/
Author: Тимнат И.
Tags: тепловые двигатели (кроме паровых машин и паровых турбин) междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) авиация ракетные двигатели
ISBN: 5-03-001354-7
Year: 1990
Text
ADVANCED CHEMICAL ROCKET PROPULSION
Y. M. TIMNAT
Department of Aeronautical Engineering
and Space Institute,
Technion — Israel Institute of Technology,
Haifa, Israel
1987
Academic Press
Harcourt Brace Jovanovich, Publishers
London Orlando San Diego New York
Austin Boston Sydney Tokio Toronto
И. ТИМНАТ
РАКЕТНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
НА
ХИМИЧЕСКОМ
ТОПЛИВЕ
Перевод с английского
В. А. Вебера и С. М. Фролова
с предисловием автора
Москва «МИР» 1990
ББК 39.65
Т41
УДК 621.453/457
Тимнат И.
Т41 Ракетные двигатели на химическом топливе: Пер. с
англ. —М.: Мир, 1990. —294 с, ил.
ISBN 5-03-001354-7
В своей компактной и методологически изящно построенной книге автор, про-
профессор Хайфского технологического института, рассматривает все основные про-
процессы в жидкостных и твердотопливных ракетных двигателях, проблемы их кон-
конструирования, а также перспективные технические решения, схемы и конструк-
конструкции двигателей. В тех случаях, когда это возможно, автор рассматривает
жидкостные и твердотопливные двигатели совместно. Книгу отличают комплекс-
комплексный подход, тщательность отбора материала и четкость изложения.
Для студентов и инженеров-двигателистов, а также для преподавателей соот-
соответствующих специальностей. Может служить учебным пособием.
Т ^05,40400-201
041@1)—90
Редакция литературы по новой технике
и космическим исследованиям
ISBN 5-03-001354-7 (русск.) © 1987 Academic Press Inc. (London),
Ltd.
ISBN 0-12-691355-2 (англ.) © перевод на русский язык, Ве-
бер В. А., Фролов С. М., 1990
ПРЕДИСЛОВИЕ АВТОРА К РУССКОМУ ИЗДАНИЮ
Для меня доставляет большое удовлетворение написать вве-
введение к переводу на русский язык моей монографии о перспек-
перспективных ракетных двигателях на химическом топливе, особенно
в связи с учетом большого вклада советских ученых и конструк-
конструкторов в развитие ракетно-космической техники.
Прошло около трех лет с момента выхода оригинального
издания, и, по-видимому, уже можно было бы сделать дополни-
дополнительные комментарии о новых достижениях, появившихся за
указанный период. Правда, они не затрагивают основополагаю-
основополагающих принципов, описанных в книге. Все же за истекшие годы
появилось немало интересных практических приложений по ис-
использованию ракетных двигателей для. космических исследова-
исследований, подобных описанным в последних двух главах.
Здесь можно указать на появление новых мощных носителей,
обеспечивших выведение в космос крупных объектов (пилоти-
(пилотируемых и беспилотных) и позволивших получить ценную новую
информацию о планетах Солнечной системы.
В этом контексте достойно упоминания, что Советскому Сою-
Союзу удалось вывести на орбиту перспективные космические стан-
станции. Большим успехом советской науки и техники является за-
запуск космического корабля многоразового использования «Бу-
«Буран» с помощью нового, исключительно мощного носителя
«Энергия», способного выводить на околоземную орбиту около
100 т полезного груза. США продолжают запуски космических
челноков «Спейс Шаттл» и в то же время приняли решение
о доработке для аэрокосмических задач ракет одноразового
использования типа «Титан-4» и «Атлас-1».
Страны Европейского экономического сообщества, опираясь
на различные варианты ракеты «Ариан-4», также достигли зна-
значительных успехов в освоении космоса. Китайская Народная
Республика продемонстрировала свои возросшие технические
возможности запуском искусственных спутников с помощью ра-
ракеты «Великий поход». Вывел на околоземную орбиту свой пер-
первый спутник собственной ракетой-носителем и Израиль.
6 Предисловие автора к русскому изданию
Космические исследования последнего времени отличаются
значительной степенью коммерциализации. Одна из целей пред-
предпринимаемых полетов состоит в попытке технологического ис-
использования невесомости и высокого вакуума. Достигнуты зна-
значительные успехи в изучении Юпитера, Сатурна и Урана с по-
помощью автоматических межпланетных станций. Достойны упо-
упоминания успехи международного сотрудничества в изучении ко-
кометы Галлея — небесного тела, чарующего человечество с глуби-
глубины веков. Становится настоятельной задача объединения усилий
человечества в исследовании и использовании космоса.
Я благодарен моему советскому коллеге д-ру Б. Е. Гельфан-
ду, который обратил внимание уважаемого мною издательства
«Мир» на эту книгу. Я надеюсь, что она будет встречена с ин-
интересом советскими читателями.
Хайфа, лето 1989 г. И. Тимнат
ОТ РЕДАКЦИИ
По ракетному двигателестроению существует довольно обшир-
обширная литература на русском языке. Однако предлагаемая совет-
советскому читателю книга профессора Хайфского технологического
института И. Тимната «Ракетные двигатели на химическом топ-
топливе» не останется незамеченной. В своей компактной и методо-
методологически изящно построенной книге в рамках единого подхода
автор рассматривает все основные процессы в жидкостных и
твердотопливных двигателях, проблемы их конструирования,
схемы и конструкции современных ЖРД и РДТТ, разработан-
разработанных в США, Франции, Японии и других странах, а также перс-
перспективные технические решения.
Не утомляя читателя наукообразностью и в то же время не
упрощая реальных физических и технических проблем, автор
последовательно анализирует физико-химические и механические
характеристики топлив, процессы в камере сгорания и сопле на
режимах запуска, установившейся работы и выключения, рас-
рассматривает проблемы неустойчивости горения, охлаждения и уп-
управления вектором тяги, описывает современные и перспектив-
перспективные схемы и конструкции ЖРД и РДТТ с учетом технологичес-
технологических аспектов их изготовления и иллюстрирует изложение при-
примерами применения ракетных двигателей на ракетах-носителях
и космических летательных аппаратах. В тех случаях, когда это
возможно, автор рассматривает жидкостные и твердотопливные
двигатели совместно, что нетипично для отечественной научной
и учебной литературы, но весьма желательно для расширения
кругозора и улучшения взаимопонимания между специалистами
по ЖРД и РДТТ.
Книгу отличают комплексный подход, тщательность отбора
материала и четкость изложения; ее, кроме всего прочего, про-
просто интересно читать — не так уж часто встречающееся качество
современных инженерных монографий и учебников. Книга не
содержит многих громоздких математических моделей, кочую-
кочующих из одной монографии в другую, и в то же время не имеет
существенных пробелов; она окажется хорошим учебным посо-
8 От редакции
бием для студентов и молодых инженеров-двигателистов, а так-
также, вероятно, важным источником информации о зарубежной
технике для преподавателей соответствующих специальностей,
желающих усовершенствовать собственные курсы лекций.
Книга И. Тимната снабжена обширной библиографией.
Правда, большая часть ее труднодоступна советскому читателю;
впрочем, довольно богатая отечественная литература по ракет-
ракетному двигателестроению также оказалась вне поля зрения ав-
автора. По этим причинам ниже приводится перечень некоторых
монографий и учебников по ЖРД и РДТТ, вышедших в нашей
стране за последние 10—15 лет.
Литература
1. Г. М. Мелькумов, Н. И. Мелик-Пашаев, П. Г. Чистяков,
А. Г. Шиуков. Ракетные двигатели. — М.: Машинострое-
Машиностроение, 1976, 399 с.
2. М. С. Штехер. Топлива и рабочие тела ракетных двига-
двигателей.— М.: Машиностроение, 1976, 304 с.
3. Г. Ф. Большаков. Химия и технология компонентов жид-
жидкого ракетного топлива. — Л.: Химия, 1983, 320 с.
4. А. П. Васильев, В. М. Кудрявцев, В. А. Кузнецов и др.
Основы теории и расчета жидкостных ракетных двига-
двигателей.— М.: Высшая школа, 1983, 703 с.
5. Б. Т. Ерохин, А. М. Липанов. Нестационарные и квази-ч
стационарные режимы работы РДТТ. — М.: Машино-
Машиностроение, 1977, 200 с.
6. В. М. Хайлов. Химическая релаксация в соплах реак-
реактивных двигателей. — М.: Машиностроение, 1975, 158 с.
7. И. X. Фахрутдинов, А. В. Котельников. Конструкция и
проектирование ракетных двигателей твердого топлива.—
М.: Машиностроение, 1987.
8. М. С. Натанзон. Неустойчивость горения. — М.: Машино-
Машиностроение, 1986, 248 с.
9. В. Ф. Присняков. Динамика ракетных двигателей твер-
твердого топлива. — М.: Машиностроение, 1984.
10. В. В. Михайлов, В. Г. Базаров. Дросселируемые ЖРД.—
М.: Машиностроение, 1985, 166 с.
11. Б. В. Овсянников, Б. И. Боровский. Теория и расчет аг-
агрегатов питания ЖРД. — М.: Машиностроение, 1986,
374 с.
12. Н. М. Беляев. Расчет пневмогидравлических систем ра-
ракет.— М.: Машиностроение, 1983, 223 с.
13. Д. В. Хронин. Основы автоматизированного проектиро-
проектирования ДЛА. — М.: Машиностроение, 1984, 183 с.
От редакции 9
14. В. В. Кокорин, Н. Б. Рутовский. Комплексная оптимиза-
оптимизация двигательных установок систем управления. — М.:
Машиностроение, 1983, 184 с.
15. А. А. Шевяков. Системы управления ракетных двигате-
двигателей и энергетических установок. — М.: Машиностроение,
1985, 183 с.
16. А. Бакингем, Т. Боттс, Д. Бьюден и др. Космические
двигатели: состояние и перспективы. — М.: Мир, 1988,
454 с.
17. Неустойчивость горения в ЖРД/Под ред. Д. Харрье и
Ф. Г. Рирдона. —М.: Мир, 1975.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Я с большим удовольствием согласился написать предисловие
к монографии профессора Тимната. Прежде всего я хотел бы
подчеркнуть выдающиеся заслуги автора ка? ученого и педаго-
педагога— специалиста по ракетным двигательным установкам на
твердом и жидком топливах.
В связи с тем что в последние два десятилетия появилось
много новых идей и разработок в области ЖРД и РДТТ, пуб-
публикация о новейших достижениях в этой области науки и техни-
техники в высшей степени полезна. Именно такую роль я отвел бы
монографии проф. Тимната.
Одной из особенностей обсуждаемой области знания являет-
является то, что она объединяет в себе множество дисциплин, вклю-
включает различные научные и технические аспекты. При изложении
материала автором монографии используется комплексный под-
подход, связывающий воедино актуальные и технические дисцип-
дисциплины, что, несомненно, сделает ее интересной для широкого
круга читателей с разным уровнем профессиональной подготов-
подготовки: от студентов до инженеров и ученых. Читатели найдут
в книге много полезной информации как из области ракетного
двигателестроения с целым рядом приложений мирного и воен-
военного назначения, так и в смежных областях техники, таких, как
энергетика и химическая технология.
Часто бывает так, что попытки комплексного и исчерпываю-
исчерпывающего рассмотрения обширного научно-технического направления
приводят к созданию объемистой монографии, которую трудно
и нередко скучно читать. В данном случае автору удалось этого
избежать благодаря удачному подходу к построению книги
и изложению материала, для которого характерны выбор клю-
ключевых тем, устранение ненужных усложнений, выделение наибо-
наиболее важных результатов и идей, которые сулят наибольшие
перспективы в будущем. Материал в книге изложен ясно, со-
содержит много информации и легко читается.
Я хотел бы проиллюстрировать сказанное на нескольких
примерах, приводя их в том же порядке, которому следует ав-
Предисловие 11
тор. Что касается твердотопливных ракетных двигателей, то
в книге описаны основные проблемы в этой области науки и
техники. В частности, подчеркивается взаимосвязь стационар-
стационарного режима горения с переходными режимами и проводится
анализ неустойчивостей. При рассмотрении неустойчивой рабо-
работы силовой установки выделяются физические явления, кото-
которые могут усиливать или демпфировать колебания. Включены
также разделы о бессопловых РДТТ, для которых существует
ряд приложений. Поиск компромисса между упрощением кон-
конструкции двигателя и ухудшением его характеристик — слож-
сложная, но интересная проблема.
При описании ракетных двигательных систем на жидком
топливе автор стремится излагать материал доступно, не упус-
упуская при этом из виду важные явления, происходящие на каждой
стадии превращения окислителя и горючего, от их подачи в ка-
камеру сгорания до истечения газообразных продуктов через соп-
сопло. Для некоторых типов систем рассмотрена проблема модели-
моделирования горения. Получение высоких характеристик в двига-
двигательных установках такого типа связано с необходимостью
использования системы впрыска, обеспечивающей мелкодисперс-
мелкодисперсное распыление и последующее эффективное равномерное сме-
смешение компонентов топлива, однако такие требования, как
правило, несовместимы с требованиями к устойчивости горения.
При этом часто бывает трудно найти компромиссное решение.
Нередко в этом случае приходится использовать акустические
поглотители, которые усложняют конструкцию камеры сгора-
сгорания.
Большое внимание уделено гетерогенной структуре потока
в камере сгорания. На практике, кроме того, наблюдается и
существенная стратификация течения, при которой в каждом
слое имеется свое соотношение компонентов топлива. Указанное
противоречие между требованиями к высокой экономичности
двигательных установок и к устойчивости горения до сих пор
не разрешено.
Описаны новые концепции жидкостных ракетных двигателей
(предназначенных в основном для космических летательных
аппаратов многоразового использования или гиперзвуковых ра-
ракет), в том числе конструктивные схемы с центральным телом
и соплом со сдвижным насадком и схема двигателя на двух го-
горючих, одно из которых — высокоплотное — применяется для
начального этапа полета, а другое — легкое — обладает высоки-
высокими энергетическими характеристиками. Последняя схема позво-
позволяет использовать общую двигательную установку на протяже-
протяжении всего полета. Обсуждаемые схемы дают больший простор
для конструкторских решений и способствуют повышению ха-
характеристик ракет-носителей.
12 Предисловие
Целая глава посвящена эксплуатационной гибкости двигате-
двигателей, достигаемой путем регулирования модуля и вектора тяги.
Наконец, в двух главах рассматриваются различные прило-
приложения ракетных двигателей на твердом и жидком топливах.
Хотелось бы отметить также то, что вопросы теории и практики
в книге хорошо сбалансированы, что делает ее особенно прият-
приятной для чтения.
Я надеюсь, что специалисты по ракетным двигателям встре-
встретят с одобрением эту работу, и ей будет сопутствовать, несом-
несомненно, заслуженный успех.
М. Баррер
ONERA, Париж
Посвящается моей жене
ВВЕДЕНИЕ
Предлагаемая книга содержит описание последних достижений
в области ракетных двигателей на химическом топливе, вклю-
включая характеристики двигательных установок, свойства топлив и
технологию их промышленного изготовления, механизм горения
и устойчивость, совместимость двигателя с ракетой, управление
направлением и величиной тяги. Уже имеются специальные мо-
монографии и по твердым топливам [103, 178], и по жидким [67];
здесь, пожалуй, впервые оба эти типа ракетных двигателей
рассмотрены совместно. Кроме того, в книге показано, как из-
изложенные теоретические принципы применяются на практике
к высокоэффективным двигательным установкам (ДУ) ракет-
носителей и космических летательных аппаратов.
Книга в первую очередь адресована студентам и преподава-
преподавателям, специализирующимся в области ракетно-космической и
авиационной техники, и рассчитана на одно- или двухсеместро-
вый курс обучения. Она будет полезна также для специалистов
по ракетным двигательным установкам в конструкторских бюро
и научно-исследовательских организациях, таких, как Нацио-
Национальное управление по аэронавтике и исследованию космическо-
космического пространства (NASA, США), Европейское космическое агент-
агентство (ESA), Национальное управление аэрокосмических иссле-
исследований (ONERA, Франция) и Институт экспериментальной га-
газовой динамики (DFVLR, ФРГ).
Изложение начинается с краткого обзора принципов работы
ракетного двигателя и более детального рассмотрения характе-
характеристических параметров двигателей при неравновесных химиче-
химических реакциях (гл. 1). В гл. 2 описаны характеристики твердых
ракетных топлив (ТРТ), технология их промышленного произ-
производства и методы экспериментального исследования; затрагива-
затрагиваются также вопросы взрывоопасное™ ТРТ. В гл. 3, посвящен-
посвященной исследованиям механизма горения, приведены основные
уравнения теоретической модели горения в ракетном двигателе
на твердом топливе (РДТТ). Эта модель использована в гл. 4
для описания процесса воспламенения твердотопливного заряда.
Кроме того, в гл. 4 приведен обзор исследований по воспламе-
воспламенению и гашению зарядов ТРТ. Далее, в гл. 5, рассмотрены
проблемы расчета характеристик РДТТ. В эту главу включены
разделы, посвященные модели внутренней баллистики двигате-
14 Введение
ля, распространению фронта горения, расчету удельного им-
импульса тяги и методам экспериментальных исследований, а так-
также характеристикам сопел. Гл. 5 завершается обсуждением
проблемы неустойчивости горения. Наконец, в гл. 6 раскрывает-
раскрывается еще одна важная тема, касающаяся РДТТ. Речь идет
о бессопловых твердотопливных ускорителях, используемых
в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД) сов-
современных летательных аппаратов.
Глава 7 посвящена рассмотрению механизма горения жид-
жидких ракетных топлив (ЖРТ) и начинается с феноменологиче-
феноменологического описания модели горения; далее кратко рассмотрена мо-
модель горения капли распыленного топлива и представлена пол-
полная модель горения в камере жидкостного ракетного двигателя
(ЖРД), которая затем используется для описания конкретного
рабочего процесса, а полученные результаты сравниваются
с данными экспериментальных исследований.
В гл. 8 рассмотрены проблемы, связанные с экономичностью,
устойчивостью и совместимостью конструкции ЖРД, причем
особое внимание уделяется взаимосвязи этих факторов. В гл. 9
дан обзор некоторых новых концепций ЖРД: двигателей с коль-
кольцевым соплом и центральным телом, двигателей на двух горю-
горючих и двигателей замкнутой схемы.
В гл. 10 рассмотрены вопросы регулирования модуля и век-
вектора тяги как для РДТТ, так и для ЖРД. Заключительная
часть книги (гл. 11 и 12) посвящена применению ЖРД и РДТТ
для осуществления космических полетов и содержит анализ ря-
ряда космических программ. Рассматриваются, в частности, двига-
двигательные установки ракеты-носителя «Ариан» и воздушно-косми-
воздушно-космического самолета (ВКС) «Спейс Шаттл», двигатели межорби-
межорбитальных транспортных аппаратов и вспомогательные двигатель-
двигательные установки космических орбитальных станций, обсуждаются
достижения Японии в области ракетного двигателестроения.
За основу предлагаемой монографии принят курс лекций по
ракетным двигателям на химическом топливе, который я читал
в течение многих лет в Хайфском технологическом институте
(Израиль) и в 1985 г. — на факультете аэрокосмической техни-
техники Технического университета в г. Делфт (Нидерланды). Я хо-
хотел бы выразить признательность профессору Н. Виттенбергу
за поддержку и моим коллегам д-ру А. Перецу и д-ру А. Гани
за сделанные ценные замечания.
Я благодарен г-же Дж. Констанце и г-же А. Гудман за пе-
печатание рукописи, г-ну У. Спей и г-же И. Ницан за подбор ил-
иллюстраций, г-ну 3. Рафаэлю, который помог мне при оформле-
оформлении графического материала, и г-ну И. Наору, взявшего на се-
себя кропотливую работу с фотоматериалами.
И. М. Тимнат
1
ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
НА ХИМИЧЕСКОМ ТОПЛИВЕ
1.1. ПАРАМЕТРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Анализ характеристик ракетного двигателя предполагает расчет
следующих параметров: тяги Fy эффективной скорости истече-
истечения продуктов сгорания из сопла иЭфф> коэффициента тяги CF>
характеристической скорости с* и удельного импульса /уд. При
рассмотрении идеализированной одномерной схемы камеры сго-
сгорания параметры рабочего процесса можно выразить через
температуру адиабатического горения в камере ТКу среднюю
молекулярную массу М выхлопных газов и показатель адиаба-
адиабаты (отношение удельных теплоемкостей) ^, а также через соот-
соответствующие величины давления и площади сопла в критичес-
к( м и выходном сечениях.
Отправной точкой любого анализа характеристик ракетного
двигателя является уравнение тяги. Оно может быть получено
на основе применения уравнения количества движения к стен-
стендовому ракетному двигателю (рис. 1). Предположим, что тече-
течение одномерно, а скорость на срезе сопла ивых и массовый рас-
расход топлива в двигателе m постоянны. Контрольная поверх-
поверхность CS, включающая плоскость среза сопла, ограничивает
контрольный объем CV. Сила тяги F действует в направлении,
противоположном направлению иВых, но в случае стендового
/77/, 77//
~1Ра
Рис. I. Схема ракетного двигателя на стенде.
16 Глава 1
испытания на контрольный объем будет действовать равная ей
сила реакции узла крепления двигателя. Уравнение количества
движения для этого объема примет следующий вид:
L F*=4~ f P"xdv+ J uxdm. A.1)
dt cv cs
Первый член исчезает, поскольку их = 0 в топливных баках,
а поток в камере сгорания стационарный. Для второго члена
имеем
X Uxdm = miiBux. A.2)
cs
С другой стороны, из уравнения баланса сил находим
Ц/7х = /7 + Лвыхра — ЛВыхРвых, A.3)
где рвых — давление на срезе сопла, ра— атмосферное давление.
Объединяя A.1) — A.3), получим
F = rflUBux+ (рвых — ра)Авых. A.4)
Если давление на срезе сопла равно окружающему атмосфер-
атмосферному давлению, т.е. рВых=Ра, то говорят о расчетном режиме
работы сопла. В этом случае F = muBux-
Определяя эффективную скорость как скорость, удовлетво-
удовлетворяющую уравнению
A.5)
получим
Мэфф = «вых + ^вых (Рвых — Ра) /т. ( 1.6)
Удельный импульс /уд, по определению равный Иэфф/go, изме-
измеряется в единицах времени. Можно показать, что /уД = //тт?о,
где / — полный импульс, а тТ — масса топлива.
При анализе идеализированной схемы ракетного двигателя
принимаются следующие допущения:
1) продукты сгорания гомогенны и одинаковы по составу;
2) продукты сгорания подчиняются уравнению состояния
совершенного газа:
P = pRT\ A.7)
3) средняя удельная теплоемкость постоянна;
4) поток одномерный, стационарный и изоэнтропический;
5) скорость течения на входе в сопло равна нулю. Отклоне-
Отклонения от этих допущений являются одной из основных важ-
важных тем книги и детально обсуждаются в гл. 1—3, 5 и 8.
Характеристики ракетных двигателей на химическом топливе I?
В любом сечении сопла энтальпия, давление, температура,
скорость и число Маха Ма даются следующими соотношениями:
ДА- ±.и* = сР(Тк-Т)= -2-^RT. [l- (f-fIW]; A-9)
. (Ml,
Расход газа через сопло можно выразить через параметры те-
течения:
m = 9uA = TpKAKP/{RTKy/*t A.12а)
где
Г = ч1'2[2/(ч+1)]«+Ы2«-1\ A.126)
а степень расширения сопла ЛВыхА4кр можно записать в виде
функции отношения давлений рВых/рк:
Лвых =р //Рвыху/TrjY. h /?вых.\^-1)/7-||1/2
Лкр / I Рк / IV — 1 L \ Р* ) Л 1
Выражение для максимальной скорости истечения «макс, назы-
называемой также предельной скоростью, получается, если в A.10)
принять рВых/рк = 0:
«макс= (-^ЯГкI'2. A.14)
Подставляя A.10) и A.12а) в A.4), получим
- (<wyv-i>/v-|j +{Рш а)Аяыхт AЛ5)
\ Рк ) JJ
Это соотношение показывает, что тяга не зависит от темпера-
температуры горения Тк, а зависит в основном от площади критическо-
критического и выходного сечений сопла и давления в камере сгорания.
Эффективная скорость истечения иЭфф дается соотношением
„эфф= [Л- RTK [l- (USL.Y^I + USLU!. Лвы, A.16)
\У —А L \ Рк / J) щ
Удельный импульс, который определяют как отношение тяги
к полному массовому расходу топлива, можно легко и с хоро-
хорошей точностью измерить экспериментально. На практике этот
2 И. Тимнат
18 Глава 1
параметр используют для сравнительной оценки энергетических
характеристик разных ракетных топлив. Обычно удельный им-
импульс определяют для расчетного режима работы двигателя по
формуле
8 8 Ь-1 М L V Рк У J) V
Из соотношения A.17) следует, что удельный импульс прямо
пропорционален квадратному корню из температуры в камере
сгорания и обратно пропорционален квадратному корню из сред-
средней молекулярной массы продуктов сгорания, поэтому величи-
величина (Тк/МI/2 является хорошей характеристикой эффективности
топлив при их сравнении.
Коэффициент тяги определяется выражением
CF= F = Г | 2У \l — /PBHxyv-n/VJj1^ /рных __ Равных
Рк^кр 1 V — 1 L \ Рк / JJ I Рк ~~Рк/ Лкр '
A.18)
Характеристическая скорость с* равна
с*= РфЕ=(*Г«>* ^ (U9)
m г
Иногда используется коэффициент расхода Сд=1/с*, для ко-
которого справедливо
m = CDpKAKp. A.20)
1.2. ТЕРМОХИМИЯ ПРОЦЕССА В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ
В предыдущем разделе характеристические параметры двигате-
двигателя определены в виде функций от параметров рабочего процес-
процесса Гк, Мг и ч- В действительности обычно известен лишь на-
начальный состав топлива, поэтому температуру и состав продук-
продуктов сгорания необходимо рассчитывать по заданному значе-
значению рк. Прежде чем приступить к описанию процедуры расчета,
целесообразно вспомнить некоторые основные термодинамиче-
термодинамические понятия.
Стандартная теплота образования Qs определяется как изме-
изменение энтальпии при постоянных температуре и давлении в ре-
реакции образования вещества из элементов в их стандартных
состояниях. За стандартное состояние, как правило, принимают
температуру 0 К или 25 °С. Пожалуй, наилучшим источником
сведений об этой величине являются таблицы JANAF [161],
в которых за стандартное состояние принята температура 25 °С1).
1> При давлении 1 атм. — Прим. перев.
Характеристики ракетных двигателей на химическом топливе 19
Теплота образования элементов в стандартном состоянии при-
приравнивается к нулю.
Теплота реакции, протекающей при постоянном давлении,,
равна изменению энтальпии в этой реакции:
Ah = Qp. A.21)
Для химической реакции, записанной в общем виде как
2 aiAt —* 2 biBh A-22)
i=i /=i
изменение энтальпии продуктов реакции при температуре Т
по сравнению с энтальпией исходных реагентов при 298,16 К
равно
m / Т \ п
A/i=2^lQs/+j cPidT )-2 atQsi. A.23a)
/«1 \ 298,16 / t = l
Чтобы рассчитать температуру адиабатического горения в ра-
ракетном двигателе, положим A/i = 0 или
2 MQ4+ f* c»>dT)-? "iQsi = 0- A-236)
7=1 V 298,16 / i=l
Это соотношение можно переписать следующим образом:
п m m T '
t=l /=1 /=1 298,16
Взятая с обратным знаком величина гипотетического изменения
энтальпии системы в реакции при 25 °С, приводящей к равно-
равновесному составу продуктов сгорания при температуре TKf назы-
называется теплотворной способностью QT и является функцией тем-
температуры Тк:
2
/=i
Таким образом,
2 J
/=1 298,16
и если правую часть уравнения A.25) назвать требуемой тепло-
теплотой Qr> то получится условие QT = Qr.
Чтобы рассчитать температуру адиабатического горения, не-
необходимо выполнить расчет методом последовательных прибли-
приближений со следующими основными этапами:
20 Глава 1
1. Положить ТК = Т'К и рассчитать состав продуктов сгора-
сгорания (т.е. определить стехиометрические коэффициентыЬ}).
2. Рассчитать Q'T, используя теплоты образования реагентов
и продуктов сгорания.
3. Рассчитать теплоту Q'r, поглощенную продуктами сгора-
сгорания при их нагревании от 298,16 К до ТКу используя таб-
таблицы энтальпий.
4. Сравнить две полученные величины. Если QfT>Q\y то
действительное значение Тк больше значения Г'к, приня-
принятого на этапе 1 расчета. Если QfT<Q'ry то выбрано слиш-
слишком большое значение 7"к. Если Q/T = Q/r, то Q't = Qt,
Q'r = Qr и найдено правильное значение температуры
ТК = Т'К. В общем случае понадобится несколько итераций
для того, чтобы условия Q'T = Q'r и ТК = Т'К были выпол-
выполнены с принятой точностью.
Из всех приведенных этапов 1—4 расчета величины Тк лишь
этап 1 довольно сложен. Имеется множество вычислительных
программ для расчета равновесных концентраций при фиксиро-
фиксированных значениях температуры и давления. Одной из наиболее
известных таких программ является программа Гордона и Мак-
брайда [59], которая позволяет также рассчитывать характери-
характеристические параметры потока на срезе сопла.
1.3. РАСШИРЕНИЕ ГАЗА В СОПЛЕ
В предыдущем разделе приведен метод расчета температуры
адиабатического горения и состава продуктов в камере сгора-
сгорания. Рассмотрим теперь более детально процесс расширения
продуктов сгорания в сопле. Для того чтобы выявить важные
особенности протекания химических реакций, пренебрежем дис-
сипативными потерями, связанными с трением и теплопереда-
теплопередачей, и будем считать, что на входе в сопло газы имеют нулевую
скорость, а их температура и состав найдены по описанной вы-
выше процедуре.
Известно, что энтальпия торможения продуктов сгорания вы-
высока и распределена по различным степеням свободы молекул
в виде поступательного, вращательного и колебательного движе-
движений, а также энергии диссоциации молекул (энергию электрон-
электронного возбуждения и ионизации можно не рассматривать, так
как температуры в камере сгорания не настолько высоки).
Поскольку при расширении газов в сопле значительная
часть энтальпии преобразуется в кинетическую энергию, возни-
возникает вопрос, какие из степеней свободы могут запаздывать
в процессе такого преобразования. Равновесие по поступатель-
поступательным и вращательным степеням свободы достигается очень
быстро, тогда как релаксация колебательной энергии к новому
равновесному состоянию для молекул О2 и Н2 при температуре
Характеристики ракетных двигателей на химическом топливе 21
Тк происходит за времена порядка 10~8 с. Время релаксации
колебательной энергии уменьшается с повышением температуры
пропорционально ехр(Г~1/3). Что же касается процесса релакса-
релаксации к равновесию по диссоциации, то он может оказаться суще-
существенным при временах расширения порядка 10~4 с и меньше,
что характерно для малоразмерных двигателей (с тягой
~250 Н и длиной сопла менее 5 см). Для двигателей тягой
~500 Н и выше эти эффекты, как правило, несущественны,
хотя для двигателей на высокоэнергетических топливах и камер
с низкими значениями рк их все же надо рассматривать.
Если характерные времена реакции много меньше характер-
характерного времени расширения газа в сопле, то устанавливается
химическое равновесие и о таком течении говорят как о равно-
равновесном. Если же расширение происходит настолько быстро, что
химические реакции в сопле не успевают произойти, то говорят
о замороженном течении. Эти два случая являются предельны-
предельными и соответствуют бесконечной и нулевой скоростям реакции.
В общем случае химические реакции развиваются с некоторой
конечной скоростью. В прошлом при расчете характеристик ра-
ракетных двигателей течение полагали либо равновесным, либо
замороженным [59]; к настоящему же времени появилась воз-
возможность расчета рабочего процесса с учетом точных конечных
скоростей химических реакций для все более расширяющегося
класса ракетных топлив. Существует, однако, и несколько по-
полезных приближенных подходов, в которых используется метод
Брэя [16, 17] для сверхзвукового сопла. Отметим, что два ука-
указанных выше предельных процесса являются изоэнтропически-
ми, тогда как при конечной скорости реакции энтропия воз-
возрастает.
Изоэнтропичность равновесного и замороженного течений
можно проверить следующим образом. Из закона сохранения
энергии следует:
0, A.26)
а если пренебречь диссипативными потерями, то
A.27)
Обобщенное уравнение с учетом химических реакций имеет
вид
\jh A.28)
Здесь \i}—химический потенциал компоненты /, а У,-— ее мас-
массовая концентрация. Из уравнений A.27) и A.28) следует
A.29)
22 Глава 1
В случае когда химический состав заморожен, т.е. dYj = Of име-
имеем dS = 0. Это означает, что замороженное течение является
изоэнтропическим.
Для одноступенчатой обратимой химической реакции ско-
скорость образования компоненты / можно записать в следующем
виде:
wJ = Mj(vj" — vnkbpk KH(YK/MK)\ A.30)
где v/ — стехиометрические коэффициенты. Если за время dt
степень развития некоторой реакции R незначительна, то
dYjR = Mj(v",R — v'jR)dSR. A.31)
Здесь величина SR содержит все входящие в уравнение реакции
члены, которые могут изменяться по мере расширения газа
в сопле. Полное изменение величины У/ можно записать следую-
следующим образом:
dYj= 2 M/(v"/*-v'/*)dS*- A-32)
R
Подставляя это соотношение в A.29), получим
TdS = — 2 V>j 2 Mj(v"jR — v'
i R
или, после изменения порядка суммирования,
TdS = - 2 dSR 2 Mv"/* —V/*). A-33)
R i
Но член с суммированием по / есть не что иное, как изменение
свободной энергии за время dt. Записав
2 W WiR — v7//?) = A/7/?,
окончательно получим
TdS = —y, dSRAFR. A.34)
R
Если dSR = Oy т.е. константа скорости реакции стремится к ну-
нулю, мы вновь приходим к уравнению A.29). При равновесном
течении AFR = 0f поскольку это и есть условие химического рав-
равновесия.
На рис. 2 приведена трехмерная диаграмма состояния хими-
химически реагирующей системы в координатах энтальпия — энтро-
энтропия— состав. Для простоты здесь рассмотрена координата
лишь одной реакции. На диаграмме показаны две плоскости
постоянной энтропии: в плоскости А течение происходит при ус-
Характеристики ракетных двигателей на химическом топливе
23
ловии химического равновесия и направлено из точки С в точ-
точку /; в плоскости В, соответствующей большему значению энт-
энтропии, реализуется течение без изменения состава из точки G
в точку А. Между точками / и G реакция протекает с конечной
скоростью, и состояния системы между этими точками по суще-
существу неопределенны. Чтобы определить их, следует выполнить
полный расчет с учетом конечной скорости химического превра-
превращения. Такой метод довольно сложен, требует много времени
и здесь не рассматривается. Ввиду того что существует значи-
значительная неопределенность в константах скоростей химических
реакций, оправданно применение упрощенной процедуры
расчета.
Замечено, что переходная область от равновесного к замо-
замороженному течению очень узка, и, согласно Брэю, при рассмот-
рассмотрении течения с множеством химических реакций можно выб-
выбрать одну определяющую реакцию, которая и станет предметом
исследования. Хотя существует целый ряд элементарных стадий
химического превращения, все же к наиболее медленным ста-
стадиям следует отнести процессы рекомбинации атомов при трой-
тройном соударении. Разумеется, в каждом конкретном случае сле-
следует выбирать соответствующую определяющую реакцию. На-
Например, для системы Н2—О2 такой реакцией является
н + он + м -<—* н2о + м.
-с:
о:
1ЬП1
пз
X
ная э
_0
с:
ф
ci
in
ск
Полн
к
/
/
/
W
ж
\/
\ S
\
>
1
1 d
1 > > > /f
Плоскость И
<
-- —i
4 /
/
Плос
J
Г*^ У Полная
; ^ v^v^v^v_v Г УДельная
J
^/\д^/хв^Лр-/\с - ЭНТрОПИЯ
Рис. 2. Изменение энтальпии и энтропии при рекомбинации диссоциирован-
диссоциированных продуктов сгорания [53].
24
Глава 1
Переходная овласть
<*/.
*'зап
Замороженное течение
Расстояние вдоль оси сопла
Рис. 3. Изменение химического состава продуктов сгорания вдоль сопла с
переходом от равновесного к замороженному течению [53].
Чтобы определить состояние системы, в котором выбранная ре-
реакция «замораживается», Брэй оценивает порядок различных
членов уравнения реакции:
u{dYildz)=rf — rb) A.35)
где Tf и гь — скорости прямой и обратной реакций соответствен-
соответственно. Проанализируем три возможных случая.
1. Если течение близко к равновесному, как и в начале рас-
расширения, то
rf*rb. A.36)
Тогда
\u(dYi/dz)\<rf или гь.
2. В переходной области все параметры: /7, гь и \u(dYi/dz) | —
одного порядка.
3. Если течение близко к замороженному, то либо rf«C/*&,
либо rb<^rff и величина \u(dYi/dz)\ имеет тот же поря-
порядок, что и большая из двух скоростей реакций:
\u(dYi/dz)\>rf или \u(dYi/dz)\^rb. A.37)
На рис. 3 эта ситуация показана графически. Поскольку
переходная область очень мала, то условие замораживания
примет вид
\u(dYtldz)\*rf или \u(dYt/dz)\*rb. A.38)
Положив, что в точке, определяемой одним из этих уравнений,
происходит замораживание реакции, можно оценить входящие
в них величины, рассмотрев течение, близкое к равновесному:
ИЛИ ГЬ> равн. A.39)
Характеристики ракетных двигателей на химическом топливе 25
Чтобы выполнить расчет, следует сначала определить по всей
длине сопла состав, давление, температуру, скорость и т.д. для
равновесного течения, а затем рассчитать соответствующие зна-
значения rf и сравнить их со значениями величины ]u(dYi/dz)\.
Практически всегда замораживание происходит за критическим
сечением сопла, поэтому такое сравнение можно проводить, на-
начиная с критического сечения. Когда условие A.39) удовлетво-
удовлетворяется, расчет продолжается в приближении замороженного те-
течения. Разумеется, оба расчета изоэнтропические. Окончатель-
Окончательное значение разности энтальпий определяют, рассчитав раз-
разности энтальпий для равновесного и замороженного течений
и просуммировав их. Тогда ивых= BДЛ2I/2. На рис. 4 приведе-
приведены результаты расчетов удельного импульса для топлива
И2—О2 при рк = 2,07 МПа и степени расширения сопла, рав-
равной 40, в виде зависимости от отношения массы окислителя
к массе горючего. На рис. 5 показано изменение величины /удоо
в зависимости от давления в камере (до 6,89 МПа) для двух
значений отношения и. Видно, что при увеличении давления ре-
результаты кинетических расчетов приближаются к равновесному
решению, а при очень низких рк они близки к «замороженному»
решению. Эта особенность является одной из причин того,
что для достижения высоких /уд на новых ЖРД типа маршево-
маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл» используются очень высокие
давления в камере сгорания.
Процедура расчета характеристик камеры показана на
рис. 2. Модифицированный процесс Брэя изображается следую-
следующим образом: течение начинается из точки С, соответствующей
условиям в камере сгорания, и происходит вдоль равновесной
кривой до точки замораживания В, расположенной сразу за гор-
горловиной сопла. Поскольку между точками С и В течение пред-
предполагается равновесным, процесс на этом участке считается
изоэнтропическим. Далее процесс развивается из точки В в точ-
точку /?, оставаясь замороженным.
Легко получить оценку, допустив, что до критического сече-
сечения течение равновесное, а после него — замороженное. Такой
процесс также происходит в плоскости А и изображен линией
C-T-S на рис. 2. На рис. 2 показаны также соответствующие
изменения энтропии: полностью равновесное течение представ-
представлено линией С-Е, полностью замороженное — C-F, течение с ко-
конечными скоростями реакций — C-I-G-A, модифицированное
приближенное решение Брэя — C-B-R и приближенное решение
Брэя — C-T-S.
Наконец, интересно отметить, что в недавней работе Глика
и Акри [55] показана приемлемость одномерного расчета для
РДТТ. Как станет ясно из дальнейшего изложения, для ЖРД
этот вывод несправедлив.
480
/уд—, С
46(
440
420
400
380
Рис. 4. Влияние соотношения компонентов топлива к на расчетные значения
удельного импульса смеси Н2—О2 при разном характере течения в сопле
ракетного двигателя (рк = 2,07 МПа, ЛВЫх/Лкр = 40).
/ — замороженное течение; 2 — рекомбинация по типу H + OH-fМ:ё±Н2О+М: 3 — модифи-
модифицированное решение Брэя; 4 — равновесное течение; О — расчетные точки с учетом ки-
кинетики химических реакций.
460
440
420
400
= 5,0
-х=8,0
10
20 5С
Я, МПа
Рис. 5. Зависимость расчетного удельного импульса для топлива Н2—О2 от
давления в камере и соотношения компонентов топлива при разном харак-
характере течения в сопле ракетного двигателя.
— • — равновесное течение; модифицированное решение Брэя; заморожен-
замороженное течение.
2
СВОЙСТВА,
ПРОИЗВОДСТВО И ВЗРЫВООПАСНОСТЬ
ТВЕРДЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
2.1. ВВЕДЕНИЕ
Ракетные топлива должны обеспечивать выделение заданного
количества энергии с желаемой скоростью при вполне опреде-
определенных условиях. В соответствии с этим требованием и следует
выбирать характеристики топлива. Основным направлением
в разработке перспективных ракетных топлив является поиск
веществ с высоким удельным импульсом, но во многих случаях
вследствие существования других технических требований при-
приходится принимать компромиссные решения. Например, в газо-
газогенераторе желательно иметь низкую скорость горения и отно-
относительно низкую температуру продуктов сгорания ТРТ. Для
некоторых ракет малого радиуса действия, например реактивно-
реактивного противотанкового гранатомета типа «Базука», требуется вы-
высокая скорость горения. Для стратегических ракет высокой бое-
боеготовности обеспечение компактности двигателя и безопасности
зарядов при транспортировке и хранении более важно, чем до-
достижение максимального удельного импульса. К тактическим
ракетам выдвигается требование минимального дымообразова-
ния. Твердые ракетные топлива удобно характеризовать некото-
некоторой совокупностью свойств, которые можно разделить на сле-
следующие группы: энергетические свойства, баллистические, меха-
механические и общие.
2.1.1. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА
Наиболее важной характеристикой ТРТ является удельный им-
импульс /уд1), который, как правило, составляет 180—270 с в усло-
условиях на уровне моря и эталонном давлении в камере сгорания,
равном 7 МПа. Согласно известному соотношению
У v д == \ I А — I I 1г» V ^ • ^ ' /
g Ь-i м L \ рк ) JJ
1} В отечественной литературе применительно к ТРТ и РДТТ использу-
используется термин «единичный импульс» — приращение количества движения раке-
ракеты за счет сгорания 1 кг топлива. — Прим. перев.
2й Глава 2
TPT будет обладать высоким удельным импульсом при высокой
температуре горения Тк и при малой молекулярной массе газо-
газообразных продуктов сгорания М. Этого можно достичь, исполь-
используя высокоэнергетические химические соединения, имеющие
малую отрицательную (или даже положительную) теплоту об-
образования и состоящие в основном из атомов легких элементов
(Li, С, Н, N, О). Количество таких соединений, существующих
в твердом агрегатном состоянии при нормальных условиях, ог-
ограниченно.
2Л.2. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА
Кроме высокого удельного импульса ракетное топливо должно
обладать большой плотностью, необходимой для уменьшения
габаритов двигателя, а также иметь приемлемые внутрибалли-
стические характеристики, такие, как:
1) низкий показатель степени п в законе горения ТРТ типа
г = арп, где г — линейная скорость горения заряда;
2) подходящая скорость горения при рабочем давлении
в двигателе;
3) низкая чувствительность к изменениям температуры за-
заряда, т. е. низкий коэффициент температурной чувстви-
чувствительности пг (см. разд. 5.3.1);
4) хорошая воспроизводимость характеристик;
5) надежная воспламеняемость.
2.1.3. МЕХАНИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА
Твердое ракетное топливо должно иметь достаточную механи- .
ческую прочность в широком диапазоне температур. Должно
быть исключено растрескивание заряда при его транспортиров-
транспортировке или хранении в условиях изменяющейся внешней температу-
температуры, а также при горении, когда заряд подвергается высоким
перегрузкам и действию больших градиентов давления. В одних
случаях необходимо строго ограничивать деформацию твердо-
твердотопливного заряда, в других — очень важна прочность соедине-
соединения заряда с корпусом ТРТ.
2.1.4. ОБЩИЕ СВОЙСТВА
К общим требованиям, предъявляемым к ТРТ, относятся
высокая физическая и химическая стабильность, низкая склон-
склонность к взрыву и детонации, пониженное содержание или отсут-
отсутствие дымовых частиц в продуктах сгорания, низкая токсич-
токсичность продуктов сгорания, низкая стоимость, технологичность
и простота изготовления зарядов, доступность сырья для про-
производства компонентов ТРТ.
Производство и взрывоопасность ТРТ 29
Видно, что некоторые из приведенных требований противоре-
противоречивы. Выбирать топлива следует в соответствии с условиями
будущего применения двигателя. Чтобы удовлетворить некото-
некоторым указанным требованиям, в состав топлива вводят присад-
присадки (это может повлиять, например, на скорость горения ТРТ,.
механические характеристики, технологические операции в про-
процессе изготовления зарядов или на характеристики воспламе-
воспламенения).
2.2. ГОМОГЕННЫЕ ТОПЛИВА
В гомогенном топливе горючее и окислитель содержатся в од-
одной и той же молекуле. Классическим примером гомогенных
топлив являются топлива, содержащие смесь нитроцеллюлозы
и нитроглицерина (так называемые двухосновные ТРТ). Услов-
Условная формула двухосновных порохов приблизительно такова:
нитроглицерин C3H5(NO3K плюс нитроцеллюлоза {C6Hi0-%O5-x-
• (NO3L^ причем х^З. При х = 3 содержание азота в порохо-
пороховой массе 14,14%, но для изготовления ракетных топлив обычно
применяют нитроцеллюлозу с содержанием азота 13,25%. Нит-
Нитроцеллюлоза обеднена кислородом на 301,8 г-кг по отноше-
отношению к стехиометрическому количеству кислорода, необходимому
для сжигания горючих элементов вещества, тогда как нитрогли-
нитроглицерин переобогащен кислородом на 35,29 г-кг. Таким образом,
стехиометрическое соотношение для нитроглицерина и нитроцел-
нитроцеллюлозы в двухосновном топливе составляет 8,57. Нитроцеллю-
Нитроцеллюлоза имеет белый цвет и волокнистое строение, а нитроглице-
нитроглицерин представляет собой маслянистую жидкость. Известно, что
для желатинирования пороховой массы нельзя использовать
более чем 43,5% нитроглицерина. Иногда для улучшения меха-
механических свойств топлива нитроглицерин вводят в меньших
количествах. Получение топлив с требуемыми свойствами дости-
достигается введением в рецептуру пластификаторов, таких, как
диэтилфталат, и стабилизаторов, таких, как дифениламин или
этилцентралит (дифенилдиэтилмочевина). Двухосновные топли-
топлива широко использовались вплоть до 1960-х гг. вследствие того,
что они имеют состав, сходный с составом хорошо изученного
черного ружейного пороха, а также благодаря хорошим балли-
баллистическим свойствам.
На рис. 6 приведены баллистические и термодинамические
характеристики типичного двухосновного топлива JPN (зависи-
(зависимость скорости горения от рабочего давления в каме-
камере сгорания и зависимость давления в камере от степени
расширения сопла). На рис. 7 и 8 представлен ряд пара-
параметров, необходимых при выборе марки топлива (скорость горе-
горения в зависимости от удельного импульса и удельный импульс
30
Температура, С
' 55 20 -16
7 14
рк,МПа
Рис. 6. Баллистические свойства типичного двухосновного топлива JPN [154].
в зависимости от температуры в камере). На основе этих зави-
зависимостей можно сделать некоторые общие выводы: удельный
импульс возрастает с повышением температуры горения, а ско-
скорость горения пропорциональна удельному импульсу. При уве-
увеличении содержания нитроглицерина в топливе температура го-
горения, удельный импульс и скорость горения возрастают.
Величина удельного импульса двухосновного топлива может
достигать 250 с в условиях на уровне моря при давлении 7МПа.
Введением в рецептуру топлива твердых частиц окислителя,
например перхлората аммония (ПХА), можно увеличить удель-
удельный импульс до 265 с. Чтобы улучшить механические характери-
характеристики заряда, можно ввести в рецептуру топлива пластические
•связующие вещества, подобные тем, которые используются
в смесевых топливах. Такие твердые ракетные топлива называ-
называются модифицированными двухосновными ТРТ.
Z2.1. ПРОИЗВОДСТВО
Типичное двухосновное топливо представляет собой коллоидную
смесь, и его можно назвать гомогенным раствором нитроцеллю-
нитроцеллюлозы в нитроглицерине. В промышленном производстве нитро-
Производство и взрывоопасность ТРТ
31
20
z
15
10
/
/A
ТАЪй/
7 AA
Г-37.
x-s у м-1
/
6
180
200
220 240
Удельный импульс, с
Рис. 7. Зависимость скорости горения от удельного импульса для двухос-
двухосновных ТРТ при давлении в камере 7 МПа и температуре 20 °С [154].
240
J230
J?220
210
200
190
180
1500 2000 2500 3000
'гор у "
Рис. 8. Зависимость измеренного удельного импульса от температуры горе-
ния для двухосновных топлив [154].
лчз
/
^-37а
Г-16А
010 к
А
OGK
v-ъ
у
АЛ7-16
ах-8
5VtSC
3PN*
32 Глава 2
целлюлозу получают как продукт обработки хлопковых волокон
концентрированной азотной кислотой (такую нитроцеллюлозу
называют нитроклетчаткой). В целях предосторожности нитро-
нитроцеллюлозу хранят во влажном состоянии. Отправным пунктом
в технологической цепи получения двухосновного топлива явля-
является процесс растворения. Нитроцеллюлозу и нитроглицерин
смешивают в присутствии растворителя нитроцеллюлозы, после
чего получается клейкая пороховая масса. На следующем этапе
эту массу продавливают под давлением через профилирующие
головки для получения заготовок порохового заряда. Поскольку
топливо при этом еще содержит значительное количество раст-
растворителя, заготовки высушивают, продувая над ними горячий
воздух. Такой способ производства использовался, например,
при создании зарядов для противотанкового гранатомета «Ба-
«Базука». Получаемое в результате такого технологического про-
процесса топливо обладает высоким качеством, однако толщина
заготовок ограниченна и составляет не более 7—8 мм. Кроме
того, такое топливо трудно поддается ингибированию.
Дальнейшим развитием технологии изготовления ТРТ яви-
явилась разработка метода экструзии без растворителя. Нитроцел-
Нитроцеллюлозу и нитроглицерин смешивают в большом резервуаре с во-
водой, оборудованном мешалкой. Нитроглицерин абсорбируется
нитроцеллюлозой, и по достижении требуемого состава воду
отделяют центрифугированием. Затем клейкую пороховую массу
пропускают через нагретые вальцы для выпаривания оставшей-
оставшейся воды. Далее ее продавливают прессом через профилирую-
профилирующие головки, и она принимает окончательную форму. В такое
топливо легко ввести ингибитор, например ацетилцеллюлозу или
этилцеллюлозу. Однако такой метод экструзии непригоден для
получения твердотопливных зарядов, поверхностно связанных
<: корпусом двигателя. Этим методом можно изготавливать
большие серии малоразмерных зарядов, как это делалось во
время второй мировой войны, когда были изготовлены миллио-
миллионы 5-дюймовых ракет «Хивар» и 2,75-дюймовых реактивных
снарядов «Майти-Маус». Недостатком метода является то, что
для него требуются большие прессы и дорогостоящие профили-
профилирующие матрицы. Для получения крупноразмерных твердотоп-
твердотопливных зарядов сложной формы, скрепляемых по поверхности
•с корпусом РДТТ, был разработан метод отливки. Технологи-
Технологический цикл начинается с получения цилиндрических гранул
(высотой и диаметром ~ 1 мм) нитроцеллюлозы в процессе, схе-
схематически показанном на рис. 9. Далее гранулы нитроцеллюло-
нитроцеллюлозы вместе с твердыми добавками (стабилизаторами; присадка-
присадками, влияющими на скорость горения ТРТ; металлическим по-
порошком) засыпают в литейную форму и заливают жидким
•нитроглицерином. В таких литейных формах получали заготов-
Производство и взрывоопасность ТРТ
33
ки крупноразмерных шашек ТРТ с ацетилцеллюлозой (рис. 10).
Для скрепления зарядов ТРТ с корпусом двигателя внутрен-
внутреннюю поверхность камеры сгорания покрывают тонким слоем
эпоксидной смолы, с которой при заливке и отверждении топ-
топливная масса образует прочную связь.
Наиболее современным является метод изготовления ТРТ
с инертным разбавителем, называемый также методом быстрого
а к
Рис. 9. Производство нитроцеллюлозного порошка для ТРТ [159].
а — готовые ингредиенты; б — смешивание; в — брикетировка; г — экструзия; д — грану-
гранулирование; е — сушка; ж — шлифование; з — просеивание; и — перемешивание; к — по-
порошок.
Рис. 10. Процесс производства заряда ТРТ [ 159].
в-порошок; б-сборка литейной формы; в - засыпка; г-вакуумирование; д - отлиз-
ка; е — отверждение; ж ~ демонтаж литейной формы; з — механическая обработка; и—
готовый заряд ТРТ.
3 И. Тимнат
34
Глава 2
Рис. 11. Схема технологического процесса производства ТРТ с инертным
разбавителем [159].
/ — резервуар с нитроглицерином; 2 — струйный смеситель; 3 — распылитель твердых ма-
материалов; 4 — питатель; 5 — заградительный резервуар; 6 — дегазатор; 7 — сепаратор; 8 —
выходной канал; # —крышка смесителя; 10— вкладыш крышки; // — донный вклады:и;
12— смеситель; 13 — агрегат для отливки; 14 — распылитель нитроглицерина.
смешения (рис. 11). Каждый из двух компонентов сначала раз-
разбавляют в инертном веществе, например n-гептане, а затем по-
потоки разбавленных компонентов направляют в струйный смеси-
смеситель. Далее смесь поступает в сепаратор, где происходит отде-
отделение разбавляющего агента, а топливная масса заливается
в формовочный блок (литьевую форму или непосредственно
в камеру сгорания двигателя).
Модифицированное двухосновное ТРТ также получают мето-
методом отливки с использованием мелких сферических гранул
нитроцеллюлозы (диаметр гранул от 5 до 50 мкм), применяе-
применяемых в качестве связующего компонента топлива E—20%).
В качестве пластификатора в топливе используется нитроглице-
нитроглицерин B5—40%). В состав топлива вводят также перхлорат ам-
аммония D0—50%) и, при необходимости, порошкообразные ме-
металлические присадки (до 20%).
2.3. НИТРАМИННЫЕ ТОПЛИВА
Для повышения энергетических характеристик топлива с пони-
пониженным содержанием дымовых частиц в продуктах сгорания
в последнее время созданы ТРТ на основе нитраминов. Наибо-
Наиболее часто в рецептурах ТРТ используются два соединения: цик-
Производство и взрывоопасность ТРТ
35
N02
N
Н2С
O2N-N
сн2
N-NO2
ЦТЭТН
ЦТМТН
Рис. 12. Нитрамины.
лотриэтилентринитрамин (ЦТЭТН) и циклотетраметилентетра-
нитрамин (ЦТМТН1)) (рис. 12). Нитраминные топлива содержат
до 85% нитраминов со связующими на основе полибутадиенов
с концевыми гидроксильными группами или полиуретанов; кро-
кроме того, в их состав могут входить стабилизаторы. При горении
таких ТРТ «первичный дым» не образуется, а «вторичный дым»
(образующийся в присутствии водяного пара) появляется лишь
при низких температурах окружающей среды (ниже —30 °С).
В работе [11] дан исчерпывающий обзор термических харак-
характеристик ЦТЭТН и ЦТМТН, включающий физические свойства,
особенности разложения, воспламенения и самовозгорания этих
соединений. Обсуждаются возможные механизмы реакций на
основе результатов испытаний в ударных трубах, эксперимен-
экспериментальных исследований воспламенения зарядов ТРТ и зависимо-
зависимости скоростей горения от давления и начальной температуры
в широком диапазоне значений этих параметров.
Обзор [47] посвящен термохимии нитраминных топлив
и включает анализ исследований их воспламенения и горения.
Рассмотрены закономерности разложения топлив и кинетика
реакций горения. Подчеркивается недостаток эксперименталь-
экспериментальных данных для этих процессов. Тем не менее на основе имею-
имеющихся сведений о нитраминных ТРТ можно сделать следующие
выводы по их физико-химическим свойствам.
Процессы горения нитраминных ТРТ и ТРТ на основе ПХА
существенно различаются. Как монотопливо ЦТМТН горит при
значительно более высокой температуре, чем ПХА C200 К по
сравнению с 1400 К), и имеет более высокую скорость горения.
1} Кроме ЦТЭТН и ЦТМТН (октогена) в рецептурах ТРТ широко
применяется циклотриметилентринитрамин (гексоген)—см., например, Ра-
Ракетные топлива/под ред. Я. М. Паушкина и А. 3. Чулкова. — М.: Машино-
Машиностроение, 1975, с. 188. — Прим. ред.
36 Глава 2
Для топлив со связующим ситуация иная: температура адиаба-
адиабатического горения смесевых твердых топлив на основе ПХА
обычно составляет 2500-f-3000 К, тогда как для нитраминных
топлив — всего лишь 1800-f-2000 К. Скорость горения таких
ТРТ приблизительно в 3 раза ниже, чем у монотоплива, и на-
находится в пределах от 1 до 4 мм/с, причем мала и температур-
температурная чувствительность скорости горения (коэффициент пг состав-
составляет около 0,2% на 1 К). Отличие, по-видимому, обусловлено
тем, что температуры плавления указанных нитраминов значи-
значительно выше, чем у ПХА, а по содержанию кислорода они более
или менее сбалансированы (ПХА обогащен кислородом)!). Сле-
Следовательно, в составе нитраминных топлив содержится больше
горючего, чем в топливах на основе ПХА. Интересно отметить,
что, хотя по нитраминным ТРТ опубликовано множество работ,
содержащих численные значения скоростей горения, в открытых
публикациях имеются лишь относительные данные по их удель-
удельному импульсу. О том, что нитраминные топлива применяются
на практике, свидетельствует публикация в декабрьском номере
журнала Aeronautics and Astronautics за 1983 г. (с. 96), где
есть упоминание о новом двухрежимном РДТТ для ракеты
«Стандард».
2.4. ГЕТЕРОГЕННЫЕ ТОПЛИВА
Современные смесевые твердые топлива (СТТ) являются гетеро-
гетерогенными и содержат три основных компонента:
1) органический полимер, который выполняет роль связующего
и одновременно является горючим, газифицирующимся при го-
горении, 2) твердый окислитель, который также дает газообразо-
газообразование, и 3) добавка горючего металлического порошка, основ-
основное назначение которой сводится к увеличению энергетических
показателей ТРТ. Связующее может содержать в своей молеку-
молекулярной структуре и окисляющие группы, аналогичные тем, кото-
которые имеются в двухосновных ТРТ. С точки зрения энергетичес-
энергетического потенциала наилучшими связующими являются углеводо-
углеводороды типа полибутадиена, а наилучшими наполнителями явля-
являются неорганические оксиды типа ПХА и металлы типа алю-
алюминия.
В современных РДТТ наружная поверхность топливного за-
заряда прочно скрепляется со стенками камеры сгорания, а горе-
горение происходит по поверхности внутренних каналов заряда. Та-
Такой двигатель показан схематически на рис. 13; там же выделе-
выделены три основные области, в которых могут возникнуть критиче-
*> Кислородным балансом называют процентное содержание кислорода
в компоненте ТРТ по отношению к его стехиометрическому количеству, не-
необходимому для окисления горючих элементов компонента. — Прим. перев.
Производство и взрывоопасность ТРТ
37
ские ситуации. Область а — переднее днище камеры, где при ра-
работе двигателя может нарушаться связь между топливом и кор-
корпусом вследствие концентрации напряжений в заряде и в изо-
изолирующем слое. Аналогичные соображения применимы и к об-
области соплового блока камеры сгорания, конструкция которого
подобна конструкции переднего днища. Напряжения в топливе
и в изолирующем слое возникают по двум независимым причи-
причинам: вследствие усадки топливной- массы при отверждении
и из-за различного термического расширения стенок камеры,
изолирующего материала и топливного заряда. Технология про-
производства ТРТ в настоящее время достаточно разработана для
того, чтобы исключить влияние первого фактора. Что касается
второго, то коэффициент термического расширения обычного
ТРТ может быть в 10—15 раз больше, чем у стального корпуса
камеры сгорания. Температура окружающей среды обычно не
регулируется, и, поскольку интервал эксплуатационных темпера-
температур может составлять от —55 до +70 °С, необходимо проводить
соответствующие испытания двигателя. При низких температу-
температурах твердое топливо обычно становится хрупким и может раст-
растрескиваться под действием термических и сжимающих напряже-
напряжений, возникающих вследствие теплопередачи и повышенного
давления в камере при горении заряда.
Критическая область б на рис. 13 связана с горением заря-
заряда, и она будет детально рассмотрена в гл. 3, посвященной ме-
механизму горения ТРТ. Область в — горловина сопла, где реали-
реализуются самые напряженные температурные условия, а также мо-
могут проявляться эффекты эрозии и коррозии стенок. Обычно для
предотвращения разгара горловины сопла используют специаль-
специальные вставки, изготовляемые из графита (графитопластика или
пирографита), жароупорных металлов (типа вольфрама) или из
а б б
Рис. 13. Критические области в РДТТ [44].
38 Глава 2
Таблица 1. Свойства окислителей ТРТ
Окислитель
LiCl4
КСЮ4
NH4CIO4
LiNO3
NaNO3
KNO3
NH4NO3
Молекуляр-
Молекулярная масса
106,397
138,553
117,497
68,948
89,005
101,104
80,048
Содержание
кислорода,
мае. %
60,152
46,192
34,043
58,015
47,056
39,563
19,988
Теплота об-
образования,
ккал/моль
— 106,00
—103,6
—69,42
— 115,28
— 101,54
— 117,76
—87,27
Продукты
полного сго-
сгорания
LiCl
КС1
N2, HC1,
Н2О
Li2O
Na2O
К2О
N2, Н2О
Плотность,
кг-м-3
2429
2520
1950
2380
2261
2109
1725
композиционного (например, углерод-углеродного) материала.
Окислитель должен обладать оптимальной комбинацией вы-
высокой степени газообразования (большое число молей газооб-
газообразных продуктов сгорания), высокой плотности и низкой теп-
теплоты образования. В табл. 1 приведены свойства ряда окисли-
окислителей ТРТ. ПХА, как правило, используют в топливах для высо-
высокоэффективных ракетных двигателей, а нитрат аммония —
в ТРТ для газогенераторов и в медленногорящих ТРТ.
Связующее и металлы типа алюминия являются горючей
основой топлива. Наличие металлических присадок в ТРТ обус-
обусловливает повышение теплопроизводительности топлива по двум
причинам: вследствие высоких тепловых эффектов экзотермиче-
экзотермической реакции окисления металла, а также благодаря увеличе-
увеличению содержания водорода в продуктах сгорания и отсутствию
водяного пара в выхлопной струе, что снижает соответствующие
потери энергии. Однако практическое применение металлосо-
держащих топлив связано с определенными проблемами, заклю-
заключающимися в том, что образующиеся при расширении потока
в сопле РДТТ твердые окислы металлов медленнее отдают теп-
тепло потоку (термическое запаздывание) и ускоряются не так
быстро (скоростное запаздывание), как газообразные продукты
сгорания, что приводит к потерям удельного импульса. Связую-
Связующее представляет собой высокоэластичное вяжущее вещество,
которое наполняют окислителем и частицами металлического
горючего. Связующее в ТРТ выполняет несколько функций.
Являясь важным источником горючей основы топлива, оно, кро-
кроме того, должно скреплять между собой дисперсные частицы
окислителя и металла, образуя пластичную каучукообразную
массу, способную выдерживать большие деформации, возникаю-
возникающие под действием термических и механических напряжений.
