98 |
Гл. 4. Режимы работы ЖРД |
Для случая понижения давления газов по длине камеры сгора ния имеем
|
/ |
п-1 |
л + 1 |
|
Мк \ |
||
Г------- / 1 + |
|
||
ЛЛр1/ |
£ |
|
кг/сек. (4.22) |
У |
к \ |
п + 1 |
] |
|
\ |
2 |
/ |
Эти формулы показывают, что при условии неизменности тем пературы и состава продуктов сгорания топлива значения рк и F&
изменяются прямо пропорционально изменению Gs.
Пользуясь этими формулами при указанном допущении, можно вычислить зависимости Gs от рк или F^ и тяги Р от Gs или рк и по строить соответствующие графики.
Для двигателей больших тяг требуются большие секундные расходы топлива, что является одной из основных трудностей в деле создания таких двигателей.
Секундные расходы окислителя |
и горючего определяются из |
|||
уравнения суммарного расхода топлива в камеру сгорания: |
||||
Gs = Gs г+ Gso кг/сек; |
|
|||
имея в виду, что G, 0 = х G# г, |
получим |
|
||
<7a = Ger+xG,r = G,r(l+x), |
(4.23) |
|||
откуда |
|
|
|
|
G.r = —кг!сек; |
|
|||
ST |
1+х |
|
(4. 24) |
|
G. - = |
- |
кгIсек, |
||
|
||||
s |
1+х |
• |
|
|
где %= Gs JGs f — действительный |
весовой коэффициент |
состава |
||
топлива. |
|
|
|
|
Секундные расходы окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя также можно определить по формулам:
Gso = g0Gs кг; сек; | |
(4 25) |
Gsr=grGs кг)сек, \
где g0 и gr — весовые доли компонентов топлива в кг/кг.
Некоторые двигатели больших тяг, предназначенные для снаря дов дальнего действия, выполнены с двумя ступенями тяги — пу
сковой и рабочей. Например, двигатель А-4 имеет пусковую и ко нечную тягу 8 т и рабочую тягу 26 т. Вывод двигателя из первой
ступени на вторую производится после того, как он нормально вы шел на предыдущую, пусковую ступень.
8. Расходы топлива в двигателе |
99 |
Пусковая ступень тяги вводится с целью |
запуска двигателя |
с секундным расходом топлива в камеру сгорания, меньшим рас хода на рабочем режиме (подобно двигателю А-4), и избежания тем самым возможного взрыва двигателя при воспламенении ско пившейся в камере сгорания горючей смеси в случае неисправности в зажигании топлива при запуске.
В некоторых существующих двигателях для СДД расход
Gs п~20-4-30% от G,s.
Секундный расход топлива на обслуживание системы топливо
подачи G's при работе на расчетном режиме составляет около
1,5—3% от секундного расхода топлива в камеру сгорания двига теля Gs.
При снижении тяги двигателя посредством дросселирования секундного расхода топлива в камеру сгорания процентный расход топлива на привод турбины насосного агрегата возрастает вслед
ствие нарушения при этом оптимальных условий работы газогене ратора и турбины системы топливоподачи. Например, при тяге двигателя, равной 20% от расчетного значения, расход топлива на
привод ТНА может достигать 10% от G3.
Экономичность двигателя иногда оценивают величиной удель
ного расхода топлива: 1) на 1 кг тяги в час
■С = — 3600 = —— 3600 = |
кг топлива , |
(4- 26) |
|
Рн |
Рул.» |
к’эф кг тяги |
|
2) на тяговую силу-час
с"=ТГрзт=^ж>=с^ кг'л-с-4-
(4- 27)
где V — скорость полета снаряда в м/сек.
Удельный расход топлива в ЖРД в значительной мере зависит от качества самого топлива.
Теоретический удельный расход некоторых топлив в ЖРД при
оптимальном соотношении компонентов, рк=40 ата и |
рв=1 ата |
||
имеет следующие приближенные значения: |
|
||
1) |
керосин-|-азотная кислота 98%-ная |
кг/m сек |
|
4,35 |
|||
2) |
тонка-250+азотная кислота 98%-ная.................. |
4,09 |
|
3) |
керосин-1-60% HNO3 98%-ной-}-40% N2O4 . . . . |
3,98 |
|
4) |
тонка-250-}-60% HNO3 98%-ной-|-40% N2O4 . . . |
3,95 |
|
5) |
димазин (ДМГ)-}-60% HNO3 98%-ной-]-40% N2O4 |
3,82 |
|
6) |
этиловый спирт 93,5%-ный-|-жидкий кислород . |
3,68 |
|
7) |
керосин-|-жидкий кислород ................................. |
3,56 |
|
8) |
гидразин-|-трифторид хлора |
||
3,51 |
|||
9) |
димазин (ДМГ)-(-жидкий кислород |
||
3,41 |
|||
10) |
гидразин + жидкий кислород................................. |
3,36 |
|
|
|
||
|
7* |
|
|
100 |
Гл. 4. Режимы работы ЖРД |
|
11) |
гидразин+трифторид азота..................................................... |
3,24 |
12) |
керосин4~моноокись фтора ..................................................... |
3,00 |
13) |
аммиак-|-жидкий фтор............................................................. |
2,92 |
14) |
гидразин+жидкий фтор......................................................... |
2,90 |
Приведенные цифры показывают, что кислородные двигатели имеют относительно меньший удельный расход топлива, что объ
ясняется более высокой Ни топлива на основе кислорода.
