Заглавная страница Избранные статьи Случайная статья Познавательные статьи Новые добавления Обратная связь КАТЕГОРИИ: Археология Биология Генетика География Информатика История Логика Маркетинг Математика Менеджмент Механика Педагогика Религия Социология Технологии Физика Философия Финансы Химия Экология ТОП 10 на сайте Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрации Техника нижней прямой подачи мяча. Франко-прусская война (причины и последствия) Организация работы процедурного кабинета Смысловое и механическое запоминание, их место и роль в усвоении знаний Коммуникативные барьеры и пути их преодоления Обработка изделий медицинского назначения многократного применения Образцы текста публицистического стиля Четыре типа изменения баланса Задачи с ответами для Всероссийской олимпиады по праву Мы поможем в написании ваших работ! ЗНАЕТЕ ЛИ ВЫ? Влияние общества на человека Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрации Практические работы по географии для 6 класса Организация работы процедурного кабинета Изменения в неживой природе осенью Уборка процедурного кабинета Сольфеджио. Все правила по сольфеджио Балочные системы. Определение реакций опор и моментов защемления

Главная Избранные Случайная статья Познавательные Новые добавления Обратная связь FAQ Характеристики ракетного двигателя ⇐ ПредыдущаяСтр 2 из 5Следующая ⇒ 4.1. Дроссельная характеристика ракетного двигателя Зависимость тяги и удельного импульса двигателя от массового се­кундного расхода топлива при постоянной высоте полета и неизменном соот­ношении компонентов топлива называется дроссельной характеристикой ра­кетного двигателя. В действительности при работе ракетного двигателя изменение массо­вого секундного расхода топлива т сопровождается изменением парамет­ров потока по тракту двигателя (Wa, Ра, Тк). Однако, т.к. изменение т на стабилизированном участке полета незначительно, то принимают: Определим зависимость   -импульс давления Дроссельные характеристики представляют собой семейство прямых с угловым коэффициентом А, зависящим от скорости на срезе сопла, рис.12. Зона нежелательной работы Рис.12 При массовом секундном расходе , согласно полученной графической зависимости, рис. 12, тяга принимает отрицательные значения. В действительности этого не наблюдается, т.к. в этом случае существенным об­разом меняется режим истечения (отрыв потока от стенок сопла), что обу­славливает положительные значения тяги. При работе ЖРД существует неко­торое значение массового секундного расхода , меньше которого работа двигательной установки является нежелательной в течение длительного перио­да времени. Зависимость удельного импульса Iуд от массового секундного расхода т представлена на рис. 13 При работе двигателя целесообразно поддерживать постоянной вели­чину удельного импульса даже при изменении массового секундного расхода. Это возможно за счет обеспечения следующих мероприятий: поддержание постоянным перепада давления на форсунках; поддержание постоянным давления в камере, Pк=const; обеспечение работы двигательной установки на расчетном режиме. Рис.13 Мероприятия, обеспечивающие изменение протекания дроссель­ной характеристики. Рис.14

1.Изменение вида топлива, рис.14

2.Изменение площади среза сопла, рис. 15

Рис.15

 

4.2. Высотная характеристика

Высотная характеристика - зависимость тяги и удельного импульса от высоты полета при постоянном значении массового секундного расхода и не­изменном соотношении компонентов топлива.

Рис. 16

На рис. 16 представлена зависимость давления окружающей среды Р_н от высоты Н.

На рис. 16 приведены зависимости тяги и удельного импульса I_уд

от высоты полёта. Необходимо отметить, что при малых высотах полёта из-за сильного перерасширения газа наблюдается отрыв потока от стенок сопла, что учтено при построении высотной характеристики.

Рис.17

4.3. Режимы работы сопла

1) Расчетный режим, Р_а = Р_н, рис. 18а

2) Режим недорасширения,    рис. 186.

Режим недорасширения наблюдается при полете летательного аппа­рата по траектории выше расчетной.

3) Режим перерасширения, Ра < Рн. рис. 18а.

Режим перерасширения наблюдается при полете летательного аппа-г-о-э по траектории ниже расчетной.

а)

Б)

в)

Рис. 18

Влияние высотности сопла на протекание высотной характеристики

Высотность сопла определяется расчетным значением давления на срезесопла Ра; чем меньше Ра, тем высотность сопла больше.