Таким образом, связующее в значительной мере определяет ме-
Производство и взрывоопасность ТРТ 39
Таблица 2. Типы связующих ТРТ и методы их отверждения [95]
Отверждающиеся
Химические
Преполимер
Виннлполиэфир
Полиэфиры с кон-
концевыми гидрок-
снльными группа-
группами
Полнбутадиен с
концевыми карбок-
карбоксильными группа-
группами
Полисульфиды
Резины типа GRS
и GRI
Отвердитель
Гидроперокси-
ды
Изоцианиты
Азирндины
Эпоксидные
соединения
Оксиды метал-
металлов и эпоксид-
эпоксидные соединения
Сера или дру-
другие стандарт-
стандартные вулканизи-
вулканизирующие агенты
Физические
Преполимер
Нитроцел-
Нитроцеллюлоза
Поливинил-
хлорид
Агент, вызы-
вызывающий набу-
набухание
Нитроглицерин
или другие
жидкие нитра-
нитраты
Пластификато-
Пластификаторы типа слож-
сложных эф и ров
Неотверж-
дающиеся
Асфальт
Полиизобу-
тилен
ханические свойства топлива. Связующее должно образовывать
прочную механическую связь с пластическими изоляционными
материалами и с металлическими частями корпуса двигателя.
Для получения ТРТ с оптимальными механическими свойствами
необходимо добиваться того, чтобы вокруг каждой частицы
окислителя и металла связующее образовывало тонкую пла-
пластичную оболочку.
В качестве связующих могут применяться как линейные
(аморфные или кристаллические), так и сетчатые полимеры.
Используемые в современных твердых топливах связующие
большей частью являются полимерами с сетчатой структурой,
и лишь в некоторых ТРТ используются кристаллические свя-
связующие с линейной структурой. В табл. 2 представлены обоб-
обобщенные данные о химическом строении связующих ТРТ. Все
приведенные связующие классифицированы по двум категори-
категориям: отверждающиеся и неотверждающиеся. Отверждающиеся
связующие разделены на две группы в зависимости от того, ха-
характеризуется ли механизм отверждения образованием попереч-
поперечных связей в результате химического взаимодействия с отверди*
телями или он обусловлен физическими процессами — пластифи-
40
Глава 2
Таблица 3. Технологические процессы при производстве ТРТ
в зависимости от структуры связующего [95]
Структура
Процесс
Пример
Линейный полимер
аморфный
поликристалли-
поликристаллический
Сетчатый полимер
Литье (горячее)
Экструзия (горячая)
Литье и отверждение с уча-
участием агентов, вызывающих
набухание (пластизолей)
Экструзия (горячая)
Литье и отверждение полиме-
полимеризацией
Асфальт
Полиизобутилен
Поливинилхлорид
Нитроцеллюлоза
Полисульфид
Полиуретан
Полибутадиен с конце-
концевыми карбоксильными
группами
Резины типа GRS и GRI
кацией или набуханием линейных полимеров. В табл. 3 указаны
технологические методы изготовления ТРТ в зависимости от
структуры связующего, а в табл. 4 приведены структурные фор-
формулы некоторых типичных мономеров связующих.
Механические свойства полимера зависят от его структуры.
Вверху на рис. 14 показана структура линейного полимера,
а внизу — сетчатого. Для структуры линейного полимера харак-
характерны длинные цепи, которые не имеют поперечных связей и мо-
могут проскальзывать одна относительно другой. Такой полимер
допускает растяжение, но при продолжительном нагружении
проявляет свойство ползучести. Сетчатый полимер, имеющий
неупорядоченные поперечные связи между цепями макромоле-
макромолекул, обладает большей стабильностью формы. Если поперечных
связей мало, то такой полимер, называемый эластомером, может
деформироваться под действием приложенной нагрузки и при-
принимать первоначальные размеры после ее снятия. Напротив,
идеальный трехмерный полимер с упорядоченной структурой
является хрупким и допускает относительное растяжение лишь
в несколько процентов. Механические свойства сетчатого поли-
полимера зависят от количества поперечных связей и висячих
звеньев (последние связаны лишь одним концом с пространст-
пространственной сеткой полимера). На рис. 15 схематически показано по-
поведение сетчатого полимера — связующего ТРТ: в верхней
части — перед деформацией, в нижней — после приложения
нагрузки. Отчетливо видно влияние на характер деформации по-
поперечных связей и висячих звеньев. Обычно желательно иметь
связующие с таким количеством поперечных связей, которое
Производство и взрывоопасность ТРТ 41
Таблица 4.
Структурные формулы некоторых типичных связующих.
Полиизобутилен сНз
—сн2—с—
СНз
Полисцльшид
—СН2-СН2—О—СН2—О—СН2—СН2—S—S—
(—СН2—СН2—О—СН2—СН—О—)х—
I
СНз
Полиэсрируретан о
СН2—СН2—О—C--N—R—
I
н
Полибутадиен _Сн2сн=сн-сн2-
Полибитадиен/акрилонитрил
(__СН2_СН=СН—СН2—)ХСН—СН2—
CN
Полибутадиен/стирол
(-сн2—сн=-сн—сн2—),—сн—сн2—
I
с„н5
Полидиметилсилоксан сн 3
—О—Si—
I
Полибутадиен/ акрил о- сн з
бая кислота- акрилонитрил
(—СН2—СН=СН— СН2—),—(СН—СН2—),—
CN
(—СН2—СН—)•
I
соон
придавало бы материалу прочность и сохраняло эластичность.
Когда полимер сформирован, его подвергают процессу жела-
желатинирования. Существует температура желатинирования, при
которой полимер превращается из вязкой жидкости в твердооб-
разное состояние — эластичный гель. Если до желатинирования
полимер можно растворить в соответствующих растворителях
или расплавить, то после желатинирования он не плавится,
а его растворимость снижается. При изготовлении зарядов ТРТ
очень важно, чтобы желатинирование проводилось после залив-
заливки топливной массы в литейную форму. Это означает, что топли-
топливо должно обладать такой вязкостью, при которой оно могло
42
Глава 2
Линейный полимер
А— А + В-В- —• -А-А-В —В-А—А-В —В-А—А-8-В-А—А-В—В-
Сетчатый полимер
А—А+ А-гА+ В — В —
-В-В-А—А-В—В-А—А-Ь-В-АуА-В-В-А—A-B-B-A-A-B-B-AjA-B —В-А —А-В —В-АуА-
А
В
I '
В
А
-А-гА-8-В-А — A-B-8-A-J-A-a — 8-А-А-В-В-А—А-В-В-А
А
В
I
В
А-
-А-В-В-А-гА-В-В-А — А
Ау-Д
-А
А
В
1
В
А
\
А
В
1
В
Д
А
В
1
В
А
1
А
В
В
А-А
1
А
Д-В-В-Д-А-В-В
А-В В-А
Рис. 14. Линейные и сетчатые полимеры [44].
Рис. 15. Схема деформации структурной сетки связующего [44].
бы сохранять текучесть на протяжении нескольких часов после
смешения (время заливки). Реакция полимеризации продол-
продолжается и после операции желатинирования. В ее завершенно-
завершенности можно убедиться, проверяя, остаются ли механические свой-
свойства топлива йостоянными. Сетчатые полимеры-связующие,
применяемые в современных ТРТ, синтезируются на основе по-
Производство и взрывоопасность ТРТ
43
либутадиена, поскольку такие составы менее чувствительны
к влиянию влажности и к небольшим изменениям соотношения
компонентов в рецептуре топлива и обладают более высокими
физическими свойствами в широком интервале температур.
Теоретически величина удельного импульса таких ТРТ может
достигать 270 с (рис. 16). Известны четыре типа ТРТ на основе
полибутадиена, название которых связывают с названием соот-
соответствующего преполимера: ПБАК (сополимер бутадиена и ак-
акриловой кислоты), ПБАН (сополимер бутадиена, акриловой
кислоты и акрилонитрила), ПБККГ (полибутадиен с концевы-
концевыми карбоксильными группами), ПБКГГ (полибутадиен с конце-
концевыми гидроксильными группами). Для создания поперечных
связей между макромолекулами полимера применяют два типа
отвердителей: эпоксидные соединения и азиридины. Благодаря
хорошим свойствам ТРТ на основе полибутадиена для них уда-
удалось разработать методы регулирования скорости горения в ши-
широком диапазоне значений (рис. 17).
2.4.1. ПРОИЗВОДСТВО
На рис. 18 представлена блок-схема процесса производства
СТТ. Видно, что связующее СТТ в смеси с металлическим по-
порошком-горючим и другими твердыми присадками приготавли-
AL
Рис. 16. Теоретический удельный импульс топлива ПХА-ПБ-А1 [12].
PKfpa=68, оптимальное расширение до атмосферного давления.
44
Глава 2
50 г
25
20
15
10
1-
2,5
2,0
1,5 L
ff
ш
р
!
х$$
%
VS
><х
Rx
1
1
1
<б<Хлхх^хл
1
и
<Х><)
v:'a";:
i
1
1
3 4
10
20
Рис. 17. Диапазон скоростей горения топлива на основе полибутадиена в
РДТТЗКЭ-бОО (при25°С) [12].
а —с присадками-ускорителями горения; б — стандартная; в — со смешанным окисли-
окислителем.
вается отдельно от окислителя. Затем осуществляют смешение
компонентов топлива, отливку, отверждение и окончательную
сборку топливного заряда РДТТ. Следует отметить, что на боль-
шицстве стадий технологического процесса предусмотрен конт-
контроль качества, необходимый для поддержания требуемой рецеп-
рецептуры и обеспечения желаемых свойств СТТ. Одной из важных
причин четкого разделения стадий изготовления топлива явля-
является опасность возникновения аварийных ситуаций. При незави-
независимой работе каждого агрегата (разумеется, при условии точ-
точного временного согласования технологических операций) та-
такая опасность сводится к минимуму.
В качестве окислителя в большинстве СТТ применяют ПХА,
который выпускается в соответствии со строгими техническими
условиями относительно примесей, влажности, формы частиц
и их распределения по размерам. Гранулометрический состав
ПХА оказывает сильное влияние на механические характеристи-
характеристики и скорость горения ТРТ и на вязкость замеса. Обнаружено,
что наилучшие результаты достигаются при использовании
ПХА с двух- или трехвершинным распределением частиц по
Производство и взрывоопасность ТРТ
45
размерам. Этот факт понятен из интуитивных соображений,
поскольку такие распределения позволяют добиться плотной
упаковки частиц и минимального расстояния между ними.
Создание требуемого распределения частиц по размерам
и поддержание предусмотренных техническими условиями раз-
размеров и формы частиц являются важнейшими задачами про-
процесса приготовления окислителя. Распределение частиц по
размерам можно контролировать различными способами, ис-
Лоличение поро
шка" горючего и
твердых приса-
присадок, контроль
качества
Получе
редием
зующег
троль к
ние лнг-
гов свя-
0, КОН-
ачества
Лредваритель -
ная оБравотка
Сувсмесь
Премикс
Получение оки-
окислителя, KOhT-
роль качества
Получе
ртных
алов и
РОЛЬ Кс
иие ине-
матери-
кoнт-
ачества
Измельчение
и смешение
Нанесение изо-
изолирующих сло-
слоев в камере
сгорания
Приготовление
стержней для
внутренних
каналов
Смешивание
компонентов
ТРТ
у
Отливка
Отверждение
Контроль
качества
Окончательная
СБОрка
Огневые
i
1СПЫТЭНИЯ
f
Ракета
Рис. 18. Производство смесевых твердых топлио [12].
46
Глава 2
пользуя специальные стандартные сита, микромерограф!) и дру-
другие приборы. Для получения требуемого распределения частиц
используются мельницы (обычно молотковые), снабженные
пневматическими устройствами для сепарации частиц.
Комплекс агрегатов для приготовления окислителя, пока-
показанный схематически на рис. 19, должен выполнять следующие
функции: прием исходного материала, извлечение примесей,
сортировка частиц по размерам, измельчение материала, взве-
взвешивание, смешивание, повторное просеивание и, наконец, на-
наполнение готовым окислителем контейнеров для подачи в смеси-
смесительное устройство. Агрегат измельчения состоит из микропуль-
микропульверизаторов (горизонтальных молотковых мельниц) и микрорас-
микрораспылителя, представляющего собой горизонтальную молотковую
мельницу с присоединенным пневматическим сепаратором.
На пункте приготовления горючего сначала осуществляется
смешение компонентов полимерного связующего и различных
добавок, используемых для улучшения физических свойств ТРТ
и регулирования скорости горения (таких, как антиоксиданты
и катализаторы). Подобную смесь иногда называют «суб-
«субсмесью» или первичной смесью. Затем при необходимости
в субсмесь добавляют металлический порошок и другие твердые
присадки, в результате чего получается премикс (предваритель-
Рис. 19. Схема установки для приготовления окислителя ТРТ [12].
/ — питательный бункер с окислителем; 2 — загрузочное устройство; 3 — сито; 4 — псев-
псевдоожижитель; 5 — низкоскоростной микропульверизатор; 6 — микрораспылитель; 7 — ша-
шаровой затвор; 8 — высокоскоростной микропульверизатор: 9~ циклон; /0 — транспортер;
//—бункер для взвешивания; 12— смеситель; 13— контрольное сито; 14 — хоппер с окис-
окислителем.
!> Микромерограф — автоматический прибор для измерения распределе-
распределения частиц по размерам на основе непрерывной регистрации суммарного
веса частиц, осаждающихся на дно седиментационной колонны, заполненной
газовзвесью. — Прим. перев.
Производство и взрывоопасность ТРТ
47
ная смесь). Процесс приготовления горючего, который, как
правило, высоко автоматизирован для исключения ошибок пер-
персонала, показан на рис. 20.
На следующей стадии процесса производства СТТ осуще-
осуществляется смешивание компонентов, которое можно проводить
непрерывно или в смесителях периодического действия емкостью
600-1-2400 л. Последние снабжены приспособлениями для нагре-
нагрева и охлаждения топливной массы, добавления катализатора и
откачки газа. Продолжительность цикла смешивания обычно
составляет 30—45 мин. Выпускаются горизонтальные и верти-
вертикальные смесители периодического действия (рис. 21). Для из-
изготовления очень крупных твердотопливных зарядов необходимо
непрерывное смешивание компонентов СТТ. Один из методов
непрерывного смешивания, применявшийся при изготовлении
заряда РДТТ ракеты «Поларис», показан на рис. 22. Создаются
три потока — окислителя, горючего и катализатора, которые ре-
регулируются с точностью около 1%. Время пребывания топлив-
топливной массы в смесителе невелико и составляет около 90 с. После
дегазации топливная смесь направляется на пункт отливки.
2
*—ЧТО Ш~—'
Рис. 20. Процесс приготовления горючей основы ТРТ и материала для по-
покрытия стенок камеры [12].
1 — автоцистерна с пластификатором; 2 — резервуар для хранения пластификатора; 3 —
бункер для взвешивания; 4 — резервуар для хранения жидкого горючего; 5 — автоцистер-
автоцистерна с жидким горючим; 6 — дополнительные жидкие ингредиенты; 7 — питатель твердых
ингредиентов; 8 — резервуар приготовления премикса; 9 — ингредиенты изолирующего ма-
материала; /# —передвижной смеситель; // — бак-сборник премикса; 12—перекачивающий
насос; 13 — дозирующий насос; 14— вертикальный тигель со смесью; 15 — передвижной
бак с премиксом.
48
Глава 2
Рис. 21. Вертикальный смеситель периодического действия [12].
/ — пятитонный мостовой кран; 2— премикс; 3 — рельсы; 4 — снятие противопыльной
крышки; 5—инвертор; 6 — емкость для пробы продукта; 7 — клапан; 8— смеситель; 3 —
вращающееся сито; 10 — сито питателя; // — бункер с окислителем; 12 — регистрация
веса; 13 — весы; 14 — дроссельный клапан; 15 — установка противопыльной крышки; /5~
к пункту отливки.
Рис. 22. Система непрерывного смешивания [12].
/ — блок взвешивания окислителя; 2 — блок взвешивания премикса горючего; 3 — емкость
для хранения отвердителя; 4 — регулирующие клапаны; 5 — транспортер; 6 — шаровой
затвор; 7 — смеситель; 8 — компенсационный резервуар; 9 — вакуум; 10 — деаэратор; 11 —
топливный насос; 12 — заливка в двигатель; 13 — приборы для анализа ТРТ; 14 — шесте-
шестеренчатый насос.
Производство и взрывоопасность ТРТ
49
Другим методом непрерывного смешивания является сме-
смешивание с инертным разбавителем, или, другими словами, ме-
метод быстрого смешивания, подобный тому, который использует-
используется в производстве двухосновных топлив. Сущность метода ил-
иллюстрирует рис. 23. К его преимуществам относится высокая
безопасность смешивания, выполняемого в сильно разбавленных
растворах посредством соударения струй без применения дви-
движущихся механических частей. Недостатком метода является
то, что компоненты топлива не должны растворяться в несущей
жидкости-разбавителе. По третьему (пвевматическому) методу
непрерывного смешивания твердые и жидкие компоненты топли-
топлива подаются через трубу с пористыми стенками (рис. 24). Воз-
Воздух, поступая в трубу через поры в стенках, обеспечивает тур-
турбулентное смешивание компонентов. Такой процесс протекает
очень быстро, занимая лишь доли секунды, и является весьма
эффективным. Затем перед вакуумной разливкой и отвержде-
отверждением топлива воздух отделяют от полученного комбинированно-
15
Рис. 23. Основные этапы процесса быстрого смешивания [12].
1 — питательные насосы носителя; 2 — питатель № 1 твердых материалов; 3 — датчик
Уровня жидкости; 4 — регулятор; 5 — диспергатор ПХА; 6 — питатель № 2 твердых ма-
материалов; 7 — сепаратор; 8 — струйный смеситель; 9 — подпитывающий резервуар с но-
носителем; /0 — рециркуляция носителя; // — диспергатор алюминия; 12 — подача сшиваю-
сшивающих агентов; 13 — подача преполимера; 14 — дозирующие насосы; /5 —вакуумная за-
заливка топлива.
4 И. Тимнат
50 Глава 2
Рис. 24. Непрерывное смешивание с пневматической подачей твердых и жид-
жидких компонентов ТРТ [12].
/ — жидкость; 2 — твердые материалы в газообразном носителе; 3 — газ для перемеши-
перемешивания; 4— пористая труба; 5 — коллектор.
го распыла жидких и твердых частиц с помощью центробежно-
центробежного сепаратора. После завершения смешивания топливо транс-
транспортируется на пункт отливки.
В современных двигателях, в которых заряд ТРТ прочно
скрепляется со стенками корпуса, топливную массу заливают
непосредственно в камеру сгорания, тогда как для изготовления
несвязанных зарядов, применявшихся в двигателях старой кон-
конструкции, использовались специальные литейные формы. Для
получения зарядов ТРТ с внутренними каналами используются
стержни со специальным покрытием или пуансоны со штоками,
которые впоследствии убираются и поэтому должны иметь
слегка коническую форму. Иногда для обеспечения хорошей
адгезии металлической стенки корпуса РДТТ с поверхностью
топливного заряда предусматривают дополнительный промежу-
промежуточный изолирующий слой, называемый лайнером. Чтобы
предотвратить проникновение воздуха в топливную массу, про-
процесс отливки осуществляют, как правило, в условиях вакуума.
Если топливо слишком вязкое, при отливке можно использовать
сжатый азот (литье под давлением).
Завершающей стадией технологического цикла производства
СТТ является операция отверждения, которая занимает продол-
продолжительное время (от нескольких суток до двух недель). Эта опе-
операция выполняется по тщательно разработанной температурной
программе, которая зависит от типа связующего.
2.5. МЕХАНИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ,
КРИТЕРИИ РАЗРУШЕНИЯ И СТАРЕНИЕ
Заряды ТРТ являются частью конструкции современных ракет,
поэтому важно знать механические свойства топлив и уметь ин-
интерпретировать эффекты старения и управлять ими. К внеш-
внешним нагрузкам, которые должен выдерживать топливный заряд
без разрушения, относятся нагрузки, связанные с периодическим
изменением температуры окружающей среды, транспортировкой,
Производство и взрывоопасность ТРТ
51
вибрацией, повышением давления при воспламенении и пере-
перегрузками. Некоторые из названных факторов могут проявлять-
проявляться одновременно.
Наиболее широко используемым методом испытания ТРТ
является испытание на одноосное растяжение, выполняемое
в США на стандартном образце JANAF (рис. 25). Образец мо-
может быть приготовлен вырубной штамповкой, литьем или фре-
фрезерованием, причем последний способ позволяет получить образ-
образцы наилучшего качества. Испытание на одноосное растяжение
широко используется для контроля качества и проверки рецеп-
рецептуры ТРТ. Наиболее часто проводят испытания с постоянной
скоростью деформации образца. При этом необходимо заботить-
заботиться о том, чтобы образец был надежно закреплен в зажимах
испытательной установки. Для получения объективных и раз-
разносторонних сведений о механических свойствах ТРТ необхо-
необходимо проводить также испытания на многоосную деформацию
топлива. Некоторые из используемых для этих целей видов об-
образцов представлены на рис. 26.
Для изучения реакции ТРТ на циклическое нагружение ис-
используются динамические испытания. Часто для циклического
нагружения применяется нагрузка регулярной синусоидальной
формы. Получаемая при этом информация полезна для оценки
вибрационных характеристик конструкций, вязкоупругих свойств
топлива, вибрационного горения, характеристик демпфирования
материала и срока службы ТРТ при усталостных нагрузках.
0,50 R
Рис. 25. Стандартный образец JANAF и захватное устройство для испыта-
испытания ТРТ на одноосное растяжение (размеры в см) [12].
52
Глава 2
L3
в
Рис. 26. Образцы, используемые для испытаний ТРТ на многоосные напря-
напряженные состояния [12].
Можно выделить две основные категории испытаний: испытания
с малой деформацией (меньше 1%) при достаточно малых вре-
временах нагружения и испытания с большой деформацией (близ-
(близкой к разрушающим деформациям при одноосном нагружении)
при временах нагружения, достаточных для повреждения или
полного разрушения образца. В испытательных установках
используются силовые приводы, основанные на разных физиче-
физических принципах (механическом, электромагнитном, электроди-
электродинамическом, пьезоэлектрическом) [89].
Особенно важно установить критерии разрушения, так как
они позволяют прогнозировать пределы безопасной эксплуата-
эксплуатации двигателя или его транспортировки и определять недопусти-
недопустимые режимы нагружения. Существуют разные подходы для
идентификации недопустимых отклонений. Можно использовать
определение, основанное на отклонениях параметров рабочего
процесса РДТТ от номинальных, например отклонениях давле-
давления в двигателе, времени сгорания заряда, скорости горения
и т.д. Некоторые из такого рода аномалий можно непосредст-
непосредственно связать с целостностью топливного заряда. Для опреде-
определения разрушения используются и другие подходы, например,
считают, что разрушение наступает при появлении первой види-
видимой трещины или при разрыве образца, при достижении макси-
максимального значения напряжения на кривой напряжение — дефор-
деформация или при максимально допустимом возрастании того или
иного параметра. Разумеется, само разрушение имеет статисти-
статистическую природу, и при расчетах на прочность это тоже следует
принимать во внимание.
Существуют две категории критериев разрушения ТРТ: кри-
критерии первой категории представляют собой простые соотноше-
соотношения между разрушениями в натурных двигателях и в лабора-
лабораторных испытаниях, а критерии второй категории носят анали-
Производство и взрывоопасность ТРТ 53
тический характер и допускают геометрическое представление
в виде «поверхностей разрушения». Критерии первой категории
традиционно применяются на практике при создании и произ-
производстве РДТТ, тогда как использованию более общих и мате-
математически более строгих критериев второй категории препят-
препятствуют некоторые трудности экспериментального характера.
В одних критериях для суждения о прочности образца прини-
принимается схема одноосного деформированного состояния при про-
простом растяжении, в других же рассматриваются и двухосные
напряженные состояния. На практике применялся также энер-
энергетический критерий разрушения и предлагались различные
комбинации энергетического критерия с огибающими разруше-
разрушения образца. Другим важным критерием, который часто исполь-
используется на практике, является критерий накопления поврежде-
повреждений, вызываемых циклическими колебаниями температуры или
вибрациями. Длительное хранение также может привести к пов-
повреждению ТРТ, в составе которых большую долю занимают
высокоэнергетические компоненты. Эти компоненты могут взаи-
взаимодействовать друг с другом или с окружающей атмосферой,
что влечет за собой химические изменения в топливе и может
существенно повлиять на его баллистические и механические
характеристики. Вследствие старения в СТТ развиваются такие
явления, как миграция и испарение пластификаторов, газовыде-
газовыделение, образование новых поперечных связей и разрывы цепей,
тогда как в двухосновных топливах может происходить разло-
разложение основных компонентов с образованием продуктов, повы-
повышающих чувствительность топлива. Помимо химического старе-
старения необходимо учитывать также появление механических де-
дефектов и физические факторы, влияющие на ухудшение харак-
характеристик топлива. В табл. 5 [36] приведен перечень физических
и химических факторов, способствующих деградации топлива.
Характеристики старения двухосновных и смесевых твердых
топлив различны. Что касается двухосновных топлив, то про-
процессы старения в них связаны главным образом с ограничен-
ограниченной стабильностью. Раньше при хранении ракет, снаряженных
такими зарядами, даже употреблялся термин «время безопасно-
безопасного хранения», однако большие усилия, предпринятые с целью
стабилизации свойств этих топлив, привели к практически пол-
полному исключению названного фактора. В смесевых топливах
нарушения характеристик, вызванные старением, проявляются
как твердение или размягчение, повышение хрупкости или изме-
изменение адгезионных свойств. Для диагностики ТРТ весьма важ-
важны неразрушающие методы испытаний, и многие такие методы
уже применяются [36].
Другой подход к изучению проблем старения связан с при-
применением методов ускоренных испытаний, при которых длитель-
Таблица 5. Факторы, способствующие ухудшению характеристик ТРТ
при старении
Факторы
Проявления
Виды разрушения
Изменение химического
состояния
А. Химическая актив-
активность отдельных ком
понентов ТРТ или их
комбинации
Б. Химическое взаимо-
взаимодействие с окружаю
щей средой
1) атмосфера
а) влажность
б) газообразные
или твердые
продукты раз-
разложения (авто-
(автокатализ)
в) воздух (кисло-
(кислород, озон, при
меси)
2) другие материалы
в камере РДТТ
(изолирующие по
крытия, металлы
и т. д.)
В. Факторы, которые мо
гут влиять на ско-
скорость изменения
1) температуры
2) напряженного со-
состояния
Г. Облучение
1) фоновое
2) наведенное
Д. Бактериологическое
воздействие
Изменение физического
состояния
А. Обратимые физиче-
физические изменения
1) фазовые превра-
превращения в зависи-
зависимости от времени
и температуры
Твердение, хрупкость, га-
газовыделение, накопление
продуктов разложения,
возрастание ползучести
изменение адгезионных
свойств
Те же, что в (А), плюс
неоднородность ТРТ у
поверхности и в массе
Те же, что в (А)
Изменение временных
масштабов разложения
ТРТ
Сшивание или разложе-
разложение полимера
Изменение свойств на
поверхности
Гистерезис физических
свойств, зависящих от
температуры
Повышенная склонность
к растрескиванию при
хранении, воспламенении
или при циклических из-
изменениях температуры;
возможны изменения
скорости горения, сниже-
снижение удельного импульса,
изменение воспламеняе-
воспламеняемости и отделение изо-
изолирующего слоя
Те же, что в (А)
Те же, что в (А)
Те же, что в (А)
Неизвестно
Повышенная склонность
к растрескиванию при
хранении, воспламенении
или при циклических из-
изменениях температуры
Производство и взрывоопасность ТРТ
55
Продолжение
Факторы
2) обратимые дефор-
деформации
3) диффузия веществ
а) газов
б) пластификатора
в) влаги
Б. Необратимые физиче-
физические изменения
1) деформации за пре-
пределами упругости,
вызванные
а) гравитацией
б) перегрузками
при транспор-
транспортировке
в) градиентами
температуры
г) температурой
окружающей
среды
Проявления
Вероятны небольшие из-
изменения однородности
свойств ТРТ; обеднение
поверхности ТРТ окис-
окислителем, пористость,
усадка
Трещины на закраинах
заряда, отделение изоли-
изолирующего слоя, пластиче-
пластические деформации, высы-
высыхание
Виды разрушения
Вероятно образование
небольших трещин, по-
повышенная склонность
к растрескиванию при
хранении, воспламенении,
или при циклических из-
изменениях температуры
Увеличение поверхности
горения и скорости го-
горения
ные сроки хранения моделируются путем создания более жест-
жестких (главным образом высокотемпературных) условий. При
обеспечении соответствующих мер предосторожности такие ме-
методы могут стать частью любых новых разработок.
2.6. ВЗРЫВООПАСНОСТЬ
Технологические операции при производстве ТРТ и его транс-
транспортировке (см. разд. 2.2 и 2.4) включают измельчение окисли-
окислителей и горючих, подготовку первичных смесей, перемешивание
компонентов ТРТ в смесителях, выгрузку топливной массы, от-
отливку, отверждение, демонтаж литейных форм и механическую
обработку полученных топливных заготовок. При этом топлив-
топливные материалы, многие из которых обладают высокой
чувствительностью, на разных стадиях технологического
процесса производства ТРТ подвергаются механическим воз-
воздействиям (таким, как удар и трение), электростатическим раз-
разрядам и температурным напряжениям и, кроме того, могут ис-
испытывать действие ударных волн. Следовательно, важно уметь
оценивать вероятность случайного возгорания на разных ста-
стадиях производства и при необходимости модифицировать техно-
технологический процесс с тем, чтобы свести к минимуму вероятность
такого события и его последствия.
56 Глава 2
Для оценки взрывоопасности пригоден хорошо апробирован-
апробированный подход, используемый длительное время в производстве
взрывчатых веществ, сущность которого заключается в миними-
минимизации риска для персонала, количества перерабатываемого
сырья и потенциальных возможностей воспламенения. При про-
проектировании производства можно руководствоваться следующи-
следующими двумя принципами: во-первых, иметь по-возможности наи-
наименьшее число операторов, подвергающихся опасности, и широ-
широко использовать дистанционное управление и телеметрию, и,
во-вторых, выполнять различные технологические операции
в отдельных зданиях, расположенных на безопасном расстоянии
друг от друга. Однако при заливке больших РДТТ или их сек-
секций приходится иметь дело со значительными количествами
топлива (например, одна секция твердотопливного ускорителя
системы «Спейс Шаттл» содержит 125 000 кг топлива). Что ка-
касается воспламенения, то свойства ТРТ и взрывчатого вещества
(ВВ) различны (см., например, [157]). ТРТ обладают высоки-
высокими когезионными свойствами и даже при сравнительно больших
напряжениях прочны и взрывобезопасны. ВВ же предназнача-
предназначаются для детонации при ударном инициировании, легко разру-
разрушаются и, как правило, специально изготавливаются с плот-
плотностью, меньшей теоретической, поэтому энергия удара, необхо-
необходимая для инициирования, не так велика. В ТРТ скорость
горения лимитируется температуропроводностью, а в ВВ необ-
необходим переход горения в детонацию.
В связи с указанным различием при экспериментальной
оценке чувствительности ТРТ на установках, предназначенных
для исследования ВВ, возникают проблемы, связанные с интер-
интерпретацией результатов. В качестве примера можно привести
испытание на удар, когда определяют высоту падения ударника
на специально приготовленный образец, при которой в 50%
случаев происходит его воспламенение. Скажем, для конкретно-
конкретного взрывчатого вещества определяемая таким образом высота
составляет 25 см на специальном копре. Для смесевого топлива
на основе ПХА воспламенение наступает уже при высоте
в 11 см. Однако это не означает, что ТРТ более чувствительно
к удару, чем ВВ. В действительности при испытаниях наблю-
наблюдаются два совершенно разных процесса: дефлаграция ТРТ
и детонация ВВ, причем оказывается, что инициировать детона-
детонацию многих ТРТ довольно трудно. При интерпретации резуль-
результатов испытаний правильнее рассчитывать кинетическую энер-
энергию ударника и сравнивать ее с соответствующими величинами,
характеризующими напряженное состояние ТРТ (измеренными
или рассчитанными), которые могут возникать во время техно-
технологических операций. Риск возникновения детонации в произ-
производстве ТРТ ниже, чем в производстве ВВ, зато выше риск
Производство и взрывоопасность ТРТ 57
возгорания и пожара при механической обработке и торцева-
торцевании твердотопливных заготовок. В производстве ТРТ значитель-
значительный риск возникновения детонации характерен для жидких
компонентов типа нитроглицерина, используемого при изготов-
изготовлении двухосновных топлив. Чтобы уменьшить этот риск, такие
компоненты транспортируют главным образом в желатиниро-
желатинированном состоянии или в виде водяного раствора.
Другим широко применяемым видом испытания является ис-
испытание, при котором для определения восприимчивости В В
к детонации обычно используется набор пластин из инертного
материала, ослабляющих инициирующую ударную волну. На ос-
основе результатов таких испытаний восприимчивость ВВ харак-
характеризуют толщиной инертного слоя в сантиметрах или числом
пластин, необходимых для такого ослабления инициирующей
ударной волны, при котором ВВ не детонирует. Ценность ре-
результатов таких экспериментов также повышается, если их
представлять в виде минимальной энергии, необходимой для
инициирования. Это позволяет количественно оценивать взры-
взрывоопасность применительно к нештатным ситуациям, возникаю-
возникающим в полете, или к высокоскоростным ударным воздействиям.
МЕХАНИЗМ ГОРЕНИЯ
ТВЕРДЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
3.1. ВВЕДЕНИЕ
Характер горения ТРТ зависит главным образом от свойств его
компонентов, микроструктуры и режимных параметров. Необ-
Необходимо делать различие между горением гомогенных [110] и
смесевых твердых топлив [23, 143J. Сначала рассмотрим ста-
стационарное горение гомогенных ТРТ, а затем приведем обзор
различных моделей горения смесевых топлив. При этом особое
внимание уделим статистическим моделям, которые могут быть
распространены и на нитраминные топлива. Далее выведем ос-
основные уравнения для анализа горения СТТ.
При описании механизма горения СТТ сначала рассмотрим
горение двух его главных компонентов — ПХА и органического
связующего, а затем приступим к рассмотрению моделей горе-
горения самого топлива.
3.2. СТАЦИОНАРНОЕ ГОРЕНИЕ ГОМОГЕННЫХ ТОПЛИВ
В зоне прогрева толщиной порядка нескольких десятков мкм
(рис. 27) компоненты гомогенного топлива (нитроглицерин,
нитроцеллюлоза, пластификатор, добавки для модификации
баллистических характеристик) не реагируют и достигают под-
подповерхностной зоны разложения, известной также под названи-
названием пенной зоны. Температура в этой зоне (рис. 28) уже доста-
достаточна для того, чтобы инициировать реакции разложения.
Здесь происходят разрыв связи СО—NO2 и рекомбинация, так
что с поверхности выделяется смесь NO2, альдегидов и N0. Об-
Общий энергетический баланс в зоне разложения экзотермиче-
/Пенная зона
Поверхность
топлива
/много пламени
'//////////А
Рис. 27. Характерные зоны при горении двухосновного ТРТ.
58
Механизм горения твердых ракетных топлив
¦ х,мкм
59
100
50
-50
Темная зона
1800 Г К
/nei
/ Прогретая зона (ЗОмкм)
800 1300
чПенная зона (~2 мкм)
Рис. 28. Зоны горения.
ский. При давлениях ниже 10 МПа можно различать зоны пер-
первичного (зона газификации) и вторичного (светящегося) пла-
пламени, которые разделены темной зоной (рис. 27). В первой зо-
зоне протекают реакции NO2 с альдегидами, а во второй — реак-
реакции NO+CO и NO+NH2. При указанных давлениях вторичное
пламя расположено слишком далеко, чтобы оказывать влияние
на процессы вблизи поверхности ТРТ, и даже не индуцирует
температурный градиент в зоне первичного пламени. В резуль-
результате на скорость горения влияют лишь процессы в зоне газифи-
газификации. Такая ситуация соответствует, как правило, закону го-
горения с показателем степени 0,7. С повышением давления вто-
вторичное пламя начинает влиять на процессы в зоне газификации,
и в дальнейшем обе зоны сливаются. При этом наблюдается
переход к закону горения с показателем степени, близким к
1. Температура в зоне вторичного пламени достигает значений
2100-^2400 К в зависимости от теплоты сгорания ТРТ.
Как следует из рис. 28 и 29, толщина зоны горения чрезвы-
чрезвычайно мала, так что детальные исследования здесь весьма за-
затруднены. Для этих целей используются очень тонкие термопа-
термопары (размером в несколько мкм). Времена пребывания вещества
в зоне горения имеют порядок миллисекунды в конденсирован-
конденсированной фазе и десятков микросекунд в газовой фазе.
3.2.1. РАЗЛОЖЕНИЕ ТОПЛИВА
Запишем закон сохранения энергии в конденсированной фазе в
системе координат, связанной с поверхностью горения (при по-
положительном направлении оси х в сторону газовой фазы) в
60
Глава 3
>l\°C
100 атм
50 атм
10 атм
0,5 1 1,5 2
Рис. 29. Параметры зоны горения [ПО, 185].
X, мм
Рк, атм
г, мм-с-1
г., °с
Прогретая зона, измерение/расчет, мкм
Время пребывания в прогретой зоне, мс
Подповерхностная зона разложения, мкм
Время пребывания в зоне разложения, мс
Измеренная ширина зоны пламени, мкм
10
1,9
330
140/155
80
9
5
200
50
6,7
380
50/45
7
3
0,4
75
100
10,6
400
45/28
3
0.15
ПО
(вторичное
пламя)
предположении, что теплофизические свойства за пределами
пенной зоны постоянны:
pTrcp (dT/dx) = d[Kr (dT/dx) ] /dx. C.1)
Тогда распределение температуры в зоне прогрева имеет вид
[Т(х) -To]/(Ts-To)=exp(rx/a). C.2)
Толщина зоны прогрева определяется соотношениями
т/л \ т о 1 (Т т \ ^3 За^
?fnp=(a/r)lnl0. (З.Зб)
Толщину пенной зоны можно определить по температуре, при
которой скорость реакции разложения снижается на порядок
по сравнению с ее скоростью на поверхности. Тогда для умень-
уменьшения температуры ДГГ получим
= 0flexp(—?с//?о^) C.4)
ехр
при
Подставляя эту разность температур в C.2), придем к следу-
следующей приближенной оценке толщины зоны разложения:
d, = —(a/r)ln[(l —A7V)/G"S—7-0)] =
= (air)[RoTs2IEc(Ts—To)]ln 10. C.5)
Механизм горения твердых ракетных топлив
61
На рис. 30 приведены результаты измерений температурного
профиля в образце горящего твердого топлива, полученные с
помощью тонких термопар. В работах [98, 184, 185] выполнена
множество таких экспериментов с использованием термопар
размером в несколько мкм. Распределение температуры, давае-
даваемое соотношением C.2), достаточно хорошо соответствует ре-
результатам измерений. Из наклона кривой на рис. 30 получается
значение 1,ЗХ 10~3 см2-с~! для коэффициента температуро-
температуропроводности а, что согласуется с прямыми измерениями при
низких температурах. В работах разных авторов [108, 109, 127,,
128, 165J установлено, что значение Ес близко к 40 ккал-моль.
При использовании тонких термопар и наличии больших гради-
градиентов температуры в горящих образцах топлив согласуются и
результаты измерений температуры поверхности, полученные
разными авторами [40, 41, 80, 98, 155, 165, 185] (рис. 31). Ап~
900
Т~Т0, С
100
Термопара толщиной 12 мкм
Рис. 30. Распределение температуры в конденсированной фазе (р=6 атм„
г=2 мм-с-1).
62
Глава 3
30
20
10
с
4
з
2
1
0,5
0,4
, Г, мм-
-
-
-
-
-
с
\
юо\
= 120
• \ 80
•
40
I
!
20 •
I
кал-г"
21
30
\\
21 \
I
1
• 8«
Л
V
1,2
• •
1
10
• •
^**8
Ч V
V
',2
0
^7^ = 12О°С
\
д
\
•г.
54\
. \ i 1,
1,3
1,4
1,5
I
1,6
1,7
I
1,8
1
2,0
1
714
667
625
588
555
526
Рис. 31. Зависимость скорости горения от температуры поверхности. Возле
экспериментальных точек указано значение давления в атм.
?с=1,3-1017 с-1; ?с=4-104 кал-моль-1; Qs=60 кал-г-1; Г0=20 °С;
dp = l,3X10-3 cm2-<H.
проксимирующая кривая хорошо согласуется с теоретической
зависимостью г от Ts. На основе представленных результатов
можно сделать вывод о том, что процесс разложения конденси-
конденсированной фазы имеет тепловую природу.
3.2.2. МЕХАНИЗМ ГОРЕНИЯ В ГАЗОВОЙ ФАЗЕ
В работе [184] получены данные по суммарной кинетике реак-
реакций в зоне горения и установлено, что порядок реакции в зоне
первичного пламени равен 1 (по-видимому, инциирование реак-
реакции происходит вследствие диссоциации N02), а энергия акта-
Механизм горения твердых ракетных топлив 63
вации ?ГОр,1 равна 5 ккал-моль. Порядок реакции в зоне вто-
вторичного пламени равен 2, а энергия активации ?Гор,2 = 50ккал-
•моль. Эти результаты показывают, что первичное пламя до-
достаточно толстое, а скорость реакций в ней не очень чувстви-
чувствительна к температуре, тогда как зона вторичного пламени име-
имеет фронтовую структуру с зоной индукции и тонкой зоной ак-
активного химического превращения. Зависимость структуры зоны
вторичного пламени от давления такова, что при высоких дав-
давлениях (более 10 МПа) происходит ее слияние с зоной первич-
первичного пламени. Структура пламени в гомогенной среде зависит
от распределения температуры и концентраций компонент, ко-
которые в свою очередь подчиняются соответствующим уравнени-
уравнениям сохранения.
Для суммарной реакции типа
2 М/= 2ibiBi C.6)
i I
имеем
тст (dT/dx) = d[Xr (dT/dx) ]/dx—^ hi0 Mi (bi — a^w C.7)
i
И
m(dYi/dx) =d[pDr(dYi/dx)]/dx + Mi(bi — afiw, C.8)
где скорость реакции
П l
ю = *горехр(—Егор/ад llipMYAtlRoTMi)' , C.9)
i
причем
Если воспользоваться подобием уравнений, то в предполо-
предположении близости коэффициентов переноса можно получить сле-
следующее соотношение:
YAiv-YAis Qrop '
где YAi s —массовая доля компоненты Л/, появляющейся вслед-
вследствие газификации конденсированной фазы.
При больших давлениях, когда зоны первичного и вторично-
вторичного пламен сливаются, получим в предположении о втором по-
порядке суммарной реакции:
mcv (dT/dx) = d[Kv (dT/dx) ] /dT+
+ feroP, 2 exp (— ?rop, 2IRT0) (pM/RT) 2Qrop, 2/(Ггор, 2Т). C.11)
64 Глава 3
В случае реакции с высокой энергией активации в структу-
структуре зоны горения можно выделить инертную область с пренебре-
пренебрежимо малой скоростью химического превращения [ 177]1). Про-
Профиль температуры в такой области имеет вид
Т— Ts=(AQc/cr)exp(mcrx/kr— 1), C.12)
где использовано граничное условие на поверхности
kr,s(dTldx)rts = mbQc. C.13)
Положение фронта пламени над поверхностью определяется из
C.12) при Т = ТГ0Р,2:
Xrop = krlrncr{ln[cr{Tropt2 — Ts)IAQc + 1]}. C.14)
Зона горения тонкая, и ее толщина имеет порядок &х/хГОр~
~/?o7Vop,2/?Vop,2, а падение температуры в ней ~ ТГОр1Тгор,2~
~/?o7Yop,2/?Vop,2. Принимая .это во внимание, проинтегрируем
C.11) от поверхности топлива до фронта пламени. Тогда
q @) ~ехр (— ?Гор, 2/ЯоТГоР> 2)р2хГОр, C.15)
и, используя C.13) и C.14), окончательно получим соотношение
для массовой скорости горения:
m = pTr~p ехр (— ?Гор, 2l2R0TrOpy 2). C.16)
Полученный результат характерен для горения при высоком
давлении, когда конечная температура пламени постоянна и
скорость горения пропорциональна давлению с показателем
степени, близким к 1.
При давлении ниже 10 МПа, когда зоны первичного и вто-
вторичного пламен отделены друг от друга, можно записать урав-
уравнение сохранения энергии для реакции первого порядка:
mcr (dT/dx) — d[Xr (dT/dx) ] /dx =
= krOp,iexp(-Erop,l/R0T) l^L)Cr(TroP-T). C.17)
При низких значениях ?rop,i простого решения нет. Чтобы полу-
получить некоторое представление, можно задаться приближенным
профилем температуры
(TYop, 2 — Г)/(ГГ0Р. 1 — Ts) =exp(— х/л-гор), C.18)
который с помощью C.13) преобразуется к виду
*гоР= (Wm) (ТГОр, i — Ts)/&Qc. C.19)
1) Приведенная ниже теория разработана Я. Б. Зельдовичем в 1942 г.
(см. Я. Б. Зельдович. К теории горения порохов и взрывчатых веществ,
ЖЭТФУ 1942, 12, вып. 11/12, с. 498—524). — Прим. перев.
Механизм горения твердых ракетных топлив
65
Интегрирование C.17) от поверхности до фронта
с учетом C.18) и C.19) приводит к выражению
11/а
Г ^ор 1
\ \ ' exp(-
L * о
11/а
J
пламени
C.20)
Таким образом, оказывается, что скорость горения пропорцио-
пропорциональна давлению в степени 0,5 или больше (если температура
ГГОр,1 зависит от давления).
3.2.3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ДАННЫЕ
Результаты работы [135] свидетельствуют о том, что определя-
определяющей реакцией в пламени является реакция NO2 с альдегидом.
Исследования этой реакции на плоскопламенной горелке дали
значения температуры и скорости распространения пламени,
близкие к наблюдаемым при горении ТРТ. Аналогичные ре-
результаты получены в ONERA (Франция), причем при подгонке
измеренного температурного профиля под соотношение E.13)
подтвердилось, что ?Гор,1 = 5-*-7 ккал-моль. Такой же вывод
следует из экспериментов [98]. Результаты измерений темпера-
температуры в конце зоны первичного пламени [2, 70] показаны на
рис. 32. При фиксированном давлении температура Ггорл повы-
повышается с увеличением теплоты сгорания топлива; с повышени-
повышением давления температура существенно возрастает.
1700
1600
1500
1400
1300
1200
1100
Г, К
1320 кал-г
1320 кал-г1
,, I ^
р, атм
2. 3 4 5 10 20 30 4050 100
Рис. 32. Зависимость температуры первичного пламени от давления.
5 И. Тимнат
66 Глава 3
3.3. СТАЦИОНАРНОЕ ГОРЕНИЕ НИТРАМИННЫХ ТОП Л ИВ
Практический интерес к нитраминным ТРТ побудил ряд иссле-
исследователей к изучению механизма горения этих топлив [10, 138].
Наиболее универсальной является модель, предложенная Бен-
Реувеном и Кейвни [10], которая отличается тем, что в анали-
аналитическую схему включена химия горения и используются стро-
строгие уравнения сохранения массы и энергии. Все это обеспечива-
обеспечивает хорошую базу для анализа проблемы горения нитраминных
ТРТ. В недавней работе [27] химический механизм горения топ-
топлив на основе ЦТМТН модифицирован в соответствии с резуль-
результатами последних исследований [48, 153]. Стандартная схема
реакций, по которой образуются СНгО и N2O, детально разра-
разработана; кроме того, рассматривается альтернативная схема с
образованием H2CN и NO2. Сделан ряд упрощений, облегчаю-
облегчающих выполнение численных расчетов. Для конденсированной
фазы решение получено в замкнутой форме. Поскольку в урав-
уравнениях неразрывности не учитывались диффузионные потоки
массы, это упростило численное интегрирование уравнений в
газовой фазе без ущерба для газодинамических особенностей
проблемы. Однако в уравнении энергии диффузионный член,
как правило, следует учитывать. Обсуждаемую модель можно
применять также для оценки предельных случаев и поиска воз-
возможных модификаций процесса горения, которые могут пред-
представлять интерес для практики. Более подробно эти вопросы
рассмотрены в статье [27].
3.4. СТАЦИОНАРНОЕ ГОРЕНИЕ СМЕСЕВЫХ ТОПЛИВ
3.4.1. ГОРЕНИЕ ПЕРХЛОРАТА АММОНИЯ
При исследовании горения ПХА как монотоплива эксперимен-
экспериментально обнаружено существование нижнего допустимого преде-
предела горения по давлению (около 2 МПа), причем скорость горе-
горения одиночных кристаллов или высокоплотных дисков ПХА со-
составляет 2-г-З мм-с. На величину этого порогового давления
оказывают влияние добавки и начальная температура. В рабо-
работе [75] методом сканирующей электронной микроскопии уста-
установлено, что при горении на поверхности кристаллов ПХА су-
существует расплавленный слой. Обнаружено, что толщина слоя
уменьшается с повышением давления, и сделан вывод о том, что
наличие расплава допускает протекание реакций между газовой
и конденсированной фазами. Предложена теория [61], в кото-
которой расплавленный слой занимает ведущее место. Прежде чем
рассказать об этой модели, приведем обзор моделей реакций в
газовой и конденсированной фазах.
Механизм горения твердых ракетных топлив 67
В классической работе Джонсона и Нахбара [83] предло-
предложена одномерная модель горения с ламинарным адиабатиче-
адиабатическим пламенем в газовой фазе и с учетом потерь тепла из твер-
твердой фазы для объяснения явления погасания при низком давле-
давлении. В ряде публикаций отмечается важность процессов, про-
протекающих в конденсированной фазе. К ним относятся работа
[170J, в которой использовался сканирующий дифференциаль-
дифференциальный калориметр, и работа [50J, в которой исследовалось влия-
влияние добавки 0,5% хромата меди в качестве катализатора горе-
горения, позволившей увеличить вдвое скорость реакции. В работе
[181] измерена температура конденсированной фазы и установ-
установлено, что в зоне тепловыделения существует область, в которой
достигается температура фазового перехода в ПХА B40 °С).
Разработана также упоминавшаяся выше общая теория горе-
горения ПХА, основанная на предположении, что большинство ге-
гетерогенных реакций происходит в расплавленном слое над по-
поверхностью [61].
3.4.2. ГОРЕНИЕ СВЯЗУЮЩЕГО
Горение полимеров в большей степени зависит от нехимических
факторов, таких, как турбулентность газовой фазы, кондуктив-
ная, конвективная и радиационная теплопередача, а также ха-
характеристики испарения и плавления составляющих. Экспери-
Эксперименты обычно начинаются с того, что образец полимера нагре-
нагревают внешним источником и по достижении достаточно высо-
высокой температуры, зависящей от воспламеняемости материала,
происходит воспламенение, которое, в зависимости от окружа-
окружающих условий и механизма тепловой обратной связи, может
закончиться полным сгоранием образца. В таком процессе го-
горения большая часть тепловой обратной связи обеспечивается
теплопроводностью, хотя возможен вклад и радиационного теп-
теплообмена.
Горение обедненной гомогенной смеси СН4—Ог можно рас-
рассматривать как модель более сложного процесса горения поли-
полимера. Диффузионные пламена углеводородов типа метана, па-
парафина, линейных и разветвленных полиэтилена и полипропи-
полипропилена исследовались на содержание простых продуктов; при
этом обнаружилось замечательное сходство результатов. Поли-
метилметакрилат дал аналогичные результаты, за исключением
того, что на ранней стадии горения в пламени обнаружены
большие количества мономера. Измерения температуры пока-
показали, что при горении полиэтиленовой свечи в воздухе темпе-
температура ее поверхности составляет 230-ь540°С, а температура
пламени 490-^740 °С. Однако имеются данные о том, что при
турбулентном горении достигаются температуры выше 1500 °С.
68 Глава 3
Суммарная кинетика горения полимера весьма сложна и
включает такие разные типы реакций, как газофазные, поверх-
поверхностные и подповерхностные реакции в конденсированной фа-
фазе. Химический механизм газофазных реакций при горении по-
полимера подобен механизму реакций в диффузионных пламенах
углеводородов, поэтому горение полимера можно интерпретиро-
интерпретировать как реакцию на твердой поверхности, приводящую к фор-
формированию углеводородного пламени. Реакции в конденсиро-
конденсированной фазе включают поверхностные и подповерхностные ре-
реакции. Подповерхностные реакции представлены реакциями
разложения твердой фазы, которые протекают по той причине,
что разложение начинается раньше газификации. Для поверх-
поверхностных реакций возможны две ситуации: когда поверхность
жидкая и когда она твердая и обугленная. В работе [26] про-
проведено исследование поверхностного пиролиза ПБККГ, ПБКГГ,
ПБАН, полиуретана и других связующих и обнаружено, что в
широком диапазоне изменения тепловых потоков и давлений
па их поверхности образуется кипящий расплавленный слой и
происходит обугливание материала.
3.4.3. ГОРЕНИЕ СМЕСЕВЫХ ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ
Исследования позволили выяснить механизм горения ТРТ, ко-
который в разной степени затрагивает газовую фазу, поверхность
горения и конденсированную фазу. Относительно реакций в
конденсированной фазе в литературе сформировались две точки
зрения: согласно первой, роль этих реакций в процессе горения
ТРТ пренебрежимо мала, а согласно второй — важна.
Модели газофазного горения основаны на уравнениях сохра-
сохранения энергии и массы. Уравнения сохранения для твердой фа-
фазы и газов сначала линеаризуют, а затем решают при соответ-
соответствующем наборе граничных условий. При этом предполагает-
предполагается, что линейная скорость горения описывается законом
пиролиза аррениусовского типа. Такой подход был принят в
работах [83, 162J. Авторы этих работ предположили, что по-
поверхность горения остается плоской, твердой и гомогенной, хо-
хотя из экспериментов известно, что она шероховатая и содержит
расплавленный слой. Эти модели газофазного горения позволя-
позволяют прогнозировать тенденции изменения скорости горения, но
не объясняют влияние на процесс распределения частиц по
размерам и не дают информации относительно: 1) влияния за-
замены связующего на скорость горения, 2) величины темпера-
температуры поверхности, 3) тепловыделения в конденсированной фазе,
4) температурной чувствительности скорости горения, 5) влия-
влияния катализаторов и 6) изменения показателя степени п в зако-
законе горения при изменении давления от атмосферного до
25 МПа.
Механизм горения твердых ракетных топлив
69
В свою очередь модели твердофазного горения позволяют
предсказать тепловыделение в твердой фазе, температурную
чувствительность скорости горения и действие катализаторов,
но не дают указаний о зависимости скорости горения от дав-
давления.
Одной из первых моделей горения СТТ была модель Нахба-
ра и Паркса [125J, называемая моделью послойного диффузи-
диффузионного пламени, сущность которой иллюстрирует рис. 33, а.
В модели предполагается, что топливо имеет вид чередую-
чередующихся слоев горючего и окислителя конечной толщины. По-
Поверхность раздела между конденсированной и газовой фазами
предполагается сухой (без расплавленного слоя). Такая тео-
теория не преуспела в предсказании зависимости скорости горения
от давления.
Саммерфилд и др. [162] предложили модель гранулярно-
диффузионного пламени, согласно которой источником тепла,
поступающего к поверхности горения, является множество ма-
маленьких диффузионных пламен, возникающих на границах струй
газифицировавшихся окислителя и горючего (рис. 33,6). Сум-
Суммарная скорость горения определяется процессом диффузионно-
диффузионного смешения и протекания реакций в гомогенной газовой фа-
фазе. Поверхность горения также считается сухой. На основе этой
модели выведен следующий закон горения: /?/г=а+6/?2/3, где
эмпирические константы а и Ъ зависят от времени реакции в
газовой фазе и от времени диффузии соответственно. Хотя рас-
Газофазные реакции 6
Поверхность
.Поверхность
-.Поверхность
Рис. 33. Модели горения ТРТ.
hvT Модель послойного диффузионного пламени Нахбара и Паркса [125]; б — модель гра-
улярно-диффузионного пламени Саммерфилда [162]; в — модель БДП [7], базирующая-
на нескольких типах пламен (/ — пламя ПХА как монотоплива; 2 — первичное пла-
пламя; 3 — конечное диффузионное пламя).
70 Глава 3
смотренная теория дала приемлемые результаты для давлений
ниже 10 МПа, в ней все же слишком много предположений. От-
Отметим, что подобные модели были предложены и другими ав-
авторами [3, 132].
Эксперименты [156, 170] выявили важную роль реакций в
коденсированной фазе. Германе [72] предложил и детально
разработал статистическую модель, позволяющую определить
зависимость скорости горения от давления. В модели учиты-
учитываются гетерогенность структуры поверхности СТТ и тепловы-
тепловыделение на поверхности или под ней. Основными допущениями,
которые легли в основу теории, являются определяющая реак-
реакция на поверхности раздела ПХА — связующее и плоское оди-
одиночное пламя в подготовленной газовой смеси. Модель позво-
позволяет прогнозировать 1) связь между скоростью горения и
давлением, согласующуюся с экспериментальными данными,
2) температуру поверхности, которая также согласуется с ре-
результатами экспериментов, и 3) приемлемое значение тепловы-
тепловыделения в конденсированной фазе.
К сожалению, нет никаких экспериментальных сведений по-
изменению геометрии заряда, подтверждающих предложенную
схему поверхностных реакций, а имеющиеся данные говорят
скорее в пользу многопламенной структуры, чем структуры с
одиночным пламенем, постулированной в работе [72]. Поэтому
была предложена статистическая модель [7], базирующаяся на
нескольких типах пламен0 (рис. 33, в). В этой модели приняты
следующие предположения: 1) прогрев связующего и окислите-
окислителя осуществляется за счет теплопроводности, 2) связующее и
окислитель разлагаются эндотермически, 3) между продуктами
разложения в конденсированной фазе протекают экзотермиче-
экзотермические реакции и 4) газообразные продукты улетучиваются и ре-
реагируют в газовой фазе. При низком давлении рассматривают-
рассматриваются три вида пламени: первичное пламя между продуктами раз-
разложения связующего и окислителя, пламя окислителя и конеч-
конечное диффузионное пламя между продуктами двух других пла-
пламен. Эта модель предсказывает зависимость скорости горения
от содержания окислителя в ТРТ и от начальной температуры
топливного заряда, среднюю температуру поверхности и рас-
расстояние до фронта пламени. Модель несколько завышает влия-
влияние размера частиц по сравнению с наблюдаемым на опыте.
Бекстед усовершенствовал модель, применив ее к двухосновно-
двухосновному ТРТ [4], а в следующей работе [5] предположил, что горю-
горючее и окислитель имеют разную, а не одинаковую (среднюю)
температуру поверхности. Он также перешел от осреднения по
]) Эта модель известна под названием модели Бекстеда — Дерра — Прай-
Прайса (БДП). — Прим. перев.
Механизм горения твердых ракетных топлив 71
объему к осреднению во времени, ввел задержку воспламенения
окислителя и рассчитал расстояние между поверхностью и
фронтом пламени, пользуясь анализом Бурке — Шумана для
диффузионного пламени. Затем обсуждаемая модель была мо-
модифицирована для анализа горения нитраминных топлив [6J.
В работах [54, 56, 146] предложен несколько иной подход,
согласно которому частицы топлива разделяются на группы с
одинаковым размером, называемые псевдотопливами. Такой
метод известен под названием модели «малого ансамбля».
Кинг [92], используя похожий метод, ввел представление о
распределенном тепловыделении в конденсированной фазе и в
диффузионном пламени. Другая статистическая модель пред-
предложена Штрале [160], который рассчитал статистически воз-
возможные направления процесса горения в решетке частиц, пред-
представляющей смесевое топливо. В обзоре [23] делается вывод,
что такой подход эквивалентен осредняющим методам Гер-
манса и БДП для стационарного горения, но может предста-
представить интерес и для проблемы вибрационного горения или дру-
других нестационарных процессов.
В заключение отметим обширный обзор исследований ста-
стационарного горения СТТ [143]. Следует назвать и научные
центры, которые внесли большой вклад в исследования горе-
горения ТРТ: это Принстонский университет (Саммерфилд, Глас-
сман, Вильяме), Лафайетский университет (Клик, Осборн,
Кондон) и Технологический институт шт. Джорджия (Прайс,
Штрале, Зинн) в США, Национальное управление аэрокосмиче-
аэрокосмических исследований (Баррер, Борги, Либерер, Муте) во Фран-
Франции и Научно-исследовательский центр по разработке ракетных
двигателей министерства обороны Японии (Кубота)^.
3.5. ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ
МОДЕЛИ ГОРЕНИЯ СМЕСЕВОГО ТОПЛИВА
3.5.1. ДОПУЩЕНИЯ
Ниже выведены основные уравнения, используемые в большин-
большинстве моделей горения, и рассчитаны некоторые характеристики
процесса [64, 178J. При этом сделаны следующие допущения.
1. Задача рассматривается в одномерном приближении.
2. Поскольку весьма трудно определить переход от лами-
ламинарного течения к турбулентному, горение в газовой фа-
'} В этом ряду достойное место занимает и Институт химической физи-
физики АН СССР, в котором в разные годы плодотворно работали над обсуж-
обсуждаемыми проблемами А. Ф. Беляев, Я. Б. Зельдович, Ю. Б. Харитон и др. —
Прим, пепев
72 Глава 3
зе считается ламинарным, и какие-либо изменения вели-
величин в плоскости, перпендикулярной направлению осред-
ненного потока, отсутствуют.
3. Переход из твердого состояния в газообразное происхо-
происходит в плоскости (см. обсуждение в разд. 5.3).
4. Температура газа за фронтом пламени по потоку равна
температуре адиабатического пламени ГГОр. Следователь-
Следовательно, от фронта пламени вниз по течению тепловой поток
вследствие теплопроводности отсутствует. Вся энергия,
выделяемая в химической реакции, расходуется на про-
прогрев твердой фазы от температуры Го далеко в глубине
заряда до температуры Ts на поверхности раздела между
твердой и газовой фазами, на фазовое превращение и на-
нагрев газа до температуры Ггор.
5. Поглощение излучения и химические реакции в твердой
фазе не учитываются.
6. Вязкостью пренебрегается.
Рис. 34 иллюстрирует эту упрощенную модель.
3.5.2. УРАВНЕНИЯ СОХРАНЕНИЯ В ТВЕРДОЙ ФАЗЕ
Для упрощения анализа сделаем еще три допущения:
7. Твердая фаза несжимаема, однородна и изотропна (спра-
(справедливость этого допущения будет обсуждена в конце
раздела).
8. Теплопроводность и теплоемкость твердой фазы не зави-
зависят от температуры (это разумное допущение, особенно
если пользоваться средним значением температуры меж-
между Го и Т8).
9. Реакция разложения и химические реакции протекают
на границе раздела твердая фаза — газ (это допущение,
согласно экспериментальным данным, приемлемо для
многих топлив [64J).
Поскольку давление в твердой фазе распределено равномерно,
процесс описывается уравнением сохранения энергии (рис. 35):
pTcT(dT/dt) +ртгст(дТ/дх) =Хт(д2Т/дх*). C.21а)
Как правило, скорость горения г изменяется во времени, поэто-
поэтому уравнение C.21 а) следует решать численно. Такая ситуация
характерна для быстрых изменений г, например при воспламе-
воспламенении, погасании или вибрационном горении. Для стационарно-
стационарного горения получаем уравнение
pTrcT(dT/dx) —Xr(d*T/dx>)=0 C.216)
Механизм горения твердых ракетных топлив
Температура
73
Частицы
окислителя
Прогретый слой
Пламя
Зона горения j^ Продукты сгорания
в твердой фазе Г
Реакции на поверхности
Рис. 34. Упрощенная модель горения СТТ.
x=xs
Поверхность раздела фаз
Рис. 35. Обмен энергией в СТТ.
74 Глава 3
с граничными условиями T=TS при лс = Ои T—Tq при х——оо.
Однократное интегрирование дает
dT/dx = Cl ехр рт?т?Л (х<0) C.22)
После второго интегрирования имеем
Т= (С1ат/г)ехр(гхат)+с2, C.23)
где сбт=Ят/рт^т — коэффициент температуропроводности. Вос-
лользовавшись граничными условиями, получим
T—To=(Ts— Го)ехр (г*/ат). C.24)
3.5.3. УСЛОВИЯ НА ПОВЕРХНОСТИ РАЗДЕЛА
ТВЕРДАЯ ФАЗА — ГАЗ
Для твердой фазы скорость горения равна г при х =—оо (рис.
35), и, согласно допущению G), она постоянна вплоть до по-
поверхности горения. Уравнения неразрывности и энергии на по-
поверхности раздела имеют вид
ртГ=ргиг, C.25)
Pt^s.t — prUrhs,r =
= Кт (дТ/дх) S>T — Хг (дТ/дх) 5|Г. C.26)
Энтальпии в уравнении энергии включают тепловой эффект ре-
реакции и скрытую теплоту фазового перехода. Обозначив по-
последнюю величину Ls = hs,r—ASfT и считая ее постоянной, полу-
получим для стационарных условий:
Хт (dT/dx) StT — Яг (dT/dx) 5,г + prTLs. C.27;
Если горение неустойчиво, то следует использовать другой под-
подход [33].
