Vestlusi rakettmootoritest. Tahkekütuse ja vedela rakettmootorid Raketimootori rõhk

1) Vedelkütusega rakettmootori (LRE) skeemi ja tööpõhimõtte uurimine.

2) Töövedeliku parameetrite muutuse määramine mööda LRE kambri teed.

1. ÜLDTEAVE LRE KOHTA

2.1. Raketimootori koostis

Reaktiivmootorit nimetatakse tehniline seade, mis tekitab tõukejõu töövedeliku aegumise tagajärjel sellest. Reaktiivmootorid tagavad liikuvate sõidukite kiirenduse erinevat tüüpi.

Rakettmootor on reaktiivmootor, mis kasutab ainult liikuva sõiduki pardal olevaid aineid ja energiaallikaid.

Vedelkütusega rakettmootor (LRE) on rakettmootor, mis kasutab töötamiseks vedelas olekus agregeeritud kütust (primaarenergiaallikat ja töövedelikku).

LRE koosneb üldiselt:

2- turbopumbad (TPU);

3- gaasigeneraatorid;

4 torujuhet;

5- automaatikaüksused;

6- abiseadmed

Üks või mitu vedelkütusega rakettmootorit koos pneumaatilis-hüdraulilise süsteemiga (PGS) kütusega varustamiseks mootorikambritesse ja raketiastme abiüksustesse moodustavad vedelkütuse raketi tõukejõusüsteemi (LPRE).

Vedela raketikütusena (LFR) kasutatakse ainet või mitut ainet (oksüdeerija, kütus), mis on eksotermiliste keemiliste reaktsioonide tulemusena võimelised moodustama kõrgel temperatuuril põlemis- (lagunemis-) saadusi. Need tooted on mootori töökorpus.

Iga LRE kamber koosneb põlemiskambrist ja otsikust. LRE kambris muundatakse vedelkütuse esmane keemiline energia gaasilise töövedeliku lõplikuks kineetiliseks energiaks, mille tulemusena tekib kambri reaktiivjõud.

LRE eraldi turbopumbaseade koosneb pumpadest ja neid käitavast turbiinist. TNA varustab vedelkütuse komponente LRE kambrite ja gaasigeneraatoritega.

LRE gaasigeneraator on seade, milles põhi- või abikütus muudetakse gaasitootmisproduktideks, mida kasutatakse turbiini töövedelikuna ja LRE komponentidega paakide survesüsteemi töövedelikena.

LRE automaatikasüsteem on erinevat tüüpi seadmete (ventiilid, regulaatorid, andurid jne) komplekt: elektrilised, mehaanilised, hüdraulilised, pneumaatilised, pürotehnilised jne. Automaatikaüksused võimaldavad LRE käivitamist, juhtimist, reguleerimist ja väljalülitamist.

LRE parameetrid

LRE peamised veojõuparameetrid on:

LRE - R reaktiivjõud on sellest tulenevad gaasi- ja hüdrodünaamilised jõud, mis mõjuvad rakettmootori sisepindadele aine väljavoolul sellest;

LRE tõukejõud - R - LRE reaktiivjõu (R) ja kõigi survejõudude resultant keskkond, mis mõjuvad mootori välispindadele, välja arvatud välise aerodünaamilise takistuse jõud;

LRE tõukejõu impulss – I – LRE tõukejõu integraal selle tööaja jooksul;

LRE spetsiifiline tõukejõu impulss - I y - tõukejõu (P) ja LRE massilise kütusekulu () suhe.

Peamised parameetrid, mis iseloomustavad LRE kambris toimuvaid protsesse, on vedela raketikütuse põlemisproduktide (lagunemisproduktide) rõhk (p), temperatuur (T) ja voolukiirus (W). Sel juhul tõstetakse esile parameetrite väärtused düüsi sisselaskeava juures (sektsiooniindeks “c”), samuti düüsi kriitilistes (“*”) ja väljalaskeavades (“a”).

Parameetrite väärtuste arvutamine LRE düüsikanali erinevates osades ja mootori tõukejõu parameetrite määramine toimub vastavalt termogaasidünaamika vastavatele võrranditele. Sellise arvutuse ligikaudset metoodikat käsitletakse käesoleva juhendi 4. osas.

1. LRE "RD-214" SKEEM JA TOIMIMISPÕHIMÕTE

3.1. LRE "RD-214" üldised omadused

Vedelkütusega rakettmootorit RD-214 on kodumaises praktikas kasutatud alates 1957. aastast. Alates 1962. aastast on see paigaldatud Kosmose mitmeastmeliste kanderakettide 1. astmele, mille abil on Maa-lähedasele orbiidile saadetud paljud Kosmose ja Interkomose seeria satelliidid.

LRE "RD-214" on pumpava kütusevarustussüsteemiga. Mootor töötab kõrge keemistemperatuuriga lämmastikhappe oksüdeerijal (lämmastikoksiidide lahus lämmastikhappes) ja süsivesinikkütusel (petrooleumi töötlemise tooted). Gaasigeneraatori jaoks kasutatakse spetsiaalset komponenti - vedelat vesinikperoksiidi.

Mootori põhiparameetritel on järgmised tähendused:

Tõukejõud tühimikus R p = 726 kN;

Tõukejõu eriimpulss tühimikus I yn = 2590 N×s/kg;

Gaasi rõhk põlemiskambris p k = 4,4 MPa;

Gaasi paisumisaste düüsis e = 64

LRE "RD-214" (joonis 1) koosneb:

Neli kambrit (pos. 6);

Üks turbopumbaseade (TPU) (pos. 1, 2, 3, 4);

Gaasigeneraator (pos. 5);

torujuhe;

Automaatikaüksused (pos. 7, 8)

Mootori THA koosneb oksüdeerija pumbast (pos 2), kütusepumbast (pos 3), vesinikperoksiidi pumbast (pos 4) ja turbiinist (pos 1). Pumpade ja turbiini rootorid (pöörlevad osad) on ühendatud ühe võlliga.

Üksused ja üksused, mis tagavad komponentide tarnimise mootorikambrisse, gaasigeneraatorisse ja turbiini, ühendatakse kolmeks eraldi süsteemiks - liiniks:

Oksüdeerija toitesüsteem

kütusevarustussüsteem

Vesinikperoksiidi auru ja gaasi genereerimise süsteem.

Joonis 1. Vedelkütusega rakettmootori skeem

1 - turbiin; 2 – oksüdeerija pump; 3 - kütusepump;

4 – vesinikperoksiidi pump; 5 – gaasigeneraator (reaktor);

6 – mootorikamber; 7, 8 - automaatika elemendid.

3.2. LRE üksuste "RD-214" omadused

3.2.1. LRE koda

Neli LRE kambrit ühendatakse poltide abil kahe sektsiooni kaudu üheks plokiks.

Iga LRE kamber (pos. 6) koosneb segamispeast ja korpusest. Segamispea sisaldab ülemist, keskmist ja alumist (tulistamis) põhja. Ülemise ja keskmise põhja vahele moodustatakse õõnsus oksüdeerija jaoks ning keskmise ja tulepõhja vahele õõnsus kütuse jaoks. Iga õõnsus on vastavate pihustite abil ühendatud mootori korpuse sisemahuga.

LRE töö käigus tarnitakse, pihustatakse ja segatakse vedelkütuse komponente läbi segamispea ja selle düüside.

LRE kambri korpus sisaldab osa põlemiskambrist ja düüsist. Vedelkütuse rakettmootori otsik on ülehelikiirusega, sellel on koonduvad ja lahknevad osad.

LRE kambri korpus on kaheseinaline. Kere sisemine (tule) ja välimine (jõu) seinad on omavahel ühendatud vahetükkide abil. Samal ajal moodustuvad vahetükkide abil seinte vahele korpuse vedeliku jahutustee kanalid. Jahutusvedelikuna kasutatakse kütust.

Mootori töötamise ajal juhitakse kütust jahutusteele spetsiaalsete kollektoritorude kaudu, mis asuvad düüsi otsas. Pärast jahutustee läbimist siseneb kütus segamispea vastavasse õõnsusse ja juhitakse läbi düüside põlemiskambrisse. Samal ajal siseneb läbi segamispea teise õõnsuse ja vastavate düüside põlemiskambrisse oksüdeerija.

Põlemiskambri mahus toimub vedelkütuse komponentide pihustamine, segamine ja põletamine. Selle tulemusena moodustub mootori kõrge temperatuuriga gaasiline töövedelik.

Seejärel muundatakse ülehelikiirusega düüsis töövedeliku soojusenergia selle joa kineetiliseks energiaks, mille lõppemisel tekib LRE tõukejõud.

3.2.2. Gaasigeneraator ja turbopump

Gaasigeneraator (joon. 1, pos. 5) on seade, milles vedel vesinikperoksiid muudetakse eksotermilise lagunemise tulemusena turbiini kõrgtemperatuurseks auruliseks töövedelikuks.

Turbopumbaseade tagab vedelkütuse komponentide survevaru kambrisse ja mootori gaasigeneraatorisse.

THA koosneb (joonis 1):

Kruvi-tsentrifugaaloksüdeerija pump (pos. 2);

Kruvi-tsentrifugaalkütusepump (pos. 3);

Vesinikperoksiidi tsentrifugaalpump (punkt 4);

Gaasiturbiin (pos. 1).

Igal pumbal ja turbiinil on fikseeritud staator ja pöörlev rootor. Pumpade ja turbiinide rootoritel on ühine võll, mis koosneb kahest osast, mis on ühendatud vedruga.

Turbiin (pos. 1) toimib pumbaajamina. Turbiini staatori põhielementideks on korpus ja düüsiaparaat ning rootori põhielementideks võll ja labadega tiivik. Töötamise ajal juhitakse gaasigeneraatorist turbiini peroksiidiaurugaasi. Kui aurugaas läbib düüsiseadet ja turbiini tiiviku labasid, muundatakse selle soojusenergia ratta ja turbiini rootori võlli mehaaniliseks pöörlemisenergiaks. Heitgaasi aurugaas kogutakse turbiini korpuse väljalaskekollektorisse ja juhitakse spetsiaalsete jäätmedüüside kaudu atmosfääri. See loob täiendava tõukejõu LRE.

Oksüdeerija (pos. 2) ja kütuse (pos. 3) pumbad on kruvi-tsentrifugaaltüüpi. Iga pumba põhielemendid on korpus ja rootor. Rootoril on võll, tigu ja labadega tsentrifugaalratas. Töötamise ajal antakse mehaaniline energia turbiinist pumbale ühise võlli kaudu, mis tagab pumba rootori pöörlemise. Kruvilabade ja tsentrifugaalratta mõjul pumpade poolt pumbatavale vedelikule (kütusekomponendile) muundatakse pumba rootori mehaaniline pöörlemisenergia vedeliku rõhu potentsiaalseks energiaks, mis tagab pumba toiteallika. komponent mootorikambrisse. Pumba tsentrifugaaltiiviku ette on paigaldatud tigu, mis tõstab eelnevalt vedeliku rõhku tiiviku labadevaheliste kanalite sisselaskeavas, et vältida vedeliku külma keemist (kavitatsiooni) ja selle järjepidevuse katkemist. Komponendi voolu järjepidevuse häired võivad põhjustada kütuse põlemisprotsessi ebastabiilsust mootorikambris ja sellest tulenevalt kogu LRE ebastabiilsust.

