Общие сведения о жидкостных ракетных топливах (ЖРТ)

Принцип работы реактивного двигателя

Основные понятия и определения

1.1.Принцип создания реактивной силы

Возьмем замкнутый сосуд и создадим в нем избыточное давление Рк. На сосуд будет также действовать сила атмосферного давления Рн окружающей среды, рис. 1.

Рн

Рис.1

Если силы давления Рк и Рн уравновешены жесткостью стенок сосуда, то он останется в покое.

Выполним в сосуде отверстие, рис.2, при этом равновесие сил Рк и Рн нарушится и сосуд придет в движение (трение между наружной поверхностью сосуда и окружающей средой не учитывается). В результате этого возникнет реактивная сила R, величина которой пропорциональна скорости и массе рабочего тела истекающего потока.

P_н

R

P_к

Рис.2

Потенциальная энергия избыточного давления будет преобразована в кинетическую энергию (Е_к) истекающей струи. Реактивная сила R направлена в сторону, противоположную истечению реактивной струи.

На поверхность сосуда также действует сила, зависящая от величины давлений, воздействующих на его внутреннюю и наружную поверхности, т.е.

Р' = Рк – Рн.

Тяга двигателя Р является результирующей реактивной силы R и сил давлений Р', воздействующих на поверхность сосуда без учета сил внешнего аэродинамического сопротивления

Р = R + Р'

Для создания реактивной силы необходимо наличие 3^х элементов:

- первичного источника энергии;

- рабочего тела;

- собственно двигателя, в котором происходят преобразования.

Реактивный двигатель – устройство, обеспечивающее перемещение летательного аппарата ЛА в пространстве, путем преобразования первичного источника энергии в кинетическую энергию реактивной струи.

Различают реактивные двигатели прямойи непрямой реакции.

Для двигателя непрямой реакции характерно наличие движителя – устройства, обеспечивающего реактивную силу, например, винт в турбовинтовом двигателе.

Для создания реактивной силы движитель и двигатель используют разные рабочие тела. В качестве рабочего тела могут использоваться:

- жидкая или газообразная окружающая среда;

- топливо;

- окружающая среда и топливо.

1.2. Классификация ракетных двигателей (РД)

На рис. 3 представлена классификация ракетных двигателей.

ЖРД Комбини- РДТТ ГРД СРД ЭРД ЯРД

рованный (газовый) (солнеч- (электри- (ядер-

ный) ческий) ный)

Рис.3

Если в качестве первичного источника энергии используется химическая реакция, то такой двигатель называется химическим.

Термическим РД называется двигатель, у которого энергия первичного источника преобразуется в тепло, а затем в кинетическую энергию истекающей струи. Химические РД являются термическими.

Структурные схемы ХРД и НХРД приведены на рис. 4

ХРД НХРД

(химический ракетный двигатель) (нехимический ракетный двигатель)

1`

3 3

Рис.4

1`- совмещённый источник первичной энергии и рабочего тела;

1- источник первичной энергии;

2- камера энергопреобразователь;

3- ускоритель;

4- источник рабочего тела.

1.3. Тяга ракетного двигателя

Вывод формулы тяги ракетного двигателя базируется на III-м законе Ньютона, при условии, что поток рабочего тела по тракту рассматривается стационарным.

Стационарным называется движение, при котором расход газа во всех поперечных сечениях канала одинаков и не зависит от времени, а параметры газа в указанных сечениях, включая входное, постоянны и также не являются функцией времени.

Тяга реактивного двигателя является равнодействующей сил давления газов на внутренние и наружные поверхности камеры двигателя. Она возникает в результате преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию, истекающих из камеры, продуктов сгорания.

Тяга в пустоте – Р_п , Р_н = 0, рис.5

Рис.5

Определим результирующую силу Р , воздействующую на стенки камеры двигателя:

Р = Р_П – F_a × P_a ,

где F_a - площадь среза сопла, м².

Воспользуемся теоремой импульсов – импульс силы равен изменению количества движения:

Р × Dt = Dm × (W_a – W_c),

где: Dm = m_н – m_к - масса израсходованного топлива, m_н – начальная масса двигательной установки, m_к – конечная масса двигательной установки;

Dt - время работы двигательной установки;

W_с , W_а – скорости газового потока на входе в сопло и на его срезе, соответственно, так как W_a >> W_c.

Р × Dt = Dm × W_a;

Р = Dm/Dt × W_a = × W_a;

где – массовый секундный расход, кг/с;

Р_П = × W_a + F_a × P_a ,

Рп = × W_э.п. ,

где: Рн – тяга ракетного двигателя в пустоте, Н;

W_э.п. - эффективная скорость истечения в пустоте, м/с;

W_э.п. = W_a + ( F_a × P_a )/ ,

Тяга в условиях атмосферы Р_Н, Р_н 0; рис.6

Рис. 6

Р_Н = × W_a + F_a × P_a – F_a × P_н = × W_a + F_a × (P_a – Р_н) = × W_э.н.,

где: W_{э.н. –} эффективная скорость истечения при наличии давления окружающей среды, м/с.