3.5.4. УРАВНЕНИЯ СОХРАНЕНИЯ В ГАЗОВОЙ ФАЗЕ
Возвращаясь к рис. 35, запишем уравнения неразрывности и со-
сохранения компонент:
г)/дх = 0, C.28)
i)/dx=Wiwi. C.29а)
Здесь WtWi — скорость образования i-й компоненты в химиче-
химической реакции. Вводя массовую долю У; = р;/рг, получим
(д/dt) (prYi) +d(prYiul)/dx=Wiwi. C.296)
Механизм горения твердых ракетных топлив 75
Скорость i-й компоненты щ можно записать в виде суммы сред-
средней скорости газа иг и скорости диффузии i-й компоненты ?/г-
относительно средней скорости: и,- = иГ+[/г\ Используя это оп-
определение, получим
C.29в)
iUi)ldx9 C.29r)
так как по C.28) Yi(dpr/dt)+ Yi(dprur/dx)=0. Если предполо-
предположить, что выполняется закон Фика и, более того, что все ком-
компоненты имеют одинаковые коэффициенты диффузии D, т. е.
YiUi = — D(dYi/dx), C.30)
то получим уравнение сохранения для i-й компоненты в окон-
окончательном виде:
рг (dYi/dt) +prur(dYi/dx) = d[prD{dYi/dx)]/dx+Wiwi. C.31)
Обозначая через е полную внутреннюю энергию (тепловую и
кинетическую), включая работу риг, совершаемую силами дав-
давления, и учитывая, что каждая компонента переносит свою эн-
энтальпию со скоростью pthiUi = pThiUiYi = —prhiD(dYi/dx) [послед-
[последнее равенство следует из C.30) J, запишем уравнение сохране-
сохранения энергии в виде
4~ (рге)+д(9гиге)/дх+ •$- (риг) =д[Хг(дТ/дх)]дх+
ot ох
+ S d[hiprD (dYijdx) ]/дх. C.32а)
Поскольку e = h — р/рг, возможна альтернативная запись:
-^ (ргА) + д (Prurh) /дх — dpldt = ±- [хг (дТ/дх) ] +
i [bprD (д Yildx) ]. C.326)
1 ОХ
1=1
Используя C.28), последнее уравнение можно переписать
в виде
рг (dh/dt) + prwr (dh/dx) = d[Xr (дТ/дх) ] /дх +
п
+ dpldt + 2 д [hiprD (dYildx) ] /дх. C.32в)
1
2
1 = 1
П
П
Теперь, положив Л = 2 Yihiy получим для левой части урав-
2
76 Глава 3
нения:
Pr{dh/dt)+prur{dh/dx) =
п
= 2 Ъ[
+ 2 Л/[рг(dYtldt) + Pr«r @У*/0х) ] =
2 А/{№,-да,- + 0[рг?>(dYi/дх)]Idx}
1 = 1
]. C.32г)
Здесь использовано уравнение C.31) и соотношение
т
¦ dhi/dt = d(hoi+ I criidT)/dt=Crti(dT/dt).
Полагая cr,i = const и учитывая, что теплоемкость газа опреде-
п п
ляется как сг=2 сыУ{, а 2 h{WiWi = —Qw, где Q — тепловой
эффект, a w — скорость реакции, получим для правой части:
ПЧ = — Qw+ S hid[PrD{dY?/dx)]/dx+
t«i
+ 9гсг (дТ/dt) + ргсгиг {дТ/дх). C.32д)
Из C.32в, д) окончательно имеем
prCr(dT/dt) +ргсгиг(дТ1дх) =
Конвекция
= д[Хт {дТ/дх) ] /дх + 0р/0/ +
Теплопроводность Давление
п dYt dht
+ PrD^ — —+ Qw. C.33a)
Диффузия Реакция
Предположив, что все газы имеют одинаковую теплоемкость,
это уравнение можно упростить, так как
п п
prD 2 @Л,/0*) @У//0*) = prDcr{dT/dx) @ S YJdx) =0
и, следовательно,
РгСг @7/00 + ргСгЫг @7/0ДС) =
= d [kT (dT/dx) ] Idx+dp/dt+Qw. C.336)
Механизм горения твердых ракетных топлив 77
Для стационарного течения последнее уравнение принимает
вид
Prcrur(dT/dx) = d[Kr(dT/dx)]/dx+Qw. (З.ЗЗв)
Это уравнение можно решить, если предположить, что химиче-
химическая реакция протекает в очень узком слое на расстоянии х =
= х* от поверхности раздела твердой и газовой фаз, т. е. w =
= w6(x—х*), где c?J0 = const, а 6-функция, как обычно, удовлет-
удовлетворяет условию б(л-—л'*) =0 при 0<х<х* и
J wo6(x —
Таким образом, для 0<л;<л;* получаем уравнение
d2T/dx2 — (мг/ctr) (dT/dx) = 0, C.34)
которое при граничных условиях T=TS и dT/dx= (dT/dx)s,r при
х+0 имеет решение
T—Ts= (dTldx) 5}Г(аг/иг)[ехр (ualar) — 1]. C.35а)
При х = х* имеем Г==Ггор и, следовательно,
ехр (игх*/аг) =
= [Яг (dT/dx) s,r + mcr (ГГОР — Т8) ] Дг (дТ/дх) s>r, C.356)
где т = ргиг — поток массы. Поскольку тепловой эффект реак-
реакции удовлетворяет соотношению
Q= {Кг/т) (dT/dx)s,r + cr(Trop—Ts),
то
ехр (игх*/аг) = Q/[Q — сг(Тгор —Ts)]. C.35в)
С другой стороны, тепло, поступающее на поверхность раздела,
определяется выражением
Qs= (KM) (dT/dx)s,r = Q - Сг(ТГОр - Ts),
так что расстояние от поверхности до фронта пламени х* мож-
можно рассчитать по формуле
QS = Q ехр (— urxjar). C.36)
3.5.5. ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ
ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ
Теперь, используя константы и физико-химические свойства
ТРТ, приведенные в табл. 6, рассчитаем значения некоторых
характеристических параметров зоны горения. Предположим,
78 Глава 3
Таблица 6. Физико-химические свойства типичного ТРТ [64]
Номинальное давление
Средняя температура газа
Средняя молекулярная масса
газообразных продуктов
Универсальная газовая по-
постоянная
Номинальная скорость горения
твердого топлива
Средняя плотность топлива
Коэффициент теплопроводности
топлива
Удельная теплоемкость топли-
топлива
Средний коэффициент тепло-
теплопроводности газовой фазы
Средняя удельная теплоем-
теплоемкость газовой фазы
Температура адиабатического
пламени
Температура поверхности
Температура в объеме топлива
Тепловыделение в пламени
Коэффициент диффузии при
(Ро, То)
Давление отнесения для Dr 0
Реакция ПХЛ
Константа скорости
Порядок
Реакция окислитель/горючее
Константа скорости
Порядок
Закон скорости горения (г —
в см-с^1, р — в атм)
Топливо с частицами размером
200 мкм
Топливо с частицами разме-
размером 20 мкм
р
ТГ
W
Ro
г
Рт
1т
Ст
Хг
Ст
Тгор
Ts
То
Vrop
Л-.о
Ро
?ПХА
6ПХА
&о/г
6о/г
5-106 Н-м-2
1750 К
27 кг-кмоль
8310 Дж-кмоль-^К
10-2 м-с-1
1750 кг-м-3
0,418 Дж-м^-К-'-с-1
1260 Дж-кг-^К-1
0,0836 Дж-м-'К-'-г1
1670 Дж-кг-^К
2500 К
900-М 000 К
300 К
2,72-106 Дж-кг-1
1600 м^с-1
105 Н-м-2
1,12 г-см-3атм~~6лХА -с-1
1,8
30 г-см-3 атм ^-с-1
1,5
г=0,089 р0'53
г=0,156 р0'52
что при горении ТРТ устанавливается температурный профиль,
показанный на рис. 36. Если не включать в рассмотрение теп-
теплоту фазового превращения в объеме твердой фазы, то тепло-
тепловой поток на твердую поверхность определяется соотношениями
T = cTpTr(Ts — To) со стороны твердой фазы,
— pTrLs со стороны газа,
где Ls следует рассматривать как «тепловой эффект» эндотер-
эндотермической реакции газификации на поверхности топлива. Ис-
Механизм горения твердых ракетных топлив
Температура *
79
Твердая
фаза
Рис. 36. Принятый профиль температуры [64].
пользуя определение толщин тепловых слоев в твердой фазе бт
и в газе бг, приведенные на рис. 36, получим
бт =
тя-т
0
(dT/dx)s, T cTpTr(Ts — TQ) €TpTr
(dT/dx)St г
cT(Ts-T0)
C.37)
Подставляя величины из табл. 6, получим для толщины бт про-
прогрева твердой фазы в тепловой волне значение 19,1 мкм при
7\s = 900 К- Используя измеренное Саммерфилдом значение ат =
= 1,935-10~7 м2-с-1 и полагая г=10~2 м-с, получим бт=
= 19,35 мкм, что хорошо согласуется с расчетом. Для газовой
фазы рассмотрим три случая: когда существует теплоотвод ин-
интенсивностью 100 кал-г, теплоподвод интенсивностью 100 кал-
•г-1 и когда поверхностная реакция отсутствует. Результаты
расчетов приведены в табл. 7 и показаны графически на рис. 37.
По ним можно сделать следующее заключение: расстояние от
поверхности до фронта пламени в газовой фазе и толщина про-
прогретого слоя в твердой фазе при рассматриваемых давлениях
(около 5 МПа) имеют порядок 20 мкм.
Теперь проверим справедливость допущения G) относи-
относительно гомогенности топлива. Типичные значения диаметра час-
частиц окислителя в СТТ составляют от 5 до нескольких сотен
мкм. Характерная длина в температурном профиле твердой
фазы равна ат/г«20 мкм. Следовательно, предположение о го-
80
Глава 3
Таблица 7. Зависимость характерных размеров зоны горения от давления,
температуры поверхности и тепловыделения на поверхности
[64]
Фаза
Твердая
фаза
Газ
Ts'K
900
1000
Ls, Дж-кг-1
—0,5X106
0
0,5ХЮ6
—0,5ХЮ6
0
О,5ХЮ6
р, МПа
0,1
1
10
0,1
1
10
0,1
1
10
0,1
1
10
0,1
1
10
0,1
1
10
0,1
1
10
Г, ММ-С"~1
1,56
5,16
17,1
—
6Т, мкм
120
37
11
6Г, мкм
189
58
17
64
20
6
39
12
4
119
36
12
51
16
5
33
10
3
20
10
100
Эндотермический
эффект
/
Г3=900К /
/у
^х^ГзМОООК
Тепловыделение
на поверхности,
-1
100 кал-г
Экзотермический
эффект
Рис. 37. Характерные параметры зоны горения [64].
Механизм горения твердых ракетных топлив 81
могенности твердой фазы оправданно лишь при DOK<^i20 мкм.
Поскольку размеры частиц окислителя, как правило, одного
порядка с указанной характерной длиной (или даже больше
ее), то приходится сделать вывод, что модель, основанная на
допущении G), позволяет прогнозировать лишь тенденции из-
изменения скорости горения. Для учета гетерогенной структуры
топлива в модель следует добавить по крайней мере процедуру
статистического осреднения. В общем случае величины бт и бг
будут существенно меняться в зависимости от давления, темпе-
температуры поверхности и энерговыделения на поверхности.
6 И. Тимнат
4
ВОСПЛАМЕНЕНИЕ И ПОГАСАНИЕ
ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ
4.1. ОБЗОР ИССЛЕДОВАНИЙ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ
В процессе воспламенения твердого топлива можно выделить
две стадии: локальное воспламенение и последующее распрост-
распространение пламени по поверхности заряда, что приводит к запол-
заполнению камеры РДТТ продуктами сгорания и выходу двигателя
на стационарный режим.
При теоретическом исследовании локального воспламенения
возникает необходимость определить, каким образом некоторый
участок топлива переходит из начального «холодного» состоя-
состояния к стационарному горению. Воспламенение наступает вслед-
вследствие притока энергии от внешнего источника в твердую фазу.
В РДТТ используются три вида источников энергии: термиче-
термический (посредством радиационного, кондуктивного и/или конвек-
конвективного теплообмена); химический (например, использование
самовоспламеняющихся жидкостей) и механический (например,
высокоскоростной удар).
В настоящее время в исследованиях воспламенения в каче-
качестве теплового источника для воспламенения ТРТ лучистым
нагревом используются лазеры большой мощности (в прошлом
применялась электродуговая отражательная печь [161]; кон-
дуктивными источниками служат металлические проволочки,
вмонтированные в топливо, нагреваемые полоски из электро-
электропроводного материала или горячие частицы и газы (пиротехни-
(пиротехнические воспламенители); конвективный нагрев обеспечивается
продувкой горячих газов над поверхностью топлива (пироген-
ный воспламенитель, ударная труба).
При экспериментальном исследовании химического механиз-
механизма воспламенения над поверхностью топлива пропускают хими-
химически активные жидкости или газы с тем, чтобы вызвать гете-
гетерогенную реакцию на поверхности, в процессе которой выделя-
выделяется достаточно тепла для обеспечения самоподдерживающего-
самоподдерживающегося горения.
Из механических источников воспламенения для создания
горячих очагов используют удар или трение. Ударные волны,
возникающие при ударе, могут распространяться внутрь заряда
ТРТ и разогревать его.
Воспламенение и погасание твердых топлив
4.1.1. ПРОЦЕСС ВОСПЛАМЕНЕНИЯ
Воспламенение ТРТ представляет собой сложное явление, вклю-
включающее совокупность физико-химических процессов (рис. 38).
Вначале по одному или нескольким упомянутым механизмам к
топливу необходимо подвести энергию. После некоторого пе-
периода прогрева часть твердой фазы начинает разлагаться, при-
причем процессы разложения протекают в основном вблизи по-
поверхности ТРТ. Иногда на поверхности топлива появляется рас-
расплавленный слой. Вследствие целого ряда процессов, таких, как
теплопроводность, поглощение излучения топливной массой,
химические реакции под поверхностью и пиролиз на поверхно-
поверхности, происходит газификация этого слоя или прямая сублима-
Твердое топливо
Теплопровод
дность
Поглощение;
излучения
Пиролиз и
фотохимиче-
фотохимическое разло-
разложение
Расплавленный слой
/ Газовая фаза
Подвод тепла конвекцией
и теплопроводностью
Лучистый
-тепловой -
поток
Поглощение
-излучения га-«
зовой фазой
-Излучение
!ереизлучение
Газификация
Диффузия
и конвекция
"составляю- \
щих горючей
смеси
Экзотерми-
Экзотермические газо-
газофазные ре-
реакции
Диффузия и
конвекция
окислителя
Изменение условий
в газовой фазе
(давление и т.п.)
Экзотерми-
Экзотермические по-
поверхностные^
реакции '
Фазовый
переход
Рис. 38. Физические процессы при воспламенении ТРТ [991.
84 Глава 4
ция твердой фазы. Химические реакции могут протекать в га-
газовой фазе (между газифицированным горючим и воздухом или
газифицированным окислителем), на поверхности (гетерогенная
реакция) либо под ней. Некоторые реакции — экзотермические,
а другие — эндотермические. Для надежного воспламенения
ТРТ тепло, выделяемое в химических реакциях, должно превы-
превышать тепловые потери. При этом происходит повышение темпе-
температуры твердой и газовой фаз и, кроме того, часто наблюдается
свечение. Наконец, устанавливается стационарный режим, ко-
который характеризуется высокими значениями скоростей хими-
химических реакций и тепловыделения.
Время, прошедшее от момента подведения энергии к топли-
топливу до появления пламени, называют задержкой воспламенения.
Оно складывается из трех характерных времен: времени инерт-
инертного прогрева ТРТ, времени смешения (включающего диффу-
згю и конвекцию) и времени реакции. Отделить друг от друга
все названные процессы весьма трудно, и в зависимости от топ-
топлива и условий воспламенения каждое из указанных характер-
характерных времен может составлять большую часть времени задержки
воспламенения.
В обзоре [72] детально рассмотрены результаты экспери-
экспериментальных исследований воспламенения ТРТ.
4.1.2. ТЕОРИИ И ЭКСПЕРИМЕНТЫ
Можно выделять три типа воспламенения: в газовой фазе,
в твердой фазе и гетерогенное [137J. Однако наиболее ценной,
по-видимому, была бы теория, учитывающая одновременное
протекание реакций в твердой фазе, на поверхности и в газовой
фазе, попытка создания которой предпринята в работе [14].
Теории воспламенения в газовой фазе основаны на предполо-
предположении, что процесс воспламенения определяется реакциями
между газифицированными горючим и окислителем, включая и
возможные реакции с атмосферным кислородом. Считается, что
тепловыделение в газовой фазе способствует ускорению реак-
реакций и продвижению процесса воспламенения. Задача состоит в
совместном решении уравнений для твердой и газовой фаз.
Критерий воспламенения, используемый в таких теориях, за-
зависит от распределения температуры и скоростей реакций в га-
газовой фазе.
В так называемых гетерогенных теориях воспламенения
предполагается, что определяющей является реакция между
твердым топливом и газообразным окислителем на границе раз-
раздела. Критерий воспламенения, используемый в таких теориях,
предполагает, как правило, достижение некоторой критической
температуры на поверхности ТРТ или критического градиента
температуры.
Воспламенение и погасание твердых топлив 85
Теории воспламенения в твердой фазе не учитывают тепло-
тепловыделение и диффузию в газовой фазе. Считается, что повыше-
повышение температуры в топливе вызывается тепловыделением в ре-
реакциях, протекающих в глубине заряда, и/или благодаря на-
нагреву внешними источниками. В критерии воспламенения так-
также требуется достижение критической температуры или неко-
некоторого критического градиента температуры.
В обзоре [99], посвященном обсуждаемой проблеме, для
описания модели воспламенения используются следующие
уравнения: уравнения сохранения энергии в твердой и газовой
фазах, неразрывности, уравнения баланса энергии, состава сме-
смеси и потока массы на поверхности. Авторы обзора дают харак-
характеристику 15 моделей воспламенения в газовой фазе, 8 — гете-
гетерогенных и 16 — в твердой фазе; сделаны также критические
замечания относительно этих моделей. Назовем имена ученых,
внесших важный вклад в изучение проблемы. В США это Сам-
мерфилд, Германе, Ф. Вильяме, Райан, Бэр, Куо и Андерсен,
а из их советских коллег наиболее известен Мержанов0.
В работе [99] на основе экспериментальных данных и тео-
теоретических исследований подытожено также влияние различ-
различных факторов на задержку воспламенения. Наиболее важными
являются следующие эффекты.
1. Увеличение внешнего теплового потока q приводит к
уменьшению задержки воспламенения тВОспл. Установле-
Установлено, что для стадии инертного подогрева ТРТ при малых
потоках Твоспл~9~2 [1, 85, 88].
2. С повышением давления величина тВоспл уменьшается,
причем при высоких давлениях зависимость ослабевает
[171].
3. Увеличение содержания кислорода в рецептуре ТРТ со-
сокращает Твоспл [ЮО, 101].
4. При увеличении энергии активации процесса пиролиза
величина тВОспл возрастает [85, 87].
5. С увеличением отношения плотностей газа и твердой
фазы или отношения коэффициентов теплопроводности
величина тВОспл возрастает [71]. С увеличением коэффи-
коэффициента абсорбции газа поглощается больше энергии и
твоспл уменьшается [18, 19, 85].
6. Повышение скоростей газофазных реакций приводит к
уменьшению Твоспл [73, 74, 85, 87].
]) Вопросы нестационарного горения ТРТ исследовались также извест-
известными советскими специалистами В. Н. Вилюновым, Я. Б. Зельдовичем,
О. И. Лейпунским, В. Б. Либровичем, Б. В. Новожиловым и др. —
Прим. перев.
86 Глава 4
7. С повышением начальной температуры величина Твоспл
уменьшается [127—129J.
8. Увеличение размеров частиц окислителя приводит к уве-
увеличению Твоспл [101J.
9. Повышение скорости газа приводит к уменьшению
Твоспл [86, 87].
10. Высокая скорость или температура налетающих частиц
приводит к сокращению тВ0Спл [60, 97].
11. Неровная поверхность облегчает воспламенение [88].
4.1.3. ВЛИЯНИЕ КАТАЛИЗАТОРОВ
Исследовалось влияние катализаторов на воспламенение и го-
горение твердого топлива на основе ПХА [94]. Металлические
катализаторы, такие, как СиО, Сг2Оз, Fe2O3, M11O2 и КМпО4,
повышают порог горения ПХА по давлению, тогда как разлага-
разлагающиеся соли аммония (такие, как NH4C1) ингибируют горение
ПХА. Каталитическое действие солей металлов на связующее,
как правило, сводится к ускорению окисления НС. Что касает-
касается твердых топлив, то скорость их горения возрастает при до-
добавлении в рецептуру Fe2O3, производных ферроцена, хромата
меди и других соединений переходных металлов. Существуют
разные точки зрения на механизм каталитического действия
этих присадок, поскольку катализаторы могут оказывать влия-
влияние на реакции в газовой фазе, на подповерхностные реакции в
твердой фазе и на реакции на поверхности как по отдельности,
так и одновременно. Известно, что эффективность катализатора
меняется в зависимости от его типа, концентрации, размера его
частиц и давления.
4.2. ВОСПЛАМЕНЕНИЕ ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ
Этот вопрос детально рассмотрен в работе [102]. В качестве
примера приведем решение задачи о воспламенении топливного
заряда [133], использующее основные уравнения, полученные в
гл. 3. Исследуется переходный режим при запуске таких дви-
двигателей, в которых за относительно короткий воспламенитель-
ный период образуется высокоскоростной поток продуктов сго-
сгорания, характеризующийся продольными градиентами темпера-
температуры и давления, и появляются пики давления. Перечисленные
особенности свойственны современным высокоэффективным
РДТТ, имеющим высокий коэффициент объемного заполнения
корпуса топливом, низкое отношение площади поперечного се-
сечения канала заряда к площади критического сечения сопла
РДТТ Лк/ЛКр, что часто связано со значительным удлинением
Воспламенение и погасание твердых топлив
III . IV
87
О 100 200
Бремя, мс
Рис. 39. Диаграмма давление — время для запуска РДТТ.
щие периода запуска РДТТ: I — период индукции; II — распространение пламени; Ша-
заполнение камеры сгорания; III — эрозионное горение; IV — стационарное горение.
заряда L/D. На рис. 39 схематически показан переходный про-
процесс выхода РДТТ на режим.
В расчетно-теоретической модели рассматриваются измене-
изменения поля течения и давления во времени и вдоль оси камеры
сгорания, а также взаимодействие переходных газодинамиче-
газодинамических процессов с такими процессами, как конвективный тепло-
теплообмен между потоком продуктов сгорания и твердым топливом,
распространение фронта пламени вдоль заряда и эрозионное
горение.
4.2.1. ФИЗИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ
С помощью разработанной аналитической модели общего ха-
характера проведены расчеты применительно к специальной пло-
плоской камере, используемой для моделирования процессов горе-
горения в РДТТ и снабженной прозрачными окнами для скоростной
киносъемки (рис. 40). Камера состоит из входного участка, за-
заряда ТРТ и выходного участка. Заряд ТРТ представляет со-
собой два параллельных блока топлива в форме пластин (шири-
(ширина 25,4 мм, толщина 6,35 мм, длина 495 мм). Воспламенение
производится с помощью пиротехнического устройства, а от-
отработанные газы истекают через сменное сопло. Входной и вы-
выходной участки, а также боковые стенки камеры, не занятые
топливом, покрыты тонким слоем термоизоляции на основе
ПБАН, наполненного 50% окиси титана ТЮ2. После срабаты-
88
Глаиа 4
4
(газ)
\Сечение 1
СЬЦ
(газ)
.X \ \.V\\
\ \
. \ \ \ \ \\\\ \ \ \ \' \
6,2
см
49,5 см
7,0
см
Входной
участок
Заряд ТРТ
Выходном
участок
Рис. 40. Модельный РДТТ для изучения переходных процессов при запус-
запуске [133].
1 — промежуточная камера сгорания воспламенителя; 2 — сопло воспламенителя; 3 — от-
отверстия под датчики давления; 4 — пластины ТРТ; 5 — сопло двигателя.
вания электрической свечи воспламенителя топливо зажигает-
зажигается и в канале камеры развивается течение продуктов сгорания.
При низком давлении @,1—0,3 МПа) в камере устанавливает-
устанавливается дозвуковой поток с трением и теплоотдачей в стенки канала.
В истекающем потоке может достигаться или не достигаться
скорость звука. Первой стадией переходного процесса является
период индукции (задержка воспламенения), который заканчи-
заканчивается появлением пламени на некотором участке поверхности
ТРТ. Принятый в модели критерий воспламенения заключается
в том, что топливо воспламеняется при достижении некоторой
критической температуры Твоспл. На второй стадии начинается
распространение фронта пламени вдоль заряда. По мере дви-
движения фронт пламени ускоряется вследствие возрастания теп-
теплового потока, обусловленного быстрым увеличением газообра-
газообразования. Как правило, на этой стадии процесса запуска уста-
устанавливается критический режим истечения и давление в каме-
камере быстро возрастает. Последней стадией процесса является
период заполнения камеры продуктами сгорания, в течение ко-
которого может возникать эрозионное горение, способствующее
появлению пиков давления. Эрозионное горение может продол-
продолжаться некоторое время и прекращается лишь тогда, когда до-
достаточно возрастет свободное сечение канала камеры и насту-
наступит квазистационарный режим работы двигателя.
4.2.2. ОСНОВНЫЕ ДОПУЩЕНИЯ
В модели приняты следующие допущения.
1. Течение в канале камеры одномерное. Изменения пара-
параметров течения поперек пограничного слоя учитываются
Воспламенение и погасание твердых топлив 89-
лишь в выражениях для коэффициентов теплоотдачи и
трения.
2. Химические реакции протекают во фронте пламени на по-
поверхности заряда.
3. Характерные времена кинетических процессов на по-
поверхности горения топлива малы по сравнению с харак-
характерным временем изменения давления в камере.
4. Продукты сгорания в канале камеры подчиняются урав-
уравнению состояния совершенного газа.
5. Газообразные продукты сгорания ТРТ и воспламенителя
имеют одинаковые удельную теплоемкость, среднюю мо-
молекулярную массу и отношение теплоемкостей -у.
Эти допущения согласуются с допущениями, принятыми в
разд. 3.5.
4.2.3. ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ
Выделим в канале двигателя элементарный объем (рис. 41).
Математическая формулировка задачи для рассматриваемого
объема включает следующие уравнения и условия:
а) уравнения сохранения массы, количества движения и
энергии для нестационарного одномерного течения в га-
газовой фазе;
б) уравнение состояния газообразных продуктов сгорания в
двигателе;
в) условия, соответствующие началу переходного процесса,
когда появляется поток продуктов сгорания воспламени-
воспламенителя;
г) два граничных условия на входе в канал заряда, полу-
полученные из пары обыкновенных дифференциальных урав-
уравнений, описывающих скорость изменения давления и тем-
температуры на входном участке камеры;
д) третье граничное условие, описывающее скорость газа на
входе в сопло;
е) полуэмпирические соотношения для коэффициентов кон-
конвективного теплообмена и трения (для турбулентного
течения);
ж) закон горения ТРТ, учитывающий влияние начальной
температуры, давления и массовой скорости газа (т. е.
учитывающий эрозионное горение);
з) уравнение прогрева твердой фазы для определения тем-
температуры поверхности заряда в течение периода индук-
индукции, дополненное критерием воспламенения.
Уравнение сохранения массы, записанное для характерного
объема, имеет вид
dp/dt+d(pu)/dx+ (ри/Ак) (дАк/дх) = (гпь/Ак) (рт — р). D.1)
90
Глава 4
/T7B1
/ 1
I J I 1
\ I /
vlJ/
AX
Рис. 41. Элементарный объем для теоретической модели [133].
Уравнение сохранения количества движения:
(Ри2/х) {дАк/дх) + (ри/Ак) (дАк/Ш) =
x2+ A/Лк) (дАк/дх) (ди/дх)] —
— Twnw/AK. D.2)
Уравнение сохранения энергии:
дх
дх
l
дх
rhr — q^, D.3)
Здесь пь и jtw — периметр поперечного сечения заряда ТРТ и
периметр поперечного сечения канала, a tw — напряжение тре-
трения на стенке. Величины без индекса относятся к газу. Выпи-
Воспламенение и погасание твердых топлив 91
санная система из трех уравнений представляет собой совокуп-
совокупность неоднородных нелинейных дифференциальных уравне-
уравнений в частных производных. Сравнительный анализ различных
членов уравнений по порядку величины позволяет пренебречь
следующими членами: 1) членом, отражающим приращение
массы газа в свободном объеме камеры вследствие перемеще-
перемещения поверхности горения заряда, по сравнению с членом, отра-
отражающим скорость газообразования вследствие горения; 2) си-
силами взаимодействия между молекулами газа, обусловленными
вязкими напряжениями в осевом направлении из-за наличия
продольного градиента скорости; 3) диссипацией тепла и мощ-
мощности внутренних сил вязкости; и 4) молекулярной теплопро-
теплопроводностью газа в осевом направлении. При достижении темпе-
температуры воспламенения и зажигания ТРТ трение на поверхности
заряда не учитывается. В работе [133] выполнены некоторые
преобразования системы уравнений с использованием уравне-
уравнения состояния идеального газа и предложено эмпирическое со-
соотношение для интенсивности теплообмена q между продукта-
продуктами сгорания и поверхностью ТРТ. Независимыми переменными
в системе уравнений являются время t и осевая координата х.
Неизвестными являются скорость газа и, температура Т и дав-
давление р. Начальные условия для этих величин, описывающие
однородное начальное состояние в канале заряда и на выход-
выходном участке двигателя, имеют вид
и (О, х) = щ, Т (О, х) = Ti9 р (О, х) =pi.
Для облегчения начала расчета предполагается, что pi = pa +
+ 10 Па. Параметры газа на входе в канал заряда принимают-
принимаются распределенными равномерно.
Приводить здесь другие детали рассматриваемой математи-
математической модели нецелесообразно, за исключением, пожалуй, за-
закона горения, который был взят в форме [111]:
г = ар« + khc exp Г "" ргрт 1. D.4)
L мр J
Здесь k — константа эрозионного горения, которая рассчитыва-
рассчитывается из теории; коэффициент конвективного теплообмена hc рас-
рассчитывается по эмпирическим соотношениям; коэффициент эро-
эрозионного горения р определяется с помощью экспериментов по
горению зарядов ТРТ в условиях эрозии с применением метода
гашения впрыском воды и подправляется с тем, чтобы наилуч-
наилучшим образом описывать экспериментальные кривые (р, t) для
всех значений отношения площадей ЛК/ЛКР, используемых в
опытах.
92
Глава 4
Таблица 8. Свойства ТРТ [133]
Состав: 20% ПБАК—EPON 828
80% ПХА C0% 15 мкм, 70%
180 мкм)
Л р=6.ь МПа
п
Хт
Рт
ОСт
W
1
\1
Я
' воспл
* гор
к
0,804 см/с
0,4
0,9хЮ-3 кал/см-с-К
1,6 г/см5
0,1875х10~2 см2/с
22,01 г/моль
1,24
О,87Х1О~6 1Г°'5Г°.65Пз
0,4665 кал/г-К
0,09025 кал/г-К
700 К
2225 К
298 К
5,72 см3К/кал
105
4.2.4. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ УСТАНОВКА
В экспериментах использовался модельный РДТТ, одна из сте-
стенок которого выполнена в виде окна из двухслойного плекси-
плексигласа. Огневые испытания с быстрым водяным гашением пока-
показали, что в период запуска вплоть до достижения пикового дав-
давления в камере абляция плексигласа не происходит. В пяти се-
сечениях вдоль канала с интервалом в 127 мм вмонтированы пять
высокочастотных датчиков давления. Предусмотрены три до-
дополнительных отверстия для установки термопар и датчиков
тепловых потоков. Для воспламенения заряда использовалась
метано-кислородная смесь, по составу близкая к стехиометри-
ческой. Конструкция РДТТ позволяет варьировать массовый
расход, температуру и время работы воспламенителя. Экспери-
Эксперименты выполнялись на топливе, содержащем ПХА и связующее
на основе сополимера полибутадиена и акриловой кислоты,
свойства которого приведены в табл. 8, при различных отно-
отношениях АК/АКР A,06, 1,2, 1,5, 2,0). Для получения таких харак-
характеристик, как зависимость р(Т, х) и задержка воспламенения
Твоспл, и контроля таких процессов, как распространение пла-
пламени и эрозионное горение, использовались записи давления,
метод гашения водой и высокоскоростная киносъемка.
4.2.5. РЕЗУЛЬТАТЫ
На рис. 42 показан переходный процесс изменения давления
при запуске РДТТ по записям в пяти разных сечениях канала.
В период задержки воспламенения давление в канале состав-
Воспламенение и погасание твердых топлив
93
ляет 0,12 МПа. Через 36 мс после включения воспламенителя
возникает пламя, что зарегистрировано высокоскоростной ки-
киносъемкой. Вследствие низких скоростей газа во входной части
канала записи датчиков 1 я 2 сливаются. Давление в месте
расположения датчика 3 начинает возрастать позже, но кривая
круче. В сечении 1 максимальное давление достигается через
72 мс, а в сечении 5 — через 73,5 мс после включения воспла-
воспламенителя. На рис. 43 сравниваются экспериментальные и рас-
расчетные диаграммы давление — время в сечениях 1 и 5. На ста-
стадии задержки воспламенения имеется прекрасное согласие ре-
результатов. На стадии распространения фронта пламени вдоль
заряда отмечается хорошее соответствие результатов при учете
эффекта эрозионного горения. На рис. 44 сравниваются экспе-
экспериментальные и расчетные распределения давления вдоль ка-
канала заряда в четыре разных момента времени при выходе дви-
двигателя на режим и также наблюдается хорошее соответствие
результатов. На рис. 45 представлены расчетные кривые рас-
распределения осевой скорости газа и температуры вдоль канала
заряда в те же моменты времени. На рис. 46 показаны изме-
измеренное и рассчитанное положения фронта пламени в зависимо-
зависимости от времени, позволяющие судить также о скорости распро-
распространения пламени. По результатам этих экспериментов можно
сделать вывод о том, что с увеличением расхода продуктов сго-
сгорания воспламенителя тпВоспл и отношения площадей Ак/Акр
скорость распространения пламени вдоль заряда повышается.
При Лк/ЛКр = 2 и тВоспл = 20 г/с скорость фронта пламени со-
составляла от 10 до 200 м/с. Такое влияние отношения площадей
5\
10 40
60
70
80
50
Время, мс
Рис. 42. Изменение давления по времени в пяти сечениях канала РДТТ при
запуске, иллюстрирующее существование отрицательного градиента давления'
вдоль оси заряда [133].
к/^крв1»2; швоспл=г15,0 г/с. Цифры соответствуют номерам сечений на рис. 40.
94
Глава 4
АО
50 60
Время, мс
A
3
2
1
0
-
-
40
б
1
i
50
/
V
1
i i
60 70 Я0
Время, ис
Рис. 43. Сопоставление экспериментальных и расчетных диаграмм давле-
давление—время для выходного (а) и входного (б) участков РДТТ [133].
^к'^кр^'Я; ГВОСпЛ=2410 К; тВОСпл = 15'0 г/с. экспериментальные данные; ¦
расчет; — • — расчет без эрозионного горения.
понятно: для заданной комбинации параметров двигателя и
ТРТ величина Ак/Акр возрастает при уменьшении Лкр и, следо-
следовательно, при увеличении рк. В этом случае химические реак-
реакции будут протекать быстрее и возрастет интенсивность тепло-
теплообмена. Наконец, рис. 47 иллюстрирует влияние расхода про-
продуктов сгорания воспламенителя на период задержки воспла-
воспламенения, который падает от 60 до 20 мс при увеличении вдвое
величины тВоспл. Наклон прямой очень близок к значению, рас-
рассчитанному по соотношениям для турбулентного теплообмена.
В дальнейшем такой подход к моделированию эрозионного го-
горения в РДТТ был развит в работах [84, 144, 145J. Подобный
метод использовался также в статье [107], где исследовалась
взаимосвязь между эрозионным горением и неустойчивостью
процесса. Несколько другой подход предложен в работах [90,
91J, причем в первой из них приведен и обзор различных теоре-
теоретических моделей.
4.3. ГАШЕНИЕ ТВЕРДЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
Составной частью двигательных установок твердотопливных
ракет являются устройства отсечки или реверса тяги. В отли-
отличие от ЖРД, где принцип отсечки тяги прост и требует лишь
Воспламенение и погасание твердых топлив
95
5 -
AS 56,5
Рис. 44. Сопоставление экспериментальных и расчетных распределений дав-
давления вдоль оси заряда для четырех характерных интервалов времени [133].
^к'^кр^1'2; ^воспл^2410 к- эксперимент; расчет.
800
48 56,5
2800
2400
000 -
1600-
1200
48 56,5
Рис. 45. Расчетное распределение скоростей газа вдоль оси заряда (а) и
температуры (б) для четырех характерных интервалов времени [133].
^к^кр=1'2' ^воспл^241^ К. / — период индукции, 25 мс; 2 — распространение пламени,
57 мс; 3 — заполнение камеры сгорания, 61 мс; 4 — пик давления вблизи переднего тор-
торца заряда, 72 мс.
96
Глава 4
50
40-
(П
30
20
- 'f
/
f
I
1 1
1 1
1
2
f
12 24 36
Положение фронта пламени, см
Рис. 46. Измеренные и расчетные положения фронта пламени [133].
Лк/Лко=1,5; Тш
2340 К;
г/с.
эксперимент; расчет. / —
TKp~l,^t -«Воспл~
«ачальная скорость распространения пламени 8,3 м/с; 2 — конечная скорость распростра-
распространения пламени, 126 м/с.
20
25 28
.г/с
Рис. 47. Измеренные значения задержки воспламенения заряда [133].
Лк/Лкр = 1,2, наклон аппроксимирующей прямой 1,5 с2/кг.
Воспламенение и погасание твердых топлив
97
наличия отсечных клапанов, в РДТТ необходимо предусматри-
предусматривать специальные устройства, если требуется обеспечить ма-
малый разброс импульса тяги. Системы отсечки тяги в основном
выполняют следующие задачи:
а) достижение требуемой дальности полета ракеты, мень-
меньшей, чем максимальная;
б) обнуление тяги в двигателях с повторным запуском;
в) обеспечение безопасности в случае аварий пилотируемых
космических кораблей;
г) предотвращение соударения последней ступени ракеты с
полезной нагрузкой (здесь, как правило, требуется ре-
реверс тяги);
д) обеспечение точных начальных условий для пассивного
участка полета.
Существуют различные способы гашения ТРТ, а именно:
внезапное увеличение площади критического сечения сопла;
внезапное и быстрое открытие дополнительных сопел в двига-
двигателе (расположенных, как правило, в переднем днище корпу-
корпуса) для генерации дополнительной составляющей реактивной
силы, направленной против силы тяги основного сопла; исполь-
использование сублимирующихся твердых или жидких веществ для га-
гашения заряда; наконец, разрушение двигателя. В боевых раке-
ракетах («Поларис», «Посейдон», «Титан IIIC», «Минитмен», фран-
французские баллистические ракеты) обычно используется второй из
названных вариантов.
Существуют три механизма гашения пламени: гашение с
помощью жидкого охладителя, быстрый сброс давления (такой
метод часто называют «dp/d^-гашением») и снижение давления
до величины, меньшей порога горения ТРТ (так называемое «р-
гашение»). На рис. 48 показан профиль температуры в твердой и
газовой фазах при горении ТРТ. При высоком и низком давле-
Температура
Рис. 48. Профили температуры в твердом топливе и в газе.
высокое давление; низкое давление.
7 П. Тимнэт
98 Глава 4
ниях в камере наклон кривых на рис. 48 различен (более поло-
пологий для низкого давления). Если давление понижать медленно,
то процессы в газовой и твердой фазах будут успевать подст-
подстраиваться под новое значение давления, а мгновенная скорость
горения — достигать значения, соответствующего стационарно-
стационарному горению при заданном мгновенном значении давления в ка-
камере. Погасание заряда произойдет лишь тогда, когда давление
станет ниже порогового значения, необходимого для поддержа-
поддержания непрерывного горения. Именно таким способом определяют
значение рПор в бомбе Кроуфорда. Для получения надежных ре-
результатов необходимо, чтобы скорость снижения давления dp/dt
не превышала 0,01 МПа/с. Если скорость сброса давления dp/dt
велика, то не все параметры изменяются достаточно быстро, и
будет возникать запаздывание между распространением тепло-
тепловой волны в газе (которое будет соответствовать низкому дав-
давлению) и распространением тепловой волны в твердом теле
(которое будет соответствовать высокому давлению). Это при-
приводит к разрыву в производной температуры T's на поверхно-
поверхности горения. В таком случае газофазные реакции будут проте-
протекать медленнее и не смогут вовлекать в химическое превраще-
превращение газы, образующиеся при пиролизе твердого топлива, вслед-
вследствие чего пламя может погаснуть. При этом тепловой поток в
твердую фазу q+s быстро уменьшается, температура поверхно-
поверхности Ts падает и происходит погасание.
Из общих соображений легко представить возможность по-
повторного воспламенения заряда после гашения, так как в на-
нагретом твердом теле вблизи поверхности еще существует неко-
некоторый запас энергии, которая может привести к повторному
воспламенению газов. Проведенные исследования показали, ка-
какой градиент давления dp/dt требуется для гашения заряда
ТРТ, тогда как вопрос о повторном самопроизвольном воспла-
воспламенении заряда после гашения еще недостаточно изучен.
В экспериментальных исследованиях [20, 81] использова-
использовались два типа модельных РДТТ: а) двигатель, снабженный
смотровым окном (рис. 49) и двумя соплами разного размера,
причем через малое сопло продукты сгорания истекали на ре-
режиме установившегося горения, а большое сопло служило для
резкого сброса давления в камере сгорания с целью гашения
топлива (внезапное открытие этого сопла достигалось с по-
помощью специального пиротехнического устройства или быстрым
разрушением разрывной мембраны); б) двигатель, снабженный
двумя последовательно расположенными соплами, причем по-
последнее сопло, укрепляемое на шарнире и удерживаемое бол-
болтом с надрезом, было сбрасываемым (рис. 50). Для измерения
характеристик переходного процесса в РДТТ и фиксации гаше-
гашения использовались малоинерционные датчики давления и вы-
Воспламенение и погасание твердых топлив
99
1
i
с
с
т-п )
IN
II
зза
м
1 1
-ГСП,
||
\
)—
II
#150 мм
R в
Рис. 49. Схема конструкции модельного РДТТ со смотровым окном [81].
/ — смотровое окно из пирекса; 2 — передний фланец-фиксатор; 3 — сопло для сброса дав-
давления; 4— разрывная мембрана; 5 —сопло, работающее на режиме установившегося го-
горения; 6 — заряд ТРТ; 7 — фиксатор заряда; 8 — фланец заднего днища.
сокоскоростная киносъемка. Исследуемые значения dp/dt нахо-
находились в диапазоне 10-МО4 МПа/с. Из рис. 51 следует, что
критическое значение скорости уменьшения давления сильно за-
зависит от уровня давления в камере.
сн
Рис. 50. Схема конструкции модельного РДТТ со сбрасываемым соплом [81].
1 — заряд ТРТ; 2 — кольцевое уплотнение; 3 — тензодатчик; 4 — воспламенитель; 5 —
электрическая свеча; 5 —датчик давления фирмы «Кистлер»; 7 — ближнее сопло; 8 —
оолт с надрезом; 9 — дальнее сопло, работающее на режиме установившегося горения;
кольцевая проточка для подачи газа под давлением; // — шарнир; 12 — азот для
создания нагрузки на систему крепления дальнего сопла.
100
Глава 4
¦§•
1600
1400
1200
1000
800
600
400
200
о о
J I I i f i i
1 2 3 4 5 6 7 8 9
Рис. 51. Скорость сброса давления, необходимая для гашения заряда ТРТ,
содержащего 80% ПХА и 20% ПБАК [39].
экспериментальная граница погасания; теоретическая граница. О пога-
погасание (эксперимент); Ф нет погасания (эксперимент).
Величина (dp/dt)KPy необходимая для гашения заряда, зави-
зависит также от рецептуры ТРТ, в основном от типа связующего,
содержания ПХА, размера частиц и наличия алюминия и ката-
катализаторов. Экспериментально обнаружено, что добавление алю-
алюминия в рецептуру ТРТ облегчает гашение, но при этом повы-
повышается вероятность повторного самовоспламенения заряда.
Установлено, что на гашение важное влияние оказывают и та-
такие факторы, как геометрия камеры сгорания и давление в
окружающей среде.
Как уже отмечалось, наиболее надежным методом гашения
заряда является снижение давления ниже рпор. Однако труд-
трудность практического использования этого метода заключается в
том, что нередко величина рПор довольно мала @,1 МПа и
меньше). Существует возможность несколько повысить значе-
значение рпор (до 1 МПа), изменяя рецептуру топлива, но при этом
не всегда удается получить высокие значения удельного им-
импульса /уД (например, при /уд = 260 с величина рПОр составляет
0,15 МПа).
В работе [39] приведен обзор исследований, посвященных
проблеме гашения ТРТ, охватывающий как теоретические, так
и экспериментальные результаты. В обзоре рассматривается
одномерный стержень из ТРТ, горящий с мгновенной скоростью
r(t) в замкнутом сосуде при давлении p(t), причем на поверх-
поверхность его падает поток лучистой энергии интенсивностью
A—rk)I0(t) (рис. 52). Предполагается, что давление в сосуде
Воспламенение и погасание твердых топлив
101
Толщина зоны
дефлаграции
©
Ю
Лучистый
тепловой
поток
Замкнутый овъем
(сосуд)
P-P(t)
Рис. 52. Физическая модель погасания ТРТ и энергетический баланс на по-
поверхности горения [39].
регулируется специальными устройствами, поток лучистой энер-
энергии создается внешним источником непрерывного излучения
(например, лазером), а температура окружающей среды счи-
считается постоянной во времени, но может изменяться как пара-
параметр задачи. Давление, поток лучистой энергии и температура
являются управляющими параметрами процесса горения. Если
они зафиксированы, то устанавливается режим стационарного
горения ТРТ. Под погасанием понимается прекращение всех
химических реакций в заряде ТРТ, что может достигаться либо
в статических, либо в динамических условиях. Последний вари-
вариант более интересен, поскольку он предполагает изменение
управляющих параметров от некоторых начальных до конечных
значений. Погасание произойдет, если изменение будет слиш-
слишком быстрым по сравнению с характерным временем релакса-
релаксации тепловой волны в твердом топливе. Динамическое гашение
связано с быстрыми изменениями давления («dp/dt-татение»)
и/или с теплообменом (обычно с уменьшением подвода лучис-
лучистой энергии). Предложена теория [37, 38J, показывающая, что
граница динамического гашения является свойством твердого
топлива, зависящим от режимных параметров РДТТ и не зави-
зависящим от начальных условий, характеристик эксперименталь-
экспериментального оборудования и типа воздействия на заряд.
5
ПРОГНОЗИРОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК
ГОРЕНИЯ ТВЕРДЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
5.1. ВВЕДЕНИЕ
В гл. 1 характеристики ракетных двигателей на химическом
топливе рассматривались в общем виде с учетом влияния про-
процессов химического превращения, включая неравновесные хи-
химические реакции. В этой главе рассмотрены главным образом
методы прогнозирования реальных характеристик горения ТРТ
с учетом различных потерь и основных эффектов, вызывающих
отклонение от идеальных характеристик ТРТ, таких, как эрози-
эрозионное горение, вращение РДТТ и деформация заряда. Описы-
Описываемые методы разработаны Межведомственной комиссией по
ракетным двигателям на химическом топливе (США) во вто-
второй половине 1960-х гг. и описаны в работе [122J. С тех пор
эти методы не претерпели каких-либо существенных изменений,
хотя база данных значительно расширилась [26] и разрабо-
разработаны более сложные вычислительные программы, такие, как
SPP (программа расчета характеристик ТРТ [34, 52, 105]).
В данной главе излагаются методы расчетно-теоретического
исследования следующих проблем: горения и течения продук-
продуктов сгорания в РДТТ, баллистических свойств ТРТ и влияния
условий в камере сгорания и в окружающей среде на характе-
характеристики топлива и сопла. Влияние температуры, давления, мас-
соподвода, эрозионного горения и перегрузок на характеристи-
характеристики РДТТ изучается для режима установившегося горения и пе-
переходных режимов. Проведены расчеты удельного импульса,
характеристик сопла и скорости горения, а полученные резуль-
результаты сопоставлены с экспериментальными данными с учетом
масштабных факторов. В последнем разделе рассмотрены во-
вопросы неустойчивости горения, в основном по материалам не-
недавнего обзора [136].
5.2. МОДЕЛЬ ТЕЧЕНИЯ В КАМЕРЕ РДТТ
Рабочий процесс твердотопливного ракетного двигателя можно
разделить на три стадии: воспламенение заряда, квазистацио-
квазистационарный режим и догорание. Для квазистационарного режима
используется модель одномерного адиабатического течения,
Характеристики горения твердых ракетных топлив
дт при l/ = О
103
Ь(рл+р,х*г*А
1 2
Рис. 53. Элементарный объем (конечный элемент) [ 122].
в которой предполагают, что продукты сгорания подчиняются
уравнению состояния идеального газа, а также пренебрегают
трением и плотностью газа по сравнению с плотностью ТРТ.
При торцевом горении заряда, когда можно предположить, что
давление в камере РДТТ постоянно, и при горении в радиаль-
радиальном направлении канального заряда с низким коэффициентом
объемного заполнения корпуса топливом, когда можно прене-
пренебречь скоростью течения продуктов сгорания, имеем
*]1/A-«). E.1)
При эрозионном горении следует учитывать падение давления
вдоль канала заряда ТРТ. В этом случае для расчета поля те-
течения продуктов сгорания в камере используют модель стацио-
стационарного одномерного течения в конечных элементах (рис. 53).
Согласно закону сохранения количества движения, —Adp =
= d(rhu), что после интегрирования дает
2
р\ — Р2= I d(rhu)/A.
1
Это соотношение можно приближенно записать следующим об-
образом:
Рч = р\— (m2u2 — miUi)(l/A)a E.2)
Заряд ТРТ разбивают на ряд таких конечных элементов. От
элемента к элементу могут изменяться проходная площадь ка-
канала заряда, площадь поверхности горения и скорость горения.
Обычно поступают так: с помощью соотношения E.1) аппрок-
аппроксимируют давление в сечении переднего торца заряда и тем
самым устанавливают условия газовыделения в этом сечении.
Для расчета скорости газовыделения и течения продуктов сго-
сгорания во втором конечном элементе используют значения мае-
104 Глава 5
сового расхода, проходной площади сечения канала и прибли-
приближенного значения давления в конце первого элемента и так
далее вплоть до расчета давления на входе в сопло. Затем дав-
давление торможения на входе в сопло, рассчитанное по уравнению
сохранения энергии в предположении изоэнтропического тече-
течения
Рк=р[1+(т— 1)kW?7-]W-i>, E.3)
сравнивают с величиной, рассчитанной по уравнению неразрыв-
неразрывности
Рк={тс*/Акр)= рт Jl (Д1/т)|/Д/
ЛкР). E.4)
Такой расчет методом конечных элементов и суммирование
в E.4) повторяются до тех пор, пока значения давления, зада-
задаваемые соотношениями E.3) и E.4), не совпадут (с погрешно-
погрешностью, как правило, не более ±0,5%). Силу тяги двигателя рас-
рассчитывают, комбинируя полученное значение с величиной мас-
массового расхода и соответствующими параметрами ТРТ и сопла:
F'= С FpKA^ = rhgIyA, расч. E.5)
Описанная процедура вычислений повторяется для каждого ин-
интервала времени горения, для которого требуется определить
величины F, р и т.
5.2.1. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМОВ
Скорость образования продуктов сгорания в РДТТ должна рав-
равняться сумме массового расхода газа через сопло и массовой
скорости накопления газа в камере сгорания:
рт/4горГ = тс + ^(рг1/к)/Л. E.6а)
Полагая, что изменения величин VK, TK и с* пренебрежимо ма-
малы, и используя уравнение состояния идеального газа рг=
= pl'RTKf а также соотношение m = CDAKppK из E.6а), получим
(VJRTK)/(dpJdt) E.66)
или
dpK/dt= (ртЛГоРг — СдЛкрРк) (RTJVk). E.7а)
При анализе течения методом конечных элементов следует учи-
учитывать массу вещества внутри каждого конечного элемента.
Тогда
горГ/ — -? (prVK)i J. E.8)
Характеристики горения твердых ракетных топлив 105
Для переходного режима при запуске РДТТ необходимо рас-
рассматривать расход продуктов сгорания воспламенителя тВоспл
и скорость распространения фронта пламени вдоль канала за-
заряда ТРТ, т. е. следует учитывать, что ATOV=Arov(t). В таком
случае вместо E.7а) имеем
pK] {RTk/Vk). E.76)
При этом предполагается, что величины Тк и рк распределены
равномерно по камере сгорания, продукты сгорания в канале
заряда подчиняются уравнениям состояния идеального газа,
продукты сгорания воспламенителя и ТРТ имеют одинаковые
температуру и удельную теплоемкость, величина ATOp(t) являет-
является функцией скорости распространения фронта пламени, а в
критическом сечении сопла возникает звуковое течение (Мк? =
= 1).
Рассчитанное значение расхода тВОспл, как правило, прове-
проверяется опытными сжиганиями воспламенителей. Величину
фАор@ определяют из анализа методом конечных элементов.
На величину Лгор(/) оказывают влияние следующие факторы:
зависимость скорости горения от давления в камере РДТТ, мас-
массовый расход, температура заряда, ускорение ракеты, а также
скорость распространения фронта пламени вдоль канала заря-
заряда после воспламенения. На стадии догорания заряда величина
Л гор значительно уменьшается, и соотношение E.7а) можно ис-
использовать для оценки влияния изменения давления на скорость
горения. После выгорания топлива первый член в уравнении
E.7а) исчезает, и
рк = Ркоехр(— RTKAKPCDt/VK), E.7в)
где рко — давление в момент прекращения горения заряда ТРТ.
5.3. РАСПРОСТРАНЕНИЕ ФРОНТА ГОРЕНИЯ В ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Для скорости горения ТРТ принято использовать эмпирическое
выражение типа
г = арл = г'A+/). E.9)
Здесь г' = аркп — линейная скорость горения, а аддитивный член
/ учитывает эффекты эрозионного горения, вращения ракеты
или других явлений.
5.3.1. ЛИНЕЙНАЯ СКОРОСТЬ ГОРЕНИЯ
Линейная скорость горения ТРТ г в заданных диапазонах рабо-
рабочего давления и температуры обычно определяется в экспери-
экспериментах на модельных РДТТ, применяемых для оценки балли-
106
Глава 5
О ABC D t EF G H
Рис. 54. Определение времени горения заряда ТРТ [122].
стических характеристик топлива. Диаметр таких двигателей
составляет, как правило, 5—15 см, а горение заряда ТРТ обес-
обеспечивает почти нейтральную кривую рабочего давления с бы-
быстрым сбросом давления во время догорания и свободного
истечения газов из двигателя. Толщина свода горения заряда
выбирается малой для минимизации эффектов термической
усадки топлива, а отношение площади проходного сечения ка-
канала к площади критического сечения сопла Ак/Акр — большой
(обычно больше 6) для сведения к минимуму эффекта эрозион-
эрозионного горения. Скорость горения определяется как частное от
деления толщины свода горения w на время горения заряда
/гор. Чтобы определить время горения /гор, необходимо уметь
идентифицировать момент воспламенения поверхности ТРТ и
момент догорания свода заряда на кривой давления в камере
(рис. 54). Момент воспламенения на участке повышения давле-
давления в камере определяют по-разному, например, как: 1) абс-
абсциссу точки пересечения кривой с биссектрисой угла между
«внутренними» касательными (точка Л); 2) абсциссу точки с
некоторым фиксированным давлением или фиксированным про-
процентным отношением к среднему или максимальному давлению
в камере (точка В); 3) абсциссу точки перегиба на участке на-
нарастания давления (точка С); 4) абсциссу точки пересечения
кривой с биссектрисой угла между «внешними» касательными
(точка D). Момент догорания свода, соответствующий уча-
участку спада давления, идентифицируют как 1) абсциссу точки
пересечения кривой с биссектрисой угла между «внешними»
касательными (точка ?"), 2) абсциссу точки с максимальной
скоростью изменения кривизны кривой давления (точка F)
или 3) абсциссу точки с фиксированным процентным отноше-
отношением к среднему или максимальному давлению в камере или
точки с некоторым фиксированным давлением (точка G). Пол-
Полное время горения ОН называется временем работы двигателя.
Один из способов расчета trop, применяемый для сведения к
минимуму возможных изменений этой величины при переходе
Характеристики горения твердых ракетных топлив
107
Log r
Рис. 55. Зависимости скорости горения от давления.
топливо со степенным законом горения типа г = аркп; топливо с пологой
кривой горения; мезатопливо.
от одного двигателя к другому,
соотношения
н е
заключается в использовании
= (tE—tD)
j pKdt.
Значения скоростей горения, получаемые на модельных РДТТ,
часто приходится увеличивать на 1—3%, чтобы обеспечить со-
соответствие со скоростями горения в полномасштабных двигате-
двигателях. Для двигателей с диаметром камеры сгорания, на порядок
большим, чем у модельного РДТТ, приходится корректировать
скорость горения в сторону увеличения на 5—7%. Наибольшие
корректировки требуются для двигателей с корпусом из стекло-
стекловолокна, в которых вследствие совместного расширения ТРТ и
корпуса при повышении давления изменяется толщина свода
горения заряда. На рис. 55 показаны различные формы зави-
зависимости скорости горения ТРТ от давления в камере. Прямая
линия соответствует обычному степенному закону г = аркп.
Если в законе скорости горения ТРТ обнаруживается об-
область с заметно пониженным или нулевым показателем степе-
степени, такое топливо называют топливом с пологой кривой горе-
горения (таковыми являются, например, двухосновные ТРТ с ма-
малыми добавками соединений свинца). Топлива, характеризую-
характеризующиеся малыми отрицательными значениями п в узком интерва-
интервале давлений, т. е. наличием «провала» на кривой г(рк), назы-
называют мезатопливами. Кривую горения часто аппроксимируют
кусочно-линейной функцией, состоящей из прямолинейных уча-
участков с разными значениями а и п в нескольких интервалах
давления. На практике для определения параметров аи п в ка-
каком-либо одном интервале давления используют результаты се-
семи опытных испытаний ТРТ (трех при номинальном давлении,
двух при повышенном и двух при пониженном давлении) при
108 Глава 5
нормальной температуре и пяти опытов при некоторых ожидае-
ожидаемых экстремальных значениях температуры. На основе таких
экспериментов определяют коэффициенты температурной чув-
чувствительности ТРТ, среди которых наиболее важны коэффи-
коэффициенты
пР= — (dp/dTa)K и Яг= — (dr/dTa)P.
р г
Между ними существует следующая связь: яг=A—п)пр.
Для двигателей, в которых перепад давления в камере не
очень велик, влияние температуры окружающей среды на ра-
рабочее давление рассчитывают по соотношению
рк = роехр[лр{Та — Го)].
Однако при внутрибаллистических расчетах РДТТ с высокими
скоростями газа в канале заряда лучше использовать зависи-
зависимость параметра а в законе горения от температуры окружаю-
окружающей среды а = аоехр [пг(Та—То)]. Типичные значения коэффи-
коэффициента пг для смесевых твердых топлив составляют 0,09—0,22%
К, а коэффициента пр — 0,18—0,36% К; для двухосновных
топлив значения этих коэффициентов несколько выше: яг~
«0,18—0,36% К и яР«0,36—0,72% К.
При малых отношениях Ак/Акр возникает эрозионное го-
горение, которое обсуждалось в разд. 4.2. В практике разработки
РДТТ для скорости горения при таких условиях широко ис-
используются формула Ленуара — Робийяра и некоторые другие
формулы. Для того чтобы найти константы а и р в формуле
Ленуара —Робийяра r = r'[l+aG°>8 exp (—$rpT/G)/rL°>2\, ис-
используются двигатели с большим отношением L/D и малыми
значениями Ак/Акр, в которых применяются пластинчатые об-
образцы ТРТ (плоской или цилиндрической формы), обтекаемые
потоком продуктов сгорания основного заряда, находящегося в
более крупном газогенераторе. В газогенераторе и присоединен-
присоединенном к нему двигателе используется ТРТ одной марки, а давле-
давление в камерах обоих устройств измеряется датчиками, установ-
установленными у переднего и заднего торцов зарядов. Давление, рас-
расход й число Маха течения варьируются посредством изменения
Лкр, поверхности горения в газогенераторе и площади проход-
проходного сечения в области за пластинчатым зарядом.
5.3.2. УВЕЛИЧЕНИЕ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ПРИ ВРАЩЕНИИ РДТТ
Экспериментально установлено, что скорость горения во вра-
вращающемся РДТТ!) зависит от уровня перегрузки, ориентации
J> Закрутка ракет вокруг продольной оси является одним из способов
стабилизации полета. — Прим. перев.
Характеристики горения твердых ракетных топлив
109
поверхности горения по отношению к вектору силы инерции,
содержания частиц металлов и их размеров (рис. 56). Эффект
особенно велик для металлсодержащих смесевых твердых топ-
топлив, когда вектор силы инерции направлен по нормали к по-
поверхности горения, что вызывает увеличение задержки воспла-
воспламенения и давления в камере, уменьшение времени горения,
затягивание периода догорания заряда и увеличение остаточ-
остаточной массы топлива на стенках камеры в виде слоев алюминия
и его оксида. Требования к теплоизоляции корпуса таких РДТТ
возрастают.
100 200
Нормальная перегрузка,
300
Рис. 56. Типичное влияние на скорость горения ориентации вектора силы
инерции по отношению к поверхности горения (а), нормальной перегрузки,
состава топлива и размера частиц (б) [122].
с) топливо ка основе ПБАК с 16% А1, нормальное ускорение 200 g; б) рк=3,5 МПа,
ориентация 90*. / - Е-107/18% А1 B9 мкм); 2 — BUU/3% A1 A5 мкм)/3.3% РЬО2
(<44 мкм); 3 — ПБАК/16% А1 B6 мкм); 4 —ANB 3066/16% А1 B7 мкм).
110
Глава 5
5.3.3. УВЕЛИЧЕНИЕ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ
ПРИ ДЕФОРМАЦИИ ТРТ
При опытных испытаниях образцов некоторых ТРТ обнаружен
эффект увеличения скорости горения вследствие сжимаемости
топлива под действием нагрузки.
5.4. УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС РДТТ
Величина удельного импульса РДТТ зависит от характеристик
сопла, внешних условий, располагаемой теплоты сгорания ТРТ,
потерь энергии от продуктов сгорания к агрегатам и корпусу
двигателя, степени скоростной и термической неравновесности
газа и твердых частиц, полноты сгорания топлива и вклада вы-
выделяющихся в процессе работы двигателя инертных компонен-
компонентов.
Максимальный теоретический удельный импульс /уд,теор
рассчитывают из условия минимума свободной энергии в пред-
предположении, что течение в камере сгорания одномерное, дина-
динамически равновесное и полностью гомогенное, а какие-либо по-
потери отсутствуют (см., например, [59J). На рис. 57 показано
100
96
92
88
84
80-
0,2
1
10
20
Рис. 57. Влияние давления в камере сгорания па экономичность типичного
РДТТ (?>Кр=24 мм, р=60°, а= 19,6е, #*=?>кр/2, е=4б,8) [122].
I — потери на расходимость течения (постоянные); II — потери вследствие двухфазности
течения; III —потери на рекомбинацию; IV — потери в пограничном слое для сопла с
горячей стенкой {ТСТ=>ТК)\ V — потери в пограничном слое для сопла с холодной стенкой
(Гст=0,1 7*к); D предыдущие экспериментальные данные; О экспериментальные данные
с доверительным уровнем.
Характеристики горения твердых ракетных топлив 111
влияние различных факторов на отклонение величины /уд.действ
от /уд.теор в зависимости от давления в камере рк. Рассчитан-
Рассчитанные параметры рабочего процесса проверяются данными испы-
испытаний на модельном двигателе, используемом для определения
баллистических характеристик ТРТ.