Vesinikperoksiidi tarnimiseks gaasigeneraatorisse kasutatakse tsentrifugaalpumpa (pos. 4). Komponendi suhteliselt väike tarbimine loob tingimused tsentrifugaalpumba mittekavitatsiooniliseks tööks ilma selle ette kruvieelpumpa paigaldamata.

3.3. Mootori tööpõhimõte

Mootori käivitamine, juhtimine ja seiskamine toimub automaatselt elektriliste käsklustega raketiplaadilt vastavatele automaatikaelementidele.

Kütusekomponentide esmaseks süütamiseks kasutatakse spetsiaalset oksüdeerijaga isesüttivat käivituskütust. Käivitav kütus täidab esialgu väikese osa torujuhtmest kütusepumba ees. LRE käivitamise hetkel sisenevad kambrisse käivituskütus ja oksüdeerija, need süttivad iseeneslikult ja alles siis hakkavad kütuse põhikomponendid kambrisse sisenema.

Mootori töötamise ajal läbib oksüdeerija järjestikku liini (süsteemi) elemente ja kooste, sealhulgas:

Jaotusventiil;

Oksüdeerija pump;

Oksüdeerija ventiil;

Segamispea kambri mootor.

Kütusevool voolab läbi liini, sealhulgas:

Jaotusventiilid;

kütusepump;

Kollektor ja tee mootorikambri jahutamiseks;

segamispea kamber.

Vesinikperoksiid ja sellest tulenev aurugaas läbivad järjestikku auru- ja gaasitootmissüsteemi elemente ja üksusi, sealhulgas:

Jaotusventiil;

Vesinikperoksiidi pump;

Hüdrauliline reduktor;

gaasigeneraator;

Turbiinidüüsid;

Turbiini tiiviku labad;

turbiini kollektor;

Jäätmepihustid.

Kütusekomponentide pideva tarnimise tulemusena turbopumbaseadme poolt mootorikambrisse, nende põlemisel koos kõrge temperatuuriga töövedeliku moodustumisega ja töövedeliku väljahingamisel kambrist tekib LRE tõukejõud.

Mootori tõukejõu väärtuse muutumine selle töötamise ajal tagatakse gaasigeneraatorisse tarnitava vesinikperoksiidi voolukiiruse muutmisega. See muudab turbiini ja pumpade võimsust ning sellest tulenevalt ka kütusekomponentide tarnimist mootorikambrisse.

LRE väljalülitamine toimub kahes etapis automatiseerimiselementide abil. Põhirežiimist lülitatakse mootor esmalt väiksema tõukejõuga lõpptöörežiimile ja alles siis lülitatakse täielikult välja.

1. TÖÖMETOODIKA

4.1. Töö ulatus ja järjekord

Töö käigus tehakse järjestikku järgmised toimingud.

1) Uuritakse rakettmootori RD-214 skeemi. Arvesse võetakse LRE eesmärki ja koostist, üksuste konstruktsiooni, mootori tööpõhimõtet.

2) Mõõdetakse LRE otsiku geomeetrilised parameetrid. Leitakse düüsi (D c, D * , D a) sisselaskeava ("c"), kriitilise ("*") ja väljalaskeava ("a") läbimõõt.

3) Arvutatakse LRE töövedeliku parameetrite väärtus LRE düüsi sisselaske-, kriitilises ja väljalaskeosas.

Arvutuste tulemuste põhjal koostatakse üldistatud graafik töövedeliku temperatuuri (T), rõhu (p) ja kiiruse (W) muutusest piki LRE düüsi teed (L).

4) Vedelkütuse rakettmootori tõukejõu parameetrid määratakse düüsi () kavandatud töörežiimis.

4.2. Esialgsed andmed raketimootori "RD-214" parameetrite arvutamiseks

Gaasi rõhk kambris (vt valikut)

Gaaside temperatuur kambris

Gaasi konstant

Isentroopne eksponent

Funktsioon

Eeldatakse, et protsessid kambris kulgevad ilma energiakadudeta. Sel juhul on põlemiskambri ja düüsi energiakao koefitsiendid vastavalt

Düüsi töörežiim arvutatakse (indeks " r»).

Mõõtmine määrab:

Düüsi kõri läbimõõt ;

Düüsi väljalaskeava läbimõõt .

4.3. LRE parameetrite arvutamise järjekord

A) Düüsi väljalaskeava ("a") parameetrid määratakse järgmises järjestuses.

1) Düüsi väljalaskeala

2) Düüsi kurgu piirkond

3) Gaasi geomeetriline paisumisaste

Mis tuleb esimese asjana meelde, kui kuulete fraasi "rakettmootorid"? Muidugi salapärane kosmos, planeetidevahelised lennud, uute galaktikate avastamine ja kaugete tähtede ahvatlev sära. Taevas on alati inimesi enda poole meelitanud, jäädes samas lahendamata mõistatuseks, kuid esimese kosmoseraketi loomine ja selle start avas inimkonnale uued uurimishorisondid.

Rakettmootorid on sisuliselt tavalised reaktiivmootorid, millel on üks oluline omadus: nad ei kasuta õhuhapnikku kütuse oksüdeerijana, et tekitada reaktiivtõukejõudu. Kõik selle tööks vajalik asub kas otse selle korpuses või oksüdeerija- ja kütusevarustussüsteemides. Just see funktsioon võimaldab rakettmootoreid avakosmoses kasutada.

Raketimootoreid on palju ja need kõik erinevad üksteisest silmatorkavalt mitte ainult disainiomaduste, vaid ka tööpõhimõtte poolest. Seetõttu tuleb iga tüüpi käsitleda eraldi.

Rakettmootorite peamiste tööomaduste hulgas pööratakse erilist tähelepanu spetsiifilisele impulsile - joa tõukejõu suhtele ajaühikus tarbitava töövedeliku massiga. Spetsiifilise impulsi väärtus peegeldab mootori efektiivsust ja ökonoomsust.

Keemilised rakettmootorid (CRD)

Seda tüüpi mootor on praegu ainus, mida kasutatakse laialdaselt kosmosesaatmiseks. kosmoselaev Lisaks on see leidnud rakendust sõjatööstus. Sõltuvalt raketikütuse agregatsiooni olekust jagatakse keemiamootorid tahke- ja vedelkütuseks.

Loomise ajalugu

Esimesed rakettmootorid olid tahkekütused ja need ilmusid Hiinas mitu sajandit tagasi. Tol ajal oli neil kosmosega vähe pistmist, kuid nende abiga oli võimalik sõjaväerakette välja lasta. Kütusena kasutati ainult pulbrit, mis oli koostiselt sarnane püssirohule protsentides selle koostisosi on muudetud. Selle tulemusena oksüdatsiooni ajal pulber ei plahvatanud, vaid põles järk-järgult läbi, vabastades soojust ja tekitades joa tõukejõu. Selliseid mootoreid viimistleti, täiustati ja täiustati vahelduva eduga, kuid nende spetsiifiline impulss jäi siiski väikeseks, st disain oli ebaefektiivne ja ebaökonoomne. Peagi ilmusid uued liigid tahke kütus, mis võimaldab teil saada suurema spetsiifilise impulsi ja arendada suuremat veojõudu. Selle loomisega tegelesid 20. sajandi esimesel poolel NSV Liidu, USA ja Euroopa teadlased. Juba 1940. aastate teisel poolel töötati välja tänapäevase kütuse prototüüp, mis on kasutusel tänaseni.

Rakettmootor RD - 170 töötab vedelkütusel ja oksüdeerijal.

Vedelrakettmootorid on K.E. Tsiolkovski, kes pakkus need välja kosmoseraketi jõuallikana 1903. aastal. 1920. aastatel hakati rakettmootori loomisega tegelema USA-s, 1930. aastatel - NSV Liidus. Juba II maailmasõja alguseks loodi esimesed eksperimentaalsed proovid ja pärast selle lõppu hakati LRE-d masstootma. Neid kasutati sõjatööstuses ballistiliste rakettide varustamiseks. 1957. aastal lasti esimest korda inimkonna ajaloos õhku Nõukogude tehissatelliit. Selle käivitamiseks kasutati Vene Raudteega varustatud raketti.

Keemiliste rakettmootorite seade ja tööpõhimõte

Tahkekütusemootori kehas on kütus ja oksüdeerija tahkes agregatsioonis ning kütusemahuti on ühtlasi ka põlemiskamber. Kütus on tavaliselt varda kujul, millel on keskne auk. Oksüdatsiooniprotsessi käigus hakkab varras põlema keskelt perifeeriasse ja põlemisel tekkinud gaasid väljuvad läbi düüsi, moodustades tõukejõu. See on kõigi raketimootorite seas kõige lihtsam konstruktsioon.

Vedelkütusega mootorites on kütus ja oksüdeerija vedelas olekus kahes eraldi paagis. Toitekanalite kaudu sisenevad nad põlemiskambrisse, kus need segunevad ja toimub põlemisprotsess. Põlemissaadused väljuvad läbi düüsi, moodustades tõukejõu. Tavaliselt kasutatakse oksüdeerijana vedelat hapnikku ja kütus võib olla erinev: petrooleum, vedel vesinik jne.

Keemilise RD plussid ja miinused, nende ulatus

Tahke raketikütuse RD eelised on järgmised:

• disaini lihtsus;
• võrdlev ohutus ökoloogiliselt;
• madal hind;
• usaldusväärsus.

RDTT puudused:

• tööaja piirang: kütus põleb väga kiiresti läbi;
• mootori taaskäivitamise, seiskamise ja veojõu reguleerimise võimatus;
• väike erikaal vahemikus 2000-3000 m/s.

Tahkekütuse rakettmootorite plusse ja miinuseid analüüsides võime järeldada, et nende kasutamine on õigustatud vaid juhtudel, kui on vaja keskmise võimsusega jõuallikat, mis on üsna odav ja hõlpsasti rakendatav. Nende kasutusala on ballistilised, meteoroloogilised raketid, MANPADS, samuti kosmoserakettide külgvõimendid (need on varustatud ameerika raketid, Nõukogude ja Vene raketid neid ei kasutatud).

Vedela RD eelised:

• kõrge eriimpulss (umbes 4500 m/s ja rohkem);
• võime kontrollida veojõudu, peatada ja taaskäivitada mootor;
• kergem kaal ja kompaktsus, mis võimaldab saata orbiidile ka suuri mitmetonniseid koormaid.

LRE puudused:

• kompleksne projekteerimine ja kasutuselevõtt;
• kaaluta tingimustes võivad vedelikud paakides liikuda juhuslikult. Nende sadestamiseks peate kasutama täiendavaid allikaid energiat.

