НА ГЛАВНУЮТЕКСТЫ КНИГ БКАУДИОКНИГИ БКПОЛИТ-ИНФОСОВЕТСКИЕ УЧЕБНИКИЗА СТРАНИЦАМИ УЧЕБНИКАФОТО-ПИТЕРНАСТРОИ СЫТИНАРАДИОСПЕКТАКЛИКНИЖНАЯ ИЛЛЮСТРАЦИЯ


Рабочие процессы в жидкостно-реактивных двигателях. Болгарский, Щукин. — 1953 г.

А. В. Болгарский, В. К. Щукин

Рабочие процессы
в жидкостно-реактивных двигателях

*** 1953 ***


DjVu


PEKЛAMA Заказать почтой 500 советских радиоспектаклей на 9-ти DVD. Подробности...

Выставлен на продажу домен
mp3-kniga.ru
Обращаться: r01.ru
(аукцион доменов)



 

      ОГЛАВЛЕНИЕ
     
      Предисловие 3
      Основные принятые обозначения 5
     
      ВВЕДЕНИЕ
     
      Глава I. Характерные особенности и области применения ЖРД 11
      § 1. Принцип действия 11
      § 2. История развития 13
      § 3. Характерные особенности ЖРД 20
      § 4. Области применения 21
      § 5. Сравнение ЖРД с другими типами двигателей 25
     
      ТЕРМОДИНАМИКА ДВИГАТЕЛЯ
     
      Глава И. Основные параметры двигателя 29
      § 1. Сила тяги 29
      § 2. Идеальный цикл 32
      § 3. Коэффициенты полезного действия, характеризующие ЖРД как двигатель 35
      § 4. Зависимость термического к. п. д. от степени расширения 40
      § 5. Полный коэффициент полезного действия 41
     
      Глава III. Топлива 44
      § 1. Основные требования, предъявляемые к топливу 45
      § 2. Горючие 47
      § 3. Физико-химические свойства горючих 50
      § 4. Окислители 57
      § 5. Физико-химические константы окислителей 60
      § 6. Самовоспламеняющиеся компоненты 67
      § 7. Сравнение различных топлив (различных пар компонентов) 68
     
      Глава IV. Процессы горения 72
      § 1. Основные зависимости
      § 2. Весовой и объемный составы топлива 79
      § 3. Теоретический состав продуктов сгорания. 85
      § 4. Теплотворная способность топлива 89
      § 5. Теоретическая температура горения 96
      § 6. Действительный состав продуктов сгорания 105
      § 7. Энергосодержание газа
      § 8. Энергосодержание исходных веществ 113
      § 9. Уравнение для определения температуры горения 116
      § 10. Методы решения системы уравнений для определения состава продуктов сгорания и температуры горения 118
      § 11. Примеры расчетов 122
      § 12. Приближенные методы расчета процесса горения 133
      § 13. Расчет процесса горения с учетом неполноты смешения 136
     
      Глава V. Процессы истечения 138
      § 1. Действительный процесс истечения 138
      § 2. Коэффициент выделения тепла 141
      § 3. Коэффициент выделения тепла на срезе сопла 144
      § 4. Метод расчета процесса истечения 150
      § 5. Неравновесное истечение 151
      § 6. Равновесное истечение 153
      § 7. Примеры расчета процессов горения и истечения 156
     
      Глава VI. Паро-газогенерация 165
      § 1. Использование паро-газа в ЖРД 165
      § 2. Перекись водорода как источник паро-газа 166
      § 3. Испарение воды в камере сгорания 179
      § 4. Получение пара в парогенераторе 185
     
      ГАЗОДИНАМИКА ДВИГАТЕЛЯ
     
      Глава VII. Преобразование газовых потоков 189
      § 1. Геометрическое воздействие 191
      § 2. Характеристическая скорость процесса 192
      § 3. Тепловое воздействие 193
      § 4. Расходное воздействие 195
      § 5. Химическое воздействие 196
      § 6. Комбинированное воздействие 197
      § 7. Течение с трением 198
      § 8. Качественная оценка газовых течений в ЖРД 199
      § 9. Количественные соотношения для геометрического воздействия 201
      § 10. Количественные соотношения для теплового воздействия 205
      § 11. Сравнение эффективности теплового и геометрического воздействий 209
      § 12. Количественные соотношения для расходного воздействия 211
      § 13. Количественные соотношения для химического воздействия 215
     
      Глава VIII. Газодинамический расчет двигателя 217
      § 1. Газодинамический расчет идеального двигателя 218
      § 2. Реальные газовые течения 221
      § 3. Политропические течения 222
      § 4. Газодинамический расчет двигателя 230
      § 5. Конструктивные элементы реактивного сопла 241
      § 6. Влияние относительных размеров камеры сгорания и сопла на тягу и экономичность двигателя 243
      § 7. Работа реактивного сопла при pa 251
     
      ФИЗИКА И ХИМИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
     
      Глава IX. Физико-химические процессы в ЖРД 256
      § 1. Качественная схема рабочего процесса 256
      § 2. Распыл топлива 259
      § 3. Испарение 261
      § 4. Диффузия 262
      § 5. Химические реакции 266
      § 6. Кинетическое и диффузионное горение 268
      § 7. Рабочий процесс в камере сгорания 270
      § 8. Рабочий процесс в реактивном сопле 271
      § 9. Изменение основных параметров газового потока по длине двигателя 272
     
      Глава X. Основные характеристики рабочего процесса 274
      § 1. Коэффициент выделения тепла 274
      § 2. Факторы, влияющие на коэффициент выделения тепла 280
      § 3. Об оптимальном составе горючей смеси 283
      § 4. Стационарный режим горения. Механизм воспламенения и потухания 287
      § 5. Кривые выгорания горючей смеси 293
      § 6. Показатель политропы расширения в реактивном сопле 295
     
