Разработка программы расчета давления в камере РДТТ в интегрированной среде программирования Delphi
Введение
ракетный двигатель тяга программа
Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя. Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в зависимости от назначения и размеров двигателя [1].
Тяга образуется потому, что из двигателя вытекает рабочее тело. Чтобы вытолкнуть газы, двигатель должен действовать на них с какой-то силой; обратная сила - сила воздействия газов на двигатель - и есть реактивная тяга. Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы. Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости. Механика учит, что эта сила, а следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения [1]. Влияние топлива на скорость истечения сказывается в основном в том, что скорость истечения тем больше, чем больше теплотворная способность топлива, т.е. тепло, которое выделяет при сгорании каждый килограмм топлива. Чтобы отчетливее представить себе влияние на скорость истечения теплотворной способности топлива, рассмотрим более подробно явления, происходящие в любом ракетном двигателе, т.е. к рабочий процесс двигателя. Пусть в двигателе произошла химическая реакция (будем считать для определенности - сгорание), в результате которой выделилось какое-то количество тепла. Вследствие этого газообразные продукты реакции - пары углекислоты, пары воды, азот и др. - сильно нагреваются, так что температура их достигает 2500° С и более. Из физики известно, что температура газа есть мера скорости движения его молекул; когда газ очень нагрет, то молекулы его движутся с очень большими скоростями. Однако непосредственно эту скорость движения молекул газа использовать для создания реактивной тяги нельзя, потому что молекулы внутри двигателя движутся беспорядочно, неорганизованно, во всех направлениях; имеет место так называемое тепловое движение молекул. Каждая молекула, отражаясь от стенок двигателя, создает, конечно, микроскопическую реактивную силу, но суммарная равнодействующая - результат бесчисленного множества таких молекулярных ударов, равна нулю. Благодаря хаотичности движения молекул давление на все стенки двигателя одинаково и никакого реактивного эффекта не получается.
1. Принцип работы
Чтобы создать реактивную силу, необходимо обеспечить упорядоченное, организованное истечение продуктов сгорания ракетного топлива из двигателя в одном направлении, давая в результате нужную нам реактивную силу. Поэтому всякий ракетный двигатель по идее представляет собой машину для истечения молекул газа с максимально возможной скоростью в одном, общем для всех молекул, направлении, следовательно, машину для преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую энергию беспорядочного движения молекул, а затем в кинетическую энергию их упорядоченного истечения из двигателя.
Таким образом, первая часть рабочего процесса ракетного двигателя заключается в преобразовании химической энергии топлива в тепловую. Это преобразование осуществляется в ходе химической реакции горения внутри двигателя, в той его части, которую называют камерой сгорания, и происходит обычно при постоянном давлении. Вторая часть рабочего процесса двигателя заключается в преобразовании тепловой энергии хаотического движения молекул в кинетическую энергию их организованного истечения, т.е. в кинетическую энергию реактивной струи газов, вытекающих из двигателя. Это преобразование осуществляется в процессе расширения газов от давления, имеющего место в камере сгорания двигателя, до атмосферного давления, т.е. до давления на выходе из двигателя, и обычно происходит в той его части, которая носит название сопла. В современных ракетных двигателях указанный выше рабочий процесс происходит непрерывно, хотя возможны двигатели прерывного действия, в которых подача топлива в камеру сгорания и все последующие процессы происходят периодически. Таким образом, общим результатом рабочего процесса ракетного двигателя является преобразование химической энергии топлива в скоростную энергию струи газов, вытекающих из сопла в атмосферу. Однако при этом далеко не вся химическая энергия топлива (теплотворная способность) переходит в кинетическую энергию струи, а только определенная часть ее. Чем совершеннее рабочий процесс, тем больше эта полезно используемая часть теплотворной способности топлива. В современных; ракетных двигателях в кинетическую энергию струи газов переходит меньше половины тепла, заключенного в топливе. Для оценки совершенства рабочего процесса обычно вводят так называемый внутренний коэффициент полезного действия двигателя. Его величина равна 0,3-0,6.