LRE ulatus on peamiselt astronautika, kuna need mootorid on sõjaliseks otstarbeks liiga kallid.

Hoolimata asjaolust, et seni on ainsad keemiarakettmootorid, mis suudavad tagada rakettide kosmosesse saatmise, on nende edasine täiustamine praktiliselt võimatu. Teadlased ja disainerid on veendunud, et nende võimaluste piir on juba saavutatud ning võimsamate, suure eriimpulsiga seadmete saamiseks on vaja teisi energiaallikaid.

Tuumarakettmootorid (NRE)

Seda tüüpi RD, erinevalt keemilistest, genereerib energiat mitte kütuse põletamisel, vaid töövedeliku kuumutamisel tuumareaktsioonide energiaga. NRE on isotoop, termotuuma ja tuuma.

Loomise ajalugu

NRE disain ja tööpõhimõte töötati välja 50ndatel. Juba 70ndatel valmisid NSV Liidus ja USA-s katseproovid, mida edukalt testiti. 3,6-tonnise tõukejõuga Nõukogude tahkefaasilist mootorit RD-0410 katsetati pingialusel ja enne Kuuprogrammi sponsorluse lõpetamist taheti paigaldada Saturn V raketile Ameerika reaktor NERVA. Paralleelselt tehti tööd ka gaasifaasiliste NRE-de loomisega. Nüüd on olemas teadusprogrammid tuumarakettmootorite arendamiseks, katseid tehakse kosmosejaamades.

Seega on tuumarakettmootorite töökorras mudeleid juba olemas, kuid siiani pole ühtegi neist kasutatud väljaspool laboreid või teaduslikud alused. Selliste mootorite potentsiaal on üsna suur, kuid nende kasutamisega kaasnev risk on samuti märkimisväärne, nii et praegu eksisteerivad need ainult projektides.

Seade ja tööpõhimõte

Tuumarakettmootorid on olenevalt tuumakütuse agregatsiooni olekust gaasi-, vedel- ja tahkefaasilised. Tahkefaasiliste NRE-de kütus on kütusevardad, sama, mis kütus tuumareaktorid. Need asuvad mootori korpuses ja eraldavad lõhustuva materjali lagunemise käigus soojusenergia. Töövedelik - gaasiline vesinik või ammoniaak - kokkupuutel kütuseelemendiga neelab energiat ja soojeneb, suurendades mahtu ja kahanedes, misjärel see väljub kõrge rõhu all läbi düüsi.

Vedelfaasilise NRE tööpõhimõte ja selle konstruktsioon on sarnased tahkefaasilistega, ainult kütus on vedelas olekus, mis võimaldab tõsta temperatuuri ja seega ka tõukejõudu.

Gaasifaasilised NRE-d töötavad gaasilises olekus kütusel. Tavaliselt kasutavad nad uraani. Gaaskütust saab korpuses hoida elektriväli või asub suletud läbipaistvas kolvis - tuumalamp. Esimesel juhul toimub töövedeliku kokkupuude kütusega, samuti viimase osaline leke, seetõttu peab mootoril olema lisaks kütuse põhiosale ka reserv perioodiliseks täiendamiseks. Tuumalambi puhul leket ei esine ja kütus on töövedeliku voolust täielikult isoleeritud.

YARDi eelised ja puudused

Tuumarakettmootoritel on keemiliste ees tohutu eelis – see on kõrge eriimpulss. Tahkefaasilistel mudelitel on selle väärtus 8000-9000 m/s, vedelfaasi mudelitel 14000 m/s, gaasifaasi mudelitel 30000 m/s. Nende kasutamisega kaasneb aga atmosfääri saastamine radioaktiivsete heitmetega. Nüüd käib töö ohutu, keskkonnasõbraliku ja tõhusa tuumamootori loomise nimel ning selle rolli peamiseks “kandidaadiks” on tuumalambiga gaasifaasiline NRE, kus radioaktiivne aine on suletud kolvis ega lähe välja. reaktiivleegiga.

Elektrilised rakettmootorid (EP)

Teine potentsiaalne konkurent keemiliste rakettmootoritele on elektriline rakettmootor, mis töötab elektrienergial. ERD võib olla elektrotermiline, elektrostaatiline, elektromagnetiline või impulss.

Loomise ajalugu

Esimese EJE kujundas 30ndatel Nõukogude disainer V.P. Glushko, kuigi idee sellise mootori loomiseks tekkis kahekümnenda sajandi alguses. 60ndatel töötasid NSV Liidu ja USA teadlased aktiivselt elektrilise tõukejõusüsteemi loomise kallal ning juba 70ndatel hakati esimesi proove kasutama kosmoselaevades juhtmootoritena.

Seade ja tööpõhimõte

Elektriraketi tõukejõusüsteem koosneb ERE-st endast, mille struktuur sõltub selle tüübist, töövedeliku toitesüsteemidest, juhtimisest ja toiteallikast. Elektrotermiline RD soojendab töövedeliku voolu kütteelemendi tekitatud soojuse tõttu või elektrikaares. Töövedelikuna kasutatakse heeliumi, ammoniaaki, hüdrasiini, lämmastikku ja muid inertgaase, harvem vesinikku.

Elektrostaatilised RDd jagunevad kolloidseks, ioonseks ja plasmaks. Neis kiirendab töövedeliku laetud osakesi elektriväli. Kolloidsetes või ioonsetes RD-des tagatakse gaasi ioniseerimine ionisaatori, kõrgsagedusliku elektrivälja või gaaslahenduskambri abil. Plasma RD-des läbib töövedelik, ksenoon, inertgaas, rõngakujulist anoodi ja siseneb kompenseeriva katoodiga gaaslahenduskambrisse. Kõrgepinge korral süttib anoodi ja katoodi vahel säde, ioniseerides gaasi, mille tulemuseks on plasma. Positiivselt laetud ioonid väljuvad läbi düüsi suurel kiirusel, mis saadakse elektrivälja kiirenduse tõttu ja elektronid tuuakse välja kompenseeriva katoodiga.

Elektromagnetilisel RD-l on oma magnetväli - väline või sisemine, mis kiirendab töövedeliku laetud osakesi.

Impulss RD töö tahke kütuse aurustumise tõttu elektrilahenduste mõjul.

ERD eelised ja puudused, kasutusala

ERD eeliste hulgas:

• kõrge eriimpulss, mille ülempiir on praktiliselt piiramatu;
• madal kütusekulu (töövedelik).

Puudused:

• kõrge elektritarbimise tase;
• disaini keerukus;
• vähe veojõudu.

Praeguseks on elektrimootorite kasutamine piiratud nende paigaldamisega kosmosesatelliitidele ja nende elektrienergia allikana, päikesepaneelid. Samal ajal võivad just need mootorid saada nendeks elektrijaamadeks, mis võimaldavad kosmost uurida, seetõttu tehakse paljudes riikides aktiivselt tööd nende uute mudelite loomisel. Just neid elektrijaamu mainisid ulmekirjanikud oma kosmosevallutamisele pühendatud teostes kõige sagedamini, neid võib leida ka ulmefilmidest. Seni on just ERD lootus, et inimesed ikka jõuavad tähtede juurde sõita.

Venemaa on välja töötanud strateegilised tuumajõud, mille põhikomponendiks on erinevat tüüpi mandritevahelised ballistilised raketid, mida kasutatakse statsionaarsete või mobiilsete maapealsete süsteemide osana, aga ka allveelaevadel. Teatud sarnasusega põhiideede ja lahenduste tasandil on selle klassi toodetel märgatavad erinevused. Eelkõige kasutatakse erinevat tüüpi ja klassi rakettmootoreid, mis vastavad teatud klientide nõudmistele.

Elektrijaamade omaduste seisukohalt võib kõik vananenud, praegused ja paljutõotavad ICBM-id jagada kahte põhiklassi. See võib olla varustatud vedelkütuse rakettmootoritega (LPRE) või tahkekütuse mootoritega (RDTT). Mõlemal klassil on omad eelised, tänu millele kasutatakse neid erinevates projektides ning seni pole ükski neist suutnud oma alalt "konkurenti" välja tõrjuda. Elektrijaamade teema pakub suurt huvi ja väärib eraldi käsitlemist.

ja teooria

On teada, et esimesed sajandeid tagasi ilmunud raketid olid varustatud tahkekütusemootoritega, mis kasutasid kõige lihtsamat kütust. Selline elektrijaam säilitas oma positsiooni kuni eelmise sajandini, mil loodi esimesed vedelkütusesüsteemid. Edaspidi käis kahe mootoriklassi väljatöötamine paralleelselt, kuigi vedelkütusega rakettmootor või tahkekütusega rakettmootor asendasid aeg-ajalt teineteist tööstusharu liidritena.

Vedelmootoriga raketi UR-100N UTTH start. Foto Rbase.new-factoria.ru

Esimesed kaugmaa raketid, mille arendamine tõi kaasa mandritevaheliste komplekside tekkimise, varustati vedelmootoritega. Eelmise sajandi keskel võimaldas just LRE saada soovitud omadused olemasolevate materjalide ja tehnoloogiate abil. Hiljem hakkasid juhtivate riikide spetsialistid välja töötama uusi ballistiliste pulbrite ja segakütuste sorte, mille tulemusel ilmusid tahkekütuse rakettmootorid, mis sobivad kasutamiseks ICBM-idel.

Praeguseks strateegilistes tuumajõududes erinevad riigid laialt on levinud nii vedela kui ka tahke raketiga raketid. On uudishimulik, et Venemaa ICBM-id on varustatud mõlema klassi tõukejõusüsteemidega, samas kui USA loobus mõnikümmend aastat tagasi vedelatest mootoritest tahkekütuse kasuks. Vaatamata sellisele lähenemisviiside erinevusele õnnestus mõlemal riigil ehitada soovitud kuju ja vajalike võimetega raketirühmi.

Mandritevaheliste rakettide valdkonnas said esimeseks vedelkütuselised mootorid. Sellistel toodetel on mitmeid eeliseid. Vedelkütus võimaldab saada suurema eriimpulsi ning mootori konstruktsioon võimaldab muuta tõukejõudu võrreldes lihtsaid viise. Kütuse- ja oksüdeerijapaagid hõivavad suurema osa LRE-ga rakettide mahust, mis teatud viisil vähendab kere tugevuse nõudeid ja lihtsustab selle tootmist.

Samal ajal pole raketimootoritel ja nendega varustatud rakettidel puudusi. Esiteks iseloomustab sellist mootorit tootmise ja töötamise suurim keerukus, mis mõjutab negatiivselt toote maksumust. Esimeste mudelite ICBM-ide puuduseks oli käivitamiseks ettevalmistamise keerukus. Kütuse ja oksüdeerija tankimine viidi läbi vahetult enne starti ning lisaks oli see mõnel juhul seotud teatud riskidega. Kõik see mõjutas negatiivselt raketisüsteemi lahinguomadusi.

