Материал: Шевелюк, М. И. Теоретические основы проектирования жидкостных ракетных двигателей учебное пособие для высших учебных заведений

ную изоляцию двигателя от других частей аппарата. Материалы,

применяемые для двигателей этого типа, должны быть коррозионно-

стойкими к азотной кислоте.

§ 7. Факторы, влияющие на скорость и дальность полета

снаряда с ЖРД

На скорость в конце активного участка VKoh и дальность полета снаряда L влияет много различных факторов, из которых основны­ ми являются следующие:

1) коэффициент относительного запаса топлива в баках снаряда:

(2.6)

Go

2) коэффициент тяговооруженности снаряда:

Go

3) удельная тяга двигателя:

(2.8)

Gs

где GT — запас топлива в баках снаряда перед стартом; Go—полный стартовый (начальный) вес снаряда; Ро — абсолютная тяга двигателя при старте снаряда; Gs— секундный расход топлива в двигателе;

4)угол траектории полета снаряда в конце активного участка относительно вертикали;

5)аэродинамическая форма снаряда, принцип его многоступен­ чатости и др.

Коэффициент относительного запаса топлива в баках снаряда а

оказывает наибольшее влияние на 1/кои и L, но практически он огра­ ничивается конструктивными особенностями снаряда и применя­ емыми для него материалами.

Всуществующих зенитных снарядах <2^0,604-0,65, а дальнобой­ ных <2 — 0,724-80.

Меньшее значение коэффициента а зенитных снарядов по срав­ нению с дальнобойными баллистическими снарядами объясняется тем, что их выполняют более прочными и тяжелыми вследствие воз­ можного полета с большими поперечными ускорениями и, следова­ тельно, нагрузками.

Возможны более совершенные в весовом отношении дальнобой­ ные снаряды, но этого можно пока достичь дорогой ценой (приме­ нением составных снарядов, использованием более эффективного топлива и т. д.).

При заданных значениях РуД и b величины УКОи и L тем больше,

чем выше а.

Коэффициент тяговооруженности снаряда b имеет наименьшее влияние на УКон и L сравнительно с а и РУД и к тому же обладает ограниченной практической возможностью. При увеличении b даль­

двигателя, а следовательно, размеры и вес двигателя и снаряда, что при определенных условиях сводит к нулю выигрыш, получаемый за счет увеличения Ь.

В существующих зенитных снарядах &?«2,5ч-6 и выше, а в даль­

нобойных 1,84-2,5.

При более низкой тяговооруженности снаряд обладает плохими стартовыми свойствами, а при более высокой — плохой весовой ха­ рактеристикой, что снижаетэффективность использования снаряда.

и принятого способа старта.

Чем больше тяговооруженность снаряда, тем больше его скоро­ подъемность и осевая перегрузка. Одним из факторов, определяю­ щих верхний предел тяговооруженности снаряда, является осевая перегрузка, допускаемая условиями работы и прочности приборов бортовой системы управления снаряда.

Удельная тяга двигателя РуД является вторым после коэффици­

ента а весьма важным фактором, увеличивающим УкоН и L (скорость

Укон пропорциональна в первой степени, a L — во второй степени величине РУь).

При данном'значении Ь влияние Руд на Укон и L тем больше, чем выше коэффициент а. Но увеличение РуД требует повышения давле­ ния в камере сгорания двигателя, использования более калорийного топлива с высокой температурой горения, а следовательно, конструк­ тивно более сложной системы охлаждения камеры сгорания и соп­

ла и других мероприятий, что усложняет конструкцию двигателя, увеличивает его удельный вес и стоимость. Очевидно, что практи­ чески увеличение Укон и L будет достигаться за счет одновременно­ го увеличения а и РуД, а также других мероприятий. Всегда нужно

стремиться создать двигатель с наибольшей РУД и наименьшим удельным весом.

На фиг. 2.2 приведены графики зависимости высоты полета дальнобойного снаряда НП от значений а, b и РуД без учета сопро­ тивления окружающей среды и влияния ускорения силы тяжести.

В табл. 2.2 приведены данные ориентировочной зависимости L

от й и Руд для снаряда дальнего действия А-4 без учета сопротивле­

ния окружающей среды и ускорения силы тяжести.

42 Гл. 2. Общие характеристики ЖРД

стижимых скоростей полета многоступенчатых ракет в конце выго­ рания топлива.

Графики этой фигуры показывают, что при отношении весов

■q—2 и РуД=300 кг сек/кг космическая скорость полета может быть

четырехступенчатые ракеты с ЖРД.

Главной задачей при проектировании и конструировании ЖРД является допустить возможно высокие значения давления и темпе­ ратуры газов в камере сгорания в сочетании с необходимой ее прочностью. На величину Руд существенно влияют. степень совер­ шенства сопла камеры, метод его охлаждения и др.

Создание совершенной конструкции снаряда требует новых кон­ структивных решений и более совершенных методов производства как самого снаряда, так и двигателя.

§8. Основные вопросы, решаемые при проектировании

ирасчете ЖРД

Основные вопросы, которые необходимо решать при проектиро­ вании и расчете жидкостного ракетного двигателя для аппарата любого назначения, в основном сводятся к следующему.

К рациональному выбору:

а) вида топлива, систем его подачи и’распыла;

б) основных параметров двигателя, обеспечивающих решение поставленной задачи (давление в камере сгорания и в выходном се­ чении сопла и др.);

в) формы камеры сгорания и сопла двигателя;

г) способа (системы) охлаждения двигателя;

д) системы запуска и управления работой двигателя, включаю­ щей различные клапаны (электрические, гидравлические, пневма­ тические) и другие элементы;

е) конструктивных схем отдельных элементов двигателя; ж) .материалов для изготовления двигателя.

К расчетам по определению:

а) характеристик двигателя (высотных, дроссельных, гидравли­ ческих и др.);

б) геометрических размеров камеры сгорания и сопла двига­ теля;

в) параметров и геометрических размеров систем подачи и рас­ пыла топлива, а также охлаждающего тракта двигателя.

Решение этих вопросов обычно основывается:

1)на проверенных теоретических и эксплуатационных данных и

2)на результатах последующих испытаний спроектированного

и построенного образца для проверки и доводки до экономичной и надежной работы.