      ТЕПЛОВОЙ РАСЧЕТ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
     
      Глава XI. Тепловой расчет двигателя 297
      § 1. Компоненты рабочей смеси 297
      § 2. Коэффициент избытка окислителя 299
      § 3. Давление газов в камере сгорания 301
      § 4. Удельная производительность камеры сгорания 302
      § 5. Параметры газа в начале камеры сгорания 304
      § 6. Коэффициент выделения тепла и объемная теплонапряженность камеры сгорания 305
      § 7. Среднее значение показателя политропы расширения 307
      § 8. Угол конусности расширяющейся части сопла 309
      § 9. Расчет двигателя 309
      § 10. Примеры расчета ЖРД 315
     
      Глава XII. Характеристики двигателя 329
      § 1. Общие сведения. Номенклатура режимов 329
      § 2. Работа двигателя на нерасчетном режиме 332
      § 3. Регулировочная характеристика двигателя 333
      § 4. Внешние характеристики двигателя — высотная и скоростная 337
      § 5. Подбор размеров реактивного сопла на максимальную экономичность 340
      § 6. Элементы испытания двигателя 350
     
      ОХЛАЖДЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ
     
      Глава XIII. Теоретические оснивы расчета охлаждения 353
      § 1. Процессы теплообмена в двигателе 353
      § 2. Теории теплообмена 356
      § 3. Расчет охлаждающей рубашки ЖРД 363
      § 4. Теплопередача при больших скоростях газа 370
      § 5. Охлаждающие ребра 372
      § 6. Особые способы охлаждения ЖРД 373
     
      Глава XIV. Расчет охлаждения двигателя 374
      § 1. Методы расчета охлаждения сопла 375
      § 2. Расчет охлаждения сопла при неравновесном истечении 375
      § 3. Расчет охлаждения сопла по среднему показателю политропы процесса истечения 380
      § 4. Расчет охлаждающих ребер 381
      § 5. Расчет радиационной теплопередачи 383
      § 6. Охлаждение пленкой жидкости 387
      § 7. Гидравлические сопротивления при протекании охлаждающей жидкости 388
      § 8. Пример расчета охлаждения ЖРД 392
      Приложения 411
      Литература 419

     

      ВВЕДЕНИЕ
     
      ГЛАВА I
      ХАРАКТЕРНЫЕ ОСОБЕННОСТИ И ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ЖРД
     
      Жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД) нашли себе в настоящее время достаточно широкое применение. Двигатели этого типа позволили создать мощные летающие снаряды, способные подниматься до высоты 400 км и пролетать значительные расстояния со скоростью, в несколько раз превышающей скорость звука. Истребители-перехватчики, имеющие в качестве моторной установки жидкостно-реактивный двигатель, являются самыми скороподъем-ными и скоростными самолетами. Применяются эти двигатели и в качестве вспомогательных силовых установок. Таким образом, в настоящее время жидкостно-реактивный двигатель перестает быть лишь объектом опытных работ и начинает прочно входить в быт авиации.
     
      § 1. Принцип действия
      Жидкостно-реактивный двигатель работает на жидком топливе,1 запасенном в специальных баках, откуда оно в нужных количествах и в нужное время подается в камеру сгорания. Подача жидких компонентов в камеру сгорания осуществляется или с помощью турбонасосного агрегата или с помощью сжатого газа, находящегося в специальных баллонах.
      1 Под топливом для ЖРД понимается совокупность обоих компонентов — горючего и окислителя (если топливо двухкомпонентное).
      Рассмотрим упрощенную схему двигателя, в котором подача топлива в камеру сгорания осуществляется с помощью турбонасосного агрегата.
      Жидкостно-реактивный двигатель, схема которого показана на фиг. 1, состоит из следующих основных агрегатов: камеры сгорания с соплом, турбонасосного агрегата, паро-газогенератора, приспособления для запуска двигателя (стартер и система зажигания) и агрегатов управления.
      Рабочие компоненты топлива, подаваемые в камеру сгорания через1 форсунки, перемешиваются там и сгорают. Продукты сгорания топлива поступают в реактивное сопло, где часть тепловой энергии, которой они обладают, преобразуется в кинетическую энергию вытекающей струи. При этом скорость газов увеличивается от нуля до большой величины, а давление газов уменьшается от давления в камере до атмосферного давления на выходе газов из реактивного сопла (при полном расширении). Равнодействующая сил давления, приложенных к поверхности камеры сгорания и сопла, дает силу, направленную в сторону, противоположную истечению газов и представляющую собой тягу двигателя. Так как температура горения достигает величины 3000 — 4000° абс., то камеру сгорания необходимо охлаждать. Для охлаждения используется один или оба рабочих компонента (в схеме, изображенной на фиг. 1, для охлаждения используется только окислитель).
      Назначение турбонасосного агрегата состоит в том, чтобы подавать рабочие компоненты в камеру сгорания под давлением, достаточным для их надлежащего распыла. Турбонасосный агрегат состоит из турбины и насосов для горючего, окислителя и жидкости, на которой работает паро-газогенератор.
      Паро-газогенератор (ПГГ) служит для получения рабочего тела (паро-газа) для силового элемента (турбины) турбонасосного агрегата.
      Чтобы запустить двигатель, надо запустить сначала ПГГ, который приведет в действие турбонасосный агрегат, а затем подать рабочие компоненты в камеру сгорания и воспламенить их с помощью предназначенной для этого системы зажигания.
      Агрегаты управления позволяют устанавливать нужные режимы пуска и работы двигателя.
      В большинстве случаев ЖРД работают на компонентах, которые реагируют друг с другом только при высоких температурах, поэтому перед началом работы двигателя система зажигания должна обеспечить наличие зоны с высокой температурой. Но имеются двигатели, работающие на самовозгорающихся компонентах, которые реагируют между собой и при низких температурах. В этом случае необходимость в системе зажигания отпадает Однако из-за пожарной опасности и из-за отсутствия широкого про-
      изводства топлив этого вида такие двигатели получили сравнительно небольшое распространение.
      Встречаются также двигатели, работающие на перекиси водорода, которая разлагается в реакционной камере двигателя с помощью катализатора. Так как тепловой эффект реакции разложения перекиси сравнительно невелик, то максимальная температура в камере сгорания имеет величину 700 — 900° абс. Охлаждать такие двигатели нет необходимости.
      Турбонасосный агрегат не является обязательным элементом силовой установки жидкостно-реактивного двигателя. Если ЖРД используется в качестве вспомогательного двигателя, то в турбине, а следовательно, и в ПГГ необходимость отпадает, так как насосы могут приводиться от основного двигателя.
      Турбонасосный агрегат в отдельных случаях может быть заменен системой сжатого газа, с помощью которого топливо из баков подается в камеру сгорания. Сжатый газ запасается в специальных баллонах и потому такая система подачи топлива называется баллонной. Двигатели с баллонной системой подачи более просты, у них нет подвижных частей, но наличие баллонов и необходимость в топливных баках повышенной прочности вызывают увеличение веса и габаритов установки. Поэтому баллонная система подачи топлива выбирается только в тех случаях, когда запас топлива не превышает 1000 — 1500 кг.
     
