[Перевод] Как спроектировать, построить и испытать малые жидкостные ракетные двигатели. Часть 123.09.2022 22:01

Перевод разделен на две части.

  • Теория

  • Практика

Введение

В жидкостном ракетном двигателе используется жидкое топливо, которое под давлением подается из резервуаров в камеру сгорания. Смесь обычно состоит из жидкого окислителя и жидкого горючего. В камере сгорания топливо вступает в химическую реакцию (сгорает), образуя горячие газы, которые затем ускоряются и выбрасываются с большой скоростью через сопло, придавая тем самым двигателю импульс. Момент — это произведение массы и скорости. Сила тяги ракетного двигателя — это реакция, которую испытывает конструкция двигателя в результате выброса высокоскоростного вещества (газов).

Рисунок 1 Типичный ракетный двигательРисунок 1 Типичный ракетный двигатель

Типичный ракетный двигатель состоит из камеры сгорания, сопла и инжектора, как показано на рисунке 1. Камера сгорания — это место, где происходит сжигание топлива под высоким давлением. Камера должна быть достаточно прочной, чтобы выдержать высокое давление, возникающее в процессе сгорания и высокую температуру. Из-за высокой температуры и теплопередачи камера и сопло обычно охлаждаются. Камера также должна быть достаточной длины, чтобы обеспечить полное сгорание до того, как газы попадут в сопло.

Рисунок 2 Форсунка ДеЛавальРисунок 2 Форсунка ДеЛаваль

Функция сопла заключается в преобразовании химико-тепловой энергии, образующейся в камере сгорания, в кинетическую энергию. Сопло преобразует медленно движущийся газ высокого давления и температуры в камере сгорания в высокоскоростной газ более низкого давления и температуры. Поскольку тяга является произведением массы (количества газа, проходящего через сопло) и скорости, желательна очень высокая скорость газа. В ракетных соплах можно получить скорость газа от 1,5 до 3,7 километра в секунду. Сопла, в которых достигается этот удивительный результат, называются соплами ДеЛаваль (по имени их изобретателя) и состоят из сходящегося и расходящегося участков, как показано на рис. 2. Минимальная площадь потока между сходящимся и расходящимся участком называется поперечным сечением сопла. Область потока в конце расходящегося участка называется областью выхода сопла. Сопло обычно делается достаточно длинным (или площадь выхода достаточно велика), чтобы давление в камере сгорания на выходе из сопла уменьшилось до давления, существующего вне сопла. Если ракетный двигатель запускается на уровне моря, это давление составляет около 101,3 килопаскаля (кПа). Если двигатель предназначен для работы на большой высоте, то давление на выходе из сопла меньше 101,3 кПа. Падение температуры газов сгорания, проходящих через форсунку, велико и может достигать 1100–1600 °C. Поскольку газы в камере сгорания могут иметь температуру 2700–3200 °C, температура газа на выходе из сопла все равно составляет около 1600 °C.

Выбор топлива и его свойства

Выбор топлива

Жидкостные ракетные двигатели могут сжигать различные комбинации окислителей и топлива, некоторые из которых приведены в таблице I. Большинство из перечисленных комбинаций топлива опасны, токсичны и дороги. С другой стороны, любителю, создающему ракетные двигатели, требуется легкодоступное, достаточно безопасное, простое в обращении и недорогое топливо. Основываясь на опыте, ROCKETLAB рекомендует использовать газообразный кислород в качестве окислителя и углеводородную жидкость в качестве топлива. Они дают хорошие характеристики, пламя сгорания хорошо видно, а их высокая температура сгорания представляет собой адекватную конструкторскую задачу для строителя-любителя. Эти топлива используются в ракете Atlas и космическом ускорителе Saturn. Однако в этих системах в качестве окислителя используется жидкий, а не газообразный кислород.

ТАБЛИЦА I

Комбинация окислителя/топлива

Давление сгорания, МПа

Соотношение смеси

Температура пламени (°C)

I сп , сек

Жидкий кислород и бензин

2,068

2.5

3020

242

Газообразный кислород и бензин

2,068

2.5

3170

261

Газообразный кислород и бензин

3.450

2.5

3240

279

Жидкий кислород и JP-4 (реактивное топливо)

3.450

2.2

3250

255

Жидкий кислород и метиловый спирт

2,068

1.25

2860

238

Газообразный кислород и метиловый спирт

2,068

1.2

2880

248

Жидкий кислород и водород

3.450

3.5

2480

363

Красная дымящаяся азотная кислота и JP-4

3.450

4.1

2840

238

Газообразный кислород можно легко и недорого получить в баллонах под давлением практически в любом населенном пункте, поскольку он используется для кислородно-ацетиленовой сварки. При соблюдении разумных мер предосторожности, которые будут подробно описаны ниже, газ (и баллон) безопасен в обращении для использования на ракетном стенде.

Углеводородные виды топлива, такие как бензин и спирт, легко доступны в любом населенном пункте. Меры предосторожности уже известны большинству ответственных лиц в связи с широким использованием этих видов топлива в двигателях внутреннего сгорания автомобилей.

