WWW.KNIGI.KONFLIB.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

 
<< HOME
Научная библиотека
CONTACTS

Pages:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 | 6 |   ...   | 14 |

«В.С. ЕГОРЫЧЕВ КОНСПЕКТЫ ЛЕКЦИЙ ПО УЧЕБНОЙ ДИСЦИПЛИНЕ ТЕОРИЯ, РАСЧЁТ И ПРЕКТИРОВАНИЕ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ САМАРА 2011 УДК 629.7.036(075.8) ББК 39.65 Е 307 Егорычев В.С. Е ...»

-- [ Страница 4 ] --

Для движения в среде, где отсутствует плотность окружающей среды, например в космическом пространстве, характерна независимость движения центра масс КА и угловых поворотов КА вокруг центра масс. Однако и здесь управление КА требует создания необходимой величины управляющих импульсов силы и моментов, т.е.

управляющих сил.

Реализация этих функций, т.е. создание требуемых сил на ЛА и КА осуществляется с помощью двигателей, которые в подавляющем большинстве своем являются реактивными.

Реактивным называют такой двигатель, который создает тягу, использует принцип реактивного движения.

Тяга это сила, развиваемая двигателем.

Рис. 2. Движение тела переменной массы Принцип действия реактивных двигателей основан на законе сохранения количества движения.

Рассмотрим движение тела переменной массы, т.е. полет ракеты или космического аппарата (КА). Покажем это тело на рис. 2.

За элементарный отрезок времени d от тела отделилась элементарная масса dm с относительной к этому телу скоростью W.

Согласно второму закону Ньютона можно записать где P вектор силы, действующей на тело (ЛА, КА); I вектор количества движения; время.

Учитывая, что I mV, получим где V скорость перемещения отделившейся от тела элементарной массы dm в переносном движении.

Из треугольника скоростей имеем V V W.

Тогда где Pр реактивная сила или сила тяги двигателя.

где m массовый расход отбрасываемого от тела вещества, называемый в ракетных двигателя массовым расходом рабочего тела или топлива; W скорость истечения рабочего тела относительно летательного аппарата.

Из полученного выражения (1) следует, что сила тяги реактивного двигателя прямо пропорциональна скорости истечения рабочего тела (РТ) и его массовому расходу.

Вывод. Для создания реактивной силы в течение определнного времени, т.е. требуемого импульса тяги, необходимо иметь на борту ЛА ресурсы (источники) рабочего тела (массы) и энергии, затрачиваемой на ускорение (разгон) этого рабочего тела.

Реактивный двигатель непрямого действия в самом общем случае состоит из преобразователя энергии или реактора и движителя.

Движитель это устройство, создающее тягу.

В реактивных двигателях прямого действия или реактивных двигателях преобразование исходной энергии в кинетическую энергию РТ происходит внутри двигателя, который выполняет одновременно и функции движителя. Преобразователь энергии или реактор и движитель сочетаются конструктивно в одном агрегате.

В преобразователе энергии, химическом, ядерном или электрическом реакторе, происходит преобразование исходной энергии в требуемую энергию, как правило тепловую и подвод этой энергии к рабочему телу, а ускорение рабочего тела осуществляется в ускорителе. Совокупность реактора и ускорителя представляет собой единое устройство, реализуемое в различных конструктивных формах.

Определение «реактивный» не накладывает каких-либо ограничений на используемые ресурсы массы и энергии. Они могут быть как внешними, так и храниться на борту ЛА. Так, например широко распространенные воздушно-реактивные и гидро-реактивные двигатели для создания реактивной струи используют воду или воздух окружающей среды. Также может использоваться атмосфера других планет. Двигатели могут использовать и внешний источник энергии.

Это может быть солнечная энергия или энергия лазерного излучения.

Ракетный двигатель это автономный реактивный двигатель, работающий на бортовых ресурсах массы и энергии.

Определение «ракетный» содержит дополнительные ограничивающие признаки независимость от внешних источников массы и энергии.

