- •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
1. Основы теории термических ракетных двигателей
ЛЕКЦИЯ 1
1.1. Введение
Данный курс является неотъемлемой частью подготовки специалистов по созданию управляемых баллистических ракет (УБР) и ракет-носителей (РН), а также космических аппаратов. Разработчики ракеты на начальных стадиях проектирования будущего изделия должны четко определить требуемые и технически достижимые параметры двигательных установок (ДУ) и на основании этого выдать грамотные технические задания (ТЗ) на создание двигателей специализированными организациями. Необходимо точно понимать взаимосвязь желаемых значений параметров ракеты и возможность двигателестроения.
При проектировании твердотопливных УБР уже на первом этапе создания проектного облика ракеты при выборе принципиальной схемы, конструктивного исполнения и значений проектных параметров должны быть определены основные показатели маршевых РДТТ:
- марка и масса ( ) топлива ДУ каждой ступени;
- время работы ( ) ДУ каждой ступени;
- давление ( ) в корпусе двигателя каждой ступени;
- диаметр ( ) корпуса ДУ каждой ступени;
- геометрическая степень расширения ( ) сопла ДУ каждой ступени;
- степень утопленности ( ) сопла в корпусе ДУ каждой ступени;
При проектировании жидкостных УБР аналогично должны быть определены параметры ЖРД по ступеням.
Эту работу выполняют совместно проектировщики ракеты и разработчики двигательных установок, принятые значения проектных параметров являются основой технического задания на конструкции двигателей.
1.2. Краткий исторический экскурс
Человечество впервые увидело реактивное движение на примере каракатицы – живого существа, передвигающего отбрасыванием воды и сокращением мышц внутри организма.
Порох, состоящий из смеси серы, селитры и древесного угля, стал известен в Китае примерно в VII-IX веках, а в IX-X веках его начали применять для военных целей в зажигательных стрелах «хозцам» - в них к наконечнику стрелы подвязывали мешочек с порохом, который поджигали при запуске стрелы.
Первые пороховые ракеты появились в Китае в 1161 г., порох одновременно являлся и источником энергии, и источником рабочего тела (продуктов сгорания).
В конце XIV века подобные ракеты начинают находить применение в войнах в Италии, к середине XIX века выяснилось, что по дальности полета пороховые ракеты не уступают гладкоствольной артиллерии, но не могут конкурировать с нарезной. К тому же точность стрельбы ракетами существенно уступала точности стрельбы артиллерии. Поэтому в 1897 г. ракетный корпус в России был упразднен.
На рубеже XV – XVI веков в Китае была принята попытка создания летательного аппарата с пороховыми ракетными двигателями. Эксперимент закончился неудачей и гибелью изобретателя. В России в 1886 г. был проведен ряд опытов с моделью самолета, двигателями которого служили пороховые ракеты. Опыты были прекращены из-за недостатка средств.
Исследованием ЖРД стали заниматься в начале XX века, и в 1921 году Р. Годдард в США начал отрабатывать кислородно-эфирный двигатель, а в 1926 году произвел первый в мире пуск ракеты с ЖРД на топливе кислород + бензин. В Германии стендовые испытания ЖРД в 1929 году начал Г. Оберт. В СССР В. П. Глушко начал первые экспериментальные работы с ЖРД в 1931 году (кислород и бензин). Такой переход к ЖРД вызван низкими энергетическими возможностями порохов и ограничениями на размеры зарядов, получаемых прессованием.
Достижения этого периода характерны небольшими значениями тяги (сотнями ньютонов), накапливались понимания рабочих процессов в двигателях и опыт конструирования.
Первым двигателем для баллистической ракеты стал ЖРД ракеты «ФАУ -2» (главный конструктор – Вернер фон Браун), отработка которого началась в 1937 году, а летные испытания в составе ракеты в 1942 году. Тяга двигателя на Земле составляет 245,25 кН, а в пустоте 294,3 кН. Суммарный расход компонентов топлива составлял 126,7 кг/с (основное: 50 кг/с спирта, 75 кг/с кислорода, вспомогательные для работы турбонасосного агрегата 1,7 кг/с перекиси водорода и перманганата натрия). Тогда удельный импульс имел значение 1935,67 м/с у Земли и 2322,81 м/с в пустоте.
После Второй мировой войны началась гонка вооружений в СССР и США, для боевых ракет стали создаваться мощные ЖРД. В.П. Глушко к концу 50-х годов создал кислородно-керосиновые двигатели для ракеты «Р-7», имеющие значение удельного импульса до 3080 м/с. В 80-е годы был создан ЖРД РД-170 для первой ступени ракеты «Энергия». Тяга составляет 7907 кН, давление в камере сгорания 25 МПа, удельный импульс в пустоте 3295 м/с. С.А.Косберг в те же годы создал кислородно-водородный двигатель с тягой 1962 кН.
Мощные и эффективные ЖРД были созданы в США В. фон Брауном в 60-е годы для ракеты «Сатурн-V». Кислородно-керосиновый двигатель F-1 первой ступени развивает тягу у Земли 6769 кН с значением удельного импульса в пустоте 2982 м/с. Кислородно-водородный двигатель J-2 для второй и третьей ступени ракеты развивает тягу в пустоте 1023 кН и имеет удельный импульс 4168 м/с. Крупным достижением в двигателестроение является двигатели многократного включения многоразового летального аппарата (МЛА) «Шаттл». Кислородно-водородный двигатель развивает тягу в пустоте 2090 кН и имеет удельный импульс 4464 м/с
К разработке РДТТ диалектически вернулись в 60-е годы, до этого успехом можно считать созданные в СССР в конце 30-х годов ракетные снаряды для систем залпового огня. Двигатели работали на бездымном порохе, и большего на его применении достичь не удалось. В Германии велась в 1942 году отработка неуправляемой многоступенчатой ракеты «Рейнботе» с двигателями на баллиститном топливе, но состояние техники того времени не позволило получить серьезного изделия.
Создание смесевых металлизированных топлив с изготовлением зарядов любых размеров по литьевой технологии позволило создавать эффективные ДУ для УБР и ускорители для РН. Были созданы двигатели с тягой в тысячи кН и удельным импульсом в пустоте более 3000 м/с для УБР стратегического назначения. Промышленность композиционных материалов вышла на уровень создания легких и прочных корпусов двигателей, что позволило достигнуть высокого массового совершенства конструкций.
Параллельно с маршевым ДУ, в рассматриваемое время было создано множество вспомогательных двигателей для управления ракетами, отделения их элементов, в качестве бортовых источников энергии и др. Появились гибридные двигатели: жидкий окислитель + твердое горючие и наоборот.
За 50 лет мировой уровень двигателестроения вырос необычайно, что позволило человечеству исследовать космическое пространство и создать разрушительные системы вооружения. Усилие на единицу массы конструкции, которое развивают РД, недостижимо ни в каких других отраслях техники.