Кубота Н. Твердые ракетные топлива и взрывчатые вещества

Подождите немного. Документ загружается.

501

С другой стороны, воздушный поток в случае испытания по схеме SFJ пода-

ется в камеру дожигания через ударные волны, образующиеся в воздухозаборнике

прямоточной ракеты. Прямоточная ракета, используемая для испытания на эф-

фективность горения, устанавливается на испытательном стенде с замером тяги,

который удерживает испытательную камеру. Сверхзвуковой воздушный поток,

который моделирует полетные условия (высота

полета и число Маха) подается в

воздухозаборник через сверхзвуковое сопло, которое прямо соединено трубой с

танком со сжатым воздухом. Имитируя полетные условия ракеты с прямоточным

двигателем, воздух, который сжимается и нагревается ударными волнами, пода-

ется в камеру дожигания. Температура воздуха в сверхзвуковом воздушном пото-

ке при выходе из сверхзвукового сопла

регулируется давлением и температурой

применительно к высоте полета. Этот воздушный поток создается системой

управления воздухом, подсоединенной к танку со сжатым воздухом. Если два

воздухозаборника крепятся к прямоточной ракете, то необходимы два сверхзву-

ковых сопла для испытания по схеме SFJ. Газообразные продукты сгорания, обра-

зующиеся в камере дожигания, выбрасываются через выхлопную трубу, соеди

ненную с хвостовой частью испытательной камеры. Не только эффективность го-

рения, но также и тяга за вычетом потерь и характеристики воздухозаборников

замеряются при испытании методом SFJ.

Испытание по методу FJ подобно испытанию в аэродинамической трубе,

используемому в сверхзвуковой авиации, за исключением условий воздушного

потока. Прямоточная ракета устанавливается на испытательном стенде и затем

этот стенд и испытуемый комплекс помещаются в испытательную камеру. Давле-

ние и температура в испытательной камере поддерживаются эквивалентно усло-

виям высоты полета. Аэродинамическое торможение снаряда и тяга, создаваемая

прямоточной ракетой, измеряются прямо в испытаниях по методу FJ. Воздушный

поток, окружающий ракетный комплекс и газообразные продукты сгорания, вы-

брасываемые из камеры дожигания, вытекают

через выхлопную трубу, прикреп-

ленную к хвостовой части испытательной камеры.

15.6.2 Горение газогенератора с переменным потоком

На рис. 15.14 показана схема испытательного отделения и камера сгорания

по схеме DCF. Сжатый нагретый воздух подается в камеру сгорания по схеме

DCF через регулятор и измеритель потока. Давление и температура воздуха регу-

лируются, чтобы смоделировать обозначенную высоту полета и скоростные усло-

вия. Воздушная труба, прямо соединенная с нагнетательной камерой, использует-

ся для

подачи сжатого воздуха в камеру дожигания. Газогенератор крепится к пе-

реднему концу камеры дожигания. Газогенерирующий пиролант является зарядом

торцевого горения и воспламеняется с хвостовой части. Наружная поверхность и

передний конец заряда забронированы полибутадиеновым каучуком. Скорость га-

зового потока определяется размером дросселирующего отверстия, установленно-

го в хвостовой части газогенератора. Подвижный внутренний конус

устанавлива-

ется в хвостовой части газогенератора в дроссельное отверстие по центральной

оси газогенерирующего пироланта. Внутренний конус перемещается вперед и на-

зад с помощью серводвигателя постоянного тока через шаровой винт, как показа-

502

но на рис. 15.14. Скорость газового потока регулируется изменением площади

поперечного сечения дроссельного отверстия за счет перемещения внутреннего

конуса.

Рис. 15.14. Камера сгорания прямоточного двигателя с переменным потоком

при испытании по схеме DCF

Сжатый нагретый воздух подается в камеру дожигания через отверстия для

инжекции воздуха. Два типа отверстий для инжекции воздуха, образующие так

называемые многоканальные схемы распределения, показаны на рис. 15.14: пе-

редний канал (два отверстия) и хвостовой канал (два отверстия). Многоканальная

схема используется для распределения воздушного потока в камере дожигания;

34% воздуха вводится в передней части и 66% – в хвостовой части. Горючий газ,

образующийся при горении газогенерирующего пироланта, инжектируется через

сопло для инжекции газа и смешивается с воздухом в камере дожигания, и сго-

ревший газ истекает через сопло, установленное в камере дожигания. Давления

газогенераторе и камере дожигания измеряются с помощью датчиков давления.

