Применение твердых топлив в подводных ракетах

В отличие от ранее рассмотренной схемы, продукты сгорания твердотопливных ракет не могут быть полностью сконденсированы.

Отношение массы транспортируемых компонентов топлива к общей массе торпеды обычно не превосходит 0,5 и часто бывает ниже, в ракетах же такое отношение обычно превышает 0,9. Практически это значит, что общая масса торпеды относительно независима от типа используемого топлива. Следовательно, масса топлива не оказывает определяющего влияния ни на пропульсивные качества торпеды, ни на обслуживание торпеды на корабле.

Рассмотрим сначала основные соотношения между конструкцией подводной ракеты и ее пропульсивным кпд при движении с постоянной скоростью. Примем, что габариты ракеты и ракетного двигателя остаются постоянными на всей дистанции хода. В этом случае лобовое сопротивление при движении ракеты

(7.8.)

где С_D — коэффициент лобового сопротивления;

ρ_w — плотность воды;

V — скорость подводной ракеты;

А — характерная площадь (площадь миделевого сечения подводной ракеты)

и тяга, создаваемая ракетным двигателем,

(7.9.)

Где I_уд — удельный импульс;

m — скорость потока массы, расход массы (массовый расход).

При постоянной тяге, создаваемой ракетным двигателем,

(7.10.)

где t_b — время горения топливной шашки;

W_p — масса топливной шашки

При постоянной скорости тяга равна сопротивлению:

F=D (7.11)

Произведя несложные преобразования с выражениями (7.8) — (7.10) и полагая C_D = const, получим

, или (7.12)

где ,

Подставляя в (7.12)

R=Vt_b (7.13)

имеем

(7.14.)

При V_p=W_p/ρ_p=const получим

(7.15.)

Как следует из уравнения (7.15), в ракетной энергетической установке с постоянными размерами желательно применять топлива с высоким импульсом плотности I_удρ_р а в случаях, когда требуются большие дистанции, необходимо оптимизировать конструкцию установки по критерию t_b=t_bmax

Определим скорость подводной ракеты. Из выражений (7.14) и (7.15) следует, что

, или (7.16)

Для ракетных двигателей на твердом топливе возможны высокие значения отношения F/A при высоких давлениях в камере сгорания. Так, расчетное значение F/A=2631 кН/м² может быть получено для ракетного сопла с оптимальным коэффициентом расширения подводной ракеты, движущейся на глубине 61 м, при давлении в камере сгорания 13,8 мН/м^а и площади выходного среза сопла, равной половине площади миделевого сечения корпуса ракеты. При умеренном значении коэффициента лобового сопротивления C_D=0,1 максимальная скорость ракеты будет порядка 440 уз (226,46 м/с). Однако при этом дальность хода, обратно пропорциональная корню квадратному из скорости, чрезвычайно мала.

Следует отметить, что за исключением хода на большой глубине при таких скоростях ракеты режим обтекания корпуса характеризуется развитой кавитацией, а это настолько затрудняет управление ракетой, что в ряде случаев управление с помощью обычных вертикальных и горизонтальных рулей становится невозможным.

Для ракеты пропульсивный кпд

(7.17.)

Для подводной ракеты на высокоэффективном твердом топливе, движущейся с различными скоростями при отношении давлений 20 : 1 и постоянной скорости потока на срезе сопла 2040 м/с, значения η_p=ƒ(V)приведены на рис. 13. Как видно из рисунка, для повышения η_р желательно максимально увеличивать скорость движения подводной ракеты.

Рис 13. График зависимости пропульсивного кпд от скорости типового подводного аппарата с ракетным двигателем твердого топлива.

В неуправляемой переутяжеленной подводной ракете время действия тяги двигателя, за которое она должна набрать полную скорость, очень мало. Однако, если для создания тяги использовать только маршевый двигатель, то, как показано на рис. 14, этот интервал времени для некоторых ракет может быть растянут до нескольких секунд. Поэтому для улучшения управления ракетой и сокращения времени старта желательно вводить в конструкцию дополнительную стартовую ступень.