1) Возьмём серию сопел для которых справедливо соотношение

 , при условии

2) Для сопла с относительной степенью расширения - F₁ на рас­четной высоте - Н₁ наблюдается расчетное значение тяги - -Ун,1, ко­
торое является для него максимальным, рис.19.

3)Рассмотрим сопло, у которого относительная степень расшире­ния  , причем Так как , то и

4) Точки с экстремальными значениями тяг соединим кривой, ко­
торая будет являться высотной характеристикой всережимного со­
пла, рис.19

 

Рис.19 5.

Общие сведения о ЖРД

5.1. Системы космических летательных аппаратов

Различают следующие типы космических летательных аппаратов: 1) Баллистические ракеты (Б.Р.). Обеспечивает доставку полезного груза к цели без вывода на орбиту.

Б.Р.

26

2) Ракетоносители (Р.Н.).

Обеспечивает доставку полезного груза к цели с выводом на орбиту.

Р.Н.

а) Последовательная схема.

б) Пакетная схема.

 

 

3) Многоразовые транспортные космические аппараты (МТКА). Назначение такое же, как у Р.Н.

МТКА

КА).

4) Межорбитальные транспортные космические аппараты (МоТ-

Обеспечивает вывод полезного груза на более высокие, чем Р.Н., космические орбиты.

МоТКА

5) Искусственные спутники земли (ИСЗ).

исз

6) Лунные космические аппараты (ЛКА), межпланетные космиче­ские аппараты (МпКА)..

ЛКА, МпКА

5.2. Классификация и схемы ЖРД

Одна из возможных классификаций ЖРД (по способу получения рабочего тела для турбины ТНА) представлена на рис.20.

Рис.20

Условные обозначения к рис.20:

ВСПК - вытеснительная система подачи компонентов, рис.21; 1-ЖРД с газогенератором, работающим на автономном топливе, рис.22; 2-ЖРД с газогенератором, работающим на основных компонентах топ­лива, рис.23;

3-ЖРД без газогенератора с газификацией охладителя в зарубашечном про­странстве, рис.24; 4-ЖРД с двумя газогенераторами, рис.25.

В зависимости от агрегатного состояния компонентов («Ж» -жидкость или «Г» - газ), поступающих в камеру сгорания, все конструктивные схемы ЖРДУ можно условно классифицировать на «Ж - Ж», «Ж -Г» или «Г -Г». Необходимо отметить, газификация компонента способствует улучшению энергетических показателей ЖРДУ.

В ЖРД с ВСПК, рис.21, рабочее тело (инертный газ) из газового акку­мулятора давления 1 через редукторы 2 направляется в баки окислителя и го­рючего 3. Далее окислитель поступает в смесительную головку 4 камеры, а горючее в зарубашечное пространство, образованное двойными стенками ка­меры ЖРД.

Основным преимуществом данной схемы является конструктивная простота (отсутствие ТНА). Однако, для ЖРД работающих по указанной схеме характерны сравнительно невысокие значения тяги и удельного импульса, что

29

Рис.21

Рис.22

определило ее применение в качестве двигателей ориентации. Кроме того, в связи с нагруженностью баков для компонентов избыточным давлением они выполняются толстостенными, что приводит к существенному ухудшения мас­совых характеристик ЖРДУ в целом.

В данной конструктивной схеме ЖРДУ, рис.22, в качестве рабочего тела приведения во вращение турбины 1 ТНА используется перекись водорода. поступающая в парогазогенератор 8 и разлагающаяся в нём под действи­ем катализатора перманганата калия К Mg0₄ с образованием парогаза при температуре 600 - 800К. Парогаз направляется на лопатки турбины, обеспечи­вая вращение насосов 2, 3, 4 и, следовательно, подачу компонентов в комеру сгорания ЖРД - 5. Генераторный газ из турбины выбрасывается через патрубок 6 а сопло 7 за пределы двигателя. В некоторых ЖРД, работающих по указан-ной схеме, генераторный газ использовался для создания управляющих усилий для ориентации ЛА в пространстве и для создания дополнительной тяги путём его введения в расширяющуюся часть сопла. Данная конструктивная схема ЖРДУ использовалась до 70 годов двадцатого столетия.

