Avtoargon.ru

АвтоАргон
1 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

ГОС0Ы / 7 вопрос / Ракетное топливо

ГОС0Ы / 7 вопрос / Ракетное топливо

В общем случае нагрев рабочего тела присутствует как составляющая рабочего процесса теплового ракетного двигателя. Причем наличие источника теплоты — нагревателя формально обязательно (в частном случае его тепловая мощность может равняться нулю). Тип его можно характеризовать видом энергии, переходящей в теплоту. Таким образом получаем признак классификации, по которому тепловые ракетные двигатели по виду энергии, преобразуемой в тепловую энергию рабочего тела, делятся на электрические, ядерные (рис.10.1.) и химические (рис 13.1, уровень 2).

Схема, конструкция и достижимые параметры ракетного двигателя на химическом топливе во многом определяются агрегатным состоянием ракетного топлива. Ракетные двигатели на химическом топливе (в зарубежной литературе иногда называемые химическими ракетными двигателями) по этому признаку делятся на:

жидкостные ракетные двигатели — ЖРД, компоненты топлива которых в состоянии хранения на борту — жидкость (рис. 13.1, уровень 3; фото, фото),

ракетные двигатели твердого топлива — РДТТ (рис. 1.7, 9.4, фото, фото),

гибридные ракетные двигатели — ГРД, компоненты топлива которых находятся на борту в разных агрегатных состояниях (рис. 11.2).

Очевидным признаком классификации двигателей на химическом топливе является число компонентов ракетного топлива.

Например, ЖРД на однокомпонентном или на двухкомпонентном топливе, ГРД на трехкомпонентном топливе (по зарубежной терминологии — на трибридном топливе) (рис. 13.1, уровень 4).

По конструктивным признакам возможна классификация ракетных двигателей с выделением десятков рубрик, но основные отличия в выполнении целевой функции определяются схемой подачи компонентов в камеру сгорания. Наиболее характерна классификация по этому признаку ЖРД.

Классификация ракетных топлив.

РТ подразделяются на твердые и жидкие. Твердые ракетные топлива имеют ряд преимуществ перед жидкими, они длительно хранятся, не воздействуют на оболочку ракеты, не представляют опасности для работающего с ним персонала в связи с низкой токсичности.

Однако взрывной характер их горения создает трудности в их применении.

К твердым ракетным топливам относятся баллистные и кордитные пороха на основе нитроцеллюлозы.

Жидкостный реактивный двигатель, идея создания которого принадлежит К.Э.Циолковскому, наиболее распространен в космонавтике.

Жидкие РТ могут быть однокомпонентными и двухкомпонентными (окислитель и горючие).

К окислителям относятся: азотная кислота и окислы азота (двуокись, четырехокись), перекись водорода, жидкий кислород, фтор и его соединения.

В качестве горючего используется керосины, жидкий водород, гидразины. Наиболее широко используется гидразин и несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

Вещества, входящие в состав жидких РТ обладают высокой агрессивностью и токсичностью к человеку. Поэтому перед медицинской службой стоит проблема проведения профилактических мероприятий по защите личного состава от острых и хронических отравлений КРТ, организации оказания неотложной помощи при поражениях.

В связи с этим и изучаются патогенез, клиника поражений, разрабатываются средства оказания неотложной помощи и лечения пораженных, создаются средства защиты кожи и органов дыхания, устанавливаются ПДК различных КРТ и необходимые гигиенические нормы.

Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.

К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:

Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары кислород-водород, для керосин-кислород — 3 500 м/с).

Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.

При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.

ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с бо́льшими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твёрдотопливным двигателям, ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности.

Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.

В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:

Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).

Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер, Галилео).

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из табл. 1, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например, керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета Сатурн-5, первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени — кислород/водород, и система Спейс Шаттл, в которой в качестве первой ступени использованы твёрдотопливные ускорители.

Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные — охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие — жидкости имеющие температуру кипения выше 0 °C.

Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.

Читать еще:  Что такое рекуперативное торможение асинхронного двигателя

Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте Аполлон: все три ступени ракеты-носителя Сатурн-5 используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, — высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.

Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.

Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из табл.1., как окислитель, более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород — вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более, тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты, сам по себе является крупной техногенной катастрофой, даже при удачном запуске. А в случае аварии, и разлива такого количества этого вещества, ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим — водород, за которым следует керосин.