Рис 14. График (расчетный) переходного процесса при наборе скорости подводным аппаратом при запуске его на глубине 61 м без использования стартовой ступени при постоянной тяге 3 кН

Требования к полному импульсу стартовой ступени могут быть определены в предположении, что тяга маршевого двигателя пренебрежимо мала по сравнению с тягой двигателя стартовой ступени, импульс сопротивления пренебрежимо мал в стартовом периоде и масса топлива стартовой ступени достаточно мала по сравнению с общей массой подводной ракеты. С учетом этого имеем

(7.18)

(7.19)

Поскольку

(7.20)

то

(7.21)

Уравнение (7.21) может быть использовано для определения массы топлива стартовых ступеней подводных ракет. Несмотря на то, что допустимое время горения топлива в двигателе стартовой ступени зависит от общих требований к подводной ракете, это время, как правило, мало, порядка 0,1 с. При таком времени горения все ранее принятые допущения сохраняют свою силу.

Основные соотношения для ракетного двигателя.

Тяга ракетного двигателя, давление в камере сгорания, площадь критического сечения сопла, коэффициент расширения сопла и удельный импульс связаны между собой с помощью следующих соотношений:

(7.22.)

(7.23.)

(7.24.)

а значения C_f и I_уд определяются по таблицам.

На основании этих соотношений и табличных данных были построены графики зависимости коэффициента тяги от рабочей глубины для различных давлений в камере сгорания (рис. 15).

Рис. 15. Графики зависимости коэффициента тягиа G_f от глубины погружения подводного аппарата H при различных давлениях Р_с в камере сгорания.

Коэффициенты расширения сопла оптимальны для всех точек кривых, коэффициент y — 1.2

В рассматриваемом случае теоретические значения коэффициента тяги были вычислены при оптимальных коэффициентах расширения сопла и отношении удельных теплоемкостей, равном 1,2. Как следует из графиков, приведенных на рис. 13, 14, на больших глубинах необходимо высокое давление в камере сгорания, так как оно позволяет иметь небольшие сечения проходных каналов в шашках с радиальным горением, приводит к утолщению оболочки двигателя и изоляции, а также увеличивает напряжение в топливных шашках с наружной бронировкой.

Конструкции топливных шашек. В ракете на твердом топливе массовый расход зависит от геометрии заряда и скорости его горения. На рис. 16. показаны четыре геометрические формы шашек твердого топлива. На этих схемах отмечены участки заряда, где сосредоточиваются несгоревшие остатки топлива. Кроме того, показаны типовые схемы тепловой изоляции оболочки ракеты для зарядов с радиальной и торцевой поверхностями горения.

Рис. 16. Различные (типовые) геометрические формы шашек твердого топлива для ракет а — вагонное колесо»; б — «звезда»; в — трубчатая шашка радиального горения с продольными каналами; г — шашка с торцевым горением.

1 — отростки, остающиеся после прогара шашки, 2 — изоляция, 3 — концевой отросток или вкладыш распорка

В табл. 2 приведен практический диапазон значений боковых толщин W и коэффициенты заполнения поперечного сечения топливных шашек с так называемой нейтральной конфигурацией, т. е. обеспечивающей постоянную поверхность горения в течение всего периода горения. Конфигурации типа «вагонное колесо» или «звезда» более всего пригодны для топливных шашек стартовых двигателей, т. е. для шашек с кратковременным процессом горения. Трубчатая шашка с продольными каналами и малой скоростью горения может быть использована в маршевых двигателях со сравнительно непродолжительным временем работы.

Таблица 2. Характеристики основных типов топливных шашек различной геометрии

* Эффективная площадь шашки с торцевым горением меньше 100% из-за наличия периферийной изоляции

В тех случаях, когда требуется продолжительная работа ракетного двигателя, применяются топливные шашки с торцевым горением, несмотря на то, что их применение приводит к наибольшему продольному смещению центра тяжести ракеты.