W_э.н. = W_a + F_a × (P_a - P_н) / .

1.4. Мощностные параметры ракетных двигателей

1.Мощность реактивной струи, Вт.

2.Мощность первичного источника энергии, Вт.

где: - коэффициент полезного действия двигательной установки.

1.5. Удельные параметры ракетных двигателей

1) Удельный импульс,

Р Р

Удельный импульс является основным параметром, характеризующим совершенство конструкции и эффективность преобразования энергии в нём. Величина удельного импульса не зависит от тяги, создаваемой двигателем. Для химических ракетных двигателей величина удельного импульса лежит в диапазоне .

Вышеприведённый вывод формулы тяги осуществлялся при условии её постоянства во время работы двигательной установки. Однако на практике это не соответствует действительности. На рис.7 приведена зависимость тяги двигательной установки от времени её полёта. (I_ВЗЛ, I_ПОЛ, I_ПД – значения импульса ДУ на режимах взлёта, полёта и выключения, I_п.д – импульс последействия).

Р_н,Н

Р_ср

_{1 2 3 4} ,c

Рис.7

Суммарный импульс двигательной установки , можно определить по следующим зависимостям:

Р

Р

Величину I_п.д стараются уменьшить, т.к. это обеспечивает точность доставки полезного груза к цели.

2) Удельный расход топлива, .

Р

Для химических ракетных двигателей величина удельного расхода топлива, существенно выше аналогичного параметра для воздушно-реактивных двигателей (ВРД). Поэтому время работы ВРД существенно больше, чем ХРД.

3) Удельная мощность реактивной струи, Вт/Н.

Р

4) Удельная масса ДУ, кг/Н, кг/Т.

Р

где: М – масса ДУ без учёта топлива.

Величины удельной массы двигателей различных типов приведены ниже:

ВРД [КГ/Т]

ХРД [КГ/Т] 1т =10⁴ Н.

ЯРД [КГ/Т]

ЭРД более 1000 [КГ/Т]

Дополнительные параметры, характеризующие работу

ракетного двигателя

1) Тип рабочего тела – выбирается в зависимости от области применения.

2) Время работы двигателя.

ЖРД -- 1000с

РДТТ – 200 - 300с

Если двигатель обладает системой многократного включения, то задаётся количество включений и интервал времени между ними.

3) Отклонение величины тяги от её номинального значения Р_НОМ.

4) Значения давлений в камере Р_К и на срезе сопла Р_а.

5) Величина суммарного импульса

6) Величина импульса последействия I_п.д.

1. Общие сведения о ЖРД

2.1. Системы космических летательных аппаратов

Различают следующие типы космических летательных аппаратов:

1) Баллистические ракеты ( Б.Р.).

Обеспечивает доставку полезного груза к цели без вывода на орбиту.

2) Ракетоносители ( Р.Н.).

Обеспечивает доставку полезного груза к цели с выводом на орбиту.

а) Последовательная схема. б) Пакетная схема.

3) Многоразовые транспортные космические аппараты (МТКА).

Назначение такое же, как у Р.Н.

4) Межорбитальные транспортные космические аппараты (МоТКА).

Обеспечивает вывод полезного груза на более высокие, чем Р.Н., космические орбиты.

5) Искусственные спутники земли (ИСЗ).

6) Лунные космические аппараты (ЛКА), межпланетные космические аппараты (МпКА).

2.2. Классификация и схемы ЖРД

Одна из возможных классификаций ЖРД (по способу получения рабочего тела для турбины ТНА) представлена на рис.20.

Рис.20

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

Рис.21

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.

Рис.22

В данной конструктивной схеме ЖРДУ, рис.22, в качестве рабочего тела для приведения во вращение турбины 1 ТНА используется перекись водорода Н₂ 0₂, поступающая в парогазогенератор 8 и разлагающаяся в нём под действием катализатора перманганата калия К МgО₄ 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 и сопло 7 за пределы двигателя. В некоторых ЖРД, работающих по указанной 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.

Рис.23

Особенностью данной конструктивной, рис.23, схемы является более эффективное использование генераторного газа, путём его подачи в смесительную головку камеры через газовод 9. В зависимости от соотношения компонентов (величины коэффициента избытка окислителя - a), подаваемых в газогенератор, он может быть окислительного или восстановительного типа. Давление 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), направляется 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.24

Рис.25

В данной конструктивной схеме ЖРДУ, рис.25, оба компонента поступают в головку камеры в газообразном состоянии. При этом один из газогенераторов относится к окислительному типу, другой – к восстановительному.

