Home - strona główna WRiA.PL – “Wspomnienia ...”. Przegląd Wojsk Lotniczych i WOPK nr 06/1984
Technika i eksploatacja
Mjr mgr inż. ZBIGNIEW PRZĘZAK
 
 

Silniki rakietowe na paliwo stałe

 

Artykuł zawiera podstawowe (wiadomości z zakresu teorii rakietowych silników na paliwo stałe; ich klasyfikacji, rodzaju stosowanych paliw, podstawowych charakterystyk; paliw i praw ich spalania oraz wiadomości dotyczące zjawiska siły ciągu rakietowego.

Nazwa silnik rakietowy na paliwo stale (SRPS) kojarzy się ze stanem fizycznym w jakim występuje paliwo. Paliwo to otrzymuje odpowiedni kształt i wymiary w czasie produkcji nie zmienia ich aż do chwili spalania. związku z tym SRPS odznaczają się dość prostą konstrukcją i znacznie niższymi kosztami wytwarzania niż silniki rakietowe na paliwo ciekłe. Według przeznaczenia można je podzielić na silnik:

  • startowe, które nadają rakiecie odpowiednią prędkość w krótkim czasie. Ładunek napędowy silnika startowego składa się z wielu ziaren (lasek), przez co powstaje duża powierzchnia spalania, a zatem duża siła ciągu rakietowego. W rakietach przeciwlotniczych silniki te powinny zapewnić nie tylko niezbędną prędkość zejścia rakiet z wyrzutni, lecz przede wszystkim nadać im prędkość umożliwiającą ściganie celu;
  • marszowe, służące do utrzymania oraz zwiększenia prędkości, którą uzyskała rakieta w czasie pracy silnika startowego. Charakteryzują się małym ciągiem i długim czasem pracy;
  • ogólnego przeznaczenia. Są to silniki o charakterystykach pośrednich pomiędzy silnikami startowymi a marszowymi. Zalicza się do nich silniki rakiet taktycznych niekierowanych, a w niektórych przypadkach stopnie rakiet kierowanych;
  • pomocnicze, o małych wymiarach i niedużej mocy. Spełniają one funkcje pomocnicze, np. silniki korygujące służą do nadania powolnych obrotów w celu zapewnienia rakiecie stabilizacji;
  • laboratoryjne (wielokrotnego użycia). Przeznaczone są do badania stałych paliw rakietowych oraz podstawowych charakterystyk SRPS.

Paliwa stałe są źródłem energii koniecznej do wytworzenia ciągu rakietowego. Muszą spełniać odpowiednie warunki, takie jak:

  • moc zapewniającą wymaganą wydajność energetyczną;
  • określone granice wrażliwości na mechaniczne i cieplne oddziaływanie oraz niezawodność eksploatacji;
  • wysoka chemiczna i fizyczna trwałość podczas przechowywania w różnych warunkach;
  • zdolność do równomiernego spalania;
  • jednorodność własności fizyczno-chemicznych i balistycznych całej masy prochowej.


Silnik rakietowy na paliwo stale.
Rys. 1. Silnik rakietowy na paliwo stale: 1 — komora spalania; 2 — zapłonnik elektryczny; 3 — podsypka zapalająca; 4 — ładunek napędowy; 5 — ruszt; 6 — przepona; 7 — dysza.

Stałe paliwa rakietowe można podzielić na jednorodne i niejednorodne. Jednorodne (zwane również nitrocelulozowymi) są to zwykle wieloskładniko­we układy, których energetyczne i fizyczno-mechaniczne właściwości określają azotany celulozy, rozpuszczone i splastyfikowane nielotnymi rozpuszczalnikami.

Paliwa te, w zależności od właściwości rozpuszczalników, dzielą się na nitrocelulozowo-nitroglicerynowe, w których rozpuszczalnikiem azotanu celulozy jest nitrogliceryna oraz nitrocelulozowo-nitroglikołowe, gdzie rozpuszczalnikiem jest nitrodwuglikol.