      § 2. История развития
      Русский народ внес огромный вклад в мировую сокровищницу науки. Наша Родина дала миру много замечательных ученых-новаторов, обогативших различные области человеческого знания, открывших новые пути в науке и прочно утвердивших приоритет русской научной мысли.
      Основоположником теории реактивных двигателей является великий русский ученый Николай Егорович Жуковский. В 1882 г. в работе «О реакции вытекающей и втекающей жидкости» Н. Е. Жуковский впервые вывел формулу для определения силы реакции струи вытекающей жидкости. В более поздних работах он провел подробное исследование полной реакции истекающей жидкости и вывел формулу для определения коэффициента полезного действия струи.
      Велики заслуги в создании теории реактивного движения профессора И. В. Мещерского. Его выдающиеся работы по механике тел переменной массы положили начало новому разделу теоретической механики. Механика тел переменной массы есть научная основа современной теории движения ракет.
      Среди ученых, прославивших новаторством свою Родину, стоит имя Константина Эдуардовича Циолковского. Особенно важными были труды К. Э. Циолковского по ракетной технике.
      К. Э. Циолковский — творец научной теории полета ракеты, основоположник идеи жидкостно-реактивного двигателя, раскрывающего огромные возможности для завоевания больших высот, получения больших скоростей и достижения больших дальностей полета летательного аппарата, автор ряда схем ракет с ЖРД, автор идеи о составной ракете.
      Результаты первых исследований Циолковского по теории полета ракеты, а также предложение о применении жидких компонентов для ракетного двигателя были опубликованы в 1903 г. Но с момента появления идеи жидкостно-реактивного двигателя до практического применения этого двигателя прошло несколько десятков лет. Это и понятно. Уровень развития авиационной техники в 900-е годы характеризовался созданием первых летательных аппаратов тяжелее воздуха, способных оторваться от земли, в то время как ЖРД — это двигатель для высокоскоростных и высотных полетов. Не удивительно поэтому, что практическое применение ЖРД получил на значительно более позднем этапе развития авиации, когда борьба за скорость и высоту полета привела к необходимости использовать ЖРД в качестве двигателя для летательного аппарата, а достижения в области металлургии, химии, физики позволили практически осуществить и освоить этот двигатель.
      Константин Эдуардович Циолковский начал заниматься исследованием реактивных аппаратов с 1896 г. Работы в этой области привели Циолковского к основанию новой науки — ракетодина-мики, занимающейся исследованием законов движения тел с переменной массой, к идее создания нового типа двигателя — жидкостно-реактивного и ряду других выводов и предложений. Первые результаты своих трудов в области ракетной техники Циолковский опубликовал в 1903 г. в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами». Дальнейшее развитие этих работ нашло отражение в одноименных работах, опубликованных Циолковским в 1911, 1914, 1926 гг., а также в работах «Космический корабль» (1924 г.), «Космические ракетные поезда» (1929 г.), «Ракетоплан» (1930 г.), «Топливо для ракеты» (1933 — 1934 гг.) и ряде других.
      При исследовании законов движения ракеты Циолковский сначала выявляет возможности реактивного принципа движения в предположении отсутствия сил тяготения и сопротивления воздуха. Составив и решив уравнение движения ракеты, Циолковский получил выражение для определения скорости ракеты в конце активного участка (после окончания сгорания), которое известно сейчас под названием формулы Циолковского.
      Из анализа формулы следует, что скорость ракеты в конце активного участка будет тем больше, чем больше относительная скорость отбрасываемых частиц и чем больше отношение начального веса ракеты к весу ракеты в конце горения топлива; при желании получить как можно большую скорость в конце активного участка, увеличение скорости частиц дает значительно более эффективные результаты, чем увеличение отношения весов.
      Далее Циолковский выясняет влияние сил тяжести и сил сопротивления воздушной среды на полет ракеты. Он устанавливает условия, при которых ракета может преодолеть силы сопротивления воздушной оболочки земли и силы земного тяготения, определяет коэффициент полезного действия ракеты. Эти исследования привели Циолковского к выводу, что ракета — это аппарат для полета с большими скоростями, на малых скоростях ракета неэффективна.
      Циолковский не останавливается на выяснении возможностей космических полетов с помощью ракетных аппаратов. Много внимания он уделяет также разработке схем устройства самих аппаратов, делая при этом ряд весьма ценных предложений и открытий, которые широко используются в настоящее время в ракетной технике.
      Циолковскому принадлежит приоритет в идее создания жидкостнореактивного двигателя, который может работать значительно более
      продолжительное время, чем обычная пороховая ракета, но, как и пороховая ракета, не нуждается в атмосферном кислороде.
      Циолковскому принадлежит несколько принципиальных схем жидкостно-реактивного двигателя для космической (межпланетной) ракеты. На фиг. 2 представлена первая схема летательного аппарата с ЖРД, предложенная Циолковским в 1903 г. По этому проекту ракета представляла собой металлический удобообтекаемый снаряд, разделенный перегородкой на две части. Носовая часть 1 предназначалась для размещения экипажа и оборудования, кормовая часть 2 — для размещения рабочих компонентов и двигателя. Жидкие компоненты должны были смешиваться в начале трубы 5, сгорать там, а продукты сгорания истекать через выходное отверстие в атмосферу. Для охлаждения сопла Циолковский предлагал использовать один из компонентов смеси, циркулирующий в пространстве между двойной стенкой сопла.
      В дальнейших работах Циолковский усовершенствовал схему двигателя. Так для охлаждения наружного корпуса ракеты он предложил использовать испаряющийся жидкий кислород. Для управления ракетой Циолковский предлагал использовать рули, помещенные в струю вытекающих газов. Для подачи жидких компонентов в камеру сгорания им были предусмотрены насосы.
      Таким образом, Циолковский первый указал на возможность использования компонентов топлива для охлаждения ракеты, предложил применять насосы для подачи компонентов топлива в камеру сгорания двигателя и газовые рули, действующие вне земной атмосферы не менее эффективно, чем у земли. Все эти предложения осуществлены в современном ракетном аппарате.
      Теоретические исследования Циолковского в области ракето-динамики убедили его в невозможности при современном ему уровне техники создать ракету, способную пробить панцырь земного тяготения и панцырь атмосферы. Но то, что нельзя сделать с помощью простой ракеты, можно осуществить с помощью составной ракеты или ракетного поезда. В 1929 г. в работе «Космические ракетные поезда» Циолковский выдвигает идею и исследует возможности составной ракеты. Эта идея с успехом используется в современной технике для увеличения дальности полета ракетных аппаратов.
      Много предложений Циолковского относится к проблеме топлива для жидкостно-реактивного двигателя. Теоретические исследования привели его к мысли о том, что скорость отброса газовых частиц является важнейшей характеристикой ракетного аппарата, определяющей его экономичность. А эта скорость главным образом зависит от теплотворной способности применяемого топлива. Выдвинув в 1903 г. идею ракеты, работающей на жидком топливе, в качестве, жидких компонентов Циолковский предложил использовать сжиженные газы — водород и кислород.
      В жидкостно-реактивном двигателе топливо определяет не только потенциальный запас тепловой энергии, но оно влияет также на габариты летательного аппарата и является также охладителем наиболее теплонапряженных деталей двигателя. Таким образом, проблема топлива при создании ЖРД является одной из центральных проблем.
      Циолковский сформулировал основные требования, предъявляемые к топливам для ЖРД, и неоднократно возвращался к этому вопросу в течение всей своей творческой деятельности. В 1911 г. Циолковский указал на возможность использовать в ракетных двигателях внутриатомную энергию, а также электрическую энергию, передаваемую в пространстве без проводов. В 1914 г. Циолковский предложил использовать в качестве окислителя озон, а в качестве горючего — жидкий метан и скипидар. В 1926 г. он предложил использовать в качестве окислителя окислы азота. Некоторые предложения Циолковского в области топлив для ЖРД реализованы, другие — исследуются.