Рис23

Особенностью данной конструктивной, рис.23, схемы является более эффективное использование генераторного газа, путём его подачи в смеситель-нуюголовку камеры через газовод 9. В зависимости от соотношения компо-нентов (величины коэффициента избытка окислителя - а), подаваемых в газо­генератор, он может быть окислительного или восстановительного типа. Дав-ление в полости турбины должно быть выше давления в смесительной головке на величину гидравлического сопротивления газовода.

Конструктивная схема ЖРД, представленная на рис.24, используется, когда в качестве одного из компонентов применяется жидкий водород, который проходя через систему последовательно расположенных насосов (снижение вероятности взрыва при резком повышении давления компонента), направляет-

Рис.24

ся в зарубашечное пространство камеры, образованное её двойными стенками, где газифицируется и в дальнейшем поступает на лопатки турбины, приводя во вращение насосы, а затем - через газовод в смесительную головку камеры.

Рис.25

В данной конструктивной схеме ЖРДУ. рис.25, оба компонентапосту­пают в головку камеры в газообразном состоянии. При этом один изгазогене­раторов относится к окислительному типу, другой - к восстановительному.

5.3. Общие сведения о жидкостных ракетных топливах (ЖРТ) Классификация ЖРТ

Успешное освоение космического пространства осуществляется в основном с помощью жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ). Жидкие ракетные топлива, по сравнению с твердыми (ТРТ) обеспечивают лучшие энергетические характеристики, возможность многократного включе-нияи выключения двигателя, а также оперативное изменение тяги при полете

-А. Перспективное в принципе использование ядерных ракетных двигателей сдерживается в настоящее время их массовыми характеристиками, а также

сложностями, связанными с обеспечением радиационной безопасности и отво- з:ч тепла от активной зоны после выключения двигателя, вследствие остаточ-ного тепловыделения радиоизотопов — продуктов цепной реакции деления. Несомненно, что ЖРТ останутся основным энергетическим источником для ракетных двигателей различного назначения на ближайшие десятилетия.

В ракетных двигателях на химическом топливе выделение энергии происходит за счёт следующих химических реакций:

а) реакции окисления —восстановления (окисления), когда энергия вы­
деляется при реакции между окислительными и горючими элементами; топли­
во состоит в этом случае по крайней мере из двух веществ — окислителя и го­
рючего;

б) реакции разложения, когда тепло выделяется в процессе разложе-
ния сложного вещества на более простые; топливо в этом случае может состо­
ять только из одного вещества;

в) реакции рекомбинации (соединения), когда тепло выделяется при
соединении одноименных атомов или радикалов в молекулы.

Окислитель и горючее в общем случае являются сложными соедине-ниями. в состав которых могут входить как окислительные, так и горючие эле­менты, а также нейтральные.

Горючим является такое вещество, которое независимо от того, содер­жатся в нем окислительные элементы или нет, для полного окисления своих горючих элементов требует окислителя извне. Так, например, этиловый спирт С₂ Н₅ ОН, кроме горючих элементов (С и Н), содержит в себе и окислительный элемент — кислород, но его совершенно недостаточно для полного окисления горючих элементов спирта; поэтому этиловый спирт является горючим.

Окислителем является вещество, в котором хотя и могут быть горючие элементы, но окисляющих элементов в нем имеется значительный избыток, так что при полном окислении его собственных горючих элементов остается сво-5одное количество окислительных элементов, которые могут быть использова-ля окисления какого-либо другого горючего. Например, азотная кислота HNO₃ или перекись водорода Н₂ 0₂ содержат в себе горючий элемент — водор од, однако окислительный элемент (кислород) в них имеется в таком ко­личестве, что при полном окислении водорода азотной кислоты или перекиси водорода в них остается избыток кислорода, который можно использовать для

окисления какого-либо горючего; поэтому HN0₃ и Н₂0₂ являются окислите­лями.

К горючим элементам относятся углерод С, водород Н, бор В, алюми­ний А1, литий Li и другие. Окислительными элементами являются фтор F, ки­слород О, хлор О. Фтор и кислород значительно превосходят по эффективно­сти другие окислительные элементы.

Доли окислителя и горючего в топливе определяются величиной, на­зываемой соотношением компонентов. Теоретическим (стехиометрическим) соотношением компонентов называется такое минимальное количество окис­лителя, которое необходимо для полного окисления 1 кг горючего. Иначе гово­ря, теоретическое соотношение компонентов, это такое отношение расходов окислителя и горючего, при котором окислитель полностью окисляет горю­чее, не оставаясь при этом в избытке.