Чем заправляют ракеты?

Очень часто, изучая тему “Реактивное движение”, ученики задают вопрос: “А чем заправляют ракеты?” Вопрос чисто химический, но не будешь же все время отправлять их за разъяснениями к учителю химии.

Итак, чем заправляют ракеты?

Топливо для ракет существует в двух агрегатных состояниях – жидком и твердом. Поэтому существуют жидкостные реактивные двигатели (ЖРД) и твердотопливные реактивные двигатели (ТТРД).

Над вопросом о топливе для ракет всерьез задумались в 20–30-е гг. прошлого века. Наибольшего успеха достигли ученые СССР и Германии. Но перед самой войной наши специалисты в силу разных причин стали отставать.

Ракетчикам Германии под руководством Вернера фон Брауна пришлось решать вопрос, что лучше подойдет в качестве горючего для ракет ФАУ-1 и ФАУ-2 (“ФАУ” – от первой буквы немецкого слова Vеrgeltungswaffe – оружие возмездия). Но сначала попытаемся понять, что такое ЖРД. ЖРД – отработанные, доведенные до совершенства тепловые машины, а их характеристики на 90 % зависят от применяемого топлива.

Понятно, что от качества топлива будет во многом зависеть полезная нагрузка ракеты, дальность полета и все прочие характеристики. Идеальное топливо, дающее максимальную энергетическую отдачу, должно состоять из элементов начала таблицы Менделеева. Но это еще не все требования к топливу: 1) оно должно быть стабильным при хранении; 2) конструкционные материалы должны быть инертными по отношению к топливу; 3) топливо должно быть недорогим; 4) плотность топлива должна быть максимально большой (чем больше масса топлива, тем дольше работает двигатель и т.д.). Кроме топлива ракета везет с собой и окислитель.

Немецкие ракетчики в качестве горючего применили этанол, а окислителя – жидкий кислород. Дальность полета ракет ФАУ-1 и ФАУ-2 составила 270 км. Эти ракеты стали наивысшим достижением ракетной техники того времени.

Затем эстафетную палочку перехватили наши ракетчики. Баллистические ракеты Р-1, Р-2, Р-5, созданные в КБ С.П.Королева, доказали советскому руководству перспективность этого вида оружия, но снова подтвердилось, что жидкий кислород – неподходящий окислитель. Даже успешное испытание ракеты Р-5М с ядерной боеголовкой не убедило военных. Ведь каждую ракету надо было заправлять перед стартом. Ракетчики же требовали топливо, которое бы стабильно хранилось в диапазоне температур от –55 °С до +60 °С.

Расчеты показали, что если взять в качестве горючего дизельное топливо, а в качестве окислителя – азотную кислоту, то дальность полета возрастет на 25 %, т.е. достигнет 330–340 км.

Азотная кислота очень подходила на роль окислителя, но. В чем хранить эту чрезвычайно агрессивную жидкость? Такой посуды в 1930–1940 гг. не было. Не делать же баки для окислителя из стекла? Хотя соли азотной кислоты (нитраты) уже давно использовались в пороховых ракетах.

Молекула азотной кислоты HNO3 – почти идеальный окислитель. Она содержит в качестве “балласта” атом азота и “половинку” молекулы воды, а два с половиной атома кислорода можно использовать для окисления топлива. Но не тут-то было! Дело в том, что концентрированная азотная кислота – “хитрое” химическое соединение, настолько странное, что постоянно реагирует само с собой. Как говорят химики, концентрированная азотная кислота сильно автоионизирована. Атомы водорода от одной молекулы кислоты отщепляются и присоединяются к другой, образуются при этом очень непрочные, но чрезвычайно агрессивные химические соединения. Из-за этого даже чистая азотная кислота, оказывается, содержит примеси! Очень трудно при этом подобрать конструкционные материалы для баков, труб, камер сгорания ЖРД.

Однако азотная кислота имеет также неоспоримые достоинства: она очень дешева, достаточно стабильна, пожаро- и взрывобезопасна, трудно испаряется.