Температуры в газогенераторе и камере дожигания измеряются с помощью пла-

тиновых термопар Pt-Pt/13%Rh.

На рис. 15.15 показана зависимость удельного импульса пироланта на осно-

ве ГАП как функции ε при переменных условиях потока, полученная для испыта-

ния по схеме DCF. Диапазоны давлений в камере дожигания

составляют от 0,47

до 0,51 МПа, а характеристическая длина камеры дожигания 1,5 м. Показано, что

удельный импульс увеличивается с увеличением ε и достигает 800 с при ε = 15.

Экспериментальный удельный импульс составляет около 97% от теоретического

удельного импульса при ε = 15. Скорость потока в камере дожигания достигает

примерно 250 м/с. Пиролант на основе ГАП, используемый для испытаний

на го-

рение, состоит из ξ

ГАП

(0,85) без модификаторов скорости горения. Скорость го-

рения составляет 5,0×10

–3

м/с при 1 МПа и 23×10

–3

м/с при 10 МПа, показатель в

законе скорости горения 0,76 при 1 МПа и 0,35 при 10 МПа.

503

Рис. 15.15. Теоретические и экспериментальные удельные импульсы пиро-

ланта на основе ГАП в прямоточной ракете с переменным потоком как функции

отношения воздух-горючее, полученные путем испытания по схеме DCF

На рис. 15.16 показаны характеристики газогенерирующего пироланта и

давление в газогенераторе. Площадь критического сечения газогенератора A

из-

меняется перемещением конического стержня.

Рис. 15.16. Изменение давления в камере дожигания за счет перемещения

конического стержня

504

Рис. 15.17. Результаты испытаний по методу DCF для прямоточной ракеты

с переменным расходом потока при приложении командных сигналов различных

форм: а) прямоугольный сигнал; b) треугольная волна; с) синусоидальная волна

505

На рис. 15.17 (а) результаты проверки горения, полученные при подаче ко-

мандного сигнала – напряжения, приложенного к серводвигателю контроллера

скорости потока в форме прямоугольной волны. Перемещение конического

стержня и связанное с этим изменение давления, как видно, соперничают в форме

командного сигнала. Горение газогенератора завершается через 16 с. На рис.

15.17 (b) представлены результаты проверки горения,

полученные, когда команд-

ный сигнал подается в виде треугольной волны. Можно снова видеть, что давле-

ние р

следует в форме командного сигнала и в соответствии с перемещением ко-

нического стержня. На рис. 15.17 (с) представлены экспериментальные результа-

ты по горению, когда командный сигнал налагается в форме синусоидальной вол-

ны. Частота синусоидальной волны увеличивается ступенями с 1 до 5 Гц. Резуль-

таты показывают, что создается волна давления при частоте 2 Гц, когда

подается

командный сигнал 2 Гц.

Отклик давления на скорость горения пироланта на основе ГАП достаточно

быстрый, чтобы создать требуемый массовый поток горючего, обогащенного го-

рючим газа. Температура горения достаточно низкая, что позволяет защитить

дроссельный клапан управления скоростью потока от значительного нагрева, и

достаточно высокая, чтобы воспламенить горючий газ, когда воздух вводится в

камеру дожигания. Горение в камере дожигания является весьма стабильным при

высокоскоростном воздушном потоке и поэтому достигается высокое значение

удельного импульса. На рис. 15.18 представлен ряд результатов по горению, по-

лученных при испытании по методу DCF. Тяга и давление в камере дожигания,

как видно, следуют по форме командного сигнала.

Рис. 15.18. Результаты испытаний по методу SFJ, полученные с помощью

командных сигналов, состоящих из двух синусоидальных волн, показывающие,

что полученная тяга следует в соответствии с приложенными командными сигна-

лами через давление в газогенераторе и в камере дожигания

506

На рис. 15.18 показаны результаты испытаний по методу SFJ для прямоточ-

ной ракеты с переменным потоком, полученные при приложении командного

сигнала, состоящего из двух синусоидальных волн. Давление в газогенераторе со-

ставляет 6,0 МПа и изменяется от 8,7 до 3,3 МПа в результате действия командно-

го сигнала в виде синусоидальной волны. Созданное давление в камере дожига-

ния

и, следовательно, тяга, как видно, соответствует изменению давления в газо-

генераторе.