Действительным соотношением компонентов называется дейст-

вительное отношение расходов окислителя и горючего, подаваемых в камеру, которое может отличаться от теоретического. Обычно

Отношение называется коэффициентом избытка окислителя.

Коэффициент избытка окислителя, при котором получается максимальная ве­личина удельного импульса, называется оптимальным.

На рис.26 представлена классификация жидкостных ракетных топлив, а в таблице 1 - их основные параметры и области применения.

Тип топлива	Характер воспламе­нения					Область приме­нения
	Катали­затор	-	1440	1250	1900	Рабочее тело для турбины
	Катали­затор	-	1000	1475	2200	Рабочее тело для турбины или вспомогательно­го ЖРД
	Самовосп.	3,0 5	1180	3415	2770	Маршевые дви­гатели РН типа «Про­тон»
	Несамовосп.	2,7	1020	3690	2930	Маршевые дви­гатели РН «Со­юз» и 1-ой сту­пени «Энергия»
	Самовоспл.	3,0	1270	3165	2680	Маршевые дви­гатели ракет и малых РН
	Самовоспл.	15, 0	670	4760	3970	Опытные образ­цы сверхмощных РН
	Несамо-воспл.	6,0	350	3420	3790	Маршевые дви­гатели верхних ступеней РН

Топлива ракетных двигателей могут быть разделены на следующие: жидкие топлива раздельной подачи (многокомпонентные) и жидкие унитарные (однокомпонентные) топлива.

В случае жидкого топлива раздельной подачи выделение энергии про-исходитв результате реакции окисления — восстановления. Процесс окисле-ния условно может быть представлен как обмен электронами на внешней элек-троннойоболочке атомов, участвующих в этом процессе. При этом атомы горючихэлементов отдают свои электроны, а атомы окислительных элементов приобретаютих.

Унитарным (однокомпонентным) топливом может быть такое индиви-дуальноевещество или такая заранее приготовленная смесь веществ, которые приопределенных условиях выделяют тепло в результате химических реак-цийразложения или окисления; в последнем случае все необходимые для окис-

ементы находятся в самом унитарном топливе. Несомненным преиму-ществом унитарных жидких топлив перед жидкими тонливами раздельной подачиявляется большая простота конструкции двигателей, использующих эти топлива, так как при этом требуется лишь одна линия системы подачи.

Однако жидкие унитарные топлива не нашли широкого применения в

ЖРДи используются главным образом для вспомогательных целей, например,

для привода турбин турбонасосных агрегатов, а также для вспомогательных

двигателей малых тяг, предназначенных для ориентации и стабилизации лета-

тельного аппарата. Это объясняется тем, что приемлемые по своим эксплуата-

ционным свойствам жидкие унитарные топлива обладают меньшей эффектив­ностью в сравнении с широко используемыми топливами раздельной подачи. Известны унитарные жидкие топлива, обладающие сравнительно высокой эф­фективностью, но они неприемлемы для эксплуатации, в основном из-за боль­шой склонности к взрыву.

Несмотря на заметное упрощение системы питания однокомпонентные ЖРТ, как мономолекулярные, так и смесевые, широкого распространения в ракетной технике не получили вследствие относительно низких энергетических характеристик и взрывоопасности.

Жидкие топлива раздельной подачи находят самое широкое примене­ние, так как они обеспечивают двигателю достаточно высокие удельные пара­метры при сравнительно приемлемых эксплуатационных свойствах.

Многокомпонентные гетерогенные топлива включают в себя высоко­энергетические пары типа 0₂ +Ве, О₃+Ве, F₂+Li и водород в качестве разбави­теля. Металл в порошкообразном состоянии может находиться в горючем и смесь при необходимости может быть подана в камеру центробежным насосом. Обычно в состав гетерогенных топлив включается полимерное горючее - связ­ка, предотвращающее вынос из камеры несгоревшего порошкообразного горю­чего.

Топлива, имеющие температуру кипения при Рн=101325 Па более 293 К называются высококипящими, а менее 120 К - низкокипящими (криогенны­ми). К последним относятся 0₂,_ж, Н_2,Ж, F_2,ж и они заправляются в ракету, как правило, непосредственно перед пуском.