Почти 20 лет искали подходящую тару для азотной кислоты. Но даже самые стойкие сорта нержавеющей стали медленно, но верно разрушались под воздействием концентрированной азотной кислоты, и на дне бака осаждался густой зеленоватый “кисель” из солей металлов, который ни в коем случае нельзя подавать в камеру сгорания – он моментально забьет ее и ЖРД взорвется. (И взрывались – вспомним аварии с МЕ-262, МИГ-9, Скайрокет, Р-2, Р-5 и т.д.) Для уменьшения коррозионной активности азотной кислоты ракетчики испытывали различные присадки, пытаясь методом проб и ошибок найти оптимальный вариант. Но удачная добавка была найдена только в конце 1950-х гг. Наши ученые задержались в этом вопросе еще лет на 15. Оказалось, что добавка всего 0,5 % плавиковой (фтороводородной) кислоты уменьшает скорость коррозии нержавеющей стали в 10 раз!

Читать еще:  Что сделать чтобы не выключалась магнитола при запуске двигателя

Однако в первом советском ракетном истребителе БИ-1 были использованы для полетов азотная кислота и керосин. Баки и трубы пришлось изготовлять из монель-металла – сплава никеля и меди. Этот сплав получали из некоторых полиметаллических руд, он стал очень популярным конструкционным материалом у ракетчиков. Советские рубли были почти на 95 % сделаны из этого сплава. Правда, во время войны не хватало и нержавеющей стали, и меди, и никеля. Использовали сталь, которую покрывали хромом. Тонкий слой хрома быстро проедался кислотой, поэтому после каждого запуска двигателя авиамеханики проделывали неприятную процедуру – скребками соскабливали остатки топливной смеси в камере сгорания, дыша поневоле ядовитыми парами. Летчик-испытатель В.Л.Расторгуев рассказывал: летать на ЯК-15 с ЖРД-ускорителем – все равно, что “с тигрицей целоваться”. Кабина истребителя часто заполнялась ядовитыми парами кислоты.

Помимо антикоррозионной добавки в кислоту стали добавлять вещества, которые повышали ее эффективность как окислителя. Наиболее подходящим веществом оказался диоксид азота NO2. Он тоже обладает рядом интересных химических свойств: при обычных условиях – это газ бурого цвета, с очень резким неприятным запахом, но стоит только его немного охладить, как он превращается в жидкость. Две молекулы NO2 сцепляются, и получается тетраоксид азота N2O4. При атмосферном давлении азотный тетраоксид кипит при температуре +21 °С, а замерзает при –11 °С. При температурах, близких к точке затвердевания, цвет соединения становится бледно-желтым, а в твердом состоянии тетраоксид азота почти бесцветен. Подобные превращения происходят потому, что газ состоит почти целиком из молекул оксида, жидкость – из молекул оксида и тетраоксида, а твердое вещество содержит только двойные молекулы тетраоксида.

Какую пользу приносит добавка тетраоксида азота в азотную кислоту? Во-первых, уменьшается коррозионная активность, во-вторых, растет плотность раствора окислителя (в бак входит бо?льшая масса топлива), достигая максимума при содержании тетраоксида 14 %. Такой вариант окислителя выбрали в США.

А наши ракетчики поступили иначе. Надо было догонять США любой ценой, поэтому окислители советских марок – АК-20 и АК-27 – содержали 20 и 27 % тетраоксида.

Сделаем небольшое добавление: секунды любят счет! Немного технической физики в рассказе не помешает. Эффективность работы реактивных двигателей измеряется удельным импульсом (тягой) двигателя. В системе СИ удельный импульс измеряется в м/с, но инженеры упрямо держатся за старые единицы. Тяга измеряется традиционно в килограммах силы кгс (1 кгс = 9,8 Н), а расход рабочего тела, разумеется, – в килограммах массы (кг). Получаем размерность удельного импульса – (кгс/кг)?с. Тогда удельный импульс принимает очень наглядный физический смысл: это тяга в килограммах силы, развиваемая при выбросе рабочего тела в 1 кг за 1 с. Наибольшее количество тепла выделяется при сжигании чистого водорода в чистом кислороде. Такой двигатель и имеет самый большой удельный импульс – 450 с (такой удельный импульс имеют двигатели “шаттлов”). Для двигателя РД-107 (Россия, создан для межконтинентальной баллистической ракеты) он составляет 314 с, двигателей второй ступени ракеты Титан-4 (США) – 316 с, твердотопливных двигателей евроракеты Ариан-5 – 217 с.

