ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Топливо и конструкция из "Основы техники ракетного полета " Он называется коэффициентом избытка окислителя — название, пришедшее в ракетную технику от обычного земного дви-гателестросния, где окислитель действительно бывает в избытке. Для ракетных же двигателей, как правило, 1, что соответствует недостатку окислителя и избытку горючего. И этому можно дать простое объяснение. [c.221] Посмотрим сначала, как меняется количество выделившейся в камере тепловой энергии в зависимости от малого изменения пропорции между компонентами вблизи стехиометрического соотношения. Очевидно, при отсутствии диссоциации больше всего энергии па единицу массы топлива выделяется именно при полном сгорании, т. е. при а = 1. Изменение а иа Н=Аа, независимо от знака, приводит к снижению теплотворности. При малом отклонении а от единицы потеря в теплотворности будет пропорциональна квадрату (или четной степени) величины Да, как это и положено изменению любой функции вблизи точки экстремума. [c.221] Так выглядит картина в идеальных условиях — без диссоциации. Посмотрим, что же изменится, если мы учтем диссоциацию продуктов сгорания. [c.221] Следовательно, с уменьше1н1ем а мы теряем в теплотворности величину, пропорциональную квадрату Аа, а приобретаем за счет уменьшения диссоциации нечто, пропорциональное первой степени абсолютного значения Аа. Таким образом, значение а, соответствующее максимуму полученной энтальпии, сме- щается от единицы в сторону меньших значений, т. е. в область избытка горючего. [c.222] например, подсчитать соотношение полноты сгорания для топлива кислород—керосин, то для типового сорта керосина получим кто = 3,41. Если же учесть диссоциацию, то максимум удельной тяги при степени расширения потока 100 0,1 приходится на соотношение расхода компонентов кт = 3,07, что соответствует а == 0,9. Для топлива кислород + водород вместо, казалось бы, очевидного кто — 8, получаем кт = 5,5 и а = 0,70. Величина наиболее выигрышного по удельной тяге коэффициента а зависит, конечно, от степени расширения сопла. Для двигателей, работающих на больших высотах и имеющих сильно расширенные сопла, оптимальное значение коэффициента избытка окислителя а возрастает, приближаясь к единице. [c.222] Не столько ответ, сколько сама риторическая постановка этого вопроса еще лет 20 назад была одним из аргументов, говоривших о бесперспективности применения водорода как горючего. Между тем время шло, и техника смогла найти способы создания надежно теплоизолированных, прочных и легких баков для водорода. Решены и другие, казалось бы, неразрешимые проблемы с охлаждением двигателя, производством и хранением водорода. Жидкий водород как горючее стал реальностью. Но не об этом пока речь. [c.222] Если менять соотношение между кислородом и водородом, преследуя цель не максимальной удельной тяги, а рассматривая это соотношение как оптимизируемый проектный параметр ракеты в целом, не целесообразно ли поступиться удельной тягой, уменьшив запас водорода и соответственно снизив вес бака горючего И действительно, при выборе проектных характеристик ракеты соотношение запаса топливных компонентов приобретает роль оптимизируемого параметра, но лишь при большом различии удельных весов топливных компонентов, таких как кислород и водород. Но итоговое изменение избытка окислителя происходит теперь уже в обратную сторону — в сторону уменьшения горючего или в сторону возрастания а. Для проектируемого американского носителя многократного использования, например, по имеющимся данным коэффициент а после учета весовых характеристик топливного отсека смещается от 0,69 к 0,75. [c.223] На конструктивные параметры двигателя и ракеты оказывает влияние ие только удельный вес топливных компонентов. Проблема надежно работающего двигателя требует безотказной работы системы охлаждения. О том, какие конструктршные меры принимаются для создания проточного охлаждения, мы уже говорили. Но дело не только в самой конструкции. Важно, чтобы топливо обладало необходимой тепловосприимчивостью. А это означает следующее. [c.223] Если улнюжить удельную тепловосириимчивость Q на массу общего запаса компонента, то найденное таким образом количество тепла должно быть больше того, которое необходимо спять с охлаждаемой поверхности камеры за все время работы двигателя. И вот это-то условие как раз выполняется с недостаточной очевидностью. [c.224] В прошлом эта проблема, как аварийная, уже возникала перед конструкторами двигателя ракеты Фау-2 . На техническом уровне сороковых годов в условиях военной спешки этот вопрос был решен, как мы знаем, тем, что использовался этиловый спирт пониженной концентрации. Это снизило температуру в камере, а, главное, увеличило запас охлаждающего компонента, т. е. его суммарную тепловосириимчивость. [c.224] По мере роста культуры двигателестроения от этой меры довольно скоро удалось освободиться. Уже в ракетах В2А и В5А, о которых говорилось в гл. И, концентрация этилового спирта была поднята до 92%. Дальпейшее повышение концентрации сдерживалось усложнением технологии промышленного производства спирта, и па это не было смысла идти, тем более, что на очереди стояло топливо кислород — керосин. [c.224] Здесь потребовалось преодолеть более заметные трудности. Во-первых, это топливо обладает существенно большей теплотворностью, и температура в камере повышается, а во-вторых, охлаждающего агента, керосина, здесь совсем немного, и при высокой температуре он склонен к коксованию. Но и эта задача в итоге была решена, и мы знаем, что двигатели РД-107 и РД-108 ракеты СК охлаждаются керосином. Охлаждение жидким кислородом представляло бы собой еще более сложную проблему. [c.224] Что же касается использования в современных двигателях жидкого водорода как охладителя, то об этом мы уже говорили ранее. [c.224] Вернуться к основной статье