5.4.1. РАСЧЕТ
Подход, используемый в вычислительной программе SPP, за-
заключается в расчете параметров рабочего процесса РДТТ на
основе отклонений от идеальных характеристик с применением
для этих целей ряда независимых моделей. В программе пре-
предусматривается расчет следующих потерь: потерь в двумерном
(расходящемся) двухфазном потоке, потерь, связанных с не-
неполнотой сгорания, с использованием утопленного сопла, хими-
химико-кинетических потерь и потерь в пограничном слое. С учетом
последних модификаций она включает а) подпрограмму пол-
полностью замкнутого расчета двумерных двухфазных до- и транс-
трансзвуковых течений, б) новую модель расчета размеров частиц
А12Оз, в) более реалистичную модель полноты сгорания, осно-
основанную на расчетах траекторий агломератов алюминиевых ча-
частиц, г) модель эрозии горловины сопла, основанную на точных
методах расчета нестационарного нагрева материала с исполь-
использованием кинетики его обугливания и кинетики эрозии графи-
графитовых вставок. Кроме того, модифицировано описание сопро-
сопротивления и теплообмена газа с частицами и учтены потери, вы-
вызванные соударениями частиц со стенками сопла.
В экспериментах, проведенных на 11 современных РДТТ с
топливами на основе полибутадиена, получены значения
А-д.действ, которые согласуются с рассчитанными величинами с
точностью не хуже 0,5% (рис. 58).
5.4.2. ДЕМОНСТРАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Модельные двигатели, применяемые для определения баллисти-
баллистических свойств ТРТ, имеют, как правило, простую конструкцию.
Они снаряжаются цилиндрическим канальным зарядом с горе-
горением в радиальном направлении и характеризуются нейтраль-
нейтральной кривой (р, t) (в пределах 10%), крутым участком спада
давления в конце горения и временем горения, превышающим
87% времени работы двигателя. Интеграл от давления по вре-
времени на участке догорания заряда составляет 5% аналогично-
аналогичного интеграла за все время работы двигателя. Чтобы свести к
минимуму эффект эрозионного горения, отношение Ак/Акр долж-
должно быть больше 6, a L/D — больше 2. Для снижения тепловых
потерь и предотвращения эрозии сопла время горения заряда
выбирают малым B—10 с). Материал вставки горловины соп-
112
Г,ива 5
„Мейверик'Ч
Пет. С A (ADP)
IPSM DV-\
Ист./6/5
±0,5%
92 93 94 95 96 97
Расчет, %
98
Рис. 58. Сопоставление экспериментальных и расчетных данных по эконо-
экономичности РДТТ [52].
Расчеты выполнены с использованием модифицированной программы SPP. О — прибли-
приближенная модель трансзвукового течения; А — полностью замкнутая модель трансзвуково-
трансзвукового течения.
ла и ее размер следует выбирать такими, чтобы свести к мини-
минимуму «разгар» сопла и обеспечить давление в камере с отклоне-
отклонениями не более 10% по отношению к рабочему давлению в пол-
полномасштабном РДТТ. В модельном двигателе используется ко-
коническое сопло с полууглом раствора 15±0,5° и степенью рас-
расширения, несколько меньшей оптимального значения, для обес-
обеспечения безотрывного истечения продуктов сгорания. Израсхо-
Израсходованную в процессе сгорания массу определяют, взвешивая дви-
двигатель до и после опыта. Наиболее подходящая масса модель-
модельного двигателя составляет около 25 кг. Для моделирования ма-
малоразмерных натурных РДТТ диаметром меньше 75 см мож-
можно использовать модельные двигатели меньшей массы (от 2,5
до 5 кг). Для моделирования крупногабаритных натурных дви-
двигателей используются их точные копии в уменьшенном масшта-
масштабе. Чтобы оценить вклад инертных элементов (теплоизоляци-
(теплоизоляционных материалов, ингибиторов) в характеристики РДТТ,
используют разные подходы; согласно одному из них, приме-
применяемому на практике, считается, что удельный импульс инерт-
инертных материалов вдвое меньше удельного импульса топлива.
Характеристики горения твердых ракетных топлив 113
5.5. ХАРАКТЕРИСТИКИ СОПЛА
5.5.1. ИЗМЕНЕНИЕ ПЛОЩАДИ КРИТИЧЕСКОГО СЕЧЕНИЯ
Данные, используемые для расчета изменения площади крити»
ческого сечения сопла, как правило, получаются из детального
анализа процессов теплообмена и подкрепляются огневыми ис-
испытаниями на модельных двигателях, используемых для опре-
определения баллистических свойств ТРТ. Например, в двигателе с
временем горения 55 с эффекту разгара сопла были приписаны
потери импульса /уд,действ до 2,5%. Такие потери связаны с
уменьшением степени расширения потока и увеличением шеро-
шероховатости поверхности сопла. Чтобы проверить теоретические
результаты или получить исходные данные для детального ана-
анализа процессов теплообмена, проводятся испытания модельных
сопел. В таких опытах используются те же ТРТ и, следова-
следовательно, те же газовые компоненты, а давление в камере и рас-
расходы соответствуют значениям, ожидаемым в полноразмерных
РДТТ. Площадь критического сечения может и уменьшаться
при работе двигателя, если в качестве материала вставок ис-
используются вольфрам или молибден (эти материалы могут рас-
расширяться при продолжительном нагревании), либо на стенку
горловины сопла осаждается слой из оксидов металлов.
5.5.2. КОЭФФИЦИЕНТ ТЯГИ
Детальный расчет коэффициента тяги CF требует рассмотрения
высокотемпературных до-, транс- и сверхзвуковых химических
неравновесных течений с образованием второй фазы при рас-
расширении в сопле. Одновременно поток теряет энергию вследст-
вследствие трения, теплоотдачи и бокового расширения. Дифферен-
Дифференциальные уравнения, необходимые для описания такого тече-
течения, представляют собой уравнения эллиптического типа в до-
дозвуковой области, параболического — в трансзвуковой и гипер-
гиперболического— в сверхзвуковой областях течения. Поэтому ко-
коэффициент CF часто представляют в виде суммы двух слагае-
слагаемых; первое из них зависит от коэффициента расхода, задавае-
задаваемого соотношением
Cw = m3B/miM, E.10)
где ггьзв — расход через звуковую контрольную поверхность,
a rh\M — расход для случая одномерного течения через Лкр при
М=1. Расход в критическом сечении рассчитывается путем чис-
численного интегрирования уравнений течения через звуковую
контрольную поверхность. Затем значения параметров на звуко-
звуковой контрольной поверхности используются в качестве исходных
данных для расчета сверхзвукового потока в закритической час-
8 И. Тимнат
114
Глава 5
ти сопла методом характеристик. Полный коэффициент CF рас-
рассчитывают, суммируя тягу на звуковой контрольной поверхно-
поверхности и силы давления вдоль стенки сверхзвуковой части сопла
или используя полный массовый расход и расчетное поле ско-
скоростей через контрольную поверхность на входе в сопло. Для
истечения в вакуум последний подход дает
CFoo= \ [р/рк + ри2sin a cos ф/рг sin (ф + а)] X
X(RIRhV)d(R/R1<9). E.11)
Здесь а — угол Маха, а ф — угол между местным направлением
вектора скорости и осью симметрии двигателя.
Для конических сопел эффект расходимости часто учитыва-
учитывают коэффициентом потерь %9 который задается соотношением
E.12)
Таким образом, можно принять, что
Ср} Kopp = 'kC/ft теор. E.13)
Здесь С^деор — коэффициент, рассчитанный в соответствии с
классическим одномерным выражением для коэффициента тяги,
но давление на выходе из сопла р'Вых и степень расширения 8
определены по площади полусферы А'ъых на выходной кромке
сопла и площади критического сечения Л'кр, соответствующей
расходу через сопло. На рис. 59 значения Я, рассчитанные по
соотношению E.12), сравниваются со значениями потерь на
л (?)
10° @,992)
15° @,983)
@,97)
@,953)
@,933)
1
10
20
Л0 60 100 200
Рис 59. Коэффициент расходимости К для конических сопел G= 1,2, /?* =
= 1,0) [1221.
A.= (l+cos a)/2 (числа в скобках); расчет методом характеристик (без
учета конденсированной фазы).
2,0
1,6
* 1'2
4 0,8
0,A
0
I»
0 10 20 30 40 50 60 70 80
Рис. 60. Типичные потери удельного импульса, связанные с использованием
утопленного сопла, для различных ТРТ [1221.
/ — DDP-75/21,5% Al; 2 — JPL-540/16% Al: 3 — ELP-75/5% Al; A — рассчитанные потери;
О - DDP-75 («Минитмен»); 1 — ELP-75 (экспериментальный РДТТ; А — JPL-540
(РДТТ ИСЗ «Синком I»).
Ю0г-
96
92
88
2,5
10 15 25 50 100 200
Рис. 61. Влияние диаметра критического сечения сопла на удельный импульс
в вакууме для типичного РДТТ (р=60°, а=19,6°, R*=DKJ2, 8=46,8,
рк=4,15МПа) [122].
¦—потери на расходимость течения; II — потери вследствие двухфазности течения- III —
потери на рекомбинацию; IV — потери в пограничном слое для сопла с горячей стенкой
wct--'k>'» V —потери в пограничном слое для сопла с холодной стенкой (Гст=0,1 Гк);
О — экспериментальные данные с доверительным уровнем 95%.
116 Глава 5
расходимость, рассчитанными методом характеристик, в кото-
котором учитывается влияние на коэффициент расхода неаксиально
направленного количества движения и кривизны горловины
сопла. Потери количества движения, возникающие выше по те-
течению от горловины сопла, существенно влияют на коэффи-
коэффициент Cw, тогда как вязкие эффекты незначительны. Потери,
связанные с затопленностью сопла, могут снижать /уд>действ на
величину порядка 1%. Из рис. 60 видно, что преобладающее
влияние на /уд,действ оказывают первые 10—15% затопленности
и, кроме того, важную роль играет содержание металла в ТРТ.
На рис. 61 показано, как влияют на потери диаметр критиче-
критического сечения сопла и, следовательно, размер двигателя. Видно,
что потери вследствие двухфазности течения выше в двигате-
двигателях меньших размеров.
5.5.3. ДВУХФАЗНОЕ ТЕЧЕНИЕ
Частицы окислов металлов приводят к потерям вследствие рас-
рассогласования фаз по скоростям и температурам. Эти вопросы
широко рассмотрены в литературе на моделях различного уров-
уровня сложности. В недавней работе [34] проведено исследование
влияния размера частиц оксида алюминия и полноты их сгора-
сгорания. Обычно предполагается, что частицы имеют сферическую
форму, известный размер и равномерно прогреты, а их суммар-
суммарный объем в потоке пренебрежимо мал. Взаимодействие между
частицами не учитывается; полная масса и энергия в системе
принимаются постоянными; считается, что тепловая энергия
передается только конвекцией. Внешними силами, за исключе-
исключением давления газа и сопротивления частиц, пренебрегают.
К другим, не рассматриваемым здесь эффектам относятся:
1) отрыв потока, который может возникать при давлении в вы-
выхлопной струе, меньшем внешнего давления (этот эффект по-
подробно обсуждается в большинстве учебников по ракетным дви-
двигателям); 2) потери на рекомбинацию (вопрос о влиянии ко-
конечной скорости химических реакций обсуждался в гл. 1);
3) потери в пограничном слое, которые рассчитываются по тео-
теории турбулентного пограничного слоя и включены в програм-
программу SPP; 4) тепловые потери.
5.6. НЕУСТОЙЧИВОСТЬ ГОРЕНИЯ В РДТТ
5.6.1. ФИЗИЧЕСКИЙ МЕХАНИЗМ ВОЗНИКНОВЕНИЯ
НЕУСТОЙЧИВОСТИ ГОРЕНИЯ
Одной из проблем, с которыми сталкиваются в практике при-
применения РДТТ, является самопроизвольное возникновение ко-
колебаний давления в камере, которые, как правило, имеют ха-
Характеристики горения твердых ракетных топлив
117
Рис. 62. Моды собственных колебаний камеры сгорания [136].
рактерную частоту и могут нарастать до больших амплитуд,
создавая опасность механического разрушения двигателя. Воз-
Возникновение колебаний связано с такими факторами, как изме-
изменение геометрии камеры в процессе выгорания топлива и из-
изменение давления и поля течения в ней. Вследствие этих фак-
факторов система выходит за границы устойчивости, где
возмущения в газе усиливаются в результате динамического
взаимодействия с процессом горения, а осредненное течение
обладает достаточной энергией для поддержания этого возму-
возмущения и даже, что часто бывает, для его усиления. Из-за мно-
многократных отражений от стенок полости камеры сгорания
возмущения являются периодическими и соответствуют модам
собственных колебаний в камере сгорания (рис. 62).
Развитие колебаний зависит от относительного вклада раз-
различных физико-химических процессов, способствующих усиле-
усилению либо демпфированию возмущений. Наиболее важный
вклад в усиление колебаний дают следующие явления:
а) динамическая реакция процесса горения на возмущения
в потоке;
б) взаимодействие колебаний с осредненным течением;
в) газодинамический шум, вызванный завихренностью пото-
потока. К явлениям, которые обычно способствуют демпфи-
демпфированию колебаний, относятся:
г) вязкое трение у стенок;
д) рассогласования конденсированной и газовой фаз по ско-
скорости и температуре;
е) излучение и конвекция акустической энергии через сопло;
ж) поглощение акустической энергии зарядом ТРТ и конст-
конструктивными элементами двигателя посредством волн
напряжений и пульсирующего теплообмена.
В линейной теории устойчивости предполагается, что вклад
различных процессов в усиление или ослабление колебаний
можно считать аддитивным:
р'= Ре** sin Ы = Р(ее1*ее**...е&*) sin at E.14)
118 Глава 5
при
... +87. E.15)
Здесь Р — амплитуда, а ег11 — соответствующая скорость из-
изменения амплитуды колебаний, которая реализовалась бы, если
бы процесс i протекал изолированно от других процессов. Чле-
Члены с положительными е* являются источниками усиления,
а члены с отрицательными е* — источниками потерь акустиче-
акустической энергии. При е>1 колебания нарастают и система не-
неустойчива. Для удобства можно принять, что индекс i относит-
относится к одному из семи процессов, перечисленных выше. Относи-
Относительный вклад различных факторов сильно зависит от моды
колебаний, размера двигателя, типа ТРТ и т. д. Тем не менее
наиболее важными факторами являются динамическая реакция
(основной показатель неустойчивого горения) и демпфирование
вследствие рассогласования фаз в потоке (часто — основной
источник акустических потерь).
Зависимость скорости горения от давления р и от скорости
газа и вблизи поверхности заряда представляют в виде
r = cpn{l+ku/a). E.16)
При низкочастотных колебаниях (например 2 Гц) скорость
горения изменялась бы в соответствии с этим стационарным
законом и колебания не возрастали бы. Увеличение частоты
колебаний при сохранении амплитуды приведет к тому, что
колебания скорости горения будут изменяться как по ампли-
амплитуде, так и по фазе, поскольку волна горения не будет успе-
успевать приспосабливаться к новым условиям.
Когда газ вблизи зоны горения колеблется, происходят коле-
колебания скорости горения, которые вызывают пульсации скоро-
скорости газификации ТРТ т' относительно средней величины мас-
массового потока т. Обычно эту величину представляют в безраз-
безразмерном виде т'/т, т. е. в виде отношения возмущения потока
массы от поверхности горения к средней массовой скорости
горения. Чтобы определить отклик процесса горения, необходи-
необходимо знать его зависимость от частоты, амплитуды и типа коле-
колебаний в потоке, среднего давления в камере и состава топлива.
Такую информацию можно получить, сделав следующие допу-
допущения:
1) амплитуда отклика процесса горения на поверхности
пропорциональна амплитуде колебаний в газовой фазе
(хотя имеются серьезные аргументы в пользу обратного
предположения). При этом величина т'/т обычно появ-
появляется в комбинации (т'/т)/(р'/р). Если такое отноше-
отношение задано в зависимости от частоты, то его называют
функцией чувствительности;
Характеристики горения твердых ракетных топлив 119
2) горение локализовано вблизи поверхности топлива и ее
динамическую реакцию можно характеризовать, рассмат-
рассматривая два аддитивных фактора, один из которых связан
с колебаниями давления, а другой — с изменениями ско-
скорости потока вдоль поверхности горения. При этом по-
постулируется, что колебания давления создаются волнами
давления, падающими перпендикулярно поверхности
горения.
Этот подход допускает одномерное представление пробле-
проблемы, в котором она относительно легко поддается теоретическо-
теоретическому анализу или экспериментальной проверке. В связи с этим
вводят определение функции чувствительности Zp, связанной
с давлением:
p), E.17)
а для представления отклика на изменения скорости вдоль по-
поверхности горения вводят определение функции чувствительно-
чувствительности, связанной со скоростью:
Zu={m'ulih)l{u'/a). E.18)
Здесь а — скорость звука в продуктах реакции, а и' — возму-
возмущение скорости в акустическом поле относительно продольной
составляющей скорости осредненного потока (берется в точке
на поверхности горения, соответствующей величине т/).
В анализе устойчивости отклик скорости горения представ-
представляется в виде суммы (mpf + mu')/rh, которую можно выразить
через акустические переменные р'/р и и'/а при известных Zv
и Zu. Поскольку устойчивость определяется как амплитудой,
так и фазой колебаний скорости горения (по отношению к ко-
колебаниям в газе), то величины тр'9 ти\ рг и и' являются ком-
комплексными переменными. Фазу величины т! обычно определя-
определяют по отношению к р'', так что действительная часть величины
Z, обозначаемая Zr, представляет собой составляющую скоро-
скорости горения, находящуюся в фазе с изменением давления.
С этой составляющей, как правило, связаны коэффициенты
усиления и затухания колебаний. Фаза величины т! относи-
относительно pf определяется величиной сот, где т — время опереже-
опережения тг по фазе.
5.6.2. ИЗМЕРЕНИЯ ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТИ ГОРЕНИЯ
В работе [136] со ссылками на 38 библиографических источни-
источников приведены обширные экспериментальные данные по изме-
измерениям чувствительности горения, включая описание 13 разных
методов с их характеристиками, а также оценки их эффектив-
эффективности. Наиболее широко для этих целей используются камеры,
120 Глава 5
n
Рис. 63. Схема конструкции Т-камеры [136].
/ — воспламенитель; 2 — датчик давления; 3 — заряды ТРТ; 4 — отвод газов к выравни-
выравнивающей емкости; 5 — дефлекторы; 6 — выравнивающая емкость.
соединенные с ресиверами для поддержания заданного уровня
давления (рис. 63), известные под названием Т-образных, или
Т-камер сгорания. В литературе сообщается о более чем 40 000
огневых испытаний в таких устройствах, результаты которых
используются на практике для исследования неустойчивости в
РДТТ. Конструкция Т-камеры хорошо приспособлена для вы-
выявления связи между колебаниями давления и откликом скоро-
скорости горения ТРТ; Т-камеры усовершенствованной конструкции
использовались для изучения чувствительности, обусловленной
скоростью. Использование Т-камер детально обсуждается так-
также в недавней работе [51]. Типовая Т-камера (см. [29, 33, 51,
136]), показанная на рис. 63, состоит из цилиндрической поло-
полости, по торцам которой размещаются два диска испытуемого
топлива, и присоединенного к ней уравнительного резервуара,
заполняемого азотом до заданного среднего давления. После
воспламенения топлива продукты горения вытесняют холодный
азот из камеры сгорания, и в ней возникают колебания, ампли-
амплитуда которых может нарастать экспоненциально по времени до
тех пор, пока ее не начнут ограничивать нелинейные эффекты
(рис. 64). После сгорания топлива колебания затухают прибли-
приблизительно по экспоненциальному закону. При простейшем ана-
анализе предполагают, что в период нарастания и затухания ко-
колебаний демпфирование одинаково. Тогда начальная скорость
нарастания колебаний будет определяться суммарным вкладом
реакции горения гс и наблюдаемой скорости затухания е<*. Сле-
Следовательно,
eo = ec + 8rf, E.19)
где га отрицательно. Величины гс и га можно измерить по за-
записям испытаний (рис. 65) или вычислить путем обработки на
ЭВМ цифровых данных опытной зависимости давление — вре-
время. Величину 8о можно определить в каком-либо диапазоне
частот, проводя испытания на Т-камерах различной длины. Для
сравнительного анализа разных топлив может оказаться поучи-
Характеристики горения твердых ракетных топлив
121
Время, с
1,0
Рис. G4. Регистрограммы давление — время при огневом испытании в Т-ка-
мере [136].
огибающая, полученная методом отфильтровывания постоянной составляющей
тока в измерительной цепи и усиления сигнала давления; отфильтрованная за-
запись давления в выравнивающей емкости (слабый рост давления).
тельным прямое сопоставление графиков зависимости ео от
частоты, выполненное в работе [31] (см. рис. 65).
Метод Т-камеры наиболее широко применяется для опреде-
определения функций чувствительности, однако это не единственный
и не всегда наилучший метод экспериментальной оценки харак-
характеристик чувствительности. Другие методы описаны в работах
[51, 136].
5.6.3. ДЕМПФИРУЮЩАЯ РОЛЬ ЧАСТИЦ КОНДЕНСИРОВАННОЙ ФАЗЫ
Целый ряд процессов, таких, как трение в газовой фазе, погло-
поглощение акустической энергии в твердой фазе и прохождение
акустических волн через сопло, вносят вклад в затухание коле-
колебаний. Рассмотрим здесь более подробно наличие в потоке
частиц конденсированной фазы, что иногда оказывает преобла-
преобладающее влияние на устойчивость и имеет относительно простое
объяснение.
Плотность материала твердых частиц и капель на 2—3 по-
порядка больше плотности газа. Поэтому при колебаниях пара-
параметров среды они не сразу принимают его скорость и темпера-
температуру. Это приводит к существенному демпфирующему эффекту,
так как в окрестности частицы газ совершает возвратно-посту-
возвратно-поступательное движение. Для относительно крупных частиц при
прочих равных условиях демпфирующий эффект мал, что обус-
122
Глава 5
12 3 4 5
Частота, кГц
Рис. 65. Зависимости коэффициентов усиления ес и демпфирования е^ акус-
акустических колебаний от частоты по результатам огневых испытаний в Т-ка*
мере [136].
ловлено сравнительно невысоким отношением силы сопротивле-
сопротивления к массе частицы, и, следовательно, потери энергии невели-
невелики. Очень мелкие частицы с большим отношением силы сопро-
сопротивления к массе увлекаются колебательным движением газа
и, следовательно, также обладают малым демпфирующим эф-
эффектом. Большие значения коэффициента демпфирования ко-
колебаний соответствуют частицам некоторых промежуточных
размеров (рис. 66). Обсуждаемый демпфирующий эффект мо-
может оказаться весьма заметным в условиях, когда массовая
доля конденсированного вещества в продуктах сгорания велика
(она может достигать 45% при использовании сильно алюми-
низированных ТРТ). На рис. 66 приведены теоретические кри-
кривые демпфирования для массовой доли 0,29. Коэффициент
демпфирования е представлен в зависимости от размера частиц
для нескольких значений частоты колебаний. Значения коэф-
коэффициента демпфирования в диапазоне размеров частиц 4—
8 мкм (рис. 66) достаточны для обеспечения устойчивой рабо-
работы двигателя. Однако очевидно, что устойчивость рабочего про-
процесса зависит от присутствия в потоке частиц подходящих раз-
размеров, обеспечивающих наиболее эффективное подавление
колебаний с частотными характеристиками, присущими данно-
данному конкретному двигателю.
Характеристики горения твердых ракетных топлив 123
4000-
3000-
J 2000-
1000-
8 12
d? 1 мкм
Рис. 66. Зависимость демпфирующего эффекта частиц от их размера и час-
частоты колебаний [136].
5.6.4. ДРУГИЕ ИСТОЧНИКИ УСИЛЕНИЯ
И ДЕМПФИРОВАНИЯ КОЛЕБАНИЙ
Другие факторы, оказывающие влияние на устойчивость рабо-
рабочего процесса РДТТ, рассмотрены в работах [32, 33, 166]. Не-
Некоторые из них перечислены ниже.
1. Демпфирующее действие сопла: играет важную роль при
подавлении продольных мод колебаний и зависит от кон-
конструктивных особенностей сопла. Особенно проявляется
в РДТТ с утопленным соплом.
2. Демпфирование, обусловленное действием сил вязкости
в газовом потоке, включает объемное демпфирование и
демпфирование стенкой, а также диссипацию в сдвиго-
сдвиговых слоях.
3. Взаимодействие между осредненным течением и пульса-
пульсациями вследствие обмена энергией между полем осред-
ненного течения и акустическим полем в камере.
4. Участие конструктивных элементов РДТТ в колебаниях.
5. Форма топливного заряда, которая определяет осреднен-
ное поле течения, граничные условия для распростране-
распространения волн и положение зоны горения. Поскольку при вы-
выгорании топлива геометрия заряда претерпевает сущест-
существенные изменения, общий эффект этих факторов во
124
Глава 5
Рис. 67. Формы поперечного сечения зарядов ТРТ, иллюстрирующие много-
многообразие структур акустического поля [1оо\.
п ~ круговой цилиндр; б — круговой цилиндр с цилиндрическим демпфир>юш,им стерж-
стержнем; в — круговой цилиндр с демпфирующим стержнем трехлепесткового поперечного се-
сечения; г — шестиконечная звезда; д — пятилепестковый вырез.
время горения тоже меняется. При анализе устойчивости
граничные условия для уравнений течения задаются фор-
формой полости камеры сгорания, а расчеты проводятся от-
отдельно для каждой моды акустических колебаний и для
каждого изучаемого периода работы РДТТ.
Несмотря на то что к настоящему времени накоплен боль-
большой практический опыт по влиянию геометрических факторов
на устойчивость рабочего процесса РДТТ, он еще не система-
систематизирован в достаточной степени и не сведен к каким-либо
расчетным методикам. Например, обнаружено, что поперечные
моды колебаний с большей вероятностью возникают в зарядах
с цилиндрически симметричными каналами, чем в зарядах с
каналами более сложной симметрии (рис. 67). Заряды с внут-
внутренним каналом в форме пяти- или семиконечной звезды более
благоприятны в отношении устойчивости, чем заряды с канала-
каналами в форме звезды с четырьмя или шестью лучами. Для подав-
подавления поперечных мод весьма эффективным средством является
размещение вдоль оси канала механических элементов (демп-
(демпфирующих стержней). Подавление продольных мод колебаний
может быть достигнуто размещением в камере перегородок с
отражающими поверхностями.
5.6.5. ВИДЫ НЕУСТОЙЧИВОСТЕЙ В РДТТ
Вибрационное горение в РДТТ принято классифицировать по
трем модам колебаний в камере сгорания: объемной (низкоча-
(низкочастотной), поперечной и продольной (или осевой), каждая из
Характеристики горения твердых ракетных топлив
125
которых отличается характером движения газа при периодиче-
периодических изменениях поля течения.
Простейший вид неустойчивости горения, известный под на-
названием объемной моды колебаний, представляет собой не-
неустойчивость, при которой давление одинаково изменяется во
времени во всех точках объема камеры с частотой от 5 да
150 Гц. Такая неустойчивость наблюдается главным образом
при низких давлениях в РДТТ с небольшими значениями отно-
отношения объема камеры сгорания к площади критического сече-
сечения сопла. Это отношение называют приведенной длиной каме-
камеры L*, а указанную неустойчивость — неустойчивостью ?*-типа
или неакустической неустойчивостью. Неустойчивость ?*-типа
обычно наблюдается на начальной стадии горения, когда при-
приведенная длина L* мала; при увеличении L* неакустические
колебания прекращаются (рис. 68). Если значение L*, необхо-
необходимое для устойчивой работы двигателя, не достигается, то
амплитуда колебаний может существенно нарастать, приводя
к циклическому процессу временного погасания заряда и по-
повторного самовоспламенения (рис. 69). В натурных РДТТ низ-
низкие значения L*, соответствующие рассматриваемому типу не-
неустойчивости, характерны в основном для верхних ступеней
ракет-носителей и двигателей орбитальных космических аппа-
аппаратов, имеющих минимальный объем камеры сгорания на на-
начальных стадиях горения (высокую плотность заряжания)
и сопло с большой площадью критического сечения (низкое ра-
рабочее давление). В работе [136] предложена аналитическая
модель неустойчивости ?*-типа и проведено сравнение теоре-
теоретических результатов с экспериментальными данными.
¦ аПШНПи . . —Н0г1с
Рис. 68. Примеры регистрограмм давление — время для неустойчивости объ-
объемной моды [136].
а — при малых L*\ б — низкочастотная нестабильность.
126 Глава 5
Порядок характерных частот для поперечных мод колебаний
в РДТТ
E.20)
Здесь а — скорость звука (порядка 1000 м/с), a D — соответ-
соответствующий поперечный размер, например диаметр полости ка-
камеры сгорания @,01-М м). Поперечные моды колебаний имеют
частоты порядка 500—50 000 Гц в зависимости от размера дви-
двигателя. Исследования поперечных мод колебаний сопряжены со
значительными экспериментальными трудностями вследствие
того, что к датчикам предъявляются требования высокой чувст-
чувствительности (обязательно использование пьезоэлектрических
датчиков) и необходимости их тщательной установки, исклю-
исключающей дополнительное демпфирование или возмущение акус-
акустического поля.
Неустойчивость поперечных мод колебаний может быть по-
подавлена, если использовать алюминизированные топлива, что
не всегда желательно. Перечислим основные методы подавле-
подавления неустойчивости поперечных мод.
1. Изменения геометрии заряда или размещение в камере
механических элементов, предназначенных для подавле-
подавления колебаний.
2. Модификация рецептуры ТРТ для изменения функции
чувствительности. Этот шаг следует предпринимать на
том этапе проектирования РДТТ, когда выбирается топ-
топливо, поскольку впоследствии он обходится намного
дороже.
3. Добавка небольшого количества диспергированного демп-
демпфирующего агента с размером частиц, оптимизированным
для подавления колебаний ожидаемых частот.
4. Доработка формы заряда для снижения взаимодействия
между акустическим полем и осредненным потоком.
Часто возникают самопроизвольные колебания продольных
мод (рис. 62). Частоты таких колебаний ниже, чем для попе-
поперечных мод, так как длина полости камеры сгорания, как пра-
правило, в 5—25 раз больше ее ширины. Топлива, проявляющие
неустойчивость по отношению к поперечным модам колебаний,
могут быть склонны и к продольной неустойчивости горения.
Когда в камере возникают продольные колебания, средняя ско-
скорость горения ТРТ может увеличиваться в качественном соот-
соответствии с механизмом развития неустойчивости поперечных
мод. Однако условия устойчивости для двух рассматриваемых
мод колебаний совершенно различны. Отчасти это связано с
«более низкими частотами продольных колебаний, а отчасти с
тем, что направление колебаний газа при неустойчивости про-
продольной моды параллельно поверхности горения и направлению
Характеристики горения твердых ракетных топлив 127
осредненного течения в полости камеры сгорания и в сопле.
Влияние продольных колебаний на конструкцию ракеты намно-
намного более ярко выражено, так как в этом случае сильнее взаимо-
взаимосвязь между процессом в камере и конструкцией.
Типичные значения частот продольных мод колебаний на-
находятся в диапазоне lOO-f-2000 Гц, что соответствует длине
двигателя от 5 до 0,3 м, хотя наблюдались также продольные
колебания низкой частоты порядка 15 Гц и высокой — порядка
15 000 Гц. При стендовых огневых испытаниях РДТТ продоль-
продольные колебания, как правило, всегда регистрируются, поскольку
их частота находится в пределах разрешения используемых на
практике датчиков давления и регистрирующей аппаратуры.
Колебания давления с амплитудой, составляющей 10% номи-
номинального давления, могут вызывать колебания тяги РДТТ в
20—100% по отношению к номиналу. Это связано с тем, что
волна давления действует на всю площадь заднего днища ка-
камеры сгорания, тогда как номинальная тяга определяется
номинальным рабочим давлением и площадью критического
сечения сопла (а также коэффициентом тяги, равным 1,1—1,5).
Такие колебания могут приводить к вибрациям конструкции
ракеты и поставить под угрозу функционирование большинства
бортовых систем. Основные различия между продольными и
поперечными колебаниями состоят в следующем.
1. Подавление продольных мод колебаний полем течения в
сопле намного эффективнее, чем поперечных.
2. Эффективность демпфирования колебаний конденсиро-
конденсированными продуктами сгорания, такими, как А12О3, намно-
намного ниже для низкочастотных продольных мод.
3. Колебания газа ориентированы главным образом парал-
параллельно поверхности горения и участвуют в сложном вза-
взаимодействии с зоной горения, расположенной вблизи сте-
стенок внутрикамерной полости. По-видимому, этот эффект
более важен для продольных мод колебаний, чем для по-
поперечных.
4. Продольные колебания ориентированы в том же направ-
направлении, что и осредненное течение продуктов сгорания,
и представляют собой флуктуации относительно средней
скорости потока. Колебания большой амплитуды могут
привести к обращению потока или к значительным пуль-
пульсациям скорости в направлении потока.
5. При распространении в полости камеры сгорания про-
продольных колебаний существует тенденция к появлению
волн с крутыми фронтами, напоминающими ударные
волны.
Детальному обсуждению экспериментальных результатов,
полученных разными авторами, и проверке их соответствия
128 Глава 5
теоретическим моделям посвящена работа [136]. В обзоре [166]
проведен теоретический анализ неустойчивости горения в РДТТ.
Используются уравнения сохранения для анализа распростра-
распространения волн в камере сгорания и метод малых возмущений для
изучения усиления и демпфирования различных мод колебаний.
Детально описана модель для анализа отклика процесса горе-
горения ТРТ на колебания давления в камере. Приведен обзор ис-
исследований демпфирующего действия сопла и конденсирован-
конденсированных частиц в потоке продуктов горения. Даны примеры расчета
границ линейной устойчивости, обсуждаются неакустические и
нелинейные колебания.
Наконец, следует отметить статьи [24, 25], в которых изуча-
изучается влияние разброса состава и размера частиц ПХА на ус-
устойчивость горения смесевых твердых топлив.
6
БЕССОПЛОВЫЕ РДТТ
6.1. ВВЕДЕНИЕ
Повышенный интерес к бессопловым РДТТ с начала 1970-х гг.
объясняется главным образом высокой эффективностью бес-
бессоплового исполнения двигателя с точки зрения затрат. Ожи-
Ожидалось, что устранение из конструкции соплового блока, сни-
снижение требований к теплоизоляции камеры и относительная
простота формы заряда ТРТ позволят снизить на 10—20% об-
общую стоимость РДТТ. Несколько более низкая эксплуатацион-
эксплуатационная эффективность бессоплового двигателя во многих случаях
может быть компенсирована заполнением объема, ранее заня-
занятого сопловым блоком, дополнительным количеством топлива.
РДТТ такой конструкции, отличающейся повышенной относи-
относительной массой топлива, как правило, позволяет обеспечить
такое же приращение скорости полета ракеты, как и в случае
значительно большего по размерам двигателя той же тяги в
сопловом исполнении.
Свойства ТРТ, требуемого для бессопловой конфигурации,
значительно отличаются от свойств топлива, применяемого в
двигателях с сопловым блоком. Чтобы предотвратить появле-
появление длительного и неэффективного периода догорания в конце
работы двигателя и уменьшить эффекты эрозионного горения,
в бессопловом РДТТ нужно обеспечить более высокую скорость
горения топлива. Механические свойства таких ТРТ при низких
и высоких температурах должны быть лучше: при низких тем-
температурах их повышенная способность деформироваться без
разрушения позволяет выбрать оптимальные величины свода
горения заряда, плотности заряжания двигателя и полной тяги,
а при высоких температурах это обеспечит сохранение целост-
целостности заряда ТРТ в условиях высоких сдвиговых нагрузок, вы-
вызванных большими продольными перепадами давления в
камере.
В результате стоимость ингредиентов топлива и его разра-
разработки для бессоплового двигателя, как правило, выше. Несмот-
Несмотря на это, возможна разработка бессоплового твердотопливного
ускорителя, стоимость которого была бы на 10% ниже стоимо-
9 И. Тимяят
130
Глава 6
Рис. 69. Схема соплового блока со сбрасываемым соплом [1411.
/ — сопло прямоточного воздушно-реактивного двигателя; .2 — сбрасываемое сопло РДТТ;
3—пиротехнический стопор; 4 — стопорное кольцо.
сти ускорителя обычной конструкции либо, в качестве альтер-
альтернативы, тяговые характеристики на ~15% лучше.
Интерес к бессопловой конфигурации РДТТ возрос недавно
в связи с концепцией интегральных твердотопливных ракетно-
прямоточных ускорителей [126, 141, 167]. Первоначально в
твердотопливных ускорителях использовалось сбрасываемое
сопло (рис. 69), что вызывало ряд осложнений в ущерб харак-
характеристикам. К достоинствам бессоплового ускорителя относят-
относятся: 1) отсутствие опасности соударения соплового блока, вы-
выбрасываемого из двигателя, с самолетом-носителем; 2) простота
Рис 70. Схема конструкции бессоплового твердотопливного ускорителя [141].
/—воспламенитель; 2 — заряд ТРТ; 3 — кремний-фенолыюе сопло.
Бессопловые РДТТ
131
конструкции; 3) надежность; 4) повышенная массовая доля
топлива; 5) пониженная стоимость.
Бессопловый ускоритель, конструкция которого показана на
рис. 70, отличается тем, что он, обладая хорошими тяговыми
характеристиками, не имеет движущихся частей, топливный
заряд выгорает в нем равномерно, а эффекты эрозии пренебре-
пренебрежимо малы.
6.2. ВНУТРЕННЯЯ БАЛЛИСТИКА
Заряд бессоплового РДТТ обычно выполняется в форме ци-
цилиндра с соосным внутренним цилиндрическим каналом. По-
Поскольку в такой конфигурации отсутствует критическое сечение,
давление в камере будет уменьшаться со временем, а тяга тем
не менее может поддерживаться приблизительно постоянной
вследствие непрерывного увеличения площади поверхности го-
горения (рис. 71). Существует возможность программирования
тяги, например, бронировкой заднего торца заряда или введе-
введением компенсирующих поверхностей в виде обратного внутрен-
внутреннего конуса в задней части центрального канала.
Разработаны [66], а позднее модернизированы [126, 142]
Юг 1 1 1 1 11,25
2:
\
\
\
1,00
0,75
0,50
0,25
0 1 2 3 4 5
Время,с
1. Типичные кривые давление — время и тяга — время для бессоплового
ускорителя [1411.
132
Глава б
программы внутреннебаллистических расчетов бессопловых
РДТТ. Существует, однако, еще ряд недостаточно понятых яв-
явлений, что ограничивает возможности и точность этих про-
программ. К таким явлениям относятся: 1) полнота сгорания,
расчет которой опирается на соотношения для горения одиноч-
одиночной частицы, 2) эрозионное горение и 3) деформация заряда
ТРТ, для расчета которой используется упрощенное линейное
соотношение статической теории. Как следствие этого, в про-
программу необходимо вводить большое число эмпирических кон-
констант (в одном из случаев—15). Установлено, что наиболее
важными из них являются константы, описывающие эрозионное
горение, деформацию заряда, размер частиц металлического
ингредиента в рецептуре топлива и величину эффективного
снижения температуры горения вследствие неполного сгорания.
Даже если отсутствуют исходные данные о двигателе, балли-
баллистический расчет [142] дает значения полного импульса и вре-
времени горения с точностью в пределах 3—4%, но для стадии
воспламенения ТРТ погрешность величины давления в камере
может достигать 15%. Если же имеются данные опытных сжи-
сжиганий топлива той же рецептуры (не обязательно той же гео-
геометрии заряда), то прогнозы могут быть улучшены: для /2 и
/гор погрешность составит до 1—1,5%, а для других баллисти-
баллистических параметров — до 5%. Данные табл. 9 свидетельствуют
о том, что для главных характеристических параметров двига-
двигателя, таких, как /2 и /уд, расчеты дают приемлемые результаты
(с погрешностью меньше 2%) при сравнении с экспериментами,
Таблица 9. Сопоставление расчетных и
бессопловых РДТТ [141J
Двигатель
Цилиндр/брони-
Цилиндр/бронировка заднего
торца
Ракетно-прямоточ-
ный ускоритель
»
Топливо
ПБКГГ/попнжеп-
ная дымность
ПБКГГ/Zr
ПБКГГ/ионижен-
ная дымность
ПБКГГ/А1
о
а
н
Диаме
10
20
17,5
40
экспериментальных Ф
.
-1,4
— 1,4
+3,1
+ 22,0
данных
Погрешность расчета
макс
+2,0
—2,7
— 11,3
+8,8
Время
боты,
+0,4
-М,2
+ 5,0
—8,4
Полны
пульс,
+0,3
+ 0,6
-0,6
-f 1,9
«к
2 о*
Уделы
нмпул!
+0,2
+ 0,7
+ 0,3
+ 1,0
Бессопловые РДТТ
133
тогда как для максимальных давления, тяги и времени ра-
работы двигателя погрешности значительно больше, особенно в
случае крупных ускорителей. В табл. 10 и на рис. 72 приведе-
приведены некоторые имеющиеся данные для трех типов топлив:
ПБКГГ/А1, ПБКГГ с пониженным дымовым выходом и
ПБКГГ/цирконий (окислитель — во всех случаях ПХА) при
различных конфигурациях заряда [141]. Можно сделать сле-
следующие общие выводы, которые подтверждаются также рабо-
работами французских исследователей [126, 167].
1. В случае ТРТ с пониженной дымностью можно достичь
более эффективного сгорания и более высоких баллистических
характеристик, используя их в двигателях с высокими скоро-
скоростями горения и высоким отношением L/D. Максимальное от-
относительное значение удельного импульса двигателя в бессоп-
бессопловом исполнении достигается при достаточно короткой длине,
когда участок, замещающий сопловой блок, занимает еще зна-
значительную часть полного объема камеры. Тем не менее прибли-
приблизительно 10% полного отличия максимального удельного им-
10
Топливо
о ПБГКГ/А1
Л ПБГКГ
D ПБГКГ/ Zr
Q7
Рис. 72. Зависимость относительного удельного импульса от среднего дав-
давления в РДТТ [141].
Номера у точек соответствуют РДТТ табл. 10.
134 Глава 6
Таблица 10. Сводная таблица параметров РДТТ [141]
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
Двигатель
РПДТТ
Цилиндр
РПДТТ
Цилиндр без вы-
выходного конуса
Цилиндр
»
»
»
Цилиндр, брони-
бронировка заднего
торца
Цилиндр
»
Цилиндр, брони-
бронировка заднего
торца
РПДТТ
»
»
Цилиндр
Цилиндр без вы-
выходного конуса
РПДТТ
Топливо
ПБКГГ/А1
»
»
»
»
»
»
ПБКГТ/пони-
женная дым-
ность
»
»
»
»
»
»
ПБКГГ/пони-
женная дым-
ность
ПБКГГ/Zr
»
Диаметр, см
40
15
15
12,5
12,5
15
37,5
15
10
12,5
10
10
17,5
17,5
15
15
17,5
20
Длина двига-
двигателя, см
150
85
85
85
85
85
250
85
130
85
130
130
105
112,5
112,5
85
85
125
97,5
Длина заря-
заряда/диаметр
I
3,4
5,9
5,9
7,6
7,6
6,1
7,7
5,6
13,9
6,8
13,9
13,9
5,8
6,7
6,7
7,6
7,6
6,9
5,2
Относитольнач
толщина свода
горения
0,69
0,65
0,65
0,60
0,60
0,62
0,40
0,40
0,67
0,60
0,67
0,67
0,67
0,65
0,65
0,60
0,60
0,70
0,67
Давление в ка-
камере, МПа
2,52
6,07
7,24
2,76
2,34
2,28
9,14
4,48
5,51
1,45
4,83
6,41
2,07
6
3,3
2,62
2,28
2,96
3,52
78
76
82
76
81
79
80
71
80
68
80
82
79
84
81
77
71
76
75
*) Значения удельного импульса приведены в процентном отношении к удельному
иу.пульсу оптимально спроектированного РДТТ с соплом, снаряженного тем же ТРТ.
пульса, достижимого в бессопловом двигателе с ТРТ понижен-
пониженной дымности, и удельного импульса в двигателе с соплом, не
может быть компенсировано. Это означает, что, хотя и сущест-
существует возможность значительно изменить показатель степени в
законе горения топлива, такое решение при L/ZX3/1 или
L/Z)> 14/1 все же не приводит к значительному росту баллисти-
баллистических характеристик двигателя вследствие растущих потерь.
К счастью, указанные крайние случаи обычно бывают редкими
по другим причинам.
2. Для систем с металлосодержащим ТРТ важен другой
эффект — горение частиц, — который связан с временем пребы-
пребывания, давлением в камере и размером двигателя. При прочих
Бессопловые РДТТ 135
равных условиях полноразмерный РДТТ, снаряженный метал-
металлсодержащим топливом, будет обеспечивать больший удель-
удельный импульс, чем двигатель меньших размеров (за исключени-
исключением тех случаев, когда металлические частицы достаточно малы,
чтобы сгореть в нем полностью). Минорантная экстраполяция
кривой удельного импульса, полученной для малоразмерных
РДТТ с алюминизированным топливом, показывает, что а) до-
достижимая полнота удельного импульса для современных топ-
лив обычно не превышает 89%; б) можно повысить экономич-
экономичность еще на 2—4% дальнейшим регулированием показателя
степени в законе скорости горения и других физических свойств.
3. Для ТРТ с присадками циркония на основе результатов
огневых испытаний РДТТ в сопловом и бессопловом исполне-
исполнении, обнаруживших сильную зависимость от размера двигателя
и среднего рабочего давления, ожидается, что полноразмерный
двигатель будет иметь удельный импульс, составляющий
~90% от удельного импульса двигателя с сопловым блоком,
причем верхний предел для оптимизированной системы соста-
составит 91—92%.
4. За исключением указанных выше случаев предельных по
конфигурации двигателей, все три рассматриваемые топливные
системы допускают бессопловое исполнение двигателя, которое
при ограничениях на объем будет давать больший удельный
импульс, чем сопловой вариант РДТТ. Единственным возмож-
возможным недостатком является то, что для высокоплотной топлив-
топливной системы с присадкой циркония оптимизированный бессоп-
ловый двигатель может оказаться тяжелее двигателя с соплом
почти на 20%.
Помимо геометрии камеры сгорания и скорости горения ТРТ
существуют другие факторы, влияющие на параметры бессоп-
бессоплового двигателя. Среди них — толщина свода горения, которая
определяется свойствами ТРТ (способностью деформироваться
без разрушения), показатель степени в законе горения и точ-
точная геометрическая форма внутреннего канала. Как правило,
при отношении внешнего диаметра заряда к внутреннему, рав-
равном 3, плотность заряжания достаточна, чтобы бессопловый
двигатель имел характеристики, сравнимые с обычным РДТТ.
Для получения более высоких характеристик желательно утол-
утолщать свод горения, однако на этом пути возникают ограниче-
ограничения, связанные с механическими свойствами топлива.
Другим важным параметром, учитываемым при проектиро-
проектировании РДТТ, является показатель степени в законе скорости
горения. Как следует из рис. 73, уменьшение этого параметра
приводит к снижению пика давления при воспламенении заряда
(т.е. к снижению нагрузки на конструкцию двигателя и мак-
максимального рабочего давления в камере), но в то же вре-
136
Глава 6
мя — к возрастанию давления и характеристик экономичности
на заключительном этапе работы двигателя (т. е. к увеличению
среднего рабочего давления в камере, что влечет за собой при-
приближение кривых импульсов и тяги к нейтральной форме).
В приведенных на рис. 73 диаграммах тяги и давления в каме-
камере для твердотопливного ускорителя диаметром 0,4 м и длиной
2,21 м (L/D ^5,5) снижение показателя степени в законе го-
горения ТРТ с 0,48 до 0,28 приводит к увеличению полного им-
мульса на 3% и снижению максимального давления на 7%.
На рис. 74 показаны аналогичные результаты, полученные в
работе [126].
В дополнение к перечисленным важнейшим параметрам
РДТТ существуют некоторые приемы, с помощью которых мож-
можно уменьшить влияние регулирующих параметров на макси-
максимальное давление, время горения и нейтральность кривой тяги.
К их числу относятся создание компенсирующих поверхностей
в канале заряда, изменение длины и формы компенсирующего
выходного конуса, изменение вязкоупругих свойств топлива.
Поскольку деформация заряда определяется свойствами ТРТ,
при определенных обстоятельствах это можно использовать для
компенсации изменений во внутренней баллистике двигателя,
модифицируя физические свойства топлива. Такое влияние ме-
механических характеристик ТРТ на параметры рабочего процес-
процесса проявляется и в меньшей температурной чувствительности
двигателя бессопловой конструкции. Канал заряда в бессопло-
бессопловых РДТТ сам формирует сопло двигателя, и при высоких
температурах топливо больше деформируется, расширяя канал,
12
10
СО 8
\
\
«I
i
j
1
¦^0=0^28
n
=0,48\
_
л
Е1,25
1,00
0,75
0,50
0,25
2 3 4
Время,с
—¦¦-*
n=0,4
l
23 4
Время, с
Рис. 73. Влияние показателя степени в законе скорости горения на давление
в камере сгорания и тягу твердотопливного ракетно-прямоточного ускори-
ускорителя (в относительных единицах).
Бессопловые РДТТ
137
20
15
го
ю
\
12 3 4 5
Время, с
Рис. 74. Влияние показателя степени в законе скорости горения на форму
характеристики бессоплового РДТТ [126].
ПБККГ/70% ПХА/16% А1, л-0,31 при7к~3,7 МПа; ПБККГ/82% ПХА/4%
А1, п—0Л7 при p"K~U МПа.
что приводит к частичной компенсации увеличения скорости
горения. Вследствие повышенной жесткости топлива при низких
температурах канал остается более узким, что частично компен-
компенсирует снижение скорости горения топлива.
Благодаря этим эффектам температурная чувствительность
бессопловых двигателей составляет, как правило, лишь 50—
65% чувствительности РДТТ с сопловым блоком (рис. 75).
6.3. ОПТИМИЗАЦИЯ ХАРАКТЕРИСТИК
На основе имеющихся данных о влиянии таких параметров,
как скорость горения, отношение внешнего диаметра заряда к
внутреннему и показатель степени в законе скорости горения,
на свойства топлив с пониженной дымностью и металлосодер-
жащих ТРТ можно прогнозировать характеристики ракет.
Табл. И содержит данные для ускорителя диаметром 0,078 м
с номинальной длиной 1,15 см, снаряженного топливом с по-
пониженной дымностью (базовый вариант). Такой ускоритель в
бессопловом варианте, снаряженный топливом с вдвое большей
скоростью горения, повышенной на 3% скоростью истечения
продуктов сгорания и средним удельным импульсом, составля-
составляющим 83% импульса, создаваемого ускорителем с сопловым
блоком, был бы легче на ~2 кг.
Разработка бессоплового ускорителя с улучшенными харак-
характеристиками по сравнению с базовым сопловым вариантом за-
138
Глава 6
15-
10-
5-
0 50 мм при +20 °С
0,2 0,4 0,6 0,8 1,0
Время, с
Рис. 75. Влияние начальной температуры на максимальное давление в ка-
камере [126].
ПБККГ/68% ПХА/16% Л1.
висит от возможности модификации ТРТ. Например, сущест-
существующий прототип топлива со скоростью горения, превышающей
в 2,5 раза скорость горения базового ТРТ, позволяет увеличить
удельный импульс почти на 5,5% по сравнению с значением
для базового двигателя с соплом. Далее, принимая во внимание
тот факт, что предел прочности модифицированного топлива на
25% выше, чем у базового, диаметр внутреннего канала можно
уменьшить, доведя отношение внешнего диаметра заряда к
внутреннему до 3,5. Это позволило бы разместить в камере
1,36 кг дополнительного топлива и тем самым увеличить пол-
полный импульс РДТТ на 12,4%. Замена ТРТ и увеличение свода
горения вместе позволяют снизить максимальное рабочее дав-
давление до уровня, соответствующего давлению в базовом двига-
двигателе, а единственным недостатком было бы увеличение полного
веса РДТТ приблизительно на 2%. В табл. 11 подытожены ре-
результаты расчетов таких вариантов и, кроме того, приведены
данные, иллюстрирующие влияние длины РДТТ на удельный
импульс. При уменьшении показателя степени в законе скоро-
скорости горения топлива с 0,5 до 0,4 приращение скорости ракеты
с бессопловым двигателем было бы на 13% больше, чем для
соответствующего двигателя с соплом.
Как обсуждалось выше, к числу параметров РДТТ, влияю-
влияющих на характеристики его экономичности, относятся длина
двигателя и форма канала заряда. В отсутствие каких-либо
проектных ограничений на геометрию камеры сгорания вместо
оптимизации формы заряда путем уменьшения его диаметра и
Бессопловые РДТТ
Таблица 11. Расчетное сравнение параметров ускорителя
диаметром 0,178 м [141]
139
Двигатель
Базовый РДТТ с соплом
Базовый бессопловый
РДТТ
Повышенная скорость
горения
Утолщенный свод горе-
горения
Пониженный показатель
степени в законе горе-
горения
Удлиненный РДТТ с со-
соплом
Удлиненный бессопло-
бессопловый РДТТ
Укороченный РДТТ ?
сотом
Укороченный бессопло-
бессопловый РДТТ
и
Длина,
115,6
115,6
115,6
115,6
115,6
141
141
90,2
90,2
90,2
пли-
о
Масса
ва, кг
27,2
33,1
33,1
34,5
34,5
37,7
41,3
21,8
24,9
24,9
? = i
Скорое
ния нр
-6,9 t
1,9
4,2
4,8
4,8
4,8
1,65
4,2
2,3
4,2
6,85
ль сте-
1коне
Показг
пени в
горени
0,40
0,50
0,60
0,60
0,40
0,40
0,50
0,45
0,50
0,55
j*
100
83
86
87
88
100
86
100
78
85
ie диа-
фяда
X СП
Отнош
метров
3,0
3,0
3,0
3,5
3,5
3,0
3,0
3,0
3,0
3,0
поле-
100
103
106
112
113
100
108
100
92
99
длины можно изменять скорость горения и плотность заряжа-
заряжания, имея в виду, что для двигателей с большими значениями
L/D требуется меньшая скорость горения, удельный импульс
почти линейно зависит от среднего давления, а изменение лю-
любого проектного параметра неизбежно требует изменения дру-
других параметров для обеспечения оптимальных характеристик
РДТТ.
Как следует из табл. 11, двигатели большей длины с боль-
большими L/D позволяют обеспечить более высокие рабочие дав-
давления и удельный импульс. Увеличение длины бессоплового
РДТТ на 25 см по сравнению с базовым вариантом обеспечива-
обеспечивает на 8% большее приращение скорости полета. Это свидетель-
свидетельствует о том, что отношение длины двигателя к диаметру в
базовом варианте, равное 6,5, намного меньше оптимального
для бессоплового РДТТ. Последующая модификация ТРТ с
целью изменения скорости горения и утолщение свода горения
позволили бы увеличить приращение скорости до 13% по срав-
140
Глава 6
Таблица 12. Расчетное сравнение параметров ускорителей
с металлосодержащим ТРТ [141]
Двигатель
Базовый РДТТ с соп-
соплом, А1
Базовый бессопловый
РДТТ, А1
Базовый бессопловый
РДТТ, Zr
Удлиненный бессо-
бессопловый РДТТ, А1
Удлиненный РДТТ с
соплом, А1
Удлиненный бессоп-
бессопловый РДТТ, Zr
Длина,
см
191,7
195,6
176,5
222,2
222,2
222,2
Масса
топлива,
кг
388
455
540
513
450
# 670
Отношение
диаметров
заряда
2,75
3,05
3,10
3,05
2,75
3,10
/ О'
7уД' 'О
100,0
87,2
74,4
88,4
100,0
76,8
Конечная
скорость
полета, %
100,0
101,8
100,3
101,1
100,0
108,4
нению с бессопловым РДТТ базовой длины, но на практике
такие проектные параметры, как максимальное рабочее давле-
давление, минимальное время горения и т. п. несколько снижают
полный выигрыш в эффективности. Экстраполируя данные,-
представленные на рис. 72, можно показать, что отно-
относительный удельный импульс бессоплового РДТТ, превышаю-
превышающий 89,5%, может быть достигнут лишь при средних рабочих
давлениях порядка 8 МПа. Поскольку на практике такие дав-
давления близки к пределу прочности конструкций ускорителей,
любое дальнейшее увеличение удельного импульса потребовало
бы значительного изменения показателя степени в законе ско-
скорости горения. Последние две строки в табл. 11 иллюстрируют
недостатки двигателей с меньшими отношениями L/D. Бессоп-
Бессопловый двигатель, длина которого на 25 см меньше длины базо-
базового РДТТ, уступает по характеристикам двигателю с соплом,
если не повысить значительно скорость горения.
Из рис. ,72 видно, что удельный импульс бессоплового уско-
ускорителя, снаряженного металлосодержащим топливом, опреде-
определяется не средним рабочим давлением в камере сгорания, а не-
некоторым другим параметром. В табл. 12 указаны варианты
твердотопливных ускорителей разных размеров, снаряженных
металлосодержащим ТРТ типа ПБКГГ/А1 и ПБКГГ/Zr, по-
позволяющие проводить сравнительный анализ характеристик по
отношению к базовому ускорителю диаметром 0,48 м и длиной
2 м. В первых трех строках таблицы с базовым РДТТ сравни-
сравниваются бессопловые варианты, снаряженные ТРТ с присадками
алюминия и циркония, причем роль контрольного параметра
отводится относительному приращению скорости полета раке-
Бессопловые РДТТ 141
ты. Приведенные данные показывают, что бессопловые двига-
двигатели обеспечивают сравнимые характеристики экономичности
ценой большей стартовой массы. Данные более короткого и тя-
тяжелого ускорителя, снаряженного топливом с добавкой цир-
циркония, подтверждает предположение о том, что использова-
использование высокоплотного ТРТ позволяет уменьшить габариты дви-
двигателя.
В последних трех строках таблицы сравниваются три ва-
варианта с большей, но одинаковой длиной. Видно, что при уве-
увеличенной полной массе, учитывающей отличие в массе инерт-
инертных элементов (порядка 19,0%), приращение скорости ракеты
с бессопловым двигателем, снаряженным топливом с добавкой
циркония, на 8,4% выше, чем для случая двигателя с соплом.
Это свидетельствует о том, что более короткий двигатель с топ-
топливом, содержащим цирконий, имел бы характеристики эконо-
экономичности, сравнимые с характеристиками базового соплового
варианта, при превышении по массе на ~10%. Далее, из таб-
таблицы видно, что при больших отношениях L/D бессопловый
вариант действительно становится более эффективным, и при
L/D>6/1 его относительный удельный импульс превышает
90%. Здесь рассматривались конфигурации РДТТ применитель-
применительно к ракетно-прямоточным ускорителям с конусными соплами
внутреннего расположения. Конфигурации РПД, которые до-
допускают применение выступающих сопел с диаметром среза,
превышающим диаметр корпуса РДТТ, позволяют размещать
в камере дополнительное топливо и увеличивать кинетическую
энергию выхлопной струи. Можно ожидать, что характеристики
таких систем на 10—15% будут превышать характеристики
обычного РДТТ с сопловым блоком, в котором имеющийся
объем используется с меньшей эффективностью.
7
МЕХАНИЗМ ГОРЕНИЯ ЖИДКИХ ТОПЛИВ
7.1. ФЕНОМЕНОЛОГИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
В этой главе рассматривается устойчивое горение двух жидких
компонентов топлива — окислителя и горючего — в камере сго-
сгорания ракетного двигателя, завершающееся образованием го-
горячих газообразных продуктов истечения. После феноменоло-
феноменологического описания процесса уделено внимание горению одиноч-
одиночной капли, на котором базируется теория горения распыленного
топлива в камере сгорания, и, наконец, дается анализ всего
процесса с представлением соответствующих вычислительных
моделей.
Ламбирис и др. [104] предложили физическую картину го-
горения в двухкомпонентном ракетном двигателе; они выделили
две зоны; одну — у смесительной головки и другую — ниже ее
по потоку. На рис. 76 показано, как сталкивающиеся струи
окислителя и горючего образуют веерообразные факелы рас-
распыла, которые при последующем столкновении разбиваются
на струйки и, наконец, на отдельные капли. Веерообразные
факелы распыла разных компонентов при столкновении обра-
образуют зоны, в которых каждый компонент присутствует в виде
жидкостных сгустков крупных и мелких капель. Впрыскиваемые
струи, сгустки и капли окружены горячими газами, частично
диссоциированными и способными реагировать с парами обоих
компонентов, передавать тепло жидким окислителю и горюче-
горючему, вызывая их нагрев и испарение, и оказывать аэродинами-
аэродинамическое воздействие на жидкие частицы, усиливая их дробление
и испарение, увеличивая осевую скорость. Активизация взаимо-
взаимодействия между жидкостью и горячими газами приводит к до-
дополнительному газовыделению. Часть этих газов циркулирует
вблизи смесительной головки, поддерживая определенные тем-
температуру и состав в этой зоне, а остальной газ ускоряется и
истекает через сопло со сверхзвуковой скоростью.
В зоне у смесительной головки происходят быстрые измене-
изменения в распределении и дроблении жидких компонентов и как
следствие наличествуют значительные градиенты состава, тем-
температуры и давления. При этом возникает квазиустойчивое
Механизм горения жидких топлив
143
состояние, определяемое геометрией смесительной головки и
условиями ее работы: расходом топлива, давлением в камере
сгорания и соотношением компонентов. В общем распыливание
струй и дробление капель в сочетании с реакциями в парогазо-
парогазовой фазе являются доминирующими процессами, но могут про-
происходить и реакции в жидкой фазе (последнее зависит от
свойств компонентов топлива и условий в камере сгорания).
Фотоснимки зоны смешения и горения подтверждают наличие
значительных градиентов даже при устойчивой работе камеры
на участке шириной по меньшей мере 10 см.
На некотором осевом расстоянии от смесительной головки
оба компонента топлива уже полностью распылены и хорошо
перемешаны, так что коэффициент соотношения компонентов
становится постоянным по всему поперечному сечению камеры
сгорания; выравнивается и состав газовой фазы. Так как объ-
объем жидких компонентов в камере сгорания составляет лишь
малую толику объема горячих газов (порядка 1%), вероятность
соударения капель и их взаимодействия в факелах распыла
пренебрежимо мала. Таким образом, в зоне смешения капли
обоих компонентов ускоряются потоком окружающего их горя-
горячего газа. Теплопередача от горячего газа к жидким каплям
вызывает испарение последних. Образующиеся пары перемеши-
перемешиваются и реагируют с окружающим газом с образованием до-
• Зона рециркуляции газов
Рис. 76. Распределение компонентов топлива, поступающих в камеру сгора-
сгорания через двухструйные однокомпонентные форсунки [104].
144 Глава 7
полнительных продуктов сгорания; вдоль камеры в направле-
направлении к соплу создается газовый поток. Аэродинамические силы
ускоренного газа в некоторых случаях могут вызывать вторич-
вторичное распыливание капель жидкости. После завершения процес-
процесса испарения течение потока определяется законами газовой
динамики.
При устойчивом горении скорость перехода жидких компо-
компонентов в горячие газы обычно определяется процессами тепло-
и массообмена в условиях вынужденной конвекции, но для не-
некоторых сочетаний компонентов определяющими могут стать
химические реакции в газовой фазе.
Переход от зоны горения к зоне упорядоченного течения га-
газа обычно плавный и не имеет четкой границы; даже в одном и
том же двигателе она может смещаться в зависимости от ус-
условий работы.
7.2. ГОРЕНИЕ ОДИНОЧНОЙ КАПЛИ
Это явление изучено достаточно глубоко, так как служит от-
отправной точкой для понимания горения распыленного топлива,
характерного для камер сгорания жидкостных ракетных двига-
двигателей (а также топок паровых и водогрейных котлов). Процесс
горения одиночной капли теоретически обоснован, накоплен
также богатый экспериментальный материал. Существуют два
типа горения капель:
1) капли горючего горят в атмосфере окислителя; в этом
случае горючее является источником пара и, так как горючее
и окислитель поступают независимо, имеет место диффузионное
горение;
2) капли монотоплива (к примеру гидразина), которые мо-
могут разлагаться без наличия окислителя; этот случай аналоги-
аналогичен гомогенному горению предварительно смешанных газов и
рассматриваться не будет.
Теория, объясняющая физико-химические процессы, проис-
происходящие в горящей капле [57, 58, 158], хорошо согласуется, с
экспериментом. Она разработана в начале 1950-х гг. В модели,
представленной на рис. 77, рассматривается сферическая капля
при следующих допущениях.
1. Капля состоит из одного химического элемента (т. е. мо-
модель верна для водорода, но не для керосина).
2. Система обладает сферической симметрией, и тепло, по-
поступающее из зоны горения к капле, идет на испарение (при
наличии конвекции симметрия нарушается).
3. После воспламенения процесс считается квазиустановив-
шимся, т. е. количество прореагировавшего горючего равно ис-
испарившемуся из капли.
Механизм горения жидких топлив
145
Окислитель
Горючее
' гор
Горючее
Окислитель
Рис. 77. Модель горения одиночной сферической капли [176].
4. Температура капли постоянна и равна температуре ки-
кипения жидкости.
5. Излучение и тепловая диффузия не учитываются.