Vedelraketid R-36M transpordi- ja stardikonteinerites. Foto Rbase.new-factoria.ru

Tahkekütuse rakettmootoril ja selle baasil ehitatud raketil on vedela süsteemi ees positiivseid külgi ja eeliseid. Peamine pluss on madalamad tootmiskulud ja lihtsustatud disain. Samuti ei ole tahkekütuse rakettmootoritel agressiivse kütuse lekkimise ohtu ning lisaks eristab neid pikema ladustamise võimalus. ICBM-i lennu aktiivses faasis tagab tahkekütuse mootor parema kiirenduse dünaamika, vähendades eduka pealtkuulamise tõenäosust.

Tahkekütuseline mootor kaotab oma spetsiifilise impulsi poolest vedelale. Kuna tahke raketikütuse laengu põlemine on peaaegu kontrollimatu, nõuab mootori tõukejõu reguleerimine, seiskamine või taaskäivitamine spetsiaalset tehnilisi vahendeid mis erinevad keerukuse poolest. Tahkekütuse rakettmootori kere täidab põlemiskambri funktsioone ja peab seetõttu olema sobiva tugevusega, mis seab kasutatavatele agregaatidele erinõuded ning mõjutab negatiivselt ka tootmise keerukust ja maksumust.

LRE, tahkekütuse raketimootor ja strateegilised tuumajõud

Praegu on Venemaa strateegilised tuumajõud relvastatud kümmekonna erineva klassi ICBM-iga, mis on mõeldud tegelike lahingumissioonide lahendamiseks. Raketiväed strateegilised raketid (RVSN) käitavad viit tüüpi rakette ja ootavad veel kahe uue kompleksi ilmumist. Sama summa raketisüsteemid kasutatakse mereväe allveelaevadel, kuid põhimõtteliselt uusi rakette pole "tuumatriaadi" merekomponendi huvides veel välja töötatud.

Vaatamata temale soliidne vanus, vägedel on veel UR-100N UTTKh ja R-36M / M2 raketid. Sellised raskeklassi ICBM-id sisaldavad mitut etappi oma vedelkütusemootoritega. Suure massiga (üle 100 tonni UR-100N UTTKh ja umbes 200 tonni R-36M / M2 puhul) kahte tüüpi raketid kannavad märkimisväärset kütusevaru, tagades raske lõhkepea saatmise kaugusele. vähemalt 10 tuhat km.

Raketi RS-28 "Sarmat" üldvaade. Joonis "Riigi raketikeskus" / makeyev.ru

Alates viiekümnendate aastate lõpust on meie riigis uuritud tahkekütuse rakettmootorite kasutamise probleeme paljutõotavatel ICBM-idel. Esimesed tõelised tulemused sel alal saadi seitsmekümnendate aastate alguses. Viimastel aastakümnetel on see suund saanud uue tõuke, tänu millele on ilmunud terve perekond tahkekütuse rakette, mis on ühiste ideede ja lahenduste järjekindel arendamine, mis põhineb kaasaegsetel tehnoloogiatel.

Praegu on strateegilistel raketivägedel raketid RT-2PM Topol, RT-2PM2 Topol-M ja RS-24 Yars. Samal ajal käitatakse kõiki selliseid rakette nii miini- kui ka mobiilsete maapealsete laskeseadmetega. Ühiste ideede põhjal loodud kolme tüüpi rakette on ehitatud kolmeastmelise skeemi järgi ja need on varustatud tahkekütuse mootoritega. Olles täitnud tellija nõuded, suutsid projektide autorid minimeerida valmis rakettide mõõtmed ja kaalu.

Kompleksi RT-2PM, RT-2PM2 ja RS-24 rakettide pikkus ei ületa 22,5-23 m maksimaalse läbimõõduga alla 2 m. Toodete stardikaal on umbes 45-50 tonni. 1-1,5 tonni.Topoli raketid on varustatud monoplokklõhkepeaga, Yars aga kannab teadaolevatel andmetel mitut eraldi lõhkepead. Lennuulatus - vähemalt 12 tuhat km.

On hästi näha, et põhiliste lennuomadustega vanemate vedelkütusega rakettide tasemel on tahkekütusel Topol ja Yarsy väiksemad mõõtmed ja algkaal. Kuid kõige selle juures kannavad nad väiksemat kandevõimet.

Mobiilne mullakompleks "Poplar". Vene Föderatsiooni kaitseministeeriumi foto

Tulevikus peaksid strateegilised raketiväed saama mitu uut raketisüsteemi. Seega näeb Yarsi süsteemi edasiarendamise võimalusena loodud projekt RS-26 Rubezh taas ette tahkekütuse rakettmootoritega mitmeastmelise skeemi kasutamise kõigis etappides. Varem ilmus teave, mille kohaselt Rubezh süsteem on ette nähtud vananevate RT-2PM Topoli komplekside asendamiseks, mis mõjutasid selle arhitektuuri põhijooni. Peamiste tehniliste omaduste järgi ei tohiks Rubezh Topolist oluliselt erineda, kuigi on võimalik kasutada erinevat kandevõimet.

Veel üks paljutõotav areng- raske ICBM tüüpi RS-28 "Sarmat". Ametlikel andmetel näeb see projekt ette vedelmootoritega kolmeastmelise raketi loomist. Teatati, et Sarmati raketi pikkus on umbes 30 m ja stardimass üle 100 tonni. See suudab kanda "traditsioonilisi" erilõhkepäid või uut tüüpi hüpersoonilist löögisüsteemi. Piisavate omadustega vedelkütuse rakettmootorite kasutamise tõttu eeldatakse, et maksimaalne lennukaugus on 15–16 tuhat km.

saadaval merevägi Erinevate omaduste ja võimalustega ICBM-e on mitut tüüpi. Strateegiliste tuumajõudude mereväe komponendi aluseks on praegu ballistilised raketid allveelaevad R-29RM perekonnad: tegelikult R-29RM, R-29RMU1, R-29RMU2 "Sineva" ja R-29RMU2.1 "Liner". Lisaks tabas paar aastat tagasi arsenali uusim R-30 Bulava rakett. Meile teadaolevalt arendab Venemaa tööstus praegu mitmeid allveelaevade rakettide moderniseerimise projekte, kuid põhimõtteliselt uute komplekside loomisest pole seni juttugi olnud.

Kodumaiste allveelaevade ICBM-ide valdkonnas on suundumusi, mis meenutavad "maismaa" komplekside arendamist. Vanemad R-29RM tooted ja kõik nende moderniseerimise võimalused on kolmeastmelised ja varustatud mitme vedelmootoriga. Sellise elektrijaama abil on rakett R-29RM võimeline toimetama neli-kümme erineva võimsusega lõhkepead kogumassiga 2,8 tonni vähemalt 8300 km kaugusele.R-29MR2 Sineva moderniseerimisprojekt nägi ette uute navigatsiooni- ja juhtimissüsteemide kasutamine. Sõltuvalt olemasolevast lahingukoormusest on 14,8 m pikkune ja 40,3 tonni kaaluv rakett võimeline lendama kuni 11,5 tuhande km kaugusele.

Raketikompleksi "Topol-M" laadimine siloheitjasse. Vene Föderatsiooni kaitseministeeriumi foto

Allveelaevade P-30 Bulava uuem raketiprojekt nägi vastupidiselt ette tahkekütusemootorite kasutamise kõigis kolmes etapis. Muuhulgas võimaldas see vähendada raketi pikkust 12,1 meetrini ja stardikaalu 36,8 tonnini.Samal ajal kannab toode 1,15 tonnist lahingukoormust ja toimetab selle kuni kuni 8-9 tuhat km. Mitte nii kaua aega tagasi teatati Bulava uue modifikatsiooni väljatöötamisest, mis erineb muude mõõtmete ja suurenenud kaalu poolest, mille tõttu on võimalik lahingukoormust suurendada.

Arengutrendid

On hästi teada, et viimastel aastakümnetel on Venemaa väejuhatus tuginenud täiustatud tahkekütuse rakettide väljatöötamisele. Selle tulemuseks oli komplekside Topol ja Topol-M ning seejärel Yarsi ja Rubezhi järjepidev ilmumine, mille raketid on varustatud tahkekütuse rakettmootoritega. LRE jäävad omakorda vaid suhteliselt vanadele "maismaa" rakettidele, mille käitamine on juba lõppemas.

Siiski ei ole veel kavandatud vedelkütuse ICBM-ide täielikku tagasilükkamist. Olemasolevate UR-100N UTTKh ja R-36M / M2 asendusena luuakse uus toode RS-28 "Sarmat" sarnase elektrijaamaga. Seega kasutatakse vedelmootoreid lähitulevikus ainult rasketel rakettidel, teised süsteemid aga varustatakse tahkekütusesüsteemidega.

Olukord allveelaevade ballistiliste rakettidega tundub sarnane, kuid mõningaid erinevusi on. Sellesse piirkonda jääb ka märkimisväärne hulk vedelrakette, kuid ainuke uus projekt hõlmab tahkekütuse rakettmootorite kasutamist. Edasine areng sündmusi saab ennustada sõjaväeosakonna olemasolevaid plaane uurides: allveelaevastiku arendamise programm näitab selgelt, millistel rakettidel on suur tulevik ja millised lõpuks dekomisjoneeritakse.

Iseliikuv kanderakett RS-24 "Yars". Foto Vitalykuzmin.net

Vanemad R-29RM raketid ja nende viimased modifikatsioonid on mõeldud projektide 667BDR ja 667BDRM tuumaallveelaevadele, R-30 aga töötati välja kasutamiseks uusimad raketikandjad projekt 955. Perekonna 667 laevad ammendavad järk-järgult oma ressursse ja lõpuks eemaldatakse need täieliku moraalse ja füüsilise vananemise tõttu. Koos nendega peab laevastik loobuma R-29RM-i perekonna rakettidest, mis jäävad lihtsalt kandjateta.

Esimene rakett allveelaevade ristlejad projekt 955 "Borey" on juba vastu võetud mereväe lahingustruktuuri ning lisaks jätkub uute allveelaevade ehitamine. See tähendab, et lähitulevikus saab laevastik märkimisväärse hulga Bulava raketikandjaid. Borejevi teenistus kestab mitu aastakümmet ja seetõttu jäävad raketid R-30 teenistusse. Sellistest relvadest on võimalik luua uusi modifikatsioone, mis võivad täiendada ja seejärel asendada ICBM-i põhiversiooni. Ühel või teisel viisil asendavad R-30 perekonna tooted lõpuks R-29RM-i liini vananevad raketid kui strateegiliste tuumajõudude mereväe komponendi alus.

Eelised ja miinused

Kaasaegsetel strateegilistel rakettidel kasutatavatel erinevate klasside rakettmootoritel on omad plussid ja miinused. Vedel- ja tahkekütusesüsteemid on mõnes mõttes üksteisest paremad, kuid mõnes osas kaotavad. Sellest tulenevalt peavad kliendid ja projekteerijad valima elektrijaama tüübi vastavalt olemasolevatele nõuetele.

