Кубота Н. Твердые ракетные топлива и взрывчатые вещества

Подождите немного. Документ загружается.

471

котемпературные продукты сгорания, которые выбрасываются из сопла, прикреп-

ленного к хвостовой части вторичной камеры сгорания. Благодаря этому упро-

щенному процессу, делается газогибридная ракета. Так как температура газа, обо-

гащенного горючим, и скорость реакции во вторичной камере сгорания очень вы-

соки, достигается высокое совершенство процесса сгорания. Массовая скорость

генерации во вторичной камере

сгорания регулируется массовой скоростью пото-

ка жидкого окислителя, которая управляется посредством клапана, установленно-

го у бака с окислителем.

Чтобы исключить насосную систему подачи жидкого окислителя, использу-

ется саморегулирующийся подающий механизм окислителя, как показано на рис.

14.24. Поток сжатого обогащенного горючим газа, генерируемый в первичной ка-

мере сгорания, подается в бак окислителя

для подачи затем во вторичную камеру.

Одновременно обогащенный горючим газ инжектируется во вторичную камеру

сгорания и реагирует с атомизированным окислителем. Обогащенный горючим

газ инжектируется из первичной камеры сгорания во вторичную камеру сгорания

через инжектор горючего газа в условиях дросселируемого газового потока. Дав-

ление в первичной камере сгорания приблизительно удваивается по

сравнению с

давлением во вторичной камере. Эта система называется газо-поддавливающей

системой.

Рис. 14.24. Два типа газогибридной ракеты: система с использованием газа

под давлением и турбонасосная операционная система

472

Если для получения сильного потока окислителя используется турбонасос,

то такая же система также действует за счет обогащенного горючим газа, генери-

руемого в первичной камере сгорания. Так как обогащенный горючим газ нахо-

дится при более высоком давлении, чем давление во вторичной камере сгорания,

то он используется для обеспечения работы насоса окислителя и

далее применя-

ется в качестве горючего компонента во вторичной камере сгорания. Кроме того,

инжектор горючего газа требует дросселируемого газового потока, и должен быть

принят во внимание перепад давлений в турбонасосе, чтобы получить определен-

ную скорость подачи окислителя.

14.6.2 Тяга и давление при горении

Что касается ракетного двигателя, то давление при горении определяется по

балансу масс между массовой скоростью генерации и массовой скоростью раз-

грузки в соответствии с уравнением

(

)

tDgc

Acmmp /

+= , (14.59)

где р

– давление в камере сгорания,

– массовая скорость генерации,

–

скорость потока окислителя, c

– коэффициент разгрузки сопла, A

– площадь кри-

тического сечения сопла. Температура горения определяется отношением массо-

вых скоростей потока окислителя и горючего O/F. Скорость горения пироланта,

используемого в качестве газогенератора, задается уравнением (3.68), как в случае

твердых ракетных топлив. Уравнение (14.59 затем) может быть переписано в виде

tDtDbp

AcmAcAapp //

, (14.60)

где p

– давление в газогенераторе, A

– площадь горящей поверхности пиро-

ланта, ρ

– плотность пироланта.

Если сопло для инжекции газа находится в недросселируемых условиях, то

давление в газогенераторе равно давлению в камере сгорания, то есть p

= p

Скорость генерации газа определяется давлением в камере сгорания. Если сопло

для инжекции газа находится в условиях дросселирования, то скорость горения

определяется площадью сопла для инжекции газа A

t,g

и давление в газогенераторе

определяется как

()

gDgnpg

cKap

−

1/1

, (14.61)

где c

D,g

– коэффициент разгрузки сопла для инжекции газа газогенератора и

n,g

= A

t,g

. Тяга F определяется как

ctF

pAcF =

, (14.62)

где c

– коэффициент тяги, который определяется коэффициентом расширения

сопла и отношением удельных теплоемкостей газообразных продуктов сгорания.

14.6.3 Пироланты, используемые в газогенераторах

Хотя пироланты, используемые в газогибридных ракетах, горят так же, как

и твердые ракетные топлива, однако их химические составы являются обогащен-

473

ными горючим. Пироланты горят не полностью, и температура их горения не-

сколько ниже 1000 К. Если атомизированный окислитель смешивается с обога-

щенным горючим газом во вторичной камере сгорания, то смесь реагирует, обра-

зуя высокотемпературные продукты сгорания. Совершенство горения, опреде-

ляемое реализацией удельного импульса I

, зависит от комбинации пироланта и

окислителя.