Топлива раздельной подачи могут быть самовоспламеняющимися и не­ самовоспламеняющимися. К первым относятся такие топлива, воспламенение которых начинается самопроизвольно при контакте окислителя и горючего в условиях, имеющихся в камере при запуске, без какого-либо дополнительного вмешательства. Несамовоспламеняющиеся топлива для первичного воспламе­нения (при запуске двигателя) требуют средства зажигания.

Смесь окислителя и горючего в общем случае является взрывоопасной. Поэтому все факторы, исключающие возможность накопления такой смеси в двигателе, повышают надежность двигателя. С этой точки зрения более выгод­ны самовоспламеняющиеся топлива, так как в силу высокой химической активности компонентов такого топлива накопление смеси окислителя и горю­чего практически невозможно. Высокая химическая активность самовоспламе­няющихся топлив часто является важным условием обеспечения устойчивой работы двигателя.

Наибольшее распространение получили двухкомлонентные самовос­пламеняющиеся и несамовоспламеняющиеся топлива.

В литературе можно встретить классификацию ЖРТ на взрывоопасные и взрывобезопасиые. Однако, такое деление топлив чисто условно, так как при несоблюдении правил хранения все ЖРТ склонны к саморазложению, воспла­менению и взрыву.

5.4. Требования, предъявляемые к ЖРТ

Основные требования, предъявляемые к ЖРТ и идущие от особенно-nol ЖРДУ и ЛА, можно разбить на четыре группы:

1. Энергетические требования.

2. Эксплуатационные требования для обеспечения надежной работы двигателя.

3. Требования при эксплуатации топлив вне двигателя.

4. Экономические требования.
Энергетические требования:

- высокая теплопроизводительность;

- высокая температура продуктов сгорания;

- низкая молекулярная масса продуктов сгорания;

- высокая плотность топлива.

Если под энергетической эффективностью ЖРТ понимать совместное влияние удельного импульса тяги и плотности топлива на конечную скорость ступени ЛА. то для обеспечения высокой эффективности необходимо в общем случае учитывать все четыре требования.

Наиболее эффективные ракетные топлива должны обладать высокой теплопроизводительностью химической реакции; малой молекулярной массой продуктов сгорания и высокой плотностью компонентов.

Для получения высокотеплопроизводительных топлив в качестве

окислителей выгодно использовать фтор, кислород или соединения с большим

содержанием реакционноспособных F₂ и 0₂. В качестве горючих выступают

элементы первых трех периодов и, в первую очередь, водород, углерод и обо-

щенные водородом соединения углерода и азота.

Наиболее высокоэнергетическим ЖРТ является фторводородное топ-ливо теоретический удельный импульс в пустоте которого составляет 4880 Н с/кг, Р_к= 15 Мпа, а ок = 1. Несмотря на низкую плотность водорода,

высокое стехиометрическое массовое соотношение компонентов обеспечивает приемлемую плотность. Однако фторводородное ЖРТ не нашло пока примене­ния в ракетной технике из-за таких эксплуатационных свойств, как высокая токсичность собственно фтора и продуктов сгорания, высокая коррозионная активность. Кроме того, высокая температура продуктов сгорания вызывает трудности с охлаждением камеры и неизбежные при этом потери удельного импульса.

Высоким удельным импульсом обладает кислородно-водородное то-пливо прочно вошедшее в ракетнокосмическую технику

Продукты сгорания кислородно-водородного топлива нетоксичны, а

сами компоненты коррозионно-неактивны, что создает благоприятные экс-

плутационные условия. К сожалению, кислород и водород при криогенных и

обычных температурах не обеспечивают самовоспламенения, поэтому для про-

цесса горения необходима система зажигания.

Эксплуатационные требования для обеспечения надежной работы двигателя. Жидкостной ракетный двигатель является высокотеплонапряжен-ным преобразователем тепловой энергии топлива в кинетическую энергию струи, и для его работы необходимо обеспечить надежное охлаждение камеры. Охлаждение огневой стенки камеры обычно осуществляют компонентами теп­лив. Охлаждающая способность компонента в значительной степени определя­ется комплексом его теплофизических свойств.

Топливо или его компонент, являющийся охлаждающей жидкостью, должны обладать:

1. Высокой удельной теплоемкостью, при этом единицей веса жидко­сти поглощается наибольшее количество тепла.

2.Высокой теплопроводностью. Такая жидкость способна пропускать и распределять по объему большие тепловые потоки.

