Наземное применение авиационных

Газотурбинных двигателей (ГТД)

 

Параллельно с развитием авиационных ГТД началось применение ГТД в промышленности и на транспорте. В 1939 г. Швейцарская фирма A.G. Brown Bonery ввела в эксплуатацию первую электростанцию с газотурбинным приводом мощностью 4 МВт и КПД 17,4 %, которая находится в работоспособном состоянии и в настоящее время. В 1941 г. вступил в строй первый железнодорожный газотурбовоз, оборудованный ГТД мощностью 1620 кВт (2200 л.с.) этой же фирмы. С конца 1940-х г.г. прошлого века ГТД начинают применяться для привода морских судовых движителей, а c конца
1950-х г.г. – в составе газоперекачивающих агрегатов на магистральных газопроводах для привода нагнетателей природного газа.

Быстрому внедрению ГТД в различные отрасли промышленности и транспорта способствовали неоспоримые преимущества этого класса тепловых двигателей перед другими энергетическими установками (паротурбинными, дизельными и др.):

- большая мощность в одном агрегате;

- компактность, малая масса (рис. 2.24);

- уравновешенность движущихся элементов;

- широкий диапазон применяемых топлив;

- легкий и быстрый запуск, в том числе при низких температурах;

- хорошие тяговые характеристики;

- высокая приемистость и хорошая управляемость.

 

 

Рис.2.24. Сравнение габаритных размеров ГТД и дизельного

двигателя мощностью 3 МВт

 

Наиболее массовое применение ГТД механического привода находят в газовой промышленности для привода нагнетателей природного газа в составе газоперекачивающих агрегатов на компрессорных станциях магистральных газопроводов, а также для привода агрегатов закачки природного газа в подземные хранилища (рис. 2.25). К примеру, только в ОАО «Газпром» к настоящему времени эксплуатируются около 3100 газотурбинных двигателей суммарной установленной мощностью свыше 36000 МВт. ГТД используются также для привода насосов, технологических компрессоров, воздуходувок на предприятиях нефтяной, нефтеперерабатывающей, химической и металлургической промышленности. Мощностной диапазон ГТД от 0,5 до 50 МВт.

Основная особенность перечисленного приводимого оборудования – зависимость потребляемой мощности N от частоты вращения n, температуры и давления нагнетаемых сред. Поэтому ГТД механического привода должны быть приспособлены к работе с переменной частотой вращения и мощностью. Этому требованию в наибольшей степени отвечает схема ГТД со свободной силовой турбиной – турбовальные двигатели (ТВаД).

ГТД для привода электрогенераторов используются в составе газотурбинных электростанций (ГТЭС) простого цикла и конденсационных электростанций комбинированного парогазового цикла (ПГУ), вырабатывающих «чистую» электроэнергию, а также в составе когенерационных установок (в российской литературе они часто называются «ГТУ-ТЭЦ»), производящих совместно электрическую и тепловую энергию (рис. 2.26).

Современные ГТЭС простого цикла (рис. 2.27), имеющие относительно умеренный электрический КПД h_эл = 25…40 %, в основном используются в пиковом режиме эксплуатации – для покрытия суточных и сезонных колебаний спроса на электроэнергию. Эксплуатация ГТД в составе пиковых ГТЭС характеризуются высокой цикличностью (большим количеством циклов «пуск-нагружение-работа под нагрузкой-останов»). Возможность ускоренного пуска является важным преимуществом ГТД при работе в пиковом режиме.

Электростанции комбинированного парогазового цикла
(см. рис.2.26) используются в базовом режиме (постоянная работа с нагрузкой, близкой к номинальной, с минимальным количеством циклов «пуск-останов» для проведения регламентных и ремонтных работ). Современные ПГУ, базирующиеся на газотурбинных двигателях большой мощности
(N > 150 МВт), достигают КПД выработки электроэнергии h_эл = 58…60 % и являются к настоящему времени самыми совершенными энергосистемами большой мощности.

В когенерационных установках тепло выхлопных газов ГТД используется в котле- утилизаторе для производства горячей воды и (или) пара для технологических нужд или для использования в системах централизованного отопления. Совместное производство электрической и тепловой энергии значительно снижает её себестоимость. Коэффициент использования тепла топлива в когенерационных установках достигает 90%.

Электростанции комбинированного парогазового цикла и когенерационные установки являются наиболее эффективными и динамично развивающимися современными энергетическими системами.

Основная особенность ГТД для привода электрогенераторов – постоянство частоты вращения выходного вала на всех режимах (от холостого хода до максимального) и высокие требования к точности поддержания частоты вращения, от которой зависит качество вырабатываемого тока. Этим требованиям в наибольшей степени соответствуют одновальные ГТД, поэтому они широко используются в энергетике.

 

Топлива, применяемые в ВРД

 

Топливо авиационное – вводимое вместе с воздухом в камеру сгорания двигателя летательного аппарата (ЛА) для получения тепловой энергии в процессе окисления кислородом воздуха (сжигания).

В ВРД используются реактивные топлива, вырабатываемые из среднедисциллятных фракций нефти, выкипающих при температуре 140 – 280 ^о С. По способу получения реактивные топлива делятся на прямопергонные и гидрогенизационные. Первые (Т-1, ТС-1, Т-2) получаются непосредственно из отогнанных фракций нефти без их глубокой переработки. Технология получения вторых включает такие процессы, как гидроочистку (РТ, Т-8В, Т-6), глубокое гидрирование (Т-6), гидрокрекинг (Т-8В). При гидроочистке из нефтяного дисциллята удаляются агрессивные и содержащие серу, азот и кислород нестабильные соединения практически без изменения углеводородного состава топлива. При гидрокрекинге и гидрировании наряду с очисткой исходного сырья происходит изменение его углеводородного состава.

Применение гидрогенизации процессов при производстве реактивных топлив позволяет расширить сырьевую базу топлив и значительно повысить их термостабильность.

К качеству реактивных топлив предъявляются следующие требования:

§ высокая теплотворная способность H _u (количество тепла, выделяющееся при полном сгорании 1 кг топлива). H _u = (43100…43900) кДж/кг или (10300…10500) кал/кг – весовая теплотворная способность (авиационный керосин);

§ низкая температура начала кристаллизации (менее – 60 ^оС);

§ низкая вязкость при минусовых температурах;

§ высокая термостойкость;

§ высокие антикоррозионные свойства;

§ отсутствие нагарообразования;

§ большой срок хранения;

§ отсутствие воды и механических примесей;

§ широкий эксплуатационный диапазон температур и давлений;

§ хорошие пусковые свойства (надежный запуск при низких температурах окружающей среды);

§ высокая плотность (возможность взять бóльшую массу топлива в ограниченный объем баков).

Наиболее удовлетворяют предъявленным требованиям авиационные керосины:

ТС-1, РТ – обладают средним и высоким уровнем термической стабильности (≤ 100…120 ^оС) и являются наилучшими топливами для ВРД дозвуковой авиационной техники (АТ) (с небольшой продолжительностью сверхзвукового полета).

Т-2 – обладает средним уровнем термической стабильности (≤ 100 ^оС). Имеет более низкую, чем у ТС-1 и РТ, плотность и более высокую теплотворную способность, а также более высокую коррозионную активность при лучших пусковых свойствах (выше испаряемость). Т-2 является резервным по отношению к топливу ТС-1 и применяется в ВРД дозвуковой АТ (с небольшой продолжительностью сверхзвукового полета) в районах с низкой температурой воздуха и как резервное топливо взамен ТС-1 и РТ.

Т-6 – имеет более высокую, чем у ТС-1, РТ и Т-2, плотность и более низкую теплотворную способность вследствие чего обладает меньшей коррозионной активностью и худшими пусковыми свойствами при низких температурах (ниже испаряемость). Имеет высокий уровень термической стабильности (≤ 300 ^оС) и применяется в сверхзвуковой АТ.

Т-8В характеризуется повышенной плотностью и высокой термостабильностью и является резервным по отношению к топливам РТ и Т-6.

Низшая теплотворная способность H _u для ТС-1, РТ, Т-2, Т-6 находится в диапазоне – (42900… 43300) кДж/кг.

В ТВаД наземного применения в качестве топлива используют природный (топливный) газ с H _u ≈ 45640 (бутан) …50060 (метан) кДж/кг.

Для работы гиперзвуковых прямоточных двигателей планируется применять криогенное топливо на основе жидкого водорода.

 

Ракетные двигатели (РД)

 

2.11.1. Классификация РД по источнику энергии

 

Ракетный двигатель (РД) – это реактивный двигатель, использующий для работы только вещества – источники энергии, находящиеся на борту ЛА с РД.

Принцип действия РД заключается в преобразовании какого-либо вида энергии в кинетическую энергию струи газа, истекающего из сопла, с последующей передачей этой энергии ЛА в соответствие со вторым законом Ньютона.

По источнику энергии РД делятся на:

Химические РД – тяга создается за счет разгона газообразных продуктов сгорания компонентов химического топлива до c _c = 2000…4500 м/с.

В данном типе РД источники энергии и рабочего тела совмещены, то есть энергия, выделяемая при сгорании химического топлива сообщается продуктам сгорания этого же топлива.

Ядерные РД – нагрев и испарение рабочего тела (например – воды) за счет тепла, выделяемого в ядерном реакторе и разгон перегретого пара до
c _c = 10000…20000 м/с.

В данном типе РД источники энергии и рабочего тела разделены, так как продукты превращений ядерного топлива не используются в качестве рабочего тела в виду малости их массы и опасности заражения окружающей среды. Используется специальное рабочее тело.

Электрические РД – тяга создается за счет разгона заряженного газа (плазмы), получаемого в генераторе плазмы или в ионизационной камере в электрическом поле электромагнитного или электростатического ускорителя до c _c ≈ 200000 м/с.

В данном типе РД источники энергии и рабочего тела так же разделены.

Реактивные двигатели с тепловым ускорением (ядерные и химические) имеют скорость истечения реактивной струи, ограниченную величиной тепловой скорости молекул. Для химических РД ограничение обусловлено природой топлива, для ядерных – температурой нагрева рабочего тела, максимально допустимой для конструкции.

Химические и ядерные РД имеют относительно небольшую удельную массу (отношение массы двигателя к развиваемой им максимальной тяге) и способные сообщать летательным аппаратам значительные ускорения по сравнению с ускорением свободного падения у поверхности Земли. Однако, в связи с относительно небольшой скоростью истечения, создание тяги сопровождается большим расходом рабочего тела на единицу тяги, ограничивающим время работы РД. Этим определяется основная задача, выполняемая такими двигателями: ускорение тяжелых аппаратов до больших космических скоростей в околопланетных и межпланетных полетах при относительно непродолжительной работе двигателей.

В электрических ракетных двигателях (ЭРД) скорость истечения на порядок выше, чем в ядерных, и ограничена мощностью электроустановки, увеличение которой влечет за собой существенное увеличение массы конструкции. Малый массовый расход, обусловленный природой рабочего тела (плазма) не позволяет создавать тягу большой величины, но увеличивает время работы РД.

Применение ЭРД в качестве основных двигателей возможно после сообщения летательному аппарату первой космической скорости. Возможность длительной работы ЭРД может обеспечить дальние космические перелеты. ЭРД так же могут использоваться в качестве вспомогательных двигателей.

2.11.1.1. Создание тяги в химическом РД

 

Химический РД – это тепловая машина (рис. 2.28), в которой химическая энергия компонентов ракетного топлива 1, 2, подаваемых насосами 3, 4 в камеру сгорания (КС), в процессе горения преобразуется в потенциальную тепловую энергию газообразных продуктов сгорания с температурой Т _к и давлением р _к, которая при расширении в сверхзвуковом реактивном сопле (РС) частично превращается в кинетическую энергию истекающей из РС струи газа .

Химическое топливо в исходном состоянии обладает химической потенциальной энергией Н _u. При сжигании топлива в КС образуются газообразные продукты сгорания (ПС). Так как удельный объем ( = V / m – объем 1 кг. газа) газообразных продуктов больше, чем жидких или твердых (исходное агрегатное состояние ракетного топлива) то при сгорании увеличивается давление ПС р _к в КС ограниченного объема и возрастает их температура Т _к.

Таким образом, в КС химическая энергия топлива превращается в потенциальную энергию газообразных ПС. При последующем расширении газа в сверхзвуковом РС потенциальная энергия ПС частично превращается в кинетическую энергию струи газа, при этом давление и температура уменьшаются, а скорость движения газа растет (см. рис. 2.28).

При расчетном режиме работы реактивного сопла (р _с = р _н) тяга, создаваемая реактивным соплом РД равняется ее динамической составляющей, то есть изменению секундного количества движения рабочего тела по тракту двигателя и может быть определена по формуле:

 

R _РС = R _д = М _т с _с – М _т с _к = М _т (с _с – с _к), (2.20)

 

где: М _т = М _ПС – секундный массовый расход топлива;

с _к – скорость ПС на выходе из КС.

Так как с _к сравнительно мала, условно считают что с _к ≈ 0, тогда формулу 2.20 с небольшой погрешностью можно записать

 

R _РС = М _т с _с (2.21)

 

Удельный импульс тяги характеризует эффективность РД как тепловой машины:

 

(2.22)

 

I _у– тяга, создаваемая реактивным соплом РД при сгорании одного килограмма топлива, равняется скорости истечения ПС из РС с _с. Удельный импульс тяги является важнейшей характеристикой РД как части ракеты. Так, если увеличить I всего на 1% при одном и том же времени работы РД дальность полета увеличивается на 250 – 400 км.

В отличие от воздушно-реактивных двигателей (ВРД) где максимальное теоретическое (при отсутствии сопротивления среды) значение отношения V / c _c не может превышать единицы, в РД отношение V / c _c ограничено только величиной сопротивления среды, аэродинамическим совершенством ЛА, величиной тяги РД и временем его работы. Это объясняется тем, что в отличие от удельной тяги R _уд = с _с – V ВРД, величина удельного импульса I _у = с _сРД, не зависит от скорости полета V ЛА.

Скорость истечения газа из РС может быть определена по формуле:

 

, (2.23)

 

где: n – показатель политропы газа; R – газовая посьоянная.

Из выражения (2.23) видно, что для увеличения с _с, а, следовательно, для увеличения I _у необходимо:

- выбирать топливо с низкой молекулярной массой (↑R, ↑ n);

- выбирать топлива с высокой температурой горения (↑ Т _к);

- обеспечивать высокую степень расширения ПС в РС , следовательно, надо увеличивать относительную площадь . При увеличении относительной площади – геометрической степени расширения сверхзвуковой части РС, надо учитывать необходимость сохранения расчетного режима работы РС (р _с = р _н).

При работе РД в условиях вакуума космического пространства (р _н = 0) РС работает на режиме недорасширения, то есть р _с – р _н = р _с – 0 = р _с, формула расчета тяги реактивного сопла дополнится статической составляющей

 

R _п = М _т с _с + F _c(р _с – р _н) = М _т с _с + р _с F _c, (2.24)

 

соответственно удельный импульс определится как

 

I _у.п = R /М _т = с _с + р _с F _c/ М _т (2.25)

 

При работе РД в атмосфере (р _н > 0) при нерасчетном режиме работы РС (р _с ≠ р _н) тяга будет определяться по формуле

 

R _н = М _т с _с + F _c(р _с – р _н) = М _т с _с + р _с F _c – р _н F _c = R _п – р _н F _c (2.26)

 

соответственно удельный импульс определится как

 

I _у.н = R /М _т = I _у.п – р _н F _c/ М _т (2.27)

2.11.1.2. Расходный комплекс РД

 

Основной частью РД, создающей реактивную тягу является камера РД, состоящая из камеры сгорания и сверхзвукового РС. Для того чтобы оценить эффективность рабочего процесса в этих составных частях РД, вводится понятие расходного комплекса β и тягового комплекса К_R.

С целью уяснения физического смысла расходного комплекса β удобно представить тягу в виде, представленном на рис. 2.29.

 

 

Рис. 2.29. К объяснению физического смысла расходного комплекса

 

Предположим, что режим работы РС расчетный и тяга РД равняется ее динамической составляющей R _д, представляющей равнодействующую всех сил, действующих на внутренние поверхности РД при его работе, которая, в свою очередь, может быть представлена как сумма:

 

R _д = Δ R _гл + Δ R _дз + Δ R _св, (2.28)

где: Δ R _гл = F _кр – главная составляющая тяги РД, создаваемая камерой сгорания, при допущении, что в КС и сужающейся части РС отсутствуют потери полного давления . Представляет собой силу, действующую на участок передней стенки камеры сгорания с площадью F _кр;

Δ R _дз = – составляющая тяги от действия давления ПС на дозвуковую часть РС;

Δ R _св = – составляющая тяги от действия давления ПС на сверхзвуковую часть РС.

Из анализа представленных выражений видно, что величина главной составляющей Δ R _гл пропорциональна величине полного давления в КС , а величина Δ R _св – геометрической степени расширения сверхзвуковой части РС .

Теоретический (идеальный) расходный комплекс – это отношение главной составляющей тяги к секундному массовому расходу топлива в КС:

 

(2.29)

 

Действительное (реальное) значение β можно получить экспериментально. Сравнение экспериментальных значений β с теоретическими используют для оценки совершенства процессов (величины потерь) на участке КС и сужающейся части РС.

Массовый расход топлива М _т также зависит от давления в КС и площади критического сечения РС:

 

, (2.30)

где

, (2.31)

 

где k – показатель адиабаты газа.

Подставляя в формулу 2.30 выражение 2.31, получим

 

(2.32)

 

Из выражения 2.32 следует, что расходный комплекс – это комплекс параметров, характеризующих свойства продуктов сгорания, его величина зависит только от свойств ракетного топлива (физической природы топлива) и массового соотношения компонентов ракетного топлива:

 

, (2.33)

где: М _ок – секундный массовый расход окислителя;

М _г – секундный массовый расход горючего.

Или коэффициента избытка окислителя

 

, (2.34)

 

где – – стехиометрическое соотношение компонентов.

При α = 1 окислитель и горючее полностью вступят в реакцию горения, и температура продуктов сгорания будет максимальной (рис. 2.30). Однако темп роста газовой постоянной R, при увеличении количества горючего в топливе (↓α), не совпадает с темпом роста Т _к. Поэтому максимум расходного комплекса β не совпадает с максимумом Т _к, а достигается при некотором избытке горючего (α = 0,7…0,8) (см. рис. 2.30).

Таким образом, расходный комплекс однозначно характеризует ценность ракетного топлива для обеспечения эффективной работы РД.

 

2.11.1.2. Тяговый комплекс РД

 

Тяговый комплекс – это отношение тяги ракетного двигателя к ее главной составляющей

 

(2.35)

 

Тяговый комплекс характеризует влияние РС на создание тяги, то есть он показывает – во сколько раз тяга РД больше ее главной составляющей, не связанной с РС.

В выражении 2.35 разделим числитель и знаменатель на секундный массовый расход газа и получим

 

(2.36)

При расчетном режиме работы РС

(2.37)

 

Так как с _с = f (F _c/ F _кр), то и К_R = f (F _c/ F _кр), то есть с увеличением геометрической степени расширения РС растет с _с, а, следовательно, увеличивается тяговый комплекс К_R. Чем выше значение К_R, тем больше роль РС в создании тяги РД.

Тяговый комплекс может принимать различные значения в зависимости от геометрических размеров РС и режима работы РД.

 

2.11.2. Ракетные топлива (РТ)

 

2.11.2.1 Жидкие ракетные топлива (ЖРТ)

 

Жидкое РТ – это вещество (совокупность веществ) в жидком состоянии, способное к химическим реакциям с выделением тепловой энергии и образованием газообразных ПС, создающих реактивную силу при истечении из РС.

Компонент ЖРТ (КРТ) – отдельно хранимая и подводимая к двигателю составляющая ЖРТ.

Преобразование химической энергии ЖРТ в тепловую происходит в результате окислительно-восстановительной реакции горения. Для осуществления этой реакции необходимо наличие двух компонентов:

1. окислительные – кислород (О₂), фтор (F), азот (N);

2. восстановительные – водород (Н), углерод (С), алюминий (Al), литий (Li), бор (В).

К качеству ЖРТ предъявляются следующие требования:

1. Пригодность КРТ по своим физико-химическим свойствам для использования в данном типе ракет, исходя из условий базирования и применения (рис. 2.31).

Диапазон от Т _пл до Т _кип должен быть шире, чем диапазон от Т _min до Т _max – температур эксплуатации, то есть: Т _пл < Т _min; Т _кип > Т _max.

Давление насыщающих паров p_S должно быть ниже максимально допустимого давления из условия прочности топливных баков при максимальной температуре эксплуатации Т _max.

При соблюдении данных условий возможно длительное хранение КРТ в баках ракет в жидком состоянии. Если ракета заправляется непосредственно перед стартом, то возможно использование криогенных топлив, у которых (Т _пл, Т _кип) < Т _min, но зато выше энергетика.

2. Высокие энергетические свойства и высокая плотность топлива, то есть возможность достижения высокого удельного импульса тяги при меньшем объеме топлива, что позволяет создать ракету минимальных габаритов и массы.

3. Соответствие современным технологиям:

- должна быть отработана технология хранения, эффективного и полного сжигания данных КРТ;

- желательно, чтобы КРТ обладали низкой вязкостью и высокой теплоемкостью (это важно для использования КРТ для охлаждения стенок КС и РС).

4. Высокие эксплуатационные качества, то есть высокие Т _{вспышки} и Т _{воспламенения}, низкие токсичность, гигроскопичность, растворимость воды, агрессивность, высокая физико-химическая стабильность.

5. Экономичность, то есть широкая сырьевая база, простая технология получения КРТ, двойное использование.

 

Физико-химические свойства КРТ приведены в таблице 2.1

 

Таблица 2.1

 

Компонент	Формула	ρ×103 кг/м3	Т пл, K	Т кип, K	Теплоемкость, Дж/кг·K	ПДК, мг/м3
Окислители:
Кислород	О2	1,14				нетоксичен
Фтор	F2	1,51				0,03
Азотная кислота	HNO3	1,50
Перекись водорода	H2O2	1,43
Четырех- окись азота	N2O4	1,44
Горючие:
Водород	H	0,07	13,9	20,4		нетоксичен
Гидразин	N2H2	1.00				0,1
Несимметрич- ный диметил- гидразин	H2N-N(CH3)2	0,79				0,1
Этиловый спирт	C2H5OH	0,78
Керосин	C7,21H13,29	0,84				-
Аэрозин-50	50% N2H2 + 50% НДМГ	0,9				0,1

Классификация ЖРТ приведена на рис. 2.32.

 

 

Рис. 2.32. Классификация жидких ракетных топлив

 

Унитарные – однокомпонентные ЖРТ, реакция окисления (разложения) которых начинается при нагреве (перекись водорода) или введении катализатора (гидразин).

Преимуществом унитарных ЖРТ является простая система подачи топлива в КС, однако они имеют низкую энергетику . Используются в основном во вспомогательных РД или газогенераторах (ГГ).

Многокомпонентные: - двухкомпонентные (горючее + окислитель);
- трехкомпонентные (горючее + окислитель + энергетические добавки). В качестве энергетических добавок, повышающих температуру горения, используют порошки легких металлов (бериллий, литий, алюминий) и их гидриды.

Недостатком многокомпонентных ЖРТ является сложная система подачи топлива в КС, но они имеют более высокую энергетику, поэтому используются в маршевых РД.

Основные ЖРТ используются в маршевых РД для создания основной тяги.

Пусковые самовоспламеняющиеся ЖРТ, используются для поджига основного несамовоспламеняющегося топлива.

Вспомогательные ЖРТ используются в ГГ для создания рабочего тела для газовой турбины (ГТ), рулевых машин (РМ) и т.п.

Низкокипящие (криогенные) ЖРТ – это сжиженные газы (), кипящие при отрицательных температурах. Обладают высокой энергетикой, но не могут долго храниться в баках ракеты (испаряются при нормальной температуре окружающей среды).

Высококипящие ЖРТ сохраняют жидкое состояние во всем диапазоне эксплуатационных температур, но при этом обладают меньшей, чем криогенные ЖРТ энергетикой. Однако они более удобны в эксплуатации, особенно для стратегических ракет, находящихся на боевом дежурстве.

В современных маршевых РД ракет стратегического назначения используется штатное двухкомпонентное, высококипящее основное ЖРТ на основе следующих КРТ:

1. Горючее – НДМГ (несимметричный диметил-гидразин – "гептил") представляет собой бесцветную (светло-желтую) легко воспламеняющуюся жидкость, "дымящуюся" на воздухе. "гептил" имеет запах гниющей рыбы, крайне токсичен (предельно допустимая концентрация – мг/л).

2. Окислитель – АТ (азотный тетраксид – "амил") представляет собой
красновато-коричневую сильно летучую жидкость с резким характерным запахом кислоты. Амил обладает сильным коррозионным действием на углеродистые стали и сильнейшим раздражающим и удушающим действием на человека. При соединении с НДМГ самовоспламеняется.

В маршевых двигателях ракет гражданского назначения используется как криогенное несамовоспламеняющееся РТ (керосин + жидкий кислород – ракетоносители космических кораблей "Союз", и "Прогресс"), так и самовоспламеняющиеся РТ (НДМГ+АТ – ракетоноситель "Протон").

 

Перспективы развития ЖРТ

 

Исследования в области создания новых топлив для РД, направлены, в основном, на улучшение энергетических показателей и эксплуатационных качеств.

Низкая плотность Т _кип жидкого водорода затрудняют его использование в космических летательных аппаратах (КЛА) для продолжительных полетов. В связи с этим представляется перспективным применение «шугообразного водорода», имеющего повышенную плотность и время хранения.

Низкомолекулярные углеводороды, такие как метан, этан, пропан в жидком состоянии, имеющие очень низкую стоимость, широкую сырьевую базу и являющиеся хорошими хладогентами, могут с успехом применяться в ракетоносителях

Самую высокую энергетическую эффективность и сравнительно высокую плотность имеют топлива на основе жидкого фтора в качестве окислителя и водорода в качестве горючего (I = 4800 м/с). Однако его использование затруднено крайне высокой токсичностью и агрессивностью фтора.

Большой интерес вызывает использование в качестве горючих легких металлов, таких как бериллий, литий, алюминий и их гидридов. При горении этих металлов в кислороде О₂ выделяется больше теплоты, чем при горении водорода Н. Добавки этих металлов к жидким горючим способны увеличивать удельный импульс тяги I топливна 25%.

Однако возникают трудности с хранением и подачей металлов в КС РД. Проблему хранения однородной суспензии металлов в жидком горючем решают путем «гелирования» Превращение жидких компонентов в гелеобразные осуществляют с помощью добавок загустителей в виде высших полимеров и жирных кислот. Гель в статических условиях ведет себя как твердое тело, а при нагреве и приложении сдвиговых усилий (работа насоса) начинает течь подобно жидкости.

Таким образом, достижения в области химии и технологии позволяют создать эффективные топлива и обеспечить надежное обращение с ними. В тоже время следует иметь в виду, что в решении задачи создания новых видов топлива современная химия практически достигла предела по объективным причинам. А новые технологии позволяют только незначительно повышать качество топлива, не обеспечивая радикальный прорыв в этой области.

В связи с выше сказанным, следует, что наряду с работами по улучшению существующих топлив и поиску новых, необходимо подумать о принципиально новом подходе к решению задачи повышения удельного импульса тяги в несколько раз, а не только на несколько процентов.

 

2.11.2.2. Твердые ракетные топлива (ТРТ)

 

ТРТ – вещество в твердом состоянии, содержащее в своем составе все необходимые компоненты для осуществления химической реакции горения с образованием газообразных продуктов сгорания, создающих реактивную силу при истечении из РС.

К качеству ТРТ предъявляются следующие требования:

1. Высокие энергетические свойства (возможность достижения высокого удельного импульса тяги I за счет высокой температуры в КС Т _к и газовой постоянной R позволяют создать ракету минимальной массы).

Для сравнения ТРТ по критерию I используют стандартный I _ст., полученный при отношении .

Иногда используется критерий – сила топлива f = R Т _к, или – приведенная сила топлива f _пр = R Т _к/ n.

2. Высокая плотность – позволяет создать ракету минимальных размеров.

3. Высокие механические свойства – обеспечивают создание заряда определенной формы, способного сохранять его под воздействием нагрузок, возникающих на всех этапах эксплуатации.

Оцениваются при помощи: предела прочности σ_пр; модуля упругости Е; предельного относительного удлинения ε_пр. Так как ТРТ является полимером, то ему присущи «ползучесть» и «релаксация», то есть свойства ТРТ зависят еще и от времени действия нагрузок.

Низкий коэффициент теплопроводности λ = 0,2…0,3 (в 100 раз меньше, чем у стали) позволяет ТРТ хорошо защищать стенки КС от воздействия высоких температур Т _к зоны горения, однако это же приводит к возникновению в заряде тепловых напряжений при изменении температуры окружающей среды.

Высокая эластичность предохраняет заряд от разрушения при воздействии температурных напряжений и высоких давлений р _к в КС.

4. Химическая и физическая стабильность, необходимая для сохранения свойств заряда при длительном хранении ракеты на боевом дежурстве.

5. Равномерность состава ТРТ по объему заряда (однородность), обеспечивает неизменность характера горения в течении всего времени горения заряда.

6. Экономичность – распространенность сырья, простота технологии изготовления ТРТ.

7. Независимость свойств ТРТ от влажности, температуры, нагрузок.

8. Нетоксичность.

9. Необходимая скорость горения u = – важнейший параметр!

Скорость горения u характеризует скорость перемещения в пространстве поверхности горения (рис. 2.33) и определяется по формуле

 

, (2.38)

где: u _0.т – коэффициент, зависящий от химического состава и начальной температуры Т ₀ ТРТ; k ≈ 1,25 – показатель адиабаты продуктов сгорания (ПС) ТРТ.

От значения u зависит величина секундного массового расхода ПС

 

М _ПС = u S _гор ρ_т, (2.39)

где S _гор – площадь горения.

ТРТ делятся на двухосновные однородные (гомогенные) и смесевые (гетерогенные) топлива из разнородных физически и химически компонентов.

 

Двухосновные ТРТ

 

Двухосновные ТРТ (ДТРТ) – это твердые коллоидные растворы органических веществ, молекулы которых содержат как восстановительные, так и окислительны