      В царской России Циолковский трудился в исключительно тяжелых условиях. Используя весь свой заработок для приобретения приборов и постановки научных опытов, Циолковский вынужден был вести нищенский образ жизни. Надо было- обладать изумительной энергией и настойчивостью, иметь величайшую веру в правильность своих технических идей, чтобы, будучи непонятым окружающими и отвергнутым официальными кругами царского правительства, работать, изобретать, вычислять, двигаясь все вперед и вперед.
      В старой России Циолковский потерял надежду на осуществление своих идей, несмотря на то, что лучшие умы того времени — передовые ученые Д. И. Менделеев, Н. Е. Жуковский, А. Г. Столетов, М. А. Рыкачев — не только сочувствовали Циолковскому, но и старались оказать ему посильную помощь.
      По-иному отнеслась к работам Циолковского советская власть. Труды ученого и изобретателя, пугавшие царских чиновников своей якобы фантастичностью, с первых же дней советской власти привлекли внимание Советского государства и Коммунистической партии. В. И. Ленин так сформулировал отношение нашей партии к научной фантастике:
      «Напрасно думают, что она нужна только поэту. Это глупый предрассудок. Даже в математике она нужна, даже открытие дифференциального и интегрального исчислений невозможно было бы без фантазии. Фантазия есть качество величайшей ценности...»1.
      Уже в 1919 г. К. Э. Циолковскому были созданы все условия для продолжения его научной деятельности и изобретательства. С новой силой развернулась творческая работа ученого. За 17 лет после Октябрьской революции он написал в 4 раза больше работ, чем за 40 лет предыдущей деятельности в условиях царской России.
      В письме к И. В. Сталину К. Э. Циолковский так сформулировал причины подъема своих тверческих сил:
      «Всю свою жизнь мечтал я своим трудом хоть немного продвинуть человечество вперед. До революции моя мечта не могла осуществиться.
      Лишь Октябрь принес признание трудам самоучки, лишь Советская власть и партия Ленина — Сталина оказали мне действенную помощь. Я почувствовал любовь народных масс, и это давало мне силы продолжать работу, уже будучи больным...»
      Идея реактивного полета привлекла живое внимание технической интеллигенции молодой советской России. Вокруг Константина Эдуардовича стали создаваться группы по изучению реактивного движения, которые выдвинули впоследствии ряд талантливых конструкторов и научных работников, посвятивших свою жизнь реализации идей Циолковского в области создания реактивных аппаратов.
      Советский народ высоко ценит заслуги Циолковского перед отечественной наукой. Ученики и последователи К- Э. Циолковского развивают его идеи и претворяют их в жизнь.
      В 1908 г. начал заниматься реактивными двигателями Ф. А. Цандер, который был прямым продолжателем работ К. Э. Циолковского.
      Цандер посвятил свою жизнь разработке проблемы межпланетного сообщения. Свою деятельность Цандер не ограничил теоретическими исследованиями — он одновременно проводил экспериментальные работы. для решения практических вопросов ракетной техники.
      Цандер подверг критическому анализу все предлагавшиеся способы полета и предложил новые. Так, с целью преодоления нижних слоев атмосферы с наименьшей затратой топлива он предложил соединить ракету с самолетом.
      Цандеру принадлежит ряд теоретических работ по вычислению скорости истечения газов, по расчету реактивных двигателей на жидком топливе, а также идея применения металлов в качестве топлива для ЖРД с использованием для этой цели баков из-под топлива и даже отдельных частей летательного аппарата. Эта идея была высказана Цандером в 1924 г. в статье «Перелеты на другие планеты» и развита в работе «Проблема полета при помощи реактивных аппаратов», изданной в 1932 г.
      Проведенные Цандером в 1928 — 1929 гг. опыты подтвердили практическую возможность сжигания в воздухе сплавов, содержащих магний и алюминий.
      В 1930 — 1931 гг. Цандер построил свой первый реактивный двигатель ОР-1, работающий на бензине и газообразном воздухе, с тягой до 5 кг. Это был небольшой экспериментальный двигатель, работа которого доказывала практическую возможность получить реактивную силу при удовлетворительном коэффициенте полезного действия.
      В 1932 г. Цандер разработал проект и построил жидкостнореактивный двигатель ОР-2, работавший на жидком кислороде и бензине.
      При огневых испытаниях, производившихся в марте 1932 г., двигатель развивал тягу до 50 кг.
      С 1916 г. начал свою исследовательскую деятельность в области ракетного полета Ю. В. Кондратюк. Кондратюк самостоятельно получил основные законы движения ракеты, разработав при этом ряд новых вопросов. Он установил наиболее целесообразные траектории полета ракеты, нашел принципы наивыгоднейшего использования реактивной силы, исследовал вопрос о нагревании ракеты при движении ее в воздухе и т. д.
      Свои труды по технике ракетного полета Ю. В. Кондратюк опубликовал в 1929 г. в книге «Завоевание межпланетных пространств». Рассматривая первое издание этой книги, проф. В. П. Ветчинкин написал: «Принимая во внимание, что Ю. В. Кондраткж не получил высшего образования и до всего дошел совер шенно самостоятельно, можно лиЩь удивляться талантливости и широте взглядов русских механиков-самоучек».
      Исследовательскими работами в области ракетной техники в нашей стране занимались также С. П. Королев, М. К. Тихонравов, В. П. Глушко и др. Ракета инженера Тихонравова, снабженная жидкостно-реактивным двигателем, совершила в 1934 г. несколько удачных полетов, а в 1935 г. достигла высоты 10 000 м. Следует заметить, что в Америке к этому времени наибольшая достигнутая ракетой высота составляла 2300 м.
      В 1934 г. состоялась Всесоюзная конференция по изучению стратосферы. На этой конференции были сделаны доклады о возможности применения реактивных аппаратов для исследования стратосферы, о достижениях реактивной техники. Конференция заслушала доклады о применении ракет при старте самолетов, о крылатых ракетах для полета человека и др.
      Конференция отметила большие возможности применения в будущем реактивных снарядов для завоевания стратосферы и указала на основные вопросы, от разрешения которых зависит успех применения ракетной техники.
      Значительно позже, чем в СССР, началось исследование жидкостно-реактивных двигателей за границей.
      В Германии в 1923 г. опубликовал свои работы по ЖРД Оберт.
      Следует отметить, что в своем письме к Циолковскому, написанном в 1929 г., Оберт признает приоритет русского ученого в области жидкостно-реактивных двигателей и отмечает громадное значение его работ для развития ЖРД.
      Кроме Оберта, в Германии над исследованием ЖРД работали Винклер, Рид ель и др. Империалисты Германии страстно желали получить жидкостно-реактивный двигатель для создания оружия нападения и им удалось это сделать: в июле 1942 г. был произведен удачный пуск ракеты А-4 с жидкостно-реактивным двигателем, которая применялась затем в качестве снаряда дальнего действия.
      Схема двигателя ракеты А-4 в своих основных чертах заимствована немцами у Циолковского. Еще в 1903 г. Циолковский писал о ракете, использующей жидкий кислород в качестве окислителя, о ракете, управляемой рулями, помещенными в газовую струю, о ракете, питание которой осуществлялось с помощью насосов; о ракете, автоматически управляющейся. При создании ракеты А-4 немцы использовали все эти предложения русского ученого.
      Большую роль в создании теории жидкостно-реактивных двигателей играют работы советских ученых, опубликованные в последние годы.
      Таким образом, воплощаются в жизнь надежды Константина Эдуардовича Циолковского, который в предсмертном письме к И. В. Сталину писал:
      «Все свои труды по авиации, ракетоплаванию и межпланетным сообщениям передаю партии большевиков и Советской власти — подлинным руководителям прогресса человеческой культуры. Уверен, что они успешно закончат эти труды».
      Исследования жидкостно-реактивных двигателей показали, что этот тип двигателей может быть применен в качестве силовой установки для истребителя-перехватчика, для ракетного снаряда дальнего действия и т. д.
     