Tingimuslik vedelkütuse rakettmootor erineb tahkekütuse rakettmootorist oma suurema eriimpulsi ja muude eeliste poolest, mis võimaldab suurendada kandevõimet. Samal ajal viib vedelkütuse ja oksüdeerija vastav varu toote mõõtmete ja kaalu suurenemiseni. Seega osutub vedelrakett suure hulga siloheitjate kasutuselevõtu kontekstis optimaalseks lahenduseks. Praktikas tähendab see, et praegu on olulise osa stardihoidlatest hõivatud R-36M / M2 ja UR-100N UTTKh rakettidega ning tulevikus asendatakse need paljulubava RS-28 Sarmatiga.

Topol, Topol-M ja Yars tüüpi rakette kasutatakse nii kaevandusrajatistes kui ka mobiilsete pinnasekomplekside osana. Viimase võimaluse annab ennekõike rakettide väike algkaal. Mitte rohkem kui 50 tonni kaaluva toote saab asetada spetsiaalsele mitmeteljelisele šassiile, mida ei saa teha olemasolevate või oletatavate vedelrakettidega. Uus kompleks Sarnastel ideedel põhineb ka RS-26 Rubezh, mida peetakse Poplari asenduseks.

R-29RM allveelaeva rakett. Joonis "Riigi raketikeskus" / makeyev.ru

Tahkekütuse rakettmootoritega rakettidele iseloomulik tunnus mõõtmete ja kaalu vähenemise näol on oluline ka laevastiku relvastuse kontekstis. Allveelaeva rakett peab olema minimaalsed mõõtmed. Rakettide R-29RM ja R-30 mõõtmete ja lennuomaduste suhe näitab täpselt, kuidas selliseid eeliseid praktikas kasutada saab. Seega ei vaja uusimad Project 955 tuumaallveelaevad erinevalt eelkäijatest suurt pealisehitust, mis kataks kanderakettide ülemist osa.

Kaalu ja mõõtmete vähendamisel on aga oma hind. Kergemad tahkekütuse raketid erinevad teistest kodumaistest ICBM-idest oma väiksema lahingukoormuse poolest. Lisaks põhjustab tahkekütuse rakettide spetsiifilisus vedelate rakettidega võrreldes väiksema kaalu. Ilmselt aga püütakse selliseid probleeme lahendada tõhusamate lahinguüksuste ja juhtimissüsteemide loomisega.

Vaatamata pikale teadus- ja projekteerimistööle ning rohketele vaidlustele ei ole vedel- ja tahkekütusemootorite tinglik vastasseis veel lõppenud ühe "konkurendi" tingimusteta võiduga. Vastupidi, Vene sõjaväelased ja insenerid jõudsid tasakaalustatud järeldusele. Erinevat tüüpi mootoreid kasutatakse nendes piirkondades, kus need näitavad parimaid tulemusi. Seega on maismaal asuvate mobiilsete süsteemide ja allveelaevade kerged raketid varustatud tahkekütuse rakettmootoritega, rasked silosaatvad raketid aga peavad nüüd ja edaspidi olema varustatud vedelkütuse süsteemidega.

Praeguses olukorras, arvestades olemasolevaid võimalusi ja väljavaateid, tundub selline lähenemine kõige loogilisem ja edukam. See võimaldab praktikas saavutada maksimaalseid tulemusi negatiivsete tegurite mõju märgatava vähenemisega. On täiesti võimalik, et selline ideoloogia jätkub ka tulevikus, sealhulgas paljulubavate tehnoloogiate kasutamisel. See tähendab, et lähemas ja kaugemas tulevikus on Venemaa strateegilistel tuumajõududel võimalik vastu võtta kaasaegseid mandritevahelisi ballistilisi rakette, millel on võimalikult kõrged omadused ja lahinguomadused, mis mõjutavad otseselt heidutuse tõhusust ja riigi julgeolekut.

Veebilehtede järgi:
http://ria.ru/
http://tass.ru/
http://interfax.ru/
http://flot.com/
http://rbase.new-factoria.ru/
http://kapyar.ru/
http://missiles.ru/
http://makeyev.ru/

Inimkonna tehnoloogiliste saavutuste seas on rakettmootoritel eriline koht. Inimese mõistuse ja tema käte loodud seadmed pole mitte ainult teaduse ja tehnika arengu tipp. Tänu neile kõige keerukamatele masinatele on inimkonnal õnnestunud põgeneda meie planeedi embusest ja siseneda kosmose avarustesse.

Tänapäeval on inimese käsutuses maailma võimsaimad rakettmootorid, mis on võimelised arendama sadade tonnide jõudude tõukejõudu. Rakettide võidujooks sai alguse tuhandeid aastaid tagasi, kui Vana-Hiina käsitöölised suutsid luua esimesed ilutulestiku pulbrilaengud. Esimese reaktiivmootori loomiseni selle sõna otseses mõttes kulub tohutult aega.

Püssirohu kõrvale heitnud ja vedelkütuse pihta saanud mees asus ehitusele. reaktiivlennukid ja sai võimaluse luua võimsamaid raketitehnoloogia näidiseid.

Inimese esimesed sammud raketitehnoloogia maailma

Inimkond on reaktiivjõuga juba ammu tuttav. Isegi iidsed kreeklased püüdsid kasutada liikuma pandud mehaanilisi seadmeid suruõhk. Hiljem hakkasid ilmuma seadmed ja mehhanismid, mis lendavad pulberlaengu põlemise tõttu. Hiinas loodud ja seejärel Lääne-Euroopas ilmunud esimesed primitiivsed raketid polnud kaugeltki täiuslikud. Kuid juba neil kaugetel aastatel hakkas rakettmootori teooria võtma esimesi piirjooni. Leiutajad ja teadlased püüdsid leida seletust protsessidele, mis toimusid püssirohu põlemisel, tagades füüsilise, materiaalse keha kiire lennu. Reaktiivmootor huvitas üha enam inimest, avades uusi horisonte tehnoloogia arengus.

Püssirohu leiutamise lugu andis raketitehnoloogia arengule uue tõuke. Esimesed ideed selle kohta, milline on reaktiivmootori tõukejõud, tekkisid pikkade katsete ja katsete käigus. Tööd ja uuringud viidi läbi musta pulbri abil. Selgus, et püssirohu põletamise käigus tekib suur hulk gaase, millel on tohutu tööpotentsiaal. Tulirelvad andsid teadlastele idee kasutada pulbergaaside energiat suurema efektiivsusega.

Kasutage loomiseks erinevat kütust reaktiivmootor ei olnud võimalik tehnilise baasi ebatäiuslikkuse tõttu. Just pulberrakettmootorist sai esimene tahkekütuseseade, tänapäevaste rakettmootorite prototüüp inimese teenistuses.

Kuni 20. sajandi alguseni oli raketitehnoloogia oma primitiivses seisus, mis põhines kõige primitiivsematel ideedel reaktiivtõukejõu kohta. Alles 19. sajandi lõpus hakati esimesi katseid teaduslikust vaatenurgast seletama protsesse, mis aitavad kaasa reaktiivjõu tekkimisele. Selgus, et laengu suurenemisega suurenes veojõud, mis oli töötava mootori peamine tegur. See suhe selgitas, kuidas raketimootor töötas ja millises suunas tuli liikuda, et saavutada käivitatava seadme suurem efektiivsus.

Juhtimine selles valdkonnas kuulub Venemaa teadlastele. Nikolai Tihhomirov püüdis juba 1894. aastal matemaatiliselt selgitada reaktiivjõu teooriat ja luua raketi (reaktiiv)mootori matemaatilist mudelit. 20. sajandi silmapaistev teadlane Konstantin Tsiolkovski andis tohutu panuse raketitehnoloogia arendamisse. Tema töö tulemuseks olid rakettmootorite teooria alused, mida hiljem kasutasid kõik rakettmootorite disainerid. Kõik järgnevad arengud, raketitehnoloogia loomine, käisid Vene teadlaste loodud teoreetilise osa kasutamisega.

Kosmoselennu teooriasse haaratud Tsiolkovski väljendas esmalt mõtet kasutada tahkekütuse asemel vedelaid komponente, vesinikku ja hapnikku. Tema esitamisega ilmus vedelreaktiivmootor, mis on tänapäeval kõige tõhusam ja tõhusam mootoritüüp. Kõik rakettmootorite põhimudelite edasised arendused, mida rakettide käivitamiseks kasutati, töötasid enamasti vedelkütusel, kus hapnik võis olla oksüdeerija, ja kasutati muid keemilisi elemente.

Raketimootorite tüübid: disain, skeem ja seade

Vaadates raketimootori skeemi ja tööstuslikku valmistooted, on seda raske nimetada tehnilise geeniuse tipuks. Isegi selline täiuslik seade nagu Vene Rd-180 rakettmootor tundub esmapilgul üsna proosaline. Peamine selle seadme puhul on aga kasutatav tehnoloogia ja parameetrid, mis sellel tehnikaimel on. Rakettmootori olemus on tavaline reaktiivmootor, milles kütuse põlemise tõttu tekib töövedelik, mis tagab vajaliku veojõu. Ainus erinevus on kütuse tüübis ja kütuse põletamise ja töövedeliku moodustumise tingimustes. Selleks, et mootor saavutaks töö esimestel sekunditel maksimaalse tõukejõu, on vaja palju kütust.

Reaktiivmootorites toimub kütusekomponentide põlemine atmosfääriõhu osalusel. Reaktiivmootor on tänapäeval peamine tööhobune, mille põlemiskambris põleb koos hapnikuga lennukipetrooleum, moodustades väljapääsu juures võimsa reaktiivgaasi voo. Rakettmootor on täiesti autonoomne süsteem, kus tahke või vedelkütuse põlemisel ilma õhuhapniku osaluseta tekib reaktiivtõukejõud. Näiteks vedel rakettmootor töötab kütusel, kus oksüdeerija on üks põlemiskambrisse tarnitavatest keemilistest elementidest. Tahked raketid töötavad tahkekütusel, mis on samas paagis. Nende põletamisel eraldub tohutul hulgal energiat, mis kõrge rõhu all väljub põlemiskambrist.

Enne töö alustamist moodustab kütuse mass 90% rakettmootori massist. Kütuse tarbimisel selle algmass väheneb. Sellest lähtuvalt suureneb rakettmootori tõukejõud, mis tagab kasuliku töö tegemise lasti teisaldamisel.

Raketimootori põlemiskambris ilma õhu osaluseta toimuvad põlemisprotsessid muudavad rakettmootorite kasutamise ideaalseks seadmeks lendudeks suurtele kõrgustele ja avakosmosesse. Kõigist rakettmootoritest, millega kaasaegne raketitehnoloogia töötab, tuleks eristada järgmisi tüüpe:

• tahked rakettmootorid (TRD);
• vedelik (LRE);
• keemilised rakettmootorid (CRD);
• ioonrakettmootor;
• elektriline rakettmootor;
• hübriidrakettmootor (GRD).

Eraldi tüüpi kuulub detonatsioonirakettmootor (impulss), mis paigaldatakse peamiselt kosmoselaevadele, mis liiguvad kosmoses.