В настоящее время имеется большое количество разнообразных твердых топлив с различными сочетаниями таких свойств, как скорость горения, величина удельного импульса, плотность и т. п. Для простоты рассмотрим следующие три класса подобных топлив (табл. 3.):

1) смесевые твердые топлива на основе алюминия с перхлоратом аммония и различными добавками типа полибутадиена, полиуретана или с двухосновными связками с катализаторами для получения соответствующих скоростей горения;

2) твердые топлива высокой плотности на основе перхлората аммония и добавок тяжелых металлов, таких как вольфрам или цирконий с полибутадиеновыми связками;

3) твердые топлива на основе нитрата аммония и (или) перхлората аммония с гидрокарбоновыми связками, которые могут содержать алюминий.

Таблица 3. Характеристики топлив.

Наивысшие значения удельных импульсов у твердых топлив имеют топливные смеси на основе алюминия, которые отличаются чрезвычайно широким диапазоном скоростей горения. Это обстоятельство отражено на графиках рис. 17, которые показывают приближенные значения скоростей горения, которые могут быть реализованы при различных значениях удельных импульсов.

Рис. 17. Примерная область скоростей горения V_r и удельных импульсов I уд для смесевых алюминизированных твердых топлив.

Скорости горения взяты при давлении в камере сгорания 690 кН/м³, а значения удельных импульсов при перепаде давлении от 60 до 0 кН/м.

Как видно из табл. 4, топлива с высокой плотностью имеют наивысшие значения теоретических импульсов плотности I_удρ_p Высокие значения импульсов плотности более существенны для подводных ракет, поскольку для воздушных ракет величина импульса плотности I_удр_pⁿ при n < 1 служит критерием качества ракеты в целом. Смесевые топлива на основе нитрата аммония имеют самую низкую скорость горения, следовательно, позволяют получить наибольшую длительность процесса горения. Преимуществом низких скоростей горения является также возможность изготовления шашек с внутренним радиальным горением. Для сравнения характеристик подводных ракет, использующих эти топлива, и иллюстрации их возможностей при варьировании скорости горения в шашках различной конфигурации рассмотрим две ракеты. Первая ракета изображенная на рис. 19, имеет топливную шашку торцевого горения, вторая (рис. 20) — топливную шашку с внутренним радиальным горением (форма шашки — труба с продольными каналами).

Рис. 18. Общий вид (конструктивная схема) подводной ракеты с шашкой твердого топлива торцевого горения (объект I).

1 — шашка маршевого двигателя; 2 — изоляция; 3 — заряды твердого топлива; 4 — труба для отвода газов, 5 — стартовая шашка, 6 — сопло маршевого двигателя, 7 — сопло стартового двигателя.

Рис. 19. Расчетные зависимости дальности хода D объекта I на глубине Н = — 61 м от скорости V для трех типов твердого топлива при длине шашки 0,914 м.

/ _ торцевое горение; 2 — внутреннее радиальное горение.

— — — — топливо на основе нитрата аммония,

———— — алюминизированное топливо;

— топливо высокой плотности

Рис. 20. Общий вид (конструктивная схема) подводной ракеты с шашкой твердого топлива внутреннего радиального горения (объект II).

1 - шашка маршевого двигателя; 2 - изоляция; 3 — заряды твердого топлива; 4 -шашка стартового двигателя.

Скорости подводных ракет и их дальности определялись в диапазоне скоростей горения для каждого типа топлива. Для шашки торцевого горения толщина слоя изоляции равна 0,0064 м, для шашки с внутренним радиальным горением 0,0013 м. В последнем случае все внутренние диаметры шашки были приняты равными 0,2 диаметра шашки. Расчеты производились при постоянном значении коэффициента тяги, расширении от давления в камере сгорания 13 789,52 кН/м² до давления (на срезе сопла) 713,608 кН/м² и при глубине хода 61 м. Величины удельных импульсов составляли 92% средних значений импульсов, приведенных в табл. 4.