      § 3. Характерные особенности ЖРД
      ЖРД использует в процессе работы горючее и окислитель, запасенные на самом летательном аппарате. Естественно, что при этом давление и температура в камере сгорания и расход газов через двигатель не зависят от окружающей среды. На величину тяги двигателя, кроме секундного расхода газов, решающее влияние оказывает еще и перепад давлений между камерой сгорания и окружающей средой, от которого зависит скорость истечения. При увеличении высоты и скорости полета давление за соплом уменьшается и тяга двигателя соответственно увеличивается. Таким образом, в противоположность всем другим типам двигателей (поршневые, турбореактивные) тяга ЖРД возрастает с увеличением высоты. Поэтому ЖРД пригоден для оснащения летательных аппаратов, предназначенных для полетов на больших высотах и даже в безвоздушном пространстве. В этом состоит одна из положительных особенностей ЖРД.
      Другая особенность ЖРД состоит в простоте и легкости силовой установки по сравнению с другими типами двигателей. Окислитель подается в жидком состоянии, а потому для сжатия требуется меньшая работа и менее громоздкие устройства (насосы), чем для двигателей, использующих в качестве окислителя атмосферный воздух.
      В газовом тракте ЖРД нет подвижных частей (например, лопаток турбины), которые ограничивают величину максимальной рабочей температуры. Поэтому в камере сгорания ЖРД можно сжигать высококалорийные топливные смеси, а следовательно, получать с единицы объема камеры сгорания, большую тягу, чем в других типах реактивных двигателей. В современных авиационных моторных установках (винтомоторная группа и турбореактивный двигатель) вес установки на 1 кг тяги составляет 0,5 — 2,0 кг, в то время как для жидкостно-реактивных двигателей — всего 0,03 — 0,15 кг.
      ЖРД имеет исключительные возможности для получения больших мощностей в одном агрегате малых габаритов. Например, двигатель одного из выполненных ракетных снарядов при диаметре поперечного сечения 950 мм имеет тягу 25 m и в полете развивает мощность в полмиллиона лошадиных сил.
      Основной недостаток ЖРД заключается в большом удельном расходе топлива. Поршневые и воздушно-реактивные двигатели в качестве окислителя используют атмосферный воздух, а в жидкостно-реактивных двигателях окислитель является частью топлива и поэтому вполне понятно, что расход топлива на единицу тяги в ЖРД будет значительно большим, чем в других типах двигателей.
      ЖРД с тягой 800 кг расходует топлива примерно 4 кг.сек, тогда как турбореактивный двигатель с такой же тягой в стендовых условиях расходует не более 0,33 кг/сек.
      Другим недостатком ЖРД является малый ресурс. Камера сгорания и реактивное сопло ЖРД работают в очень тяжелых условиях. Температура газов в конце камеры сгорания достигает 3000 — 4000° абс., давление газов составляет несколько десятков атмосфер. В единице объема камеры сгор,ания ЖРД выделяется в 10 — 100 раз больше тепла, чем в камере сгорания турбореактивного двигателя, в 1000 раз больше, чем в топке наиболее форсированного парового котла.
      Для того, чтобы камера сгорания и реактивное сопло могли работать более или менее продолжительное время, необходимо интенсивное охлаждение. В выполненных ЖРД удельный тепловой поток через стенки превышает 107 ккал/м2 час.
      Несмотря на интенсивное охлаждение ресурс камеры сгорания не превышает нескольких часов.
      С другой стороны, большинство окислителей, применяемых для ЖРД, агрессивны к конструкционным материалам. Поэтому значительную трудность представляет создание уплотнительных устройств (пакетов) для насосов, применяемых для таких окислителей. Ресурс уплотнительных пакетов также ограничен.
      Таким образом, ЖРД представляет собой легкий, компактный и достаточно простой двигатель, допускающий получение огромных мощностей в одном агрегате, работающий в разреженных слоях атмосферы даже лучше, чем у земли. Но ЖРД имеет большие удельные расходы топлива и малый ресурс. Эти характерные особенности ЖРД и определяют области его применения.
     