3. Значительной скрытой теплотой парообразования. При более вы­сокой скрытой теплоте парообразования охлаждающая жидкость закипит при более высокой Г и будет способна отнять от стенок большее количество тепла.

4. Наиболее высокой температурой кипения, что обеспечивает боль­шую надежность охлаждения без вскипания жидкости в охлаждающем тракте.

5. Высокой химической стойкостью против разложения при высокой температуре в охлаждающем тракте двигателя, что обеспечивает надежность охлаждения двигателя жидкостью с одинаковыми, принятыми в расчете, физи­ческими свойствами.

б.Наименьшей возможной вязкостью, так как при высокой вязкости резко растут гидравлические сопротивления, увеличивается давление насосов, что ведет к увеличению веса турбонасосного агрегата (ТНА).

7. Наименьшим коэффициентом поверхностного натяжения, что спо­собствует лучшему растеканию по поверхности охлаждающей жидкостии ис­ключает возможность образования паровых пузырей, вызывающихместные перегревы и точечные прогары стенок камеры.

8. Высокой скоростью сгорания;

9. Малым периодом задержки воспламенения.

Требования при эксплуатации топлив вне овигатая. Эксплуатацион­ные требования определяются свойствами топлив. Ими же определяются и экс­плуатационные затраты, связанные с заправкой, хранением и контролем. Вы­бор конструкционных материалов зависит как от коррозионнойактивности компонентов топлива, так и от их температуры застывания. Длительноехране­ние ЛА в заправленном состоянии требует высокой стабильности к омпонентов топлива. Отработка ЖРДУ на нетоксичных, пожаро- ивзрыво-безопааныхтоп-ливах значительно упрощается вследствие снижения требоваваний погерметич­ности, значительного удешевления стендовой базы, транспортныхрасходов. Значение эксплуатационных требований возрастает для пилотируемыхЛА, а также для аппаратов многократного использования и длительногохранения. Наконец, экологические проблемы требуют дополнительного и подробного анализа воздействия компонентов топлива и их продуктов, сгораниянаокру­жающую среду. Поэтому в данном случае желательно использоватьнетоксич­ные, пожаробезопасные, взрывобезопасные, коррозийно-неактивныеста-

бильные при длительном хранении имеющие низкую температуру застывания, жидкие ракетные топлива.

Большие эксплуатационные затруднения создают коррозионно-активные компоненты топлива. Высокой коррозионной активностью отлича­ются азотная кислота, окислители на ее основе, а также азотный тетраксид. Приходится использовать только такие материалы, на которых образуется пас­сивная пленка, предохраняющая металл от воздействия окислителя. Например, при воздействии азотнокислого окислителя на поверхности алюминия образу­ется тонкая пленка окиси Аl₂0₃, надежно защищающая металл от дальнейшего окисления.

Скорость коррозии металла в окислителе увеличивается с увеличением содержания воды и температуры окислителя. Для уменьшения коррозии широ­ко используются ингибиторы коррозии: йод и его соли, фтористый водород, ортофосфорная и серная кислоты. Так, например, коррозия легированной хро-моникелевой стали уменьшается примерно в 10 раз при добавлении в красную дымящую азотную кислоту (КДАК) 1 % ортофосфорной кислоты.

Продукты коррозии металлов в азотно-кислотном окислителе могут забивать фильтры, каналы малого сечения в топливно-регулирующей аппара­туре и являться причиной отказа ЖРДУ. Особенно жестко контролируется на­личие твердых примесей в двигательных установках длительного хранения.

Важным эксплуатационным свойством компонентов ЖРТ явтяется их стабильность при длительном хранении. Один из наиболее ненадежных компо­нентов ЖРТ при этом — перекись водорода, склонная к самопроизвольном}' разложению. Стабильность перекиси возрастает с увеличением ее чистоты и концентрации. Для стабилизации технической перекиси водорода используют­ся оловянная, орто- и пирофосфорная кислоты, а также их соли (1-3%).

Для обеспечения длительного хранения перекиси водорода в составе заправленной ЖРДУ необходимо использовать комплексный подход, который может быть реализован при:

1) обеспечении чистоты исходного продукта;

2) выборе конструкционных материалов, исключающих каталитиче­ское воздействие (исключаются серебро, платина, свинец, ртуть, орга­нические соединения и др.);

3) использовании стабилизаторов, дезактивирующих катализаторы разложения;

4) удалении продуктов разложения из системы подачи топлива.