Типичными пиролантами являются глицидилазидный полимер (ГАП) с час-

тицами металла и без них и смеси ГАП и НТРВ, BAMO и АММО. Эти вещества

являются быстрогорящими материалами, которые генерируют обогащенные го-

рючим продукты. Жидкий кислород, N

O, N

, H

и HNO

являются типичны-

ми окислителями, используемыми в жидкостных и гибридных ракетах. Эти окис-

лители – при комнатной температуре относительно стабильные жидкие окислите-

ли, за исключением жидкого кислорода, который является криогенным окислите-

лем. На рис. 14.25 приведен удельный импульс как функция отношения окисли-

тель/горючее (O/F), если N

O используется в качестве окислителя [4]. При расче-

тах принято давление при горении р

= 5МПа и оптимальное расширение сопла

ε = 100. Максимальный удельный импульс I

получен при отношении O/F = 1,25

для смеси 40% НТРВ/60% ПХА и I

= 338 с получен при отношении O/F = 1,60

для ГАП. Удельный импульс обычной гибридной ракеты на смеси N

/НТРВ

также показан на рис. 14.25 в качестве справки: I

= 340 с при N

/НТРВ = 4,05.

Рис. 14.25. Удельный импульс газогибридного ракетного двигателя на

системе N

/пиролант как функция отношения окислитель-горючее

474

В таблицах 14.4, 14.5, 14.6, 14.7 и 14.8 показаны максимальные удельные

импульсы, полученные для различных комбинаций пиролантов и окислителей.

Отношение окислитель-горючее (O/F по массе) и плотность топливной системы

(ρ

O/F

) также являются важными факторами при проектировании газогибридных

ракетных двигателей.

Таблица 14.4. Удельный импульс (окислитель-жидкий кислород) при

= 5 МПа и ε = 100

Пиролант I

, с O/F ρ

O/F

×10

кг/м

ГАП

(1,00) 360,0 1,1 1,19

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 361,9 0,8 1,28

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 361,4 1,1 1,25

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 350,1 0,9 1,31

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 357,1 0,8 1,25

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 353,1 1,3 1,24

ГАП

(0,80)/ξ

НТРВ

(0,20) 362,9 1,4 1,16

ГАП

(0,60)/ξ

НТРВ

(0,40) 365,3 1,7 1,13

БАМО

(1,00) 365,1 1,1 1,21

БАМО

(0,80)/ξ

(0,20) 366,9 0,7 1,30

AMMO

(1,00) 366,0 1,5 1,11

Таблица 14.5. Удельный импульс (окислитель N

O) при р

= 5 МПа и ε = 100

Пиролант I

, с O/F ρ

O/F

×10

кг/м

ГАП

(1,00)

321,8 3,3 1,24

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 330,6 2,8 1,27

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 327,8 3,5 1,26

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 321,1 3,0 1,29

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 327,7 3,0 1,25

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 318,4 4,3 1,26

ГАП

(0,80)/ξ

НТРВ

(0,20) 321,6 4,3 1,22

ГАП

(0,60)/ξ

НТРВ

(0,40) 321,7 5,3 1,21

БАМО

(1,00) 325,6 3,4 1,25

БАМО

(0,80)/ξ

(0,20) 333,9 2,7 1,28

AMMO

(1,00) 323,1 4,6 1,20

475

Таблица 14.6. Удельный импульс (окислитель N

) при р

= 5 МПа и ε = 100

Пиролант I

, c O/F ρ

O/F

×10

кг/м

ГАП

(1,00)

