ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТ

2.3. Выбор конструктивной формы и расчет основных характеристик заряда

Одной из особенностью РДТТ является размещение в камере сгорания твердотопливного заряда. Существенно то, что камера сгорания, в состав которой входят силовая оболочка, теплозащитные покрытия и защитно-крепящий слой, определяет аэродинамический облик летательного аппарата и его поперечные размеры. Поэтому выбор формы заряда непосредственно влияет на внутри - и внешнебаллистические характеристики летательного аппарата, а также на соответствие параметров РДТТ данным тактико-технического задания на разработку ракетного комплекса.

Основные требования к заряду твердого топлива заключаются в следующем.

1. Форма заряда должна обеспечивать заданное изменение тяги или внутрикамерного давления по времени.

2. Заряд должен максимально теплоизолировать стенки КС в процессе работы.

3. Форма заряда должна обеспечивать оптимальное удлинение корпуса ракеты для данного класса.

4. Форма заряда должна быть технологичной, то есть допускать его изготовление по освоенным технологиям.

5. Обеспечение оптимального расположения узлов воспламенения, органов управления РДТТ и узлов отсечки тяги (если последние предусмотрены).

6. Коэффициент заполнения камеры топливом (ε_w=W_т/W_кс) должен быть максимальным.

По данным технического задания и с учетом характеристик выбранного топлива необходимо провести предварительный внутрибаллистический расчет РДТТ. Далее по результатам расчета определяются геометрические размеры заряда и расcчитывается изменение поверхности горения в процессе работы РДТТ.

Таблица 1

Результаты термодинамического расчета по программе ТЕРРА

Исходный состав: (C5.476H24.948O28.408N7.428Cl4.245Al7.413 [-2034 , 1.179 ]

Состав, моль/кг: C 5.476 H 24.948 O 28.409 N 7.428 Cl4.245 Al7.413

1-й параметр: p_к =7, 2-й параметр:I_к = -2034.

Равновесные параметры в камере сгорания при p_к =7 МПа:

p=7 T=3925.96 v=0.128586 S=8.59252 I=-2034

U=-2865.75 M=31.1068 Cp=1.76215 k=1.14957 Cp'=5.6228

k'=1.17803 Ap=0.00051 Bv=0.00048 Gt=0.154543e-6 MMg=23.2056

Rg=358.291 Cpg=1.85471 kg=1.23943 Cp'g=6.87711 k'g=1.21451

Mu=0.0001055 Lt=0.340848 Lt'=2.41095 Pr=0.574175 Pr'=0.300986

A=998.965 z_к=0.360105 (относительная массовая концентрация к-фазы)

Равновесные концентрации (моль/кг):