Во всех последующих разделах данной публикации будет упоминаться и предполагаться, что топливо, которое будет использоваться в любительских жидкотопливных ракетных двигателях — это газообразный кислород и углеводородное топливо.

Температура пламени углеводородного топлива, сжигаемого в газообразном кислороде при различных давлениях в камере сгорания, изображено на рисунке 3 для стехиометрического соотношения смеси. Соотношение смеси определяется как весовой расход окислителя, деленный на весовой расход топлива, или

O/F = \dot{\omega}_{0} / \dot{\omega}_{f}\omega_{0}= кг(кислорода)/сек\omega_{f}= кг(топлива)/секРис. 4 Зависимость температуры пламени от соотношения смесей при постоянном давлении в камере.Рис. 4 Зависимость температуры пламени от соотношения смесей при постоянном давлении в камере.

Когда достигается стехиометрическое соотношение, кислорода достаточно для химической реакции со всем топливом; в таких условиях достигается самая высокая температура пламени. Если требуется более низкая температура пламени, то обычно лучше, чтобы топлива было больше, чем окислителя; это известно как сжигание «вне соотношения» или «с большим количеством топлива». Это условие является менее тяжелым для ракетного двигателя, чем горение при стехиометрических или богатых кислородом условиях.

На рисунке 4 показано, как изменяется температура пламени, когда давление в камере сгорания поддерживается на постоянном значении, а соотношение смеси может изменяться.

Рисунок 3. Температура пламени в зависимости от давления в камере при стехиометрическом соотношении смеси.Рисунок 3. Температура пламени в зависимости от давления в камере при стехиометрическом соотношении смеси.

Тяга, развиваемая на единицу веса (ньютон) всего топлива, сжигаемого в секунду, известна как удельный импульс и определяется как

I_{sp}=\frac{толкать (thrust)}{общий-весовой-расход-топлива}

На рисунке 5 показана максимальная производительность углеводородного топлива, сжигаемого с газообразным кислородом при различных давлениях в камере, при расширении газа до атмосферного давления. Этот график можно использовать для определения расхода топлива, необходимого для создания определенной тяги. Предположим, вы хотите спроектировать ракетный двигатель, использующий газообразное кислородно-бензиновое топливо, которое будет сжигаться при давлении в камере 1,4 МПа с тягой 445 Н. При таких условиях производительность топлива, согласно рисунку 5, составляет 244 Н тяги на килограмм топлива, сжигаемого в секунду. Поэтому

\dot{\omega_{t}} = F / I_{sp} = 445 / 244 = 1.824N / s\dot{\omega_{t}} = \dot{\omega_{t}} / g = 0.186kg / sРисунок 5 Производительность Isp углеводородных топлив с газообразным кислородом.Рисунок 5 Производительность Isp углеводородных топлив с газообразным кислородом.

Поскольку максимальное отношение смеси Isp® для кислорода/бензина равно 2,5, мы имеем:

\dot{m_{0}} = \dot{m_{t}}r/(r+1) = 0.133kg/s\dot{m_{f}} = \dot{m_{t}}r/(r+1) = 0.053kg/s\dot{m_{t}} = \dot{m_{0}} + \dot{m_{f}}

Свойства топлива

Химические и физические свойства газообразного кислорода, метилового спирта и бензина приведены в табл. II.

Таблица II

Пропеллент

Газообразный кислород

Метиловый спирт

Бензин

Химическая формула

O_{2}

CH_{3}OH

C_{8}H_{18}

Молекулярный вес

32 

34.04

114 

Цвет

бесцветный

бесцветный

бесцветный

Влияние на металлы

отсутствует

отсутствует

отсутствует

Пожароопасность

высокая

высокая

высокая

Токсичность

отсутствует

токсичный

незначительный

Плотность

1330 кг/м 3

769 кг/м 3

713 кг/м 3

Примечание:  Плотность газообразного кислорода при условиях, отличных от стандартных, можно определить поформуле ρ 2 = ρ 1 ( P 2 / P 1 )( T 1 / T 2 ),  где P 1 = 101,3 кПа,  T 1 = 20 °С,  ρ 1 = 1,330 кг/м 3 .

Расчетные уравнения

Рис. 6 Конфигурация двигателяРис. 6 Конфигурация двигателя

В следующем разделе будут подробно описаны упрощенные уравнения для проектирования небольших жидкотопливных ракетных двигателей. Номенклатура для проектирования двигателя показана на рисунке 6.

Сопло

Площадь критического сечения сопла может быть рассчитана, если известен общий расход топлива и выбраны топливо и условия эксплуатации. В предположении теории закона идеального газа:

A_{t} = \frac{\dot{m_{t}}}{\dot{P_{t}}}\sqrt{RT/\gamma}

R = газовая постоянная, определяемая R = R*/M.

R* — универсальная газовая постоянная, равная 8,31446 Дж/(моль — К),

M — молекулярный вес газа. Молекулярный вес горячих газообразных продуктов сгорания газообразного кислорода/углеводородного топлива составляет около 24, так что R составляет около 350 Дж/(кг — К).

Гамма, (

© Habrahabr.ru