,
Калуга, 19241).
200. Hohmann W., Die Erreichbarkeit der Himmelskoper, Miinchen, 1925.
201. N oordung H., Das Problem der Befahrung des Weltraums: Der Ra-
ketenmotor, Berlin, 1929. (См. сокращенный перевод: НоордунгГ.,
Проблема путешествия в мировом пространстве, М., 1950.—Прим. ред.)
202. Esnaul t-Pelterie R., L'Astronautique, Paris, 1930. [См. перевод:
Эно Пельтри, Космические полеты (астронавтика), М., 1950.—Прим.
ред.)
203. Gartmann H., Raketen von Stern zu Stern, Worms, 1949, p. 191.
204. A nan of f A.,' L'Astronautique, Paris, 1950, p. 498.
205. Clarke A. C, Interplanetary Flight; an Introduction to Astronautics,
London, 1950, p. 164.
206. Anwar M., Astronautics; a Study, Indian Skyways, 3, 25 A949).
207. SummerfieldM., Malina F. J., The Problem of Escape from
the Earth by Rocket, Journ. Aeronautic. Sci., 14, 471 A947).
208. Sanger E., The Laws of Motion in Space Travel, Interavia, 4,
416, A949).
209. Forbes G. F., The Trajectory of a Powered Rocket in Space, Journ.
British Interplanetary Soc, 9, 75 A950).
210. Clarke A. C, Interplanetary Travel. 1—The Dynamics of Space Flight;
11—Some Problems of Interplanetary Navigation, Journ. Inst. Navigators,
3, No 4, 357 A950).
211. GradecakV., Raumbahnen, Die Weltluftfahrt, 1, No 1—2, 26 A949).
212. Gatland K. W., The Expendable—Tank Step Rocket, Aeronautics,
December, 40 A948).
213. P г о e 1 1 W., The Design of a Practical Space Ship, Journ. Space Flight,
P. 3, November, 4 A949).
214. En gel R., Earth Satellite Vehicles, Interavia, 5, 500 A950).
215. G r a n t L. J., Jr., Further Studies in the Economics of Space Station,
Journ. Space Flight, May, 1 A950).
216. Armstrong H., Haber H., Strughold H., Aeromedical
Problems of Space Travel, Journ. Aviation Medicine, 20, 383 A949).
217. Schaefer H. J., The Problem of Health Hazards from Cosmic Radia-
Radiation in Flight at Extreme Altitudes and in Free Space, Contact, 7, 14 A949).
218. Grimminger G., Probability That a Meteor Will Hit or Penetrate
a Body Situated in the Vicinity of the Earth, Journ. Appl. Phys., 19,
947 A948).
г) Эта работа Циолковского была напечатана в журнале «Научное обозре-
обозрение», № 5 в 1903 г. под заглавием «Исследование мировых пространств реак-
реактивными приборами». В 1924 г. она была издана в Калуге отдельной брошю-
брошюрой.—Прим. ред.
21*
324 Прогресс в области ракетных двигателей
ИСПЫТАНИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ
Экспериментальная база
219. «Santa Susana (Rocket Test Station)», Skyline, North Amer. Aviation,.
Los Angeles, 7, July A949).
220. Ley W., Rocket Test Stands, Air Trails, 27, 54 A947).
221. YoungquistR., Liquid Rocket Motor Testing, Journ. Amer. Rocket.
Soc, No 72, December, 45 A947).
222. «The Australian Rocket Range», Aircraft, 26, No 12, 16, 44 A948).
223. Stockwell R. E., Proving Ground for Rockets, Aviation Operations,
August, 32, 65 A949).
224. Garter L. J., The U. S. Naval Ordnance Test Station at Inyokern,
Journ. British Interplanetary Soc, 7, 177 A948).
225. Gompertz R. F., Rocket-Engine Flight Testing, Journ. Amer.
Rocket Soc, No 83, December, 169 A950).
226. Miles M., Readying a Rocket for Launching Takes Expert Skill and,
Knowledge, The Martin Star, 8, No 9, 7 A949).
227. D e VoreC, Project Research, Navigation, 2, No 8, 275 A950).
228. Kossiakoff A., Gibson R. E., The Launching of Guided
Missiles, Journ. Coast Artillery, March—April A947).
Приборное оборудование
229. Sutton G. P., Gaging Rocket Engine Forces and Flows, Aviation,
April A947).
230. Z u m p e H. F., The Testing of Rocket Motors, Journ. British Interpla-
Interplanetary Soc, 9, 108 A950).
231. С a r 1 s о n G. R., Rocket Instrumentation, Instruments, 23, 399 A950).
232. Andresen J., Electrical Pickoffs for Instrumentation of Pilotless-
Aircraft, Instruments, 23, 347 A950).
233. Wiancko Т. Н., Instrumentation for Rocket Motors and Jet Assis-
Assisted Take-off, Lecture to the Amer. Soc Mechan. Eng. Annual Aviation.
Meeting, Los Angeles A946).
234. Cole J. C, Telemetering Guided Missile Performance, Proc. Inst.
Radio Eng., Waves and Electrons Section, November, 1404 A948).
235. «Guided Missile Recorder», Aero Digest, November, 31 A949).
236. Zschirnt H. H., Radar Tracking of Guided Missiles, Proposed!
High Precision Direction-Finding System, U. S. Air Force, Techn. Rep.,
No F-TR-2166-B-ND, May, 1948.
237. Biberman L. M., Photographic Tracking of Guided Missiles, Elect-
Electronics, 21, 92 A948).