Из графиков, приведенных на рис. 19 и 21, следует, что топливо высокой плотности лишь незначительно повышает характеристики ракеты по сравнению с более распространенной топливной смесью на основе алюминия, применение которой позволяет получать в широком диапазоне различные сочетания скоростей и дальностей хода. Кроме того, ракеты показывают, что применение топлив на основе нитратов аммония для ракет диаметром 0,254 м с внутренним радиальным горением ограничивает скорость до 80 уз.

Рис. 21. Расчетные зависимости дальности хода D объекта II на глубине Н = 61 м от скорости V для трех типов твердого топлива при длине шашки 2,540 м.

; _ торцевое горение; 2 — внутреннее радиальное горение — — — — — топливо на основе нитрата аммония, ————— алюминизированное топливо, ———— ———— — топливо высокой плотности.

Краткая характеристика ракет. Рассмотрим конструктивные схемы двух подводных ракет, изображенных на рис. 18 и 20.

Первая ракета диаметром 0,152 м имеет шашку торцевого горения и спроектирована для скорости 100 уз на глубине 61 м при давлении в камерах сгорания маршевого и стартового двигателей 13 790 кН/м².

Вторая ракета диаметром 0,254 м имеет шашку с внутренним радиальным горением и спроектирована для скорости 200 уз на глубине 305 м при давлении в камере сгорания 20 684 кН/м².

Расчеты производились без учета требований, связанных с обеспечением устойчивости и управляемости движения ракеты.

Однако в расчетах не производилась оптимизация давления в камере сгорания, формы обводов корпуса и т. п. Отношение давлений при расширении газов в сопле было выбрано таким, что давление газов на срезе сопла соответствовало гидростатическому давлению на расчетной глубине.

Поскольку рассмотренные выше подводные ракеты могут эксплуатироваться не только на расчетных глубинах, то их характеристики рассчитаны и для других глубин. Результаты этих расчетов представлены в виде графиков на рис. 22 и 23, откуда видно, что при умеренном возрастании глубины хода расчетные значения дальности и скорости ракет плавно уменьшаются.

Рис. 22. Расчетные зависимости дальности D и скорости V объекта I от глубины хода R.

1 — скорость V; 2 — дальность D; 3 — проектная (расчетная) глубина Н.

Рис. 23. Расчетные зависимости дальности D и скорости V объекта II от глубины хода Н.

1 — скорость V; 2 — дальность D; 3 — проектная(расчетная) глубина

На рис. 24. приведены расчетные кривые смещения центров тяжести для двух рассматриваемых типов ракет. Небольшой изгиб этих кривых в стартовый период свидетельствует о смещении центра тяжести при старте, т. е. после сгорания стартовой шашки. Графики рис. 24 показывают также типовой характер смещения центра тяжести ракеты с шашкой торцевого горения и ракеты с шашкой внутреннего радиального горения.

Рис. 24.Расчетные значения изменения положения центра масс объекта по мере выгорания шашки.

х — расстояние от кормового среза объекта до центра масс; L — длина объекта 1 — торцевое горение (объект I); 2 — внутреннее радиальное горение (объект II)

Заключение.

Величина плотности топлива и его удельный импульс одинаково важны для подводных ракет. Алюминизированные смесевые топлива с высокими скоростями горения более предпочтительны для топливных шашек торцевого горения; шашки из топлива с низкими скоростями горения должны иметь форму трубы с продольными каналами и использоваться в ракетах со сравнительно коротким временем горения заряда. Подводные ракеты, работающие на топливах с высокими импульсами плотности, имеют более высокие характеристики по сравнению с ракетами на алюминизированной топливной смеси. Однако даже если бы и не были созданы составы, в которых скорость горения изменяется в широких пределах, топлива с высокими импульсами плотности все равно получили бы меньшее распространение по сравнению с алюминизированными топливными смесями. Конструкции шашек с тонкими боковыми ребрами (стенками), как, например, в звездообразной шашке с внутренним радиальным горением, пригодны лишь для очень короткого времени горения, поэтому их целесообразно применять в стартовых двигателях.