Файл: Шишков А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. Инженерные методы расчета.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 09.07.2024
Просмотров: 190
Скачиваний: 0
api — среднее давление на заднюю |
грань ( а ^ І ) . |
|
||
Таким образом, для суммарной боковой силы при вдуве газа |
||||
из поперечной щели в основной поток получаем |
|
|||
Ry = Ry и -г |
= 4,2 ( /;2 — Л ) Лстр -f А>„, |
2 , 2 ДА х О ң ' У ң г _____ |
+ ^вт> |
|
ß)(l 4- ÜjöMj)—а |
||||
|
|
|
где Rur — тяга вторичной струп.
Так как в пустоте (RnT)cc = k+\/k[GaKPz(K)]ßT, для коэффици ента усиления в пустоте KU= RUI (Rin)** имеем
д- = |
______________ 2,2Л']/сЛпт_______________ I |
/г„т |
|
у |
(А- + 1) [(1 + Р) (1 -I- 0 , 5 Д \ ,) - а] г (Х„т) |
(/?,„)„ |
' |
Расчет коэффициента усиления по этой формуле |
при вдуве |
||
азота в воздушный поток дает значения /\?у= 2,94-3,2 |
при Мі = |
=2-^6, согласующиеся с данными специальных опытов.
Вреальных соплах РДТТ вдув вторичной струи осуществля ется через отверстия в щели ограниченной длины. При этом воз никают течения в направлении, параллельном щели, и вторичная струя обтекается не только сверху, но п с боков. Картина тече ния с учетом трехмерных эффектов существенно усложняется. Ведущая роль в определении газодинамических характеристик струйных органов управления вектором тяги РДТТ принадлежит эксперименту.
Результаты экспериментальных исследований взаимодействия воздушного потока с поперечной газовой струей, вытекающей из отверстия, проанализированы в работе [19] с позиций теории
подобия. При этом предполагалось, что влияние кривизны сте нок мало, а зоны перераспределения давления, обуславливаю щие возникновение дополнительной боковой силы, полностью умещаются на стенке сопла. В широкой области значений па раметра Gmvj(pL2) удалось провести корреляцию опытных зна чений коэффициента усиления:
К у= |
- |
1,87 lg- ^ + 1 , 1 2 , |
|
|
|
p L °- |
|
где V и р — скорость и давление основного потока |
(в месте |
||
вдува); |
от |
критического сечения до |
центра от |
L — расстояние |
верстия вдува.
В исследованном диапазоне параметра GnTv/(pL2) =0,06-1-0,9 коэффициент усиления изменяется от 3 до 1.
Влияние трехмерных и нелинейных эффектов приводит к то му, что удельный боковой импульс / у и коэффициент усиления Ку уменьшаются при увеличении относительного расхода вторич ной струи GBT/G (табл. 37). Относительная боковая сила Ry/R сначала растет с увеличением GnT/G, достигает максимума при некотором его значении, а затем уменьшается при дальнейшем
116
Таблица 36
|
РДТТ; G = |
|
|
|
|
|
|
РДТТ ракеты |
|
|
|||
|
=•■16,7 кг/с; |
ЖРД; |
G =7,25 |
кг/с; |
|
|
|
||||||
|
|
|
„Титан-ЗС“; |
|
|
||||||||
|
вдув из ПГГ |
вдув из ЖГГ |
[40] |
|
|
|
|
||||||
|
|
впрыск N0O4 [64] |
|
||||||||||
|
[40] |
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Gbt/G |
0 , 0 1 2 |
0,03 |
0,03 0,05 |
0,07 |
0,09 0,18 |
0 , 0 2 |
0,05 |
0 , 1 0 |
0,15 0 , 2 0 |
0,30 |
|||
Ry/R |
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
0,115 0,14 |
|
0,023 |
0,05 |
0,05 0,065 0,077 0,07 0,045|0,02 0,0-15 0,075 0 , 1 0 |
|||||||||||
ly, м/с |
4300 |
3600 |
3000 2400 |
2 1 0 0 |
1500 |
470 |
2600 2400 |
2 0 0 0 |
1700 1600 |
1 2 0 0 |
|||
Ку |
— |
— |
2 1 , 6 |
1,4 |
0,9 |
0,3 |
— |
— |
— |
— |
— |
— |
|
росте |
GBT/G. |
Например, |
для |
рассмотренного |
в табл. |
36 ЖРД |