6. Давление принимается постоянным (для малой скорости
распространения пламени и низкой вязкости это допущение
справедливо).
Исходя из закона сохранения массы, имеем
т = — d D/зягж3рж) Idt = — 4ягж2рж (drjdt),
или
G.1 а)
G.16)
или
) Idt = — 2т/пржгж = —
G.2)
Последнее уравнение подтверждено экспериментально: мас-
массовый расход т пропорционален радиусу капли гж; здесь К —
константа испарения (горения). Для того чтобы определить ее
значение, запишем уравнения сохранения. Уравнение неразрыв-
неразрывности дает
т = 4nr2pv = const. G.3)
Из уравнения сохранения для составляющей смеси имеем
dCi/dr = 4nr2WiWi/m. G.4а)
Здесь d — массовая доля i-й компоненты смеси в полном
массовом расходе т. Величина mCi — сумма конвекционной и
диффузионной составляющих:
mCi = mYi — 4nr2Di(dYi/dr)y G.46)
Ю И. Тимнат
146 Глава 7
где У/ — массовая доля конвективного потока и D,- — коэффи-
коэффициент диффузии.
Уравнение сохранения энергии дает
X (dT/dr) = (m/4nr2) (S СМ - S C^ft,-* + L ) . G.5)
Граничные условия, определяющие, что ни в жидкой фазе,
ни на бесконечности реакция не происходит, выглядят следую-
следующим образом:
Т = ТЖ\ УГор= Угор, ж при г = Гж)
Т = Тоо\ Уок=Уок, оо При Г = Гоо.
Для того чтобы получить аналитическое решение, необхо-
необходимо сделать дополнительное допущение, состоящее в том, что
химическая реакция идет по схеме
Горючее + Окислитель —>¦ Продукты сгорания (СО2, Н2О и т. д.)
и протекает мгновенно (константа скорости реакции беско-
бесконечно велика). Вследствие этого пламя ограничено поверхно-
поверхностью, куда горючее и окислитель поступают в стехиометриче-
ском соотношении, т. е. толщина зоны горения бесконечно мала.
Для постоянных (или средних) теплоемкости и теплопро-
теплопроводности получается следующее решение:
т = 4лгжр/IпA+В). G.6)
Параметр вдува В, называемый также числом Сполдинга,
равен
В = [сР{Тоо - Тж) +QY0k,oo/k]/L, G.7)
где х — стехиометрическое соотношение (УОк/УГор)стех и
Уок,оо — массовая доля окислителя в окружающей среде.
Часто допускается, что число Льюиса Ъе = 1к/рОср равно
единице.
Тогда pD можно заменить отношением \\ср и из G.2) и
G.6) получить
G.8)
Анализ дает также численное значение температуры горения
TYop, отношение радиусов ггор/гж и массовую долю горючего
в газовой фазе у поверхности капли, Кгор,
ж:
т т — (Q—L)/Cp Too —Тж /7 q\
i гор — ^ж —"—.—; -~ ТТТг Г~7 ' К'*и/
k+K/F оо 1+УоК оо/х'
+ (^ок, со/И) /7 10^
A + Уок,оо/х). G.11)
Механизм горения жидких топлив
147
Рис. 78. Распределение температуры и состава газа в пространстве при го-
горении одиночной сферической капли [176].
Из проведенного анализа видно, что йж2 — известная функ-
функция времени G.2), отношение ггор/гж не зависит от гж, массо-
массовый поток т не зависит от давления [он зависит от произведе-
произведения р?), см. G.6), куда не входит давление], температура пла-
пламени — адиабатическая, а доля газообразного горючего на
поверхности капли меньше 1 и, таким образом, температура
жидкого горючего несколько ниже температуры кипения (что
противоречит допущению 4). На рис. 78 приведены типичные
распределения температуры и состава газа вблизи горящей
капли.
7.2.1. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ
Для изучения горения одиночной капли использовались, как
показано на рис. 79, три различных метода. Первый основан на
применении пористой сферы, в которую по трубке поступает
горючее, выходящее по капиллярам на поверхность сферы и
образующее там тонкий слой жидкости, которая вступает в ре-
реакцию горения. При этом непосредственно измеряется массовый
расход и легко определяется константа испарения К (для обыч-
обычных топлив при комнатной температуре она составляет
Ю~2 см2с-!). Метод допускает применение сфер различных
диаметров. Возможно также исследование оптическими метода-
методами периода прекращения горения (погасания) и структуры
пламени и измерение силы лобового сопротивления капли.
При использовании второго метода капля подвешивается на
тонкой кварцевой нити. После воспламенения определяется
(обычно с помощью высокоскоростной цветной киносъемки)
10*
148
Глава 7
Горючее
Рис. 79. Методы исследования горения капли горючего в атмосфере окис-
окислителя [176].
а — пористая сфера; б — капля, подвешенная на кварцевой нити; в — падающая капля;
/—-пламя; 2 — пористая сфера; 3 — кварцевая нить; 4 — подвешенная капля; J — свобод-
свободная капля.
скорость уменьшения диаметра (также может применяться те-
теневая киносъемка). Для этого уравнение G.2) удобно исполь-
использовать в форме d2 = a + Kt. Метод позволяет определять по-
постоянную К и сравнивать полученные данные с результатами
теоретических расчетов. При этом, однако, необходимо вносить
поправку на отклонение формы капли от сферы. Преимущество
описанного метода состоит в том, что экспериментальное уст-
устройство можно поместить в замкнутую полость; это позволяет
изучать влияние различных температур и давлений. Если же
реализовать условия свободного падения всего контейнера
(к примеру в башне создания невесомости), то можно изучать
влияние изменения силы тяжести на горение капли. Этот метод
позволяет исследовать взаимовлияние капель, расположенных
в непосредственной близости друг от друга. Недостатки метода
состоят в том, что нить отводит тепло и не удается получить
каплю диаметром меньше 100 мкм. Для капель меньших раз-
размеров используется третий метод, заключающийся в том, что
капля свободно падает в топке или пролетает сквозь плоское
пламя. Способы измерения при этом аналогичны упомянутым
выше.
7.3. ОБЩАЯ МОДЕЛЬ ГОРЕНИЯ
Эта модель, включающая истечение продуктов сгорания через
сопло, предложена Саттоном [164]. На рис. 80 показано разде-
разделение камеры сгорания на отдельные зоны для проведения ана-
Механизм горения жидких топлив
149
.«В
Рис. 80. Зоны камеры сгорания, выделенные для анализа [164].
; — зона впрыска, распыления и смешения; 2 — зона сгорания; 3 — зона догорания в труб-
трубках тока; 4 — зона трансзвукового течения; 5 — зона сверхзвукового расширения; 6 — по-
поверхность звуковых скоростей.
лиза. Результаты анализа будут сформулированы в тензорной
системе обозначений, без вывода уравнений, который имеется,
например, у Уильямса [176]. Рассматривая газовую и жидкую
фазы в рамках механики сплошных сред, модель описывает
состояние трехмерного многокомпонентного реагирующего по-
потока с учетом обмена массой, количеством движения и энергией
между фазами. В исходных данных модели приняты следующие
допущения:
1) газ — идеальный; 2) турбулентность не учитывается;
3) распыленная жидкость занимает в камере сгорания прене-
пренебрежимо малый объем; 4) каждый диапазон размеров капель
рассматривается как отдельная жидкая фаза с заданным раз-
размером капель, и обмен массой, энергией или количеством дви-
движения между этими фазами отсутствует; 5) лобовое сопротив-
сопротивление влияет только на кинетическую составляющую в урав-
уравнении сохранения энергии для факела распыла; 6) разрушение
капель, первоначально образовавшихся при распылении, при-
приводит к образованию столь малых капель, что они сразу же
испаряются.
73.1. УРАВНЕНИЯ СОХРАНЕНИЯ ДЛЯ ЖИДКОЙ ФАЗЫ
Капли разделены на ряд групп в соответствии с их начальным
средним размером; последний зависит от имеющихся данных
по распылению жидкости и возможностей используемого ком-
150 • Глава 7
пьютера. Уравнения сохранения записываются в следующем,
виде:
а) концентрация капель того или иного размера:
(dNjK/dt) + div (UjNp) = 0, G.12)
где Njn — число капель компонента / группы п в единичном
объеме;
б) массовая плотность капельной струи:
Npmn> ДРобл, G.13)
где тИСп и тйдробл — скорости изменения массы, обусловленные
испарением и дроблением капель. Если действуют и другие ме-
механизмы, они также должны быть приняты во внимание;
в) количество движения капли:
{д/dt) (p/ni/*) +div(p/luj*ujw) =
ил G.14)
где U/nu/n — диадное произведение, a F — вектор силы лобово-
лобового сопротивления;
г) тепловая энергия капли
д (pjnhjn) /dt + div {иjnpjnhjn) =
= ^jnQjn — Njn (mnj „cn+ mjn дробл) h njSy G.15)
где Q — тепловой поток к каплям и hs — поверхностная эн-
энтальпия.
7.3.2. УРАВНЕНИЯ СОХРАНЕНИЯ ДЛЯ ГАЗОВОЙ ФАЗЫ
а) уравнение неразрывности:
; G.16)
п j
б) уравнение сохранения составляющих смеси:
hnjдробл), G.17а)
п j
где Yi — массовая доля составляющей смеси i, w-t — объемная
скорость реакции, У,-/ — массовая доля составляющей i, обра-
образующейся при сгорании единичной массы компонента топлива /,
а скорость движения U/ частиц составляющей i разделена на
среднюю скорость и и скорость диффузии U,-. Если предполо-
предположить, что имеет место обычная бинарная диффузия, то
G.18)
Механизм горения жидких топлив 151
где Di — коэффициент взаимной диффузии; если допустить,
что все Di равны, то div (р/У/U/) можно заменить на
div(p?grad У»), Обычно влияние диффузии гораздо меньше
обусловленного конвекцией. При этом можно принять D = 0 и
упростить G.17а):
d(pYi)/dt+dw(pYiu) =
= ^•+22 У^п(^7|/исп + тп;-Дробл); G.176)
п j
в) уравнение сохранения количества движения газа:
dpu/dt + div (puu) =
= — grad/7 + divt — 2 ^7^ + 22^/4^ исп +
n j n f
rhj юобл) и jn. G.19)
В правой части первый член обусловлен давлением, второй —
тензором напряжений, третий — силами лобового сопротивле-
сопротивления, а последний представляет собой количество движения об-
образующихся новых газов;
д) уравнение сохранения энергии:
divq + div(u.t) — 22 NfQj71 — 22 NjnUjn-Fjn +
n j n j
[hnjs + V2(«inJ]} + dp/dt.
i
G.20)
Здесь первый член в правой части обусловлен тепловым пото-
потоком, второй — работой, совершаемой силами напряжения, тре-
третий — подогревом капель, четвертый — работой, совершаемой
силами любового сопротивления, пятый включает поверхност-
поверхностную энтальпию и кинетическую энергию испаряющихся капель,
а последний определяется работой давления.
Нужно также включить уравнение состояния
- G-21)
Наконец, вектор силы лобового сопротивления можно предста-
представить в виде
^ — и/*| (и — u/OCDy}-
, G.22)
где Djn — диаметр капель группы п компонента топлива /.
Уравнение включает два члена — один обусловлен трением
(в него входит коэффициент лобового сопротивления CD),
а Другой — градиентом давления.
152 Глава 7
7.4. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МОДЕЛИ
Для того чтобы применить модель, необходимо определиться
с системой координат, указать начальные и граничные условия
и назначить величины связывающих параметров. К последним
относятся скорости испарения mnj исп, скорости нагрева капли
Q/n, силы лобового сопротивления F/n, скорости разрушения
капель тп/дробл и возможные прочие потери массы, вызванные
другими механизмами. Скорости обмена определяются из рас-
расчета поведения одиночной капли, а затем суммируются по всем
каплям.
Параметры тп/Исп и Qyn можно рассматривать совместно,
например в рамках квазистационарного испарения, как это де-
делалось при анализе горения одиночной капли [131]. В этом слу-
случае Q/ri = 0, a mnjncn определяется уравнением G.6). В послед-
последнее время также рассматривают и неустановившийся процесс,
что больше соответствует реальным условиям [65]. Для расчета
силы лобового сопротивления требуется выбрать значение ко-
коэффициента лобового сопротивления, что зачастую делается по
эмпирическим зависимостям, полученным при динамических
исследованиях одиночных капель. Анализ влияния рассмотрен-
рассмотренных параметров процесса сделан Саттоном [163].
7.4.1. ВЛИЯНИЕ СМЕСИТЕЛЬНОЙ ГОЛОВКИ
НА СТЕНКУ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Влияние смесительной головки на аблирующую стенку камеры
сгорания изучалось на объемной модели цилиндрической каме-
камеры сгорания для условий устойчивого горения и распыления,
происходящего при столкновении струй жидкостей. Использо-
Использование уравнений, полученных при анализе горения одиночной
капли, ограничивает анализ процесса горения условиями, в ко-
которых жидкая фаза может рассматриваться в виде поля не-
невзаимодействующих сферических капель. Таким образом, ука-
указанная модель горения применима лишь за зоной впрыска и
распыления, для которой разработан свой метод анализа.
Трехмерная модель установившегося процесса разработана для
зоны горения, а одномерная — для расположенной следом за
ней зоной догорания в трубках тока (см. рис. 80).
Наличие пограничного слоя у стенок камеры сгорания в мо-
модели процесса горения не учитывается. Для расчета влияния
смесительной головки на стенку камеры сгорания необходимо
провести отдельный анализ пристеночного слоя с тем, чтобы
определить коэффициенты теплопередачи. Различие расчетов
процессов горения и теплопередачи в стенку наиболее удобно
для камер сгорания с абляционным охлаждением, поскольку
Механизм горения жидких топлив 153
температура поверхности стенки в этом случае практически
равна адиабатической, а теплопередача очень мала. Скорости
коксования и унос массы стенки можно рассчитать по имею-
имеющимся методам анализа с учетом нестационарной теплопровод-
теплопроводности и абляции. Полная численная модель включает несколь-
несколько компьютерных программ, каждая из них может использо-
использоваться отдельно или в сочетании с любой другой. Это
следующие программы.
1. Программа распределения распыленной жидкости LISP
(Liquid Injector Spray Patterns); по ней рассчитываются пара-
параметры концентрации компонентов в узлах расчетной сетки с
координатами (г, 6) в плоскости г0 для каждого типа смеси-
смесительной головки.
2. Программа 3-D COMBUST, в которой используются ре-
результаты программы LISP и определяются местные скорости
горения, давление, состав газа, векторы скоростей и отклонения
от начального распределения распыла на участке от плоскости
2о до начального сечения зоны трубок тока.
3. Программа STRMBT, по которой рассчитываются горе-
горение и ускорение газов и несгоревшей жидкой фазы в направле-
направлении сопла.
4. Программа BLEAT (Boundary-Layer Heat Transfer) рас-
расчета теплопередачи в пограничном слое; по ней определяются
коэффициент теплоотдачи, адиабатическая температура стенки
и состав газа у стенки камеры сгорания в зависимости от мест-
местного соотношения компонентов у стенки и параметров течения,
полученным по программам 3-D COMBUST и STRMBT.
5. Программы 3D DEAP и 2D ABLATE, по которым рассчи-
рассчитывается абляция стенки камеры как для трехмерного случая,
так и при осевой симметрии.
7.4.2. ПРОГРАММА РАСПРЕДЕЛЕНИЯ
ЖИДКОСТНЫХ СТРУЙ
По компьютерной программе LISP рассчитываются расходона-
пряженности (г-см^-с) в узлах расчетной сетки (г, 6, z0)
суммированием распределения массовых потоков от каждой
форсунки
ф
G(r, e, zo)= 2Ы'.е, zo). G.23)
1=1
Впервые эта программа использована для анализа ЖРД
ракеты «Корпорал» [148]. Этот метод расчета может приме-
применяться, если:
154
Глава 7
а) каждая форсунка имеет заранее известное массовое рас-
распределение капель по размерам, которое можно измерить и
описать аналитически;
б) распределение массы топлива между точками соударе-
соударения струй и плоскостью z0 не испытывает влияния факелов
распыла соседних форсунок;
в) можно рассчитать испарение капель между точками со-
соударения струй и плоскостью г0.
Эти требования выполняются, когда форсуночные отверстия
выполнены с достаточно большим отношением длины к диамет-
диаметру и с шероховатостью поверхности канала, обеспечивающей
полную турбулизацию сталкивающихся струй, и при условии,
что плоскость г0 находится на расстоянии 2—5 см вниз по по-
потоку от точек соударения [77].
Выражение для g(r, 6, zo), используемое в G.23), основыва-
основывается на характеристиках распределения топлива для форсунок
данного типа, определенных по результатам холодных про-
ливок.
На рис.. 81 показаны типичные распределения расходона-
пряженности для двухкомпонентной двухструйной форсунки.
Программа LISP преобразует систему координат (x,y,z) для
отдельных форсунок в систему координат (г, 6, z) для камеры
сгорания в целом, а затем суммирует массовые потоки от каж-
каждой форсунки в рассматриваемом узле расчетной сетки в плос-
плоскости 2о, отделяющей зону смешивания от зоны горения. Век-
Векторы скорости капель рассчитываются из условия, что от точек
соударения струй до плоскости г0 капли движутся по прямоли-
прямолинейным траекториям со скоростью, равной скорости впрыска
топлива. Для расчета среднего диаметра капель используются
-х-
-у
Рис. 81. Типичные распределения расходонапряженности для двухструнных
двухкомпонентных форсунок [164].
а — струи одинакового диаметра с одинаковыми количествами движения; б — струи раз-
разного диаметра с одинаковыми количествами движения. •—отверстие окислителя;
расходонапряженность окислителя; О — отверстие горючего; расходона-
пряженность горючего.
Механизм горения жидких топлив 155
эмпирические зависимости от размеров форсуночных отверстий
и скоростей впрыска.
Входные данные для программы LISP включают число,
расположение, ориентацию, размер, геометрию и тип форсунок
смесительной головки, расположение узлов расчетной сетки и
физико-химические характеристики, такие, как плотность топ-
топлива и перепад давления на форсунках. Программа включает
в расчет до 50 форсунок и до 400 узлов расчетной сетки.
7.4.3. МОДЕЛЬ ЗОНЫ ГОРЕНИЯ 3-D COMBUST
Вычислительная программа 3-D COMBUST построена на трех
главных допущениях, позволяющих смоделировать поле тече-
течения газа в зоне горения:
1) в уравнении сохранения количества движения для газа
влияние вязкости мало по сравнению с поперечной конвекцией;
2) уравнение сохранения энергии газа может быть замене-
заменено таблицей параметров торможения газообразных продуктов
сгорания в зависимости от соотношения компонентов топлива;
3) величина uzdp/dz мала по сравнению с другими членами
уравнения неразрывности.
Уравнение неразрывности при учете допущения C) сохра-
сохраняет все остальные члены, в уравнении сохранения состава
смеси пренебрегают только диффузией, а уравнение сохранения
энергии газовой фазы упрощено, как показано выше. В уравне-
уравнения жидкой фазы входят все члены в системе координат
(г, 6, г), как показано в вектор-тензорных уравнениях, за ис-
исключением нестационарных составляющих. Системы уравнений
для газа и жидкости связываются между собой через обмен
массой и энергией между фазами. Для коэффициента лобового
сопротивления приняты выражения
D = 0,271 Re0-217 (Re^80) J G-24)
Газификация капли описывается простой моделью испарения
при Q/i = 0:
w/< = AV1 Gs Jt)pnijDjn Nil,-* k'nsj, G.25)
где [131]
8 г kr
kn/sj= f = dT. G.26)
Другими механизмами взаимодействия пренебрегаем. Опре-
Определение приемлемых граничных условий, включая начальную
плоскость, довершает описание модели.
J56 Глава 7
В принципе численное решение для трехмерного течения
газа можно получить путем совместного решения трех уравне-
уравнений сохранения количества движения для газа, уравнения со-
состояния, уравнений сохранения массы и состава смеси для ше-
шести неизвестных uZy ur, uQy рУ р, с. Даже с учетом того, что урав-
уравнение сохранения энергии не используется, решение такой сис-
системы сопряжено с определенными трудностями. Самая большая
из них заключается в том, что дифференциальные уравнения в
частных производных для газовой фазы — комбинированного
параболическо-эллиптического типа, поэтому анализ затруднен
из-за сложности решения начальной задачи Коши. Для реше-
решения такой системы уравнений, как задачи на отыскание собст-
собственных значений, необходимо полное описание неизвестных во
всех точках (г, 6) границы с последующей зоной трубок тока.
Но степень сгорания топлива на этой нижней границе зоны го-
горения заранее не известна, поэтому неизвестны концентрации
распыленной жидкости и скорости жидкости и газа, как и про-
продольное распределение давления.
В результате был предложен альтернативный вариант рас-
расчета, позволяющий использовать маршевые конечно-разностные
схемы без возникновения вычислительной неустойчивости. По-
Поскольку пробные расчеты показали, что поперечные градиенты
давления везде в камере, за исключением зоны, непосредствен-
непосредственно примыкающей к смесительной головке, очень малы
(Ю^м), в целях упрощения расчетов было принято
др/дгжО, др/дджО, откуда следует, что
(др/дг)(г9 6, z) = (dp/dz)z. G.27)
Допущение о постоянстве давления в поперечном сечении
позволяет исключить эллиптичность системы уравнений и ис-
использовать маршевый метод. Упрощение вносит ошибки в по-
поперечные скорости газа, пропорциональные квадратному корню
из истинных градиентов давления, тем не менее рассматривае-
рассматриваемая трехмерная модель позволяет определить концентрации
компонентов топлива более достоверно, чем в модели трубок
тока, примененной к зоне смешения, когда во внимание прини-
принимаются только радиальные и угловые скорости газа.
С учетом приведенного выше допущения C) дифференци-
дифференциальное уравнение неразрывности для газовой фазы принима-
принимает вид:
— д (ги \Л и' др 4- * duQ -J-
dp m ди2 ди2
С0
Механизм горения жидких топлив 157
Приближенные вычисления генерации газа с использовани-
использованием испарения капли для области в непосредственной близости
от смесительной головки показывают, что объемная скорость
газификации со (см3-см~3-с~1) лежит в диапазоне 5-Ю2—5-Ю4
в зависимости от среднего диаметра капель и шага между фор-
форсунками. У смесительной головки, где средняя осевая скорость
газа порядка 50 м/с, скорость генерации газа очень высока,
вследствие чего эффекты вдува превалируют над переносом
количества движения. С учетом этого определяется потенциал
скорости для поля поперечных скоростей и G.28) принима-
принимает вид
^4-—— ' ! д(р др 1 ! д2ф |
дг2 г дг "*" о дг дг г2 д92
_1_^^=(о_^ = а), (
г2р дд дв дг
где дц)/дг = иГу A/г) (ду/dQ) =ие.
Существование потенциала скорости связано с предположе-
предположением об отсутствии вращательной составляющей и поперечном
течении; такое предположение обычно считалось неприемлемым
для двухфазного вязкого течения с различиями в местных уско-
ускорениях и скоростях генерации газа. Однако следует отметить,
что если лобовое сопротивление и другие вязкостные эффекты
не оговорены априори, то определение потенциала скорости ве-
ведет просто к невращающемуся потоку с плоскостным распре-
распределением источников генерации газа, которое определяется
местными скоростями горения и стоками газа, обусловленными
осевым ускорением. Таким образом, потенциальное решение
может рассматриваться как удовлетворительное приближение,,
если условие сохранения массы преобладает над влиянием
вязкости.
Чтобы избежать необходимости совместного решения урав-
уравнения G.29) и уравнения сохранения количества движения в
осевом течении для всех трех составляющих скорости газа,
делается последнее упрощение, основанное на допущении G.27).
Осевая скорость газа принимается одинаковой в любой точке
поперечного сечения и рассчитывается из условия
.ЛЩг)] _ $Am(r,Q,z)dA
Существующие возможности для определения размеров ка-
капель, распределения массы и степени испарения в начальной
части зоны быстрого горения не требуют более сложных вычис-
вычислений. Основными целями программы 3-D COMBUST являются
согласование полей газа и распыленной жидкости и определе-
158 Глава 7
ние полноты сгорания в зоне горения; проектные расчеты тако-
такого рода не требует знания точных значений скоростей газа
в этой зоне, если используются полные уравнения для капли.
Численное решение на ЭВМ всей системы дифференциаль-
дифференциальных уравнений в частных производных для газовой и жидкост-
жидкостной фаз включает пошаговое интегрирование в направлении z
от начальных значений, заданных в плоскости z0 вычислитель^
ной программой LTSP. В каждой последующей плоскости г
вычисляется совместное решение для всех переменных во всех
узловых точках расчетной сетки (г, 6) с использованием комби-
комбинированной схемы прогноза с коррекцией. Для большинства
уравнений применяется конечно-разностный метод переменных
направлений с использованием центральных разностей по г и 9.
На этапе прогноза используются линеаризованные конечно-раз-
конечно-разностные аналоги этих уравнений — явные по г и неявные по 0.
Отдельные подпрограммы решают каждое из конечно-разност-
конечно-разностных уравнений, а также вычисляют связи уравнений и физиче-
физические свойства газа в зависимости от соотношения компонентов.
Использование отдельных подпрограмм обеспечивает удобство
при введении требуемых изменений в модели различных физи-
физических процессов. Из-за практических ограничений в отноше-
отношении объема памяти ЭВМ и времени счета программа 3-D COM-
COMBUST содержит не более 15 круговых и 7 радиальных линий
расчетной сетки и не более 12 диаметров капель.
7.4.4. МОДЕЛЬ ДОГОРАНИЯ
В ТРУБКАХ ТОКА STRMTB
Программа STRMTB, использованная для расчета догорания
в трубках тока, основана на упрощении рассмотренной выше
модели до одномерной стационарной модели. Для согласования
ее с программой 3-D COMBUST вязкостью газа пренебрегают,
уравнение сохранения энергии для газа заменяют таблицами
свойств в условиях равновесия, а связывающие члены рассчиты-
рассчитывают по уравнениям G.24) — G.26). Практически эта модель
представляет собой множество одномерных моделей, поскольку
для каждой трубки тока имеется полная одномерная модель.
Компоненты топлива в жидкой и газовой фазах, попадающие
в трубку тока в ее начальном сечении, далее не покидают ее
пределов. Таким образом, между соседними трубками тока нет
обмена массой, количеством движения и энергией.
Условия начальной плоскости легко получаются из данных,
вычисленных по программе 3-D COMBUST для каждой (г, 9)
узловой точки расчетной сетки. Если несколько узловых точек
попадают в одну трубку тока, проводится соответствующее
осреднение и суммирование. Определялись среднее давление в
Механизм горения жидких топлив
159
начальной плоскости и характеристики сечения для каждой
трубки тока. Модель трубок тока, как и любая другая модель
процессов в камере сгорания, должна удовлетворять конечному
граничному условию в виде поверхности, на которой реализу-
реализуется скорость звука в горловине сопла. В рассматриваемой
программе STRMTB это условие удовлетворяется приближен-
приближенно, не ухудшая точности расчета теплопередачи в стенку каме-
камеры. Для расчета удельного импульса разработан уточненный
метод, в котором учитываются различные длины трубок тока
и радиальные градиенты давления в сопле [28].
7.4.5. ПРИМЕР РАСЧЕТА
Расчеты проводились для смесительной головки с 18-ю трех-
струйными форсунками, показанной на рис. 82. Из рисунка
видно, что смесительная головка состоит из одинаковых секто-
секторов (типа АОВ) трехструиных форсунок. Линия DOC представ-
представляет плоскость симметрии. Лучи ОА и ОС, таким образом, оп-
определяют границы симметричной области вдоль всей камеры
и сопла, на которых должны отсутствовать перетекания или
градиенты параметров. Таким образом, для получения полной
картины течения продуктов сгорания, полей температур и кон-
концентраций компонентов топлива достаточно рассмотреть сектор.
Ри?. 82. Смесительная гсловка с 18 трехструнными форсунками [ 164].
160 Глава 7
ограниченный этими лучами. Лучи ОА и ОС соответствовали
расположению радиальных перегородок на реальной смеси-
смесительной головке, которые, если они не очень короткие, не до-
допускают перетечек, так же как и радиальные плоскости сим-
симметрии в модели.
Результаты расчета программы LISP по распределению
массы и соотношению компонентов для различных двухструй-
ных и трехструйных форсунок сравнивались с результатами
холодных проливок на воде и трихлорэтилене, имитирующих
горючее аэрозин-501) и окислитель N2O4. Экспериментальная
установка включала систему пробоотборников 29X29 пло-
площадью 0,67 см2 каждый. Расчетное распределение расходона-
пряженности на расстоянии 3,8 см от огневой поверхности
смесительной головки с 18 трехструйными форсунками, изобра-
изображенной на рис. 82, сравнивается на рис. 83 с действительными
значениями расходонапряженности, замеренными в холодных
проливках, при и = 1,6. Сравнения расходонапряженности про-
проводились вдоль радиуса в сечениях, соответствующих углам 0,
15, 30° внутри одного сектора смесительной головки. Как видно
из рис. 83г налицо качественная сходимость расчетных и экс-
экспериментальных данных. Количественные расхождения объяс*
няются недостаточной точностью пробоотборника, использован-
использованного при холодных проливках (гистограммы, построенные* по
экспериментальным данным, выражают осредненный расход
через ячейки пробоотборника площадью 0,67 см2), но счита-
считаются приемлемыми для расчета процесса горения и теплового
потока в стенку.
Не менее удовлетворительная сходимость между расчетны-
расчетными данными и результатами эксперимента получена при холод-
холодных проливках смесительных головок с 72 двухструйными од-
нокомпонентными и 8 двухструйными двухкомпонентными фор-
форсунками при установке пробоотборника на расстоянии 3,5 и
4 см от смесительной головки (рис. 84). Однако опыты с про-
пробоотборником, установленным на расстоянии 7—8 см от сме-
смесительной головки, показывают, что столкновения капель от
разных форсунок и жгутование могут приводить к неравномер-
неравномерности расходонапряженности. Влияние этих столкновений учи-
учитывается в системе уравнений сохранения количества движения
для капель того же компонента и группы диаметров, но не
учитывается для капель из разных групп. Таким образом, ис|
пользование вычислительной программы LISP применимо ли!ш|
для зоны, отстоящей от смесительной головки не более |
на 5 см.
1) Смесь гндразича и монометилгидразина в соотношении 1:1.—'
.Прим. ред.
Механизм горения жидких топлив
161
150
„'100
О
i 50
О)
О
S
X
о
«2
1
1
5°
/
i
i
i
i
i
\
\
0 1
2 3 4
Радиус, см
150
100
50
О
0
—1 J
о
1 \
/ \
; \
/l \
/ 1
;
\
/
I
\
\
2 3 4
Радиус, см
150
100
СП
n
—г-
I
-H
30°
\
Ц
\
\
\
/\
1 1
1
; \
>
\
7T
0 1 2 3 4 5
Радиус, см
Рис. 83. Экспериментальное и расчетное распределения расходонапряженно-
расходонапряженности для смесительной головки с 18 трехструйными форсунками [164].
расчет; эксперимент.
I'
Is
53
Рис.
для
4
i
—18
" Ч
V80
60
20
7ч
i,
1
1
1
2 3
Радиус, см
2 3 4 5 2 С
Радиус, см
84. Распределения расходонапряженности и соотношения компонентов
смесительной головки с двухструйными однокомпонентными форсунками
(хсР=1,6) [164].
расчет; -
эксперимент.
11 И. Тимн^т
162
Глава 7
250 -i
_ 200-
о
±
ев
о
<0
150-
о 100-
0J
2 4 6
Расстояние от головки, см
10
Рис.
нием
85. Изменение параметров рабочей среды в камере сгорания с удале-
от смесительной головки с 18 трехструйными форсунками, изображен-
изображенной на рис. 82 [164].
О
ц
m
а - -г
О 9= 1
С
i
32°
7°
А 8 12 16
Расстояние от головки, см
20
Рис. 86. Сравнение расчетного и измеренного тепловых потоков для смеси-
смесительной головки, изображенной на рис. 82 [164].
Главной целью первоначального использования описанной
модели являлся расчет трехмерного двухфазного потока в ка-
камере сгорания с последующим анализом сложного процесса
теплообмена в этой зоне. Параметры течения около стенки,
которые важны для определения местной теплопередачи, вклю-
Механизм горения жидких топлив 163
чают осевую и радиальную скорости газа и количество жидко-
жидкости, попадающей на стенку, а затем испаряющейся при движе-
движении вдоль нее. Типичный характер изменения этих параметров
для трехструйных форсунок (рис. 82) показан на рис. 85. Ра-
Радиальная скорость становится достаточно малой на расстоянии
7—8 см от смесительной головки, что дает возможность перейти
к расчету по модели трубок тока. С этого сечения можно про-
проводить и расчет теплопередачи, основываясь на одномерном
течении газа. Рис. 86 показывает, что испарение жидкости, по-
попадающей на стенку камеры, может продолжаться на значи-
значительных длинах, обусловливая таким образом низкие коэффи-
коэффициенты теплопередачи. Расчет теплообмена основывается на
данных, получаемых из моделей горения, и входит в программу
BLEAT расчета пограничного слоя.
На рис. 86 сравниваются с экспериментальными данными
рассчитанные осевые распределения тепловых потоков вдоль
образующих камеры на углах 332 и 17° смесительной головки,
представленной на рис. 82. Сходимость превосходная, особенно
в зоне минимальных тепловых потоков, отстоящей от смеситель-
смесительной головки на 7—8 см, где наряду с исчезновением радиальных
скоростей газа происходит максимальное испарение жидкости
у стенки камеры.
8
ЭКОНОМИЧНОСТЬ, УСТОЙЧИВОСТЬ
И РЛБОТОСПОСОБНОСЬ ЖРД
8.1. ВВЕДЕНИЕ
Одним из результатов работы, проведенной в конце 1960-х гг.
американской Межведомственной комиссией по ракетным дви-
двигателям на химическом топливе CRPG, стало признание того,
что экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД
взаимосвязаны. Такой вывод был сделан на основании анализа'
дробления, испарения и горения распыленного топлива, кото-
который стал отправной точкой для поиска технических решений
в этих трех направлениях. В результате появилась возможность
оптимизировать процесс выбора конструкторских решений, со-
сократив тем самым период разработки и уменьшив массу дви-
двигателя. Большинство ЖРД, разработанных до 1970 г., создава-
создавались методом проб и ошибок. Случалось, что до нахождения
оптимальной конструкции приходилось опробовать до 100 ва-
вариантов смесительной головки. Обычно лишь после достижения
требуемого уровня экономичности и обеспечения устойчивой
работы начинались поиски способов обеспечения требуемого
ресурса. Поэтому разработанные ранее ЖРД (эксплуатация
некоторых из них еще продолжается) имели неоптимальное
соотношение компонентов топлива, в них использовались спе-
специальные устройства для повышения устойчивости, а масса
конструкции оказывалась завышенной. Маршевый двигатель
ВКС «Спейс Шаттл» и экспериментальный ЖРД с кольцевой
камерой сгорания и центральным телом стали первыми двига-
двигателями, разработанными с применением новых методов. Рабо-
Рабочие характеристики ЖРД определяются выбором установочных
параметров, к которым относятся свойства компонентов топли-
топлива и технические требования к системе подачи топлива, смеси-
смесительной головке и камере сгорания. Исходя из них, можно рас-
рассчитать полноту сгорания, удельный импульс, устойчивость
горения и температуру стенки камеры. Достигнутый удельный
импульс, как и для РДТТ, представляет собой разницу между
термодинамическим потенциалом топлива и потерями, сопутст-
сопутствующими его реализации. Динамическая устойчивость опреде-
определяется балансом между причинами, вызывающими внутрика-
Экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД
Таблица 13. Установочные параметры ЖРД [168]
165
Топливо
Система питания
Смесительная
головка
Камера/сопло
Химический состав
Вязкость
Плотность
Энтальпия
Поверхностное на-
натяжение
Критическая тем-
температура
Удельная теплоем-
теплоемкость продуктов
сгорания
Теплота образова-
образования
Кинетические по-
постоянные
Теплота реакции
Скорость звука
Сжимаемость
Теплота испарения
Монотопливные
характеристики
Самовоспламеняе-
Самовоспламеняемость
Скорость в маги-
магистралях
Перепад давления
в магистралях
Объем магистрали
Входной диаметр
магистрали
Длина магистрали
Скорость жидко-
жидкости в форсуноч-
форсуночном канале
Обработка поверх
ности
Скорость впрыска
Характеристики
распыления
Расход через фор-
форсунку
Диаметр d форсу-
форсуночного отвер-
отверстия
Отношение lid
Тяга на единицу
площади головки
Расход топлива
Тип форсунки
Число форсунок
Длина канала /
Площадь впрыска
Число форсуноч-
форсуночных отверстий
горючего
Число форсуноч-
форсуночных отверстий
окислителя
Обработка поверх-
поверхности
Геометрия форсу-
форсуночного отвер-
отверстия
Угол наклона
струи
Соотношение ком-
компонентов к
Приведенная дли-
длина L*
Давление в каме-
камере
Коэффициент су-
сужения
Отношение длины
к диаметру каме-
камеры L/D
Массовый расход
топлива (основ-
(основной и дополни-
дополнительный)
Время пребывания
в камере
Диаметр критиче-
критического сечения
Диаметр камеры
Форма камеры
Скорость газа
Форма входной
части сопла
Форма горловины
сопла
Материал стенки
Конструкция стен-
стенки
Устройства подав-
подавления колебаний
Угол на выходе
сопла
Контур сопла
мерные колебания, и условиями подавления этих колебаний.
Работоспособность камеры определяется параметрами рабочей
среды во внутрикамерном объеме и механическими характерис-
характеристиками материала стенки камеры. Установочные параметры,
значения которых необходимо знать, начиная проектирование
двигателя, приведены в табл. 13; параметры, которые можно
получить из них путем расчета, перечислены в табл. 14, а ос-
166
Глава 8
Таблица 14. Расчетные параметры ЖРД [168]
Экономичность
Теоретический удельный импульс
Распределение соотношения компо-
компонентов
Распределение расходонапряженности
Перепад давления в системе питания
Температура на входе в форсунку
Перепад давления на форсунке
Коэффициенты расхода форсунок
Гидравлическое переключение струи
Величина и направление количества
движения струи
Отношение количеств движения
струи
Распределение массы факела рас-
распыла
Дробление капель
Поверхностный срыв массы
Разность скоростей
Поперечное перетекание
Распределение капель по размерам
Длина пути испарения
Длина пути смешения
Турбулентность
Потери на дробление
Потери на рассеяние
Трехмерные эффекты
Кинетические эффекты
Отставание частиц
Полное давление
Устойчивость
Начальное распределение капель
Коэффициенты расхода форсунок
Гидравлическое переключение струи
Дробление капель
Поверхностный срыв массы
Распределение расходонапряженно-
расходонапряженности
Профиль выделения энергии
Собственные частоты системы
Поглощение энергии стенкой
Импеданс сопла
Демпфирование, обусловленное кон-
конденсированной фазой
Работоспособность
Коэффициенты расхода форсунок
Гидравлическое переключение струи
Распределение расходонапряженности
Распределение капель по размерам
Срывные эффекты
Турбулентность
Радиальная скорость
Поперечная скорость
Коэффициент теплопередачи
Профиль выделения энергии
Потенциал эрозии стенки
Потенциал коррозии стенки
новные факторы, влияющие на экономичность (удельный им-
импульс), устойчивость и работоспособность камеры сгорания,
представлены в табл. 15.
8.2. ЭКОНОМИЧНОСТЬ
Верхний предел удельного импульса определяется условиями
химического равновесия адиабатического обратимого процесса
расширения продуктов химических реакций горения в одномер-
одномерном сопле (идеальный удельный импульс /уд, ид) и характери-
характеризует термодинамический потенциал топлива при заданных со-
соотношении компонентов, давлении в камере, геометрической
степени расширения сопла и давлении окружающей среды. Ре-
Реально достижимый удельный импульс определяется потерями.
Некоторые из них изначально присущи ЖРД и исключить их
невозможно. К ним относятся потери на непараллельность исте-
истечения (геометрические потери), потери в пограничном слое,
потери на запаздывание и кинетические (из-за химической не-
неравновесности) потери. Другими можно управлять путем выбо-
Экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД
Таблица 15. Факторы, влияющие на экономичность, устойчивость
и работоспособность ЖРД [168]
167
Экономичность
Теоретический уровень
Степень реализации
Устойчивость
Влияние
Причины
Работоспособность
Окружающая среда
Стойкость к окружаю-
окружающей среде
Термодинамический потенциал
Геометрические потери
Потери на трение в пограничном слое
Потери на химическую неравновесность
< Потери на двухфазность
Потери на распределение
Соотношения компонентов
Потери на полноту сгорания
Степень демпфирования
Резонансные частоты системы питания
Собственные частоты камеры
. Восприимчивость к возмущающим импуль-
импульсам
Нестационарность горения
[ Температура
< Химический состав
1 Газодинамические условия
Характеристики материала стенки
3 А
> f§!
i§
s§
| ?
*8g
я 8
5Й О
о
ex
>>
a
P*
ра тех или иных конструктивных решений и в некоторых случа-
случаях свести их к нулю. К ним относятся тепловые потери, потери
полноты сгорания и потери из-за неравномерности распределе-
распределения компонентов по смесительной головке.
Относительная важность тех иэти иных механизмов потерь
зависит от условий работы ЖРД: в двигателях с низким внут-
рикамерным давлением особенно заметны кинетические потери,
а для ЖРД с очень малой тягой начинают преобладать потери
в пограничном слое. В случае несовершенной смесительной го-
головки или очень короткой камеры сгорания определяющими
могут стать термодинамические потери в камере.
На рис. 87 видно, что, хотя обычно удельный импульс мож-
можно повысить увеличением степени расширения сопла, процент
потерь выше для больших степеней расширения (за счет кине-
кинетических потерь и потерь в пограничном слое). Существует и
взаимозависимость отдельных видов потерь. На рис. 88 пока-
показано влияние уровня полноты сгорания на процесс расширения
в сопле. Еще одним примером является изменение кинетических
потерь при неравномерном распределении соотношения компо-
компонентов топлива по площади головки. Из рис. 89 следует, что в
168
Глава 8
320
290
230
200
170
N
\
\
\
\
-99
¦97
-95 Г
¦ 91
¦89
10 100 1000 10000
Степень расширения сопла е
Рис. 87. Типичные характеристики экономичности [168].
12
10
|б
JQ
§
1
10
100
1000
Рис 88 Типичная зависимость потерь в сопле от уровня полноты сгора-
сгорания [168].
идеальный случай; — • — неполнота сгорания в критическом сечении 3%;
неполнота сгорания в критическом сечении 6%.
Эконом r.i^cru, \стопчпвость и работоспособность ЖРД
169
В А С ^
Рис. 89. Влияние соотношения компонентов на кинетические потери [168].
ЖРД, соотношение компонентов которого равномерно по попе-
поперечному сечению камеры и соответствует точке Л, кинетические
потери будут меньше, чем для двигателя, половина расхода
топлива в котором сгорает при кв, а половина — при хс, хотя
оба двигателя имеют одинаковый средний коэффициент соот-
соотношения компонентов.
На каждый из упомянутых выше механизмов потерь оказы-
оказывают влияние свойства топлива и конструкция камеры сгора-
сгорания. Хотя теоретический удельный импульс системы определяют
термодинамические и кинетические характеристики, степень его
достижения обусловливается и газодинамическими эффектами.
Дробление и испарение капель в основном определяют полноту
сгорания и оказывают лишь второстепенное влияние на кинети-
кинетические потери и потери в пограничном слое. Распыливание топ-
топлива определяется конструкцией форсунок и смесительной го-
головки, тогда как скорости испарения зависят от конструкции
камеры сгорания и свойств компонентов топлива. С точки зре-
зрения экономичности оптимальной является смесительная голов-
головка, обеспечивающая такое распыление компонентов топлива,
при котором они испаряются с одинаковой скоростью, а испа-
испарение завершается в одном поперечном сечении камеры сгора-
сгорания. Камера при этом должна обеспечить достаточно большую
относительную скорость Ду между газом и каплями, чтобы
полностью испарить последние на располагаемой длине. Харак-
Характер изменения kv по длине камеры определяется в значитель-
значительной степени коэффициентом сужения камеры сгорания Лк/Лкр.
Другими факторами, влияющими на распыление топлива, явля-
являются перепад давления на форсунках, начальный размер ка-
капель, устойчивость внутрикамерного процесса, характер соуда-
соударения струй, свойства топлива, самовоспламеняемость и турбу-
турбулентность газов в камере. Распределение топлива в факеле
распыла определяет влияние качества смешения компонентов
170 Глава 8
Таблица 16. Процессы и потери в ЖРД [168]
Процессы
Потери, % /у
1. Неоднородность распределения соотношения
компонентов (трубки тока)
2. Неполное выделение энергии
3. Многофазность потока, наличие твердых частиц
4. Двумерность потока, криволинейность и рас-
рассеивание
5. Конечные скорости реакции, химическая нерав-
неравновесность
6. Пограничный слой, трение, теплопередача
0—5
1—5
Не рассматривалось
0,1-3
0,1—Ю
0,5—5
на удельный импульс. Желательно, чтобы конструкция смеси-
смесительной головки обеспечивала оптимальное распределение и
смешение компонентов. Важное значение имеют также гидрав-
гидравлические параметры, такие, как перепад давления в коллекто-
коллекторе, отношение длины / и диаметра d форсуночных отверстий,
характеристики поверхности этих каналов и угол, под которым
сталкиваются струи.
Предложена программа расчета ЖРД с газообразными про-
продуктами сгорания для установившегося режима работы и обыч-
обычного сверхзвукового сопла [134]. В табл. 16 указаны учитывае-
учитываемые программой процессы и диапазоны свойственных им потерь.
Расчеты базируются на двух подпрограммах — анализе дву-
двумерного течения в сопле с учетом кинетики химических реакций
(TDK) и анализе турбулентного пограничного слоя (TBL).
По первой рассчитывается удельный импульс для невязкого
газа с конечными скоростями химических реакций. Подпрограм-
Подпрограмма позволяет учитывать две зоны с разным соотношением ком-
компонентов, а также неполное выделение энергии. Во второй рас-
рассчитывается влияние вязкости и теплопередачи в стенку каме-
камеры. Расчет носит итерационный характер в последовательности
TDK-^TBL-^TDK и завершается определением удельного им-
импульса (рис. 90). На рис. 91 графически представлены учиты-
учитываемые виды потерь (интересно сравнить этот метод с анало-
аналогичной процедурой расчета удельного импульса РДТТ, которую
иллюстрирует рис. 57). Эта программа пригодна для топлив,
состоящих из следующих химических элементов: углерод, водо-
водород, азот, кислород, фтор и хлор. Разработан метод расчета
взаимосвязи полноты сгорания в камере с потерями в сопле.
8.3. НЕУСТОЙЧИВОСТЬ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
Процесс горения в камере ЖРД по своей природе является
неустойчивым. Гидравлические факторы могут приводить к
неустойчивому течению внутри форсунок [169], при определен-
Экономичность, устойчивость и работоспособность /КРД
171
Рис. 90. Подпрограммы вычислительной программы TDK [134].
I — впрыск топлива с заниженной энтальпией для учета неполноты выделения энергии;
II — равновесное горение и одномерное течение в предположении бесконечного размера
камеры сгорания; III — сужающаяся часть сопла (одномерное расширение с учетом ки-
кинетики химических реакций); IV —горловина сопла (трансзвуковое расширение газа с
постоянными свойствами); V — расширяющаяся часть сопла (двумерное расширение с
учетом рекомбинации, метод характеристик).
ных условиях истечение из форсунок также может приобретать
неустойчивый характер. Даже при устойчивом режиме работы
постоянно образуются локальные зоны с компонентами топлива,
вступающими в реакцию с нестационарным выделением энергии
в осевом и радиальном направлениях. Амплитуда случайных
Рис. 91. Схема внутрикамерных процессов в ЖРД [134].
F = Г *
оо J sm.«.Cos а;+рвыхЛвых. I — неполное выделение энергии при сгорании топлива; II —
бнияп!!?уемое ск°Р°стями химических реакций расширение, выделение энергии в реком-
инационных процессах, / — трубки тока; 2 — потери на трение в пограничном слое и
теплопередачу; 3 —звуковая поверхность; 4 — поверхность постоянного давления.
172 Глава 8
пульсаций любых параметров процессов горения и течения
варьируется по объему камеры сгорания в зависимости от
местных условий. К примеру, в камере сгорания нет такой точ-
точки, где можно было бы измерить истинное или среднее значение
рабочего давления, как и амплитуду его колебаний. Если ам-
амплитуда колебаний давления достаточно мала, то процесс горе-
горения считается устойчивым. Если она превосходит 5% среднего
значения pKi то горение определяется как нестационарное. Этот
предел установлен условно, так как фундаментальных различий
в процессе горения нет. Действительно, процесс устойчивого
горения может характеризоваться как последовательность слу-
случайных событий, не выходящих за определенные пределы.
Случайные колебания давления в камере имеют тенденцию к
затуханию относительно среднего уровня, так как повышение
давления в камере уменьшает подвод компонентов в камеру
сгорания, что в свою очередь вызывает снижение рк. Иногда
возникают одиночные колебания большой амплитуды, получив-
получившие название пиков давления.
Однако если случайные колебания давления совпадут с соб-
собственными частотами системы подачи или акустическими ха-
характеристиками камеры сгорания, то могут возникнуть перио-
периодические колебания с частотами, характерными для системы.
Возникнув, они могут затухнуть, стабилизироваться или уси-
усилиться под влиянием процесса горения. Постоянное наличие
колебаний внутрикамерного процесса обычно характеризуется
как неустойчивое горение. Случайные пульсации могут нала-
налагаться на периодические колебания, как показано на рис. 92.
Отсутствие периодических колебаний рассматривается как
устойчивое горение.
t
Рис 92. Типичные виды колебаний давления в камере ЖРД [168].
случайные пульсации; 2 — пик давления; 3 — комбинация низкочастотной неустойчи-
неустойчивости со случайными пульсациями; 4 — высокочастотная неустойчивость.
Экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД 173
Камера сгорания, поддерживающая периодические колеба-
колебания процесса, совсем не обязательно обладает неустойчивостью
во всем рабочем диапазоне. Она может работать в метаустой-
чивом режиме, когда неустойчивость будет проявляться лишь
при неблагоприятном сочетании случайных факторов. Искусст-
Искусственное возмущение (вызванное, к примеру, пирозарядом) часто
используется для того, чтобы определить запас устойчивости
ЖРД> так как этот метод позволяет наблюдать за поведением
ДРД при внезапном высвобождении энергии. Если колебания
не развиваются или затухают через короткое время, двигатель
считается динамически устойчивым.
Периодические колебания горения классифицируются в со-
соответствии с поддерживающими их элементами конструкции
двигателя. Частоты в диапазоне 10—200 Гц (низкочастотная
неустойчивость) возникают в результате взаимодействия про-
процесса горения и системы подачи топлива. Высокочастотная не-
неустойчивость (выше 1000 Гц, за исключением очень больших
камер сгорания) ассоциируется с акустическими характеристи-
характеристиками объема камеры. Промежуточные частоты обычно обуслов-
обусловлены гидравлическими и тепловыми явлениями в системе
впрыска или механическими вибрациями двигателя. Сильные
колебания (случайные или периодические) в камере сгорания
обычно рассматриваются как нежелательные, поскольку они
могут привести к возрастанию тепловых нагрузок на элементы
двигателя и, таким образом, уменьшить его ресурс. По анало-
аналогии с классическими видами акустических колебаний в цилинд-
цилиндрическом объеме высокочастотная неустойчивость подразделя-
подразделяется на продольную, радиальную и тангенциальную. Случается
и сочетание двух или трех видов. Тангенциальные высокочас-
высокочастотные колебания являются самыми разрушительными. Зачас-
Зачастую размах таких колебаний достигает величины среднего дав-
давления в камере, а тепловой поток в стенку возрастает при этом
больше чем на порядок. Сохранение таких колебаний в течение
0,3 с обычно приводит к разрушению камеры сгорания.
8.3.1. ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА НЕУСТОЙЧИВОСТЬ
Случайные пульсации давления, возникающие в любой камере
сгорания ЖРД, воздействуют на конструкцию так же, как и
периодические колебания, хотя они и не столь разрушительны.
Обусловленные ими перемещения рабочей среды влияют на
интенсивность теплообмена, столкновение струй, характеристи-
характеристики распыливания и скорости испарения, вследствие чего может
развиться неустойчивость. Отмечалось, что случайные пики дав-
давления, амплитуда которых соизмерима с давлением в камере,
обычно вызывают неустойчивость [168, 169]. Это и не удиви-
174 Глава 8
тельно, так как по своему действию пульсации такого рода эк-
эквивалентны срабатыванию в камере взрывного устройства с
внезапным высвобождением большого количества энергии в
локальной зоне.
Местные возмущения процесса горения служат причиной
возникновения случайных пульсаций давления. Эти возмущения
обусловлены неоднородностями топливной смеси и конструк-
конструктивными особенностями смесительной головки. Каждая фор-
форсунка смесительной головки работает по существу независимо
[30], как устройство для распыливания и смешения компонен-
компонентов топлива. Достигаемая степень смешения зависит от гидрав-
гидравлических параметров на входе в форсунки и механических ха-
характеристик, которые разнятся от форсунки к форсунке. Суще-
Существует весьма относительная связь между событиями,
происходящими в разных участках внутрикамерного объема.
Влияние случайных пульсаций давления можно свести к мини-
минимуму асимметричными профилями соотношения компонентов и
расходонапряженности, а также путем изменения конструкции
форсунки. Однако исключить их полностью в реальных ЖРД
невозможно.
Колебания низкой и промежуточной частот обусловлены,
как упоминалось выше, взаимосвязью между процессом горе-
горения в камере и гидравлическими или механическими характе-
характеристиками других систем двигателя.
Собственные частоты системы подачи топлива или других
узлов двигателя при динамических нагрузках определяют, воз-
возникнет ли неустойчивость с колебаниями той или иной частоты.
Процесс горения можно изолировать от системы подачи увели-
увеличением перепада давления на форсунках. Если перепад давле-
давления на форсунках составляет примерно половину внутрикамер-
внутрикамерного давления, то низкочастотные колебания возникают редко.
Использование демпфирующих устройств или согласование
импедансов позволяет снизить требуемый перепад давления на
форсунках до величин, меньших половины давления в камере
сгорания при обеспечении устойчивой работы ЖРД. Изменения
собственных частот системы питания можно добиться измене-
изменением длины или объема трубопроводов и коллекторов, а также
установкой энергопоглощающих устройств типа четвертьвол-
четвертьволновых резонаторов или резонаторов Гельмгольца. Собственные
частоты механических узлов можно изменять выбором других
мест крепления или введением дополнительных креплений.
Можно изменять и конструкцию камеры сгорания, чтобы умень-
уменьшить диапазон ее чувствительности к колебаниям низкой и
промежуточной частот. Увеличение приведенной длины L* или
отношения длины к диаметру форсуночных каналов обычно
повышает устойчивость [69]. Для ЖРД, работающих на водо-
Экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД
175
роде, низкая плотность топлива способствует повышению устой-
устойчивости [46, 140].
Высокочастотная неустойчивость обычно зависит только от
характеристик камеры и параметров внутрикамерного процес-
процесса, так как она возникает в результате взаимосвязи между
процессом горения и акустическими характеристиками камеры.
Таким образом, на нее влияют и свойства компонентов топлива,
и геометрические параметры камеры сгорания. К свойствам
топлива, играющим важную роль, относятся те, что связывают
динамическую реакцию процесса горения с возмущениями в
камере сгорания. Эта реакция определяется чувствительным к
давлению временем запаздывания [30], которое зависит от ле-
летучести и самовоспламеняемости компонентов топлива, степени
распыления, давления в камере сгорания и соотношения компо-
компонентов. Конструкция камеры сгорания не только определяет ха-
характерные акустические частоты, но и оказывает значительное
влияние на разность Av скоростей газа и капель компонентов
топлива, определяющую скорости испарения. Наиболее чувст-
чувствительной к возникновению высокочастотной неустойчивости
является зона, где величина Ау минимальна, т. е. пространство
вблизи смесительной головки шириной в несколько сантиметров
[9]. Типичные кривые скоростей испарения приведены на рис.93.
о
§.
о
У
100
60
20
АВ СКрити-
Длина камеры ческое
сечение
Рис. 93. Типичные графики скоростей и испарения компонентов топлива в
слегка конической камере сгорания при /4к//4Кр=3 [168].
^ — скорость газа; 2— предельная скорость газа; 3— звуковая скорость газа; 4 —средняя
скорость капель; 5 — доля испарившегося топлива.
176 Глава 8
Поверхностная скорость испарения капли возрастает с увели-
увеличением Ду, а общая поверхность капель в процессе испарения
уменьшается. Таким образом, скорость испарения и скорость
газа имеют максимальную производную в точке А на рис. 93.
Скорость жидкости у смесительной головки равна скорости
впрыска и уменьшается до уровня Ди = 0 в точке В. За точкой
В газы разгоняют капли, но запаздывание капель сохраняется
до полного испарения в точке С.
Местонахождение точки с Ди = 0 зависит от распределения
капель по размерам, подвода тепла к ним, летучести жидкости,
скорости газа, распределений расходонапряженности и соотно-
соотношения компонентов и давления в камере [22]. Чем ближе точка
с Ди = 0 к смесительной головке, тем менее устойчива камера
сгорания. Перемещению чувствительной к колебаниям зоны в
направлении смесительной головки способствуют следующие
условия [68, 79]: уменьшение диаметра форсуночных отверстий, \
скорости впрыска, степени сужения камеры; повышение темпе- j
ратуры компонентов; наличие поперечных потоков; повышение i
равномерности распределения расходонапряженности и соотно- j
шения компонентов. По мере того как точка с Ду = 0 приближа- "
ется к смесительной головке, возрастает выделение энергии в
локальной зоне вблизи головки, что способствует возникнове-
возникновению неустойчивости. Поперечные колебания у смесительной
головки по амплитуде могут в ~20 раз превосходить средний
уровень внутрикамерного давления [22]. Волны могут вызывать
срыв жидкости с отдельных капель, что интенсифицирует под-
подвод энергии, способствуя поддержанию колебаний. Так как
процессы срыва жидкости с поверхности и дробления капель
зависят от величины капель, может существовать критический
размер, определяющий возникновение неустойчивости. При вы-
высоких Av степень распыления топлива менее чувствительна к
пульсациям давления.
Величина возмущения, необходимая для развития неустой-
неустойчивости, варьируется в широких пределах, от уровня обычных
случайных пульсаций до колебаний давления с амплитудой
порядка величины среднего давления в камере. Из-за того что
высокочастотная неустойчивость обусловлена сложным взаимо-
взаимодействием разных факторов, не существует простых методов
оценки величины возмущения, способного привести к неустой-
неустойчивой работе конкретного двигателя. Поэтому запас устойчи-
устойчивости ЖРД обычно определяют наложением искусственного
дозированного возмущения (см. [65], гл. 10).
За последние сорок лет предпринято немало усилий для
разработки теории высокочастотной неустойчивости — наибо-
наиболее опасного явления в ЖРД. Предложены два основных под-
подхода — теория чувствительного к давлению времени задержки
Экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД 177
воспламенения, первоначально разработанная Карманом и
дополненная Крокко и Чженом [30], и более современная ка-
пельно-испарительная модель, выдвинутая Прайэмом и Гун-
тертом [139]; оба этих подхода детально рассмотрены в мо-
монографии [65].
8.3.2. СПОСОБЫ ПОДАВЛЕНИЯ НЕУСТОЙЧИВОСТИ
Анализ устойчивости работы ЖРД позволяет прогнозировать
вероятность возникновения колебаний давления определенной
частоты. Существуют различные способы уменьшения чувстви-
чувствительности ЖРД к колебаниям. Их можно разделить на хими-
химические, аэродинамические и механические. Способы первого и
второго типов направлены на изменение характера высвобож-
высвобождения энергии в камере сгорания, а способы третьего типа
влияют на резонансную частоту или скорость поглощения энер-
энергии.
Химические добавки обладают тем преимуществом, что
не требуют изменения конструкции. Обычно добавки в объеме
5—10% повышают степень демпфирования колебаний в два и
более раз, возможно, благодаря усилению дробления капель
и, таким образом, изменению скорости высвобождения энергии.
Для каждой пары компонентов топлива добавки подбираются
индивидуально.
Аэродинамические способы включают создание тангенци-
тангенциальных течений газа (например за счет неравномерной расхо-
доиапряженности) и изменений в расположении, угле наклона
и диаметре форсуночных отверстий. Для повышения устойчи-
устойчивости целесообразно сместить точку с Av = 0 вниз по потоку
и увеличить отношение ЛК/ЛКР, уменьшая тем самым скорость
газа, замедляя испарение и, таким образом, распределяя вы-
выделение энергии по более протяженному участку.
На рис. 94 показаны две смесительные головки с механи-
механическими устройствами подавления неустойчивости. Первая
снабжена демпфирующими перегородками, весьма эффектив-
эффективными при радиальной и тангенциальной высокочастотной неус-
неустойчивости. Во второй предусмотрены акустические резона-
резонаторы.
8.4. РАБОТОСПОСОБНОСТЬ КАМЕРЫ
Двигатель считается работоспособным, если может выдержать
температуру горения в течение заданного времени. В современ-
современных ЖРД она поднимается выше 3500 К, и приходится прини-
принимать специальные меры защиты огневой поверхности смеси-
смесительной головки, демпфирующих перегородок и стенок камеры
12 И. Тимнат
178
Глава 8
Рис. 94. Смесительные головки ЖРД с демпфирующими перегородками (а)
я щелевыми акустическими поглотителями радиальных и тангенциальных
колебаний (б).
а —радиальные и кольцевая перегородки высотой 76—127 мм и толщиной менее 13 мм;
б — акустические щелевые демпферы глубиной 12,7—63,5 мм и шириной менее 5 мм.
1 — огневое днище головки; 2 — радиальная щель; 3 — кольцевая щель.
сгорания. Необходим баланс между тепловым потоком, идущим
в стенку камеры, и жаростойкостью материала стенки. Следу-
Следует различать три вида воздействия продуктов сгорания на стен-
стенку камеры: тепловое, химическое и газодинамическое (темпе-
(температура газа, химические реакции продуктов сгорания и топли-
топлива с материалом стенки и эрозия материала с поверхности),
которые могут действовать одновременно. Учитывается также
назначение двигателя. При длительном времени работы при-
применяется регенеративное охлаждение металлической стенки и
теплообмен является решающим фактором, тогда как графито-
графитовая стенка неохлаждаемой камеры особенно чувствительна к
химическому воздействию.
К факторам, влияющим на работоспособность камеры, от-
относятся тип топлива (к примеру, топливная пара жидкий кис-
кислород — жидкий водород имеет высокую температуру горения,
а азотная кислота реагирует со многими металлами), кинети-
кинетические эффекты и геометрические параметры, определяющие
скорость газа. Распределение компонентов вблизи смеситель-
смесительной головки и скорости испарения оказывают влияние на ско-
скорость выделения энергии и теплообмен. Поэтому конструкция
смесительной головки является определяющим фактором в от-
отношении работоспособности камеры.
Сложные вычислительные программы, учитывающие темпе-
температуру и давление в камере сгорания и другие параметры,
разработаны для расчета уноса материала с аблирующей по-
поверхности, теплопередачи и скоростей коксования и эрозии.
Примерами таких программ могут служить LISP, 2-D
ABLATE, 3-D DEAP, BLEAT, упомянутые в разд. 7.4.
Экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД 179
8 5. ВЗАИМОСВЯЗЬ ЭКОНОМИЧНОСТИ,
УСТОЙЧИВОСТИ И РАБОТОСПОСОБНОСТИ ЖРД
Знать и уметь оценить взаимосвязь между факторами, влияю-
влияющими на экономичность, устойчивость и работоспособность дви-
двигателя, необходимо для того, чтобы облегчить его отработку.
Случайные пульсации давления (нестационарное горение)
обычно неблагоприятно отражаются на работе двигателя. Не-
Несколько случайных возмущений, наложившихся друг на друга,
могут привести к неустойчивости. Колебания давления низкой
частоты сопровождаются ухудшением стойкости стенки из-за
уменьшения толщины пограничного слоя и более высоких ко-
коэффициентов теплопередачи. Нестационарное горение оказыва-
оказывает двойственное влияние на удельный импульс. Турбулизация,
обусловленная волновыми процессами, улучшает смешение
компонентов, т. е. улучшает полноту сгорания в камерах с ма-
малой приведенной длиной L*. Поперечный поток, однако, сме-
смещая точки столкновения струй, может ухудшить вследствие
этого степень распыления и понизить удельный импульс. Вол-
Волновые процессы в камере интенсифицируют теплопередачу и
уменьшают размер капель — в этом состоит их положительное
влияние. Повышение начальной температуры компонентов
топлива способствует повышению удельного импульса благода-
благодаря более высокой энтальпии, но иногда влияние температуры
оказывается столь значительным, что получаемый эффект не
может быть объяснен только энтальпией [68]; возможно, ска-
сказывается улучшение распыливания за счет уменьшения поверх-
поверхностного натяжения. Уменьшение коэффициента соотношения
компонентов способствует повышению экономичности двигате-
двигателя в случае внутрикамерного процесса, лимитируемого испаре-
испарением горючего. В другом двигателе оно может вызвать сни-
снижение стойкости стенки из-за перетеканий, обусловленных дис-
дисбалансом количеств движения струй.
