Жидкостные ракетные двигатели (стр. 5 из 36)
Условные обозначения к рис.20:
ВСПК - вытеснительная система подачи компонентов, рис.21; 1-ЖРД с газогенератором, работающим на автономном топливе, рис.22; 2-ЖРД с газогенератором, работающим на основных компонентах топлива, рис.23;
3-ЖРД без газогенератора с газификацией охладителя в зарубашечном пространстве, рис.24; 4-ЖРД с двумя газогенераторами, рис.25.
В зависимости от агрегатного состояния компонентов ( «Ж» -жидкость или «Г» - газ), поступающих в камеру сгорания, все конструктивные схемы ЖРДУ можно условно классифицировать на «Ж - Ж», «Ж -Г» или «Г -Г». Необходимо отметить, газификация компонента способствует улучшению энергетических показателей ЖРДУ.
В ЖРД с ВСПК, рис.21, рабочее тело (инертный газ) из газового аккумулятора давления 1 через редукторы 2 направляется в баки окислителя и горючего 3. Далее окислитель поступает в смесительную головку 4 камеры, а горючее в зарубашечное пространство, образованное двойными стенками камеры ЖРД.
Основным преимуществом данной схемы является конструктивная простота (отсутствие ТНА). Однако, для ЖРД работающих по указанной схеме характерны сравнительно невысокие значения тяги и удельного импульса, что
29
Рис.21
 |
| Рис.22 |
определило ее применение в качестве двигателей ориентации. Кроме того, в связи с нагруженностью баков для компонентов избыточным давлением они выполняются толстостенными, что приводит к существенному ухудшения массовых характеристик ЖРДУ в целом.
В данной конструктивной схеме ЖРДУ, рис.22, в качестве рабочего тела приведения во вращение турбины 1 ТНА используется перекись водорода . поступающая в парогазогенератор 8 и разлагающаяся в нём под действием катализатора перманганата калия К Mg04 с образованием парогаза при температуре 600 - 800К. Парогаз направляется на лопатки турбины, обеспечивая вращение насосов 2, 3, 4 и, следовательно, подачу компонентов в комеру сгорания ЖРД - 5. Генераторный газ из турбины выбрасывается через патрубок 6 а сопло 7 за пределы двигателя. В некоторых ЖРД, работающих по указан-ной схеме, генераторный газ использовался для создания управляющих усилий для ориентации ЛА в пространстве и для создания дополнительной тяги путём его введения в расширяющуюся часть сопла. Данная конструктивная схема ЖРДУ использовалась до 70 годов двадцатого столетия.
Рис23
Особенностью данной конструктивной, рис.23, схемы является более эффективное использование генераторного газа, путём его подачи в смеситель-нуюголовку камеры через газовод 9. В зависимости от соотношения компо-нентов (величины коэффициента избытка окислителя - а), подаваемых в газогенератор, он может быть окислительного или восстановительного типа. Дав-ление в полости турбины должно быть выше давления в смесительной головке на величину гидравлического сопротивления газовода.
Конструктивная схема ЖРД, представленная на рис.24, используется, когда в качестве одного из компонентов применяется жидкий водород, который проходя через систему последовательно расположенных насосов (снижение вероятности взрыва при резком повышении давления компонента), направляет-
 |
| Рис.24 |
ся в зарубашечное пространство камеры, образованное её двойными стенками, где газифицируется и в дальнейшем поступает на лопатки турбины, приводя во вращение насосы, а затем - через газовод в смесительную головку камеры.
Рис.25
В данной конструктивной схеме ЖРДУ. рис.25, оба компонентапоступают в головку камеры в газообразном состоянии. При этом один изгазогенераторов относится к окислительному типу, другой - к восстановительному.
5.3. Общие сведения о жидкостных ракетных топливах (ЖРТ) Классификация ЖРТ
Успешное освоение космического пространства осуществляется в основном с помощью жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ). Жидкие ракетные топлива, по сравнению с твердыми (ТРТ) обеспечивают лучшие энергетические характеристики, возможность многократного включе-нияи выключения двигателя, а также оперативное изменение тяги при полете
-А. Перспективное в принципе использование ядерных ракетных двигателей сдерживается в настоящее время их массовыми характеристиками, а также
сложностями, связанными с обеспечением радиационной безопасности и отво-з:ч тепла от активной зоны после выключения двигателя, вследствие остаточ-ного тепловыделения радиоизотопов — продуктов цепной реакции деления. Несомненно, что ЖРТ останутся основным энергетическим источником для ракетных двигателей различного назначения на ближайшие десятилетия.
