Файл: Динамика и управление ядерным ракетным двигателем [Текст] 1974. - 253 с.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 23.06.2024
Просмотров: 193
Скачиваний: 0
ДИНАМИКА И УПРАВЛЕНИЕ ЯДЕРНЫМ РАКЕТНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
ІЙ
ч
ДИНАМИКА И УПРАВЛЕНИЕ ЯДЕРНЫМ РАКЕТНЫМ ДВИГА ТЕЛЕМ
Под редакцией академика Б. Н. ПЕТРОВА
МОСКВА АТОМИЗДАТ 1974
ДК 629.19 : 621.039.578 + 621.398
Динамика и управление ядерным ракетным двига телем. Под ред. акад. Б. Н. Петрова. М., Атомиздат, 1974, с. 256. (Авт. Бугровский В. В., Жуков В. П., Пре ображенский С. С., Солнечный Э. М., Уланов Г. М., Чупрун Б. Е.)
Книга |
является обобщением теоретических работ |
|
в области |
динамики и управления |
ядерными ракетны |
ми двигателями, опубликованных |
в периодической, в |
основном иностранной, литературе. Своевременность выпуска такой книги обусловливается тем, что в на стоящее время отсутствует систематическое изложение этих вопросов, содержащихся в разрозненных жур нальных статьях. В книге дается математический ап парат, методы и алгоритмы исследования динамики ЯРД, а также некоторые принципы управления дви гателями. Большое внимание уделено учету влияния распределенности параметров, что является необхо димым при изучении многих вопросов динамики и уп равления.
Рис. — 68. Таблиц — 1. Библиография — 115 названий.
В. В. БУГРОВСКИЙ,
В. П. ЖУКОВ, С. С. ПРЕОБРАЖЕНСКИЙ, Э. М. СОЛНЕЧНЫЙ, Г. М. УЛАНОВ,
Б. Е. ЧУПРУН.
30315-042 |
© Атомиздат, 1974 |
Д 034( 01)-74 4 2 -7 4 |
П РЕД И СЛ О В И Е
Развитие реактивной космической техники требует разработки новых эффективных источников энергии. Весь ма перспективным в этом отношении является широкое ис пользование атомной энергии, которая позволяет значи тельно увеличить энерговооруженность космических объ ектов, создать реактивные установки с высоким удельным импульсом и повысить долю полезной массы в общей массе космического корабля. При этом атомная энергия может использоваться как для непосредственного создания реак тивной тяги (ядерный ракетный двигатель), так и для соз дания на борту корабля источника электрической энергии (для электрических реактивных движителей и других нужд).
Перспективы применения атомной энергии в космосе все время расширяются; вместе с тем в отечественной науч ной литературе до настоящего времени отсутствуют книги, отражающие специфические проблемы атомной энергетики в космосе, не разработана классификация объектов ядерной космической техники. Нет также монографий по ис следованию стационарных и нестационарных процессов и методов управления ядерными энергетическими установками
идвигателями. В изданном в СССР переводе книги Р. Бассарда и Р. Делауэра «Ядерные двигатели для самолетов и ракет» освещаются в основном вопросы расчета и конструи рования ядерного ракетного двигателя; в настоящее время
иэта книга стала уже библиографической редкостью.
Предлагаемая вниманию читателя книга является обоб щением теоретических работ в области динамики и управле ния ядерными ракетными двигателями, опубликованных в периодической, в основном иностранной, литературе. Книга отражает важные теоретические проблемы в ука занной области, такие, как математическое описание не стационарных процессов в ядерном двигателе, выбор алго-
3
ритмов и структуры системы управления, разработка ме тодов численного решения задач динамики и оптимизации.
В книге рассматриваются два типа ядерных ракетных двигателей — с твердым и с газофазным делящимся веще ством. Первый из них (известный по таким американским разработкам, как двигатель «Нерва») в настоящее время прошел в США долгий путь научно-исследовательских, опытно-конструкторских и экспериментальных работ и показал возможность продолжительной устойчивой работы с высоким удельным импульсом — около 715 сек. Еще более высокие показатели (по данным иностранной печати) должны иметь газофазные ядерные двигатели.
Для каждого из указанных типов двигателей дано ма тематическое описание нейтронно-кинетических, газоди намических и теплообменных процессов в рабочих средах и элементах конструкции. В частности, подробно рас смотрена и обоснована математическая модель процессов кинетики нейтронов в реакторах с твердым делящимся веществом и в газофазных реакторах с циркулирующим горючим; рассмотрены особенности процессов в сложных газовых трактах; дается магнитогидродинамическое описа ние процессов в плазме газофазного реактора; даны оценки звуковых эффектов при течении газа в каналах.
Особенностью подхода авторов к математическому опи санию процессов является учет распределенности парамет ров для основных звеньев двигателя. В ряде случаев даны оценки эффектов, вносимых распределенностью параметров.
На основе математического описания нестационарных процессов в отдельных звеньях получена математическая модель динамики ядерного ракетного двигателя каждого из типов; эта модель может служить основой для синтеза законов управления.
В книге дан аналитический подход к задаче синтеза систем управления на номинальном и пусковом режимах. Для номинального режима дана методика синтеза системы управления по заданным реакциям на внешние воздействия.
