- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей
- •Литература
- •1. Основы теории термических ракетных двигателей
- •1.1. Введение
- •1.2. Краткий исторический экскурс
- •1.3. Классификация реактивных двигателей
- •2.1. Ракетный двигатель как тепловая машина летательного аппарата
- •2.2. Выходные показатели ракетного двигателя
- •2.2.1. Тяга ракетного двигателя
- •2.2.2. Удельные параметры ракетного двигателя
- •2.5. Зависимость начальной массы ракеты от удельного импульса
- •2.2.3. Расходный комплекс камеры
- •2.2.4. Коэффициент тяги
- •2.2.5. Геометрическая степень расширения сопла
- •2.2.6. Удельная масса ракетного двигателя
- •2. Генерация рабочего тела
- •3.1. Оценка эффективности ракетного двигателя
- •3.2. Топлива ракетных двигателей
- •3.3. Жидкие ракетные топлива
- •3.3.1. Коэффициент избытка окислителя
- •3.3.2. Основные характеристики жидких топлив
- •3.3.3. Твердые ракетные топлива
- •Лекция 4
- •4.1. Гибридные топлива
- •4.2. Горение жидких топлив
- •4.3. Горение твердых топлив
- •5.1. Горение гибридных топлив
- •5.2. Термогазодинамика ракетного двигателя
- •5.2.1. Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела
- •5.2.2. Термогазодинамика потока рабочего тела
- •6.1. Течение газа в соплах
- •6.2. Профилирование камеры жидкостного ракетного двигателя
- •6.2.1. Определение размеров камеры сгорания
- •6.2.2. Профилирование сопла
- •6.2.3. Профилирование сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •6.2.4. Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере жрд и рдтт)
- •6.2.5. Потери удельного импульса в сопле
- •3. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей
- •7.1. Тепломассообмен в ракетных двигателях
- •7.1.1. Конвективный теплообмен
- •7.1.2. Массообмен по тракту сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •8.1. Радиационный теплообмен в ракетных двигателях
- •8.2. Перенос теплоты в конструкциях ракетных двигателей
- •8.3. Организация тепловой защиты жидкостного ракетного двигателя
- •9.1. Тепловая защита в ракетных двигателях твердого топлива
- •10.1. Основные узлы и агрегаты жидкостного ракетного двигателя
- •10.2. Схемы двигательных установок с вытеснительной системой подачи топлива
- •10.3. Схемы жидкостных ракетных двигателей с турбонасосной системой подачи топлива
- •11.1. Турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей
- •11.2. Величины, характеризующие работу насоса
- •12.1. Турбины турбонасосных агрегатов
- •12.1.1. Классификация турбин
- •12.2. Жидкостные генераторы газа
- •4. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей малой тяги
- •13.1. Движение космических летательных аппаратов
- •13.2. Управление движением космического летательного аппарата Активные, пассивные и комбинированные системы управления
- •13.3. Функциональная схема системы управления движением кла
- •13.4. Классификация ракетных двигателей систем управления. Управление движением кла с помощью ракетного двигателя
- •13.5. Динамические характеристики жрдмт
- •13.6. Экономичность жрдмт
- •14.1. Основные требования к жрдмт
- •14.2. Общие принципы проектирования жрдмт
- •14.3. Проектирование и расчет параметров и характеристик жрдмт
- •1. Назначение
- •2. Состав
- •3. Основные технические требования
- •4. Номинальные условия работы
- •5. Характеристики ракетного двигателя Статические характеристики жидкостного ракетного двигателя
- •15.1. Дроссельная (расходная) характеристика жрд
- •15.2. Высотная характеристика рд
- •15.2.1. Высотная характеристика двигателя с постоянным соплом
- •15.2.2. Высотная характеристика двухпозиционного (раздвижного) сопла
- •16.1. Неустойчивость процессов в жидкостных ракетных двигателях
- •16.2. Запуск, останов, регулирование и управление жрд
- •6. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.4. Корпуса маршевых рдтт с зарядами
- •17.1. Сопла маршевых рдтт и системы создания боковых усилий
- •17.2. Вспомогательные рдтт
5.1. Горение гибридных топлив
Горение происходит по поверхности твердого компонента, капли жидкого компонента движутся вместе с продуктами сгорания как жидкогазовая смесь, продукты испарения жидкости диффундируют к поверхности канала заряда. Возникает схема горения, представленная на рис. 5.1. У поверхности твердого компонента 1 образуется слой 3 продуктов его газификации, в ядре – поток подаваемого компонента 4 в газо-жидкостном состоянии, на границе раздела – зона смешения компонентов и реакций между ними 5. Из этой зоны продукты горения диффундируют в ядро потока и образуют переходную зону 6.
В ГРД управляемым является только расход жидкого компонента, а расход твердого определяет процесс горения. По мере разгара канала заряда уровень массообмена на поверхности снижается, уменьшается и скорость горения твердого компонента. Поэтому возникают определенные трудности в управлении такими двигателями.
Важной особенностью ГРД в отличие от РДТТ является то, что нарушение сплошности заряда твердого компонента в виде трещин не представляет опасности – доступ жидкого компонента в трещины мало вероятен.