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 включения и выключения двигателя, а также оперативное изменение тяги при полете ЛА. Перспективное в принципе использование ядерных ракетных двигателей сдерживается в настоящее время их массовыми характеристиками, а также сложностями, связанными с обеспечением радиационной безопасности и отводом тепла от активной зоны после выключения двигателя, вследствие остаточного 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 выделяется при реакции между окислительными и горючими элементами; топливо состоит в этом случае по крайней мере из двух веществ — окислителя и горючего;

б) реакции разложения, когда тепло выделяется в процессе разложения сложного вещества на более простые; топливо в этом случае может состоять 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 соединениями, 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 свободное количество окислительных элементов, которые могут быть использованы для окисления какого-либо другого горючего. Например, азотная кислота НNО₃ 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 НNО₃ и Н₂ 0₂ являются окислителями.

К горючим элементам относятся углерод С, водород Н, бор В, алюминий Аl, литий Li и другие. Окислительными элементами являются фтор F, кислород О, хлор Сl. 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 c 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 c₀ называется действительное отношение расходов окислителя и горючего, подаваемых в камеру, которое может отличаться от теоретического. Обычно c <c₀ .

Отношение a=c / c₀ 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.

Рис.26

Таблица 1

Топлива ракетных двигателей могут быть разделены на следующие: жидкие топлива раздельной подачи (многокомпонентные) и жидкие унитарные (однокомпонентные) топлива.

В случае жидкого топлива раздельной подачи выделение энергии происходит в результате реакции окисления — восстановления. Процесс окисления условно может быть представлен как обмен электронами на внешней электронной оболочке атомов, участвующих в этом процессе. При этом атомы горючих элементов отдают свои электроны, а атомы окислительных элементов приобретают их.

Унитарным (однокомпонентным) топливом может быть такое индивидуальное вещество или такая заранее приготовленная смесь веществ, которые при определенных условиях выделяют тепло в результате химических реакций разложения или окисления; в последнем случае все необходимые для окисления элементы находятся в самом унитарном топливе. Несомненным преимуществом унитарных жидких топлив перед жидкими топливами раздельной подачи является большая простота конструкции двигателей, использующих эти топлива, так как при этом требуется лишь одна линия системы подачи.

Однако жидкие унитарные топлива не нашли широкого применения в ЖРД и используются главным образом для вспомогательных целей, например, для привода турбин турбонасосных агрегатов, а также для вспомогательных двигателей малых тяг, предназначенных для ориентации и стабилизации летательного аппарата. Это объясняется тем, что приемлемые по своим эксплуатационным свойствам жидкие унитарные топлива обладают меньшей эффективностью в сравнении с широко используемыми топливами раздельной подачи. Известны унитарные жидкие топлива, обладающие сравнительно высокой эффективностью, но они неприемлемы для эксплуатации, в основном из-за большой склонности к взрыву.

Несмотря на заметное упрощение системы питания однокомпонентные ЖРТ, как мономолекулярные, так и смесевые, широкого распространения в ракетной технике не получили вследствие относительно низких энергетических характеристик и взрывоопасности.

Жидкие топлива раздельной подачи находят самое широкое применение, так как они обеспечивают двигателю достаточно высокие удельные параметры при сравнительно приемлемых эксплуатационных свойствах.

Многокомпонентные гетерогенные топлива включают в себя высоко-энергетические пары типа О₂ +Ве, О₃+Ве, F₂+Li и водород в качестве разбавителя. Металл в порошкообразном состоянии может находиться в горючем и смесь при необходимости может быть подана в камеру центробежным насосом. Обычно в состав гетерогенных топлив включается полимерное горючее – связка, предотвращающее вынос из камеры несгоревшего порошкообразного горючего.

Топлива, имеющие температуру кипения при Рн=101325 Па более 293 К называются высококипящими, а менее 120 К – низкокипящими (криогенными). К последним относятся О_2,ж, Н_2,ж, F_2,ж и они заправляются в ракету, как правило, непосредственно перед пуском.

Топлива раздельной подачи могут быть самовоспламеняющимися и несамовоспламеняющимися. К первым относятся такие топлива, воспламенение которых начинается самопроизвольно при контакте окислителя и горючего в условиях, имеющихся в камере при запуске, без какого-либо дополнительного вмешательства. Несамовоспламеняющиеся топлива для первичного воспламенения (при запуске двигателя) требуют средства зажигания.

Смесь окислителя и горючего в общем случае является взрывоопасной. Поэтому все факторы, исключающие возможность накопления такой смеси в двигателе, повышают надежность двигателя. С этой точки зрения более выгодны самовоспламеняющиеся топлива, так как в силу высокой химической активности компонентов такого топлива накопление смеси окислителя и горючего практически невозможно. Высокая химическая активность самовоспламеняющихся топлив часто является важным условием обеспечения устойчивой работы двигателя.

Наибольшее распространение получили двухкомпонентные самовоспламеняющиеся и несамовоспламеняющиеся топлива.

В литературе можно встретить классификацию ЖРТ на взрывоопасные и взрывобезопасные. Однако, такое деление топлив чисто условно, так как при несоблюдении правил хранения все ЖРТ склонны к саморазложению, воспламенению и взрыву.