Большое значение для систем подачи топлива ЖРДУ имеет темпера­турный диапазон существования компонента топлива в жидкофазном состоя­нии. Длительная стоянка ЛА в заправленном состоянии при температуре окру­жающей среды не позволяет использовать ряд компонентов с хорошими энер­гетическими свойствами. Так, четырехокись азота при нормальном давлении кипит при 294 К и при 262 К застывает. Концентрированная перекись водорода застывает при 276 К, а трифторид хлора кипит при 285 К. Для задач, связанных с длительным хранением компонентов в заправленном состоянии, приходится либо ставить специальную систему термостатирования, либо использовать

смешанные окислители (АК-20, АК-27 и др.) с более широким температурным диапазоном, но несколько худшими энергетическими характеристиками. По­становка системы термостатирования усложняет весь ракетный комплекс.

Заметное усложнение ЖРДУ вызывает применение несамовоспламе­няющихся компонентов. В этом случае приходится использовать систему за­жигания (химическую, электрическую, пиротехническую либо газодинамиче­скую). Использование пусковых самовоспламеняющихся компонентов топлива влечет на собой введение дополнительных емкостей, трубопроводов, клапанов и агрегатов управления. Для электрозажигания требуется источник электро­энергии, при этом усложняется конструкция головки камеры, на которой раз­мещается блок зажигания. Пиротехническая система предусматривает поста­новку нескольких пиропатронов, газоводов для двигателей многократного за­пуска.

Газодинамическая система основана на использовании части кинетиче­ской энергии расширяющейся струи (5—6%) для нагрева специальной поверх­ности, контактирующей с компонентами топлива. При ее применении также усложняется конструкция головки камеры и требуется источник газа.

Жидкий кислород не обеспечивает воспламенения с большинством ос­военных горючих, но триэтилалюминий, триэтилборан и их смеси с кислоро­дом самовоспламеняются. Углеводородные горючие при обычных температу­рах не воспламеняются с азотно-кислотными окислителями и перекисью водо­рода.

Практически со всеми горючими только фтор и ряд его производных обеспечивают хорошее самовоспламенение однако высокая их активность при­водят к существенному усложнению и удорожанию как стендовых комплек­сов, так и летных образцов ЛА.Учет конкретных эксплуатационных характе­ристик компонентов ЖРТ на ранних этапах проектирования ДУ позволяет обеспечить надежное функционирование системы подачи, а также хранение и транспортировку ЛА в заправленном состоянии.

Большинство топлив ракетных двигателей представляет собой токсич­ные, т. е. ядовитые отравляющие вещества.

Установлены предельно допустимые концентрации ядовитых веществ в воздухе рабочих помещений, которые даже при длительном (6—8 ч) и непре­рывном воздействии не оказывают вредного влияния на здоровье работающих.

Сокращением срока пребывания в атмосфере, зараженной ядовитыми газами или парами компонентов топлива, предельная допустимая концентрация может быть несколько повышена, так, например, для окиси углерода СО, если время пребывания не более одного часа разрешается до 0,05 мг/м³ воздуха, а для времени пребывания в 15—20 мин может достигать даже 0,2 мг/м³. Однако надо иметь в виду, что ряд веществ с особенно высокой токсичностью, таких как фтор, окислы азота, производные фтора и хлора, не допускает даже незна­чительных отклонений от установленных норм.

Степень токсичности различных веществ различна и обычно оценива­ется так называемой допустимой концентрацией ядовитого вещества в воздухе (мг/л). Иногда степень токсичности сравнивается по так называемой летальной

лозе (LD50) — это такое количество ядовитого вещества в миллиграммах на 1 кг веса живого организма, которое будучи введено в организм приводит к 50 % -ной смертности подопытных животных.

Важным экономическим фактором при создании и эксплуатации ком­плексов с ЖРДУ является стоимость компонентов ЖРТ. Вклад стоимости ком­понентов в суммарную стоимость технической системы возрастает с увеличе­нием габаритных размеров ЛА и их количества в серии.

Экономические требования. При массовом использовании ЛА с ЖРДУ, а также ЛА с ЖРДУ многократного использования возрастает роль экономиче­ского фактора. Производство новых высокоэффективных ракетных топлив не­возможно без подготовки и развития сырьевой и производственной базы. При этом стоимость производимых компонентов должна быть достаточно низкой.