1 – твердый компонент;
2– жидкий компонент;
3 – слой продуктов газификации твердого компонента;
4 – газо-жидкостный слой;
5 – зона смешения компонентов и реакций;
6 – переходная зона
Рис. 5.1. Особенности горения в головной части заряда твердого компонента гибридного топлива
5.2. Термогазодинамика ракетного двигателя
5.2.1. Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела
Моделирование рабочих процессов в РД начинает с расчета равновесного состава продуктов сгорания и значений термодинамических параметров ( и др.).
Кроме того, необходимо знать переносные свойства (вязкость, теплопроводность) для расчета параметров конвективного теплообмена по тракту двигателя. Для этого используют программные комплексы, к примеру «Terra», автором которого является Б. Г. Трусов. Значения параметров определены из условия максимума энтропии – условия наступления термодинамического равновесия.
, где , Дж/(моль К) - табулированое значение энтропии i-го вещества в зависимости от температуры, моль/кг, - число молей i-го вещества в 1 кг продуктов сгорания, Дж/(моль К) – универсальная газовая постоянная, , м3/кг - удельный объем.
Полная система содержит k уравнений по числу компонентов смеси, m уравнений по числу элементов и уравнения сохранения энергии, энтропии и заряда (электронейтральность рабочего тела). Число уравнений на 2 меньше числа неизвестных, и для замыкания системы в соответствии с теоремой Дюгема («Равновесное состояние закрытой системы, исходная масса и элементарный состав, который задан, определяют 2 независимых переменных при любом числе фаз и компонентов») дополнительно вводят значения двух параметров – один «механический» ( ), а другой «термический» (T, U, S, H).
Для пользования программами равновесной термодинамики в ряде случае необходимо знание условной формулы топлива и энтальпии его образования (или компонентов топлива). Условная формула есть запись, представляющая все химические элементы компонентов топлива с указанием суммы грамм-атомов этих элементов по всем компонентам.
Условную формулу находят по химическому составу топлива для 1 кг и задают в виде где С – углерод, Н – водород, О – кислород, N – азот; a,b,c,d,... числа грамм-атомов этих элементов, вычисляемые в виде ( - число грамм-атомов данного элемента в 1 кг i-го компонента, - содержание в граммах компонента в 1 кг топлива, - молярная масса компонента). Для углерода формула примет вид где k – число компонентов с углеродом в топливе, nc – число грамм-атомов углерода в 1 кг компонента, - молярная масса компонента. Рассмотрим пример: баллиститное топливо (таблица 5.1.)
Таблица 5.1
Компоненты |
Формула компонента |
Содержание |
Нитроклетчатка (12,2% N) |
С22,5О36,16Н28,8N8,7 |
56,5 |
Нитроглицерин |
C3H5(ONO2)3 |
28,0 |
Динитротолуол |
C6H6(CH3)(NO2)2 |
11,0 |
Централит |
CON2C2H5(C6H5)2 |
4,4 |
Воск технический |
С20Н42 |
0,1 |
Запишем условно формулу топлива в виде и начнем вычисления с помощью таблицы 5.2 (молярная масса компонентов дана в граммах):
Таблица 5.2
Компонент
|
|
Содержание в 1 кг топлива, грамм |
С
|
H
|
O
|
N
|
Нитроклетчатка |
998 |
565 |
22,5 |
28,8 |
36,16 |
8,7 |
Нитроглицерин |
275 |
280 |
3 |
5 |
9 |
3 |
Динитротолуол |
185 |
110 |
7 |
9 |
4 |
2 |
Централит |
239 |
44 |
15 |
15 |
1 |
2 |
Воск |
282 |
1 |
20 |
42 |
- |
- |
В результате получим формулу топлива: С23,54H29,656O32,196N9,537.
Вторым параметром служит энтальпия образования топлива где - энтальпия образования i-го компонента, определяемая экспериментально. В термохимии принято правило знаков: значение энтальпии положительно, если при образовании вещества из «стандартных» элементов в «стандартных» условиях теплота поглощается и наоборот («стандартные» условия: Па, К; есть варианты стандартных условий, когда К, К).
Для рассматриваемого топлива: нитроклетчатка кДж/кг, нитроглицерин кДж/кг, нитротолуол кДж/кг, централит кДж/кг, Тогда кДж/кг. Расчеты параметров продуктов сгорания выполнены для стандартных условий ( МПа, МПа) и результатами являются:
- температура в корпусе РДТТ (температура торможения) К;
- молярная масса кг/моль; теплоемкость при К, Дж/кгК;
- показатель адиабаты
- мольные доли компонентов:
- массовая доля конденсированной фазы z=0 (топливо неметаллизи-рованное);
- переносные свойства: вязкость Па/с, теплопроводность Вт/мК, число Прандтля .
Теоретическое значение удельного импульса в пустоте м/с.
Для определения стандартного удельного импульса необходимо вычесть из величину . Для этого достаточно данных, выдаваемых программой «Terra»: степень расширения , давление, температура и газовая постоянная в минимальном (критическом) сечении сопла.