При увеличении высоты полета удельный расход топлива умень шается обратно пропорционально РуЛИ, если не учитывать инерци онные нагрузки.
Удельный расход топлива при работе двигателя на данном ре жиме в пустоте не зависит от высоты полета и является постоянной величиной.
Можно считать, что экономия в расходе топлива на 1 % позво ляет при прочих равных условиях увеличить полезную нагрузку снаряда приблизительно на 10%•
Пример 2. Двигатель развивает тягу 1000 кг при секундном расходе топлива в камеру сгорания 4,86 кг. Определить удельный расход топлива в двигателе.
Решение.
1) |
удельная тяга двигателя |
|
|
|
|
|
|
|
Р |
1000 |
- 206 |
кг тяги |
; |
|
|
Руд=-— = |
4,86 |
-----2-------------- |
||
|
|
Gs |
|
кг топлива\сек |
||
2) |
удельный расход топлива |
|
|
|
||
|
1 |
1 |
кг топлива 'сек |
кг топлива\сек |
||
|
СУд = —- = — = 0,00485--------------------- |
|
= 4,85---------------------- |
. |
||
|
Руд |
206 |
|
кг тяги |
т тяги |
|
§9. Способы и пределы регулирования тяги двигателя
Внекоторых случаях к ЖРД предъявляется требование воз можности регулирования величины тяги в больших или меньших
пределах. Это может потребоваться, например, для осуществления
заданного закона изменения тяги и ускорения ракеты по времени,
получения заданной скорости полета в момент отсечки |
двигателя |
|
или компенсации изменения характеристик агрегатов |
двигателя |
|
и изменения атмосферного давления с высотой |
для обеспечения |
|
оптимального режима работы и получения при |
этом |
наилучших |
тяговых характеристик.
Жидкостный ракетный двигатель с неизменным секундным рас ходом топлива в камеру сгорания обеспечивает снаряду полет с пе ременным ускорением ввиду уменьшения противодавления атмо сферы с подъемом в высоту (роста статического члена тяги) и сни жения веса снаряда по мере выгорания компонентов топлива на снаряде. Практически же для полета баллистических ракет в атмо сфере определенной плотности более целесообразным может ока
§ 9. Способы и пределы регулирования тяги |
101 |
заться полет при постоянном ускорении, что можно |
осуществить |
регулированием тяги двигателя. При полете этих ракет в пустоте
выгодно иметь двигатель с постоянной тягой. Расчеты показывают,
что для получения наилучших летных характеристик ракет различ ного назначения необходимо регулировать тягу двигателя по вре мени в соответствии с некоторыми оптимальными для них закона ми. Это позволяет значительно увеличить полезную нагрузку раке ты по сравнению с ее значением при полете с постоянной тягой.
В случае применения ЖРД для пилотируемых самолетов регу лирование их тяги по времени необходимо производить в соответ ствии с наивыгоднейшими условиями набора высоты, обеспечения максимальной скорости, дальности и продолжительности полета. Например, для получения максимальной скорости полета самолета требуется возможно большая тяга двигателя, а для максимальной дальности и продолжительности полета необходимо, чтобы двига тель работал на соответствующей малой тяге. Для полета самолета на крейсерских режимах и на больших высотах можно регулиро
вать тягу так, чтобы обеспечить в сопле камеры оптимальное рас ширение газов.
Практически регулирование тяги ЖРД может осуществляться посредством:
1)изменения секундного расхода топлива в камеру сгорания
(дросселирования двигателя), т. е. изменения в ней давления;
2)включения или выключения из работы отдельных камер сго рания, если двигатель многокамерный.
Изменять секундный расход топлива в камеру сгорания двига теля можно путем:
а) изменения давления подачи топлива в камеру сгорания че рез постоянное число форсунок, например, регулированием подачи
топлива в газогенератор, в результате чего изменятся число оборо
тов турбины и производительность насосов системы топливоподачи двигателя;
б) применения поворотных золотников (подобно двигателю БМВ-Р3386), при помощи которых по мере необходимости закры
вается или открывается часть форсуночных отверстий в головке камеры сгорания для подачи топлива;
в) применения с той же целью групповой системы форсунок
(подобно двигателю «Вальтер» 109-509А), позволяющей по мере надобности включать или выключать из работы отдельные группы топливных форсунок.
В двигателе БМВ-Р3386 поворот регулирующих золотников осуществляется в зависимости от изменения высоты и скорости по лета специальным автоматом постоянства числа М. В двигателе
«Вальтер» 109-509А камера имеет 12 форсунок щелевого струйного типа. Все эти форсунки объединены в две группы по три форсунки и одну из шести форсунок. Работой этих групп форсунок по мере
надобности управляет летчик.