(Ry/R)max= 0,077 при GBT/G = 0,07. Немонотонный характер зави
симости R,j/R= f(GrsT/G) объясняется тем, |
|
|
|
|
|
||||||
что при слишком большой |
интенсивности |
|
|
|
|
|
|||||
вдува возмущенная |
область захватывает |
|
|
|
|
|
|||||
газовые слои вблизи противоположной по |
|
|
|
|
|
||||||
верхности сопла, и давление повышается |
|
|
|
|
|
||||||
на таких участках сопла, которые дают |
|
|
|
|
|
||||||
боковое усилие в направлении вторичной |
|
|
|
|
|
||||||
струн. Наибольшее значение боковой силы |
|
|
|
|
|
||||||
получается |
тогда, |
когда |
возмущенная |
Рис. |
45. |
Схема |
тече |
||||
область занимает приблизительно |
поло |
мня |
при |
наибольшем |
|||||||
вину проходного сечения сопла |
(рис. 45). |
допустимом |
интен |
||||||||
На рабочем участке для зависимости |
сивности |
вдува: |
|||||||||
Ry/R = f (GBT/G) может быть использована |
/ —у д а р н а я |
в о л н а ; |
2— |
||||||||
линейная либо степенная |
аппроксимация. |
в о з м у щ е н н а я |
об л а с т ь ; |
||||||||
|
5—м есто |
в д у ва |
|||||||||
В частности, при вдуве фреона Rv/R tt 0,35, |
|
|
|
|
|
||||||
GBT/G |
[90]; |
Ry/R=0,3 (GBT/G)0’5' |
для |
ЖРД |
[40]; |
R,JR = |
|||||
= 0,4 |
( G b t / G ) |
0 ' 7 2 для РДТТ ракеты «Титан-ЗС» [64]. |
|
|
|
||||||
Высокая эффективность системы впрыска в ракете «Титан-ЗС» обеспечи |
|||||||||||
вается |
конструкцией форсунок, |
порядком и местом |
расположения |
их |
в сопле |
||||||
( 4 н р = |
0,96 м, |
(/„ = 2,71 |
м), а |
также |
подбором |
впрыскиваемой |
жидкости. |
||||
Впрыск N2O.1 осуществляется в каждом квадранте через 6 |
форсунок под дав |
лением 5,25 МПа, диаметр проходного сечения в месте впрыска 1,8 м. При
полете непрерывно определяется избыток N20.i, который сливается через |
все |
24 форсунки, не создавая боковой силы. Масса NjO/, рассматривается |
как |
прибавка к топливу с собственным импульсом 100=120 [64]. |
|
Г л а в а IV
НЕУСТАНОВИВШЕЕСЯ ТЕЧЕНИЕ ГАЗА В РДТТ
Неустановившиеся течения газа осуществляются в пороховом двигателе в периоды воспламенения заряда, отсечки тяги и по летного регулирования тяги. Задачи об изменении характеристик РДТТ при неустановившнхся режимах работы являются нели нейными даже в квазистационарном приближении.- Для их реше ния применяются численные методы, а также приближенные, обладающие различной степенью сложности и точности [9, 62, 65, 69, 75]. Полученные аналитические решения для переходных про цессов в двигателе при выходе на режим, отсечке тяги и перете кании газов по соединительному газопроводу сообщающихся двигателей просты и достаточно точны. Время неустаповившегося истечения в рассматриваемых случаях порядка ІО-2 времени работы РДТТ. Изменение геометрических характеристик двига теля (свободного объема и площади проходного сечения) за это время того же порядка малости (10~2) и в дальнейшем не учи тывается.
4.1. ПЕРЕХОДНЫЕ ПРОЦЕССЫ В РДТТ ПРИ ВОСПЛАМЕНЕНИИ ЗАРЯДА
Во время горения твердого топлива со скоростью и в прогре том слое устанавливается распределение температуры, прибли женно описываемое экспоненциальной зависимостью
Т ( x ) ^ T 3Jr (Fs~ T 3)е- д'"/а,
где Ts, Т3— температура поверхности горящего топлива и на чальная температура заряда;
ü = X / ( c q ) — коэффициент температуропроводности; X— расстояние от горящей поверхности.
Всего в прогретом слое аккумулировано количество тепла
со
cpQ ( T - T 3) d x ^ ± ( T s- T 3).