На рис. 15.19 показана пара фотографий пламени при горении прямоточной

ракеты с переменным потоком, испытуемой по методу SFJ: а) при оптимальном

отношении воздух-горючее и b) при использовании горючего, обедненного воз-

духом. Два боковых воздухозаборника, как показано на рис. D-5 приложения D,

устанавливаются на

прямоточном двигателе.

Рис. 15.19. Пламена при горении в прямоточной ракете с переменным рас-

ходом, полученные при испытании по схеме SFJ: а) при оптимальном отношении

воздух-горючее; b) в смеси с обедненным горючим

15.6.3 Эффективность горения с многоканальным

воздухозаборником

Бор является одним из основных материалов для получения высокого

удельного импульса в прямоточной ракете. Однако эффективность горения бор-

содержащих газогенерирующих пиролантов является низкой из-за неполного сго-

рания частиц бора в камере дожигания [13-16]. На рис. 15.20 показана температу-

ра горения борсодержащего пироланта с горением и без горения бора как функ-

ция отношения

воздух-горючее ε. Типичный борсодержащий пиролант состоит из

массовых долей частиц бора ξ

(0,30), перхлората аммония ξ

ПХА

(0,40) и карбок-

силсодержащего полибутадиена ξ

СТРВ

(0,30). Если частицы бора сгорают полно-

стью в камере дожигания, то максимальная температура горения достигает 2310 К

при ε = 6,5 и v, равной 2 М (р

= 0,6 МПа) при условии полета на уровне моря. Од-

нако, если горения бора не происходит, то температура уменьшается до 1550 К

при тех же самых полетных условиях. Эффективность горения частиц бора явля-

ется важным параметром для получения высокого удельного импульса прямоточ-

ных двигателей.

507

Эффективность горения в камере дожигания

определяется как

∗∗

∗

thех

сс /

, (15.7)

где

∗

с – теоретическая характеристическая скорость выхлопных газов;

∗

c –

экспериментальная характеристическая скорость выхлопных газов. Показано, что

∗

с и

∗

c задаются уравнениями (1.73) или (1.74):

()

fact

mmpАс

∗

, (15.8)

где A

– площадь критического сечения сопла камеры дожигания, р

– давление

в камере дожигания,

– скорость воздушного потока и

– скорость подачи

горючего. Экспериментальные данные по горению бора показывают, что эффек-

тивность горения зависит от процесса смешения воздуха и горючего в камере до-

жигания. Два типа воздухозаборников, один из них – одноканальный воздухоза-

борник показан на рис. 15.1, второй – многоканальный воздухозаборник показан

на рис. 15.21, используются в испытаниях с применением системы DCF [15, 16].

Одноканальный воздухозаборник

состоит из двух воздухозаборников, установ-

ленных в передней части камеры дожигания: один – на правой стороне, другой –

на левой. Многоканальный пробоотборник состоит из четырех воздухозаборни-

ков: два из них прикреплены к передней части камеры дожигания, а два остав-

шихся – к хвостовой.

Если воздушный поток, забираемый из атмосферы, вводится через однока-

нальный воздухозаборник

, то смесь, образующаяся в передней части камеры до-

жигания, является обедненной горючим, потому что весь воздух, поступающий из

одноканального воздухозаборника, вводится в переднюю часть камеры дожига-

ния. Таким образом, образуется смесь с избыточным воздухом (обедненная горю-

чим смесь), температура которой становится слишком низкой, чтобы обеспечить

Рис. 15.20. Теоретическая тем-

пература пламени

в зависимости от

отношения воздух-горючее для

борсодержащего пироланта с уче-

том и без учета горения бора

508

условия самовоспламенения. Однако, когда используется многоканальный возду-

хозаборник, воздушный поток разделяется на два отдельных потока, поступаю-

щих в переднюю и хвостовую части камеры дожигания. В верхнем потоке соот-

ношение воздух-горючее может быть сделано стехиометрическим, которое обес-

печит условие самовоспламенения смеси. В нижнем потоке избыточный воздух

смешивается с продуктами сгорания и

температура понижается с одновременным

повышением удельного импульса.

