КЛАССИФИКАЦИЯ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Некоторые виды известных в настоящее время твердых толлив для реактивных двигателей по своему составу и свойствам близки к пиротехническим составам.

По назначению их можно разделить на четыре характерных типа:

1) топлива для воздушно-прямоточных реактивных двигателей (ПВРДТ) или ракетно-прямоточных двигателей (РПДТ);

2) топлива для гидрореактивных двигателей (ГРД);

3) топлива для комбинированных двигателей (К.РД);

4) к твердым пиротехническим топливам близки также сме-севые топлива для ракетных двигателей (РДТТ).

Из указанных здесь типов топлива к пиротехническим в наибольшей степени относятся первые три, а именно те из них, которые содержат большое количество металлического горючего, а в качестве окислителя — соли неорганических кислот.

Горение топлива в камере сгорания происходит при повышенном давлении. При истечении продуктов сгорания из сопла происходит расширение газов, сопровождающееся падением давления и температуры. При этом движение газов ускоряется, т. е. происходит преобразование энергии топлива в кинетическую энергию струи.

,В предельном случае, без учета тепловых и других потерь, величина кинетической энергии 1 кг продуктов сгорания равна изменению теплосодержания:

A (v2 / 2g) = I

где v — скорость истечения газов на выходе из сопла в м/с;

I— изменение теплосодержания продуктов сгорания в кДж/кг;

А — тепловой эквивалент работы в кДж/кгм.

Основной энергетической характеристикой топлива принято считать удельный импульс, т. е. величину тяги, развиваемую.

Таким образом, расчет теоретической величины удельного импульса для заданного топлива сводится к определению теплосодержания продуктов сгорания в камере двигателя и на срезе сопла.

С этой целью проводят специальные термодинамические расчеты. B основе которых лежит равенство полного теплосодержания топлива полному теплосодержанию продуктов реакции при данном давлении, а также принцип полного термодинамического равновесия в продуктах сгорания при данной температуре и давлении [3; 7; 77]. При этом принимается во внимание теплота образования компонентов топлива, изменение термодинамических характеристик продуктов сгорания с изменением температуры;

учитывается диссоциация продуктов сгорания при высокой температуре [86].

В результате таких расчетов определяют температуру продуктов сгорания топлива при различных давлениях, состав и характеристики продуктов сгорания, удельный импульс при заданном давлении в камере.

Полученные результаты являются исходными для последующих расчетов двигателя и различных процессов, протекающих в двигателе при горении топлива, а именно, расчета сопла, геометрии заряда твердого топлива, условий течения продуктов сгорания по камере двигателя или по каналу заряда, расчетов теплоизоляции двигателя и тепловых потерь.

Превращение энергии у различных реактивных двигателей происходит по-разному.

1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе развивает тягу в полете за счет изменения количества движения струи воздуха, протекающей сквозь двигатель. Схема этого двигателя представлена на рис. 18.1.

Рис. 18.1. Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом топливе:

/—сверхзвукоьая часть диффузора; 2—дозвуковая часть диффузора; 3— заряд твердого топлива; 4—камера сгорания; 5—выходное сопло

Увеличение количества движения происходит за счет тепла, выделяющегося при сгорании топлива.

Воздух, поступающий в двигатель через специальный воздухозаборник (диффузор), является в данном случае и окислителем и рабочим телом.

Повышенное давление в камере сгорания, необходимое для работы двигателя, получается за счет торможения воздуха, поступающего в воздухозаборник со скоростью полета. Чем выше скорость полета, тем выше давление в камере и эффективность двигателя. Напротив, при низких скоростях полета снаряда ПВРД не эффективен. Поэтому ооычно требуется предварительный разгон за счет стартового двигателя до сверхзвуковой скорости полета, после чего включается ПВРД в качестве маршевого двигателя. Эффективность ПВРД характеризуется удельной тягой и коэффициентом тяги. Удельный импульс / определяет экономичность двигателя, а коэффициент тяги Сд — максимальную величину тяги, которая может быть получена на данном топливе в определенном двигателе.

Из теории ПВРД известно, что величина удельного импульса / и коэффициента тяги Сд зависит от скорости и высоты полета

Относительный подогрев 9 при работе двигателя на твердом топливе зависит от теплотворной способности топлива Ни и соотношения между расходом воздуха и расходом тотива aLo:

T ег— гемтература торможения продуктов сгорания в К;

Тв— температура торможения набегающего потока воздуха а К;

Ср — теплоемкость продуктов сгорания в кДж/кг-град. Поэтому наибольшую экономичность ПВРД или наибольшую удельную тягу можно получить, применяя топлива, которые имеют наибольшую теплотворную способность при сжигании их в воздухе.

Пример 1. Вычислить удельный импульс / ПВРД при ^=500 м/с на высоте НО км. Расход воздуха через двигатель G„=¦20 кг/с, От =2 кг/с Тоти-во — магний.