о
Основной запас этого тепла заключен в слое толщиной б= а/и, время прогрева которого порядка 4 = б/« = а/и2 (времена тепло
118
вой |
релаксации для |
нитроглицеринового |
топлива составляет |
|
60 |
мс и 4 мс при давлении 0,4 МПа и 6,0 |
МПа |
соответственно |
|
[56]). На основании |
этого можно приближенно |
полагать, что |
для воспламенения заряда и устойчивого развития реакции раз ложения твердого топлива необходимо поверхностному слою передать определенное количество тепла язХ(Т8— Т3)/и и на греть поверхность топлива до температуры, близкой к величине Ts, за определенное время « а /и 2. При этом давление в РДТТ должно быть больше величины, необходимой для устойчивого горения. Учет химических реакций в твердой фазе, нестационар ное™ теплообмена и его неравномерности по объему камеры приводит к заметному уточнению сформулированных условий воспламенения и требований, предъявляемых к воспламенитель ному устройству. В целом воспламенение заряда твердого топ лива зависит от совместного воздействия многих факторов и яв ляется в значительной степени экспериментально отрабатывае мым процессом [9, 57].
Собственное движение газа в период воспламенения заряда твердого топлива представляет собой сложную физическую кар тину движения и взаимодействия волн, перемешивания воздуха с продуктами сгорания воспламенителя и топлива в условиях постепенного распространения пламени по поверхности заряда и скачкообразного вскрытия сопла (при вылете герметизирующей заглушки). Расчет этого процесса является довольно громозд ким, а часто и недостаточно надежным. В приближенной — квазистационариой — постановке предполагается, что после распро странения первых волн давление р и температура газов Т будут мало меняться при переходе от одной точки к другой и будут лишь функциями времени. При этом изменения р и Т во времени определяются системой уравнений газового и энергетического баланса в ракетной камере [69] (см. гл. 1):
d_ dt
|
dv |
|
|
(111) |
|
|
|
|
|
|
dt |
|
|
|
где |
фиг] — относительный секундный |
при |
||
|
ход и расход газов: |
|
||
|
SéülÉL /(/); Ч |
Т крР |
micp> |
|
|
|
to -\f |
|
|
|
x=T/Tv — относительная температура; |
|
||
|
Tv — температура |
сгорания топлива |
||
|
при |
постоянном объеме; |
/= |
|
|
=RTy, |
|
|
|
|
со —■масса |
(вес) заряда; |
А |
|
|
|
|
|
119
W — U’o — co/[ qt ( 1 — i|’)] — свободный объем к моменту пеустановившегося истече ния;
iiipv — скорость горения топлива (сте пенной закон);
qt — плотность топлива;
/(/) — функция, определяющая распро странение во времени пламени по поверхности, а также газоприход от воспламенительного устрой ства.
Уравнения системы (111) могут быть получены не только в результате интегрирования исходных уравнений (9) по объему, но и непосредственно из законов сохранения массы и энергии для всего объема (р и Т осредиены по объему) [90]. Уравнение газового баланса определяет изменение количества газов
d(pW/fx)ldi за счет горения топлива соф и истечения газов через
сопло соі]. Вместе с изменением количества газов происходит из менение энергии в объеме
d ( „ p W |
\ d |
RTia |
, |
Д |
секундного притока |
— ^сгу |
j= — |
------(/]) — тш вследствие |
|||
с продуктами сгорания |
сѵТѵіх/Ь= ^—^- (О'і) II конвективного уноса |
||||
через сопло: |
|
|
к ~~1 |
|
|
|
Д|ф I |
к |
ц - р |
tori С ГшТІ |
— /ФЛЩ. |
|
|
|
|
k —1 |
В результате получаем уравнение баланса энергии d [т(ф—г|)]/<•//= =ф —Äti’i, которое после преобразований принимает вид (111).
Рассмотрим процесс выхода на режим и подъема давления от начального р=Ро до асимптотического р=рК, соответствую щего установившемуся режиму работы:
QtihSpl = AFKppK, |
( 112) |
где А — т ,ФіѴ f 0, причем /о=/тк; т,;=1 //г (теорема Ланжевена). Принимается, что за время переходного процесса W, qt, Ui и 5 не изменяются, начальное давление р0 обусловлено работой вос пламенителя и что в момент ^=0 мгновенно воспламеняется вся площадь горящей поверхности S, т. е. f(t) = 1. Тогда искомое ре шение системы (111) должно удовлетворять следующим началь ным условиям (/ = 0):
р = ра и х — х0. |
(113) |
Начальная температура может быть не равна асимптотиче ской: при ^ = 0 т=Тоё:ТІс= l/k. Для определенности рассмотрим
случай Т о = 1 > 1 / £ .
120