В ракетных двигателях на химическом топливе выделение энергии происходит за счёт следующих химических реакций:
а)реакции окисления—восстановления (окисления), когда энергия вы
деляется при реакции между окислительными и горючими элементами; топли
во состоит в этом случае по крайней мере из двух веществ — окислителя и го
рючего;
б)реакции разложения, когда тепло выделяется в процессе разложе-
ния сложного вещества на более простые; топливо в этом случае может состо
ять только из одного вещества;
в)реакции рекомбинации (соединения), когда тепло выделяется при
соединении одноименных атомов или радикалов в молекулы.
Окислитель и горючее в общем случае являются сложными соедине-ниями. в состав которых могут входить как окислительные, так и горючие элементы, а также нейтральные.
Горючим является такое вещество, которое независимо от того, содержатся в нем окислительные элементы или нет, для полного окисления своих горючих элементов требует окислителя извне. Так, например, этиловый спирт С2 Н5 ОН, кроме горючих элементов (С и Н), содержит в себе и окислительный элемент — кислород, но его совершенно недостаточно для полного окисления горючих элементов спирта; поэтому этиловый спирт является горючим.
Окислителем является вещество, в котором хотя и могут быть горючие элементы, но окисляющих элементов в нем имеется значительный избыток, так что при полном окислении его собственных горючих элементов остается сво-5одное количество окислительных элементов, которые могут быть использова-ля окисления какого-либо другого горючего. Например, азотная кислота HNO3 или перекись водорода Н2 02 содержат в себе горючий элемент — водород, однако окислительный элемент (кислород) в них имеется в таком количестве, что при полном окислении водорода азотной кислоты или перекиси водорода в них остается избыток кислорода, который можно использовать для
окисления какого-либо горючего; поэтому HN03 и Н202 являются окислителями.
К горючим элементам относятся углерод С, водород Н, бор В, алюминий А1, литий Liи другие. Окислительными элементами являются фтор F, кислород О, хлор О. Фтор и кислород значительно превосходят по эффективности другие окислительные элементы.
Доли окислителя и горючего в топливе определяются величиной, называемой соотношением компонентов. Теоретическим (стехиометрическим) соотношением компонентов
называется такое минимальное количество окислителя, которое необходимо для полного окисления 1 кг горючего. Иначе говоря, теоретическое соотношение компонентов, это такое отношение расходов окислителя и горючего, при котором окислитель полностью окисляет горючее, не оставаясь при этом в избытке.Действительным соотношением компонентов
называется дейст-вительное отношение расходов окислителя и горючего, подаваемых в камеру, которое может отличаться от теоретического. Обычно
Отношение
называется коэффициентом избытка окислителя.Коэффициент избытка окислителя, при котором получается максимальная величина удельного импульса, называется оптимальным.
На рис.26 представлена классификация жидкостных ракетных топлив, а в таблице 1 - их основные параметры и области применения.
| Тип топлива | Характер воспламенения |  |  |  |  | Область применения |
 | Катализатор | - | 1440 | 1250 | 1900 | Рабочее тело для турбины |
 | Катализатор | - | 1000 | 1475 | 2200 | Рабочее тело для турбины или вспомогательного ЖРД |
 | Самовосп. | 3,05 | 1180 | 3415 | 2770 | Маршевые двигатели РН типа «Протон» |
 | Несамовосп. | 2,7 | 1020 | 3690 | 2930 | Маршевые двигатели РН «Союз» и 1-ой ступени «Энергия» |
 | Самовоспл. | 3,0 | 1270 | 3165 | 2680 | Маршевые двигатели ракет и малых РН |
 | Самовоспл. | 15, 0 | 670 | 4760 | 3970 | Опытные образцы сверхмощных РН |
 | Несамо-воспл. | 6,0 | 350 | 3420 | 3790 | Маршевые двигатели верхних ступеней РН |
Топлива ракетных двигателей могут быть разделены на следующие: жидкие топлива раздельной подачи (многокомпонентные) и жидкие унитарные (однокомпонентные) топлива.