Целью разработки двигателя является достижение наивы-
наивыгоднейшего компромисса между экономичностью (удельным
импульсом), устойчивостью и работоспособностью при задан-
заданных условиях, таких, как топливная пара, располагаемые пе-
перепады давления, ресурс и тяга двигателя. Сначала следует
установить относительную важность поставленных условий.
На этапе проектирования можно проводить сравнение различ-
различных вариантов: повышение запаса устойчивости за счет удель-
удельного импульса; введение пленочного охлаждения или газовой
завесы для обеспечения стойкости стенки, опять же за счет
Удельного импульса. Крупные форсунки и форсуночные кана-
каналы простой конфигурации снижают затраты на изготовление,
но уменьшают удельный импульс.
12*
180 Глава 8
Следующим шагом является предварительное определение
конструкции блока смесительная головка — камера сгорания.
Отношение Ак/Акр должно быть достаточно малым, чтобы обес-
обеспечить значительные Av для завершения испарения до сопла.
Для Лк/ЛКр<1,5 потери в пограничном слое в камере сгорания
могут быть существенными. Длина камеры должна превышать
тридцать шагов между форсунками, чтобы избежать потерь
яз-за некачественного смешения.
Гидравлический анализ системы питания и прототипа блока
смесительная головка — камера сгорания позволяет установить
распределения расходонапряженности и соотношения компо-
компонентов. Устойчивость можно улучшить без снижения удельного
импульса, если установить в камере акустические перегородки;
Стойкость стенки повышается (без снижения удельного ищ
пульса) за счет использования материалов с повышенными хЩ
рактеристиками или применения регенеративного охлаждений
Для приложения рассмотренного выше анализа к конкрет^
ной конструкции необходимо знать гидравлические характеру
стики и распределение капель по размерам. Первые можн^
рассчитать по конструктивным параметрам или измерить пр|
холодных проливках. Характеристики распыла лучше всег|
оценить путем сравнения с результатами испытаний смесител^
ных головок похожей конструкции.
9
НОВЫЕ СХЕМЫ ЖРД
9.1. ВВЕДЕНИЕ
В этой главе рассмотрено несколько новых схем ЖРД; некото-
некоторые из них апробированы, а другие только разрабатываются.
Практически все они основаны на использовании таких компо-
компонентов топлива, как жидкий кислород и углеводородное горю-
горючее [13, 106J. Ясно, что ЖРД, работающие на таких компо-
компонентах, могут использоваться только для космических полетов,
и многие специалисты рассматривали вопрос оптимальности
одно- и двухступенчатых ракет-носителей на таких топливах
[117, 118, 149, 150, 173, 174].
Ниже дается анализ трех схем ЖРД: с центральным телом,
работающего на двух горючих, и с соплом двойного расшире-
расширения. Будут обсуждены их достоинства при использовании в
качестве двигателей перспективных кораблей многоразового ис-
использования типа «Спейс Шаттл».
9.2. ЖРД С КОЛЬЦЕВОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ
И ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ
В двигателе, показанном на рис. 95, используется сопло с цент-
центральным телом, которое лучше приспособлено для работы в
условиях переменного атмосферного давления. Камера сгора-
сгорания такого двигателя имеет форму кольца, размещенного во-
вокруг центрального тела, образующего сопло. ЖРД с централь-
центральным телом значительно компактнее двигателя с обычным ко-
локолообразным соплом. Экспериментальный образец, спроек-
спроектированный и изготовленный фирмой «Рокетдайн», работал на
жидких кислороде и водороде, которые использовались и для
охлаждения. ЖРД разрабатывался на следующие параметры:
рабочее давление в камере —6,9 МПа, расчетная тяга в ва-
вакууме— 112 500 Н, степень расширения сопла 20Q, соотношение
компонентов 5,5, удельный импульс в пустоте 471 с. Заданный
Диапазон регулирования тяги 5:1. Размеры двигателя: диа-
метр 1,656 м, длина 0,584 м, полная сухая масса 180,5 кг (для
Рис. 95. Схема конструкции ЖРД с центральным телом [78].
Максимальное давление в камере сгорания 6,9 МПа, степень расширения сопла 200, но»
минальное соотношение компонентов 5,5, диапазон дросселирования тяги 5,0 : 1, удель»
ный импульс в пустоте 471 с, сухая масса 180,5 кг, длина 0,584 м, диаметр 1,656 м.
1 — главный клапан жидкого водорода; 2 —узел подвеса двигателя; 3— камера сгора*
ния; 4 — ТНА горючего; 5 — донная поверхность; 6 — вдув газа в донную область.
Рис. 96. Сегмент камеры сгорания (рк= 1,3-^-6,9 МПа, к = 5,5±0,5) [78].
1 — оболочка; 2 — смесительный блок; 3 — коллектор питания жидкого водорода; 4 —•
область критического сечения; 5 —сопловая кромка.
сравнения, японский ЖРД LES тягой 100 000 Н имеет такой
же диаметр, но почти в 5 раз длиннее; см. табл. 22 в гл. 12).
Камера сгорания состоит из 24 регенеративно охлаждаемых
сегментов (рис. 96), смонтированных вместе с турбонасосным
агрегатом, газогенератором и арматурой на легкой силовой ра-
раме в карданном подвесе (рис. 97). На последнем рисунке по-
показана также последовательность отработки: сначала изготав-
Новые схемы ЖРД
ливался и испытывался охлаждаемый водой сегмент, затем не-
несколько сегментов собирали в блок. Последним этапом явля-
являлась сборка всей кольцевой камеры.
В ЖРД с центральным телом, как показано на рис. 98,
используется сопло, образуемое центральным усеченным кону-
конусом, в донную область которого вдувается газ для повышения
давления, компенсирующего укорочение сопла. Продукты сго-
сгорания топлива истекают из камеры через кольцевое критичес-
критическое сечение вдоль поверхности центрального тела, создавая
в
Рис. 97. Основные этапы отработки ЖРД с кольцевой камерой сгорания и
центральным телом [78].
а — сегмент камеры стендовой конструкции с водяным охлаждением; б — сегмент каме-
камеры летной конструкции с регенеративным охлаждением; в — летный вариант конструкции
двигателя.
Рис. 98. Схема работы двигателя с кольцевой камерой сгорания и централь-
центральным телом [78].
вя^ 3аМЫКающий скачок уплотнения; 2 — внешняя граница свободной струи; 3 — внутрен-
лалкГраница своб°Дной струи; 4 — донная поверхность; 5 —кольцевое сопло; 6 — торои-
тороидальная камера сгорания; 7 —давление вспомогательного газа на донную поверхность
(дополнительная сила тяги); 8 — основной поток.
184
Глава 9
Рис. 99. Влияние уровня внешнего давления на работу сопла с центральным
телом [78].
а — на уровне земли; б — на промежуточной высоте; в — на большой высоте (в вакууиеЬ
Новые схемы ЖРД 185
тягу. При работе двигателя в вакууме этот поток продолжает
расширяться и после среза центрального тела, замыкая донную
область. Рециркуляция части потока служит аэродинамической
заменой металлической кромки центрального тела. Рециркуля-
Рециркуляция продуктов сгорания повышает давление в донной области
выше окружающего. Это давление, действуя на срез централь-
центрального тела, создает дополнительную тягу. Вспомогательный газ,
подаваемый через дно, обычно составляет малую часть (менее
0,2%) основного расхода и также способствует получению до-
дополнительной тяги за счет увеличения донного давления. Со-
Сообща основной и вспомогательный потоки обеспечивают очень
высокую эффективность работы ЖРД с центральным телом;
величина его удельного импульса достигает 471 с.
На рис. 99 показано, что сопло этого типа нормально рабо-
работает при различных внешних давлениях вследствие того, что
с внешней стороны истекающий поток представляет собой сво-
свободную струю. На большой высоте свободная струя расширя-
расширяется наружу в соответствии с закономерностями течения
Прандтля — Майера. На уровне моря высокое давление окру-
окружающей среды поджимает истекающий поток к центральному
телу, увеличивая статическое давление на стенке и у дна и
исключая отрыв потока. Особенностью сопла с центральным
телом является возможность его безопасной и надежной отра-
отработки в наземных условиях.
Принципиальная схема ЖРД с центральным телом приве-
приведена на рис. 100. Водород, нагретый до 660 К после прохожде-
прохождения каналов регенеративной системы охлаждения, подается
параллельно в турбины ТНА окислителя и горючего. Пройдя
турбины, водород (за исключением малой доли, подаваемой в
донную область центрального тела) поступает в коллектор сме-
смесительной головки камеры сгорания.
Система управления двигателем проста и универсальна;
она состоит из двух главных клапанов в магистралях питания
окислителя и горючего, регулятора мощности турбины окисли-
окислителя и байпасного клапана турбины. Регулирование тяги обес-
обеспечивается байпасным клапаном, с помощью которого регули-
регулируется расход подогретого водорода, идущего на турбины. Со-
Соотношение компонентов регулируется посредством изменения
мощности турбины ТНА окислителя и, следовательно, измене-
изменения расхода окислителя.
9.2.1. КОНСТРУКЦИЯ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
Камера сгорания состоит из 24 сегментов, образующих кольце-
кольцевую сборку и связанных внутренним и внешним силовыми
кольцами из легкого титанового сплава. Экспериментальная
конструкция допускает снятие и замену любого сегмента.
186
Глава 9
Рис. 100. Принципиальная пневмогидравлическая схема ЖРД с центральным
телом [78].
/ — магистраль жидкого водорода; 2 — магистраль газообразного водорода; 3 — магист-
магистраль жидкого кислорода; 4 — главный клапан окислителя; 5 — главный клапан горючего;
6 — регулятор соотношения компонентов; 7 — байпасный клапан (регулятор тяги); 8 —
сброс газа в донную область.
Регенеративная схема охлаждения сегментов и соплового
блока показана на рис. 101. Она обеспечивает последователь-
последовательное охлаждение сначала камеры сгорания (в двух направлени-
направлениях), а затем — соплового блока. Водород поступает во внеш-
внешний регенеративный тракт камеры, проходит по нему вниз и
вверх, затем также проходит по внутреннему тракту, а после
этого подается в сопловой блок с одним контуром охлаждения.
Предусмотрено вторичное охлаждение жидким кислородом для
отвода тепла от подогретого водорода и горячих продуктов сго-
сгорания, как показано на рис. 102, где приведена конструкция
одного из сегментов камеры сгорания. Он образован двумя
дугообразными элементами, выполненными из медного сплава
нарлой-А. Каждый элемент имеет внутреннюю и наружную
оболочки с каналами для прохода водорода, выполненными пу-
путем фрезерования на наружной оболочке. На наружной стенке
установлена рубашка из того же сплава, связанная с ней пай-
пайкой, образующая охладительный тракт кислорода. Дугообраз-
Дугообразная смесительная головка (рис. 103) содержит 51 трехструй-
ную форсунку (горючее — окислитель — горючее), которые
размещаются двумя рядами в шахматном порядке.
Новые схемы ЖРД
\АН2(ж.)
^Стенка
^сопла
Н2(газ) - ->
Рис. 101. Схема охлаждения камеры сгорания и сопла ЖРД с центральным
телом [78].
Сопловой блок имеет трубчатую конструкцию, включающую
1600 трубок из сплава инконель-625. Наружный диаметр труб-
трубки 3 мм, толщина стенки 0,13 мм.
9.2.2. ИСПЫТАНИЯ
Первые испытания, проводившиеся с охлаждением сегментов
камеры сгорания водой, предназначались для сравнения раз-
различных вариантов смесительной головки, камеры и сопла.
После выбора формы камеры сгорания и варианта смеситель-
смесительной головки (они показаны на рис. 103) начались испытания
по оценке устойчивости с использованием импульсных возму-
возмущающих устройств для создания пиков давления. Во всех слу-
случаях возникающие колебания затухали, подтверждая устойчи-
устойчивость выбранной конструкции. Следующим шагом была
проверка регенеративного охлаждения. Ставилась цель мини-
минимизировать массу конструкции и обеспечить максимальную
полноту сгорания при регенеративном охлаждении теплонапря-
женных элементов. Достижение этой цели обеспечила схема
конструкции, приведенная на рис. 102. Вслед за этим было про-
проведено испытание трех регенеративно охлаждаемых сегментов.
Хорошие результаты были получены в широком диапазоне ра-
Горячий газ
Рис. 102. Конструкция сегмента камеры сгорания [78].
/--каналы охлаждающего тракта окислителя; 2 — внешняя оболочка; 3 — литой блок
из медного сплава; 4 — внутренняя оболочка.
Новые схемы ЖРД
189
2,29
Стенки
камеры
Головка
Рис. 103. Геометрические параметры камеры сгорания и смесительной голов-
головки сегмента (размеры в мм) [78].
Смесительная головка — трехструйные форсунки (две струи горючего, одна — окислите-
окислителя), 51 форсунка, угол пересечения струй горючего 75°, скорость впрыска водорода
4U.7 м/с, скорость впрыска кислорода 15,2 м/с, разность скоростей в осевом направлении
18.6 м/с; камера сгорания — размеры 12,7X76,2X2,16 мм, постоянное сужение от смеси-
смесительной головки до критического сечения, длина сегмента 169,8 мм.
бочих давлений и соотношений компонентов. Максимальная
температура стенки со стороны горячих продуктов сгорания не
превышала 1000 К. Затем испытывался регенеративно охлаж-
охлаждаемый сегмент соплового блока, состоящий из 625 инконеле-
вых трубок. Испытания показали, что даже при давлении в
камере сгорания 6,9 МПа и степени расширения газов в соп-
сопле, превосходящей 300, возможно надежное охлаждение тепло-
напряженных узлов. Летный образец-камеры сгорания испы-
испытывался с имитацией высотных условий на стенде с эжектором
и барокамерой (рис. 104). За счет применения барокамеры и
эжекторной системы с диаметром горловины 0,876 м создава-
создавалось разрежение, эквивалентное высоте 23,5 км. Холодные про-
Дувки в аэродинамической трубе показали, что газодинамичес-
газодинамические потери составляют лишь 1,8% (рис. 105). Потенциальные
возможности ЖРД с центральным телом показаны на рис. 106.
Достигнута полнота сгорания 0,994 (рис. 107). Наконец, уда-
удалось снизить массу камеры до 109 кг против оценочной 116 кг.
На рис. 108 показано, что пульсации давления, вызываемые
пиротехническим возмущающим устройством, затухали менее
чем за 2 мс.
Рис. 104. Стенд для испытаний ЖРД с имитацией высотных условий [78].
/ — узел крепления двигателя; 2 — стендовая опорная конструкция; 3 —клапан продувки; 4 — барокамера; 5 —блок выводов измерительш
оборудования; 6 — эжекторная труба; 7 — пламеотражатель; 8 — рельсовый путь; 9 — стендовый двигатель.
Новые схемы ЖРД
191
Сг
1,0-
0,9
0,8
Г
0,7
0,6
0,5
10
100
1000
10000
Рис. 105. Результаты холодных продувок сопла с центральным телом [78]*
480 г
470-
460
450
-2
100
200
a
300 400
Рис. 106. Зависимость удельного импульса ЖРД с центральным телом от
степени расширения сопла [78].
"^первоначальный стендовый модуль, рк = 5,17 МПа; 2 — усовершенствованный стендо-
стендовый модуль, рк=6,9 МПа; 3 — усовершенствованный модуль летной конструкции, рк=*
=6,9 МПа.
192
Глава 9
00
1J9
98
95
л л
• 9 г* -
о о
о
1
•
*
12 3 4
An
Рис. 107. Зависимость полноты сгорания от давления в камере сгорание
ЖРД с центральным телом [78].
С — при охлаждении стендового модуля водой; # — при регенеративном охлаждении.
Ар.»
"¦
Рис. 108. Экспериментальная оценка устойчивости двигателя путем подрыва
пирозаряда [78].
Масс;
3 НЕЕССКИ
Давление б ка-
камере, МПа
Пик давления.
МПа
Врем*
норле
i восста-
восстания, мс
1
1
6
3 и 1,95 г, разрывное давление мембраны 69 и 138
подрыва пирозаряда; 2 — момент разрыва мембраны.
,37
,03
1
1
4
,39
,27
1
2
5
79
93
1
2,76
6,72
1,5
3,96
15,7
2
4,09
24,65
1.5
5
23
43
89
5
25
2
МПа
,25
,51
1-
6,
12,
2
— момент
45
76
2
6
И
,67
2
Новые схемы ЖРД
193
Продемонстрированы возможность достижения высоких зна-
значений удельного импульса при относительно низких давлениях
в камере сгорания за счет применения саморегулируемых со-
сопел с большой степенью расширения, а также возможность ис-
использования для регенеративного охлаждения обоих компо-
компонентов топлива.
9.3. ЖРД, РАБОТАЮЩИЕ НА ДВУХ ГОРЮЧИХ
Рассматривалось несколько концепций ЖРД, работающих на
двух горючих, применительно к одноступенчатой ракете-носи-
ракете-носителю многоразового использования. Ниже приведено краткое
описание двух из них: первой — замкнутой схемы [150] и
второй — с использованием описанной выше кольцевой камеры
сгорания с центральным телом [93].
Рис. 109. Пневмогидравлическая схема ЖРД высокого давления на кисло-
кислород-углеводородном топливе с дополнительной водородной подсистемой
(показана точками) [150].
1 — сдвижной сопловой насадок; 2 — радиационное охлаждение; 3 — ввод водородной за-
весы; 4 — камера сгорания; 5 — углеводородная подсистема; 6 — топливный клапан; 7 —
преднасосы; 8 — кислородная подсистема; 9 — магистраль наддува бака; 10 — газогене-
газогенератор; 11 — водородная подсистема.
13 И. Тимнат
194 Глава 9
Пневмогидравлическая схема первого ЖРД представлена
на рис. 109. Его расчетная тяга у земли 3160 кН. В качестве
горючих используются жидкий водород и RJ-5 (синтетическое
углеводородное горючее с плотностью, на 35% превышающей
плотность керосина). Тяга двигателя в пустоте — 3466 кН для
углеводородного горючего и 3770 кН для водорода. В обоих
случаях двигатель работает при высоком (порядка 20 МПа)
давлении в камере сгорания, но со степенью расширения соп-
сопла 8 = 35 для углеводородного горючего и е=200 для водорода.
Интересной особенностью этого двигателя является охлажде-
охлаждение камеры сгорания и начального участка сопла (до степени
расширения 35) окислителем — жидким кислородом. Возмож-
Возможность реализации этой концепции доказана испытаниями экспе-
экспериментального ЖРД тягой 50 кН. Сдвижной насадок сопла,
используемый только при переходе на водород, допускает ра-
радиационное охлаждение при небольшой водородной завесе.
Указывается на следующие достоинства этой концепции дви-
двигательной установки:
1) уменьшение массы за счет исключения камеры сгорания,
сопла, рулевых приводов и системы подачи окислителя (по
сравнению с использованием двух отдельных ЖРД);
2) уменьшение массы силовой рамы и топливной системы;
3) уменьшение диаметра двигательной установки.
Другая концепция [93] основана на использовании сегмент-
сегментных модулей камер сгорания, расположенных вокруг централь-
центрального тела. Жидкий водород и углеводородное горючее сжига-
2
Рис. НО. Конструкция сегментированного двигателя [93].
I — внешняя камера сгорания; 2 — внутренняя камера сгорания; 3 —сопло.
Новые схемы ЖРД
195
Рис. 111. Схема конструкции двигателя с линейными модулями камер сго-
сгорания [93].
/ — внешняя камера сгорания; 2 — внутренняя камера сгорания; 3 — сопло.
ЕЗ Регулятор
i^i Отсечной клапан
i i Кислород
Lb?] Водород
ШШI RP-1
ШШШ Горячий газ
Рис. 112. Пневмогидравлическая схема двигательной установки на кислоро-
кислороде, водороде и R,P-1 с центральным телом, выбросом и дожиганием генера-
;_ торного газа [93].
внутренняя камера сгорания; 2 — внешняя камера сгорания; 3 — газогенератор- 4 —
бустерный насос; 5 —ТНА.
к>тся с кислородом в разных камерах (рис. ПО). Продукты
сгорания расширяются в сопле с центральным телом, причем
на начальном этапе полета используются оба горючих, а на
«ольшои высоте — только водород. ЖРД с центральным телом,
S^HH На жидких кислороде и водороде, габаритами
М Успешно испытан фирмой «Рокетдайн». Во внутрен-
углрр^бры СГ0Рания подается жидкий водород,а в наружные —
Углеводородное горючее (рис. 111). На рис. 112 показана
13*
196 Глава 9
Таблица 17. Тяга модуля на уровне моря [93]
Камера
Тяга, МН
2 модуля
4 модуля
6 модулей
8 модулей
10 модулей*
Внешняя (О2/углеводо-
родное горючее)
Внутренняя (О2/Н2)
6,5
3,5
3,25
1,75
2,17
1,17
1,62
0,87
1,3
0,7
* Тяга двигателя на уровне моря 20 МН, доля тяги, создаваемой внешними каме-
камерами,—0,65.
двигательная установка с комбинацией обычной газогенератор-
газогенераторной (для RP-1) и замкнутой (для водорода) схем. В обоих
двигателях предусмотрено по два газогенератора с избытком
горючего, вырабатывающих рабочее тело турбин. Газ после
турбин двигателя открытой схемы подается в донную область
центрального тела. Тяга двигателей регулируется через мощ-
мощность турбин регулятором расхода окислителя в газогенератор.
Струйные преднасосы обеспечивают требуемое давление на
входах в основные топливные насосы. Проводилась оптимиза-»
ция числа модулей для двигателя тягой 20000 кН при отноше-
отношении тяг наружных камер к суммарной тяге на уровне земли,
равном 0,65, с учетом удельного импульса и относительной
массы конструкции. Управление полетом предполагается осу-
осуществлять за счет разнотяговости модулей, предельное ускоре-
ускорение для космической ракеты-носителя многократного использо-
использования полагалось равным 3g. Результаты оптимизации пред-
представлены в табл. 17.
Разнотяговость может быть создана путем применения ба-
базового тягового модуля, включающего камеру сгорания, турбо-
насосный агрегат, поверхность расширения и блок управления.
В целом двигательная установка должна содержать четное,
число модулей. Оптимальной признана схема ДУ с 4 модуля--
ми. Охлаждение обеспечивается жидким водородом; на втором
этапе полета небольшая доля водорода внутренней камеры4*
сгорания обеспечивает охлаждение неработающей камеры.
В описываемой конструкции стенки камеры сгорания вщ-<
полнены из медного сплава с фрезерованными каналами охлаж-
охлаждения. Пневмогидравлическая схема двигательной установки,
работающей на двух горючих2 представлена на рис. 112; пара--
метры двигателя приведены в табл. 18.
Модуль камер сгорания показан на рис. 113. В области кри-:
тического сечения, во избежание деформаций, он усилен. Для,
того чтобы обеспечить одинаковый расход компонентов, охла-
Новые схемы ЖРД
Таблица 18. Расчетные параметры ЖРД с линейными модулями
камер сгорания [93]
197
Тяга двигателя
Режим I
Уровень моря
Вакуум
Режим II
Вакуум
Давление в камере
Внешняя камера
Внутренняя камера
Соотношение компонентов
Внешняя камера
Внутренняя камера
Степень расширения сопла
Режим I
Режим II
Удельный импульс
Режим I, уровень моря
Режим I, вакуум
Режим II, вакуум
Доля длины сопла
Отношение ширины сопла к высоте
Габариты двигателя:
ширина
высота
длина
Масса двигателя
17,8 МН
20,0 МН
7,36 МН
17,24 МПа
17,24 МПа
2,8
7,0
40
114
3201 Нс/кг C26,4 с)
3590 Нс/кг C66,1 с)
4479 Нс/кг D56,7 с)
20% (клинообразное с полууглом
15°)
3,0
8У8 м
4,4 м
2,1 м
19 900 кг
дителя и горячего газа для каждого из 13 блоков камер сго-
сгорания B6 камер), составляющих один модуль, предусматри-
предусматривается 8 общих коллекторов.
9.4. ЖРД С СОПЛОМ ДВОЙНОГО РАСШИРЕНИЯ
В этом ЖРД [8], схема которого представлена на рис. 114, ис-
используется обычное колоколообразное сопло. В качестве горю-
горючих предполагается применять водород (на всем активном
участке полета) и RP-1 (только на первом этапе). Двигатель
имеет центральную и кольцевую камеры сгорания; на большой
высоте работает только последняя. Эта концепция двигателя
обладает следующими достоинствами:
1) на уровне моря обе камеры сгорания работают одно-
одновременно, обеспечивая большую тягу и высокий удельный им-
пУльс; давление в центральной камере, куда подается углево-
углеводородное горючее, может составлять 25—40 МПа, а давление
в кольцевой (водородной) камере— 10—20 МПа;
' на большой высоте, где требуется меньшая тяга, работа-
работает только кольцевая камера сгорания;
198
Глава 9
3) для увеличения массы выводимой на околоземную орби-
орбиту полезной нагрузки можно оптимизировать использование
комбинации двух топливных пар;
4) высокое давление в камерах сгорания и общее сопло
позволяют создать компактный двигатель, удобный для разме-
размещения в ракете-носителе, особенно в случае ограниченного ди-
диаметра;
5) уникальное сочетание сопел приводит к образованию
двойного критического сечения;
6) схема двигателя обеспечивает максимальное использо-
использование химической энергии высокоэнергетических топлив для
Рис. 113. Типичный линейный модуль камер сгорания [93].
Новые схемы ЖРД
O2/RP-1/H2
199
Рис. 114. ЖРД с соплом двойного расширения, работающий на компонентах
топлива жидкий кислород — углеводородное горючее R;P-1—жидкий водо-
водород [8].
I — привод и 7плотнительное устройство; 2 — байпас турбины; 3 — газогенератор; 4 —
клапан; 5 — насос; 6 — турбина.
создания тяги и требуемой мощности турбонасосных агрегатов.
Регенеративное охлаждение осуществляется посредством
жидких водорода и кислорода, причем водород используется
для охлаждения зон с высоким тепловым потоком, кислород —
с низким. Эта концепция имеет очевидные преимущества перед
описанными выше ЖРД, за исключением, возможно, двигателя
с линейными модулями камер и центральным телом.
10
УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ
И ВЕЛИЧИНОЙ ТЯГИ
10.1. СПОСОБЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
Для управления полетом требуется изменять величину и на-
направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги
по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в
разных пределах — от нескольких процентов для маршевых
двигателей ускорителя до 1 : 10 при посадке на Луну или дру-
другие планеты («Рейнджер», лунный модуль КК «Аполлон»,
ЖРД RL-10) и до 1 : 100 при встрече и стыковке космических
аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять по-
положение космического аппарата, создавая моменты по углам
тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу
тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыс-
рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена
вызывают поворот относительно его продольной оси. В общем
случае вектор тяги проходит через центр масс космического
аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление по
каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловыь!
отклонением вектора тяги маршевого двигателя, тогда как yiF
равление по каналу крена требует наличия по меньшей мере
двух газовых рулей в сопле или двух сопел.
Ниже рассмотрены способы управления вектором и величин
ной тяги для ЖРД и РДТТ с приведением примеров работаю|
щих систем. Среди последних — поворотное сопло твердотолН
ливного ускорителя ВКС «Спейс Шаттл» [186], система вторич^
ного впрыска рабочего тела в сопло РДТТ [182, 183] и регули^
руемый дросселирующей иглой РДТТ антиракеты [152].
10.2. УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ ТЯГИ В ЖРД
Управление вектором тяги в летательных аппаратах с ЖРД
осуществляется несколькими способами (рис. 115): 1) поворо^
том камеры сгорания (или всего двигателя) в карданном под-
подвесе; 2) поворотом выхлопных патрубков турбины; 3) поворо-
поворотом сопла камеры сгорания; 4) использованием газовых рулей
в сверхзвуковом потоке продуктов сгорания; 5) установкой
Управление вектором и величиной тяги
20 f
кольцевого дефлектора газовой струи; 6) вторичным впрыском
рабочего тела; 7) использованием управляющих сопел. Первые
пять способов требуют наличия гидравлических, пневматиче-
КИх или электрических приводов. Последние два обеспечивают
управление вектором тяги изменением расхода вспомогатель-
вспомогательного рабочего тела.
В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлоп-
выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут
поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением на-
направления вектора тяги. Это наиболее распространенный спо-
способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носите-
ракет-носителей семейства «Сатурн», маршевый двигатель ВКС «Спейс
Шаттл» SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как
характеризуется минимальными потерями удельного импульса.
Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения
газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высо-
высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их примене-
применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичный впрыск рабо-
рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся
части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит
к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих из-
изменение направления истечения части газа. Вспомогательные
управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД ма-
малой тяги, которые также используются для управления косми-
космическим аппаратом и регулирования скорости полета при вы-
выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД
применялись на ракетах «Тор» и «Атлас». Они же использу-
используются в системе реактивного управления ВКС «Спейс Шаттл».
а__ Рис. 115. Способы управления вектором тяги ЖРД.
го патоуб°кВяКаТлДВ<Игателя в каРДанном или шарнирном подвесе; б —установка выхлопно-
РУли: д —гЯД«^НЫ^? подвесе,; в —установка камеры сгорания в подвесе; г —газовые
газовый дефлектор (/ — ось поворота; 2 — кольцо дефлектора); е — вторичная
инжекция; ж — верньерные сопла или двигатели.
202
Глава 10
В качестве рулевых приводов обычно используются гидро-
гидроцилиндры, но возможно применение электромагнитных и пнев-
пневматических (с турбинами) приводов. В пилотируемых полетах
для надежности используются два вида приводов, дублирую-
дублирующих друг друга. Привод ЖРД, установленного в подвесе, од-
одним концом крепится к ракете, другим — к двигателю
(рис. 116). Узлы крепления должны обеспечивать передачу си-
силы, причем со значительным запасом. Обычно двигатель снаб-
снабжается двумя приводами, действующими в двух взаимно пер-
перпендикулярных плоскостях, чтобы их совместная работа обес-
обеспечивала поворот двигателя в любом направлении. Максималь-
Максимальное отклонение при наличии двух приводов больше, чем для
одного. К примеру, если привод допускает поворот на 7°, то
два таких привода — уже на 10°. Очень важно, чтобы и другие
элементы конструкции (трубопроводы, цапфы и подшипники)
выдерживали нагрузки, связанные с поворотом двигателя.
Рис. 116. Основные элементы системы управления вектором тяги
установленного в карданном подвесе.
/ — привод (по одному в плоскостях тангажа и рыскания); 2 — рама крепления ЖРД
к ракете; 3 -^подвес; 4 — поверхность стыка ЖРД и ракеты; 5 —подшипник подвеса.
Управление вектором и величиной тяги 203
10.2.1. ВТОРИЧНАЯ ИНЖЕКЦИЯ
Для вторичной инжекции возможно использование жидкостей
(как инертных, так и компонентов топлива) и газов (которые
можно отобрать в камере сгорания, получить в специальном
газогенераторе или подать из специальной емкости). Эффек-
Эффективность работы системы вторичного впрыска можно оценить
по двум параметрам: коэффициенту усиления Si и коэффициен-
коэффициенту прироста тяги S2'
5i = /i,ynp//y«= (Fynp/mAKF/m) = (F^W/falm), A0.1)
S2 = /;,о//уд= (AF/m^KF/m) = (AF/F)/(щ/т), A0.2)
где подстрочный индекс «упр.» относится к управляющему (бо-
(боковому) импульсу силы, а /;-|0 — вторичный осевой удельный
импульс — есть отношение увеличения осевой тяги AF к массе
впрыскиваемого рабочего тела mj. Заданный коэффициент уси-
усиления определяет количество рабочего тела, необходимого для
создания управляющей боковой силы, тогда как коэффициент
прироста тяги определяет потери удельного импульса двигате-
двигателя, обусловленные появлением боковой силы. Если оба коэф-
коэффициента известны, можно рассчитать полный эффект влияния
выбранной системы вторичного впрыска. Коэффициент усиле-
усиления определяет также максимальный расход, дополнительные
объем и массу баков, рабочего тела наддува и элементов сис-
системы вторичного впрыска. Коэффициент прироста тяги позво-
позволяет оценить потери удельного импульса ЖРД. На оба пара-
параметра оказывают влияние расположение и ориентация каналов
впрыска. В некоторых случаях впрыск по направлению потока
дает лучшие результаты; несколько каналов вместо одного от-
отверстия обычно обеспечивают более высокие характеристики.
Конструктивно можно обеспечить коэффициент усиления, рав-
равный двум и более.
Расчеты показывают, что при отборе продуктов сгорания
кислорода и водорода расход на управление вектором тяги
должен составлять 1,4—2,5% общего расхода [67]. Газогенера-
Газогенераторная система по сравнению с системой отбора имеет лучшие
характеристики, но более сложна. Система впрыска жидкости
гораздо проще, но дает малое усиление и требует 5—6% обще-
общего расхода. Четыре блока впрыска обычно располагают равно-
равномерно по окружности сопла. Одновременно работает не более
Двух смежных блоков.
ЮЗ. УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ ТЯГИ В РДТТ
Для управления вектором тяги в РДТТ крепить весь двигатель
в подвесе нецелесообразно (за исключением, пожалуй, вернь-
верньерных двигателей), поэтому в распоряжении проектировщиков
204
Глава 10
Рис. 117. Сопловые триммеры.
остаются следующие решения: установка в сопле механических
регулирующих поверхностей, отклоняющих газовую струю,
поворот сопла или его части, вторичная инжекция и использо-
использование дополнительных управляющих сопел (подобно тому, как
это делается в ЖРД).
К механическим регулирующим поверхностям относятся,
кроме обсуждавшихся выше газовых рулей и дефлекторов,
вдвижные и поворотные триммеры, показанные на рис. 117.'
Воздействие отклоняющих поверхностей на газовую струю
можно приближенно рассчитать по теории сверхзвукового об-
обтекания профиля, но для получения точных значений управ-
управляющей силы (составляющей силы тяги, перпендикулярной оси
двигателя) в зависимости от величины отклонения необходимы,,
измерения. В работе [178] сообщается, что сопла с таким уп^
равлением газовой струей позволяют с хорошей воспроизвел
димостью получить максимальные боковые силы, достигающий
~20% осевой составляющей тяги. Несмотря на то что улрав^
ление векотором тяги с помощью подвижных механических]
поверхностей приводит к потерям тяги вследствие дополни»:
тельного сопротивления и требует кропотливых опытно-конст-"
рукторских и технологических работ, направленных на обеспе-:
чение их прочности и целостности в условиях высоких динами-;
ческих давлений, температур и тепловых потоков, они успешна
применялись в таких ракетах, как «Поларис» и «Бомарк».
Поворотные сопла обеспечивают наиболее эффективное ме-^
ханическое управление газовой струей, поскольку они не вызы*
вают существенного снижения тяги и конкурентоспособны по,
массовым характеристикам. Одним из примеров использований
такого технического решения является применявшаяся на пер-
первой ступени ракеты «Минитмен» сборка из четырех поворот-
поворотных сопел с карданным подвесом и шаровым шарниром. Сие-
Управление вектором и величиной тяги 205
тема позволяла управлять вектором тяги в плоскостях рыска-
рыскания, тангажа и крена без заметных потерь тяги, причем угол
отклонения газовой струи зависел линейно от поворота сопло-
соплового блока.
Дальнейшее совершенствование методов управления векто-
вектором тяги связывают с более современными схемами, позволя-
позволяющими исключить применение карданного подвеса и подвиж-
подвижных горячих металлических частей, размещаемых в сопле
РДТТ. К таким схемам относятся: а) разработанная для
РДТТ межорбитальных буксиров система подвески сопла ти-
типа «техрол» (см. рис. 148 в гл. 11); б) используемая в двига-
двигателе разгонного модуля ISPM система управления вектором
тяги с соплом на шарнирном подвесе (см. рис. 150 в гл. 11);
в) используемая в твердотопливном ускорителе ВКС «Спейс
Шаттл» схема крепления сопла на гибкой опоре. Рассмотрим
последнюю схему более подробно.
На рис. 118 изображена кормовая сборка ТТУ и показано
расположение агрегатов системы управления вектором тяги,
а на рис. 119 показано устройство гибкого соединительного уз-
узла сопла. Соединительный узел представляет собой оболочку
из гибкого эластичного материала с 10 стальными кольцевыми
прокладками дугообразного сечения. Первое и последнее ар-
армирующие кольца прикреплены к неподвижной части сопла,
которая соединена с корпусом двигателя. Исполнительные ме-
механизмы поворотного сопла работают от вспомогательного
энергоблока [114]. Он состоит из двух отдельных гидронасос-
гидронасосных агрегатов, которые передают гидравлическую энергию на
рабочие сервоцилиндры, причем один обеспечивает поворот
сопла в плоскости скольжения, а другой — в плоскости боко-
бокового разворота (рис. 120). Если один из агрегатов отказывает,
гидравлическая мощность другого увеличивается и он регули-
регулирует отклонение сопла в обоих направлениях. Начиная с опе-
операции отделения ускорителя вплоть до его входа в воду, при-
приводы поддерживают сопло в нейтральном положении. Сервоци-
Сервоцилиндры ориентированы наружу под углом 45° к осям тангажа
и рыскания летательного аппарата. Отметим, что вспомога-
вспомогательный энергоблок, питающий приводы системы управления
вектором тяги в рассматриваемом РДТТ, работает на жидком
однокомпонентном топливе — гидразине, который подвергается
в газогенераторе каталитическому разложению на катализаторе
в форме алюминиевых таблеток, покрытых иридием.
Ю.3.1. ВТОРИЧНАЯ ИНЖЕКЦИЯ
Способ инжекции в сопло РДТТ вспомогательного рабочего
вещества для управления вектором тяги был предложен в кон-
конце 1940-х гг. и начал применяться в серийных летательных ап-
206
Глава 10
паратах в начале 1960-х гг. К используемым для этих целей
веществам относятся такие инертные жидкости, как вода и
фреон-113, а также жидкости, взаимодействующие с водородом
в продуктах сгорания (Н2О2 и N2O4), и двухкомпонентные топ-
топлива (например гидразин+ N2O4).
Рис. 121 иллюстрирует механизм влияния инжекции на поле
течения в сопле. Кроме того, что впрыскиваемая жидкость за-
замещает часть выхлопных газов, инжекция приводит к образо-
образованию системы скачков уплотнения (скачок отрыва и индуци-
индуцированный головной скачок уплотнения). Боковая составляю-
составляющая реактивной силы возникает как следствие двух эффектов:
во-первых, поток импульса вещества, впрыскиваемого через
Направление
полета
Рис 118. Нижняя сборка твердотопливного ускорителя ВКС «Спейс Шаттл»
/ — кабель электропитания A2 шт.); 2 — опорный шпангоут; 3 — система управления век-
вектором тяги B шт.); <# —гаргрот; 5 —передний сопловой блок; 6 — твердотопливный за-
заряд; 7 — стыковочный шпангоут; 5 — блок телеметрической аппаратуры; 9 — бандажные
кольца; 10 — двигатели системы отделения ТТУ D блока); //—тепловой экран.
Рис. 119. Узлы соплового блока ТТУ ВКС «Спейс Шаттл» [186].
/ — входной блок сопла; 2— гибкий соединительный узел; 5 —блок горловины сопла; 4 —
сборка амортизатора; 5 — передняя сборка выходного раструба сопла; 6 — изоляционный
бандаж; 7 — неподвижная часть корпуса двигателя; 8 —• сборка протектора; 9 — защит*
ный экран соединительного узла; 10— обтекатель; // — гнездо обтекателя; 12— задняя
сборка выходного раструба сопла.
+ Рыскание
'+2*
ис» 120. Система координат для управления полетом воздушно-космическо-
воздушно-космического самолета [114].
208
Глава 10
Рис. 121. Механизм вторичной инжекции.
/ — пограничный слой; 2 — скачок отрыва; 3 — граница отрывного течения; 4 — инжекцяч
онное отверстие; 5 — головной скачок уплотнения; 6 — граница зоны инжекции.
отверстие, приводит к появлению боковой реактивной силщ
во-вторых, дополнительная боковая сила создается благодаря^
изменению распределения давления на стенке сопла. Второй
эффект увеличивает боковую составляющую по сравнению со|
случаем, когда инжекция жидкости осуществляется не в сошщ|!
а прямо в окружающую атмосферу. Например, при вдуве газа!
в сопло наблюдалось увеличение боковой силы в 2—3 раза*'
[172]. Эффективность такой системы управления вектором тяги,
в плоскостях рыскания и тангажа для РДТТ с одним централь-
центральным соплом зависит от расположения впускного отверстия и
расхода инжектируемого вещества. Величину боковой состав-
составляющей при вдуве в сопло газа или впрыске неиспаряющейся*
жидкости можно рассчитать другим (отличным от описанного
в разд. 10.2) способом, аппроксимируя форму граничной по-
поверхности между впрыснутым веществом и основным потоком1
полуцилиндром с полусферическим основанием.
Со стороны основного потока на эту поверхность действует
сила давления, параллельная стенке и пропорциональная г2р,
где г — радиус цилиндра, а р — среднее статическое давление
в ядре потока. Пренебрегая испарением, смешением и вязкими
силами на граничной поверхности, запишем условие баланса
между потоком количества движения впрыскиваемой жидкости,
параллельным стенке, и силой давления:
7ftj?Jjoo = r2/?, A0.3)
где rhj — расход (считается равным асимптотическому расхо-
расходу жидкости, параллельному стенке), a i//«> — асимптотическая
Управление вектором и величиной тяги 209
скорость инжектируемого вещества. Если предположить, что
г/оо достигается в результате изоэнтропического расширения
жидкости от давления торможения р/ до давления р, то это
известный параметр, зависящий только от р/, р и термодинами-
термодинамических свойств впрыскиваемого вещества. Следовательно,
г-(т^оо/рI/2. (Ю.4)
Сила, нормальная к стенке • имеет три составляющие: 1) rhjVj
(где Vj — нормальная скорость на срезе впускного отверстия),
2) разность между силами давления на выходе из отверстия
при наличии и в отсутствие инжекции ((р/—p)Aj и 3) разность
между интегралом по внутренней поверхности сопла от давле-
давления на стенке при наличии и в отсутствие инжекции. При до-
достаточно малых углах раствора сопла выражение для боковой
силы имеет вид
^упр= [rhjVj+ (pj—p)Aj] cos авых + S^jco, A0.5)
где авых — полуугол раствора выходного раструба сопла,
a g — безразмерный коэффициент, зависящий от геометричес-
геометрических характеристик сопла, места расположения впускного от-
отверстия и отношения удельных теплоемкостей вещества в вы-
выхлопной струе. Расчет по такой формуле хорошо согласуется
с экспериментальными данными [178].
Если требуется управление вектором тяги в плоскости кре-
крена, то можно использовать два сопла или установить в выход-
выходном раструбе пару тонких продольных разделительных ребер
и впрыскивать жидкость через соответствующие отверстия
[182, 183J. Из рис. 122 видно, что отверстия А[1,2) и ВA,2)
обеспечивают управление по тангажу, отверстия С и D — по
рысканию, а совместный впрыск А\ и В2 или Л2 и В\—по кре-
крену. В аэродинамической трубе с водой в качестве впрыскивае-
впрыскиваемой жидкости проведено параметрическое исследование рас-
распределения давления в таком сопле и его изменения в зави-
зависимости от отношения расходов вторичного и основного пото-
потоков, а также определено оптимальное положение впускных от-
отверстий для вторичной инжекции [182, 183]. Эти результаты
были затем использованы при разработке специального уст-
устройства, в котором сжигали малоразмерный заряд монотопли-
монотоплива на основе ПХА, а в сопло впрыскивали фреон-113 (рис.123).
Двигатель устанавливали в двух прецизионных подшипниках,
позволяющих ему совершать свободное (без трения) движение
в плоскости крена. Вращательный момент измеряли с помо-
помощью двух балок, приваренных перпендикулярно к переходной
мУфте, скрепленной с передним днищем РДТТ. Балки жестко
заделывались в стенд и при приложении крутящего момента
подвергались изгибу. Измерительный мост с тензодатчиками,
14 И. Тимнат
210
Рис. 122. Схематическая диаграмма центрального сопла РДТТ, обеспечиваю*
щего управление по трем осям [183].
размещенный на балках, давал сигнал, изменяющийся пропор-
пропорционально моменту.
Результаты, представленные на рис. 124, показывают, что
расположение впускных отверстий инжектируемого вещества
слабо влияет на вращательный момент, давая отклонения
лишь на 10—15% (это не удивительно, так как положение от-
отверстий выбиралось на основе испытаний с холодным рабочий
телом), а снижение удельного импульса, обусловленное уста-
На самописец
На самописец
На самописец Редуктор
давления
П—Ь"
зОатм
Подшипники
На самописец
Рис 123. Схема стендовой установки [183].
Управление вектором и величиной тяги
211
ъ
a
МПМРП OTRf
•
2
3
__ « - —
0 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25
Рис. 124. Экспериментальные данные по зависимости от инжектируемого
расхода отношения крутящего момента к тяге (а) и удельного импульса
и дополнительной осевой составляющей тяги (б).
новкой в сопле продольных ребер, компенсируется впрыском
жидкости, причем с увеличением расхода жидкости удельный
импульс возрастает.
10.4. РЕГУЛИРОВАНИЕ ВЕЛИЧИНЫ ТЯГИ
Есть несколько возможностей регулирования тяги ракетного
Двигателя, вытекающих из самой формулы тяги
A0.6)
т. е. возможно изменять /уд, рК9 Акр и т, тогда как с* остается
практически постоянной величиной.
212 Глава 10
10.4.1. РЕГУЛИРОВАНИЕ ТЯГИ ЖРД
Начнем с ЖРД, изменение тяги которых осуществляется бо-
более широким набором средств, так как удельный импульс
ЖРД зависит от соотношения компонентов, которое регулиру-
регулируется. Этого пути, однако, следует избегать, так как, помимо
ухудшения характеристик, один из компонентов топлива, на-
находящихся на борту, не будет полностью израсходован. Другой
возможностью является изменение площади критического сече-
сечения — механическое, с использованием дроссельной иглы, или
аэродинамическое, впрыском рабочего тела выше по потоку
('метод вихревого клапана). Оба метода применялись на прак-
практике, хотя они не лишены недостатков: в механическом методе
требуется охлаждение иглы, что представляет собой трудную
задачу для конструктора и технолога, а аэродинамический ме-
метод сопровождается существенными потерями. Кроме того,
уменьшение площади критического сечения приводит к повы-
повышению давления в камере сгорания, если только не снижать
давления подачи. Повышение рк может ухудшить горение в ка-
камере вследствие снижения перепада давления на форсунках
А/?ф, так что этот метод может использоваться только для слу-
случаев увеличения рк в довольно узком диапазоне.
Как следствие, если требуется широкий диапазон регулиро-
регулирования тяги, необходимо изменять давление в камере или мас-
массовый расход топлива. Так как зависимость CF от рк невелика,
можно допустить, что величина тяги пропорциональна давле-
давлению в камере сгорания. Нужно, однако, помнить, что на ма-
малых высотах уменьшение рк может вызвать отрыв потока от
стенки сопла. С другой стороны, не следует забывать и о
квадратичной зависимости перепада давления на форсунках от
расхода
т = С0Аф{2рАрфI/2, A0.7)
поэтому, чтобы уменьшить расход в 3 раза, давление впрыска
нужно понизить в 9 раз, что ухудшит распыливание и смеше-
смешение и может привести к возникновению неустойчивости. Как
следствие, при дросселировании тяги расход уменьшают не бо-
более чем в 2—3 раза. В вытеснительной системе подачи это
обеспечивается регуляторами с переменным проходным сече-
сечением, а в турбонасосной системе — изменением мощности тур-
турбины путем регулирования расхода через газогенератор.
Другой возможностью является изменение проходных сече-
сечений форсунок смесительной головки; для заданного давления
подачи эта мера позволяет увеличить перепад давления на фор-
форсунках с улучшением распыла струй. Этот метод требует высо-
высокого уровня проектирования и с успехом используется на прак-
Управление вектором и величиной тяги 213
тике. Еще одна возможность состоит в том, чтобы использо-
использовать группы форсунок с автономным подводом топлива к каж-
каждой из них, чтобы при необходимости отключать некоторые из
групп. Предпочтительнее всего одновременно регулировать и
параметры системы подачи, и условия на входе в камеру.
В этом случае нет ограничений по коэффициенту тяги и поте-
потери в камере остаются на низком уровне. Таким путем осуще-
осуществлялось регулирование в ЖРД посадочного лунного модуля,
тяга которого могла изменяться от 45 до 4,5 кН. Этот ЖРД
работает на азотном тетраксиде (N2O4) и аэрозине-50 (смесь
гидразина и монометилгидразина в соотношении 1:1). Горючее
подается вдоль оси камеры сгорания в цилиндрическое кольцо,
окислитель впрыскивает радиально, сталкиваясь с горючим.
Для защиты стенки камеры используется завеса из струй го-
горючего A0% расхода на полной тяге, 25%—на минималь-
минимальной). Камера сгорания этого двигателя изготовлялась из фе-
нолпласта, армированного кварцевой нитью, который под дей-
действием тепла аблирует в результате реакции
C(tb)+SiO2(tb)-*CO (ra3)+SiO2(TB). A0.8)
Внутренняя оболочка из абляционного материала устанав-
устанавливается в титановом корпусе. Расширяющаяся часть сопла
выполнена из ниобия с покрытием из дисилицида ниобия от
сечения с е = 16 до выходного сечения с е = 43,4 и охлаждается
излучением. Титановый корпус теплоизолирован (стекловатой в
стальной оболочке).
10.4.2. РЕГУЛИРОВАНИЕ ТЯГИ РДТТ
Для регулирования величины тяги в РДТТ, установленных, на-
например, на ракетах, предпочтительнее применять твердотоплив-
твердотопливный газогенератор. Расход продуктов сгорания в газогенера-
газогенераторе можно изменять, используя тот факт, что скорость горе-
горения большинства ТРТ зависит от давления. Эта особенность
позволяет предложить простую схему регулирования тяги с пе-
переменным расходом (рис. 125, а). Давление в генераторе регу-
регулируется изменением площади проходного сечения в клапане:
при ее уменьшении давление возрастает, что вызывает рост
скорости горения и, следовательно, расхода.
Такая система регулирования с обратной связью, позволяю-
позволяющая изменять рк в пределах 10-М (от 0,7 до 7 МПа в конкрет-
конкретном РДТТ) и увеличивать расход продуктов сгорания в пре-
пределах 3,8 : 1, описана в работе [175].
Аналогичный принцип регулирования используется в дру-
другом газогенераторном РДТТ [115]. Горячие газы из твердо-
твердотопливного газогенератора поступают в двигатель через трехпо-
214
Глава 10
Газогенератор
Регулятор
расхода
Т
вдув
Газогенератор
Коллектор
РДТТ
Трехпозиционный
клапан
5
Рис. 125. Системы с переменным расходом для регулирования тяги [175].
зиционный клапан для обеспечения осевой тяги в соответствии
с определенной командой (рис. 125,6). Когда требуется отсечка
тяги, клапан закрывается и поток из газогенератора либо пре-
прекращается, либо направляется в систему стабилизации. Эф-
Эффективность такого РДТТ определяется свойствами газовой
смеси, истекающей из основного сопла. Его характеристики
можно улучшить, используя фторуглеродное ТРТ на основе
ПХА, содержащее высокий процент твердых компонентов,
и обычный газогенератор. Такие газогенераторные РДТТ про*
шли успешные испытания при более чем 36 циклах срабатывав
ния клапана.
Другим примером являются разработки модельных РДТТ
для оценки перспективных ТРТ. Фирма «Аэроджет» [152] раз-
разработала два таких двигателя, в которых площадь критическо-
критического сечения сопла может изменяться более чем в 2,5 раза. Один
из них применялся в качестве источника газов для сравнитель-
сравнительного исследования различных систем управления выхлопной
струей в РДТТ; другой использовался для исследования харак-
характеристик гашения различных топлив.
Оба двигателя снабжены центральным телом (дроссельной
иглой), перемещаемым в осевом направлении в окрестности
горловины сопла с помощью гидропривода. На рис. 126, а по-
показан принцип работы регулируемого таким образом сопла,
Управление вектором и величиной тяги
215
а на рис. 126,6 схематически изображено регулируемое сопло
фирмы «Аэроджет». Центральное тело, установленное на стой-
стойках крепления, перемещается по команде влево или вправо
вдоль оси двигателя, изменяя таким образом площадь крити-
критического сечения сопла. Когда центральное тело переводится в
крайнее левое положение, при котором площадь критического
сечения максимальна, происходит погасание заряда. При пере-
перемещении центрального тела в крайнее правое положение пло-
Рис. 126. Принцип работы регулируемого сопла с центральным телом (а)
и натурное разрезное регулируемое сопло с центральным телом (фирма
«Аэроджет») системы регулирования вектора тяги (б) [152].
J-— обечайка корпуса РДТТ со стойками крепления центрального тела; 2 — центральное
тело сопла с гидроприводом; 5 — карданный подвес сопла; 4 — привод для управления
вектором тяги в плоскости рыскания; 5 — профилированный внутренний вкладыш горло-
горловины сопла; 6 — выходной раструб сопла; 7 — узел горловины сопла; 8 — привод управ-
управления вектором тяги в плоскости таигажа.
216 Глава 10
щадь критического сечения минимальна и двигатель работает
при максимальном давлении, развивая максимальную тягу.
При промежуточном положении центрального тела величины
рабочего давления и тяги РДТТ определяются баллистически*
ми свойствами ТРТ, особенно показателем степени в законе
скорости горения (желателен показатель степени 0,85—0,95),
Для рассматриваемого РДТТ было специально разработана
топливо, имеющее высокую скорость горения и высокий пока/
затель степени в законе горения. Оно отличается от обычных
СТТ по целому ряду признаков: 1) ПХА предварительно под-
подвергнут частичному термическому разложению д,ля получения
частиц с контролируемой пористостью кристаллической решет-
решетки; 2) пластинчатые частицы алюминия вместо сферических;
3) добавки для улучшения характеристик гашения и/или
4) катализатор, ускоряющий разложение ПХА. Топливо тако-
такого типа названо «регулируемым» ТРТ. Чтобы предотвратить
преждевременное самопроизвольное воспламенение топлива, на
торцевую часть заряда, обращенную к сопловому блоку, нано-
наносят слой медленногорящего топлива, содержащего ингибиторы
горения и характеризующегося высоким газовыделением и низ-
низкотемпературными продуктами сгорания (что приводит к зна-
значительному снижению теплопередачи от нагретых поверхностей
центрального тела и сопла к основному топливу). На рис. 127
показана зависимость площади критического сечения сопла от
положения центрального тела для рассматриваемого РДТТ
фирмы «Аэроджет». Перемещение центрального тела из край-
крайнего правого положения в крайнее левое приводит к изменению
площади критического сечения от 380,61 до 974,2 см2. Этому
соответствует падение давления в камере двигателя с ~13 до
0,7 МПа, что приводит к гашению заряда.
Процесс изготовления заряда, связанного с корпусом,
РДТТ, показан на рис. 128 [152]. Он включает следующие тех- 'S
нологические операции.
а) Нанесение термоизоляции. Внутреннюю поверхность кор-
корпуса двигателя сначала очищают, промывают и высушивают.^
Затем на нее наносят первичный слой поливинилфенольного
покрытия, которое после полимеризации также промывают и
просушивают. Далее последовательно наносят первичный и ад-
адгезионный эпоксидные слои и слой теплозащитного покрытия
на основе ПБАН с асбестовым наполнителем, а в зоне соплово-
соплового днища корпуса, где предусмотрена раскрепляющая манжета
торца заряда, помещают ленту из тефлона. После этого в кор-1
пусе устанавливают предохранительный экран из пористого
асбеста, предотвращающий прилипание к термоизоляции на-
надувного резинового мешка, используемого для удержания ее на.
месте во время отверждения. Затем мешок, экран и тефлоно-
Управление вектором и величиной тяги
217
0,10
0,05
Ч^ Крайнее
положение
0 5 .10
Перемещение центрального тела, см
Рис. 127. Изменение площади критического
сечения в зависимости от положения цент-
центрального тела [152].
по геометрии; по аэродинамике.
Рис. 128. Технология изго-
изготовления РДТТ на регули-
регулируемом топливе [152].
/ — корпус двигателя; 2 — пер-
первичный слой эпоксида; 3 — адге-
адгезионный слой эпоксида; 4 — тер-
термоизоляция; 5 — экран; 6 — про-
промежуточный адгезионный слой;
7 — топливо.
вые ленты убирают, изоляцию зачищают, шлифуют, промыва-
промывают и высушивают.
б) Нанесение адгезионного промежуточного слоя. Перед
нанесением адгезионного слоя (который предназначен для обес-
обеспечения адгезии между термоизоляцией и топливом) в зоне
соплового днища помещают экран из пористого асбеста,
а вдоль оси корпуса устанавливают необходимое оборудование.
Корпус двигателя выдерживают в течение 8 ч при 93±3°С,
затем поверх изоляции наносят кистью адгезионный слой и
оставляют его отверждаться при 93 °С.
в) Заливка заряда основного ТРТ. Двигатель помещают в
вакуумную камеру, монтируют прессовое оборудование и зали-
заливают корпус массой основного ТРТ. Далее в течение 5 мин
производят виброуплотнение топлива и оставляют его отверж-
отверждаться при 93 °С до достижения требуемой твердости по Шору.
После отверждения прессовое и литейное оборудование убира-
убирают, а задний торец заряда подвергают механической обра-
обработке.
Рис. 129. Разрез модельного регулируемого газогенератора [152].
1 — пропилы в заряде; 2 — заряд регулируемого ТРТ; 3 — защитный слой медленногоря*
щего топлива; 4 — регулируемое сопло с центральным телом.
г) Заливка заряда медленногорящего топлива. Двигатель
устанавливают в вакуумную камеру и размещают литейное
оборудование. Дополнительный слой медленногорящего топли-
топлива наносят на задний торец заряда основного топлива и остав-
оставляют его отверждаться при температуре 79 °С (в течение че-
четырех суток) до достижения требуемой твердости по Шору.
Затем литейное оборудование убирают и заряду придают окон-
окончательную форму.
На рис. 129 показан разрез модельного регулируемого
РДТТ. Диаметр корпуса двигателя 0,76 м, длина 2,69 м,
а характеристики приведены в табл. 19. Двигатель характери-
характеризуется относительно низким коэффициентом заполнения каме-
камеры топливом, поскольку в нем предусмотрен увеличенный сво-
свободный объем между задним торцом заряда и сопловым бло-
блоком для предотвращения повторного самовоспламенения
Таблица 19. Характеристики модельного регулируемого РДТТ [152].
Полный импульс
Масса топлива
Полное время горения
Время сгорания свода заряда
Время воспламенения
Максимальная тяга
Максимальная площадь горловины сопла
Минимальная площадь горловины сопла
Полуугол раствора сопла
Площадь среза сопла
Показатель степени в законе горения ТРТ
2 473 650 Не
1270 кг
16,90 с
16,03 с
0,071 с
716 200 Н
0,09742 м2
0,03806 м2
15°
0,5645 м*
0,7—0,9
Управление вектором и величиной тяги
219
основного топлива под действием лучистого теплового потока
от нагретых поверхностей соплового блока. Защитный слой
медленногорящего топлива способствует диссипации тепловой
энергии, генерируемой при работе двигателя. Канал заряда
имеет форму прямого кругового цилиндра с пятью симметрич-
симметричными пропилами шириной 5 см. Материалами для промежуточ-
промежуточного адгезионного слоя служили изготовленные из полиурета-
полиуретана наполненные нейтральные каучуки V-44 и V-45 (для покры-
покрытия кормовой части корпуса).
Заданный рабочий цикл регулируемого РДТТ показан на
рис. 130. Он включает три последовательных запуска, соответ-
соответствующие маршевому режиму, участку ускорения и конечному
участку полета. На рис. 131 приведены записи осевой состав-
составляющей тяги, давления в камере РДТТ и давления в вакуум-
камере (в которой производился запуск РДТТ), моделирующей
начальную высоту полета 29 км. На первом режиме двигатель
запускался и работал в течение запланированных 4,1 с при
среднем давлении в камере 1,35 МПа (на 20% ниже расчетно-
расчетного). После подачи команды на отсечку тяги давление в каме-
камере упало с 1,65 до 0,35 МПа и произошло погасание заряда.
Двигатель был запущен повторно через 180 с (период «безмо-
«безмоторного полета») и работал в течение запланированных 2,0 с
при среднем рабочем давлении 8,5 МПа (расчетное 13МПа).
Максимальное давление в камере и максимальная тяга на
этом режиме составили 10,5 МПа и 675 кН соответственно. За-
За0 1 2 3 4 v0 1 2
Время,с
Рис. 130. Режимы испытаний регулируемого РДТТ.
220
Глава 10
15
11,25
се
с:
. 7,5
°"з,75
0,0
с:
2,0
1,5
1,0
0,5
0,0
150-
50
0
-
iiii
12 3
Время, с
а
11,25
7,5
3,75
0,0
@
z:
и
27
18
1 9
0,0,
-1500
СО
-?250
0
L-;f-r t
Л
^ \
\
183 184 185 186 187 188 189
Время, с
о
11,25
7,5
3,75
0.0
Г
«5 С
- CZ 6 -
21
- ^ 3-
0.
300
-
1 1
i i ,\ ,
100-
205 206 207 208 209 210 211
Время, с
в
Рис. 131. Регистрограммы испытаний регулируемого РДТТ [152].
осевая составляющая тяги; давление в камере РДТТ; —— давление В
вакуумной камере; а — первый запуск; б — второй запуск; в — третий запуск.
тем вновь поступила команда на отсечку тяги, давление в ка-
камере РДТТ уменьшилось от начального значения 7,25 до
— 0,3 МПа и произошло погасание заряда. После второго пе-
периода ожидания длительностью 20 с двигатель был вновь запу-
запущен для проведения третьего режима огневых испытаний, ко-
который продолжался 3 с до полного выгорания заряда.
Управление вектором и величиной тяги
221
1,016 м
Рис. 132. Модельный РДТТ для исследования характеристик гашения топ*
лива [152].
400
300
¦ ^200
100
0
31
23,25
15,5
7,75
0
- 6,2
- 4,65
се
-i 3,1
Ass
0
¦А
Vv
¦7Г/
L
1
у
\
-101 2345678
Время, с
38,75
31
23,25
<х 15,5
7,75
7,75
6,2
- 4,65
CZ
^; 3,1
1,55
г 500
400
300
200
100
0
«
I
vl
Л"
Л
А
А
Л
¦л\
i
•ч
64 65 66 67 68 69 70 71 72 73
Время , с
а
Рис. 133. Регистрограммы испытаний РДТТ с регулируемым гашением [152].
—¦ тяга; давление в камере РДТТ; давление в вакуумной камере.
прерывистыми прямыми линиями нанесено расчетное давление в камере РДТТ.
222
Глава 10
31
23,25
15,5b
7,75
0
23,25
15,5
7,75
O
г 6,2
- 4,65
to
- 1,55
0
г 400
- 300
-^200
- 100
0
Л
1
\
--V
\
V
: \
;\
г"
\
129 130 131 132 133 134 135 136 137 138
Время, с
г 4,65
-| 3,1
-^1,55
0
- зоо
-л: 200
-и? 100
0
Л
ц
Л
194 195 196 197 198 199 200 201 202 203
Время, с
23,25
15,5
7,75
0
г 4,65
-« 3,1
.«г 1,55
0
г 300
-Л юо
0
—t"!
/¦
-•
<
——
— •
I
\
\
259 260 261 262 263 264 265 266 267 268
Время, с
6
Рис. 133 (продолжение)
Второй регулируемый РДТТ (рис. 132) имеет следующие
размеры: полная длина 4,14 м, длина двигателя 2,49 м, диа-
диаметр 1,19 м. Заряд РДТТ имеет массу 2725 кг и по форме почти
аналогичен заряду рассмотренного выше регулируемого РДТТ
(за исключением того, что вместо 5 пропилов было 7). В каж-
каждом запуске в начальный период времени продолжительностью
3 с центральное тело сопла устанавливалось в таком положе-
положении, чтобы давление в камере составляло 2,75 МПа, а затем —
в таком, чтобы в течение 2 с давление составило 0,6 МПа. Да-
Управление вектором и величиной тяги 22&
лее, через 0,2 с после того, как центральное тело полностью
открывало сопло, должно было произойти погасание заряда.