338,4 1,8 1,36

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 344,8 1,3 1,43

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 341,6 1,8 1,42

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 333,2 1,4 1,43

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 340,9 1,3 1,39

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 332,6 2,1 1,42

ГАП

(0,80)/ξ

НТРВ

(0,20) 339,4 2,2 1,35

ГАП

(0,60)/ξ

НТРВ

(0,40) 340,1 2,7 1,33

БАМО

(1,00) 343,1 1,6 1,38

БАМО

(0,80)/ξ

(0,20) 349,4 1,2 1,44

АМMО

(1,00) 341,5 2,3 1,29

Таблица 14.7. Удельный импульс (окислитель Н

) при р

= 5 МПа и ε = 100

Пиролант I

O/F

×10

кг/м

ГАП

(1,00) 339,3 2,7 1,39

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 347,4 2,3 1,44

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 345,1 3,0 1,43

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 336,8 2,3 1,46

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 344,7 2,3 1,41

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 335,4 3,2 1,43

ГАП

(0,80)/ξ

HTPB

(0,20) 340,1 3,3 1,37

ГАП

(0,60)/ξ

HTPB

(0,40) 341,1 4,3 1,36

БАМО

(1,00) 342,8 2,6 1,40

БАМО

(0,80)/ξ

(0,20) 348,4 3,0 1,37

АММО

(1,00) 341,8 3,5 1,33

476

Таблица 14.8. Удельный импульс (окислитель HNO

) при р

= 5 МПа и ε = 100

Пиролант I

, c O/F ρ

O/F

×10

кг/м

ГАП

(1,00) 324,3 1,9 1,41

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 333,5 1,5 1,47

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 329,4 2,0 1,47

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 321,5 1,6 1,50

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 330,1 1,6 1,44

ГАП

(0,80)/ξ

(0,20) 318,5 2,5 1,47

ГАП

(0,80)/ξ

HTPB

(0,20) 324,4 2,6 1,40

ГАП

(0,80)/ξ

HTPB

(0,40) 324,1 3,2 1,38

БАМО

(1,00) 329,0 1,9 1,42

БАМО

(0,80)/ξ

(0,20) 337,9 1,4 1,48

АМMО

(1,00) 326,0 2,6 1,34

Ссылки

1. Kubota, N., Survey of Rocket Propellants and their Combustion Characteristics,

Fundamentals of Solid-Propellant Combustion (Eds: Kuo, K., K., and Summerfield,

M.), Progress in Astronautics and Aeronautics, Vol. 90, Chapter 1, AIAA, New

York (1984).

2. Glassman, I., and Sawyer, F., The Performance of Chemical Propellants, Circa

Publications, New York (1970).

3. Sutton, G.P., Rocket Propulsion Elements, 6 th edition, John Wiley & Sons, Inc.,

New York (1992), Chapter 11.

4. Kubota, N., Rocket Combustion, Nikkan Kogyo Press, Tokyo (1995).

5. Kubota, N., Principles of Solid Rocket Motor Design, Pyrotechnics Chemistry, J. of

Pyrotechnics, Inc., Whitewater, CO (2004), Chapter 12.

6. Takishita, Y., Sumi, K., and Kubota, N., Experimental Studies on Erosive Burning

of Rocket Motors, Proceedings of the 18

th Symposium on Space Science and

Technology, Tokyo (1974), pp. 197-200.

7. Procinsky, I.M., and McHale, C. A., Nozzleless Boosters for Integral-Rocket Ram-

jet Missile Systems, J. Spacecraft and Rockets, Vol. 18, 193 (1981).

8. Procinsky, I.M., and Yezzi, C. A., Nozzleless Performance Program, AIAA paper

82-1198 (1982).

9. Okuhara, H., Combustion Characteristics of Nozzleless Rocket Motors, Kogyo

Kayaku, Vol. 48, No. 2, pp. 85-94 (1987).

10. Timnat, Y.M., Advanced Chemical Rocket Propulsion, Academic Press, New York

(1987), Chapter 6.

11. Kuwahara, T., Mitsuno, M., Odajima, H., Kubozuka, S., and Kubota, N., Combus-

tion Characteristics of Gas-Hybrid Rockets, AIAA-94-2880, New York (1994).

477

Гл а в а 15

Ракеты с прямоточным двигателем

15.1 Основы прямоточных ракетных двигателей

15.1.1 Твердотопливные ракеты, жидкостные ракеты и

прямоточные ракетные двигатели

Ракеты с прямоточным двигателем являются промежуточными между твер-

дотопливными ракетами и жидкостными прямоточными воздушно-реактивными

двигателями. Реактивная сила твердотопливных ракет создается за счет горения

твердых топлив, состоящих из окислителя и компонентов горючего. Поэтому ни-

каких дополнительных горючих или окислителей, которые бы вводились из атмо-

сферы в ракетный двигатель, не требуется. Изменение

количества движения про-

дуктов сгорания, выбрасываемых из сопла, превращается в тягу для создания ре-

активного движения. С другой стороны, реактивная сила жидкостных прямоточ-

ных воздушно-реактивных двигателей создается при горении жидкого углеводо-

родного горючего с воздухом, вводимым из атмосферы [1]. Поступающий воздух

сжимается ударной волной, образующейся в воздухозаборнике, прикрепленном к

переднему

концу камеры сгорания. Воздух, забираемый из атмосферы, служит в

качестве окислителя для прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Тяга

создается разницей количества движения между газообразными продуктами сго-

рания из камеры сгорания и воздуха, забираемого из атмосферы.