Sõltuvalt tööst ja tehnilistest võimalustest jaotatakse seadmed käivitavateks rakettmootoriteks ja roolimootoriteks. Esimesse tüüpi kuuluvad kõige võimsamad rakettmootorid, millel on tohutu tõukejõud ja mis suudavad ületada gravitatsioonijõudu. Selle tüübi kuulsaimad esindajad on Nõukogude mootor, vedelkütus RD-170/171, mis arendab tõukejõudu 700 tf raketi stardi ajal. Põlemiskambris tekkiva rõhu kolossaalne väärtus on 250 kgf / cm2. Seda tüüpi mootor loodi energia kanderakettile. Tehase töös kasutatakse kütusena petrooleumi ja hapniku segu.

Nõukogude tehnoloogia osutus võimsamaks kui kuulus Ameerika F-1 seade, mis tagab Ameerika Apollo kuuprogrammi rakettide lennu.

Käivitavaid rakettmootoreid või marssimootoreid saab kasutada esimese ja teise etapi tõukejõuna. Just need tagavad raketi antud kiiruse ja stabiilse lennu antud trajektooril ning neid saab esindada igat tüüpi raketimootoritega, mis tänapäeval eksisteerivad. Viimast tüüpi - roolimootoreid - kasutatakse raketitehnoloogia manööverdamiseks nii atmosfääris marssimisel kui ka kosmoselaevade kohandamisel kosmoses.

Praeguseks on vaid mõnel osariigil tehniline võimalus toota suure võimsusega alalhoidlikke rakettmootoreid, mis suudavad kosmosesse saata suures koguses lasti. Selliseid seadmeid toodetakse Venemaal, USA-s, Ukrainas ja Euroopa Liidu riikides. Vene raketimootor RD -180, Ukraina mootorid ZhRD 120 ja ZhRD 170 on tänapäeval peamised raketitehnoloogia tõukejõusüsteemid, mida kasutatakse kosmoseprogrammide arendamiseks. Tänapäeval kasutatakse Ameerika kanderakettide Saturn ja Antares varustamiseks Vene rakettmootoreid.

Levinumad mootorid, millega kaasaegne tehnoloogia tänapäeval töötab, on tahkekütuse- ja vedelrakettmootorid. Esimest tüüpi on kõige lihtsam kasutada. Teine tüüp - vedelad rakettmootorid on võimsad ja keerulised suletud tsükliga seadmed, milles keemilised elemendid on peamised kütusekomponendid. Need kahte tüüpi tõukejõusüsteemid hõlmavad keemilisi rakettmootoreid, mis erinevad ainult kütusekomponentide agregatsiooni oleku poolest. Seda tüüpi seadmete kasutamine toimub aga ekstreemsetes tingimustes, järgides kõrgeid turvameetmeid. Seda tüüpi mootorite põhikütuseks on vesinik ja süsinik, mis interakteeruvad hapnikuga, mis toimib oksüdeerijana.

Keemiliste reaktiivmootorite puhul kasutatakse kütusekomponentidena petrooleumi, alkoholi ja muid tuleohtlikke aineid. Fluor, kloor või hapnik toimivad sellise segu oksüdeeriva ainena. Keemiamootorite tööks kasutatav kütusemass on väga mürgine ja inimesele ohtlik.

Erinevalt nende tahkekütuse kolleegidest, kelle töötsükkel on liiga kiire ja kontrollimatu, võimaldavad vedelkütusemootorid oma tööd reguleerida. Oksüdeerija asub eraldi mahutis ja juhitakse piiratud koguses põlemiskambrisse, kus koos teiste komponentidega moodustub töövedelik, mis väljub läbi düüsi tekitades tõukejõu. See tõukejõusüsteemide omadus võimaldab mitte ainult reguleerida mootori tõukejõudu, vaid ka vastavalt jälgida raketi kiirust. Parim rakettmootor, mida praegu kosmoserakettide käivitamiseks kasutatakse, on Vene RD-180. Sellel seadmel on kõrge tehnilised kirjeldused ja majanduslikult, muutes selle toimimise kulutõhusaks.

Mõlemat tüüpi mootoritel on oma eelised ja puudused, mida kompenseerivad nende kasutusala ja raketitehnoloogia loojate ees seisvad tehnilised väljakutsed. Uusim keemiamootorite rühmas on krüogeenne metaani rakettmootor SpaceX Raptor, mida ehitatakse planeetidevaheliseks lennuks võimelise raketi jaoks.

Kaasaegsed rakettmootorite tüübid

Kodu tööomadus rakettmootorid on spetsiifiline impulss. See väärtus määratakse tekitatud tõukejõu ja ajaühikus tarbitud kütuse koguse suhtega. Just see parameeter määrab täna raketitehnoloogia efektiivsuse, selle majandusliku teostatavuse. Kaasaegsed tehnoloogiad on suunatud selle parameetri kõrgete väärtuste saavutamisele, et saada kõrge eriimpulss. Kosmoselaeva kiire ja lõputu liikumise saavutamiseks võib osutuda vajalikuks kasutada teist tüüpi kütust.

Keemilised rakettmootorid, nii tahked kui vedelad, on jõudnud oma arengu haripunkti. Hoolimata asjaolust, et seda tüüpi mootorid on ballistiliste ja kosmoserakettide peamised mootorid, on nende edasine täiustamine problemaatiline. Tänasel päeval tegeletakse teiste energiaallikate kasutamisega.

On kaks prioriteetset valdkonda:

• tuumarakettmootorid (ioon);
• elektrilised rakettmootorid (impulss).

Mõlemad tüübid tunduvad kosmoselaevade ehituse valdkonnas olevat prioriteetsed. Hoolimata puudustest, mis nende tõukejõusüsteemide esimestel prototüüpidel täna on, on nende kosmosesse saatmine palju odavam ja tõhusam.

Erinevalt keemiamootoritest, mis viisid inimkonna kosmoseajastusse, tuumamootorid anda vajalikku impulssi mitte vedela või tahke kütuse põlemise tõttu. Vesinik või ammoniaak, mis on kuumutatud gaasilisse olekusse, toimivad töövedelikuna. Tuumakütusega kokkupuutel kuumutatud kõrgsurvegaasid väljuvad põlemiskambrist. Seda tüüpi mootorite spetsiifiline impulss on üsna kõrge. Selliseid rajatisi nimetatakse ka tuuma- ja isotoobiks. Nende võimsust hinnatakse üsna kõrgeks. NRE tööd alates maapealsest stardist peetakse võimatuks piirkonna ja stardikompleksi personali kõrge radioaktiivse saastumise ohu tõttu. Selliseid mootoreid saab kasutada ainult kosmoselennul.

Arvatakse, et NRE-de potentsiaal on üsna kõrge, kuid tõhusate meetodite puudumine termotuumareaktsiooni kontrollimiseks muudab nende kasutamise praegustes tingimustes üsna problemaatiliseks ja ohtlikuks.

Järgmine tüüp, elektrimootorid, on algusest lõpuni eksperimentaalsed. Selle tõukejõusüsteemi nelja tüüpi käsitletakse korraga: elektromagnetiline, elektrostaatiline, elektrotermiline ja impulss. Sellest rühmast pakuvad suurimat huvi elektrostaatilised seadmed, mida nimetatakse ka ioonseteks või kolloidseteks. Selles paigalduses kuumutatakse töövedelik (reeglina on see inertgaas) elektrivälja toimel plasma olekusse. Ioonrakettmootoritel on kõigi teiste seas kõrgeim eriimpulss, kuid projekti praktilisest elluviimisest on veel vara rääkida.

Vaatamata suurele hooga, see areng on olulisi puudusi. Mootor vajab töötamiseks pidevaid elektrienergia allikaid, mis suudavad tagada suurtes kogustes katkematu elektrivarustuse. Sellest tulenevalt ei saa sellisel mootoril olla suurt tõukejõudu, mis vähendab disainerite jõupingutusi tõhusate ja säästlike kosmoselaevade loomiseks halbade tulemusteni.

Rakettmootor, mis inimkonnal tänapäeval on, on taganud inimese väljapääsu kosmosesse, võimaldanud läbi viia kosmoseuuringuid pikkade vahemaade tagant. Tehnilised piirid, milleni kasutatavad seadmed on jõudnud, loovad aga eeldused intensiivistada tööd ka muudes suundades. Võib-olla kündvad lähitulevikus ruumi tuumaelektrijaamadega laevad või sukeldume valguse kiirusele lähedase kiirusega lendavate plasmarakettmootorite maailma.

Rakettmootorite klassifikatsioon, skeemid ja tüübid

Teema 2. VEDELLAKETIMOOTORID

Loeng nr 3

Küsimused seminarile.

1. Kindlustusõigussuhete mõiste ja tunnused.

2. Kindlustusõigussuhete ja nendega seotud suhete erinevus.

3. Kindlustussuhte objekt.

4. Kindlustushuvi kindlustuse vastu.

5. Kindlustussuhte subjektid.

Arenenud Tsiviilõiguse kateedri juhataja, doktor õigusteadused, professor M. V. Rybkina

Ilma pretendeerimata tänapäevase LRE täielikule ja igakülgsele arvestusele, on enamlevinud mootoritüüpide klassifikatsioon toodud joonisel (vt joonis 2.12.).

Kavandatav skeem põhineb põhimõttel jaotada kõik vooluahela konstruktsioonilahendused kahte suurde rühma, mis erinevad LRE põlemiskambri kütusekomponentide tarnimise põhimõtete poolest. Need on mootorid, millel on toitesüsteemi pumpamine ja mootorid koos nihke toitesüsteem komponendid.

Esimesse rühma kuuluvad peamiselt kanderakettide peamootorid, mandritevahelised ballistilised raketid, korduvkasutatavad kosmosesüsteemid. Teise rühma vedelkütusega rakettmootorite kasutamine piirdub reeglina kosmoselaevade tõukejõusüsteemidega, mehitatud orbitaalkomplekside ja transpordilaevade suurte moodulitega, samuti interorbitaalsete transpordivahendite tõukesüsteemidega.

Riis. 2.12. Raketimootorite üldine klassifikatsioon

Vedelkütuse rakettmootori oluliseks klassifitseerimistunnuseks on ka mootori turbopumbaseadme väljalaskeava juures saadava töövedeliku (kütuse põlemisproduktide) utiliseerimise meetod. Selle kriteeriumi järgi jagunevad kõik mootorid põhimõtteliselt "avatud" ja "suletud" ahelaga mootoriteks. "Avatud" skeemi LRE korral tühjendatakse generaatorigaas pärast turbiinil töötamist kas ilma täiendava kasutamiseta või kõrvaldatakse lisaseadmetesse. "Suletud" skeemi LRE korral siseneb turbiini läbinud generaatorigaas põlemiskambrisse ja põleb järelpõlemisel ühe või kahe komponendi lisamise tõttu, mis sisenevad põlemiskambrisse.