238. BonserT. H., Askania Phototeodolite System, Techn. Data Digestr
March, 15 A949).
239. p e 1 s a ss о L. A., D e В а у L. G., Reuyl D., Full-Scale Free-
Flight Measurements of Guided Missiles, Journ. Aeronautic. Sci., 15,
605 A948).
ОГЛАВЛЕНИЕ
«От редакции 3
Из предисловия автора 5
Условные обозначения • 7
Тлава I. Классификация и определения 13
§ 1. Воздушно-реактивные двигатели 13
§ 2. Классификация ракетных двигателей 16
§ 3. Закон количества движения 23
§ 4. Коэффициенты полезного действия ракетного двигателя 27
§ 5. Определения 29
Задачи 31
Литература 32
Тлава II. История ракетных двигателей 33
§ 1. Первые опыты применения ракетных двигателей 33
§ 2. Развитие ракетных двигателей в XIX в 34
§ 3. Более новые работы 36
§ 4. Работа над ракетными двигателями в США 44
Литература 47
Тлава III. Теория сопла и термодинамика двигателя 49
§ 1. Идеальный ракетный двигатель • . . . 49
§ 2. Основные термодинамические соотношения 51
§ 3. Изоэнтропическое течение в соплах 57
§ 4. Реальные сопла 78
§ 5. Течение газов через область сгорания 83
§ 6. Сводка основных уравнений 92
Задачи 93
Литература 95
Тлава IV. Расчеты характеристик ракетных топлив 96
§ 1. Допущения и определения 97
§ 2. Смесь газов 99
§ 3. Химическое равновесие 102
§ 4. Диссоциация 106
§ 5. Расчет температуры сгорания и состава продуктов реакции 107
§ 6. Химическая реакция в сопле 110
§ 7. Результаты термохимических расчетов 111
Задачи 124
Литература • 125
326 Оглавление
Глава V. Жидкие ракетные топлива • . . . 126
§ 1. Классификация ' 126
§ 2. Свойства и характеристики ракетных топлив . • 127
§ 3. Обзор жидких ракетных топлив 131
Литература • 140
Глава VI. Жидкостно-реактивный двигатель 141
§ 1. Сопло ракетного двигателя 142
§ 2. Процесс горения • 142
§ 3. Объем камеры сгорания 144
§ 4. Охлаждение двигателя 150
§ 5. Теплопередача 155
§ 6. Материалы 161
§ 7. Гидравлические потери в системе охлаждения 168
§ 8. Нагрузки и напряжения в стенках камеры сгорания . . 171
§ 9. Вибрации 173
§ 10. Головки 173
§ 11. Двигатели с изменяемой тягой 180
§ 12. Запуск ракетного двигателя 181
§ 13. Система зажигания • 182
§ 14. Требования к установке двигателя Л. 184
§ 15. Пример конструктивного расчета ракетного двигателя . 185
Задачи 196
Литература ..." 198
Глава VII. Системы подачи топлива жидкостно-реактивных двига-
двигателей 200
§ 1. Общие требования 200
§ 2. Газобаллонная система подачи топлива 200
§ 3. Поршневая система подачи топлива 206
§ 4. Турбонасосная система подачи топлива 207
§ 5. Другие системы подачи топлива 233
§ 6. Клапаны и регуляторы 236
§ 7. Топливные баки 241
Задачи 242
Литература 243
Глава VIII. Летные характеристики 244
§ 1. Силы, действующие на летательный аппарат 244
§ 2. Основные уравнения движения 247
§ 3. Приближенный расчет вертикальной траектории 250-
§ 4. Межпланетные полеты 256
§ 5. Типы ракет 259
§ 6. Стартовые ракетные двигатели 266
§ 7. Аэродинамическое влияние реактивной струи 267
Литература 268
Глава IX. Испытания ракетных двигателей 269
§ 1. Типы испытаний 269
§ 2. Обеспечение безопасности испытаний . .' 270
§ 3. Экспериментальные установки 272
§ 4. Измерительные приборы 275
§ 5. Летные испытания 281
§ 6. Регистрация показаний 283
Литература 284
Оглавление 32Т
Глава X. Ракетные двигатели твердого топлива 285-
§ 1. Классификация 285-
§ 2. Химический состав топлива 285*
§ 3. Характеристики твердых топлив 289
§ 4. Недостатки твердых топлив 293-
§ 5. Проектирование пороховых ракетных двигателей .... 296
§ 6. Запальные устройства 298
Задачи 2Ш
Литература 300
Приложение. Прогресс в области ракетных двигателей 303
Обзор литературы 303
Общее развитие и теория 303
Топлива 306
Ракетные двигатели для исследовательских и учебных целей 307
Ракетные двигатели 308
Управляемые и неуправляемые ракетные снаряды 310*
Авиационные и стартовые ракетные двигатели 311
Военное использование 312
Межпланетные сообщения 312
Испытания и эксплуатация 313-
Литература 314
Редактор Е. Майкова
Техничесний редактор
А. Н. Никифорова
Корректор Е. А. Яковлева
Сдано в производство 28/VI 1952 г.
Подписано к печати 8/Х 1952 р.
А 06964. Бумага 60X921/16 =
10,5 бум. л., 21 печ. л., в т/ч 2 вкл.
Уч.-издат. л. 21,7. Изд. № 2/1293.
Цена 16 р. 70 к. Зак. 409.
16-я типография Главполиграф-
издата при Совете Министров СССР.
Москва, Трехпрудный пер., 9.