Кратного запуска посредством отсечки и ‘повторной подачи жидкого окислителя.

Рис. 18.3. Зависимость удельного импульса (/) ГРД от избытка воды в молях (п):

Давление в камере двигателя 23,2 кгс/см’ (2,27 МН/м2), на срезе 1,14 кгс/см" (0,11 МН/м2)

В таких двигателях. возможно применение энергетически выгодных компонентов топлива, несовместимых химически при контакте друг с другом или находящихся в различном агрегатном состоянии.

В качестве жидких окислителей в КРД применяют азотную кислоту, окислы азота (N204), фтористый перхлорил (FC104), перекись водорода или треххлористый фтор (С1Fз).

Наиболее высокие энергетические характеристики могут быть получены на гидриде бериллия ВеН2. Однако необходимость придания заряду нужных механических характеристик и организации процесса горения требуют введения в состав топлива органических горючих-связующих и окислителя.

Практически ,все существующие и перспективные топлива для КРД содержат значительное ‘количество металла — Al, Mg, Be или их гидриды — в виде мелкодисперсного порошка и органические горючие-связки.

Для 0′беспечения самовоспламенения топлива с жидким окислителем в состав твердых топлив вводят амины, например, пара-толундин, парафенилендиа, мин, 1,6-диаминонафталин и др.

Рис. 18.4. Схема комбинированного ракетного двигателя:

/—выходное сопло; 2—Заряд твердого топлива; 3— канал;

4—Отсечный клапан и головка с форсунками для рас-пыла жидкого окислителя;

5—бак с жидким окислителем; 6—Форсунка; 7—бак со сжатым газом

Введение в твердую фазу до 20% перхлората аммония приводит к снижению .времени задержки воспламенения и образованию более чистой свободной поверхности горения, что улучшает характеристики горения.

Схема процесса горения заряда твердого топлива в потоке жидкого окислителя представлена на рис. 18.5.

Капли жидкого окислителя испаряются по мере приближения к поверхности горения. Пары окислителя образуют с парами продуктов разложения топлива диффузионное пламя. Капли окислителя, пролетевшие сквозь зону диффузионного пламени, «сгорают» в среде, переобогащенной газообразным горючим, а также вступают в непосредственное взаимодействие с повеохностью горящего заряда топлива при контакте с ней.

Скорость горения топлива в КРД зависит не только от давления и природы компонентов, но и от массового потока вдоль поверхности заряда, геометрии заряда, способа подачи жидкого окислителя и его количества на единицу поверхности заряда. Эти особенности позволяют осуществлять регулирование тяги двигателя количеством подаваемого в камеру жидкого окислителя.

В экспериментальных исследованиях подобных двигателей получена величина удельного импульса 255—265 кг-с/кг. Коэффициент полноты сгорания при этом достигал 0,90-0,95 [З].

4. Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) получили наибольшее распространение благодаря простоте конструкции и разработке высокоэнергетических смесе-вых топлив. Типичная схема РДТТ показана на рис. 18.6. Основные преимущества РДТТ — простота конструкции, постоянная готовность к запуску, удобство и относительная безопасность эксплуатации, высокая надежность действия.

Основной энергетической характеристикой топлива является удельный импульс:

Где K — показатель адиабаты;

И — средний молекулярный вес газообразных продуктов сгорания;

Ir— универсальная газовая постоянная в кДж/моль-град;

То ро — температура и давление в камере;

Рс — давление на срезе сопла в кгс/см2.

Рис. 18.5. Схема процесса горения в камере комбинированного двигателя:

/-—диффузионное пламя: 2—Граница пограничного слоя; 3—траектории капель; 4—Зона гетерогенного горения; 5—Зона реакции между каплей окислителя и твердым горючим