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 основы 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 скоро подъемными 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 через 1 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 — ракетодинамики, 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 жидкостно реактивного 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.