Отличный окислитель был найден, но надо было подобрать и отличное топливо.

Требовалось, чтобы при поступлении в камеру сгорания компоненты самовоспламенялись.

Проблема состоит в том, что ни керосин, ни бензин, ни дизельное топливо при непосредственном контакте с азотной кислотой не самовоспламеняются.

Старт ракеты с космическим кораблем “Союз” (Байконур)
Фото с сайта http://lensart.mhost.ru/picturecontent-pid-136a5.jpg

Вот такая “веселая” процедура предшествовала пуску первой межконтинентальной ракеты Р-7. (Она, кстати, вывела на орбиту корабль с Ю.А.Гагариным на борту.) В ней использовалась топливная пара: керосин – жидкий кислород. При подготовке ракеты к пуску требовалось вручную вставить в каждое сопло (их всего-то 32! 20 маршевых сопел и 12 рулевых) зажигательные шашки с проводами, которые их воспламеняют, выверить подачу импульса. (Не дай бог, зажигание пройдет неодновременно, и тогда неизбежен взрыв на стартовом столе, гибель космонавтов. Еще хуже, если это боевая ракета с ядерным зарядом.) Кроме этого надо было провести массу проверочных тестов.

Уже для ракеты Р-12 было предусмотрено самовоспламенение горючего при контакте с азотной кислотой. Время подготовки ракеты к запуску сократилось с 72 ч до 2 ч. Правда, потребовалась добавка третьего компонента. Если это коммерческий запуск, такой вариант приемлем, а для боевой ракеты – нет.

Химикам помогли “гиперголики”. Что это такое?

Гиперголики – вещества, которые имеют чрезмерное сродство друг с другом.

Химики установили, что лучше всего воспламеняются в контакте с азотной кислотой те вещества, которые имеют в своем составе углерод, водород и азот. Но лучше, меньше, больше и т.д. – это не научный язык. Ученому требуется количественная оценка. И еще один “сюрприз” преподнесли гиперголики – задержка зажигания.

А если горючего и окислителя в камере скопилось много, что тогда? Сметает все, что есть поблизости. (Примеров много, но самый трагический – взрыв ракеты Р-16 в 1960 г. на испытаниях на Байконуре – унес жизни более 100 человек, не считая отравленных, обожженных и раненых. Тогда погибло несколько генералов и главком Ракетных войск маршал М.И.Неделин.)

В ходе лабораторных исследований было установлено: есть прекрасный гиперголик – гидразин (N2H4), физические свойства у него очень напоминают аналогичные параметры воды. Температура плавления равна +1,5 °С, кипения – +113 °С, плотность на несколько процентов выше, вязкость и другие параметры – такие же. Правда, запах очень уж специфический. Гидразин был открыт в конце XIX в., а для заправки ракет его применили в Германии в 1933 г., но в качестве добавки для самовоспламенения.

Кроме полезных свойств, гидразин обладает и рядом недостатков с точки зрения ракетчиков: он дорог, его точка замерзания выше, чем у воды. Как в автомобильный радиатор заливают антифриз, понижающий точку замерзания жидкости в нем, так для гидразина потребовалось такое же вещество. Этим веществом оказался спирт (этанол). Вернер фон Браун при запуске первого в США спутника “Эксплорер” применил “гидин” – смесь 60 % гидразина и 40 % спирта. Такое горючее улучшило разгонные характеристики первой ступени, но за все надо платить, пришлось изрядно удлинить баки. Гидразин может дать удельный импульс в районе 300 секунд.

Поиски различных видов топлива в СССР и США шли почти одинаковым путем, но если наши ракетчики делали ставку на жидкостные ракеты, то в США решили строить твердотопливные ракеты. В СССР химики открыли несимметричный диметилгидразин (НДМГ). К великому сожалению, это очень ядовитое вещество. Обычный противогаз не защищал личный состав от отравлений. Пришлось использовать изолирующий костюм или специальный патрон, который снижал концентрацию НДМГ до безопасных пределов.

Метилированные производные гидразина были менее взрывоопасны, меньше впитывали водяные пары, повысилась термостойкость.

Но появились и недостатки: температура кипения понизилась, снизилась и плотность.

