Файл: Шишков А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. Инженерные методы расчета.pdf

дель течения газа в РДТТ с секционными зарядами (см. § 1.9

и2. 4). Метод гидродинамической аналогии применяется для мо­ делирования не только дозвуковых внутрикамерных потоков, но

исверхзвуковых течений газа.

Продувки модели РДТТ холодным и подогретым газом, а также продуктами сгорания воспламенителя и воспламенитель­ ного порохового двигателя предприняты с целью исследования течения в канале основного заряда и теплопередачи к поверх­ ности топлива в период, предшествующий его воспламенению

Рис. 12. Схема подачи горячего газа для исследования теп­ лообмена в РДТТ при воспламенении:

/—подвод холодного газа; 2—нагреватель; 3—клапан горячего газа; А—воспламеняющий двигатель; 5—опытная секция с соплом; 6—вос­ пламенение со стороны сопла

[42, 92, 97]. При этом испытаны две схемы расположения вос­ пламенительного двигателя: у переднего дна и со стороны ос­ новного сопла (рис. 12).

В первом случае течение газов аналогично течению в двух­ камерном РДТТ; давление в канале

РіДкр.п

где рз и Д (р. в — давление и площадь критического сечения вос­ пламенительного двигателя. Конвективную теплопередачу в се­ чении, удаленном от переднего дна на ^ 1 0 4 - ап, удается скорре­ лировать известной зависимостью [3]

N u ^ 0,023 Re^8 ■Pr°>4.

ние может достигнуть значений 4—5, т. е. имеет место нестацио­

42

пределами участка (3—4)с1.кяп теплопередача пренебрежимо ма­ ла, а на нем коррелируется зависимостью

Nu = C Re°/'5-Pr°’4)

Ат

где Red

(JT^/Kan!-L)

т — расход газов из воспламенительного двигателя; С — коэффициент, равный 3—4 в начале периода, затем

уменьшающийся до 1,5—2.

Установки для исследования газодинамических характеристик сопл и органов управления вектором тяги (газовых рулей, пово-

Р^кр

Рис. ІЗ. Давление в РДТТ при работе воспламенительного двигателя, расположенного в раструбе основного сопла

ротных насадков, поперечных струй в закритической части соп­ ла), использующие в качестве рабочего тела воздух или другие газы, поступающие от присоединенного газопровода, содержат на выходе из него гибкое или шарнирное уплотнение, позволя­ ющее измерять осевую и боковую составляющие реактивной си­ лы [82] (рис. 14).

Экспериментальные исследования боковой управляющей си­ лы, возникающей при вдуве горячего газа в закритическую часть ракетного сопла, выполнены с помощью жидкостных газогенера­ торов, установленных на горизонтальном двухкомпонентном стенде (рис. 15) [40]. В задаче о турбулентном отрыве сверхзву­ кового потока при вдуве поперечной газовой струи в качестве системы размерных определяющих параметров могут быть вы­ браны следующие: q, р, v, qb, рв, ив •— плотность, давление и ско­ рость основного потока и вдуваемой струи в месте вдува; d — диаметр отверстия вдува; L — расстояние от критического сече­ ния сопла до центра отверстия вдува. При этом учитывается, что условия турбулентного размыва тангенциального разрыва при отрыве сверхзвукового потока не зависят от способа его созда­ ния и числа Rei>ReIip и слабо зависят от k (см. гл. IV). В числе

43

характерных параметров только три (например, g, v, L) имеют независимые размерности.

Согласно П-теореме явление может быть описано с помощью системы пяти безразмерных комплексов

Анализ относительного влияния различных комплексов позво­ ляет предположить [19], что при Мв=1 определяющим является комплекс Ф= GBv/(pL2), пропор­ циональный отношению потерян­ ного основным потоком количе­ ства движения G0v к начальному количеству движения взаимодей-

Создание и запуски экспериментальных твердотопливных ра­ кетных двигателей целесообразны, когда на первый план высту­ пают процессы вспышки, горения и гашения твердых топлив,

44

их энергетические характеристики, влияние уноса теплозащит­ ных материалов [9, 22, 38]. В этих случаях, как правило, двига­ тель имеет небольшие размеры и предусматривается большой объем различных измерений. Большое распространение полу­ чил способ измерения импульсных характеристик РДТТ с помо­ щью баллистического маятника [35]. Импульс реактивной силы / пропорционален отклонению платформы с закрепленным на ней экспериментальным двигателем:

Огневые стендовые испытания натурного РДТТ проводятся с целью определить [9, 22, 62]:

—состояние и работоспособность конструкции и материалов:

—зависимость р(і) и ее характерные точки (времена за­ держки воспламенения, выхода на режим, установившейся ра­

боты, спада давления; максимальное и минимальное давление);

—энергетические характеристики двигательной установки;

—характеристики органов управления вектором тяги и от­ сечки тяги.

В программу огневых стендовых испытаний РДТТ обычно включается измерение следующих параметров: тяги; давления в камере; деформаций и перемещений днища, крышки и корпуса; давления в гидросистеме рулевой машины; давления в питаю­ щей установке; перемещения штоков рулевой машинки и усилия на них; разновременности вскрытия сопел отсечки [15].

Высокие давления и температура газов в РДТТ, быстрое про­ текание переходных процессов при включении двигателя и не­ нормальности в работе конструкции, теплозащиты и заряда вызвали необходимость разработки специальной технологии про­ ведения стендовых испытаний [9]. Необходимо обеспечить высо­

45

кую точность измерения внутрнбаллнстических и тяговых харак­ теристик двигателя; немаловажное значение имеет также безо­ пасность и удобство обслуживания стенда, технологичность монтажных и восстановительных работ.

Существенным для горизонтальной (вертикальной или на­ клонной— в зависимости от направления истекающей струн) стендовой установки является способ передачи усилий от дви­ гателя, закрепленного на подвижной платформе, к неподвижным элементам основания стенда. Подвижная платформа 6 может быть установлена на упругих элементах 1 (см. рис. 15); в этом случае датчик 7 воспринимает лишь часть усилия тяги, а объе­

бодными платформами, опи­ рающимися на призмы пли подшипники [9] (рис. 17).

Сложность современных ракетных систем и большое число трудноучитываемых факторов, возникающих при полете на больших высотах, заставляет проводить стендовые испытания верхних ступеней ракет в высотных условиях, без чего не уда­ ется ни достичь основных целей стендовых испытаний, ни иссле­ довать специфические проблемы, связанные с высотными поле­ тами (донный нагрев, остаточная тяга после отсечки, запуск двигателей). Стенды для высотных испытаний РДТТ выпол­ няются следующих типов [22, 39, 94].

1. Простейшим стендом является предварительно вакуумиро­ ванная барокамера, в которую истекают газы из РДТТ, повы­ шая давление в ней. Поэтому в таком стенде могут быть испы­ таны сравнительно небольшие двигатели с массой заряда <в<рГ)йъ'/(ДТб) (ра— допустимое давление в барокамере объе­ ма Wfj при температуре газов Та).

2. Барокамера, где разрежение создается эжектирующим дей­ ствием струи, истекающей из испытуемого РДТТ, соосно с соп­ лом которого установлен выхлопной диффузор барокамеры. При этом двигатель может располагаться в барокамере либо цели­ ком, либо только сопловой частью (см. рис. 35). В последнем

46