Подобно жидкостным прямоточным воздушно-реактивным двигателям,

прямоточные ракеты забирают воздух из атмосферы через воздухозаборник, при-

крепленный к

передней части камеры сгорания. Однако в противоположность

жидкостным прямоточным воздушно-реактивным двигателям горючие компонен-

ты, используемые для прямоточных ракет, представляют собой обогащенные го-

рючим пироланты, состоящие из компонентов горючего и окислителя. Продукты

неполного сгорания, производимые пиролантом в газогенераторе, горят в смеси с

воздухом, подаваемым из атмосферы в камеру сгорания [1-6]. Как

и в случае жид-

костных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, тяга прямоточных ракет

создается за счет разницы количества движения между продуктами сгорания из

камеры сгорания и воздуха, подаваемого из атмосферы.

Хотя воздух, вводимый из атмосферы через воздухозаборник, используется

в качестве окислителя в прямоточных ракетах и прямоточных воздушно-

реактивных двигателях, однако используемое горючее

в прямоточных ракетах

сильно отличается от горючего для прямоточных воздушно-реактивных двигате-

478

лей (ПВРД). Горючее, подаваемое в ПВРД, представляет собой атомизированную

жидкость, которая испаряется и смешивается с воздухом при горении. С другой

стороны, горючее, применяемое в прямоточных ракетах, состоит из высокотемпе-

ратурных газообразных продуктов. Поэтому время воспламенения и время реак-

ции горючего прямоточной ракеты намного короче, чем в случае ПВРД. Поэтому

высокий потенциал

воспламеняемости и стабильности горения реализуется в слу-

чае прямоточных ракет.

Сжатый воздух, вводимый из атмосферы через воздухозаборник, называется

"ram air" – воздух для воздухозаборника, а связанное с ним давление на входе

воздухозаборника двигателя "ram pressure", которое вследствие движения двига-

теля через воздушную среду зависит от тормозящего влияния воздухозаборника и

диффузора на воздух, поступающий в двигатель

, и большой кинетической энер-

гии сжигаемого воздуха. На входе воздухозаборника создается давление, когда

скорость воздушного потока замедляется в поле потока [1]. Воздухозаборник

проектируется таким образом, чтобы замедлить сверхзвуковой поток до дозвуко-

вого потока за счет образования ударных волн впереди них. Камера сгорания, в

которой горючий газ горит с воздухом из воздухозаборника,

называется "ram-

burner".

15.1.2 Структурный и операционный процесс

На рис. 15.1 представлена типичная модель прямоточного двигателя. Пря-

моточный ракетный двигатель состоит из газогенератора, содержащего газогене-

рирующий пиролант, системы управления газовым потоком, воздухозаборника,

камеры дожигания и сопла. Так как газогенерирующий пиролант состоит из мате-

риала, обогащенного горючим, то он сгорает не полностью в газогенераторе и об-

разует газообразные продукты, обогащенные горючим

[1-7].

Рис. 15.1. Структура прямоточного двигателя

Эти обогащенные горючим газообразные продукты инжектируются из газо-

генератора в камеру дожигания через систему управления газовым потоком. Воз-

дух, вводимый из атмосферы в камеру дожигания, сжимается ударной волной,

479

образующейся в переднем конце воздухозаборника. Обогащенные горючим газо-

образные продукты и сжатый воздух смешиваются вместе и реагируют, образуя

продукты полного сжигания. Эти газообразные продукты выбрасываются через

сопло, установленное на заднем конце камеры дожигания.

В отличие от твердотопливного ракетного двигателя прямоточный двига-

тель требует организации непрерывного воздушного потока из атмосферы в каме

ру дожигания через воздухозаборник. Когда ракета с прямоточным двигателем

ускоряется до определенной скорости полета, сжатый воздух начинает забираться

из атмосферы. Сразу после того, как достаточно сжатый воздух вводится в камеру

дожигания, прямоточный двигатель начинает работать и создавать тягу. Ракетный

ускоритель, прикрепленный к хвостовой части прямоточного двигателя, отделяет-

ся механически сразу

же после окончания работы ускорителя.