При заданных скоростях и высоте полета Г„=335 К теплоемкость продуктов сгорания можно принять равной Ср=1,26 кДж/кг.град. Теплотворная

способность магния 24700———. Комплекс аЬц = —в- = 20/2 = Ю.

Как видно из приведенных примеров, величина удельного импульса у ПВРД значительно выше, чем у обычных пороховых или жидкостных двигателей. Это объясняется тем, что основная масса рабочего тела (воздух), хотя и участвует в создании тяги двигателя, но не содержится в ракете, а забирается из атмосферы.

Имеются сообщения об экспериментально достигнутой величине удельного импульса: 500—700 кг-с/кг.

Для получения большого коэффициента тяги , который требуется в случае полета со сверхзвуковой скоростью, необходимо топливо с .высокой теплопроизводительностью W:

Теплопроизводительностью называется количество тепла, приходящегося на 1 .кг продуктов сгорания при стехиометрическом соотношении между топливом с воздухом. Поэтому твердые топлива для ПВРД наряду с высокой теплотворной способностью должны иметь как можно более низкое значение стехиометриче-окой постоянной LQ.

В частности, углеводороды, имеющие высокую теплотворную способность (37600—41 900 кДж/кг), не удовлетворяют последнему требованию, так как имеют вместе с тем стехиометрическую постоянную Z,o=13—15.

Такие металлы, как бериллий, бор, алюминий и магний, обладая достаточно высокой теплотворной способностью, имеют в то же время сравнительно низкие стехиометрические постоянные. Поэтому применение их в качестве компонентов твердых топлив для ПВРД и особенно для РПДТ считается перспективным.

Наилучшие теоретические характеристики имеет бериллий, однако обычно указывают на высокую стоимость и неполноту сгорания этого металла. Использование металлов в топливахдля ПВРД особенно необходимо при высоких скоростях полета (когда в камере сгорания развивается очень высокая температура), так как продукты сгорания металлов обладают высокой термической стойкостью. Обычно твердые топлива для ПВРД состоят из металлического горючего, органического горючего — связки и специальных добавок. Некоторые топлива содержат также окислитель. В частности, предлагалось использовать быстрогорящее топливо для ПВРД, состоящее из сплава магния с алюминием, небольшого количества связки и окислителя.

Заряды из такого топлива готовят методом прессования при высоком удельном давлении. Медленно горящие топлива наряду с металлом и окислителем содержат до 50% горючего-связки.

Заряды из такого топлива готовят методом литья в изложницу, где оно затвердевает при полимеризации связки.

Твердые топлива для ракетно-прямоточного двигателя, представляющего собой органическое сочетание в единой конструкции ракетного и прямоточного двигателя, наряду с высокой теплотворной способностью должны иметь также достаточно высокую собственную тягу. С этой щелью необходимо обеспечить высокую температуру продуктов сгорания топлива за счет собственного окислителя и достаточное количество газообразных продуктов сгорания. Поэтому топлива для РПДТ содержат в своем составе значительное количество окислителя.

Характерным для состава такого топлива является содержание 30—50% перхлората аммония, 40—60% металла, обычно алюминия или его сплавов, и 10—15% связующего.

Фирма Lockheed Missiles and Space исследует топливо, содержащее 48% перхлората аммония, 40% бора, 10,5% — овязкиполибутадиенакриловой кислоты и 1,5% полимеризующей добавки — эпоксидной смолы.

Одной из наиболее важных проблем использования металлов в топливах для ПВРД является обеспечение .полного сгорания в смеси с воздухом при минимальной длине камеры дожигания.

Получение высокой полноты сгорания требует решения таких важных вопросов, как смешение продуктов сгорания топлива и воздуха, воспламенение и дожигание в условиях камеры сгорания конденсированных частиц.

Горение металлов, у которых температура кипения окисла существенно превышает температуру кипения металла, происходит преимущественно в паровой фазе. Поэтому частицы таких металлов, как магний и алюминий, горят в диффузионном режиме, и если обеспечено воспламенение частиц и смешение с воздухом, то время, необходимое для полного выгорания частиц, пропорционально квадрату их диаметра.

Очевидно, при соответствующем подборе длины камеры дожигания и дисперсности частиц металлов можно добиться удовлетворительной полноты сгорания таких металлов, как алюминий, магний и их сплавы. Значительно труднее получить высокую полноту сгорания топлив, содержащих бор. Так как бор имеет высокую температуру кипения, горение частиц носит преимущественно поверхностный характер, т. е. во-первых, происходит значительно медленнее, чем горение в паровой фазе, а во-вторых, существенно зависит не только от смешения с воздухом, но и от температуры.

Большое значение в процессах горения металлов имеют свойства образующихся окислов и условия воспламенения частиц в камере дожигания.