Часть тепла теряется из-за неполного сгорания топлива, а другая, большая, теряется вместе с газами, выходящими из двигателя, так как их температура очень высока (1000-1500° С) [1]. Уменьшение этих потерь рабочего процесса приводит к увеличению скорости истечения и, следовательно, увеличению тяги. Однако, как учит термодинамика - наука о преобразовании тепла в работу, - все тепло не может перейти в кинетическую энергию газов. Некоторая часть этого тепла представляет собой неизбежные потери. Теперь ясно, как теплотворная способность топлива влияет на скорость истечения. Чем больше теплотворная способность, тем больше тепловой энергии, при данной степени совершенства рабочего процесса двигателя, переходит в скоростную энергию газов, т.е. тем больше скорость истечения. И физически очевидно, что чем больше скорость теплового движения молекул после сгорания, тем больше и скорость истечения газов из двигателя.
2. Основные сведения о ракетных двигателях
Реактивный двигатель (двигатель прямой реакции) - это двигатель, тяга которого создается реакцией (отдачей) вытекающего из него рабочего тела.
Ракетный двигатель (РД) - установка, имеющая источник энергии и запас рабочего тела и предназначенная для получения тяги путем преобразования любого вида энергии в кинетическую энергию рабочего тела, отбрасываемого от двигателя в окружающую среду [3].
Внутри работающего ракетного двигателя происходит интенсивный процесс быстрого контролируемого горения. Для осуществления реакции горения (выделения энергии при реакции двух химических веществ, в результате которой образуются продукты с меньшей скрытой энергией) необходимо наличие окислительного агента (окислителя) и восстановительного агента (горючего). При горении энергия выделяется в виде тепла, т.е. внутреннего движения атомов и молекул в результате повышения температуры.
Конструкция. Ракетный двигатель состоит из двух основных частей: камеры сгорания и сопла. Камера должна иметь достаточный объем для полного смешения, испарения и сгорания компонентов топлива. Сама камера и система подачи топлива должны быть спроектированы таким образом, чтобы скорость газа в камере была ниже скорости звука, иначе горение будет неэффективным. Как и в случае надувного шарика, молекулы газа соударяются со стенками камеры и выходят через узкое отверстие (горловину сопла). При стеснении потока газа в сужающейся части сопла его скорость возрастает до скорости звука в горловине, а в расширяющейся части сопла поток газа становится сверхзвуковым. Сопло такой конструкции было предложено Карлом де Лавалем, шведским инженером, работавшим в области паровых турбин, в 1890-х годах [3].
Контур расширяющейся части сопла и степень его расширения (отношение площадей на выходе и в горловине) подбираются, исходя из скорости истечения газовой струи и давления окружающей среды, так что давление выхлопных газов на стенки сверхзвуковой части сопла увеличивает силу тяги, создаваемую давлением газов на переднюю часть камеры сгорания. Поскольку наружное (атмосферное) давление уменьшается с ростом высоты, а профиль расширяющейся части сопла можно оптимизировать только для одной высоты, степень расширения выбирается такой, чтобы обеспечить приемлемую эффективность для всех высот. Двигатель для малых высот должен иметь короткое сопло с небольшой степенью расширения. Разработаны сопла для регулируемой степени расширения. Однако на практике они оказываются слишком сложными и дорогими и поэтому редко используются.
Ракетные двигатели обладают основными характерными особенностями:
1) автономность от окружающей среды
2) независимость тяги от скорости движения аппарата
3) высокая концентрация подводимой энергии на единицу массы рабочего тела
4) большая энергонапряженность
5) малая удельная масса двигателя
Большое значение имеет вид запасенной энергии:
· ядерной
· электрической
· тепловой
· химической
Двигатели, использующие ядерную, электрическую и тепловую энергию, составляют класс нехимических РД
Химическая энергия топлива преобразуется в камере сгорания (КС) в тепловую энергию продуктов реакции (продуктов сгорания). Затем тепловая энергия в сопле переходит в кинетическую энергию вытекающих продуктов сгорания (ПС), в результате чего образуется реактивная сила (тяга). [2]
Все ракетные двигатели делятся на:
· химические
· нехимические
Химические ракетные топлива являются одновременно и источником энергии и источником рабочего тела.
Химические РД делятся на:
· ЖРД
· РДТТ
· гибридные
В отличие от химических двигателей в нехимических ракетных двигателях источник энергии и рабочее тело первоначально разделены.