Ракетный двигатель полностью автономный. Его работа не зависит от окружающей среды. Он может работать в любых средах и даже в космическом пространстве. Термин «ракетный» не отражает в явном виде эти ограничивающие признаки, однако он широко используется по сложившейся традиции.

Учитывая все вышесказанное, изобразим на рис. 3 принципиальную схему ракетного двигателя с совмещнным а) и независимым б) источником энергии и рабочего тела.

Следует различать понятие ракетный двигатель (РД) и ракетная двигательная установка (РДУ).

Рис. 3. Принципиальная схема ракетного двигателя:

а) с совмещнным источником энергии и рабочего тела;

б) независимыми источниками энергии и рабочего тела Ракетная двигательная установка состоит из одного или нескольких РД системы хранения и подвода топлива, рулевых приводов и вспомогательных устройств.

1.3. Классификация ракетных двигателей и Ракетные двигатели могут быть классифицированы по различным признакам. Приведм одну из возможных классификаций РД (см. рис. 4).

Признаки классификации:

1 вид используемой исходной энергии.

В ракетных двигателях из числа известных используются и могут быть использованы следующие основные виды энергии.

РДТТ ЖРД ГРД

Химическая энергия.

Е источниками являются химические ракетные топлива это вещества или совокупность веществ, способные выделять теплоту в результате химических превращений. Используются в РД следующие виды экзотермических реакций:

горение или окислительно-восстановительная;

разложение;

рекомбинация, т.е. воссоединение атомов или радикалов, обладающих свободной валентностью.

Ядерная энергия.

Е источником являются ядерные топлива это вещества способные выделять теплоту в результате следующих ядерных превращений:

распада радиоактивных изотопов;



деления ядер (реакция деления начинается с момента достижения критической массы);

термоядерного синтеза.

Электрическая энергия.

Она может быть получена на борту аппарата от различных источников: солнечных батарей или фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), электрохимических генераторов (ЭХГ), термоэмиссионных генераторов (ТЭГ), электромеханических генераторов и др.

К прочим видам энергии можно отнести механическую (потенциальную) энергию сжатых холодных газов, запаснных на борту аппарата, тепловую энергию, выделяемую различными системами и агрегатами аппарата, энергию внешних по отношению к аппарату электромагнитных и гравитационных полей и т.д.

В соответствии с видом используемой первичной энергии различают ракетные двигатели химические (ХРД), ядерные (ЯРД), электрические (ЭРД).

Наибольшее распространение получили в настоящее время ХРД.

Эти двигатели могут иметь скорость истечения из сопла продуктов сгорания или разложения до 6,0, удельную массу m у =0, и обеспечивать тягой относительное ускорение ЛА = 1…10-3.

Все ХРД являются тепловыми.

2 агрегатное состояние топлива.

По этому признаку ХРД подразделяются:

на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД);

ракетные двигатели на тврдом топливе (РДТТ);

гибридные ракетные двигатели (ГРД).

Последние используют смешанное топливо, представляющее собой сочетание обязательно тврдого и жидкого или газообразного окислителя и горючего.

Топливо или его компонент в тврдом состоянии обычно размещаются непосредственно в камере сгорания двигателя. Жидкие компоненты хранят в специальных мкостях баках. Из баков их подают в двигатель.

3 тип применяемого топлива.

РДТТ могут быть на сублимирующем, двухосновном и смесевом топливе.

Весь запас тврдого ракетного топлива (ТРТ), необходимый для выполнения программы полта, размещается в камере сгорания двигателя в виде зарядов определнной формы. Горящие ТРТ содержат в свом составе окислительные и горючие элементы.

Однокомпонентное ЖРТ это одна подаваемая в двигатель жидкость, представляющая собой индивидуальное вещество, либо однородную механическую смесь, либо раствор различных веществ.

Топливо раздельной подачи состоит из двух и более раздельно хранящихся и раздельно подаваемых в двигатель компонентов.

Двухкомпонентное ЖРТ состоит из окислителя и горючего. Они в свою очередь могут быть либо индивидуальными веществами, либо механическими смесями, либо растворами веществ.