На рис. 133 приведены результаты огневых испытаний; значе-
значения давлений, при которых происходило погасание, составили
0,25, 0,18, 0,22, 0,21 и 0,18 МПа. Время, прошедшее с момента
поступления команды на гашение, составляло 0,61, 0,58, 0,43,
0,53 и 0,48 с, что несколько больше расчетного @,2 с). Колеба-
Колебания тяги и давления в камере РДТТ вызваны работой привода
центрального тела сопла.
Наконец, следует упомянуть так называемые пульсирующие
РДТТ. В этих двигателях гашение и повторный запуск дости-
достигаются благодаря механическому разделению слоев топлива
тепловыми экранами. Каждый слой топлива имеет свой вос-
воспламенитель. Отсечка тяги (или ее регулирование) по команде
в таких РДТТ невозможна. Однако существует множество при-
приложений, в которых требуются отсечка тяги и повторный за-
запуск в соответствии с заранее заданной программой. Важней-
Важнейшим преимуществом пульсирующего двигателя является то„
что в нем можно использовать топливо с любой желаемой ре-
рецептурой.
11
ПРИМЕНЕНИЕ РДТТ
ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ
11.1. ВВЕДЕНИЕ
Интересно рассмотреть возможности применения РДТТ в ра-
ракетах-носителях и космических аппаратах, к которым предъяв-
предъявляются требования высокой надежности и эффективности. Осо-
Особенности таких летательных аппаратов в отличие от боевдЁс
ракет, как правило, достаточно хорошо освещены в открытой
литературе, и на их примере можно проиллюстрировать крите-
критерии, которыми руководствуются при применении различных ти-
типов ТРТ, материала корпуса двигателя, систем зажигания, уст-
устройств регулирования модуля и вектора тяги.
Первым американским РДТТ, который использовался в ка-
качестве третьей ступени ракеты-носителя, предназначенной для
вывода в космос космического зонда-спутника Луны «Пио-
«Пионер-1» и стартовавшей с мыса Канаверал 11 октября 1958 г.,
был РДТТ Х-248. С I960 г. начались запуски четырехступенча-
четырехступенчатой ракеты-носителя «Скаут», которая была полностью твердо-
твердотопливной. С тех пор для выполнения космических полетов,
в большинстве своем беспилотных, в США использовалось бо-
более 2000 РДТТ. Кроме того, РДТТ применяются в программе
«Спейс Шаттл».
Ниже описываются некоторые из этих двигателей, а имен-
именно: ускорители ракеты-носителя «Титан-Ш С», твердотоплив-
твердотопливный ускоритель воздушно-космической системы «Спейс
Шаттл», вспомогательный твердотопливный ускоритель раке-
ракеты-носителя «Ариан 3» и ряд двигателей космических летатель-
летательных аппаратов, предназначенных для перевода полезной на-
нагрузки с низкой околоземной орбиты на геостационарную,
в частности РДТТ межорбитальных буксиров (МБ).
11.2. УСКОРИТЕЛИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ТИТАН»
Это был первый секционный твердотопливный ускоритель
(ТТУ); он разработан в начале 1960-х гг. фирмой «Юнайтед
текнолоджис» и успешно запущен впервые в июне 1965 г. вмес-
вместе с РН «Титан III С». С тех пор произведено 62 удачных за-
Применение РДТТ для космических исследований
225
Рис. 134. Твердотопливный ускоритель ракеты-носителя «Титан» [186]. '
/ — передние двигатели отделения ТТУ; 2 — отсек вспомогательного оборудования систе-
системы отделения ТТУ; 3 — обечайка переднего днища РДТТ; 4 — секции двигателя E шт.);
5 — емкость N2O4 для системы регулирования вектора тяги; 6 — задние двигатели отде-
отделения ТТУ; 7 — юбка ТТУ; 8 — обечайка заднего днища РДТТ; 9 — тепловой экран; 10 —
сопло.
пуска РН «Титан III С» и «Титан III D», а в 1980-е гг. несколь-
несколько укрупненный ускоритель этого типа был установлен на РН
«Титан 34 D». ТТУ для РН «Титан III С» и «D» имеет диаметр
3,048 м и состоит из 5 секций длиной 3,276 м и массой
30 400 кг каждая. Полная высота ракеты-носителя составляет
25,9 м. Корпус двигателя изготовлен из стали Ladish D ба С и
после термической обработки имеет предел прочности 1,34 ГПа.
Такой ускоритель показан на рис. 134. Топливо, которое по тем
временам считалось высокоэффективным, содержало 86% твер-
15 И. Тимнат
226
Глава 11
Рис. 135. Монтажное сечение обечаек корпуса ТТУ [186].
/ — кольцевая проточка в нижней обечайке; 2 —штифт; 3 — кольцевой хвостовик верхней
обечайки; 4 — кольцевая уплотнительная прокладка.
дых компонентов G0% ПХА, 16% А1) со связующим на основе
ПБАН и создавало удельный импульс 262 с. Форма заряда —
трубчатая, с горением по внутренней поверхности. Толщина
свода горения у переднего торца заряда каждой секции на
12,5 см больше, чем у заднего. Такой конический канал обеспе-
обеспечивает требуемую зависимость тяги от времени в период дого-
догорания заряда. Заряды секций бронируются изнутри бронесо-
ставом на основе каучука типа Buna-N с наполнителем SiO2.
Бронировка заднего торца заряда каждой секции толще, что
позволяет выдерживать более длительное воздействие продук-
продуктов сгорания. Передний торец заряда каждой секции брониру-
бронируется покрытием из каучука типа Buna-N с асбо- и 5Ю2-напол-
нителями, которое защищает его от несвязанной торцевой по-
поверхности верхней секции. Перед заливкой топлива в секции
на внутреннюю поверхность корпуса наносится изолирующий
слой из материала на основе каучука, который обеспечивает
прочную связь между топливом и корпусом двигателя. Секции
и днища ускорителя соединяются с помощью специального
монтажного соединения, показанного на рис. 135, которое со-
содержит 240 штифтов и уплотнительное кольцо.
Сопло, которое должно работать в течение 115 с, выполне-
выполнено из фенолформальдегидной смолы с графитовым волокном.
Система регулирования вектора и модуля тяги (рис. 136) ос-
основана на инжекции N2O4 в выходной раструб сопла. На каж-
каждом сопле установлено 24 клапана, которые регулируют азимут
и величину создаваемых путем впрыска боковых сил. Каждая
из 5 секций ускорителей РН «Титан III С» и «D» создает на-
начальную тягу 5,34 МН и сгорает приблизительно за П5 с.
Дополнительная секция в ускорителе «Титан 34 D» короче
A,96 м), а полная тяга двух форсированных ускорителей рав-
равна 11,565 МН. Успешно завершились и стендовые испытания 7-
секционного ТТУ (тяга 6,67 МН, высота 34,14 м, масса
350 000 кг).
Применение РДТТ для космических исследований
227
11.3. ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ УСКОРИТЕЛЬ
ВКС «СПЕЙС ШАТТЛ»
Высокая эффективность, продемонстрированная твердотоплив-
твердотопливными ускорителями ракеты-носителя «Титан III», послужила
основной причиной того, что NASA (после изучения преиму-
преимуществ и недостатков твердотопливных ускорителей по сравне-
сравнению с жидкостными) решило использовать 2 ТТУ диаметром
3,71 м, длиной 38,1 м, снаряженных 502 580 кг того же топлива
на основе ПБАН и имеющих четырехсекционную конструкцию.
Система «Спейс Шаттл» показана на рис. 137. Два РДТТ, за-
запускаемые вместе с маршевыми двигателями космического ле-
летательного аппарата многоразового использования «Спейс
Шаттл», отделяются после сгорания (номинально через 122 с)
на высоте около 50 км. К этому времени «Спейс Шаттл» нахо-
находится приблизительно в 45 км от стартовой площадки и дви-
движется со скоростью 5150 км/ч. После отделения ускорителей
открывается группа парашютов — сначала вытяжной, затем
стабилизирующий и, наконец, основная связка, уменьшающая
вертикальную составляющую скорости ускорителя к моменту
его соударения с водой приблизительно до 96 км/ч. Траекто-
Траектория отработавшего ускорителя показана на рис. 138. После
ремонтно-восстановительных работ корпус ускорителя транс-
транспортируют обратно в космический центр, заливают новым за-
зарядом ТРТ и подготавливают к повторному запуску. Металли-
1
Рис. 136. Система регулирования вектора тяги ТТУ ракеты-носителя «Ти-
тан» [1861.
__
о емкость (МгОч) системы регулирования вектора тяги; 2 — система
J — коллектор жидкости системы регулирования вектора тяги; 4 — ин-
инжекторы; 5—раструб сопла.
228
Глава 11
Рис. 137. Конфигурация ВКС «Спейс Шаттл» [15].
ческие части корпуса рассчитаны на 20 запусков; например,
для осуществления шестого полета ВКС «Спейс Шаттл»
(STS-6) применялись узлы, использованные при первом запус-
запуске (STS-1) двумя годами раньше. ТТУ системы «Спейс
Шаттл» показан на рис. 139. Он состоит из 4 секций, которые
можно транспортировать по железной дороге к стартовому
комплексу. Средняя тяга, развиваемая таким ускорителем в
Рис. 138. Траектории ТТУ и орбитального модуля ВКС «Спейс Шаттл» [15].
Применение РДТТ для космических исследований
229
Рис. 139. Твердотопливный ускоритель ВКС «Спейс Шаттл» [15].
Масса ТРТ-503 т, масса ТТУ-569 т, средняя тяга 10,6 МН, время горения 124 с.
вакууме, составляет 10,6 МН, а время горения — приблизитель-
приблизительно 2 мин.
Бесшовные корпусные обечайки ТТУ выполнены кольцевой
прокаткой из штампованной листовой стали Ladish D 6аС.
На стыках обечаек предусмотрены вилка и хвостовик монтаж-
монтажного соединения, с помощью которого они компонуются в сбор-
сборки, называемые заливочными секциями ТТУ. Четыре такие сек-
секции — передняя, две центральные и задняя — показаны на
рис. 140. Канал топливного заряда в первой обечайке передней
секции имеет форму звезды с 11 лучами, которая вблизи зад-
заднего днища последней обечайки трансформируется в коничес-
коническую форму. Центральные секции снаряжаются одинаковыми од-
Рис. 140. Заливочные секции твердотопливного ускорителя ВКС «Спейс
Шаттл» [151.
16 И. Тич::цг
230 Глава 11
ноканальными зарядами с каналами в форме усеченного кону-
конуса, причем передние торцы зарядов при отливке бронируются
для регулирования поверхности горения. Задняя секция сна-
снаряжается одноканальным зарядом с каналом в форме усечен-
усеченного конуса, который резко расширяется вблизи заднего дни-
днища, образуя выемку для передней части утопленного сопла.
Торцевая поверхность заряда, обращенная к сопловому блоку,
также бронируется. Промежуточный адгезионный слой, пред-
предназначенный для скрепления топлива с термоизолированным
корпусом РДТТ, выполняется из асбонаполненного углеводо-
углеводородного полимера. В качестве термоизолирующего покрытия
корпуса используется слой асбо-5Ю2-наполненного бутадиен-
нитрильного каучука. Сборка четырех указанных секций в еди-
единый ТТУ осуществляется на стартовом комплексе с помощью
стыковых монтажных соединений с герметизирующими фторуг-
леродными уплотнениями.
Сопло ускорителя утоплено на 20,4% (рис. 140). Диаметр
критического сечения сопла 1,384 м, выходного сечения—
3,759 м, так что степень расширения равна 7,38. Сопло состоит
из термоизолированных алюминиевых и стальных узлов и име-
имеет гибкое соединение (см. разд. 10.3), которое обеспечивает
управление вектором тяги. Вся сужающаяся часть сопла, гиб-
гибкое соединение и часть выходного раструба утоплены в кор-
кормовую обечайку корпуса двигателя. Пиротехническое воспла-
менительное устройство представляет собой ракетную камеру
с соплом, выполненную из стали D6aC и термоизолированную
изнутри и снаружи, содержащую приблизительно 80 кг быст-
рогорящего ТРТ в виде одноканального заряда с формой 40-
лучевой звезды. Интересно отметить, что для разработки ТТУ
потребовалось лишь 4 стендовых доводочных испытания и 3
пуска на соответствие техническим условиям. На рис. 141 пока-
показана типичная регистрограмма тяги ТТУ ВКС «Спейс Шаттл».
Изготовителем ТТУ, фирмой «Мортон Тиокол», со времени
первого полета сделаны различные модификации в конструк-
конструкции ускорителей; работы в этом направлении продолжаются.
Благодаря использованию облегченного стального корпуса,
изменению формы диаграммы тяги и увеличению степени рас-
расширения сопла достигнуто увеличение полезной нагрузки на
1361 кг.
В последнее время изучался вопрос об использовании кор-
корпуса из композиционного материала (графитопластика), что
привело бы к увеличению полезной нагрузки на 2722 кг. В бу-
будущем предполагалось использовать в качестве связующего
ПБКГГ вместо ПБАН, а в более далекой перспективе — топ-
топливо, содержащее 10% ПБКГГ, 21% А1 и 12% ЦТМТН. Пла-
Планировалось также применить створчатое сопло (с прорезями).
Применение РДТТ для космических исследований
231
40 60
Время,с
Рис 141. Диаграмма тяга — время твердотопливного ускорителя ВКС «Спейс
Шаттл» [15].
Л--измеренная (вакуум, 25 °С); расчетные пределы (вакуум, 15 °С).
Однако после катастрофы, происшедшей в феврале 1986 г.,
которая привела к гибели космонавтов и корабля «Челленд-
жер» вследствие отказа одного из ТТУ, все эти усовершенст-
усовершенствования отодвинуты на второй план и разработана кардиналь-
кардинальная программа повышения надежности ускорителей.
Для западноевропейской РН «Ариан 5» разрабатывается
ускоритель аналогичной конструкции [43], содержащий 160т
ТРТ на основе ПБКГГ (86% твердых компонентов, включая
18% А1). Такой ТТУ на начальном участке полета должен раз-
развивать тягу 5,5 МН, которая в трансзвуковом диапазоне долж-
должна снижаться до уровня в 3,5 МН. Максимальное расчетное
давление в камере составит 7 МПа. Полная длина ТТУ 19 м,
диаметр 3,1 м. Ускоритель будет состоять из 4 секций и утоп-
утопленного сопла. Форма каналов зарядов примерно такая же, как
в ускорителях ВКС «Спейс-Шаттл», за исключением того, что
в первой секции вместо сечения в форме 11-лучевой звезды
будет использован заряд с круговым цилиндрическим каналом,
в котором выполнено 17 пропилов вдоль образующих.
11.4. ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ УСКОРИТЕЛИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «АРИАН»
Для повышения мощности западноевропейской космической ра-
ракеты «Ариан» было решено увеличить давление в его марше-
маршевых ЖРД и добавить 2 ТТУ. Такая конфигурация, известная
16*
Глава 11
Рис. 142. Твердотопливный ускоритель ракеты-носителя «Ариан 3» с про*
ектной диаграммой тяги [1211.
Применение РДТТ для космических исследований 233
под названием РН «Ариан 3», может выводить на' геосинхрон-
ную переходную орбиту 2580 кг полезной нагрузки по сравне-
сравнению с 1825 кг для РН «Ариан-1» (в РН «Ариан-2» ТТУ отсут-
отсутствуют). Проект ТТУ РАР для РН «Ариан-3» является инте-
интересным примером проекта современного РДТТ промежуточного
класса.
Задача, поставленная перед разработчиками, состояла в
создании РДТТ с полным импульсом 17,2хЮ6Н-с вдоль оси
сопла в течение 26—31,5 с. Техническими условиями предус-
предусматривались также максимальная допустимая тяга A,05 МН)
и диаграмма тяги, показанные на рис. 142. Выполнение этой
задачи было поручено итальянской фирме BPD.
11.4.1. ПРОЕКТ
Согласно техническому заданию, требовалось спроектировать
двигатель и выбрать соответствующие материалы, способные
выдерживать механические деформации, вызываемые внутрен-
внутренним давлением, перегрузками, тепловыми потоками из камеры
и динамическими эффектами, создаваемыми потоком продук-
продуктов сгорания. Задавались следующие выходные параметры
двигателя: полный импульс вдоль оси сопла A6,8-ь 17,7) X
ХЮ6 Н-с; диаграмма тяги, как показано на рис. 142; диаметр
приблизительно 1 м; длина 7,52 м; угол отклонения сопла
14°14/ ±20'; масса топлива около 7350 кг; масса корпуса около
1030 кг. Полная масса, включающая вспомогательные устрой-
устройства (юбки, систему отделения и пиротехнические устройства),
не должна превышать 9000 кг, а время работы двигателя
должно составлять от 26 до 31,5 с. Двигатель (рис. 143) имеет
цилиндрический стальной корпус с эллиптической диафрагмой
в кормовой части, через которую заливается заряд ТРТ. Утоп-
Утопленное фенол-углеродное сопло установлено под большим уг-
углом относительно оси двигателя, таким, что вектор тяги при
выгорании проходит через центр масс ракеты-носителя. Термо-
Термоизоляция двигателя имеет переменную толщину и химически
связана с металлическим корпусом РДТТ.
Корпус ТТУ было решено изготавливать из стали, посколь-
поскольку использование композиционного материала давало бы лишь
малый выигрыш в массе A5%); кроме того, у фирмы-изгото-
фирмы-изготовителя BPD не было уверенности, что при разработке послед-
последнего варианта она уложится в сроки, отведенные заказчиком.
Для этих целей выбрана сталь марки AISI 4130, широко при-
применявшаяся ранее в малых РДТТ. При изготовлении корпуса
использовалась электронно-лучевая сварка.
Выбранное смесевое топливо содержит 71% ПХА, 16% А1
и 1о /о ПБККГ, с удельным импульсом —210 с, скоростью го-
234
Глава 11
Рис. 143. Схема конструкции ТТУ РАР [121].
/ — передний стыковочный шпангоут; 2 — корпус; 3 — воспламенитель; 4 — топливо; 5 —
термоизоляция; 6 — кормовое крепление; 7 — заглушка; 8 — сопло.
рения 10 мм/с при 6,9 МПа, показателем степени в законе ско-
скорости горения п = 0,304 и плотностью 1739 кг/м3. Внутренний
канал заряда имеет форму 6-лучевой звезды (рис. 144), что
обеспечивает почти постоянную тягу (рис. 145). Операции под-
подготовки и заливки занимают 1 сутки, после чего заряд отверж-
дается в течение 15 суток.
Сопло выполнено из фенол-углеродного пластика с внеш-
внешней стальной оболочкой и снабжено термоизоляцией из арми-
армированного асбеста в области горловины. Алюминиевая полу-
полусферическая заглушка толщиной 1,5 мм, приклеенная к внут-
Применение РДТТ для космических исследований
Термоизоляция
235
Рис. 144. Поперечное сечение заряда ТТУ [121].
1120
960
800
* 640
(О
- 480
320
160
0
^--
Проектный профиль тяги
—
—I —I
щ
аг
\—
Г
1
11
\\\
i
8—Н
0 3 6 9 12 15 18 21 24 27 30 33
Время, с
Рис. 145. Регистрограммы тяги ТТУ [121].
Номера кривых соответствуют номерам испытаний в табл. 20.
236
Глава 11
Рис. 146. Пирогенный воспламенитель ТТУ FAP [121].
/ — пирозапал; 2 — вспомогательный заряд; 3 — основной заряд.
ренней стенке сопла в районе горловины, изолирует внутрен-
внутреннюю часть двигателя от внешней среды. Воспламенитель пи-
рогенного типа (рис. 146) запускается двумя последовательно
срабатывающими пирозапалами и выбрасывает продукты сго-
сгорания в канал заряда РДТТ через 7 малых сопел. Термоизоля-
Термоизоляция выполнена из каучука с асбестовым наполнителем и перед
заливкой заряда покрывается адгезионным слоем из материала
на основе ПБККГ для обеспечения прочной химической связи
с топливом.
11.4.2. ИСПЫТАНИЯ
Во время выполнения программы опытно-конструкторских ра-
работ был проведен ряд доводочных и приемо-сдаточных испыта-
испытаний различных узлов ТТУ и всей сборки. Три испытания кор-
корпуса показали, что он может выдерживать давление до 9,1 МПа
и разрушается при давлении 11,9 МПа, когда развивается тяга
1,1 МН. Таким образом, запас прочности корпуса равен 1,73.
Другим испытывавшимся узлом было воспламенительное уст-
устройство, для отработки которого проведено 4 доводочных огне-
огневых испытания и 4 испытания на соответствие техническим ус-
условиям.
Вся сборка также прошла 4 доводочных и 4 приемо-сдаточ-
приемо-сдаточных испытания, во время которых измерялись рабочее давле-
давление в камере, продольная и боковая составляющие тяги, тем-
температура наружной стенки двигателя и величина пика давле-
давления при выходе на режим. Во время первого доводочного ис-
испытания после 21 с работы двигателя произошел отрыв сопла.
Как оказалось, это было вызвано повреждением термоизоля-
термоизоляции. Конструкция была изменена, и следующие 3 доводочных
испытания (одно из них при высокой температуре) дали хоро-
хорошие результаты. В серии приемо-сдаточных испытаний 3 испы-
испытания были проведены при горизонтальном положении ТТУ и
1—при вертикальном. Результаты испытаний представлены в
Применение РДТТ для космических исследований
Таблица 20. Результаты приемосдаточных испытании ТТУ
ракеты-носителя «Ариан» [121]
237
Параметр
Температура топлива, °С
Время горения, с
/уд, с
Давление в камере, МПа
Средняя тяга, кН
Испытание
Qx
21
29,3
240,3
5,001
687,1
Испытание
21
29,3
240,3
4,962
622,8
Испытание
Qi (верти-
к^льноз рас-
расположение)
25±2
28,9
Не измерял-
измерялся
5,079
Не измеря-
измерялась
Испытание
Qi
40
28,6
241,4
5,060
708,2
табл. 20 и на рис. 145. Ускоритель хорошо зарекомендовал се-
себя с конца 1984 г. при выведении в космос искусственных спут-
спутников Земли.
11.5. ТВЕРДОТОПЛИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
ДЛЯ ПОСЛЕДНИХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Твердотопливная двигательная установка межорбитального
буксира IUS, предназначенного для перевода 2500 кг полез-
полезной нагрузки с низкой околоземной орбиты на геостанционар-
ную, состоит из двух двигателей: крупного РДТТ нижней сту-
ступени с 9700 кг топлива и РДТТ меньших размеров верхней
ступени с 2720 кг топлива. На рис. 147, а схематически пока-
показана конструкция такого двухступенчатого разгонного лета-
летательного аппарата, оснащенного 2 сферическими РДТТ (диа-
(диаметром 2,337 м и 1,60 м соответственно). Меньший двигатель
имеет сопло с раздвижным выходным раструбом. К нему, как
и к другим элементам конструкции, предъявляется требование
высокой надежности вследствие большой стоимости полезной
нагрузки; другое требование — малые полетные ускорения
(меньше 5g), что связано с относительно продолжительным
временем горения. На рис. 147,6 показана конструкция боль-
большего двигателя (меньший двигатель имеет аналогичную конст-
конструкцию), а в табл. 21 приведены основные параметры обоих
двигателей.
Корпус изготовлен из композиционного материала на ос-
основе кевлара. Кевлар — это высокопрочное синтетическое орга-
органическое волокно, содержание которого в композите составляет
оО—65/о. Топливо содержит 86% твердых компонентов, вклю-
включая 18 /о А1, и связующее на основе ПБКГГ. Баллистические ха-
характеристики топлива (скорость горения, температурная чувст-
238
Глава 11
2,9 м
7 V
5м
fa/У
ш
11X1$ 1 Vv ^
1
CO
2565
173
|
sr
1 ro
Л"
ro|
j
Рис. 147. Схема штатного двухступенчатого межорбитального буксира IUS
(а) и сферический РДТТ IUS-1 первой ступени МБ (б) (размеры в мм). *
вительность) регулируются выбором соответствующего размера
частиц ПХА и использованием при необходимости катализато-
катализаторов горения.
Узлы сопла — входной участок и горловина — изготовлены
из композитов-с углеродной матрицей, армированной углево-
Применение РДТТ для космических исследований
Таблица 21. Параметры РДТТ МБ IUS [186]
239
Параметр
Диаметр, мм
Длина, мм
Полная масса, кг
Масса топлива, кг
Коэффициент заполнения корпуса топливом
Степень расширения
Время горения, с
Среднее давление в камере, кПа
Удельный импульс в вакууме, с
Тяга в вакууме, Н
Полный импульс, 106 Н-с
IUS-1
(большой)
2337
2565
10 360
9700
0,937
40,1
144,6
4137
286,1
191 000
27,6
IUS-2
(малый)
1600
1923
2948
2720
0,925
59,0
104,0
3965
289,3
75 200
7,83
локном, сплетенным по типу 3-D (объемная пряжа), а выход-
выходной раструб — по типу 2-D. Для регулирования вектора тяги
выбрана относительно новая конструктивная схема «техрол»
(рис. 148)^ — система подвески сопла, состоящая главным обра-
образом из заполненной силиконовым маслом кольцевой камеры,
которая является промежуточным звеном между соплом и не-
неподвижной опорой. Преимущества такой схемы заключаются в
том, что для регулирования вектора тяги требуются небольшие
Рис. 148. Техрол — промежуточный узел системы регулирования вектора
тяги двигателя IUS [20].
-' — прижимной кольцевой желоб из титана; 2 —титановый картер; 3 — неопреновая ка-
камера-уплотнение (армированная двумя слоями кевлара); 4 — силиконовое масло; 5 —ти-
—титановый бандаж; 6 — металлический сердечник; 7 — термоизолирующий кожух из синте-
синтетического каучука (витона); 8 — алюминиевый кольцевой хвостовик соплового раструба;
9 — силиконовая смазка; 10 — резиновый противопыльный кожух.
Рис. 149. Горловина сопла РДТТ МБ IUS (отклонено на угол 7° относительно
оси двигателя) [20].
Рис. 150. Твердотопливный двигатель ISPM-II [124].
Максимальная полезная нагрузка при переводе на геостационарную орбиту 3000 кг. / —
ТРТ (90% твердых компонентов+ПБКГТ/ЦТМТН, горение по торцевой поверхности); 2 —
корпус из кевлар-эпоксидного композита (цилиндрический с полусферическими днища-
днищами); 3 — шарниры и тяги системы развертывания сопла; 4 — разворачиваемый газом соп-
сопловой насадок; 5 — углерод-углеродные раструбы сопла; 6 — узел поворота сопла; 7 —
слоистый воспламенитель.
Применение РДТТ для космических исследований 241
крутящие моменты и допускаются большие углы отклонения
выхлопной струи (до 7°, см. рис. 149).
Рассматриваемые РДТТ успешно прошли достаточно много
B9) стендовых испытаний. Полетный двухступенчатый двига-
двигатель в сборке РН «Титан 34 D» в июне 1982 г. был использо-
использован для выведения на геосинхронную орбиту двух спутников
ВВС США. При первом полете в составе системы «Спейс
Шаттл» в апреле 1983 г. возникли неполадки во второй ступе-
ступени, и спутник TDRS-A не вышел на запланированную орбиту
(она была достигнута после отделения спутника от межорби-
межорбитального буксира и использования собственного топливного
запаса, предназначенного для маневрирования и управления
положением на орбите). После экспертизы [20] выяснилось,
что неполадки были вызваны перегревом уплотнения, и были
проведены соответствующие усовершенствования конструкции.
Следующий запуск в январе 1985 г. спутника военного назна-
назначения с борта ВКС «Спейс Шаттл» оказался успешным.
Другие подобные разработки в области РДТТ включают
различные комбинации второй ступени МБ IUS (изготовитель —
фирма «Юнайтед текнолоджис») с космическими РДТТ фирмы
«Мортон Тиокол» (используемыми в качестве ускорителей
РАМ полезных нагрузок, транспортируемых на ВКС «Спейс
Шаттл») [124]. Наиболее перспективной из текущих про-
программ является разработка фирмой «Мортон Тиокол» усо-
усовершенствованного космического РДТТ IPSMII. На рис. 150
схематически показана конструкция двигателя IPSMII, кото-
который имеет диаметр 1,6 м, содержит 3265 кг топлива и совмес-
совместим со второй ступенью двигателя МБ IUS. В нем использует-
используется высокоэнергетическое высокоплотное топливо, специально
предназначенное для вращающихся РДТТ. В рецептуре этого
топлива, состоящего на 90% из твердых компонентов и связу-
связующего на основе ПБКГГ/ЦТМТН, отсутствует пластификатор,
и оно обладает высокой стабильностью как в вакууме, так и
при атмосферных условиях. Двигатель снаряжается зарядом
ТРТ с торцевым горением и допускает заполнение объема ка-
камеры топливом на 93%. Он имеет корпус из высокопрочного
кевлара, уникальный легкий утилизируемый воспламенитель,
шарнирную систему управления вектором тяги с усовершенст-
усовершенствованными приводами и сопло с раздвижным раструбом. Раз-
Развернутое сопло имеет степень расширения 150, а если добав-
добавляется раздвигаемый газом ниобиевый сопловой насадок, то
степень расширения возрастает до 241. Номинальное время го-
горения составляет 119 с, а средняя тяга — приблизительно
о«3,2 кН. Инертные элементы двигателя, включая приводы дуб-
дублированной системы регулирования вектора тяги и системы
безопасности, весят 237 кг.
242
Рис. 151. Стабилизируемый вращением космический РДТТ PAM-DII [116].
Масса топлива 3250 кг, коэффициент заполнения корпуса 0,93. / — топливо на основе
ПБКГГ/ЦТМТН, торцевое горение; 2 — корпус из кевлар-эпоксидного композита; 3 — алю-
алюминиевые шпангоуты; 4 — углерод-фенольный раструб сопла; 5 — закрепленное сопло;
6 — слоистый воспламенитель.
Стабилизируемый вращением двигатель IPSM II, обозна-
обозначаемый PAM-DII (рис. 151), был применен ВВС США для пе-
перевода спутника орбитальной геодезической системы с орбиты
ВКС «Спейс Шаттл» на более высокую орбиту.
Аналогичную функцию выполняет западноевропейский дви-
двигатель MAGE-2 [43], который перевел ряд телекоммуникацион-
телекоммуникационных спутников, запущенных с помощью РН «Ариан», на гео-
геостационарную орбиту, сообщив им приращение скорости
1510 м/с. Он вмещает 400-f-490 кг топлива на основе ПБККГ,
содержащего 88% твердых компонентов, включая 18% А1,
и обеспечивает /уд=294 с.
12
ПРИМЕНЕНИЕ ЖРД
ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ
12.1. ВВЕДЕНИЕ
ЖРД, применяемые в космической технике, по своему назна-
назначению можно разделить на три категории: для выведения на
орбиту, для межорбитального перехода и для управления по-
положением на орбите. Из маршевых ЖРД, используемых для
выведения, будут рассмотрены только кислородо-водородные —
от двигателей небольших тяг (RL-10, НМ-7 и LE-5) до марше-
маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл» с последующим сравнени-
сравнением их параметров. Мощные двигатели стартовых ступеней ракет-
носителей типа F-1 неоднократно описывались в литературе и
здесь рассматриваться не будут. Ожидается, что на ракетах-
носителях следующего поколения вместо них будут использо-
использоваться ЖРД, подобные тем, схемы которых рассмотрены в
гл. 9.
Среди двигательных установок, применяемых для межор-
межорбитального перехода и маневрирования, рассмотрены система
орбитального маневрирования ВКС «Спейс Шаттл» (США),
способная перевести корабль на круговую орбиту, изменить его
орбиту и даже возвратить на Землю, также американский апо-
гейный двигатель спутника LEASAT для перевода последнего
с низкой околоземной орбиты (НОЗО) на геостационарную ор-
орбиту (ГСО) и разработанный в Японии ЖРД небольшой тяги,
предназначенный для перевода крупных космических аппара-
аппаратов с орбиты на орбиту.
В качестве примеров двигательных установок стабилизации
и управления положением на орбите приведены реактивная
система управления (РСУ) корабля «Спейс Шаттл», двига-
двигательный блок многоцелевого модульного аппарата второго по-
поколения «Марк II», тормозная ДУ космического аппарата
«Галилей», объединенная двигательная установка спутника
«Олимпия» и, наконец, РСУ для спутника, работающая на
продуктах разложения однокомпонентного топлива.
244
Глава 12
12.2. КИСЛОРОДО-ВОДОРОДНЫЕ ЖРД RL-10,
НМ-7 и LE-5
Эти двигатели, имеющие тягу 60—100 кН, предназначены для
выведения спутников на высокие геоцентрические орбиты,
а автоматических станций — с низкой околоземной орбиты на
траекторию полета к планетам Солнечной системы.
RL-10 — один из первых кислородо-водородных ЖРД; его
создание относится к 1960-м гг. Более 160 экземпляров этого
ЖРД использовались в различных полетах, главным образом
в качестве маршевого двигателя второй ступени ракеты-носите-
ракеты-носителя «Атлас-Центавр», в программе изучения Луны космически-
космическими аппаратами «Сервейтор» и в запусках автоматических
межпланетных станций. ЖРД работает по испарительному
циклу («безгенераторная» схема), когда жидкий водород пре-
преобразуется в газообразное состояние, проходя через охлаждаю-
охлаждающий тракт сопла и камеры сгорания, и вращает, турбину
(рис. 152). Другой интересной особенностью этого двигателя
является большая степень расширения сопла (е = 40 для моди-
модификации RL-10A-3), требующая «полуторной» длины охлаж-
охлаждающего тракта. В этом варианте жидкий водород через кол-
коллектор, размещенный между критическим сечением и срезом
сопла, поступает в охлаждающий тракт и течет к срезу сопла,
а после этого — в обратном направлении, к смесительной го-
головке. На участке между коллектором и срезом сопла трубок
в два раза больше, чем в камере сгорания. Трубки для прото-
протока водорода в противоположные стороны расположены через
Рис. 152. Схема ЖРД RL-10-A-3 [76].
Применение ЖРД для космических исследований 245
одну. Редуктор, передающий вращение на насос кислорода,
охлаждается водородом и работает без смазки, что позволяет
избежать трудностей, связанных с ее использованием при крио-
криогенных температурах. Низкая входная температура рабочего
тела турбины сводит к минимуму напряжения в ней и значи-
значительно упрощает теплоизоляцию насоса от турбины.
Тяга в пустоте ЖРД RL-10A3-3 составляет 67 кН при дав-
давлении в камере сгорания рк = 3,2 МПа и соотношении компонен-
компонентов х = 5. Удельный импульс двигателя в пустоте /УДоо = 444с,
длина двигателя 1,78 м, диаметр 1 м. Усовершенствованный
вариант этого ЖРД, RL-10A3-3A, разрабатывался для автома-
автоматических межпланетных станций, выводимых в космос с ис-
использованием разгонной ступени «Центавр». В первом полете
он должен вывести АМС «Галилей» на траекторию полета к
Юпитеру. Удлинение сопла до степени расширения 61 : 1 по-
позволило поднять тягу до 73 кН при удельном импульсе 446,4 с.
Разработчик (фирма «Пратт-Уитни») изучает возможность
дальнейшего усовершенствования этого ЖРД путем увеличе-
увеличения степени расширения сопла до 205 и использования топлив-
топливных пар фтор — водород и жидкий кислород — пропан.
Западноевропейский ЖРД НМ-7, разработанный французс-
французской фирмой SEP и западногерманским концерном МВВ, име-
имеет относительно низкую тягу, 61,6 кН для модификации А
(ее эксплуатация начата в 1979 г.) и 62,7 кН для модификации
В (эксплуатируется с 1983 г.). Этот двигатель выполнен по
открытой газогенераторной схеме. Форсунки смесительной го-
головки выполнены в виде двух соосных трубок, причем кисло-
кислород поступает по центральной трубке. Газогенератор работает
на х = 0,9 (с избытком водорода), температура рабочего тела
турбины 890 К. Обе модификации двигателя имеют большие
степени расширения сопла (соответственно 62,5 и 82,5), рабо-
работают при среднем уровне давления в камере C и 3,5 МПа),
имеют высокий удельный импульс D42,4 и 445,9 с) при соот-
соотношении компонентов топлива соответственно 4,43 и 4,8.
ЖРД LE-5 предназначен для второй ступени ракеты-носи-
ракеты-носителя Н-1, разработанной японским управлением космических
исследований NASDA для вывода на геостационарную орбиту
полезной нагрузки массой 550 кг. Разработка ракеты заверше-
завершена в 1985 г. Время работы двигателя 370 с, тяга 103,5 кН, со-
соотношение компонентов топлива 5,5 (табл. 22) [179].
Наиболее интересной особенностью этого ЖРД, работающе-
работающего по газогенераторному циклу, является испарительный спо-
способ запуска самотеком. Сущность этого способа запуска ста-
становится понятной из схемы двигателя, приведенной на рис. 153.
До запуска компоненты топлива захолаживают оба ТНА с вы-
оросом пара в окружающее пространство. Захолаживания ка-
17 И. Тимват
246 Глава 12
Таблица 22. Сравнение параметров кислородо-водородных ЖРД
^^v. Двигатель
Параметр n.
Тяга в пустоте, кН
Удельный импульс
в пустоте, с
Соотношение компо-
компонентов
Давление в камере,
МП а
Степень расширения
сопла
Суммарный расход
топлива, кг/с
Длина, м
Выходной диаметр
сопла, м
Время работы, с
Масса, кг
<
нм-
61,6
442,4
4,43
3,0
62,5
14,2
1,71
0,938
563
149
РЭ
нм-
62,7
449,9
4,81
3,5
82,5
14,4
1,91
0,984
731
155
RL-10-A3-3
67
444
5
3,2
40
15,8
1,78
1,01
450
132
ю
Ш
103,5
448
5,5
3,7
140
23,1
2,65
1,65
370
255
см
1044
425
5,5
5,36
27,5
250
3,38
1,98
470
1542
о
со
НМ-
1025
430
5,1
10,0
106,2
241,6
2,9
1,8
500
1100
и
SSM
2130
455
6,0
20,7
77,5
467
4,24
2,39
520
3065
меры сгорания не требуется. В факельное воспламенительное
устройство подаются газообразные водород и кислород, ото-
отобранные из основных топливных магистралей. Зажигание в ка-
камере сгорания осуществляется при давлениях наддува баков.
Начальное давление в камере сгорания 0,69 МПа при и = 1,2.
Для предварительной ступени тяги 25% горючего после охлаж-
охлаждающего тракта камеры сгорания поступают последовательно
на турбины ТНА компонентов топлива. По достижении задан-
заданного уровня предварительной ступени тяги E0%) управляю-
управляющая ракетой ЭВМ выдает команду на главную ступень запус-
запуска. По этой команде осуществляется зажигание в газогенера-
газогенераторе и начинает закрываться стартовый клапан. После этого
двигатель переходит на номинальный режим работы в газо-
газогенераторном цикле.
Смесительная головка двигателя имеет 208 коаксиальных
форсунок (рис. 154). Небольшая часть горючего ( — 3%) по-
поступает в камеру сгорания через пористое огневое днище сме-
смесительной головки и охлаждает ее. Камера сгорания (рис. 155)
выполнена из 240 медных трубок и усилена наружной обо-
оболочкой. Трубки имеют переменное сечение с максимальным of-
Применение ЖРД для космических исследований
>' Не вакО2 Дренаж Н' Др*наж бэкН2
\ Л § ft ф ft ft б
247
Рис. 153. Схема ЖРД LE-5 [179].
/ — ТНА окислителя; 2 — клапан дренажа подшипников ТНА окислителя; 3 — воспламе-
нительное устройство; 4 — пусковые клапаны воспламенительного устройства; 5 — клапан
дренажа подшипников ТНА горючего; 6 — главный клапан окислителя газогенератора;
7 — главный клапан горючего газогенератора; 8— клапан захолаживания тракта окис-
окислителя; 9 — клапан захолаживания тракта горючего; 10— воспламенительное устройство
газогенератора; // — клапан продувки тракта горючего газогенератора; 12 — газогенера-
газогенератор; 13 — пусковой клапан двигателя; 14 — вспомогательная турбина; 15 — пусковые кла-
клапаны газогенератора; 16 — ТНА горючего; 17 — главный клапан горючего; 18 — камера
сгорания; 19 — главный клапан окислителя; 20 — теплообменник в системе охлаждения
сопла.
ношением ширины и высоты 6:1, что позволяет обеспечить
наибольшие скорости течения охладителя и наилучший тепло-
теплообмен в зоне критического сечения. Камера сгорания охлаж-
охлаждается регенеративно до степени расширения 8,48, что позво-
позволяет проводить испытания на уровне моря без отрыва потока.
Камера снабжена также 24 акустическими поглотителями с
резонансной частотой порядка 6000 Гц для предотвращения
высокочастотной неустойчивости. Сопловой насадок (с 8 = 140)
состоит из 650 сужающихся трубок. Для его охлаждения ис-
используется 3% расхода горючего, отбираемого из тракта реге-
регенеративного охлаждения камеры сгорания. Для увеличения
удельного импульса на выходе из каждой трубки соплового
насадка установлено коническое сопло со степенью расшире-
расширения 10.
Двигатель испытывался на стенде, схема которого приведе-
приведена на рис. 156. Максимальная продолжительность испытания,
17*
248
Глава 12
Рис. 154. Смесительная головка ЖРД LE-5 [179].
/ — полость горючего в смесительной головке; 2 — коллектор горючего; 3 — трубка окно».
лителя; 4 — трубка горючего; 5—форсуночная головка; 6 — отверстие воспламенителя*'
7 — коллектор окислителя; 8 — полость окислителя в смесительной головке.
обеспечиваемая стендом, 600 с. Двухступенчатый парово^
эжектор обеспечивал разрежение в барокамере до 1730 Па пЩ
ред запуском, 667 Па на номинальном режиме и 3330 Па прЩ
имитации промежутков между космическими запусками. Заяай
гание в газогенераторе происходит через 3,9—4 с после первой
Рис. 155. Камера сгорания ЖРД LE-5 (размеры в мм) [1791.
/ — акустический поглотитель; 2 — огневое днище головки; 3 — стенка камеры сгорания.
?=8,48, Лк/Лкр=3,11, L*=84 cm, dKP=13,6 см, радиус кривизны горловины сопла на входе
rXB=dKp, радиус кривизны горловины сопла на выходе lIi4Kp-
ооооооо
п( 6
U
( 60/22 атм,\
\108м3х18/
U Баллоны
Испаритель
Откачивающий
насос
Глушитель
_ 7,8 м
Эжектор I ст. Эжектор II ст.
Охлаждающая
вода
104 м
Рис. 156. Пневмогидравлическая схема испытательного стенда ЖРД LE-5
[179].
250 Глава 12
команды на запуск при номинальных условиях. Удельный им-
пульс двигателя выше 448 с, импульс последействия, величина
которого не должна сильно разниться от испытания к испы-
испытанию и от двигателя к двигателю (чтобы гарантировать вывод
полезной нагрузки на заданную орбиту), находился в преде-
пределах 121,6±1,96 кН-с. Дополнительные подробности о конст-
конструктивных особенностях стенда, полученных результатах и ме-
мерах по доработке конструкции двигателя приведены в работе
[180].
12.3. МАРШЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ВКС «СПЕЙС ШАТТЛ»
Прежде чем подробно рассмотреть схему и конструкцию этого
двигателя (SSME), целесообразно остановиться на всей дви-
двигательной установке этого воздушно-космического самолета,1
показанного на рис. 157. Она состоит из двух твердотопливных
ускорителей, конструкция которых описана в разд. 11.3,
нескольких небольших РДТТ, предназначенных для отделения
ТТУ, и трех маршевых ЖРД, работающих на криогенных ком-
компонентах и размещенных на орбитальной ступени. Жидкие
кислород и водород поступают к ним из подвесного блока топ-
топливных баков. Кроме того, на орбитальной ступени установле-
установлены система орбитального маневрирования (СОМ), которая бу-
будет подробно рассмотрена в разд. 12.5.1, и реактивная система
управления (РСУ), состоящая из 38 основных и 6 верньерных
ЖРД (см. разд. 12.6.1). ЖРД этих систем работают на долго-
хранимых компонентах, баки которых также находятся на ор-
орбитальной ступени.
Маршевый двигатель, два ТНА и камера сгорания которого
показаны на рис. 158, был разработан фирмой «Рокетдайн».
Этот двигатель выполнен по замкнутой схеме и допускает мно-
многократный запуск. К 1989 г. намечено довести ресурс двигателя
до 7,5 ч с 55 включениями. Номинальная тяга двигателя —
1668 кН на земле и 2130 кН в пустоте, с возможностью форси-
форсирования до 109% (т. е. до 2320 кН в пустоте) и дросселирова-
дросселирования до 65% номинальной тяги. Двигатель работает с давлени-
давлением в камере сгорания 20 МПа и степенью расширения сопла
77,5. Удельный импульс составляет 363 с на уровне моря я
455 с в вакууме (расчетный удельный импульс 457 с). Номи-
Номинальное соотношение компонентов и = 6; длина двигателя 4,24'м,
диаметр от 2,66 до 2,4 м, масса 3065 кг.
Замкнутая схема двигателя выбрана вместо схемы с выб-
выбросом генераторного газа из-за ее высокой эффективности.
Каждый двигатель снабжен двумя ТНА с турбопреднасосамя
(рис. 158). Турбопреднасосы с давлением на выходе 1,7 Р
3,0 МПа обеспечивают бескавитационную работу насосов высот-
Применение ЖРД для космических исследований
251
Рис. 157. Воздушно-космический самолет «Спейс Шаттл».
/ — двигатели отстрела ТТУ; 2 — подвесной блок топливных баков; 3 — твердотопливный
ускоритель; 4 — бак горючего РСУ; 5 — бак окислителя РСУ; 6 — бак окислителя СОМ;
7 — крыло; 8 — бак горючего СОМ; 9 — сопло ТТУ; 10 — двигатели РСУ C8 основных,
6 верньерных); // — двигатели СОМ B шт.); 12 — маршевые двигатели C шт.); 13 —
руль; 14 — киль.
Рис. 158. Двигательный блок маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл».
^лок ТНА горючего; б — камера сгорания (сопловой насадок не показан); в — блок
окислителя. / — газогенератор ТНА горючего; 2 — воспламенители; 3 — смеситель-
смесительная головка камеры; 4 — газогенератор ТНА окислителя.
252
Глава 12
кого давления, обеспечивающих давление на выходе 48,5 и
20 МПа. Пневмогидравлическая схема двигателя представлена
на рис. 159. Охладив сопло и камеру сгорания, водород посту-
пает в газогенераторы турбонасосов с небольшим количеством
горючего и окислителя, где при соотношении компонентов х =
= 0,37 вырабатывается восстановительный газ с температурой,
допустимой для материала турбин. Пройдя турбины, горячий
газ поступает в камеру сгорания, где дожигается с остальной
частью кислорода. Такая схема значительно повышает эконо-
экономичность. На рис. 159, кроме камеры сгорания и ТНА, показа-
показаны также пять главных клапанов и приведены значения тем-
температур, давлений и расходов на некоторых участках двигате-
двигателя. На рис. 160 показаны основные агрегаты двигателя, а на
рис. 161—разрез его цельносварной конструкции, включающей
20 К 91 К
0,2 МПа 0,7 МПа
67 кг/с 400 кг/с
п,§735К 28,5 «гс
ijiljj 22,5МПа —
Рис. 159. Пневмогидравлическая схема маршевого двигателя ВКС «Cneftc
Шаттл».
© Automotive Engineering Magazine A972, № 10, p. 21).
Применение ЖРД для космических исследований
7
253
12
Рис. 160. Основные узлы маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл» [35].
1 — блок управления; 2 — ТНА горючего; 3 — коллектор газа после турбины; 4 — турбо-
преднасос ТНА горючего; 5 — газогенератор ТНА горючего; 6— шаровой подвес двига-
двигателя; 7 —блок смесительной головки камеры; 8 — газогенератор ТНА окислителя; 9 —
ТНА окислителя; 10— камера сгорания; //— турбопреднасос ТНА окислителя; 12— соп-
сопловой блок.
газогенераторы, газоводы, смесительную головку, камеру сго-
сгорания и сопло. При изготовлении двигателя широко исполь-
использована электронно-лучевая сварка (более 200 швов, толщина
некоторых из них превышает 25 мм). Такая технология позво-
позволила обеспечить надежную работу двигателя высокого давле-
давления при минимальной массе конструкции.
Интересно отметить, что камера сгорания выполнена с
двухоболочечной рубашкой охлаждения, как и ЖРД первой
немецкой ракеты «Фау-2», хотя затем в течение длительного
периода преимущество отдавалось трубчатым конструкциям.
Возврат к двухоболочечной конструкции при высоком давлении
стал возможным благодаря использованию новых материалов
и технологических процессов. Огневая стенка, которая должна
выдерживать давление 20 МПа и температуру 3300 К, выпол-
выполнена из специального теплопроводного сплава нарлой Z, со-
состоящего в основном из меди с добавками серебра и цирко-
циркония. Литая тонкостенная заготовка сначала формуется на
оправке (рис. 162), а затем проводится механическая обработ-
обработка внутреннего и наружного контуров по шаблонам на стан-
станках с ЧПУ. После этого на наружной поверхности оболочки
254
Глава 12
Рис. 161. Цельносварной двигательный блок [82]. )
1 — ТНА горючего; 2 — газогенератор ТНА горючего; 3 — газогенератор ТНА окислителя;
4 — ТНА окислителя; 5 — подкачивающий насос газогенератора; 6 — основная камера СТО*
рания; 7 — коллектор охлаждения.
фрезеруются каналы охлаждающего тракта. Толщина оболоч-
оболочки в зоне дна канала очень мала @,66 мм). Затем на внут-
внутреннюю оболочку методом вакуумного напыления осаждается
слой никеля, окончательно формирующий каналы охлаждаю-
охлаждающего тракта. После цикла термообработки к камере привари-
приваривают наружную оболочку, коллекторы трубопроводов, смеси-
смесительную головку и т. д. Наружная оболочка камеры сгорания
выполнена из сплава инконель-718, обладающего требуемыми
прочностью и технологичностью.
Турбопреднасос жидкого окислителя имеет производитель-
производительность 400 кг/с, а ТНА жидкого водорода отличается исключи-
исключительно высоким отношением мощности к массе среди всех сис-
систем подачи — 75 тыс. л. с. E6 МВт) при массе 345 кг, т. е-
220 л. с. A6,2 КВт) на 1 кг массы (в автомобиле эта величина
равна 1, а в ЖРД J-2—65). В сопловом блоке, который на-
начинается с е = 5 и имеет еВых = 77,5, противоточные каналы ох-
охладителя чередуются через один.
Управление осуществляется встроенным в двигатель блоком
управления с двумя ЭВМ и связанными с ними электронными
устройствами. Блок управления получает команды от ЭВМ ор-
Применение ЖРД для космических исследований
255
Рис. 162. Технологические стадии производства маршевого двигателя ВКС
«Спейс Шаттл» [35].
а-заготовка (литье); б —формовка; в — покрытие медью и никелем; г — электронно-
электроннолучевая сварка блока камеры; д - приварка коллекторов и окончательная механическая
обработка; е — опрессовка и контроль.
,100 %
100
а»
со
о
50
65%
I
1
о
100
400
500
200 300
Время равоты, с
Рис. 163. Штатная циклограмма работы маршевого двигателя ВКС «Спейс
Шаттл» [82].
1 — зона максимального аэродинамического сопротивления; 2 — предел по перегрузкам.
битальной ступени и сигналы датчиков двигателя, образуя
замкнутую систему, которая обеспечивает регулирование тяги
Двигателя в диапазоне от 65 до 109% номинальной тяги
1рис. 163). Блок управления содержит две дублирующие систе-
мы и управляет пятью регуляторами посредством резервирован-
.120
100
80
60
АО
20
I
t
/
/
//
//
/
/
/
f
7'
/
/
0 12-345
Время с момента запуска двигателя, с
22,08
се
CZ
«Г 19,32
&
z
" 16,56
X
с:
M 13,80
\
\
\
1
! i ! li
! i Г
1 1 1
0 100 200 300 400 500
Время, с
13,80
EZ
| 10,35
1 6,90
I
О
-10 2 4 6 8
Время с момента выключения двигателя , с
Рис. 164. Характеристики запуска (а), номинального режима (б) и выклю*
чения (в) маршевого двигателя ВКС «Спейс Шаттл» [82].
Пунктиром показаны предельные характеристики.
—
К;
1V
\\\
\у
\
\
\
л
Применение ЖРД для космических исследований 257
ных сервоприводов. Дублирование электрических цепей дополне-
дополнено пневматической системой останова двигателя, что обеспечи-
обеспечивает безопасность при отказе. Маршевый двигатель ВКС «Спейс
Шаттл» — первый американский ЖРД с встроенной электрон-
электронной системой управления на базе ЭВМ. Примером ее работы
может служить циклограмма изменения тяги и давления в ка-
камере при полете корабля «Колумбия» 12 апреля 1981 г,
(рис. 164). На рис. 164, а видно, что выход на режим осущест-
осуществлялся плавно и укладывался в поле допуска. После 50 с рабо-
работы на номинальном режиме двигатель перешел на режим дрос-
дросселирования F5% номинальной тяги), продолжавшийся ~25с
и соответствовавший участку максимального аэродинамического
сопротивления, после чего вновь вышел на номинальный режим
(рис. 164,6). После 460 с работы, по достижении предельно
допустимого ускорения полета 3g> двигатель перешел на режим
дросселирования с последующим остановом после 520 с работы
(рис. 164, в). При останове импульс последействия оставался
в заданных пределах. Большую часть узлов двигателя можно
заменять как на заводе, так и в монтажно-испытательном кор-
корпусе космодрома, в том числе насосы, клапаны, расходомеры,
зажигательные устройства, датчики и блок управления. После
изготовления или ремонта каждого узла его основные характе-
характеристики подтверждаются специальными приемочными испыта-
испытаниями, чаще всего включающими огневые испытания всего дви-
двигателя. Большинство этих узлов имеет хорошие эксплуатацион-
эксплуатационные характеристики. Наиболее частой проверки требуют ТНА
высокого давления. Ожидается, что к 1989 г. их ресурс также
будет доведен до 55 включений.
Фирма «Рокетдайн» работает над дальнейшим усовершенст-
усовершенствованием двигателя. Предложенные технические решения по-
позволят, в частности, снизить температуру горячего газа на вхо-
входе в турбину на 60 °С по сравнению с нынешними 782 °С и за-
заменить трехканальный газовод, по которому горячий газ по-
поступает от турбин к смесительной головке, двухканальным.
Другие усовершенствования касаются смесительной голозки и
камеры сгорания.
12.4. СРАВНЕНИЕ РАЗЛИЧНЫХ
КИСЛОРОДО-ВОДОРОДНЫЙ ЖРД
Поучительно сравнить существующие кислородо-водородные
ЖРД. Кроме рассмотренных выше двигателей SSME, RL-10,
НМ-7 и LE-5, к ним следует отнести также американский ЖРД
J-2 тягой 1044 кН, устанавливавшийся на ступенях SII uSIVB
258 Глава 12
ракеты-носителя «Сатурн», и западноевропейский ЖРД
НМ-60 тягой 1025 кН, предназначаемый для ракеты-носителя
«Ариан-5» [142].
Параметры этих двигателей сравниваются в табл. 22. Инте-
Интересно отметить, что западноевропейский и японский ЖРД, как
и J-2, работают по разомкнутой схеме с выбросом генераторно-
генераторного газа после турбины, тогда как ЖРД RL-10 основан на испа-
испарительном цикле, a SSME выполнен по замкнутой схеме (с до-
дожиганием генераторного газа). Преимущества замкнутой схемы
очевидны, но и более простые схемы, без дожигания и с испа-
испарительным циклом, могут обеспечивать высокие значения
удельного импульса.
12.5. ЖРД ДЛЯ МАНЕВРИРОВАНИЯ
И ИЗМЕНЕНИЯ ОРБИТЫ
12.5.1. СИСТЕМА ОРБИТАЛЬНОГО
МАНЕВРИРОВАНИЯ ВКС «СПЕЙС ШАТТЛ»
Двигательная установка для орбитального маневрирования,
разработанная фирмой «Аэроджет», имеет тягу 26 700 Н при
рк = 0,86 МПа, х = 1,65, /уД = 316 с. Она предназначена для вы-
вывода корабля на заданную орбиту, маневров и схода с нее.
Пневмогидравлическая схема этой двигательной установки
с вытеснительной системой подачи представлена на рис. 165.
И здесь надежность достигается резервированием, как видно
по дублированию клапанов в магистралях наддува и подачи
компонентов. Клапаны открываются пневматически, а закрыва-
закрываются под действием пружины. Сдвоенные соленоиды и электри-
электрические соединения обеспечивают надежность пневматического
открытия клапанов. Двигательный блок включает камеру сго-
сгорания, сопло, клапаны и карданный подвес с рулевыми приво-
приводами. Камера сгорания охлаждается регенеративно горючим,
которое протекает в одном направлении по 120 каналам, вы-
фрезерованным в огневой стенке из нержавеющей стали с ни-
никелевым покрытием. У смесительной головки в камере предус-
предусмотрены 12 акустических полостей двух типов, которые обеспе-
обеспечивают устойчивую работу двигателя. Смесительная головка,
приваренная к камере сгорания, имеет 1284 форсуночных от-
отверстия для впрыска диаметром 0,76 мм со столкновением
струй одного компонента.
Радиационно охлаждаемый насадок сопла соединен с реге-
регенеративно охлаждаемой камерой сгорания в сечении со сте-
степенью расширения 8 = 6, и его выходное сечение соответствует
степени расширения е = 55. Сопло выполнено из никелевого
сплава и защищено специальным покрытием. Рулевые приводы
Применение ЖРД для космических исследований
Гелий B7,6 МПа)^О\ /^"~V^re™* С27'6 МПа)
259
® Клапан
IZ1 Редуктор давления
ЕЗ Обратный клапан
-Мо\\\ Предохранительный клапан
yj) Ручной кран
Hi^ Штуцер (заправка, слив и т.п.)
Двигатель
Рис. 165. Пневмогидравлическая схема двигателя (показан один блок) сис-
системы орбитального маневрирования с вытеснительной системой подачи,
© Automotive Engineering Magazine A972, № 10, p. 21).
Рис. 166. Схема выведения и функционирования ИСЗ [130].
ilL°™ejieHHe исз от носителя; 2 — разворот ИСЗ; 3 — включение перигейного РДТТ;
оот °ытделение корпуса перигейного РДТТ; 5 — перигейные включения ЖРД; 6 — разво-
hvJt» включение апогейного двигателя; 7 — переориентация ИСЗ; 8 — выход на расчет-
у*> ороиту и прекращение дрейфа; 9 — прекращение вращения и развертывание антен-
антенны дециметрового диапазона радиоволн.
260
Глава 12
txj
__ Обратный
к <iклапан
M Топливный
^ клапан
[?] Нормальный закры-
закрытый пироклапан
Щ Фильтр
Заправочно-сливной
клапан
• Датчик давления
Редуктор давления
| Спаренный отсечной
клапан
(X!
Рис. 167. Пневмогидравлическая схема ЖРД спутника на долгохранимых
топливах [130].
обеспечивают поворот камеры сгорания в плоскости тангажа
на угол ±7° и в плоскости рыскания на угол ±6° при скорос-
скорости поворота 3°/с
12.5.2. ЖРД СПУТНИКА LEASAT
Одним из условий, поставленных перед разработчиками первой
системы перевода полезной нагрузки с низкой околоземной ор-
орбиты C00 км) на геостационарную C5 000 км), являлась ее
Применение ЖРД для космических исследований 261
низкая стоимость. Она получила название LEASAT [130].
В системе использован РДТТ ракеты «Минитмен» для первого
перигейного имульса. Так как этот РДТТ не обеспечивал вы-
вывода полезной нагрузки на заданную орбиту, был разработан
дополнительный ЖРД на монометилгидразине (ММГ) и азот-
азотном тетроксиде (AT) N2O4. Как показано на рис. 166, ЖРД
включается три раза в перигее, увеличивая скорость спутника
на 628 м/с, и еще один раз в апогее, переводя спутник на кру-
круговую орбиту (здесь требуется увеличить скорость на 1823 м/с).
Расход жидкого топлива составляет 1830 кг и потребляется
оно двумя камерами, питаемыми из отдельных баков AT и
ММГ. Система подачи (рис. 167) вытеснительная (для наддува
используется гелий, хранящийся в двух баллонах высокого дав-
давления), в ее составе есть задублированные элементы. В случае
(весьма маловероятном) несрабатывания одного из пусковых
клапанов необходимые маневры спутника можно осуществить
одной камерой сгорания. Если топливный клапан при выклю-
выключении двигателя не закроется, то сработает специальный за-
запорный клапан.
К двигательной установке для межорбитального перехода
предъявляются очень высокие требования в отношении надеж-
надежности; каждый ЖРД имеет тройное резервирование по клапа-
клапанам, которое обеспечивает герметичность топливных магистра-
магистралей до удаления полезной нагрузки на безопасное расстояние
от орбитальной ступени.
12.5.3. КИСЛОРОДО-ВОДОРОДНЫИ ЖРД МАЛОЙ ТЯГИ
Такой двигатель имеет хорошие перспективы в отношении ис-
использования на верхних ступенях ракет-носителей и в межор-
межорбитальных буксирах для доставки больших космических
грузов. На первом этапе разработки двигателя были вы-
выполнены расчеты по программам, разработанным для ЖРД
LE-5, для степени расширения сопла 300. Затем проводились
экспериментальные исследования двигателя тягой 4200 Н с
давлением в камере сгорания 3,5 МПа. Двухоболочечная,
с каналами регенеративного охлаждения камера сгорания из-
изготовлялась по новой технологии; для охлаждения соплового
насадка применялось комбинированное завесное и проточное
(с истечением на срезе сопла) охлаждение.
Конструкция камеры сгорания схематично показана на
рис. 168. Плоская смесительная головка имеет 18 коаксиаль-
коаксиальных форсунок; в центре ее размещен факельный воспламени-
воспламенитель, а на периферии — 12 отверстий для создания пристеноч-
пристеночной завесы (рис. 169). В медной внутренней оболочке камеры
сгорания (с приведенной длиной 730 мм) выполнены 40 кана-
Вид А
Рис. 168. Камера сгорания кислородо-водородного ЖРД малой тяги с 8=300 (размеры в мм) [123].
1- спеченная медь серебряная пайка; 2 - клапан захолаживания; 3-главный клапан окислителя; 4 -термопара- 5-сопловой насадок
охлаждаемый завесой; 6 -сопловой[бложс проточным (на выброс) охлаждением; 7-камера сгорания с регенеративным ^^Т^
СМсСИТсЛЬНал ХилиК
Применение ЖРД для космических исследований
263
Рис. 169. Схема конструкции смесительной головки [123].
/ — коллектор горючего; 2 — коаксиальные двухкомпонентные форсунки; 3 — отверстия
струйной пристеночной завесы; 4 — канал воспламенителя; 5—огневое днище (ригимеш);
6—коллектор окислителя; 7 — распределитель потока.
460
440
420
4 5 6
X
Рис. 170. Экспериментальные данные по зависимости удельного импульса от
соотношения компонентов топлива для двух головок при рк=3,5 МПа [123].
ПОД головка № 3, А головка № 3'.
264 Глава 12
лов для протока охладителя. Между внутренней и наружной
стальной оболочками размещен слой (толщиной 2 мм) компо-
композиционного материала, представляющий собой спеченный мед-
медный порошок, который спаивается с обеими оболочками. Реге-
Регенеративное охлаждение заканчивается в сечении 8 = 8. Сопло-
Сопловой блок с 8вых = 80 представляет собой двухоболочную
конструкцию с 90 каналами для протока охладителя, выфрезе-
рованными во внутренней никелевой оболочке. Наружная обо-
оболочка выполнена из нержавеющей стали. Каждый канал закан-
заканчивается миниатюрным сверхзвуковым соплом с 8 = 11. Водо-
Водород, прошедший по каналам этого соплового блока, далее ис-
используется ..как завеса в неохлаждаемом выходном сопловом
насадке со степенью расширения 300, изготовленном из нер-
нержавеющей стали толщиной 2 мм.
В первых экспериментах использовались смесительная го-
головка с отверстиями для пристеночной завесы (смесительная
головка №3 на рис. 170—172). Позднее эти отверстия были
заварены (смесительная головка 3'), что позволило повысить
удельный импульс (рис. 170). На рис. 171 представлены пара-
параметры камеры сгорания с 8 = 140 в пустоте (удельный импульс
/уД, коэффициент тяги CF, характеристическая скорость при
регенеративном и независимом (стендовом) водяном охлаж-
охлаждении). Из графиков видно, что смесительная головка 3' (без
пристеночной завесы) обеспечивает более высокие удельный
импульс и характеристическую скорость, но коэффициент тяги
у нее ниже. Расчеты хорошо соответствуют эксперименталь-
экспериментальным данным (рис. 172). На рис. 173 указаны составляющие
потерь удельного импульса.
