Ракетные двигатели

Ракетные двигатели в зависимости от вида применяемого топлива делятся на два основных типа:

- жидкостные ракетные двига­тели (ЖРД), в которых компоненты топлива (горючее и окислитель) до поступления в камеру сгорания на­ходятся в жидком состоянии;

- ракетные двигатели на твер­дом топливе (РДТТ), в которых компоненты топлива до начала хи­мической реакции находятся в твердом состоянии.

Схемы ракетных двигателей показаны на рис. 6.1. Основными элементами жидкостного ракет­ного двигателя (рис. 6.1а) явля­ются одна или несколько камер сгорания 10 с соплами 11 и систе­ма подачи компонентов топлива, включающая баки 4 с топливом и 2 с окислителем, насосы 5 подачи топлива и 7 подачи окислителя, турбина 6 привода насосов, бак 1 и редуктор 3 газа турбины, топливная форсунка 9 и форсунки 8 окис­лителя.

Жидкие компоненты топлива подаются непрерывно из баков в камеру сгорания. Образующиеся в результате процесса сгорания газы, имеющие высокие температуру и давление, вытекают через сопло в атмосферу с большой скоростью и создают реактивную силу тяги. Ка­меры ЖРД имеют, как правило, сверхзвуковые сопла. Так как не­прерывный массовый расход топ­лива в камере равен расходу газа через сопла, то процесс сгорания протекает при постоянном давлении.

Термодинамический цикл ЖРД 6 vp -координатах применительно к одному килограмму топлива представлен на рис. 6.2. Изохорный процесс ас отражает процесс подачи в камеру сгорания жид­ких компонентов топлива под давлением. При этом начальное давление (давление в баках) принимают равным атмосферному (Ра=Ро) и пренебрегают малым удельным объемом жидких компонентов (Va=0), а также изменением объема компонентов при повышении давления, учитывая практическую несжи­маемость жидкостей. Далее следуют изобарный процесс cz подвода теплоты в камере сгорания, адиабатный процесс zb расширения газа в сопле и изобарный процесс bа отвода теплоты в окружающую среду.

Ракетный двигатель твердого топлива (рис. 6.1б) состоит из за­ряда твердого топлива 12, находящегося в камере сгорания 10, и ре­активного сопла 11, через которое вытекают газы, образующиеся при сгорании топлива. Величина давления газов в РДТТ зависит от отно­шения площади поверхности горения к площади сечения горловины сопла. Поэтому заряду топлива придается такая форма, чтобы по ме­ре выгорания топлива площадь горения существенно не изменялась (см. сечение I - I камеры сгорания, изображенное в увеличенном масштабе на рис. 6.1б). В этом случае термодинамический цикл РДТТ приближается к циклу ЖРД со сгоранием при p=const.

Термический КПД циклов ЖРД и РДТТ, в которых теплота подводится при p=const, определяется по выражению

, (6.1)

Рис. 6.1. Схемы ракетных двигателей:

а) – жидкостный; б) – твердотопливный

1 – бак газа турбины; 2 – бак окислителя; 3 – редуктор; 4 – бак топливный; 5 – топливный насос; 6 – турбина привода насосов; 7 – насос окислителя; 8 – форсунки окислителя; 9 – топливная форсунка; 10 – камера сгорания; 11 – сопло; 12 – твёрдое топливо

где - степень понижения давления в сопле.

Удельную работу за цикл можно представить алгебраической суммой работ за процессы, составляющие цикл. Так как в изохорном процессе ас работа равна нулю, то

Рис. 6.2. Термодинамический цикл ракетных двигателей в vp-координатах

6.3. Внешний вид ЖРД стартового ускорителя КР «Буря». Разработка КБ ХИММАШ.

Преобразуя это выражение с учетом pv=RT и , получим

. (6.2)

Удельную работу можно определить и по другому выражению. В vp-координатах (см. рис. 6.2) ей соответствует площадь aczba, кото­рая определяет также и располагаемую работу при истечении газов через сопло. Так как то по известному уравнению при

В ракетном двигателе начальная скорость (скорость газа в камере сгорания) w_z=0, тогда

, (6.3)

где w_b – скорость газов на выходе из сопла