Stałe paliwa niejednorodne są to paliwa w postaci mechanicznych mieszanin nieorganicznych utleniaczy i substancji palnych. Substancje palne spełniają rolę lepiszcza. Ze względu na substancję palną, paliwa niejednorodne mogą być: tiokolowe, butadienowe, polibutadienowe i bitumiczne. Ze względu na rodzaj utleniacza — nadchloranowe, azotanowe i pikrynowe.

Poza podstawowymi składnikami, w celu uzyskania wymaganych właściwości balistycznych i eksploatacyjnych do masy paliwa wprowadzane są substancje dodatkowe. Do masy koloidalnej paliw jednorodnych wprowadza się substancje stabilizujące (np. oretany) zwiększające trwałość chemiczną paliw w czasie ich przechowywania. W celu polepszenia właściwości balistycznych dodaje się flegmatyzatory (np. tlenek magnezu), w celu powiększenia stabilności paliw przy małych szybkościach spalania — katalizatory (np. tlenek ołowiu, kreda), a dla polepszenia warunków technologicznych, związanych z wyrobem ładunków, do masy paliw jednorodnych wprowadza się plastyfikatory (wazelinę lub oleje). Przez wprowadzenie np. sadzy i grafitu, zmniejszamy wpływ promieniowania cieplnego na prędkość spalania.

Do podstawowych charakterystyk paliw stałych zaliczamy:

  • ciepło spalania;
  • temperaturę spalania;
  • gęstość paliwa;
  • normalną objętość właściwą gazowych produktów spalania. Jest to objętość jaką zajmowałyby produkty spalania paliwa w warunkach normalnych, gdyby woda zawarta w spalinach była w stanie pary;
  • siłę paliwa, czyli pracę jaką mogły­by wykonać produkty spalania paliwa w chwili ich powstawania, pod­czas spalania w objętości stałej, przy rozprężaniu do ciśnienia normalne­go;
  • współobjętość gazów. Przy wysokich ciśnieniach produktów spalania gęstości gazów są tak duże, że cząsteczki gazowe zajmują znaczną część objętości w której odbywa się spalanie. Wpływ ten w równaniu stanu gazów prochowych uwzględnia się jako współobjętość gazów;
  • szybkość spalania paliwa przy ciśnieniu jednostkowym, czyli szybkość spalania paliwa odniesioną do ciśnienia jednostkowego. Określa się ją doświadczalnie, ma zastosowanie w przypadku bardzo wysokich ciśnień;
  • gęstość ładowania, wyrażającą stosunek masy ładunku do objętości w której zachodzi spalanie.

Szybkość spalania paliwa w silniku rakietowym zależy od warunków określających intensywność procesów przekazywania ciepła przez produkty spalania warstwie powierzchniowej ładunku oraz od zasobu energii cieplnej, zawartej w paliwie. Do czynników określających intensywność wymiany ciepła pomiędzy produktami spalania a częścią nie spalonego ładunku należy zaliczyć przede wszystkim ciśnienie gazów otaczających ładunek i prędkość gazów wzdłuż palącej się powierzchni oraz ich temperaturę. Ze wzrostem tych wielkości intensywność wymiany ciepła rośnie, powodując wzrost prędkości spalania. Zasób energii ciepła ładunku określony jest przez jego temperaturę początkową. W nie zmienionych warunkach w fazie gazowej otaczającej ładunek, prędkość spalania rośnie ze wzrostem początkowym temperatury paliwa. Ze względu na to, że temperatura produktów spalania uwarunkowana jest składem paliwa, w przypadku rozpatrywania znanego paliwa można ograniczyć się do analizy wpływu na prędkość spalania tylko ciśnienia p, prędkości strumienia gazów w i temperatury początkowej ładunku To:

u = u (p; w; To)

Zależność ta, ze względu na jej podstawowe znaczenie w teorii SRPS, nazywana jest prawem szybkości spalania stałych paliw rakietowych.