Так как камера дожигания является пустой камерой, работающей под дав-

лением, то возможно объединить заряд твердотопливного ускорителя с камерой

дожигания. Объединенный ускоритель состоит из твердотопливного заряда уско-

рителя, крышки для перекрытия канала, прикрепленной к воздухозаборнику, и

сопла ускорителя. Газообразные продукты сгорания твердотопливного заряда ус-

корителя истекают

через сопловой блок ускорителя. Крышка для перекрытия воз-

духозаборника закрывается, чтобы поддерживать давление в камере в процессе

работы ускорителя. Когда твердотопливный заряд ускорителя воспламеняется, то

при работе ускорителя создается тяга, которая ускоряет движение ракеты с пря-

моточным двигателем. Ракета требует достижения определенной сверхзвуковой

скорости полета после срабатывания ускорителя. Сопло ускорителя

затем выбра-

сывается наружу и крышка воздухозаборника открывается. Сжатый воздух, полу-

чаемый в результате действия вышеупомянутой ударной волны, затем подается

через воздухозаборник. Камера сгорания ускорителя становится камерой дожига-

ния и газогенерирующий пиролант воспламеняется, образуя обогащенные горю-

чим продукты сгорания.

15.2 Параметры проектирования прямоточных

двигателей

15.2.1 Тяга и торможение

Воздухозаборник, используемый для забора воздуха из атмосферы на высо-

те полета, играет важную роль в определении общей эффективности прямоточных

ракет. Давление воздуха, создаваемое ударной волной, определяет давление в ка-

мере дожигания. Температура сжимаемого воздуха также увеличивается за счет

теплового эффекта при воздействии ударной волны. Обогащенные горючим газо-

образные продукты, образующиеся в

газогенераторе, горят в смеси с находящим-

ся под давлением и нагретым ударной волной воздухом в камере дожигания. Со-

пло, прикрепленное к хвостовой части камеры дожигания, увеличивает скорость

потока продуктов сгорания за счет адиабатического процесса расширения. Этот

адиабатический процесс расширения эквивалентен процессу расширения сопла

ракетного двигателя, описанного в разделе 1.2.

480

Согласно рис. 1.3, количество движения, поступающее в воздухозаборник,

составляет

, а выходящее через сопло равно

(

)

efa

vmm

. Тяга, создаваемая

за счет изменения количества движения, в основном описывается уравнением

(1.62). Если воздухозаборник и сопло, установленное в прямоточном двигателе,

проектируются для получения максимальной эффективности тяги, то давление на

переднем конце воздухозаборника и заднем конце сопла становится равным

= р

= p

и тогда уравнение (1.62) можно представить как

(

)

aaefa

vmvmmF

&&&

−+= , (15.1)

где F – тяга,

– скорость воздушного потока в воздухозаборнике,

– ско-

рость потока горючего, v

– скорость продуктов сгорания на выходе из сопла (по-

ложение е). Скорость воздушного потока в воздухозаборнике задается как

iiaia

Avm

, (15.2)

где ρ

– плотность воздуха, v – скорость, А – площадь поперечного сечения воз-

духозаборника (в положении i).

Если ракета с действующим прямоточным двигателем летит со скоростью V

вдоль траектории под углом θ относительно земли, то тяга F описывается как

singMDF

+= , (15.3)

где D – аэродинамическое торможение, действующее на ракету; М

– масса ра-

кеты; g – ускорение силы тяжести, и скорость полета V равна скорости воздушно-

го потока v, создаваемой в воздухосборнике. Аэродинамическое торможение по-

лучается как функция скорости полета согласно уравнению

()

AVCD

2/1

= (15.4)

где С

– коэффициент торможения, А – площадь поперечного сечения ракеты.

Коэффициент торможения зависит от формы ракеты, скорости полета и угла

атаки ракеты α. Хотя С

увеличивается быстро с увеличением числа Маха (М) в

области околозвукового полета М = 0,7–1,2, однако он уменьшается плавно с уве-

личением М в области высоких значений М, М = 1,8–4,0 – в области практическо-

го применения прямоточных ракет; например, С

= 0,25 при М = 2 и С

= 0,18 при

М = 4 для полета с α = 0. Соответственно, аэродинамическое торможение прибли-

зительно пропорционально квадрату скорости полета. Если предположить, что

ракета имеет горизонтальный полет, то есть θ = 0° при постоянном α, то скорость

полета увеличивается, когда F > D. Скорость полета становится постоянной, когда

F = D, и уменьшается при F < D.