      § 4. Области применения
      Наиболее успешно ЖРД применяются для беспилотных авиационных аппаратов.
      Применение ЖРД позволяет проводить исследование аппаратов на скоростях, недоступных для летательных аппаратов с другими типами двигателей. Аппараты с ЖРД во много раз увеличили ту максимальную высоту атмосферы, которая доступна для непосредственного исследования приборами.
      Применение ЖРД для военных целей позволило создать ракетные снаряды дальнего действия, зенитные управляемые ракеты. Эти двигатели применяются также в качестве автономных силовых установок для истребителей-перехватчиков и в качестве вспомогательных самолетных двигателей.
     
      Беспилотные авиационные аппараты
      Беспилотные авиационные аппараты для исследовательских и военных целей конструктивно выполняются одинаковыми и отличаются главным образом содержанием полезной нагрузки.
      С помощью беспилотных аппаратов, предназначенных для исследовательских целей, изучается строение атмосферы, а также поведение летательных аппаратов на больших скоростях полета.
      С помощью экспериментальных беспилотных самолетов ведется изучение аэродинамики больших скоростей, разрешаются частные вопросы устойчивости и управляемости самолета при полете со сверхзвуковыми скоростями, исследуется влияние стреловидности крыла в плане на аэродинамические данные самолета, определяются рациональные размеры, форма и расположение оперения и т. д.
      С помощью специальных ракет могут быть получены сведения о составе стратосферы, о температуре, давлении, интенсивности космической радиации на различных высотах, о природе магнитных бурь и т. д.
      Один из выполненных аппаратов для исследования сверхзвуковых скоростей полета имел форму самолета с размахом крыла, равным 2,5 м. Этот аппарат был снабжен жидкостно-реактивным двигателем с тягой в 300 кг и развивал скорость до 1415 км/час. Все замеры во время испытания (полета) — давление в камере сгорания двигателя, скорость полета, углы отклонения рулей — регистрировались и передавались на землю телеметрическим передатчиком.
      Применение для атмосферных исследований другого мощного реактивного снаряда с тягой в 25 пг позволило получить данные о составе атмосферы и температуре ее отдельных слоев до высоты почти 200 км. Применение составных ракет позволило достичь высоты 400 км.
      Наибольшее применение ЖРД получили как двигатели для ракетных снарядов дальнего действия, зенитных снарядов и воздушных торпед.
      Вспомогательные двигатели
      ЖРД применяется и в качестве дополнительной силовой установки самолета для кратковременного увеличения располагаемой
      тяги. Дополнительная тяга может использоваться для уменьшения разбега самолета, для сокращения времени набора высоты или для увеличения скорости горизонтального полета. Такие дополнительные силовые установки называются ускорителями или стартовыми ускорителями, если они используются только для облегчения взлета.
      Полезная нагрузка, которую может взять самолет, определяется главным образом возможностью взлета самолета с аэродрома нормальных размеров. При этом скороподъемность самолета и, в частности, время взлета определяется избытком располагаемой мощности над потребной при полете на скоростях, меньших максимальной. Применение стартовых ускорителей позволяет уменьшить длину разбега самолета перед взлетом или при той же длинной разбега увеличить полезную нагрузку.
      Жидкостно-реактивный двигатель в качестве стартового ускорителя выполняется обычно в виде отдельной установки, которую можно крепить к различным частям самолета и сбрасывать после взлета. В таких установках используется баллонная система подачи. Продолжительность работы двигателя 30 — 60 сек. После запуска летчик имеет возможность остановить двигатель стартового ускорителя в любой момент до выработки топлива. Стартовый ускоритель, полностью снаряженный для работы, должен допускать достаточно длительное хранение с возможностью последующего его использования.
      Применение стартовых ускорителей позволяет уменьшить длину разбега самолета примерно на 50% или при той же длине разбега соответственно увеличить полезную нагрузку.
      Ускоритель — эта дополнительная установка, которая остается на самолете в течение всего полета и служит для кратковременного увеличения скорости или скороподъемности самолета.
      Жидкостно-реактивный двигатель, применяемый как ускоритель, может быть смонтирован за одно целое с основным двигателем или отдельно от него. Подачу компонентов в камеру сгорания удобно осуществлять в этом случае с помощью насосов, приводимых от основного двигателя. Особое внимание при проектировании жидкостно-реактивного ускорителя уделяется запуску. Двигатель в течение полета должен допускать несколько запусков, причем процесс запуска должен занимать очень небольшое время.
      О влиянии ускорителя на характеристики самолета можно судить по следующему графику (фиг. 3), построенному для самолета с двумя турбореактивными двигателями, каждый из которых имеет тягу 800 кг. Каждый из турбореактивных двигателей имеет дополнительную моторную установку — ЖРД с тягой 1250 кг.
      При полете с работающими ускорителями самолет набирает высоту 9 км за 2 мин., а затем за счет инердии доходит до потолка. Высоту в 9 км без ускорителей самолет набирает за 7,5 мин. Если ускоритель включить не у земли, а на какой-то промежуточной высоте, то самолет может достичь высоты, превышающей его нормальный потолок.
      Таким образом, ускорители являются эффективным средством для облегчения взлета самолета, улучшения его скороподъемности
      и кратковременного увеличения скорости.
     