Академик Б. Н. Петров
У
Глава 1
ФИЗИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАБОТЫ ЯДЕРНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Тяга, создаваемая ракетным двигателем, равна произ ведению эффективной скорости истечения (из сопла) рабо чего тела на его массовый расход (в соответствии с извест ными законами механики):
R ■--- mw. |
(1.1) |
Из этого выражения видно, что скорость истечения рабо чего тела является в высшей степени существенной харак теристикой ракетного двигателя. Она определяет расход массы, необходимый для создания единицы тяги, а следо вательно, и запас топлива в ракете. Понятно поэтому стрем ление к разработке ракетных двигателей, имеющих возмож но большую скорость истечения рабочего тела. Эта особен ность скорости истечения оттеняется другим ее названием:
удельная тяга. Чаще применяют термин удельный импульс wig сек, численно равный тяге, создаваемой расходом в 1 кг!сек.
Следует заметить, что современная техника располагает средствами, которые позвбляют создавать потоки вещества со скоростями, приближающимися к скорости света (ускори тели заряженных частиц). Однако вес энергетических уста новок, поставляющих энергию ускорителям подобного типа, а также вес самих ускорителей очень велик и значи тельно превышает тягу, которую может развить ракетный двигатель, работающий на этих принципах. Поэтому уско рение заряженных частиц можно использовать лишь в ра кетных двигателях малой тяги, предназначаемых в качестве маршевых двигателей, или двигателей систем ориентации, а также для решения задач, связанных с перелетами в косми ческом пространстве [1]. Для космических задач, связан ных со взлетом с планеты и выходом на орбиту, спуском на планету, а также для баллистических целей необходимы
5
ракетные двигатели с тягой, превышающей вес всего корабля (а тем более вес двигателя!). Современные ракетные двига тели подобного типа используют принцип превращения тепловой энергии предварительно нагретого рабочего тела в кинетическую энергию реактивной струи и являются поэтому двигателями термодинамическими.
Без учета к. п. д. двигателя скорость истечения рабочего вещества определится из соотношения
$c ( T ) d T = c \ T ^ w * r - , |
(1.2) |
гн
где Т — температура рабочего тела; с — теплоемкость ра
бочего тела; с — средняя теплоемкость рабочего тела в ин тервале температур от Т„ (начальная) до Т. Из этого вы ражения видно, что для повышения скорости истечения рабочего вещества необходимо повышать его температуру. Последнее возможно за счет подвода к рабочему веществу большого количества энергии. Возможности химических источников энергии ограничиваются скоростями истече ния 6,5 км/сек или удельной тягой до 650 сек [2]. Исполь зование атомной энергии принципиально позволяет зна чительно превзойти эту величину [2].
Рассмотрим американский атомный ракетный двигатель серии ХЕ-1, схема которого приведена на рис. 1.1 [3]. Двигатель состоит из системы подачи рабочего тела (во дород), атомного реактора, сопла и системы управления. Система подачи рабочего тела включает в себя турбонасос ный агрегат (ТНА), систему трубопроводов и управляющих
клапанов. |
Производительность |
системы подачи около |
35 кг/сек, |
развиваемое давление порядка 70 кГ/см2. Насос — |
|
одноступенчатый центробежный, |
турбина — двухступен |
чатая осевая, мощность турбины около 2000 кет. Смазка подшипников производится струей жидкого водорода с по стоянным расходом. Вообще разработка подшипников, ра ботающих в условиях высокой радиации и низких тем ператур,—сложная техническая задача. Сопло двигателя представляет собой штампованную конструкцию из нержа веющей стали и U-образных трубок охлаждения из того же материала, подогнанных и припаянных к прорезям, вы полненным с внутренней стороны корпуса.
Схема реактора «Нерва» приведена на рис. 1.2[41. Как видно из этого рисунка, реактор состоит из активной зоны, собранной из цилиндрических тепловыделяющих
6
элементов. Активная зона заключена в корпус и окружена отражателем. В отражателе размещены управляющие стерж ни. Все элементы реактора охлаждаются водородом. Во дород поступает в сопло, затем проходит отражатель и
Рис. 1.1. Конструкция дви гателя ХЕ-1:
1 — бак; |
2 — подающая маги |
||
страль; |
3 |
— |
ТНА; 4 — внешний |
экран; |
5 |
— |
крышка корпуса |
двигателя; 6 — корпус двига
теля; |
7 — |
напорная магистраль; |
|||
8 — сопло: |
9 — |
отбор |
горячего |
||
газа |
турбины; /0 —линия холод |
||||
ного |
водорода |
для |
снижения |
||
температуры газа турбины; |
11 — |
||||
активная |
зона |
реактора; |
12 — |
||
экран |
активной |
зоны; |
13 — под |
водящая магистраль газа тур бины; 14 — регулятор мощности турбины; 15 — отсечной клапан турбины.
поступает в активную зону. Из активной зоны нагретый водород вытекает через сопло, создавая тягу. Параметры рабочего тела в различных точках двигателя при полной мощности приведены на схеме (см. рис. 1.1), номинальная мощность реактора равна 1126 Мет, тяга двигателя — 25 200 кГ. При окружающем давлении 0,08 кГ/см2 и гео-
7