Читать еще:  Что такое чип тюнинг двигателя как влияет

А дальше ракеты спрятались в шахты, для защиты от первого удара противника. Там, как известно, температура выше нуля. Стало быть, можно использовать чистый тетраоксид азота, который кипит при комнатной температуре. Давление в ракетных баках выше атмосферного, и температура кипения выше. Коррозия баков и трубопроводов уменьшилась настолько, что заправленную ракету стало возможно хранить годами. Ракета УР-100, изготовленная в КБ В.Н.Челомея, была в боеготовности на протяжении 10 лет. Через год на вооружение поставили ракету Р-36 КБ М.И.Янгеля, ныне исправно несет службу ее последняя модификация Р-36М2.

Теперь можно сказать, что у двух пар: жидкий кислород–керосин и тетраоксид азота–несимметричный диметилгидразин (НДМГ) рабочие параметры очень близки, т.е. удельные импульсы почти одинаковы, но вот применение их различно.

Пару кислород–керосин применяют в мирном космосе. Она выводила корабли “Прогресс” и “Союз-ТМ”, она же выводила в космос “Аполлоны” по направлению к Луне.

Вторая пара работала в ракетных частях. Главное достоинство ЖРД – очень точное наведение на цель. Современная ракета Х-55 имеет отклонение от цели (при дальности полета 3000–4000 км) всего 46 метров. Она аналогична ракете США AGM-86B ALCM. Массы их почти одинаковы, тогда и боезаряды должны быть равны. А у ракеты США стоит боеголовка, эквивалентная 200 кг ТНТ (тринитротолуол). Можно промахнуться и на 300 метров! Но пусть лучше вторая пара совсем не работает или работает виртуально в играх генералов, а первая пара работает на благо мира.

Л и т е р а т у р а

Военная авиация. Справочник. Кн. 2. Минск: Попурри, 2000; Ненахов Ю.Ю. Чудо-оружие третьего рейха. Минск: Харвест, 1999; Remy H. Lehrbuch der anorganischen Chemi. B. 1. Leipzig, 1965.

Характеристики ракетного двигателя

4.1. Дроссельная характеристика ракетного двигателя

Зависимость тяги и удельного импульса двигателя от массового се­кундного расхода топлива при постоянной высоте полета и неизменном соот­ношении компонентов топлива называется дроссельной характеристикой ра­кетного двигателя.

В действительности при работе ракетного двигателя изменение массо­вого секундного расхода топлива т сопровождается изменением парамет­ров потока по тракту двигателя (Wa , Ра, Тк). Однако, т.к. изменение т на стабилизированном участке полета незначительно, то принимают:

Определим зависимость

-импульс давления

Дроссельные характеристики представляют собой семейство прямых с угловым коэффициентом А, зависящим от скорости на срезе сопла, рис.12.

Зона нежелательной работы

Рис.12

При массовом секундном расходе , согласно полученной

графической зависимости, рис. 12, тяга принимает отрицательные значения. В действительности этого не наблюдается, т.к. в этом случае существенным об­разом меняется режим истечения (отрыв потока от стенок сопла), что обу­славливает положительные значения тяги. При работе ЖРД существует неко­торое значение массового секундного расхода , меньше которого работа двигательной установки является нежелательной в течение длительного перио­да времени.

Зависимость удельного импульса Iуд от массового секундного расхода т представлена на рис. 13

При работе двигателя целесообразно поддерживать постоянной вели­чину удельного импульса даже при изменении массового секундного расхода. Это возможно за счет обеспечения следующих мероприятий:

поддержание постоянным перепада давления на форсунках;

поддержание постоянным давления в камере, Pк=const;

обеспечение работы двигательной установки на расчетном режиме.

Рис.13

Мероприятия, обеспечивающие изменение протекания дроссель­ной характеристики.

Рис.14

1.Изменение вида топлива, рис.14

2.Изменение площади среза сопла, рис. 15

4.2. Высотная характеристика

Высотная характеристика — зависимость тяги и удельного импульса от высоты полета при постоянном значении массового секундного расхода и не­изменном соотношении компонентов топлива.

На рис. 16 представлена зависимость давления окружающей среды Рн от высоты Н.

На рис. 16 приведены зависимости тяги и удельного импульса Iуд

от высоты полёта. Необходимо отметить, что при малых высотах полёта из-за сильного перерасширения газа наблюдается отрыв потока от стенок сопла, что учтено при построении высотной характеристики.