      Автономные двигатели для самолетов
      Жидкостно-реактивный двигатель может быть использован как автономный двигатель для истребителя-перехватчика, обладающего большой скороподъемностью и скоростью горизонтального полета, но малым радиусом действия. Чтобы продлить время пребывания такого самолета в воздухе, двигатель работает не непрерывно: полет с работающим двигателем чередуется с планирующим полетом. Поэтому двигдтель должен допускать 6 — 7 запусков во время полета на любой высоте до потолка самолета. Для надежности и уменьшения времени запуска турбонасосный агрегат может не выключаться в течение всего полета.
      Для самолетного двигателя также необходимо, чтобы его тяга могла изменяться в широком диапазоне (обычно от 10 до 100%). Наиболее просто тягу двигателя можно регулировать изменением подачи топлива в камеру сгорания. Однако при уменьшении (против номинального режима) подачи топлива уменьшается давление газов в камере сгорания и рабочий процесс становится менее экономичным. Поэтому самолетный ЖРД часто выполняется в виде многокамерного двигателя. В этом случае уменьшение тяги выключением отдельных камер не будет сопровождаться ухудшением экономичности двигателя.
      Один из выполненных самолетных ЖРД имеет общую тягу 2000 кг, которая создается двумя камерами: большая камера развивает тягу 1700 /сг, а малая 300 кг. Самолет с таким двигателем способен за одну минуту подняться с 6 до 12 км, но может летать не больше 10 — 15 мин. На режиме полной тяги, весь запас топлива расходуется за 4,5 мин.
      Другой двигатель для опытного самолета имеет четыре камеры. Все камеры одинаковы и создают суммарную тягу 2720 кг. Самолет с таким двигателем достигал в полете сверхзвуковых скоростей.
      Фиг. 3. Время набора высоты для самолета с турбореактивными двигателями при наличии жидкостно-реактивных ускорителей и без них.
     