O = 0.62079 O2 = 0.5916 H = 1.4127 H2 = 2.586

OH = 2.0174 HO2 = 0.00368 H2O = 6.599 H2O2 = 0.4157e-3

Cl = 1.0419 Cl2 = 0.00266 ClO = 0.00903 ClO2 = 0.1663e-5

Cl2O = 0.3542e-6 HCl = 2.9486 HOCl = 0.00257 N = 0.00158

N2 = 3.513 N3 = 0.1077e-7 NO = 0.39794 NO2 = 0.3861e-3

N2O = 0.8168e-4 N2O3 = 0.3964e-9 NH = 0.00106 NH2 = 0.2173e-3

NH3 = 0.8495e-4 N2H2 = 0.5054e-7 N2H4 = 0.7237e-11 HN3 = 0.3547e-8

HNO = 0.5767e-3 HNO2 = 0.6071e-4 HNO3 = 0.1140e-7 NH3O = 0.3385e-7

ClNO = 0.1019e-3 C = 0.1978e-6 CHO = 0.5591e-3 CHO2 = 0.2640e-3

CO = 4.255 CO2 = 1.2201 C2O = 0.1780e-7 C3O2 = 0.6788e-11

CH2O = 0.1210e-4 CH2O2 = 0.2525e-4 CH3O = 0.8329e-9 CH4O = 0.1016e-11

HNC = 0.2941e-6 C2HN = 0.1684e-11 N2C = 0.4042e-6 ClCN = 0.4065e-6

Al = 0.00402 Al2 = 0.9840e-7 AlO2 = 0.0021 Al2O = 0.00177

Al2O2 = 0.5313e-3 Al2O3^c = 3.5318 Al2O3 = 0.4128e-4 AlH = 0.4802e-3

AlH2 = 0.6040e-5 AlH3 = 0.8338e-8 AlOH = 0.06948 HAlO = 0.4891e-4

HAlO2 = 0.00481 AlO2H2 = 0.02368 AlO3H3 = 0.6169e-3 AlCl = 0.0746

AlCl2 = 0.02468 AlCl3 = 0.00137 Al2Cl6 = 0.4295e-10AlOCl = 0.03707

AlOCl2= 0.00163 AlHCl = 0.7572e-3 AlH2Cl = 0.1105e-5AlHCl2 = 0.8922e-4

AlOHCl= 0.05033 AlO2H2Cl = 0.00367 AlOHCl2 = 0.00687 AlN = 0.1087e-4

AlC = 0.5862e-9 O3 = 0.1134e-6 e- = 0.1010e-4 O+ = 0.2346e-10

O- = 0.1251e-5 O2+ = 0.4316e-8 O2- = 0.1919e-6 H+ = 0.6196e-10

H- = 0.2616e-6 H2+ = 0.6825e-11 H3+ = 0.3355e-9 OH+ = 0.1388e-8

OH- = 0.4348e-5 HO2- = 0.1420e-7 H2O+ = 0.2613e-7 H3O+ = 0.9600e-6

Cl- = 0.3319e-3 N2+ = 0.2081e-11 NO+ = 0.2380e-5 NO2+ = 0.1126e-9

NO2- = 0.1033e-7 NO3- = 0.6924e-11 NH+ = 0.1180e-11 NH4+ = 0.1920e-9

CO+ = 0.2118e-9 CO2+ = 0.5857e-9 CHO+ = 0.6248e-7 CN- = 0.3731e-8

Al+ = 0.3582e-3 AlO- = 0.1221e-4 AlO2- = 0.1323e-5 AlO = 0.03818

Равновесные параметры в критическом сечении

p=4.08409 T=3758.42 v=0.208792 S=8.59252 I=-2506.06

U=-3291.14 M=30.8718 Cp=1.75988 k=1.148 Cp'=5.56518

k'=1.1716 Ap=0.0005237 Bv=0.0004949 Gt=0.264021e-6 MMg=23.2561

Rg=357.513 Cpg=1.85328 kg=1.23902 Cp'g=7.0677 k'g=1.20622

Mu=0.0001026 Lt=0.329093 Lt'=2.50078 Pr=0.578057 Pr'=0.290102

A=971.655 z=0.365382 n=1.11154 w=971.655 Mach=1

Frel=1 F'=0.0002149 Isp=1849.26 B=1504.18

Равновесные параметры на срезе сопла, p_а =0.00734 МПа, F_a/F_кр=100

p=0.0073401 T=2340.53 v=64.6567 S=8.59252 I=-6560.83

U=-6974.97 M=28.0939 Cp=1.69761 k=1.13565 Cp'=3.47124

k'=1.11133 Ap=0.0005697 Bv=0.0005624 Gt=0.0001412 MMg=25.5095

Rg=325.931 Cpg=1.75832 kg=1.22755 Cp'g=4.60418 k'g=1.14182

Mu=0.0000743 Lt=0.210015 Lt'=1.33383 Pr=0.621694 Pr'=0.256318

A=721.578 z=0.377877 n=1.1029 w=3008.93 Mach=4.16993

Frel=100. F'=0.0214883 I_уп=3166.66

Примечание. Здесь использованы следующие обозначения. v – удельный объем, м³/кг; I – полная энтальпия, кДж/кг; M- общее число молей компонентов; k, k‘- показатель адиабаты для «замороженного» и равновесного расширения; Ср, Cp'- теплоемкость продуктов сгорания при постоянном давлении для «замороженного» и равновесного расширения соответственно; MMg- средняя молярная масса газовой фазы; Rg- газовая постоянная; Mu-коэффициент динамической вязкости, Пас; Lt, Lt’ -коэффициент теплопроводности для «замороженного» и равновесного расширения соответственно, Вт/(мк); Pr-число Прандтля; В- расходный комплекс, м/с; z- относительная массовая концентрация конденсированной фазы; Frel – геометрическая степень расширения сопла; индекс «g» соответствует значению параметра для газовой фазы.

В зависимости от назначения летательного аппарата, оснащенного РДТТ, и заданной в ТЗ диаграмме изменения тяги или давления в камере сгорания выбирается несколько конструктивных форм заряда, позволяющих наиболее эффективно выполнить требования ТЗ. Так, например, для РДТТ маршевых ступеней ракет- носителей могут быть приняты следующие формы зарядов: щелевая; заряд типа «звезда»; заряд с наклонной кольцевой щелью и т.д. Типичные диаграммы изменения тяги по времени работы маршевых РДТТ представлены на рис. 3, а.

Зенитно-управляемые ракеты (ЗУР) оснащаются одноступенчатыми двигателями, выполняющими функции стартового ускорителя и маршевого двигателя. В этом случае требуемую энергетику могут обеспечить двухрежимные двигатели, реализующие на стартовом и маршевом режимах перепад тяг, схематически изображенный на рис. 3, б [4].


Рис. 3. Диаграммы изменения тяги по времени РДТТ для ракет-носителей (а) и ЗУР (б)

Расчет изменения площади поверхности горения заряда можно выполнить геометрическим способом, используя в качестве независимой переменной толщину сгоревшего свода e. В основе данного метода лежат следующие допущения.

1. Скорость горения топлива одинакова на всех отдельных элементах поверхности заряда.

Содержание