Рис. 15.21. Прямоточная ракета с многоканальным воздухозаборником

Когда газогенерирующий пиролант, содержащий частицы бора ξ

(0,30) с

= 2,7 микрона, сгорает в камере дожигания, то эффективность горения η

со-

ставляет приблизительно 79% в области отношений ε = 5-22, если используется

одноканальный воздухозаборник, и приблизительно 92% при ε = 12 в случае мно-

гоканального воздухозаборника. Экспериментальные данные показаны на рис.

15.22.

Рис. 15.22. Эффективность

сгорания частиц бора при приме-

нении одноканального и многока-

нального воздухозаборников

509

Влияние размера частиц бора очевидно, как показано на рис. 15.23; η

уменьшается быстро с уменьшением d

в случае использования одноканального

воздухозаборника. Горение частиц бора не наблюдается в камере дожигания, ко-

гда введены частицы бора d

= 9 микрон в газогененирирующий пиролант. Те же

самые частицы бора частично сгорают, если используется многоканальный возду-

хозаборник, хотя η

уменьшается до 81%.

Рис. 15.23. Влияние процесса смешения в камере дожигания на эффектив-

ность горения при применении двух одноканальных и двух многоканальных воз-

духозаборников как функции размера частиц бора

Ссылки

1. Kubota, N., and Kuwahara, T., Ramjet Propulsion, Nikkan Kogyo Press, Tokyo,

1997.

2. Besser, H.-L., "Solid Propellant Ducted Rockets", Messerschmitt-Bölkow-Blohm

GmbH, Unternehmensbereich Apparate, München.

3. Technology of Ramjet and Ramrocket Propulsion at Bayern-Chemie, AY75, Jan.

1989.

4. Kubota, N., Yano, Y., Miyata, K., Kuwahara, T., Mitsuno, M., and Nakagawa, I.,

Energetic Solid Fuels for Ducted Rockets (II), Propellants, Explosives, Pyrotech-

nics, Vol. 16, 1991, pp. 287-292.

5. McClendon, S. E., Miller, W. H., and Herty III, C.H., Fuel Selection Criteria for

Ducted Rocket Application, AIAA Paper No. 80-1120, June 1980.

510

6. Mitsuno, M., Kuwahara, T., Kosaka, K., and Kubota, N., "Combustion of Metal-

lized Propellants for Ducted Rockets", AIAA Paper No. 87-1724, 1987.

7. Zhongqin, Z., Zhenpeng, Z., Jinfu, T., and Wenlan, F., Experimental Investigation

of Combustion Efficiency of Air-Augmented Rockets, J. of Propulsion and Power,

Vol. 4, 1986, pp. 305-310.

8. Kubota, N., and Sonobe, T. Combustion Mechanism of Azide Polymer, Propel-

lants, Explosives, Pyrotechnics, vol. 13, pp. 172-177, 1988.

9. Kubota, N., and Kuwahara, T., Energetic Solid Fuels for Ducted Rockets (1), Pro-

pellants, Explosives, Pyrotechnics, Vol. 16, pp. 51-54, 1991.

10. Kubota, N., and Sonobe, T., "Burning Rate Catalysis of Azide/Nitramine Propel-

lants", 23 rd Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute,

Pittsburgh, PA, 1990, pp. 1331-1337.

11. Ringuette, S., Dubois, C., and Stowe, R., On the Optimization of Gap-Based

Ducted Rocket Fuels from Gas Generator Exhaust Characterization, Propellants,

Explosives, Pyrotechnics, Vol. 26, 2001, pp. 118-124.

12. Limage, C., and Sargent, W., Propulsion System Considerations for Advanced Bo-

ron Powdered Ramjets, AIAA Paper No. 80-1283, June 1980.

13. Schadow, K., Boron Combustion Characteristics in Ducted Rockets, Combustion

Science and Technology, Vol. 5, 1972, pp. 107-117.

14. Schadow, K., Experimental Investigation of Boron Combustion in Air-Augmented

Rockets, AIAA Journal, Vol. 7, 1974, pp. 1870-1876.

15. Kubota, N., Miyata, K., Kuwahara, T., Mitsuno, M., and Nakagawa, I., Energetic

Solid Fuels for Ducted Rockets (III), Propellants, Explosives, Pyrotechnics, Vol.

17, 1992, pp. 303-306.

16. Kubota, N., Air-Augmented Rocket Propellants, Solid Rocket Technical Commit-

tee Lecture Series, AIAA, Aerospace Sciences Meeting, Reno, Nevada, 1994.