Рис.17

4.3. Режимы работы сопла

1) Расчетный режим, Ра = Рн, рис. 18а

2) Режим недорасширения, рис. 186.

Режим недорасширения наблюдается при полете летательного аппа­рата по траектории выше расчетной.

3) Режим перерасширения, Ра 3 воздуха, а для времени пребывания в 15—20 мин может достигать даже 0,2 мг/м 3 . Однако надо иметь в виду, что ряд веществ с особенно высокой токсичностью, таких как фтор, окислы азота, производные фтора и хлора, не допускает даже незна­чительных отклонений от установленных норм.

Степень токсичности различных веществ различна и обычно оценива­ется так называемой допустимой концентрацией ядовитого вещества в воздухе (мг/л). Иногда степень токсичности сравнивается по так называемой летальной

лозе (LD50) — это такое количество ядовитого вещества в миллиграммах на 1 кг веса живого организма, которое будучи введено в организм приводит к 50 % -ной смертности подопытных животных.

Важным экономическим фактором при создании и эксплуатации ком­плексов с ЖРДУ является стоимость компонентов ЖРТ. Вклад стоимости ком­понентов в суммарную стоимость технической системы возрастает с увеличе­нием габаритных размеров ЛА и их количества в серии.

Экономические требования. При массовом использовании ЛА с ЖРДУ, а также ЛА с ЖРДУ многократного использования возрастает роль экономиче­ского фактора. Производство новых высокоэффективных ракетных топлив не­возможно без подготовки и развития сырьевой и производственной базы. При этом стоимость производимых компонентов должна быть достаточно низкой.

Выполнить все требования, предъявляемые к ЖРТ и сформулирован­ные в наст

Сага о ракетных топливах

Тема флэймоопастна, тем более:«… и нет ничего нового под солнцем» (Экклизиаст 1:9).
Однако попробую.
Классификация химических топлив для ракетных двигателей (общепринятая):

Часть №1- топлива для ЖРД или жидкие ракетные топлива.

ЖРД(РД)-жидкостный ракетный двигатель.
ХРТ-химическое ракетное топливо.
ЖРТ-жидкие ракетные топлива.
ТНА-турбонасосный агрегат.
КС- камера сгорания.
Удельный импульс (Iуд) .
Реактивная тяга (Р или Fр) .
КМ-конструкционные материалы.
О-окислитель.
Г-горючее.
Ракетное топливо (ТК, что бы не путать с РТ, см.ниже)-вещество, подвергающееся химическим, ядерным или термоэлектрическим реакциям в ракетном двигателе, для создания его тяги.
Рабочее тело (РТ)-вещество, с которым происходят различные физико-химические преобразования внутри РД, составляющие его рабочий процесс.
Химическое топливо (классификация).
Стехиометрическое соотношение компонентов топлива (Km0)( подробнее-кликнуть )-отношение массы окислителя к массе горючего при стехиометрических реакциях.
Состав топлива-горючая и негорючая части (в общем случае).
Виды топлив (в общем случае).

Начну вещать с Km0. Это соотношение очень важно для РД: топливо может гореть по-разному в РД (это не обычное горение дров в камине, где в качестве окислителя выступает кислород воздуха). Горение топлива в камере ракетного двигателя – это, в первую очередь, химическая реакция окисления с выделением тепла. А протекание химических реакций существенно зависит от того, сколько веществ (их соотношение) вступает в реакцию.
Как засыпаться на защите курсового проекта, экзамена или сдаче зачёта.

Значение Km0 зависит от валентности, которую могут проявлять химические элементы в теоретической форме уравнения химической реакции. Пример для ЖРТ: АТ+НДМГ .

Важный параметр-коэффициент избытка окислителя (обозн. греческой “α” с индексом «ок.») и массовое соотношение компонентов Kм.
Kм=(dmок./dt)/(dmг../dt), т.е. отношение массового расхода окислителя к массовому расходу горючего. Он специфичен для каждого топлива. В идеальном случае представляет собой стехиометрическое соотношение окислителя и горючего, т.е. показывает сколько кг окислителя нужно для окисления 1 кг горючего. Однако реальные значения отличаются от идеальных. Соотношение реального Kм к идеальному и есть коэффициент избытка окислителя.
Как правило αок. Источники:

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector