CC BY
157Решетневскуе чтения. 2013
УДК 621.45.053
СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ СПОСОБОВ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЯГИ ЖИДКОСТНЫХ И ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
К. Ш. Ахметшин, С. Ю. Кирюхин, А. С. Рябинин
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: tretrem@yandex.ru
Рассматривается сравнительная характеристика возможных способов регулирования тяги жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей, а также эффективность их применения в существующих двигательных установках.
Ключевые слова: ракетные двигатели, способы регулирования тяги.
COMPARATIVE ANALYSIS OF METHODS TO REGULATE LIQUID ROCKET AND SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINES
K. S. Akhmetshin, S. U. Kiryukhin, A. S. Ryabinin
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: tretrem@yandex.ru
The comparative characteristic of the possible ways to regulate thrust liquid-and solid-propellant rocket engines as well as the efficiency of their application in the existing propulsion concepts are studied.
Keywords: rocket engines, traction control methods.
Способы регулирования тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и твердотопливного ракетного двигателя (РДТТ) существенно отличаются, хотя и имеют применимые к обоим типам методы.
Регулирование тяги ЖРД может осуществляться следующими способами: регулированием расхода компонента, поступающего в жидкостной газогенератор (ЖГГ); регулированием соотношения компонентов в ЖГГ; регулированием давления подач компонентов на входе в камеру двигателя; регулированием расхода компонентов, поступающих в камеру двигателя.
Способ регулирования расхода компонентов, поступающих в ЖГГ, применяется в двигателях без дожигания генераторного газа с двухкомпонентным ЖГГ. На трубопроводе питания окислителя («О») восстановительного ЖГГ устанавливается регулятор тяги, одновременно на трубопроводе питанием горючим («Г») устанавливается еще один регулятор давления, корректирующий соотношение компонентов. Данный способ представляется достаточно надежным и позволяет достигать достаточно большого диапазона регулирования тяг (~ 100).
В двигателях ракеты «Союз-2» РД-107А и РД-108А для изменения тяги используется регулятор расхода перекиси водорода, поступающего в однокомпонент-ный ЖГГ, и дроссель горючего.
Способ регулирования соотношения компонентов в ЖГГ наиболее часто используют в двигателях с дожиганием генераторного газа, он позволяет регулировать тягу в ограниченных диапазонах. Регулятором тяги является регулятор давления подачи «Г» в окислительный ЖГГ, устанавливаемый на линию питания дополнительным компонентом. Регулятор поддерживает давление подачи «Г» в соответствии с давлением
подачи «О». Эта система управления также обеспечивает изменение соотношения компонентов, что приводит к изменению термодинамических параметров генераторного газа и соответственно влияет на давление в камере сгорания и тягу. Диапазон регулирования соотношения компонентов в данной схеме ограничен возрастанием температуры генераторного газа. Данная схема реализована в двигателе РД-270, в которой применена закрытая схема с двумя ТНА с отдельными турбинами от двух ЖГГ, работающих с избытком окислителя и избытком горючего.
Регулирование давления подач компонентов на входе в камеру двигателя. Регулятор давления «Г» изменяет давление подачи в соответствии с командой системы управления, а регулятор «О» изменяет давление подачи в соответствии с давлением подачи «Г». Оба регулятора выполняют одновременно роль регулятора тяги и регулятора соотношения компонентов [2].
Регулирование расходов компонентов, поступающих в камеру двигателя. Регуляторы, поддерживая постоянство расходов «О» и «Г», обеспечивают одновременно поддержание тяги и соотношения компонентов на заданных уровнях. Оба регулятора могут получать соответствующие сигналы на перенастройку от системы управления.
Изменение тяги РДТТ затруднено ограниченными возможностями воздействия на тягу в период работы двигателя. Скорость горения заряда и и тяга двигателя зависимы от начальной температуры заряда Т0, внут-рикамерного давления p (см. рисунок), коэффициента эрозии /3(V), влияния перегрузок, воздействующих на топливный заряд /4(п). Колебания температур, химического состава и технологические отклонения при изготовлении топлива вызывают определенный раз-
Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов
брос энергетических характеристик и скоростей горения в двигателе.
и = ию х/х(р) х/¿(Го) х/(У) х/4(И) х/5(е) х/ х/7. и, мм/с
Зависимость скорости горения от давления для топлива с диаметром заряда 45 мм
Температура заряда влияет на скорость горения, что вызывает необходимость учитывать эту величину в процессе регулирования. Функциональная зависимость, учитывающая влияние начальной температуры, представлена в формуле
/¿(Го) « ехр[1,1...1,8(Го - Гном)].
Регулирование тяги РДТТ может быть осуществлено следующими способами: изменением площади критического сечения; вводом дополнительной массы в камеру; изменением поверхности горения; непосредственным воздействием на скорость горения; обнулением тяги.
При газодинамическом способе регулирования диапазон регулирования тяги составляет 1,7. 2.о. К существенным недостаткам данного метода относятся непроизвольные потери газа до 1/4 запаса топлива, необходимость иметь еще один источник рабочего тела управляющего канала и создание разности давлений управляющего и питающего потока. Для топлив с низким V расход имеет малую чувствительность к изменению площади критического сечения и высокую к изменению давления.
Регулирование тяги вводом в КС химически активной дополнительной массы позволяет получить отношение тяг, равное 20. Данный способ позволяет реализовать охлаждение сопла, повышает удельную тягу. Другой способ ввод вторичной инертной массы в КС позволяет регулировать тягу в малом диапазоне отношений тяг.
Способ изменения поверхности горения позволяет регулировать изменение тяги в более широком диапазоне (диапазон устойчивого регулирования 3...6), чем регулирование с изменяющейся площадью критического сечения. Возможно достижение более широкого диапазона 1,5. 8,о с использованием методов подвижных нитей, поджатием катализатора к горящей поверхности, тепловых и силовых ножей, порционной подачи секций твердого топлива в КС. Наиболее перспективным методом является гидравлический метод, когда в заряде твердого топлива происходит высвобождение каналов, заполненных жидкостью [1]. Метод регулирования посредством тепловых ножей неприменим для сложных форм зарядов, кроме заря-
дов торцового горения. К минусам этих методов стоит отнести конструктивную сложность.
При непосредственном воздействии на скорость горения электрическим способом регулирования тяги позволяет при мгновенном изменении электрического тока менять тягу двигателя: воздействием на топливную массу физическими полями, приводящим к разогреву топлива на толще, превосходящей толщину релаксации прогретого слоя; прогревом топлива за счет джоулева тепла от проводников тока в толще топливного заряда [3]. Этот способ не используется по причине необходимости иметь на борту ЛА массивный источник электроэнергии.
Обнуление тяги посредством воздействия на зону горения акустической энергии, магнитного поля, лазерного излучения исследованы слабо, и полученные значения регулирования тяги весьма малы и составляют 1,5...1,8. Кроме того, при регулировании магнитным полем источники питания электромагнитных катушек составляют более 10 % от массы заряда твердого топлива.
Судя по вышеизложенному материалу, можно утверждать, что способы регулирования тяги ЖРД позволяют регулировать ее в более широком диапазоне, более просты в исполнении, меньше подвержены влиянию температурного фактора и не ограничены в воздействии на тягу в процессе работы двигателя.
Библиографические ссылки
1. Кольга В. В. Проектирование ракет с ракетным двигателем на твердом топливе : учеб. пособие ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2004. С. 84-96.
2. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей : учебник / под ред. В. П. Глушко. М. : Машиностроение, 1989. С. 379-384.
3. Петренко В. И. [и др.]. Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / под общ. ред. М. И. Соколовского, В. И. Петренко ; Рос. акад. ракет. и арт. наук, Перм. гос. техн. ун-т, ОАО «Науч.-произв. об-ние «Искра». М. : Машиностроение, 2003. 463 с. : ил.
References
1. Kolga V. V. Proektirovanie raket s raketnim dvigatelem natverdom toplive. SibSAU. Krasnoyarsk, 2004, pp. 84-96.
2. Alemasov V. E., Dregalin A. F., Tishin A. P. Teoriya raketnih dvigateley. M. : Mashinostroenie, 1989, pp. 379-384.
3. Petrenko V. I. [i dr.]. Upravljaemye jenergetiches-kie ustanovki na tverdom raketnom toplive / Rossiiskaya academia raket i artelerii nauk, Permskiy gosudarstvennii tehnicheskiy universitet, OAO «Nauch.-proizv. ob-nie «Iskra», M. : Mashinostroenie, 2003, 463 p.
© Ахметшин К. Ш., Кирюхин С. Ю., Рябинин А. С., 2013
