Бортовые газодинамические исполнительные системы летательных аппаратов. Ч. 3. Бортовые источники рабочего тела на однокомпонентном жидком топливе (96
.pdf
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Рис. 14. Состав и молекулярная масса продуктов разложения перекиси водорода различной концентрации:
1 – объемный состав; 2 – массовый состав; 3 – молекулярная масса
где x — степень разложения аммиака; G — плотность потока гидразина, кг/(см2 ∙с); tп — время пребывания топлива в газогенераторе; p — давление в камере.
Для полного разложения гидразина длину пакета L выбирают с помощью экспериментального соотношения [1]
L = 36, 5 − 1, 07p + 30, 5G0,45.
Экспериментально установлено, что перепад давления на пакете катализатора можно определить с помощью зависимости [1]
p= 0, 00639G2,2L1,7/p.
Вработе [12] анализируются различные способы подачи гидразина к пакету катализатора и даются рекомендации для исключения перегрузки и повышения эрозионной стойкости катализатора.
Для времени пребывания гидразина в камере газогенератора в течение 0,005. . . 0,01 с параметры рабочего тела характеризуются
32
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
следующими средними значениями [13]:
T = 1360 К; R = 559 Дж/(кг ∙ К); k = 1, 27.
В работе [14] показано, что наиболее эффективное использование гидразина при его разложении непосредственно в камере газогенератора получается, когда 30. . . 40 % образовавшегося аммиака разлагается на H2 и N2. На практике это достигается при использовании каталитического пакета длиной L = 25 . . . 50 мм при давлении p = 1, 0 МПа и расходонапряженности 1,5. . . 6,0 г/(см2∙с). При этом температура газов, образующихся при разложении гидразина, порядка 1100 oC. Температура внутри каталитического пакета обычно несколько выше. Максимальная температура наблюдается вблизи входа в каталитический пакет, что обусловливается преобладанием реакции (3) на входе в пакет, которая протекает с выделением теплоты, и реакции на выходе из пакета (4), которая протекает с поглощением теплоты.
Несимметричный диметилгидразин разлагается при нагреве до 625 К [14]. Начало разложения наблюдается при температуре 400 К. С увеличением температуры увеличивается интенсивность разложения, и при температуре разложения около 775 К происходит взрыв.
На процесс разложения НДМГ влияют время пребывания топлива в зоне разложения, величина и характер первоначального теплового импульса, конструктивная схема газогенератора.
Предварительный нагрев пакета катализатора может осуществляться продуктами сгорания, например, пороховой шашки. В качестве катализатора разложения гидразина (в период предварительного нагрева пакета) и его моно- и диметилпроизводных предложено также использовать активированный древесный уголь, селикагель и активный оксид алюминия, обработанные N2O4 или POCl3. Активированный уголь обрабатывается N2O4 при соотношении 7 : 3 и отсутствии воздуха. При контакте НДМГ с таким катализатором происходит его воспламенение, в результате чего катализатор разогревается до температуры, обеспечивающей разложение; после выгорания N2O4 температура катализатора поддерживается за счет положительного тепловыделения реакции разложения.
33
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
При большом расходе рабочего тела рационально применять газогенератор термокаталитического разложения однокомпонентного топлива (см. рис. 10). В камеру с катализатором поступает приблизительно 5. . . 15 % основного расхода распыленного топлива, а остальная часть топлива подается в основную камеру, в которой оно разлагается термически.
Выход газогенератора на режим в значительной степени зависит от его конструкции, начальной температуры каталитического пакета, объема между седлом клапана и каталитической камеры, а также от промежутка времени между запусками. Основными требованиями к режиму запуска являются плавность изменения давления в камере, снижение массы топлива, расходуемого на запуске, уменьшение времени запуска генератора.
В работе [7] приведена примерная длительность отдельных процессов, происходящих при запуске и остановке газогенератора на однокомпонентном жидком топливе.
1.При подаче командного электрического сигнала и включении газогенератора:
– открытие клапана примерно 0,05 с;
– заполнение клапанной полости, контактирование топлива с катализатором около 0,030 с;
– физико-химические процессы, связанные с разложением топлива и возрастанием давления в камере до 10 % от номинального значения примерно 0,005 с;
– повышение давления в камере от 10 до 90 % от номинального значения около 0,010 с.
2.При снятии командного электрического сигнала:
–закрытие клапана и прекращение подачи топлива приблизительно 0,005. . . 0,001 с;
–спад давления в камере до 10 % от номинального значения из-за постепенного испарения топлива, оставшегося в заклапанной полости газогенератора после закрытия клапана 0,050. . . 0,100 с.
После окончания первого цикла работы теплота из каталитического пакета теряется за счет проводимости и радиации и только часть его удерживается к началу второго цикла. Через 10 — 20 циклов обычно устанавливается стационарный импульсный тепловой режим.
34
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.Шишков А.А., Румянцев Б.В. Газогенераторы ракетных систем. М.: Машиностроение, 1981. 152 с.
2.Беляев Н.М., Уваров Е.И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974. 199 с.
3.Беляев Н.М., Белик Н.П., Уваров Е.И. Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение,
1979. 231 с.
4.Пневматические приводы летательных аппаратов / Под общ. ред. В.В. Саяпина. М.: Машиностроение, 1992. 224 с.
5.Сарнер С. Химия ракетных топлив: Пер. с англ. М.: Мир, 1969.
488с.
6.Grant A.F., Leed H. Evolution of the small Rocket Engine // AIAA
Paper. 1967. № 67–982.
7. Morrisey D., Maybee D. Development of the Titan III Transtage ACS Hydrazine Monopropellant Rocket Engine Modules // AIAA Paper. 1969. № 69–442.
8.Journal of Spacecraft and Rockets. 1971. vol. 8, № 2
9.Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1969. 547 с.
10.Aviation Week and Space Technology. 1971. 8/III. Vol. 94. № 10.
11.Васильев А.П., Кудрявцев В.М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М.: Высш. шк., 1967. 675 с.
12.Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1968. 395 с.
13.Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М.: Машиностроение, 1976. 335 с.
14.Штехер М.С. Топлива и рабочие тела ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1976. 304 с.
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3 1. Особенности и принципиальные схемы источников рабочего тела 5 2. Однокомпонентные топлива для газогенераторов . . . . . . . . . . . . . . . 16
3. Анализ энергомассовых характеристик источника питания и системы управления на однокомпонентном жидком топливе . . . . . . . . 22
4. Особенности расчета основных параметров жидкостных газогенераторов . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
Список литературы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35