12.6. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ
ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ С ЖРД
12.6.1. РЕАКТИВНАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
ВКС «СПЕЙС ШАТТЛ»
Эта система обеспечивает управление положением орбитальной
ступени и ее ориентацию по трем осям при выходе на орбиту,
маневрах и сходе с орбиты в заключительной фазе полета.
Она также используется для отделения подвесного блока топ-
топливных баков и может дублировать СОМ при создании тор-
тормозного импульса. В хвостовой части корабля имеются две
гондолы, в каждой из которых установлен один двигатель СОМ
и один блок РСУ, состоящий из 12 основных и 2 верньерных
импульсных ЖРД. Третий модуль РСУ, с 14 основными и2
верньерными импульсными ЖРД, размещен в носовой части -ор*
битальной ступени.
450
2,0--
1,96
1,92
1,88
о
--д
о 2300
2100»-
Рис. 171. Экспериментальные данные по экономичности камеры сгорания
[123].
#8=300, головка № 3', регенеративно-пленочное охлаждение; О 8=300, го-
головка № 3, регенеративно-пленочное охлаждение; А — е-140, головка № 2, незави-
независимое водяное охлаждение.
460
- 440
420-
Рис. 172. Сравнение экспериментальных и расчетных данных по удельному
импульсу [123].
Расчет
Эксперимент
Головка
Степень
расширения
Охлаждение
О
Л
Х» 3'
.No 3
№ 2
зсо
3G0
140
Регенеративно-пленочное
Регенеративно-пленочное
Водяное
18 И. Тимнат
266
Глава 12
480
8 460
440
[ уд.дейсп
Рис. 173. Виды потерь удельного импульса [123].
Двигатель тягой 4200 Н, 8=300, —— расчет, О — эксперимент (головка № 3'). I —
потери в пограничном слое; II — неполнота тепловыделения; III — потери на неодномер-
неодномерность; IV — кинетические потери.
Носовой модуль может создавать импульс в направлениях
±у и —х, кормовые модули — в направлениях ±г и +лг. Им-
Импульсные ЖРД утоплены в корпусе орбитальной ступени. Ми-
Минимальная продолжительность импульса, на которую рассчита-
рассчитаны ЖРД РСУ, составляет 80 мс. Максимальное время работы
основных ЖРД тягой 3925 Н — 500 с, верньерных тягой
ПО Н —125 с.
Основной ЖРД РСУ фирмы «Марквардт» (R-40-A) работа-
работает при давлении в камере сгорания 1 МПа, удельный импульс
двигателя 281 с, степень расширения сопла 8 = 22. Камера
сгорания и сопло изготовлены из кобальтового сплава и охлаж-
охлаждаются завесой горючего. Смесительная головка содержит од-
одно кольцо двухструйных двухкомпонентных форсунок. Топлив-
Топливные клапаны отличаются малой массой и низким токопотребле-
нием. Время набора двигателем 90% номинальной тяги со-
составляет 50 мс, время сброса тяги со 100 до 10% —20 мс.
Верньерный двигатель (R-1E-3), также разработанный фир-
фирмой «Марквардт», имеет давление в камере сгорания 0,7МПа,
удельный импульс 272 с, степень расширения сопла 20,7. Он
снабжен двумя электромагнитными клапанами, смесительной
головкой с одной двухструйной двухкомпонентной форсункой
и соплом из кобальтового сплава. Смесительная головка, вы-
выполненная из титана, снабжена клапанами, размещенными
под углом 45° друг к другу, так что окислитель и горючее те-
текут через клапаны в камеру сгорания по прямой. Время набора
90% номинальной тяги и сброса тяги со 100 до 10% составля-
составляет 20 мс.
Применение ЖРД для космических исследований 267
12.6.2. МОДУЛЬНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
ВТОРОГО ПОКОЛЕНИЯ
Эта двигательная установка служит главным образом для
управления положением и стабилизации спутников с длитель-
длительным периодом существования, выводимых ВКС «Спейс Шаттл»
на низкую околоземную орбиту с целью изучения верхних сло-
слоев атмосферы, производства материалов в условиях невесомос-
невесомости и т. д. Двигательная установка разработана фирмой «Мар-
тин-Мариетта» [63] и имеет вытеснительную систему подачи.
В двигателе используется однокомпонентное топливо — гидра-
гидразин, запас которого может составлять от 900 до 2700 кг. Пер-
Первоначально она предназначалась для многоцелевого модульно-
модульного космического аппарата на основе стандартизованного мо-
модуля. На рис. 174 приведено схематическое изображение этого
модуля, оснащенного рассматриваемой двигательной установ-
установкой, в состав которой входят четыре основных импульсных
двигателя тягой по 445 Н и 12 верньерных импульсных двига-
двигателей тягой 22 Н каждый.
Двигательная установка должна обеспечивать вывод кос-
космического аппарата на заданную орбиту, осуществлять измене-
изменение его высоты и, в небольших пределах, наклонения орбиты,
а также управлять положением космического аппарата.
Пневмогидравлическая схема двигательной установки пред-
представлена на рис. 175. В этом варианте двигательная установка
имеет четыре бака. Гидразин находится в баке под начальным
давлением газа наддува (азот) 2,4 МПа. Система работает в
вытеснительном режиме без дополнительного поднаддува.
В процессе вытеснения топлива из бака давление в подушке
снижается вплоть до 5-кратного снижения уровня тяги. Дубли-
Дублированы клапаны, каталитические решетки и другие элементы
конструкции двигателя. Четыре двигательных модуля могут
работать парами А—С или В—Z), дублируя друг друга. Каж-
Каждый модуль содержит один ЖРД для формирования орбиты
космического аппарата и три двигателя для управления поло-
положением. Удельный импульс основного двигателя на номиналь-
номинальном режиме 234 с при среднем удельном импульсе за весь
срок службы 228 с. Для двигателей ориентации удельный им-
импульс на номинальном режиме составляет 232 с при расчетном
среднем удельном импульсе 200 с. Тяга двигателей зависит от
текущего давления наддува (рис. 176). Продолжительность
минимального импульса двигателя формирования орбиты
40 мс, двигателей ориентации 20 мс.
Некоторые из рабочих параметров двигательной установки
приведены в табл. 23. Двигатель формирования орбиты успеш-
успешно прошел испытания, наработав импульс 450 000 Не.
18*
Вид спереди
Вид своку
Рис. 174. Многоцелевоой модульный космический аппарат с модульнс
гательной установкой второго поколения (Mark II) [63].
1 — переходник; 2 — модуль космического аппарата.
Применение ЖРД для космических исследований
269
I I i__'I II
Рис. 175. Пневмогидравлическая схема модуля двигательной установки
Mark II [63].
/ — блок управления расходом топлива [БУРТ]; 2 — подогреватель БУРТ; 3 — клапан
дренажа и наддува; 4 — топливный бак; 5 — топливозаборные устройства; 6 — датчик
давления; 7 — блок топливных клапанов; 8 — топливный коллектор; 9 — блок фильтров;
10 — подогреватель топлива; // — магистральный подогреватель; 12— заправочно-сливной
клапан; 13 — клапан продувки; 14 — блок камер сгорания; 15 — нагреватели каталитиче-
каталитических пакетов; 16 — подогреватель блока камер сгорания; 17 — датчики температуры.
500
400
Е- 300 -
СП
200
100
-
у .
у ^—^
L
50
40
30 х„
20 "
10
1 2 3
Давление на входе, МПа
Рис. 176. Тяговые характеристики двигателей модульной двигательной уста-
установки [63].
двигатель коррекции орбиты; двигатель системы управления положением.
270 Глава 12
Таблица 23. Номинальные рабочие параметры двигательной установки
второго поколения для орбитальной станции
и точность их контроля [63]
Параметр
Давление в барокамере, кПа
Тяга в пустоте, Н
Удельный импульс двигателя, с
Массовый расход О2, г/с
Массовый расход Н2, г/с
Соотношение компонентов в двигателе
Расход на проточное охлаждение, г/с
Давление в камере (полное), МПа
Соотношение компонентов в камере
Характеристическая скорость, м/с
Полнота сгорания
Коэффициент тяги камеры
Удельный импульс камеры, с
Номинальное
значение
0,32
4188
455
782
156
5,0
9,8
3,48
5,35
2300
0,981
1,944
456
Точность,
% от номи-
номинала
12,5
0,4
1,0
1,04
1,86
2,13
3,0
0,21
2,13
0,96
1,03
0,48
1,07
12.6.3. ДВУХКОМПОНЕНТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ
УСТАНОВКА АВТОМАТИЧЕСКОЙ МЕЖПЛАНЕТНОЙ
СТАНЦИИ «ГАЛИЛЕЙ»
Запуск АМС «Галилей» на траекторию полета к Юпитеру на-
намечено осуществить с помощью разгонного блока «Центавр».
Управление положением аппарата, коррекции траектории и
маневры при выходе на орбиту вокруг Юпитера должна обес-
обеспечивать специальная двигательная установка RPM. Она со-
состоит из одного двигателя тягой 400 Н и двух связок по шесть
верньерных двигателей тягой 10 Н, работающих на ММГ и
AT. Двигатель тягой 400 Н предназначен для отвода АМС от
разгонного блока, выведения на орбиту вокруг Юпитера и ма-
маневрирования на ней. На рис. 177 приведено распределение
масс конструкции АМС и расходов топлива на различные ма-
маневры. Масса конструкции двигательной установки RPM со-
составляет 206 кг.
Окислитель AT содержит добавку 0,8% NO для улучшения
характеристик. На рис. 178 приведена схема работы двигатель-
двигательной установки. Высокая надежность обеспечивается резервным
регулятором, дублированием схемы питания двигателя тягой
400 Н, резервными двигателями тягой 10 Н, дублированием пи-
роклапанов на магистралях наддува и топливных линиях дви-
двигателя тягой 400 кг. Двигательная установка разработана за-
западногерманским концерном МВБ. ЖРД тягой 400 Н разра-
разрабатывался на основе двигателя «Симфония», однако были за-
заменены компоненты топлива и увеличилась степень расшире-
Применение ЖРД для космических исследований
2550
2500 Ь
271
20001-
1500 i-
-,1000
юоо Ь
Переходник
Рис. 177. Распределение массы по основным элементам АМС «Галилей [62].
I — коррекции околоземной орбиты; II—изменение плоскости траектории полета; III —
коррекции траектории; IV — выведение на орбиту вокруг Юпитера; V — управление по-
положением на траектории перелета; VI — изменение высоты перицентра; VII—облет
Юпитера; VIII — управление положением на орбите вблизи Юпитера.
ния сопла (до 8 = 150). Импульсный ЖРД тягой 10 Н пока-
показан на рис. 179. Он может обеспечивать управление положени-
положением космического аппарата и коррекцию траектории. Эти же
двигатели должны осуществлять маневр, связанный с изме-
изменением плоскости орбиты, по прошествии 8 месяцев после стар-
старта с целью перевести автоматическую станцию в плоскость
движения Юпитера. Так как спускаемый аппарат размещен
под двигателем тягой 400 Н, необходимый импульс будет со-
создаваться одновременной работой всех импульсных ЖРД тягой
в 10 Н группы Z. Для получения необходимого приращения
Av требуется 188 кг топлива. Это означает, что двигатели
должны работать непрерывно в течение 22 мин при х = 1,64 и
расходе топлива 3,5 г/с.
В конструкции двигателя тягой 400 Н предусмотрены при-
пристеночное охлаждение камеры сгорания, регенеративное охлаж-
охлаждение зоны критического сечения и радиационное охлаждение
сопла. Для защиты от микрометеоров вокруг наиболее уязви-
уязвимых элементов двигательной установки установлены экраны.
На рис. 180 схематично показана конструкция двигателя тягой
400 Н. Программа испытаний включала термические и вибра-
вибрационные испытания всей сборки с силовой рамой и систем над-
Дува на герметичность, вибрацию и работоспособность. После
установки ДУ RPM на автоматическую станцию проводились
272
Глава 12
Вид сверху
J52B
-5151
Вид своку
Р2А
-Z2A -Z1B
Р\А
L
-Z\B -Z\A
^подсистема А Дподсистема В
Рис. 178. Функциональные возможности двигательной установки АМС «Га-
«Галилей» [62].
Маневр
Управление положением
ускорение вращения
замедление вращения
управление прецессией
развороты
Коррекция траектории
продольное прищаение Да
поперечное приращение Ау
Включаемые двигатели
Подсистема А
(основная)
S2A
-S1A
PIA/P2A
—ZlA/—Z2A
-Z1A/-Z2A
(PIA, P2A)
Подсистема В
(резервная)
S2B
—S1B
(L1B/L2B)
—ZIB/—Z2B
—ZIB/—Z2B
L1B/L2B
термовакуумные, акустические, вибрационные испытания,
а также испытания на стойкость к электромагнитному воздей-
воздействию.
12.6.4. ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
СПУТНИКА «ОЛИМПИЯ»
«Олимпия» — западноевропейский спутник связи с начальной
массой 2300 кг, которая может быть увеличена до 3700 кг.
Двигательная установка спутника должна обеспечивать управ-
управление положением спутника (до включения маховичной систе-
системы), торможение спутника перед апогейным импульсом, созда-
создание апогейного импульса для перевода спутника на круговую
орбиту и компенсацию возмущений, вызванных вращением
маховиков. Двигательная установка также должна быть сов-
Применение ЖРД для космических исследований
273
Рис. 179. Параметры ЖРД тягой
10 Н [62].
Тяга в пустоте 10 Н, /
=293 с, топливо
Рис. 180. Параметры ЖРД тягой
400 Н [62].
Тяга в пустоте 400 Н, /уд «,=308 с (насы-
щенные гелием компоненты топлива), топ-
Рк/Рвых-2000. 8=90, масса 90 г. ливо ММГ/АТ, х-1,64. ш = 133 г/с, рк =
h вых =0,69±0,03 МПа, рк/рвых = 1500, 8-150,
cfBbl> =245 мм, /с=336 мм, масса (без дат-
датчика давления) 2,8 кг.
местимой с ракетой-носителем «Ариан» и орбитальной ступенью
ВКС «Спейс Шаттл» и иметь срок службы 10 лет.
Оптимизационное исследование [42] показало, что наибо-
наиболее подходящей является топливная пара AT и ММГ, после
чего была выбрана схема ДУ с апогейным двигателем тягой
490 Н и двумя связками по 8 верньерных двигателей тягой
22 Н каждый для ориентации и стабилизации спутника. Вы-
Вытеснение компонентов топлива осуществляется гелием. Газ хра-
хранится в 4 баллонах при давлении 27,6 МПа. Коллектор связы-
связывает их с редуктором, давление на выходе которого составляет
1,57 МПа. В случае отказа редуктора специальный жиклер и
предохранительный клапан обеспечат давление на выходе
1,75 МПа. После редуктора газ с заданным давлением A,57
или 1,75 МПа) поступает в топливные баки. Во время назем-
274
Глава 12
ных проверок и на^ участке выведения система наддува и баки
изолированы друг от друга нормально закрытыми пироклапа-
нами. Совместно с нормально открытыми пироклапанами они
обеспечивают герметизацию топливной системы.
12.6.5. СИСТЕМА РЕАКТИВНОГО УПРАВЛЕНИЯ
С ИМПУЛЬСНЫМИ ОДНОКОМПОНЕНТНЫМИ ЖРД
Спутники, выводимые на геостационарные орбиты, используют
аккумуляторные батареи для работы в тени Земли. При выходе
из тени энергия аккумуляторных батарей не используется.
Корпорация RCA предложила улучшить с их помощью харак-
характеристики однокомпонентных импульсных ЖРД. Идею усовер-
усовершенствования иллюстрирует рис. 181. Экономия гидразина от
ее использования позволяет увеличить срок службы спутника
с 8 до 10 лет. Предлагается реализовать эту идею на спутни-
спутниках массой —1270 кг, выводимых на орбиту с помощью ВКС
«Спейс Шаттл» и разгонного блока PAM-D или ракеты-носи-
ракеты-носителя «Ариан-3» (одновременный запуск двух спутников).
Схема РСУ приведена на рис. 182. Она состоит из двух
одинаковых, подсистем, содержащих 6 ЖРД тягой 0,9 Н каж-
каждый и два ЖРД тягой 0,35 Н каждый. Эти подсистемы разде-
разделены специальным клапаном. Баки, содержащие 108 кг гидра-
гидразина, наддуваются до давления 2,4 МПа гелием или азотом.
В топливной системе используется 4 титановых бака диаметром
480 мм.
Двигатели тягой 0,9 Н предназначены для управления поло-
положением и стабилизации спутника. Двигатели тягой 0,35 Н ра-
работают в постоянном режиме, обеспечивая коррекцию траекто-
траектории и ориентацию спутника в направлении север—юг. Испыта-
ИспытаГидразин
Рис. 181. Электронагревный ЖРД каталитического разложения гидразина
[45].
1 — топливный клапан; 2 — каталитический пакет; 3 — газовод; 4 — нагревательная каме-
камера; 5—подогреватель; 6 — теплоизоляция; 7 — теплообменник; 8 — подвод электро-
электроэнергии.
о о
Рис. 182. Пневмогидравлическая схема реактивной системы управления [45].
/- подогреватель топливного бака; 2 -клапаны заправки и выпуска газообразного гелия; 3 - топливные баки- 4 - темпеоатуэные лат
чики; 5-датчик давления; 5-фильтр; 7 - топливный клапан (нормально закрытый); 8 - топливный клапан[ Йрмально» отаВ • /-
магистральный нагреватель; 10 — термисторы; // — термостат; 12 — клапан подогревателя; 13 — подогреватель каталитического пакета- 14 — на-
нагревательная камера; 15 — реактивные сопла.
276
Глава 12
304
296
" 288
280
272
-<
i
У
'-УА
%
уг
У,
у
у
у
у
У j
Г
У,
У
<
540
300 340 380 420 460 500
Мощность нагревателя, Вт
Рис. 183. Характеристики удельного импульса электронагревного двигателя
при различных давлениях подачи топлива (температура топлива на входе
21°С) [45].
Рис. 184. Пневмогидравлическа я схема кислородо-водородной двигательной
установки космической станции [147].
I—двигатель на двухкомпонентном топливе тягой 133,5 Н; II — однокомпонентный элек-
тронагревный двигатель тягой 0,67—2,22 Н.
Применение ЖРД для космических исследований
277
NlCd
Батарея
Электролизер
Солнечная
Батарея
-133,5H
F)
!0,67-г2,22 Н
i i
Рис. 185. Пневмогидравлическая схема кислородо-водородной двигательной
установки с заправкой водой и диафрагменным электрическим насосом [147].
ния показали, что возможно достижение удельного импульса
290 с (рис. 183); при этом обеспечивается наработка полного
импульса 160 кН-с.
12.6.6. ВСПОМОГАТЕЛЬНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ
УСТАНОВКА КОСМИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ
Целесообразно завершить книгу разделом о двигательной уста-
установке космической станции [147]. Эта двигательная установка
на кислороде и водороде работает совместно с системой обес-
обеспечения жизнедеятельности, энергетической установкой и сис-
системой обслуживания межорбитального буксира.
В работе [147] кислородо-водородная двигательная установ-
установка сравнивалась с двумя другими, в которых используется
электролиз воды, различавшимися применением электрического
диафрагменного насоса и баллона с гелием в качестве средств
обеспечения циркуляции воды. При высоте эксплуатационной
орбиты космической станции 500 км ежегодный импульс, не-
необходимый для поддержания орбиты, составляет 6,5хЮ6Н-с.
Эта цифра и фигурировала в расчетах для управления поло-
положением и парирования возмущений, вызванных, к примеру,
причаливанием. Уровень тяги двигателей должен лежать в пре-
пределах 7—450 Н. Предлагается использовать два двигателя тя-
тягой по 13,5 Н при соотношении компонентов 5, обеспечивающих
278
Глава 12
133,5 Н
Рис. 186. Пневмогидравлическая схема кислородо-водородной двигательной
установки с заправкой водой и гелиевым наддувом [147].
удельный импульс 450 с. На рис. 184 приведена пневмогидрав-
пневмогидравлическая схема такой двигательной установки. Ее полная мас-
масса, с учетом запаса воды на 90 суток работы, — 670 кг (масса
конструкции 133 кг). В состав двигательной установки входят
газогенератор, турбонасосный агрегат, теплообменник и два
аккумулятора для газообразных кислорода и водорода. На
рис. 185 показана схема двигательной установки, основанная
на дозаправке водой, в которой используются диафрагменный
электрический насос и электролизер; источником энергии слу-
служат панели солнечных батарей, а в периоды нахождения в
тени — никель-кадмиевые аккумуляторные батареи и аккуму-
аккумуляторы сжатого газа. Предложена аналогичная двигательная
установка, в которой подача воды осуществляется сжатым ге-
гелием (рис. 186). Масса этих систем зависит от частоты вклю-
включения двигателей. Минимальная масса получается при корот-
коротких, но частых включениях. Двигательная установка с элект-
электрическим насосом весит 1100 кг, с баллоном гелия — чуть тя-
тяжелее. В результате исследования был сделан вывод, что раз-
разница в массе мала и не может определять выбор той или иной
схемы.
ЛИТЕРАТУРА
1 Andersen, W. H. A970). Theory of surface ignition with applications to cellulose,
explosive and propellants. Combust. Sci. Tech. 2, 213.
2 Aoki, Y. H. and Kubota, N. A980). Combustion wave structure vpf high and low
energy double-base propellants. AlAA Paper 80-1165.
3 Barrere, M. and Nadaud, L. A965). Combustion of ammonium perchlorate sphere in
a flowing gaseous fuel. 10th Symp. (Int.) on Combustion, p. 1381. The Combustion
Institute. Pittsburgh.
Ц Beckstead, M. W. A980). Model of double-base propellant combustion. AlAA J. 18,
980.
5 Beckstead, M. W. A981). A model for solid propellant combustion. 18th Symp.
(Int.) on Combustion, p. 175. The Combustion Institute, Pittsburgh.
6 Beckstead, M. W. and McCarty, K. P. A982). Modeling calculations for HMX
composite propellants. AlAA J. 20, 106.
7 Beckstead, M. W., Derr, R. L. and Price, С F. A971). The combustion of solid
monopropellants and composite propellants. 13th Symp. (Int.) on Combustion, p.
1047. The Combustion Institute, Pittsburgh.
3 Beichel, R. A977). The duel-expander rocket engine—key to economical space
transportation. Astronaut. Aeronaut. 15, 11. 44.
9 Beltran, M. R. and Frankel, N. A. A965). Prediction of instability zones in liquid
rocket engines. AlAA J. 3, 516!*
10 Ben Reuven, M. and Caveny, L. H. A981). Nitramine flame chemistry and
deflagration interpretated in terms of a flame model. AlAA J. 19, 1276.
11 Boggs, T. L. A984). The thermal behavior of RDX and HMX. In Kuo and
Summerfield A984), pp. 121-175.
12 Boyars, С and Klager, K. (eds) 1969. Propellants Manufacture, Hazards and Testing.
Advances in Chemistry Series, No. 88. ACS. Washington, D.C.
13 Boyd, W. A984). LOX;hydrocarbon propellants for space propulsion systems. SAE
Paper 841529.
14 Bradley. H. H. and Williams, F. A. A970). Theory of radiant and hypergolic ignition
of solid propellants. Combust. Sci. Tech. 2, 41.
280 Литература
15 Bruner, G. A981). Navette spatiaie et spacelab. Aeronaut. Astronaut. 89, 27.
16 Bray, K. N. C. A959). Atomic recombination in a hypersonic wind tunnel nozzle. J.
Fluid Mech. 6, 1.
17 Bray, K. N. C. A961). Simplified sudden-freezing analysis for non-equilibrium nozzle
flows. ARSJ. 31, 831.
18 Bush, W. B. and Williams, F. A. A975). Radiant ignition of a surface-cooled reactive
solid. Ada Astronautica 2, 445.
IS Bush, W. B. and Williams, F. A. A976). Influence of strong conductive gas-phase
cooling on radiant ignition of a reactive solid. Combust. Flame 27, 321.
20 Chase, С A. and North, D. A. A984). IUS propulsion status. AIAA Paper 84-1192.
21 Ciepluch, С. С A961). Effects of rapid pressure decay on solid propellants. ARS J. 31,
1584.
22 Clayton, R. M., Rogero, R. S. and Sotter, J. G. A968). An experimental description of
destructive liquid rocket resonance combustiojti. AIAA J. 6, 1252.
23 Cohen, N. S. A980). Review of composite propellant burn rate modelling. AIAA J. 18,
277.
24 Cohen, N. S. and Strand, L. A. A985a). Combustion response to compositional
fluctuations. AIAA J. 23, 760.
25 Cohen, N. S. and Strand, L. A. A985b). Effects of AP particle size on combustion
response to cross flow. AIAA J. 23, 776.
26 Cohen, N. S., Fleming, R. W. and Derr, R. L. A974). Role of binders in solid
propellant combustion. AIAA J. 12, 212.
27 Cohen, N. S., Lo, G. A. and Crowley, J. С A985). Model and chemistry of HMX
combustion. AIAA J. 23, 276.
28 Combs, L. P., Chadwick, W. D. and Campbell, D. T. A970). Liquid rocket
performance computer model with distributed energy release. Report R-8298,
Rocketdyne, North American Rockwell Corp., Canoga Park, California.
29 CPIA Pub. 191 A969). T-Burner Manual. Laurel, Maryland. .
30 Crocco, L. and Cheng, S. Y. A956). Theory of Combustion Instability in Liquid
Propellant Rocket Motors. Butterworth, London.
31 Crump, J. E. A977). Combustion instability in minimum smoke propellants. Part I.
Experimental techniques and results. US Naval IVeapons Center, Rep. NWC TP-
5936.
32 Culick, F. E. C. A975). Stability of three-dimensional motions in a combustion
chamber. Combust. Sci. Tech. 10, 109.
33 Culick, F. E. C. A981). Combustion Instability in Solid Rocket Motors, Vol. II: A Guide
for Motor Designers. CPIA Pub. 290, Laurel, Md..
ЗА Daines, W. L. and Davis, D. K. A981). Status review of solid propellant rocket motor
performance prediction. AIAA Paper 81-1377.
35 Dankhoff, W., Herr, P. and Mcllwain, M. С A983). Space Shuttle Main Engine
(SSME). The maturing process. Astronaut. Aeronaut. 21, 1, 26.
36 De Fries, M. and Johns, R. H. A963). Atlantic Research Corp. Rep. RTD-TDR-63-
1106.
37 De Luca, L. A975). Nonlinear stability analysis of solid propellant combustion. Proc.
2nd Symp. (Int.) on Dynamics of Chemical Reactions, University of Padova, pp..
245-256.
38 De Luca, L. A976). Solid propellant ignition and other unsteady combustion
phenomena induced by radiation. Ph.D. thesis, Department of Aerospace and
Mechanical Sciences, Princeton University, AMS Rep. 1192-T.
Литература 281
39 De Luca, L. A984). Extinction theory and experiments. In Kuo and Summerfield
A984), pp. 661-732.
40 Denisyuk, A. P. et al. A974a). Effect of iron and cobalt oxides on the laws governing
the combustion of powders. Combust. Explos. Shock Waves 10, 197.
41 Denisyuk, A. P. et al. A974b). Interrelationships of the effects of catalysts on the
thermal decomposition and combustion of powders. Combust. Explos. Shock
Waves 10, 338.
42 Devey, R. W. A984). Olympus combined propulsion subsystems. AIAA Paper 84-
1232.
43 Donguy, M. and Coutrot, M. A985). Applications spatiales de la propulsion a la
SEP. Aeronaut. Astronaut. 113, 15.
44 Eringen, A. C, Liebowitz, H., Koh, S. L., and Crosby, J. M. (eds) A969). Mechanics
and Chemistry of Solid Propellants. Pergamon, Oxford.
45 Feconda, R. T. and Weizman, J. I. A984). Satellite reaction control subsystem with
augmented catalytic thrusters. AIAA Paper 84-1235.
46 Feiler, C. E. and Heidmann, M. E. A967). Dynamic response of GH2 flow systems and
its application to high frequency combustion instability. NASA TND-4040,
Washington, D.C.
47 Fifer, R. A. A984). Chemistry of nitrate esters and nitramine propellants. In Kuo and
Summerfield A984), pp. 177-237.
48 Flanigan, D. A. A984). Nitramine combustion. Rep. AFRPL-TR-84-004, Morton
Thiokol Inc., Huntsville, Alabama.
49 Fluke, G. A. A969). Composite solid propellant processing techniques. In Boyars and
Klager A969), pp. 165-187.
50 Friedman, R. and Levy, J. B. A961). Research on solid propellant combustion. Final
TR AF 49 F38)-913.
51 Gadiot, G., Goldman, Y. and Timnat, Y. M. A984). A review on combustion
instability and a report of the work with a T-burner facility. Rep. TAE 549,
Technion, Haifa.
52 George, D. A981). Recent advances in solid rocket motor performance prediction.
AIAA Paper 81-0033.
53 Glassman, I. and Sawyer, R. F. A970). The performance of chemical propellants.
AGARDograph 129, Technivision, Slough, England.
54 Glick, R. L. A974). On statistical analysis of composite solid propellant combustion.
AIAA J. 12, 384.
55 Glick, R. L. and Acree, R. L. A984). Maximum performance of solid propellant
rockets. AIAA Paper 84-1354.
56 Glick, R. L. and Condon, J. A. A976). Statistical analysis of moriodisperse solid
propellant combustion: steady state. Proc. 13th JANNAF Combustion Meeting;
CPIA Publ. 281. VM-II, 313.
57 Godsave, G. A. E. A953). 4th Symp. {Int.) on Combustion, pp. 818-830. Williams and
Wilkins, Baltimore.
58 Goldsmith, M. and Penner, S. S. A954). J. Am. Rocket Soc. 24, 245.
59 Gordon, S. and McBride, B. J. A971). Computer program for calculation of complex
chemical equilibrium compositions, rocket performance, incident and reflected
shocks and Chapman-Jouguet detonations. NASA SP-273, Washington, D. C.
60 Grossman, E. D. and Rele, P. J. A974). Ignition of cellulose nitrate by high velocity
particles. Combust. Sci. Tech. 9, 55.
61 Guirao, C. and Williams, F. A. A971). A model for AP deflagration between 20 and
100 atm. AIAA J. 9, 1345.
19 II. T.iuu-st
282 Литература
62 Hagenest, W., Sola, F. L. and T>ler, W. H. A984). Development of a bipropellant
propulsion module for the Galileo spacecraft. AIAA Paper 84-1232.
63 Haley, J. F. A982). The Mark II propulsion module. J Spacecraft Rockets 19, 423.
64 Hamann, R. J. A974). Three solid propellant combustion models. Memo. M-215, Delft
Univ. Tech., Dept Aero. Engng.
65 Harrje, D. T. and Reardon, E. M. (eds) A972). Liquid propellant rocket combustion
instability. NASA SP-194, Washington, D.C.
66 Harry, D. P., Price, C. F., Small, K. R. and Taylor, D. E. A973). Nozzleless rocket
motor internal ballistic computer program. Air Force Rocket Propulsion Lab,
Edwards, CA, AFRPL-TR-73-20.
67 Hazel, D. K. and Huang, D. H. A971). Design of liquid propellant rocket engines, 2nd
edn. NASA SP-125, Washington, DC.
68 Heidmann, M. E. A957). Propellant vaporization as a criterion for rocket engine
design; experimental effect of fuel temperature on liquid oxygen-heptane
performance. NACA RME57EO3, Washington, D.C.
69 Heidmann, M. E., Sokolowski, D. E. and Diehl, L. A. A967). Study of chugging
instability with LOX and GH2 combustors. NASA TN D-4005, Washington,
D.C.
70 Heller, C. A. and Gordon, A. S. A955). Structure of the gas phase combustion region
of a solid double-base propellant. J. Phys. Colloid Chem. 59, 773.
71 Hermance, С. Е. A966). A model of composite propellant combustion including
surface heterogeneity and heat generation. AIAA J. 4, 1629.
72 Hermance, С. Е. A984). Solid propellant ignition theories and experiments. In Kuo
and Summerfield A984), pp. 239-304.
73 Hermance, С E. and Kumar, R. K. A970). Gas phase ignition theory for
homogeneous propellants under shock tube conditions. AIAA J. 8, 1615.
74 Hermance, C. E., Shinnar, R. and Summerfield, M. A966)., Theory of ignition of solid .
propellants. Astronautica Acta 12, 95. щ
75 Hightower, J. D. and Price, F. W. A967). Combustion of ammonium perchlorate. 11th
Symp. (Int.) on Combustion, p. 463. Williams and Wilkins, Baltimore.
76 Hill. P. G. and Peterson, С. Р. A965). Mechanics and Thermodynamics of Propulsion.
Addison-Wesley, Reading, Mass.
77 Hines, W. S., Hyde, J. C, Chadwick, W. D. and Eard, N. M. A969). Analytical
description of propellant spray mass distribution. 6th ICRPG Combustion Conf;
CPIA Pub. 192.
78 Huang, D. H. A974). Aerospike engine technology demonstration for space
propulsion. AIAA Paper 74-1080.
79 Ingebo, R. D. A966). Atomization of ethanol jets in a combustor with oscillatory
combustion gas flow. NASA TN D-3513, Washington, D.C.
BO Ivaschenko, V. S. and Zinchenko, V. M. A979). Measurements of the temperature of
the combustion of the surface of a.ballistic powder by a thermal noise method.
Combust. Explos. Shock Waves 15, 19.
81 Jensen, С. Е. and Brown, R. S. A971). An experimental investigation of rapid
depressurization extinguishment. AIAA J. 9, 1667.
82 Johnson, J. R. and Colbo, H. J. A981). Space shuttle main engine progress through the
first flight. AIAA Paper 81-1373.
83 Johnson, W. E. and Nachbar, W. A962). Deflagration limits of a monopropellant with
application to ammonium perchlorate. 8th Symp. (Int.) on Combustion, p. 678.
Williams and Wilkins, Baltimore.
Литература 283
84 Kamath, H., Arora, R. and Kuo, К. К. A982). Erosive burning measurements and
predictions for a highly aluminized solid propellant. AIAA Paper 82-1111*.
85 Kashiwagi, T. A974). A radiative ignition model Of a solid fuel. Combust. Scu Tech 8,
225.
86 Kashiwagi, T. and Summerfield, M. A973). Ignition and flame spreading over a solid
fuel: non-similar theory for a hot oxidizing boundary layer: 14th Symp. (Int.) on
Combustion, p. 1235. The Combustion Institute, Pittsburgh.
87 Kashiwagi, Т., McDonald, B. W., Isoda, H. and Summerfield, M. A971). Ignition of a
solid polymeric fuel in a hot oxidizing gas stream. 13th Symp. (Int.) on
Combustion, p. 1073. The Combustion Institute, Pittsburgh.
88 Keller, J. A., Baer, A.' D. and Ryan, N. W. A966). Ignition of ammonium perchlorate
composite propellants by convective heating. AIAA J. 4, 1358.
89 Kelly, F. N. A969). Solid propellant mechanical properties testing, failure criteria and
aging. In Boyars and Klager A969), pp. 180-243.
90 King, M. K. A978). A model of erosive burning of composite propellants. /•
Spacecraft Rockets 15, 139.
91 King, M. K. A979). Erosive burning of composite solid propellants: experimental and
modelling studies. J. Spacecraft Rockets 16, 184.
32 King, M. K. A980). Composite propellant combustion modelling. AIAA Paper 80-
1126.
93 Kirby, F. M. and Martinez, A. A977). Linear aerospike engine. AIAA Paper 77-968.
94 Kishore, K. and Gayathri, V. A984). Chemistry of ignition and combustion of AP~
based propellants. In Kuo and Summerfield A984), pp. 53-119.
95 Klager, K. and Wrightson, J. M. A967). Recent advances in solid propellant binder
chemistry. In Eringen et ah A967). pp. 47-74.
96 Kors, D. L., Bassham, L. B. and Walker, R. E. A969). A liquid rocket performance
model based on vaporization interactions. J. Spacecraft Rockets 6, 1133.
97 Krier, H. and Hilton, H. H. A974). An impact ignition model for solid propellants:
ignition. Rep. 1701, BRL, Aberdeeti Proving Ground, Vol. 1, pp. 143-170.
38 Kubota, T. J., Miller, T. J., Caveny, L. H. and Summerfield, M. A975). The mechanism
of super-rate burning of catalyzed double-base propellants. 15th Symp. (Int.) on
Combustion, p. 529. The Combustion Institute, Pittsburgh.
99 Kulkarni, A. K., Kumar, M. and Kuo, К. К. A980). Review'of solid propellant
ignition studies. AIAA Paper 80-1210.
100 Kumar, R. K. and Hermance, С. Е. A971). Gas phase ignition theory of hetero-
heterogeneous solid propellant exposed to a hot oxidizing gas. Combust- Sci. Tech. 4,191.
10t Kumar, R. K. and Hermance, С. Е. A972). Gas phase ignition theory of hetero-
geneous solid propellant exposed to a hot oxidizing gas. Combust. Sci. Tech. 4,191.
102 Kumar, M. and Kuo, К. К. A984). Flame spreading and overall ignition transient. In
Kuo and Summerfield A984), pp. 304-306.
103 Kuo, К. К. and Summerfield, M. (eds) A984). Fundamentals of Solid Propellant
Combustion: Progress in Astronautics and Aeronautics, Vol. 90. AIAA, New York»
104 Lambiris, S., Combs, L. P. and Levine, R. S. A963). Stable combustion processes in
liquid propellant rocket engines. 5th AGARD Combustion and Propulsion Conf.,
p. 569. Pergamon, London. ';
105 Landsbaum, E. M., Salinas, M. P. and Leary, J. P. A980). Specific impulse prediction
of solid propellant motors. J. Spacecraft Rockets 17, 400.
106 Lawver, B. R. A983). Test verification of LOX/RP-1 high-pressure fuel/oxidizer rich
preburner designs. J. Spacecraft Rockets 20, 517.
284 Литература
107 Lengelle, G. A975). Model describing the erosive combustion and velocity response of
composite propellants. AIAA J. 13, 315.
108 Lengelle, G., Duterque, J., Verdier, C, Bizot, A. and Trubert, J. F. A979a).
Combustion mechanism of double base solid propellants. 17th Symp. (Int.) on
Combustion, p. 1443. The Combustion Institute, Pittsburgh.
109 Lengelle, G., Mestre, P., Guerniquer, J., Bizot, A. and Maisonneuve, J. A979b).
Ignition and extinction of solid propellants. Solid Rocket Motor Technology:
AGARD CP-259, Paper 3.
110 Lengelle, G., Bizot, A., Duterque, J. and Trubert, 1 F. A984). Steady state burning of
homogeneous propellants. In Kuo and Summerfield A984), pp. 361-407.
111 Lenoir, J. M. and Robillard, G. A957). A mathematical method to predict the effects
of erosive burning in solid propellant rockets. 6th Symp. (Int.) on Combustion, p.
663. Williams and Wilkins, Baltimore.
112 Lieberherr, J. F. and Luquet, P. A985). Developpement du grand moteur cryotechni-
que HM 60 (Vulcan). ESA Bull. 44, 66.
113 McCarthy, K. P. and Beckstead, M. W. A979). HMX propellant combustion studies.
Hercules Inc., Magna, Utah, AFRPL-TR-79-61.
114 McCool, A. G, Verble, A. J. and Potter, J. H. A980). Space transportation system
solid rocket booster thrust vector control system. J. Spacecraft Rockets 17, 407.
115 McDonald, A. J. A971). On-offand acceleration control of solid rockets. AIAA Paper
71-0767.
Л\Ь McDonald, A. J. A984). Solid rockets: an affordable solution to future space
propulsion needs. AIAA Paper 84-1188.
117 Martin, J. A. A983). Hydrocarbon rocket engines for Earth-to-orbit vehicles. J.
Spacecraft Rockets 20, 249.
118 Martin, J. A. A984). Two-stage Earth-to-orbit vehicles with dual-fuel orbiter
propulsion. J. Spacecraft Rockets 21, 65.
119 Marx, P. and Weywada, H. L. A984). Ariane 5—a new launcher for the 90's. AIAA
Paper 84-1226.
120 Mastrolia, E. J. and Klager, K. A969). Solid propellants based on polybutadiene
binders. In Boyars and Klager A969), pp. 122-164.
121 Mechkah, A. and Lesage, P. A984). Ariane 3, le developpement du propulseur
d'appoint a poudre (PAP). ESA Bull. 38, 80.
122 Miller. W. H. and Barrington, D. K. A970). A review of contemporary solid rocket
motor performance prediction techniques. J. Spacecraft Rockets 7, 225.
123 Miyajima, H., Nakahashi, K., Hirakoso, H. and Sogame, E. A985). Low-thrust
LO2/LH2 engine performance with a 300:1 nozzle. J. Spacecraft Rockets 22, 188.
124 Moszu, R. H. and Regis, Т. М. A984). Short length solid propellant stages for orbital
transfer vehicles. AIAA Paper 84-1190.
125 Nachbar, W. and Parks, Т. М. A957). A sandwich burner model for the composite
solid propellant. LMSO 2191, AFOSR TN DD 132-417.
126 Nahon, S. A984). Nozzleless solid propellant rocket motor: experimental and
theoretical investigations. AIAA Paper 84-1312.
127 Niioka, Т., Takahashi, M. and Izunmikawa, M. A979a). Ignition of double base
propellants in a hot stagnant point flow. Combust. Flame 35, 81.
128 Niioka, Т., Takahashi, M. and Izunmikawa, M. A979b). Relationship between theory
and experiment for radiant ignition of solids. 17th Symp. (Int.) on Combustion, p.
1163. The Combustion Institute, Pittsburgh.
Ш Nunziato, J. W., Kennedy, J. E. and Amos, D. E. A977). The thermal ignition time for
Литература 285
homogeneous explosives involving two parallel reactions. Combust. Flame 29,
265.
13C Pasley, G. E. and Donatelli, P. A. A980). LEAS AT liquid space apogee motor
subsystem design. J. Spacecraft Rockets 17, 396.
131 Penner, S. S. A957). Chemistry Problems in Jet Propulsion. Pergamon, London.
132 Penner, S. S. A962). Chemical Rocket Propulsion and Combustion Research, p. 132.
Gordon and Breach, New York.
133 Peretz, A., Kuo, K. K., Caveny, L. H. and Summerfield, M. A973). The starting
transient of solid propellarit rocket motors with high internal velocity. AlAA J.
II, 1719.
134 Powell, W. B. A970). ICRPG liquid propellant thrust chamber performance
evaluation methodology. J. Spacecraft Rockets 7, 105.
135 Povvling, J. and Smith, W. A. W. A958). The combustion of some nitrates and some
aldehydes-NO2 mixtures. Combust. Flame 2, 157.
136 Price, E. W. A984). Experimental observations of combustion instability. In Kuo and
Summerfield A984), pp. 733-790.
137 Price, E. N., Bradley, H. H., Dehorty, G. L. and Ibiricu, M. M. A966). Theory of
ignition of solid propellants. AlAA J. 4, 1153.
138 Price, С R, Boggs, T. L. and Derr, R. L. A979). The steady-state combustion behavior
of ammonium perchlorate and HMX. AlAA Paper 79-0164.
139 Priem, R. J. and Guentert, D. С A962). Combustion instability limits determined by a
non-linear theory and a one-dimensional mode. NASA TN D-1409, Washington,
DC.
140 Priem. R. J. and Morrell, G. A962). Application of similarity parameters for
correlating high frequency instability behaviour of liquid propellant combustors.
Detonation and Two-Phase Flow: Progress in Astronautics and Rocketry, Vol. 6,
pp. 305-320. Academic Press, New York.
141 Procinsky, I. M. and McHale, С. А. A981). Nozzleless boosters for integral-rocket
ramjet missile systems. J. Spacecraft Rockets 18, 193.
142 Procinsky, I. M. and Yezzi, С. А. A982). Nozzleless performance program. AlAA
Paper 82-1198.
143 Ramohalli, K. N. R. A984). Steady state burning of composite propellants under zero
cross-flow situation. In Kuo and Summerfield A984), pp. 409^18.
144 Razdan, M. K. and Kuo, К. К. A979). Erosive burning of composite solid propellants
by turbulent boundary layer apprach. AlAA J. 17, 1225.
145 Razdan, M. K. and Kuo, К. К. A982). Turbulent flow analysis of erosive burning of
cylindrical composite solid propellants. AlAA J. 20, 122.
146 Renie, J. P., Condon, J. A. and Osborn, R. A979). Oxidizer size distribution effects on
propellant combustion. AlAA J. 17, 877.
147 Rosenberg, S. D., Sudd, D. С and Garrison, P. W. A985). Integrable propulsion
systems for the space station. J. Propul. Power 1, 65.
148 Rupe. J. H. and Jaivin, G. H. A964). The effect of injection mass flux distribution and
resonance combustion on local heat transfer in a liquid propellant rocket engine.
JPL Progress Rep. 32-648, Pasadena, California.
149 Salkeld. R. A971). Mixed mode propulsion for the Space Shuttle. Aeronaut. Astronaut.
9, 8, 52.
150 Salkeld, R. and Beichel, R. A973). Reusable one-stage-to orbit shuttles: bright energy
propects. Astronaut. Aeronaut. 11, 6, 48.
151 Sarnen S. F. A966). Propellant Chemistry, Reinhold, New York.
286 Литература
152 Sayles, D. С. A975). Development of test motors for advanced controllable
propellants. J. Spacecraft Rockets 12, 174.
153 Schrolder, M. A. A981). Critical analysis of nitramine decomposition data: product
distributions from HMX and RDX decomposition. 18th JANNAF Combustion
Meeting; CPIA Pub. 308, Vol. II, p. 77.
154 Shorr, M. and Zaehringer, A. J. (eds) A967). Solid Rocket Technology. Wiley, New
York.
155 Seleznev, V. A., Pokhil, P. F., Maltsev, V. M. and Bavykin, I. B. A969). An optical
method of measuring the burning surface temperature of condensed systems.
Combust. Flame 13, 139.
156 Selzer, H. A967). The temperature profile beneath the burning surface of an AP-
composite propellant. Ilth Symp. (Int.) on Combustion, p. 463. Williams and
Wilkins, Baltimore.
157 Shuey, H. M. A969). Hazards and hazard testing. In Boyars and Klager A969), pp.
296-300.
158 Spalding, D. B. A953). The combustion of liquid fuels. 4th Symp. (Int.) on Combustion,
pp. 847-854, Williams and Wilkins, Baltimore.
159 Steinberger, R. and Drechsel, P. D. A969). Manufacture of cast double-base
propellants. In Boyars and Klager A969), pp. 1-28.
160 Strahle, W. C. A978). Some statistical considerations in the burning of composite
propellants. A1AA J. 16, 843.
161 Stull, D. R. and Prophet, H. A971). JANAF Thermochemical Tables. NSRDS-NBS37.
National Bureau of Standards, Washington, D. C.
162 Summerfield, M, Sutherland, G. S., Webb, M. J., Taback, H. J. and Hall, K. P. A960).
Burning mechanism of ammonium perchlorate propellants. Progress in Astro-
Astronautics and Rocketry, Vol. 1, p. 141. Academic Press, New York.
163 Sutton, R. D. A970). Propellant spray combustion processes during stable and
unstable rocket combustion. AFOSR TR-2714, Rocketdyne, North American
Rockwell Corp., Canoga Park, California.
164 Sutton, R. D., Hines, W. S. and Combs, L. P. A972). Development and application of
comprehensive analysis of liquid rocket combustion. AIAA J. 10, 194.
165 Thompson, C. L. and Suh, N. P. A970). The interaction of thermal radiation and M2
double-base solid propellants. Combust. Sci. Tech. 2, 59.
166 T'ien, J. S. A984). Theoretical analysis of combustion instability. In Kuo and
Summerfield A984), pp. 791-840.
167 Traineau, J. С and Kuentzmann, P. A986). Some measurements of solid propellant
burning rates in nozzleless motors. J. Propul. Power, p. 215.
168 Valentine, R. S. A972). Liquid rocket performance, stability and compatibility. J.
Spacecraft Rockets 9, 295.
169 Valentine, R. S., Rossi, F. S. and Kromrey, R. V. A968). Effect of fluid dynamic
phenomena on spontaneous pressure spikes on the Apollo SPS thrust chamber.
J. Spacecraft Rockets 5, 31.
170 Waesche, R. H. W. and Wenograd, J. A967). The effects of pressure and additives on
the kinetics of decomposition of AP. UARL Rep. WSCI-67-8.
171 Waldman, С. Н. and Summerfield, M. A969). Theory of propellant ignition by
heterogeneous reaction. AIAA J. 1, 1359.
172 Walker, R. E., Stone, A. R. and Shandor, M. A963). Secondary injection in a conical
nozzle, effect of orifice diameter and molecular weight of injectant. AIAA J. 1.
334.
Литература 287
173 Wilhite, A. W. A980). Optimization of rocket propulsion for advanced earth-to-orbit
shuttles. J. Spacecraft Rockets 17, 99.
174 Wilhite. A. W. A982). Advanced rocket propulsion technology assessment for future
space transportation. J. Spacecraft Rockets 19, 314.
175 Wilkerson, F. S. and Lucas, J. T. A981). Variable flow solid propellant gas generator
for missile control system. AIAA Paper 81-1464.
176 Williams, F. A. A965). Combustion Theory, Chap. 3, pp. 47-57 and Chap. 11, pp. 250-
274. Addison-Wesley, Reading, Mass.
177 Williams, F. A. A973). Quasi-steady gas-phase flame theory in unsteady burning of a
homogeneous solid propellant. AIAA J. 11, 1128.
178 Williams. F. A., Barrere, M. and Huang, N. С A969). Fundamental aspects of solid
propellant rockets. AGARDograph 1 16. Technivision, Slough. England.
179 Yanagawa, K., Fujita, Т.. Katsuta, H. and Miyajima, H. A984). Development of
LOX LH2 engine LE-5. AIAA Paper 84-1223.
180 Yanagawa, K., Fujita, K., Miyajima, H. and Kishimoto, K. A985). High-altitude
simulation tests of the LOX LH2 engine LE-5. J. Propul. Power 2, 180.
181 Wise, H., Inami, S. H. and McCully. L. M. A967). Role of condensed-phase reaction in
ignition and deflagration of ammonium perchlorate propellants. Combust. Flame
11,483.
182 Zeierman, I. and Timnat, Y. M. A970). Roll control of a rocket by secondary injection.
Israel J. Tech. 8, 217.
183 Zeierman, I. and Timnat, Y. M. A973). Full control of solid propellant rockets by
secondary injection. J. Spacecraft Rockets 10, 161.
184 Zenin, A. A. A966a). Formal kinetic characteristics of the reaction accompanving the
burning of a powder. Combust. Explos. Shock Waves 2, 28.
185 .Zenin, A. A. A966b). Structure of temperature distribution in steady-state burning of
a ballistic powder. Combust. Explos. Shock Waves 2. 67.
186 Zimmerman, C. A. A980). Solids in space. Ac fa Astronautica 7, 277.
Литература основного списка,
имеющаяся на русском языке
4. Ракетная техника и космонавтика, № 8, с. 148 A980).
10. Ракетная техника и космонавтика, № 11, с. 34 A981).
22. Ракетная техника, № 7, с. 41 A968).
23. Ракетная техника и космонавтика, № 4, с. 186 A980).
26. Ракетная техника и космонавтика, № 2, с. 108 A974).
54. Ракетная техника и космонавтика, № 3, с. 158 A974).
61. Ракетная техника и космонавтика, №7, с. 164 A971).
65. Неустойчивость горения в ЖРД/Под ред. Д. Харрье, Ф. Рирдона. — М.:
Мир, 1975. —870 с.
73. Ракетная техника и космонавтика, № 9, с. 19 A970).
80. Физика горения и взрыва, № 1, с. 19 A979).
81. Ракетная техника и космонавтика, № 9, с. 5 A971).
107. Ракетная техника и космонавтика, № 3, с. 80 A975).
144. Ракетная техника и космонавтика, № 11, с. 91 A979).
146. Ракетная техника и космонавтика, № 8, с. 99 A979).
151. Сарнер С. Химия ракетных топлив. — М.: Мир, 1969.
160. Ракетная техника и космонавтика, № 9, с. 95 A978).
162. Исследование ракетных двигателей на твердом топливе/Под ред.
М. Саммерфилда. — М.: ИИЛ, 1960.
164. Ракетная техника и космонавтика, № 2, с. 104 A972).
177. Ракетная техника и космонавтика, № 9, с. 140 A973).
184. Физика горения и взрыва, № 2, с. 28 A966).
185. Физика горения и взрыва, № 3, с. 67 A966).
ПРЕДМЕТНО-ИМЕННОЙ УКАЗАТЕЛЬ
Азотный тетроксид 261, 270
Аэрозин 160
Баланс кислородный 36
Бекстеда — Дерра — Прайса модель
горения 70
Бен-Реувена — Кейвни модель горе-
горения 65
Бессопловый РДТТ 130
Брэя критерий замораживания 23—25
Бурке — Шумана, модель диффузион-
диффузионного пламени 71
Взрывоопасность ТРТ 55—57
Воспламенение в газовой фазе 84
твердой фазе 84
— гетерогенное 84
— ТРТ, физические процессы 83
Вторичный впрыск (инжекция) 203—
207
теория 208, 209
Время релаксации 84
Гашение ТРТ 97, 98, 221
обзор исследований 100
регулируемое 221
Гель 41
Гельмгольца резонатор 174
Германса модель горения 70
Гибкий соединительный узел сопла
РДТТ 205—207
Гидразин 267, 274, 275
Горение гомогенное 144
— диффузионное 144
— одиночной сферической капли 145
экспериментальные мето-
методы исследований 147, 148
— ПХА 66
— связующего 67
— ТРТ двухосновного 58
смесевого 66—70
Горючее ТРТ, приготовление 48
Давление в камере РДТТ максималь-
максимальное, влияние начальной температу-
температуры 138
— погасания ТРТ пороговое 98
Длина камеры приведенная 125
Желатинирование 29, 41
ЖРД безгенераторной замкнутой схе-
схемы 244
— замкнутой схемы с дожиганием
193
ВКС «Спейс Шаттл» 250—
255
— кислородо-водородные 199, 244—
247
малой тяги 261, 263
параметры 246
— на двух горючих 193
— орбитального маневрирования
258—260
— реактивная система управления
264-266
— с соплом двойного расширения
197—199
центральным телом 187
— электронагревный 274
Задержка воспламенения 84
чувствительная к давлению 175
Замораживание реакции 23—25
Запаздывание тепловое 38
— термическое 38
Предметно-именной указатель
289
Запас устойчивости 176
Запуск ЖРД испарительный 245, 246
Зельдовича теория горения 64, 65
Зона горения, параметры 60
Измерения чувствительности процесса
горения 119, 120
Изоэнтропичность течения 21
Ингибитор 32
Испытания образцов ТРТ 51, 52
на удар 56
неразрушающие 53
с набором инертных пластин
57
ускоренные 53
Катализаторы воспламенения 86
— горения 67
Кинга модель диффузионного горения
71
Константа испарения 145
— скорости химической реакции 23
— эрозионного горения 91
Коэффициент взаимной диффузии 151
— демпфирования случайных колеба-
колебаний 122
— прироста тяги 203
— расхода 113
— расходимости для конических со-
сопел 114 %
— стехиометрический топлива 22
— температурной чувствительности 28
— температуропроводности 61, 74
— тяги 15, 18, 270
расчет 113
— усиления акустических колебаний
122
Критерии разрушения ТРТ 51—54
Критерий накопления повреждений 53
— разрушения энергетический 53
Крокко — Чжена — Кармана теория
задержки воспламенения 177
Лайнер 49
Лену ар а — Робийяра формула для
скорости эрозионного горения 108
Льюиса число 146
Мезатопливо 107
Микромерограф 46
Модели воспламенения ТРТ 85
— горения ТРТ 69
Модель воспламенения ТРТ 90, 91
— горения упрощенная 73
— послойного диффузионного пламе-
пламени 69
Моды колебаний камеры сгорания по-
поперечные 126
продольные 126
собственные 117
Монометилгидразин 261, 270
Монотопливо 35
Нахбара — Паркса модель горения 69
Неустойчивость горения 173, 174
высокочастотная 175
низкой и промежуточной частот
174
способы подавления 177
теоретический анализ 128
?*-типа 125
Нитрамины 35
Нитроглицерин 29
Нитроклетчатка 32
Нитроцеллюлоза 29
Образцы для испытаний ТРТ 52
Окислитель ТРТ, приготовление 46
Отвердители 43
Параметр вдува 146
Параметры ЖРД расчетные 168
установочные 165
Период индукции 87, 95
Перхлорат аммония 35, 36
Поворотное сопло РДТТ 239, 240
Полибутадиен 35, 36
Полимер линейный 40
— сетчатый 40
Полиуретан 35
Полнота сгорания 270
Потери в ЖРД 170
РДТТ, программа расчета 111
сопле 168
— диссипатнвные 20
— удельного импульса 110, 266
Прайэма — Гунтерта капельно-испа-
рительная модель неустойчивости
177
Прандтля — Майера течение 185
Программа расчета характеристик
ЖРД 152—163
ТРТ 102
Процессы в ЖРД 170
— и потери в ЖРД 172
290
Предметно-именной указатель
Разбавитель инертный 33, 34
Ракетно-прямоточный двигатель 130
Расходонапряженности распределение
161
РДТТ ВКС «Спейс Шаттл» 206, 227—
229
— космические 237—239
— пульсирующий 223
— ракеты-носителя «Ариан» 231—235
«Титан» 225, 226
— регулируемый 219, 220
Реактивная система управления, пнев-
могидравлическая схема 275
Реакции разложения конденсирован-
конденсированной фазы 62
Регулирование тяги ЖРД 212
РДТТ 213
Регулируемое сопло с подвижным
центральным телом 215
— ТРТ 216, 217
Рекомбинация диссоциированных про-
продуктов сгорания 23
Саммерфилда модель гранулярно-
диффузионного пламени 69
Саттона модель горения одиночной
сферической капли 148
Связующие 36
— структурные формулы 41
— типы 39
Скорость горения ТРТ 30
влияние вращения 108, 109
давления 107
деформации 110
ориентации перегрузок
109
. температуры 36, 62
Смеситель ТРТ непрерывного дейст-
действия 49
периодического действия 48
Сполдинга число 146
Старение топлив 53
Степень расширения сопла 17
Стехиометрическое соотношение 28,
146
Температура адиабатическая горения
20
— первичного пламени 66
Теория чувствительной к давлению
задержки воспламенения 176, 177
Тепловой поток в стенку, влияние
смесительной головки 162
Теплота образования стандартная 18
Теплотворная способность топлива
19
Течение двухфазное 115
— замороженное 21
— равновесное 21, 22
Техрол (узел системы регулирования
вектора тяги) 239, 240
Т-камера экспериментальная 120
Топлива твердые гетерогенные 36
гомогенные 29, 30
двухосновные 29
модифицированные 30
нитраминные 34—36
производство 32—34, 45—49
¦ смесевые 36
Триммеры 204
Турбонасосы ЖРД замкнутой схемы
250, 254
Удельный импульс 15—18, 27, 28
ЖРД 166—170
¦ зависимость от степени расши-
расширения сопла 191
РДТТ ПО
Управление вектором тяги ЖРД, спо-
способы 201
Уравнение тяги 15
Условия химического равновесия тече-
течения 22
Утопленное сопло, потери 116
Факторы, влияющие на экономич-
экономичность, устойчивость и работоспособ-
работоспособность двигателя 167
Формы поперечного сечения зарядов
ТРТ 124
Функция чувствительности процесса
горения 118, 121
Характеристики внутрибаллистические
28
Характеристическая скорость 15, 18
Характеристическое время реакции 21
Циклотетраметилентетранитрамин 35
Циклотриметилентринитрамин 35
Циклотриэтилентринитрамин 35
Штрале статистическая модель горе-
горения 71
Экономичность ЖРД 167—169
— РДТТ 112
Эластомер 40
Эрозионное горение 108
Эффект частиц демпфирующий 123
— расходимости (рассеивания) 114
Эффективная скорость истечения 15,
16
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие автора к русскому изданию 5
От редакции < • 7
Предисловие Ю
Введение 13
1. Характеристики ракетных двигателей на химическом топливе . 15
1.1. Параметры ракетного двигателя 15
1.2. Термохимия процесса в камере сгорания 18
1.3. Расширение газа в сопле 20
2. Свойства, производство и взрывоопасность твердых ракетных топлив 27
2.1. Введение 27
2.2. Гомогенные топлива 29
2.3. Нитраминные топлива 34
2.4. Гетерогенные топлива 36
2.5. Механические испытания, критерии разрушения и старение 49
2.6. Взрывоопасность 55
3. Механизм горения твердых ракетных топлив 58
3.1. Введение 58
3.2. Стационарное горение гомогенных топлив 58
3.3. Стационарное горение нитраминных топлив 65
3.4. Стационарное горение смесевых топлив 66
3.5. Основные уравнения модели горения смесевого топлива . 71
4. Воспламенение и погасание твердых топлив 82
4.1. Обзор исследований воспламенения 82
4.2. Воспламенение твердых топлив 86
4.3. Гашение твердых ракетных топлив 94
5. Прогнозирование характеристик горения твердых ракетных топлив 102
5.1. Введение 102
5.2. Модель течения в камере РДТТ 102
5.3. Распространение фронта горения в твердом топливе . . . 105
5.4. Удельный импульс РДТТ 110
5.5. Характеристики сопла 113
5.6. Неустойчивость горения в РДТТ 115
292 Оглавление
6. Бессопловые РДТТ 129
6.1. Введение 129
6.2. Внутренняя баллистика 130
6.3. Оптимизация характеристик 137
7. Механизм горения жидких топлив 142
7.1. Феноменологическое описание 142
7.2. Горение одиночной капли 144
7.3. Общая модель горения 148
7.4. Использование модели 152
8. Экономичность, устойчивость и работоспособность ЖРД ... 164
8.1. Введение 164
8.2. Экономичность 166
8.3. Неустойчивость рабочего процесса 170
8.4. Работоспособность камеры 177
8.5. Взаимосвязь экономичности, устойчивости и работоспособности
ЖРД 179
9. Новые схемы ЖРД 181
9.1. Введение 181
9.2. ЖРД с кольцевой камерой сгорания и центральным телом 181
9.3. ЖРД, работающие на двух горючих 193
9.4. ЖРД с соплом двойного расширения 197
10. Управление вектором и величиной тяги 200
10.1. Способы управления вектором тяги 200
10.2. Управление вектором тяги в ЖРД 200
10.3. Управление вектором тяги в РДТТ 203
10.4. Регулирование величины тяги 211
11. Применение РДТТ для космических исследований 224
11.1. Введение 224
11.2. Ускорители ракеты-носителя «Титан» 224
11.3. Твердотопливный ускоритель ВКС «Спейс Шаттл» . . . 227
11.4. Твердотопливные ускорители ракеты-носителя «Ариан» . . 231
11.5. Твердотопливные двигатели для последних ступеней ракет-но-
ракет-носителей 237
12. Применение ЖРД для космических исследований 243
12.1. Введение 243
12.2. Кислородо-водородные ЖРД RL-10, НМ-7 и LE-5 ... 244
12.3. Маршевый двигатель ВКС «Спейс Шаттл» 251
12.4. Сравнение различных кислородо-водородных ЖРД . . . 257
12.5. ЖРД для маневрирования и изменения орбиты .... 258
12.6. Вспомогательные двигательные установки с ЖРД . . . 264
Литература 279
Предметно-именной указатель 288
Уважаемый читатель!
Ваши замечания о содержании
книги, ее оформлении, качестве
перевода и другие просим присылать
по адресу: 129820, Москва, И-110,
ГСП, 1-й Рижский пер., д. 2,
изд-во «Мир»
Научное издание
Иаков Тимнат
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
НА ХИМИЧЕСКОМ ТОПЛИВЕ
Зав. редакцией В. И. Пропой
Старший научный редактор Ю. Б. Воронов
Младший научный редактор Л. В. Тарасова
Художник А. В. Захаров
Художественные редакторы Н. М. Иванов,
О. Н. Адаскина
Технический редактор И. И. Володина
Корректор С. А. Денисова
ИБ № 7163
Сда"но в набор 24.10.89. Подписано к печати 19.01.90.
Формат 60X90Vi6. Бумага типографская № 1.
Печать высокая. Гарнитура Литературная.
Объем 9,25 бум. л. Усл. печ. л. 18,5. Усл. кр.-отт. 18,5.
Уч.-изд. л. 17,94. Изд. № 7/6681. Тираж 2650 экз.
Зак. 1398. Цена 3 р. 90 к.
Издательство «Мир»
В/О «Совэкспорткнига» Государственного комитета СССР
по печати
129820, ГСП, Москва, 1-й Рижский пер., 2.
Московская типография № И
Государственного комитета СССР по печати
113105, Москва, Нагатинская ул., д. 1.