В целом полнота сгорания топлива в двигателе характеризуется коэффициентом полноты сгорания (per, представляющим собой отношение прироста теплосодержания продуктов сгорания, реализованного в двигателе, к соответствующей теоретической величине.

2. Гидр ©реактивные двигатели (ГРД) используют в качестве окислителя и рабочего тела забортную морскую воду. Схема такого двигателя дана на рис. 18.2.

Рис. 18.2. Схема гидрореактивного двигателя на твердом топливе:

1— выходное сопло: 2— коллектор и головка с форсунками для распыла воды- 3—заряд твердого топлива; 4—канал для ввода воды; 5—корпус двигателя; б—водозаборник

Гидрореактивные двигатели применяют в торпедах; при движении торпеды морская вода поступает через специальные водозаборники в двигатель. В камере сгорания тепловая энергия, выделившаяся при сгорании топлива в парах воды, затрачивается на испарение воды. Смесь паров воды и продуктов сгорания топлива при истечении из сопла обеспечивает получение необходимой тяги. Для подводных двигателей определяющей является удельная объемная тяга, т. е. тяга, развиваемая двигателем при сгорании 1 л топлива в секунду. Поэтому важнейшей характеристикой гидрореагирующего топлива является количество тепла, выделяющегося при сгорании топлива при взаимодействии с водой, и количество воды Lo (кг), необходимое для сгорания 1 кг топлива.

Вещества, применяемые в качестве топлива, должны энергично реагировать с водой. Такие металлы, как Be, В, Al, Mg, Zr, Li, теоретически обладают весьма высокими энергетическими характеристиками.

Однако при практическом использовании металлов встречаются серьезные затруднения. Одним из путей решения этой задачи является разработка специальных гидрореагирующих топлив и зарядов из них путем запрессовки смеси порошков металлов и окислителя. Такое топливо должно иметь отрицательный кислородный баланс; в качестве окислителей могут быть использованы перхлораты. Иногда с целью повышения скорости горения топлива в их состав вводят добавки тонкоизмельченных порошков соединений кобальта, меди или феррованадия.

Величина удельного импульса гидрореагирующих топлив зависит от отношения секундного расхода воды Ов к секундному расходу топлива Ст:

где а — коэффициент избытка воды.

Энергетические возможности гидрореагирующих топлив показаны на рис. 18.3.

Рис. 18.3. Зависимость удельного импульса (/) ГРД от избытка воды в молях (п):

Давление в камере двигателя 23,2 кгс/см' (2,27 МН/м2), на срезе 1,14 кгс/см" (0,11 МН/м2)

3. Комбинированные ракетные двигатели (КРД) отличаются от других видов ракетных двигателей тем, что и топливо, и окислитель находятся в ракете, но конструктивно они разделены.

Одним из возможных вариантов комбинированного двигателя является такой, в котором используется жидкий окислитель в сочетании с зарядом твердого топлива (рис. 18.4).

Рис. 18.4. Схема комбинированного ракетного двигателя:

/—выходное сопло; 2—заряд твердого топлива; 3— канал; 4—отсечный клапан и головка с форсунками для рас-пыла жидкого окислителя; 5—бак с жидким окислителем; 6—форсунка; 7—бак со сжатым газом

Преимуществам КРД является более высокий удельный импульс, чем у РДТТ, возможность регулирования тяги и многократного запуска посредством отсечки и 'повторной подачи жидкого окислителя.

В таких двигателях .возможно применение энергетически выгодных компонентов топлива, несовместимых химически при контакте друг с другом или находящихся в различном агрегатном состоянии.

В качестве жидких окислителей в КРД применяют азотную кислоту, окислы азота (N204), фтористый перхлорил (FC104), перекись водорода или треххлористый фтор (С1Fз).

Наиболее высокие энергетические характеристики могут быть получены на гидриде бериллия ВеН2. Однако необходимость придания заряду нужных механических характеристик и организации процесса горения требуют введения в состав топлива органических горючих-связующих и окислителя.

Практически ,все существующие и перспективные топлива для КРД содержат значительное 'количество металла — Al, Mg, Be или их гидриды — в виде мелкодисперсного порошка и органические горючие-связки.

Для 0'беспечения самовоспламенения топлива с жидким окислителем в состав твердых топлив вводят амины, например, пара-толундин, парафенилендиа,мин, 1,6-диаминонафталин и др.

Введение в твердую фазу до 20% перхлората аммония приводит к снижению .времени задержки воспламенения и образованию более чистой свободной поверхности горения, что улучшает характеристики горения.

Схема процесса горения заряда твердого топлива в потоке жидкого окислителя представлена на рис. 18.5.