Sõltuvalt gaasigeneraatori tüübist võib LRE liigitada mootoriteks, mille põhi- või abikomponentidel on gaasigeneraatorid, ja neil on ka generaatorita skeem, kui HP juhtimiseks vajalik töövedelik saadakse ühe kütuse gaasistamisel. komponendid kambri jahutusteel.

Turbopumba üksuse tõhususe ja efektiivsuse suurendamiseks kasutatakse mõnikord skeeme, kus kütuse- ja oksüdeerijatorustikul on eraldi HP-d, samuti skeeme, milles turbopumbaseade sisaldab ka võimendi (võimendus) pumpasid, mis on vajalikud mootoris vajaliku rõhu loomiseks. sisselaskeava, eriti kui see käivitub.

Sõltuvalt gaasigeneraatori tüübist võib LRE liigitada mootoriteks, mille põhi- või abikomponentidel on gaasigeneraatorid, ja neil on ka generaatorita skeem, kui HP juhtimiseks vajalik töövedelik saadakse ühe kütuse gaasistamisel. komponendid kambri jahutusteel.

Turbopumba üksuse efektiivsuse ja efektiivsuse suurendamiseks kasutatakse mõnikord eraldi kütuse- ja oksüdeerijapumpadega skeeme, samuti skeeme, milles turbopumbaseade sisaldab ka võimendi (võimendi) pumpasid, mis on vajalikud mootori sisselaskeavas vajaliku rõhu tekitamiseks, eriti selle käivitamisel.

Suhteliselt lihtsad vooluringid töömahuga kütuse etteandesüsteemiga LRE-le iseloomulik.

Mahtkütuse etteandega skeemis (vt joonis 2.13.) siseneb silindrist koos surugaasiga gaas (näiteks lämmastik) koos oksüdeerija ja kütusega paakidesse, kusjuures selle rõhk kütusekomponentide paakides hoitakse konstantsena. reduktorist. Kütusepaakide gaasipadja rõhk tagab vedelfaasi komponentide nihkumise LRE põlemiskambrisse. Samas on täiesti ilmne, et rõhk kambris ei saa olla suurem kui rõhk paakides. Mootori käivitamise ja seiskamise tagamiseks kasutatakse sulgeventiile. Eespool esitatud skeemi vaieldamatu eelis on selle lihtsus ja sellest tulenevalt ka töökindlus. Kuid nihkesüsteemiga on surugaasiballoon raske ja kütusepaagid oluliselt raskemad. Üldiselt:

(2.18.)

Gaasi rõhk kütusepaakides;

Rõhk LRE põlemiskambris;

Rõhukaod hüdraulilistel radadel ja automaatikaelementides paakide ja mootorikambri vahel.

Rõhk kütusepaakide gaasipadjas tagab vedelate komponentide nihkumise rakettmootori põlemiskambrisse. Samas on täiesti ilmne, et rõhk kambris ei saa olla suurem kui rõhk paakides. Mootori käivitamise ja seiskamise tagamiseks kasutatakse sulgeventiile. Eespool esitatud skeemi vaieldamatu eelis on selle lihtsus ja usaldusväärsus. Kuna rõhu suurenemisega kambris suureneb mootori efektiivsus, on selle LRE-skeemi puhul soov seda suurendada toitesüsteemi kõigi elementide ja ennekõike kütusepaakide massi suurenemisega. . Sarnased puudused kehtivad ka kahekomponendilise FGG-ga töömahuga kütusevarustussüsteemi puhul. Kütuse- ja oksüdeerijapaakide survestamiseks kasutatava gaasi voolukiirus on aga väiksem. Selles skeemi versioonis teostavad puhumist LPG-s saadud põlemisproduktid ja "kuumutatud" gaasi jõudlus on palju suurem kui "külma" oma.

Rakettmootoriga tõukejõusüsteemi massiomaduste mõjutamise mõju saab selgelt illustreerida järgmise näitega. Kui Saturn-5 kanderaketi teise astme tõukejõusüsteem asendada LRE põlemiskambris sama rõhuga nihketoitesüsteemiga tõukejõusüsteemiga, siis oleks sellise jõuseadme massi suurenemine võrdne. massile kosmoselaev Apollo, mis oleks muutnud kuuprogrammi rakendamise võimatuks.

Nihkeahela variandi puhul (vt joonis 2.14.) võib eeldada mõningast kadude vähenemist, kuna komponentide nihkumine toimub LCG-s tekkivate kuumutatud põlemisproduktide abil.

Selgitustest tuleneb, miks õhupalli toitesüsteemiga töömahu toitesüsteemi kasutatakse eranditult väikese tõukejõuga mootorites, mille rõhk LRE põlemiskambris ei ületa 10–12 · 10 5 Pa.

Praktiline kasutamine Madala tõukejõuga vedelkütuse rakettmootoreid (LPRE) leitakse tehismaasatelliitide (AES), kosmoselaevade (SC) ja kosmoselaevade (SC) integreeritud tõukejõusüsteemide (ODA) loomise ajal. Orbiidil olles, kui rõhk väljaspool lennukit on nullilähedane, võib eriimpulss olla üsna kõrge isegi madala rõhu korral kambris. Tuleb meeles pidada, et eriimpulsi suurenemine põlemiskambri rõhu ja düüsi väljalaskeava rõhu suhtest (vt joonis 2.10.).

LREMT-i kasutades on ODE jaoks üsna palju vooluringilahendusi. Esiteks sõltub skeemide variantide erinevus õhusõiduki eesmärgist tulenevatest nõuetest. Need võivad olla mootorid, nii ühekomponendilised kui ka kahekomponendilised kütused. Skeemid erinevad tõukejõu reguleerimise ja stabiliseerimise põhimõtete poolest. Ka teised tegurid võivad mõjutada vooluringi disaini määratlust. Kuid kõigis skeemide variantides peab rõhk gaasiakumulaatorites olema kõrgem kui kambrite rõhk, mis määrab komponentide tarnimise nihkesüsteemi omadused.

Kõigi või vähemalt enamiku võimalike nihke etteandesüsteemidega jõusüsteemide skeemide esitlus selles õpetuses ei kuulu autorite plaanidesse. Seetõttu on võimalike skeemivariantide illustreerimiseks näitena toodud kahekomponendilise kütusega tehismaa satelliidi (AES) integreeritud tõukejõusüsteemi (APU) skeem (vt joonis 2.15.).

Riis. 2.15. Kahekomponendilise vedelkütuse rakettmootoriga ODE skeem IC jaoks.

1. Rõhu reduktor, 2. LRE manööverdamiseks (igaüks tõukejõuga 22 N),

3. Apogee LRE (tõukejõud 490 N)

Vedelkütusega rakettmootori konstruktsioonid ja tööpõhimõtted on väga mitmekesised. Üks olulisemaid probleeme vedelkütusega rakettmootori loomisel on põlemiskambrite töövõime tagamine. Eriti kui arvestada, et LRE jaoks vajalikud ressursid on oluliselt suuremad kui tavaliste LRE-de kambrite vahendid.

Sarnaste loend võib hõlmata järgmist: käivitamine, töövoo korraldamine, süsteemi valimine kambrite seintele avalduva temperatuuri mõju vastu võitlemiseks ja mitmed teised. Enamik raskesti lahendatavaid probleeme on eelkõige seotud komponentide ülimadalate ekspluatatsioonikuludega. Nii et mõne kambri puhul ei ületa oksüdeerija ja kütuse voolukiirus vastavalt 0,5 ja 0,3 g/s. Sarnane asjaolu määrab näiteks võimatuse kasutada seinte regeneratiivset jahutamist (kui kõige tõhusamat) ja valida kambri seinte valmistamiseks. tulekindlad metallid, kasutage kuumakindlaid kuumakaitsekatteid, mis on palju madalamad kui kestad

Tõukejõusüsteemide puhul, mille üks skeemidest on näidatud joonisel 2.15., Kasutatakse transpordikosmoselaeva või muu õhusõiduki osana ja pikalt lennul, tuleb läbi viia kütusepaakide tankimine. Tankimissüsteemide valikud on toodud joonisel (vt joonis 2.16.).

Riis. 2.16. Lennuki kütusepaakide tankimise skeemid.

1. Paagi seinad; 2. Boost toru; 3. Kolb; 4. Kütuse sissevõtt; 5. Lõõts;

6. Elastne kott; 7. Varras aukudega võimenduseks; 8. Plastist membraan; 9. Plastist niisutatud deflektorid; 10. Kesktoru kütuse sissevõtuks.

A - kolviga; B - lõõtsa nihutusseadmega (kütus väljaspool lõõtsa); B - lõõtsa nihkeseadmega (kütus lõõtsa sees); D - nihkekotiga (kütus väljaspool kotti); D - nihkekotiga (kütus koti sees); E - plastikust membraaniga; Zh - kapillaaride sisselaskeseadmega.

Lisateavet tankimissüsteemide kohta leiate bibliograafias viidatud õpetusest.

Keskmise, suure ja ülikõrge tõukejõuga vedelkütuse rakettmootorite rakendamiseks on vaja luua mootorid, mille rõhk põlemiskambris on võimalikult suur. Sellistes mootorite variantides kasutatakse kütusekomponentide varustamiseks turbopumbasüsteemiga skeeme.

Joonisel (vt. joon. 2.17.) on kujutatud komponentide varustamiseks mõeldud pumpamissüsteemiga vedelkütuse rakettmootori plokkskeem. iseloomulik tunnus Vaadeldava skeemi puhul tuleks eeldada, et turbiinist väljuv gaas juhitakse lihtsalt ümbritsevasse atmosfääri. Tuleb märkida, et turbiinijärgsetel põlemisproduktidel on endiselt märkimisväärne töövõime ja nende mittekasutamine mõjutab negatiivselt mootori efektiivsust. Selliseid skeeme saab siiski rakendada.

Riis. 2.17. Vedelkütuse rakettmootori pneumaatilis-hüdrauliline paigutus koos turbopumba komponentidega põlemiskambrisse.

Ühtse raketikütuse komponent (näiteks vesinikperoksiid - H 2 O 2) juhitakse paagist vedelgaasi generaatorisse. Gaasigeneraator – seade, mis on ette nähtud kõrge temperatuuriga generaatorigaasi tootmiseks, mida kasutatakse HP turbiini käitamiseks. Turbiin annab pöördemomendi kütuse- ja oksüdeerijapumpadele. Kütuse põhikomponendid pumbatakse mootorikambrisse ja kütust kasutatakse reeglina kambri jahutamiseks, mille jaoks see juhitakse selle seinte vahele, mida tavaliselt nimetatakse "jahutussärgiks". Oksüdeerija juhitakse otse kambri düüsipeasse, kus see seguneb jahutusteel soojendatud kütusega. Kütusekomponentide interaktsiooni protsess toimub põlemiskambris. Saadud kõrge temperatuuriga põlemissaadused läbivad kambri kriitilise osa ja laienevad düüsis ülehelikiirusele. Põlemissaaduste väljavool on rakettmootori töö viimane faas ja moodustab rakettmootori tõukejõu.