Также нехимические ракетные двигатели разделяются на:
· ядерные ракетные двигатели (ЯРД)
· электрические (электро-ядерные) ракетные двигатели (ЭРД) или (ЭЯРД).
Таблица 1
Обязательными элементами, обеспечивающими реактивный принцип получения тяги (рис. 1.2), является:
· рабочее тело
· источник энергии
· камера
· сопло
Топливо состоит из:
· окислителя
· горючего
3. Ракетные двигатели на жидком топливе ЖРД
Наиболее эффективные ракеты работают на жидком топливе, потому что химическая энергия жидких компонентов больше, чем твердых, а продукты их сгорания имеют меньшую молекулярную массу.
Криогенные и самовоспламеняющиеся топлива. К жидким топливам, имеющим большую теплотворную способность, относятся некоторые криогенные вещества - газы, которые превращаются в жидкость при очень низких температурах, например жидкий кислород (при температуре ниже - 183 С) и жидкий водород (ниже -253 С). С другой стороны, применение криогенных компонентов имеет ряд недостатков, к которым относятся необходимость содержания больших промышленных установок для ожижения газов, большое время заправки ракеты (несколько часов) и необходимость теплоизоляции топливных баков. Поэтому первые американские межконтинентальные баллистические ракеты на криогенном топливе, «Атлас» и «Титан I», были уязвимы для внезапного нападения, при котором для ответного удара имелось всего несколько минут [4].
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), использующие самовоспламеняющееся жидкое топливо, которое может храниться при нормальных температурах в течение длительного времени и воспламеняется при контакте компонентов друг с другом, были созданы в 1950-х годах, чтобы удовлетворить потребности военных по упрощению эксплуатации и уменьшению времени подготовки к пуску баллистических ракет. В таких двигателях в качестве окислителя применялся азотный тетроксид (N2O4), а в качестве горючего гидразин (N2H4) или несимметричный диметилгидразин (NH2 N[CH3]2) - комбинация, которая дает удельный импульс около 340 с. Компоненты самовоспламеняющегося топлива чрезвычайно токсичны и довольно агрессивны, поэтому они требуют крайней осторожности в обращении и периодической замены элементов конструкции, которые их содержат или находятся в контакте с ними. И хотя жидкостные баллистические ракеты с самовоспламеняющимся топливом впоследствии были заменены твердотопливными, это топливо по-прежнему незаменимо в двигателях ориентации и коррекции.
Однокомпонентные ЖРД. В таких двигателях используется однокомпонентное жидкое топливо, которое при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Хотя однокомпонентные ЖРД развивают небольшой удельный импульс (в диапазоне от 150 до 255 с) и намного уступают по эффективности двухкомпонентным, их преимуществом является простота конструкции. Топливо, например гидразин или перекись водорода, хранится в единственной емкости. Под действием вытесняющего давления жидкость через клапан поступает в камеру сгорания, в которой катализатор, например, оксид железа, вызывает ее разложение (гидразина на аммиак и водород, а перекиси водорода - на водяной пар и кислород). Однокомпонентные ЖРД обычно используются как двигатели малой тяги (иногда их тяга составляет всего лишь несколько ньютонов) в системах ориентации и стабилизации космических аппаратов и тактических ракет, для которых простота и надежность конструкции и малая масса являются определяющими критериями. Можно привести пример использования гидразинового двигателя малой тяги на борту первого американского спутника связи TDRS-1; этот двигатель работал в течение нескольких недель, чтобы вывести спутник на геостационарную орбиту, после того как на ускорителе случилась авария и спутник оказался на значительно более низкой орбите.
Двухкомпонентные ЖРД. В описанных выше ЖРД горючее и окислитель хранятся в отдельных баках и путем вытеснения или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где они воспламеняются и сгорают, создавая высокоскоростную газовую струю. В качестве окислителя часто используется жидкий кислород, что связано с простотой его получения из атмосферного воздуха. Хотя по сравнению со многими другими химическими веществами жидкий кислород сравнительно безопасен, для его хранения должны использоваться только очень чистые емкости, потому что кислород вступает в химическую реакцию даже с жировыми пятнами, оставляемыми отпечатками пальцев, что может привести к возгоранию.