Рис. 18.5. Схема процесса горения в камере комбинированного двигателя:

/-—диффузионное пламя: 2—граница пограничного слоя; 3—траектории капель; 4—зона гетерогенного горения; 5—зона реакции между каплей окислителя и твердым горючим

Капли жидкого окислителя испаряются по мере приближения к поверхности горения. Пары окислителя образуют с парами продуктов разложения топлива диффузионное пламя. Капли окислителя, пролетевшие сквозь зону диффузионного пламени, «сгорают» в среде, переобогащенной газообразным горючим, а также вступают в непосредственное взаимодействие с повеохностью горящего заряда топлива при контакте с ней.

Скорость горения топлива в КРД зависит не только от давления и природы компонентов, но и от массового потока вдоль поверхности заряда, геометрии заряда, способа подачи жидкого окислителя и его количества на единицу поверхности заряда. Эти особенности позволяют осуществлять регулирование тяги двигателя количеством подаваемого в камеру жидкого окислителя.

В экспериментальных исследованиях подобных двигателей получена величина удельного импульса 255—265 кг-с/кг. Коэффициент полноты сгорания при этом достигал 0,90-0,95 [З].

4. Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) получили наибольшее распространение благодаря простоте конструкции и разработке высокоэнергетических смесе-вых топлив. Типичная схема РДТТ показана на рис. 18.6. Основные преимущества РДТТ — простота конструкции, постоянная готовность к запуску, удобство и относительная безопасность эксплуатации, высокая надежность действия.

Рис. 18.6. Схема ракетного двигателя на твердом топливе: 1-воспламенитель; 2-корпус двигателя: 3-заряд твердого топлива; 4-сопло; 5-графитовый вкладыш; 6-топливо; 7-бронировка;8-зазор; 9-теплоизоляция двигателя; 10-стенка корпуса

Основной энергетической характеристикой топлива является удельный импульс:

где k — показатель адиабаты;

и — средний молекулярный вес газообразных продуктов сгорания;

ir— универсальная газовая постоянная в кДж/моль-град;

То ро — температура и давление в камере;

рс — давление на срезе сопла в кгс/см2.

Пример. Рассчитать удельный импульс смесевого топлива при ро== =40 кгс/см2; температура горения топлива Го=2790 К, ц=25;5, fe=l,22.

Методы расчета и измерения удельного импульса изложены достаточно полно в работах [3; 7; 69].

Наибольшую величину удельной тяги .будут иметь топлива, продукты сгорания которых имеют наименьший молекулярный вес и высокую температуру сгорания. Из всех видов твердых топлив для ракетных двигателей наиболее полно удовлетворяют этим требованиям смесевые ракетные топлива.

Эти топлива обычно состоят из тщательно перемешанных органических горючих-связующих и твердых кристаллических окислителей. Для повышения удельного импульса таких топлив в их состав обычно вводят 10—20% легких металлов или их сплавов — Mg, Al, Li, Be [7; 69].

Обладая высокой теплотой реакции и образуя при сгорании термически стабильные продукты, эти металлы позволяют повысить температуру продуктов сгорания топлива, а следовательно, и удельную тягу топлива. Однако продукты реакции этих металлов с кислородом и хлором, являясь высококипящими веществами, даже при температуре сгорания в значительной степени находятся в конденсированном виде. Поэтому введение в состав ракетных топлив значительного количества металла нецелесообразно. Наибольшее повышение удельного импульса получается при введении в состав топлива двойных сплавов или смесей легких металлов. При этом количество металла (например, Al), соединяющегося с кислородом, и количество металла (например, Li), соединяющегося с галогеном, должны соответствовать содержанию кислорода и галогена в используемом окислителе. Оптимальная величина удельного импульса получается у топлив, имеющих отрицательный кислородный баланс вследствие пониженного значения среднего молекулярного веса продуктов сгорания и меньших потерь энергии на диссоциацию, чем у стехиометрических топлив.

Используемые на практике топлива содержат обычно 80— 85% окислителя. При этом могут быть обеспечены удовлетворительные технологические свойства топлива и в некоторых случаях устранена склонность перхлоратного топлива к детонации.

Смесевые топлива могут иметь самый различный состав и обладать различными механическими свойствами. Подробный разбор с указанием как смесей, так и свойств отдельных компонентов дан в [149; 77].

В табл. 18.1 приведены некоторые типичные смесевые топлива для РДТТ.

Таким образом, рассмотренные четыре типа твердых топлив для различных реактивных двигателей принципиально представляют собой гетерогенные системы, являющиеся смесями неорганического окислителя, органического горючего и металлического горючего. Неорганический окислитель и металлическое горючее вводятся в состав топлива в виде тонкоизмельченных порошков. Состав топлива, технология изготовления и характеристики определяются главным образом типом реактивных двигателей. В табл. 18.2 приведены составы различных типов твердых пиротехнических топлив и даны их характеристики [96; 3; 149].