4 агрегатное состояние компонентов гибридного (смешанного) топлива.

5 способ подачи топлива.

Вытеснительная подача осуществляется путм вытеснения топлива из баков газом (РТ), давление которого превышает давление в камере сгорания двигателя.

Насосная подача обеспечивает подачу топлива в двигатель с помощью насосов, приводимых в действие, как правило, газовой турбиной.

6 способ организации рабочего процесса.

В двигателях без дожигания генераторного газа последний, после срабатывания на турбине, выбрасывается в окружающую среду иногда через рулевые или верньерные сопла.

В двигателях с дожиганием генераторного газа этот газ, пройдя турбину турбонасосного агрегата (ТНА), направляется в камеру сгорания, где и происходит его догорание.

Используются и другие признаки классификации РД. Например, по эксплуатационным свойствам эти двигатели подразделяются:

на одноразовые;

многократного использования.

По выполняемым ими функциям ракетные двигатели подразделяются:

на маршевые или основные, обеспечивающие своей тягой перемещение ракеты (ЛА) на активном участке траектории;

вспомогательные, осуществляющие управление ЛА на активном и пассивном участках полта, и космическим аппаратом (КА).

К вспомогательным двигателям относятся: рулевые, тормозные, корректирующие, системы ориентации и стабилизации КА, а также индивидуальные. Индивидуальные РД служат для передвижения и маневрирования космонавта в свободном полте. Все вспомогательные двигатели имеют небольшую тягу.

ЖРД, имеющие тягу от 0,01 до 1600 Н, способные работать как в непрерывном, так и в импульсном режиме и используемые в качестве исполнительных органов системы управления КА, называют жидкостными ракетными двигателями малой тяги (ЖРДМТ).

ГОСТ 22396.

Тяга маршевых ЖРД и РДТТ достигает десятка меганьютонов.

1.4. Принцип работы ХРД и характерные сечения камеры, изменение параметров рабочего тела Принцип работы ХРД рассмотрим на примере ЖРД. Для этого изобразим на рис. 5 схему ЖРДУ с насосной системой подачи топлива.

Рис. 2. Схема ЖРДУ с насосной системой подачи топлива:

1 баллон с газом; 2 бак горючего; 3 бак окислителя; 4 насос горючего; 5 насос окислителя; 6 турбина; 7 жидкостный газогенератор (ЖГГ); 8 топливные пуско-отсечные клапаны; 9 регулятор тяги; 10 обратный клапан; 11 газовый пускоотсечной клапан; 12 газовый редуктор давления; 13 регулятор соотношения компонентов; 14 камера; 15 форсунки окислителя и горючего; 16 утилизационное верньерное сопло.

На схеме изображены:

1 баллон с газом; 2 бак горючего; 3 бак окислителя; 4 насос горючего; 5 насос окислителя; 6 турбина; 7 жидкостный газогенератор (ЖГГ); 8 топливные пуско-отсечные клапаны; 9 регулятор тяги; 10 обратный клапан; 11 газовый пуско-отсечной клапан; 12 газовый редуктор давления; 13 регулятор соотношения компонентов; 14 камера; 15 форсунки окислителя и горючего;

16 утилизационное верньерное сопло.

Камера ракетного двигателя имеет следующие характерные сечения:

с выход из камеры сгорания, вход в сопло;

м минимальное геометрически;

* критическое;

а выход из сопла или срез сопла.

Горючее и окислитель из соответствующих баков под небольшим избыточным давлением (0,2…0,5 МПа) подаются к насосам.

Это давление в баках создатся газом вытеснения, поступающим из баллона 1. В насосах давление компонентов топлива значительно повышается. Основная доля массового расхода окислителя и горючего поступает в камеру РД 14.

Камера является основным агрегатом ЖРД, т.к. е основная функция совпадает с функцией двигателя. Она создает основную составляющую тяги двигателя. Камера ЖРД состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла, конструктивно представляющих собой одно целое.



Pages:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 | 6 |   ...   | 14 |