Принципы устройства тепловых двигателей

Особенности и области применения ракетных двигателей

Введение

Годы исследования космоса были периодом, в течение которого наука и техника развивались с небывалой быстротой. История не знала раннее таких примеров, чтобы для достижения научной цели были привлечены столь огромные коллективы людей, столь большие финансовые средства. Это наступление на космос, в основном, со стороны СССР и США, завершилось серией поразительных достижений:

- первым запуском ИСЗ и полетом человека в космос (Ю. А. Гагарин);

- посадкой автоматических станций на Луне, Венере, Марсе (Луноход и др.);

- высадкой экспедиции с людьми на Луну (США);

- созданием длительных орбитальных станций на орбите Земли («Салют», «Мир», МКС);

- созданием систем космической связи и телевещания, систем обеспечения навигации и спасения, систем метеонаблюдения, разведки недр и др.

Следует отметить, что стремительное развитие ракетно-космической техники (РКТ) было вызвано, в первую очередь, гонкой вооружений за счет противостояния двух систем: капитализма и социализма.

В число космических держав вошли страны Европейского сообщества, Япония, Китай и Индия, которые уже опережают Россию по расходам в РКТ. Есть конкретные планы развития космонавтики у Израиля, Ю. Кореи, Бразилии, Казахстана и ряда других стран.

Если рассматривать создание РКТ, то ~ 60 % затрат приходится на экспериментальную отработку – испытания техники. Это связано с тем, что нельзя произвести вначале полный расчет и выполнить проект ракеты и двигателя, многие данные для их расчета и проектирования получают экспериментальным путем при испытаниях опытных образцов. Ракетно-космический комплекс (РКК) – это сложная техническая система, состоит из тысяч узлов и надежность такой системы также подтверждается испытаниями. Испытания ракетных двигателей и ракет являются дорогостоящими, опасными и связаны с применением сложной испытательной техники.

Тепловые двигатели на химическом топливе отличаются большим многообразием в зависимости от области применения и особенностей эксплуатации. Однако всем им присущи процессы при высоких температурах, сопровождаемые физико-химическими превращениями с образованием продуктов сгорания, пространственными течениями рабочих тел. Фундамент теории тепловых двигателей образуют техническая и химическая термодинамика, химическая кинетика, газовая динамика и молекулярно-кинетическая теория газов и жидкости.

Несмотря на большое разнообразие тепловых двигателей можно выделить три типа: поршневые двигатели внутреннего сгорания (ДВС), воздушно-реактивные (ВРД) и ракетные (РД) двигатели, приведенные на рис.1.1 и 1.2. В принципах их функционирования можно найти много общего, поскольку все они преобразуют энергию химических связей топлива в механическую или кинетическую форму энергии с помощью организации процессов горения и расширения.

Реактивный принцип действия - используется сила реакции газового потока.

R – сила тяги; W – скорость истечения газов из сопла камеры

Рис.1.1

Тепловые двигатели

Рис. 1.2

Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) используют для своей работы воздух окружающей среды, а ракетные двигатели не используют окружающую среду, т.е. являются независимыми.

Есть разновидности ракетных двигателей по виду используемой в них энергии:

1. Химическая энергия.

Реактивные двигатели, использующие химическую энергию, являются тепловыми двигателями, где происходит превращение:

химическая энергия Þ тепловая энергия Þ кинетическая энергия.

Превращение химической энергии топлива может осуществляться путем:

- горения;

- разложения (на основе закона Гесса при разложении выделится столько же тепла, сколько тратится на образование вещества);

- рекомбинации (восстановления атомов или радикалов). Этот процесс сопровождается выделением тепла. Н+Н=Н₂ (при взаимодействии образуется молекула и сопровождается выделением тепла). Однако, способов получения и сохранения свободных атомов и радикалов пока не найдено.

2. Ядерная энергия.

Ядерную энергию также можно использовать. Возможны различные схемы:

а) ядерная энергия Þ тепловая энергия Þ кинетическая энергия.

Тепловая энергия здесь затрачивается на нагрев промежуточного рабочего тела, которая необходима для увеличения массы (m) рабочего тела, т.к. масса вещества, получившаяся при ядерном распаде, мала.

б) без промежуточного рабочего тела.

Эта схема пригодна в случае движения без сопротивления, для поддержания движения только.