Prawa powstawania gazów w RSPS są następujące:

  • Szybkość powstawania gazów zależy od danych geometrycznych ziarna paliwa, rodzaju paliwa i ciśnienia panującego w danej objętości.
  • Między względną częścią spalonego ziarna paliwa a jego względną grubością istnieje zależność, która dla dowolnego kształtu ziarna paliwa ma postać:

Ψ=χz(1+λz+μz2)

gdzie:

Ψ - względna część spalonego ziarna paliwa;

z - względna grubość ziarna paliwa;

χ, λ, μ - współczynniki kształtu ziarna prochowego.

Względna powierzchnia spalania ziarna zależna jest od względnej grubości spalonej warstwy ziarna paliwa (prawo zmiany powierzchni spalania paliwa) i wyraża się wzorem:

δ=S/S1= 1+2λz+3μz2

gdzie:

δ - względna powierzchnia spalania;

S - powierzchnia ziarna podczas spalania w danej chwili;

S1 - początkowa powierzchnia spalania ziarna.

Jeżeli w czasie spalania paląca powierzchnia ziarna maleje, wówczas taki kształt ziarna nazywamy degresywnym; jeśli rośnie - progresywnym. Natomiast jeśli paląca się powierzchnia nie ulega zmianie, to taki kształt ziarna nazywamy neutralnym.

W SRPS mamy do czynienia ze zjawiskiem spalania paliwa i powstawania gazów w warunkach przestrzeni niezupełnie zamkniętej.


Ziarno wstęgowe ładunku paliwa.
Rys. 2. Ziarno wstęgowe ładunku paliwa: 2b - szerokość wstęgi; 2c - długość wstęgi; 2e1 - początkowa grubość ziarna; e - grubość spalonego ziarna w danej chwili; χ, λ, μ - współczynniki kształtu ziarna wstęgowego; z - względna grubość ziarna paliwa

Przebieg ciśnienia w komorze spalania uzależniony jest wówczas od bilansu dopływu i wydatku gazów. Wydatek sekundowy gazów jest określony wzorem:

σ = gßFW

gdzie:

F - pole przekroju poprzecznego strumienia gazów;

ß - gęstość gazów;

g - przyspieszenie ziemskie;

W - prędkość wypływu gazów z dyszy.

Parametrem charakteryzującym silnik rakietowy jest jego siła ciągu. Pod pojęciem tym rozumiemy wypadkową Rr wszystkich sił ciśnienia działających na całą powierzchnię rakiety:

Rr = Ro – R2+ R3 – Rz

gdzie:

Ro - wypadkowa sił działających na ścianki czołowe komory spalania;

R2 - siła działająca na stożek wylotowy dyszy, skierowana przeciwnie do kierunku ruchu rakiety;

R3 - siła działająca na powierzchnię stożka wylotowego dyszy, skierowana zgodnie z kierunkiem ruchu rakiety;

Rz - siła ciśnienia zewnętrznego, skierowana przeciwnie do ruchu rakiety, zaczynająca działać w chwili otwarcia dyszy.

Podczas analizy zjawiska siły ciągu rakietowego przyjmujemy, że na powierzchnię zewnętrzną rakiety działa równomiernie siła ciśnienia atmosferycznego pz; oporu aerodynamicznego nie uwzględniamy, a kierunek ruchu rakiety przyjmujemy za dodatni.


Zmiana parametrów strumienia gazów prochowych w komorze spalania SRPS.
Rys.3 . Zmiana parametrów strumienia gazów prochowych w komorze spalania SRPS: W - prędkość gazów; T - temperatura gazów; p — ciśnienie gazów; x - odległość przekroju od dna SRPS; pz - ciśnienie zewnętrzne.

Przy tych założeniach wzór na siłę ciągu ma postać:

Rr=(G/g)*W3 + F3(p3- p2)

Przy obliczeniach przybliżonych siły ciągu rakietowego można posługiwać się wzorem o postaci:

Rr=(G/g)*W3 + F3p3

Indeksy 2 i 3 w wyrażeniach oznaczają miejsce przekroju SRPS (zgodnie z rys.3).

BIBLIOGRAFIA

Szapiro J.: Balistyka zewnętrzna. MON. Warszawa 1956.