      § 5. Сравнение ЖРД с другими типами двигателей
      Наряду с ЖРД для указанных выше целей могут применяться и другие типы двигателей.
      В качестве стартовых ускорителей на самолетах наряду с ЖРД применяются пороховые двигатели. Пороховые двигатели значительно проще* чем жидкостные, но продолжительность их работы составляет всего 5 — 15 сек., причем во время взлета двигатель невозможно выключить до полного выгорания всего запаса топлива.
      Для беспилотного авиационного оружия, кроме ЖРД, могут применяться реактивные двигатели, работающие на твердом топливе, а также прямоточные и пульсирующие воздушно-реактивные двигатели.
      Пороховые ракеты используются для снарядов ближнего действия. Для снарядов дальнего действия, часть траектории которых лежит в пределах стратосферы, ЖРД является единственно пригодным двигателем. Пульсирующие и прямоточные воздушно-реактивные двигатели устанавливаются главным образом на самолетах-снарядах.
      ЖРД может обеспечить скорость летательного аппарата свыше 5000 км/час, но отличается чрезвычайно большим расходом топлива. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель может обеспечить скорость снаряда до 3000 км/час, но не может применяться на высотах более 10 — 12 км. Прямоточный двигатель эффективно работает только при скоростях, превышающих 1000 км/час, поэтому для первоначального разгона снаряда требуются специальные устройства.
      В качестве автономной силовой установки для самолета ЖРД получил сравнительно небольшое применение.
      Установим место самолета-истребителя с ЖРД среди истребителей с другими двигателями (поршневым и турбореактивным). Воспользуемся для этого данными расчетов для трех одноместных одномоторных истребителей. Пусть на этих самолетах имеются такие силовые установки:
      1) поршневой мотор с винтом, имеющий на расчетной высоте, равной 6100 ж, мощность 1700 л. с. и взлетную мощность 2000 л. с.;
      2) турбореактивный двигатель, развивающий на эксплуатационном режиме тягу 1550 кг и на боевом режиме 1800 кг
      3) жидкостно-реактивный двигатель с тягой 4100 кг.
      Мощность и тяга сравниваемых двигателей в нашем примере выбраны так, чтобы наиболее отчетливо проявились преимущества отдельных типов силовых установок.
      При расчете характеристик ЖРД принято, что тяга не зависит от скоростной высоты полета.
      На фиг. 4 даны графики изменения относительных располагаемых тяг по скорости и высоте полета.
      Из графиков видно, что с увеличением высоты и скорости располагаемые тяги турбореактивного двигателя и винтомоторной группы с поршневым мотором (ВМГ) уменьшаются. Правда, располагаемая тяга ТРД, начиная со скорости v, равной примерно 700 км/час, несколько возрастает, но в диапазоне рабочих скоростей она все-таки остается меньше располагаемой тяги при v=0.
      Фиг. 4. Влияние скорости и высоты полета на тягу поршневого (ВМГ) турбореактивного и жидкостнореактивного двигателей.
      При скорости 960 — 980 км/час тяга ВМГ из-за уменьшения к. п. д. винта становится практически равной нулю и это ставит абсолютный предел для увеличения скорости истребителя с ВМГ.
      По величине тяги ЖРД имеет преимущество на всех скоростях и высотах полета.
      Удельный вес силовой установки (сухой вес установки, отнесенный к 1 кг тяги) также зависит от высоты и скорости полета. Наибольший удельный вес имеет ВМГ, наименьший — ЖРД. Даже на малых скоростях полета удельный вес ЖРД примерно в 20 раз меньше удельного веса ВМГ.
      В расчетах приняты следующие веса двигателей:
      ВМГ (с системой охлаждения) 1300 кг
      ТРД......................... 900
      ЖРД......................... 350
      Удельный расход топлива на эксплуатационных режимах характеризуется следующей таблицей.
      Таблица 1
      Фиг. 5. Летные данные самолетов с тремя типами силовых установок: с поршневым (ВМГ), турбореактивным и жидкостнореактивным двигателями.
      Наибольшую скорость, равную 770 км/час, истребитель с ВМГ развивает на высоте 7600 м. Истребитель с ТРД имеет наибольшую скорость, равную 820 км/час, при Н=0. Истребитель с ЖРД увеличивает скорость по мере набора высоты. На высоте 7300 м скорость его достигает скорости звука.
      На фиг. 5, б сравниваются продолжительности набора высоты от земли (Н=0) до #=9150 м истребителями с различными сило-
      выми установками. Истребителю с ЖРД для набора высоты требуется времени п-римерно в 10 раз меньше, чем для истребителей с другими двигателями.
      Фигура 5, в характеризует наибольшую дальность полета истребителей. Наибольшую дальность полета (1960 км) имеет истребитель с ВМГ, но она достигается в узком диапазоне малых скоростей (около 320 км/час). Наибольшая дальность истребителя с ЖРД очень невелика, но она может быть получена в широком диапазоне скоростей (550 — 800 км/час) и мало зависит от высоты полета.
      На основании результатов сравнения можно сделать следующие выводы.
      1. Жидкостно-реактивный двигатель в качестве автономной силовой установки пригоден для самолетов с большой скоростью полета и с большой скороподъемностью, но малым радиусом действия. Поэтому он обычно применяется для истребителей-перехватчиков.
      2. Большие скорости горизонтального полета самолетов с ЖРД делают этот двигатель незаменимым для создания опытных самолетов, предназначенных для исследования возможностей и особенностей полета со скоростями, еще не достигнутыми самолетами с другими типами двигателей.
      Таким образом, жидкостно-реактивный двигатель позволяет создать наиболее скоростные и высотные летательные аппараты.

      KOHEЦ ФPAГMEHTA КНИГИ

 

НА ГЛАВНУЮТЕКСТЫ КНИГ БКАУДИОКНИГИ БКПОЛИТ-ИНФОСОВЕТСКИЕ УЧЕБНИКИЗА СТРАНИЦАМИ УЧЕБНИКАФОТО-ПИТЕРНАСТРОИ СЫТИНАРАДИОСПЕКТАКЛИКНИЖНАЯ ИЛЛЮСТРАЦИЯ

 

Яндекс.Метрика


Творческая студия БК-МТГК 2001-3001 гг. karlov@bk.ru