3. Электрическая энергия.

1) Электрическая энергия Þ тепловая энергия Þ кинетическая энергия.

В мощном электрическом разряде выделяется много тепла и, если подогреть рабочее тело, то можно использовать эту схему.

2) Если получить мощный электрический поток и управлять им при помощи магнитного поля.

Среди ракетных двигателей, использующих химическую энергию, различают:

1. ЖРД (жидкостный ракетный двигатель);

2. РДТТ (ракетный двигатель твердого топлива);

3. ГРД (гибридные ракетные двигатели), у которых один из компонентов находится в жидком состоянии (чаще окислитель), а другой – в твердом.

ЖРД чаще всего использует двухкомпонентное топливо: один компонент – горючее, а другой – окислитель. Т.е. ЖРД в отличие от ВРД окислитель использует не из атмосферы, а из баков ракеты. Поэтому ЖРД не зависит от окружающей среды и может работать в космическом пространстве. В качестве окислителя в ЖРД могут рассматриваться не только кислородные соединения (HNO₃, N₂O₄, H₂O₂, O₂), но также и фтористые соединения (NF₃, ClF₃, F₂). По активности идут фтор (F), кислород, (O), хлор (Cl).

Но фтор не нашел применения в ракетной технике из-за очень высокой активности и высокой токсичности.

Большинство двухкомпонентных топлив являются несамовоспламеняющимися и нужно иметь источник для начального зажигания. Поэтому применяют различные виды зажигания: химическое, электрическое, пиротехническое и др.

Анилин и азотная кислота – при соприкосновении самовоспламеняются.

Если используется реакция разложения, то топливо используемое является однокомпонентным, например, H₂O₂ – перекись водорода; N₂H₄ – гидразин.

Среди ЖРД выделяют два типа, которые отличаются системой подачи компонентов топлива.

1) ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива

Рис.1.3

Камера двигателя, где происходит горение и превращение химической энергии в тепловую. Головка камеры – это система форсунок для распыливания и смешения окислителя и горючего.

Сечение к-к – конец камеры, начало реактивного сопла.

Сечение а-а – выходное сечение сопла.

Сечение Кр-Кр – критическое сечение камеры.

Следовательно, камера ЖРД состоит из форсуночной (смесительной)головки, собственно камеры сгорания и сопла (реактивного).

В ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива происходит вытеснение горючего и окислителя сжатым газом. Аккумулятор давления (АД) это простейший баллон со сжатым газом. Нужно регулировать давление подачи.

Камера плюс система подачи топлива и система регулирования представляют собой двигатель. Двигатель плюс топливные баки представляют собой двигательную установку.

Газогенераторы – это аккумуляторы давления, которые вырабатывают газ и представляют собой миниатюрную камеру ЖРД или РДТТ. Но здесь ограничена температура, т.к. сжатый газ идет на вытеснение топлива. В этом случае на стенки баков воздействуют повышенное давление и поэтому они являются толстостенными.

Система тяжелая, имеет большую массу. Применяется при относительно небольших тягах и при кратковременном использовании.

Преимущества: в простоте и надежности. С применением новых высокопрочных композиционных материалов с малой плотностью указанная схема с вытеснительной системой подачи компонентов топлива становится перспективной.

2) ЖРД с насосной системой подачи топлива

Рис.1.4

Насосы нужно приводить во вращение, мощность для привода большая, порядка сотен, тысяч л. с. (квт).

Для привода насосов используют газовую турбину, которая приводится газом, выработанным в газогенераторе. Насосы подачи горючего (НГ) и окислителя (НО) и газовая турбина (Т) образуют турбонасосный агрегат (ТНА).

Газогенератор (ГГ) работает обычно на вспомогательном топливе, который тоже нужно подать, например, вытеснением газом из аккумулятора давления.

Схема получается намного сложнее, но давления в баках при этом намного ниже и масса баковой системы ДУ получается меньше. При этом продолжительность работы может быть гораздо больше.

Рис.1.5. Схема ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ)

Твердое ракетное топливо в своем составе содержит окислительные и горючие элементы.

Весь топливный запас твердого топлива находится в камере сгорания и объем увеличивается. Понятие камеры и двигателя здесь фактически одно и тоже.

Дата добавления: 2014-01-04