Seda tüüpi skeemid, mida nimetatakse "avatud ahelateks", võivad olla tõhusamad, kui pärast turbiinil töötamist saab generaatorigaasi tühjendada täiendavate seadmete kaudu, mis tagavad tühjendatud gaasi energia kasutamise ...

Üldjuhul võib "avatud" skeemi LRE tõukejõu väärtuse moodustada väärtusest, mis on võrdne põhikambri ja täiendava turbiiniseadme tekitatud tõukejõu summaga. Sarnase efekti saab saavutada, kui tagatakse generaatorigaasi eemaldamine abiotsikusse; sissejuhatus peadüüsi ülekriitilisse osasse, peadüüsi konstruktsiooni erinevates variantides.

Joonisel (vt. joon. 2.18) on kujutatud diagramme seadmetest, milles generaatorigaasi kasutatakse pärast osa oma energia realiseerimist turbiinis täiendava tõukejõu tekitamiseks.

Joonis 2.18 Turbiinitaguse gaasi kasutavate seadmete skeemid

Kõigi esitatud valikuvõimaluste puhul tuleb arvestada seadmes rakendatud täiendava tõukejõuga.

Need. on seos:

kus: - kogu tõukejõu LRE "avatud" skeem;

Raketimootori peakambri tekitatud tõukejõud;

Abiseadmetes toodetud veojõud.

Kasutades eelnevalt antud sõltuvusi spetsiifilise impulsi määramiseks (vt võrrandid 2.11, 2.12. ja 2.13), teisendame avaldise 2.19. vaatamiseks 2.20.

(2.20.)

kus: - "avatud" skeemi LRE efektiivne eriimpulss;

Spetsiifilised impulsid, mida annavad vastavalt põhikamber ja abiseadmed;

Kütuse masskulu gaasigeneraatoris ja kogukütuse masskulu LRE-s.

Sõltuvusanalüüs 2.20. näitab, et efektiivse eriimpulsi väärtus on seda suurem, mida väiksem on gaasigeneraatori kaudu tarbitava kütuse osakaal ja seda efektiivsemalt kasutatakse generaatorigaasi pärast turbiinil töötamist. On selgelt määratletud sõltuvus, mis iseloomustab rõhu mõju "avatud" skeemi LRE kambris konkreetse impulsi väärtusele. Vastupidiselt monotoonsele suurenemisele . Ülalpool vaadeldud üldjuhul täheldatakse rõhu suurenemisel LRE kambrites, mis töötavad vastavalt skeemile ilma generaatorigaasi järelpõlemiseta, selgelt määratletud ala, mis vastab optimaalsele väärtusele (vt joonis 2.19.).

Joon.2.19. Spetsiifilise impulsi sõltuvus rõhust kambris

avatud vooluringiga mootor

Ekstreemumi ilmnemine sõltuvuses on seletatav kütusekulu vajaliku suurenemisega gaasigeneraatori kaudu koos rõhu suurenemisega põlemiskambris. Vooluhulga suurendamine on vajalik turbiini võimsuse suurendamiseks, et rahuldada pumpade suurenenud nõudlust suurema pöördemomendi järele. Selline olukord toob kaasa ebaefektiivselt kasutatud kütuse osakaalu suurenemise ja sellest tulenevalt LRE eriimpulsi vähenemise.

Lubatud on ette näha gaasigeneraatori gaasi tühjendamine spetsiaalsete pöörddüüside kaudu, mida kasutatakse raketi lennu juhtimiseks

Raketikütuse võimaluste maksimeerimiseks töötati Venemaa teadlaste ja inseneride jõupingutustega välja vedelkütuse rakettmootori tööprotsessi korraldamise skeem, mis näeb ette generaatorigaasi järelpõlemise põlemiskambris pärast selle põlemist. töö TNA turbiinil, niinimetatud "skeemid generaatorigaasi järelpõletusega" (vt joonis 2.20 .).

Riis. 2.20. Generaatorigaasi järelpõletusega vedelkütuse rakettmootorite ehitusskeemid

1. ja 2. Kütuse- ja oksüdeerijapaagid, 3. FGG, 4. ja 5. kütuse- ja oksüdeerijapumbad, 7., 8. ja 9. ventiilid, 10. põlemiskamber.

"Suletud" skeemi peamine omadus, mis on valmistatud vastavalt joonisel fig. 2.20 on järgmine. Kogu COP tööks vajalik oksüdeerija juhitakse gaasigeneraatorisse. Seal antakse ka minimaalne nõutav kogus kütust. Gaasigeneraatorisse tarnitavate kütusekomponentide suhte määrab ainult vajadus saada gaasi, mille temperatuur on vastuvõetav, et tagada turbiini termomehaanilised koormused. Pärast generaatorigaasi käivitamist turbiinil, milles antud juhul on oksüdeerivat komponenti liig, suunatakse gaas CS-i. Samuti tuleb täiendav kogus kütust, mis on vajalik kütusekomponentide optimaalse suhte säilitamiseks. Selles versioonis töötab raketimootor vastavalt skeemile "gaas (oksüdeerija) - vedelik (kütus)". Võimalik on ka tööprotsessi korralduse variant, kui oksüdeeriva aine puudumisega gaasigeneraatorisse tarnitakse liigne kogus kütust. Esimesel juhul räägivad nad oksüdeerivast gaasigeneraatorist, teisel - redutseerivast.

Mõlemal meetodil on oma eelised ja puudused. Redutseeriva gaasigeneraatori puhul on termilise stabiilsuse tagamise küsimusi palju lihtsam lahendada, kuna gaasigeneraatori tööprotsessi kõrgetel temperatuuridel on palju lihtsam kaitsta konstruktsioonimaterjale (peamiselt metallid ja nende sulamid) süttimise eest. redutseeriva keskkonna juuresolekul. Samal ajal on kütuse liig ebapiisava koguse oksüdeerijaga täis mitmeid negatiivseid tagajärgi, mis on seotud kütuse mittetäieliku põlemisega, mis süsinikku sisaldavate komponentide puhul põhjustab tahke faasi sadestumist. süsiniku ja selle tulemusena turbiinilabade ja muude HP elementide erosioonikulumine.

Gaasi tootmise oksüdatiivsel skeemil puuduvad need puudused, kuid sellel on oma eripärad. Need seisnevad vajaduses kasutada tulekindlaid konstruktsioonimaterjale, mis on oksüdeerivas keskkonnas süttimiskindlad, mis põhjustab mootorite maksumuse tõusu, nende stabiilsuse potentsiaalset langust, kui need puutuvad kokku turbiini labadesse siseneva oksüdeeriva gaasi voolu mikroosakestega. , mis raskendab väga töökindlate rakettmootorite loomist.

Praktikas kasutatakse gaasi genereerimise redutseerimisskeemi kõige sagedamini hapnik-vesinik rakettmootorites, kus kütus (vedel vesinik) ei sisalda süsinikku ja seetõttu puudub põhimõtteliselt tahma tekke oht. Tulevikus on võimalus kasutada raketikütusena küllastunud süsivesinike homoloogse seeria esimest liiget metaani (CH 4), milles süsinikusisaldus on minimaalne, mis teeb põhimõtteliselt võimalikuks selle tõhusa kasutamise gaasigeneraatorites. vähendamise skeemi.

Eespool esitatud LRE skeem on rakendatud vastavalt "gaas-vedelik" skeemile. Selle skeemi versiooni kohaselt on ette nähtud tööprotsessi korraldamine koos generaatorigaasi järelpõletusega.

Teises variandis saab generaatorigaasi järelpõletuse ehitada vastavalt skeemile "gaas - gaas". Selle skeemi peamine erinevus on kahe gaasigeneraatori olemasolu. Töötab üks gaasigeneraator oksüdatiivne skeem, teine ​​- taastav. Redutseeriva gaasi generaatorina on eelistatav kasutada vesinikku või minimaalse süsinikusisaldusega süsivesinikkütust (petrooleum jne) ning oksüdeeriva ainena vedelat hapnikku. Seega võimaldab vedela vesiniku lisamine raketikütuse koostisesse oluliselt vähendada süsiniku (tahma) kondenseerunud faasi eraldumist, tagades seeläbi redutseerimisgaasi generaatori töökindlama töötamise.

Gaasitootmisproduktid sisenevad oksüdeerivatesse ja redutseerivatesse gaasiturbiinidesse ning seejärel pärast turbiinide läbimist põlemiskambrisse, kus toimub nende lõplik koostoime koos komponentide vajaliku vahekorraga (vt joonis 2.21.).

Riis. 2.21. LRE pneumohüdrauliline skeem generaatorigaaside järelpõletusega.

1. ja 2. Kütuse- ja oksüdeerijapaagid, 3. ja 4. LPG gaas liigse kütusega ja LPG gaas liigse oksüdeerijaga, 5. ja 6. Kütuse- ja oksüdeerija pumbad, 7. ja 8. Kütuse ja oksüdeerija gaasiturbiinid, 9. ja 10. ventiilid, 11. põlemiskamber.

Sarnane skeem võib olla veidi erineva kujundusega, kui gaasigeneraatoreid on kaks. Liigse kütusega LPG tagab kütusepaagi survestamise. Teine gaasigeneraator toodab kõrgel temperatuuril oksüdeerivat gaasi, millest üks osa siseneb turbiini ja pärast turbiini põhipõlemiskambrisse. Teine - segisti väiksemat osa täiendatakse täiendava koguse oksüdeerijaga ja seda kasutatakse oksüdeerimispaagi täispuhumiseks.

Vesinik-hapnik mootori puhul kasutatakse tavaliselt gaasivaba ahelat (vt joon. 2.22.).

Joonis 2. 22. LRE gaasivaba skeem

1. Põlemiskamber, 2. tõmberegulaator, 3. Vedelvesiniku pump. 4. Vedelhapniku pump, 5. Pöörlemissageduse reduktor, 6. turbiin, 7. 8. ja 9. käivitamise sulgeventiilid, 10. süütesüsteemi ventiil.

Pneumohüdraulilise gaasigeneraatori skeemis näeb vedelkütuse rakettmootori töö ette järgmist tööjärjekorda. Paakide komponendid sisenevad sisselaskeklappide kaudu pumpade sisselaskeavasse. Mootori THA-l on kahevõlliline skeem paralleelsete võllidega ja reduktoriga. See on selle TNA oluline omadus. Vesiniku tsentrifugaalpump on paigaldatud turbiiniga samale võllile, sellel on kaks etappi ja aksiaalne sisselaskeava. Pumba esimene etapp on kruvi-tsentrifugaal. Kruvi-tsentrifugaalhapnikupump on valmistatud üheastmeliseks. Turbiin - aksiaalne kaheastmeline, juga.

Vedel hapnik läbi klapiploki elektromehaanilise suhteregulaatoriga pumbast siseneb segamispea õõnsusse. Lennu ajal võib komponentide suhe vastavalt paagi tühjendussüsteemi signaalidele varieeruda ± 10% piires. Pumbast saadav vesinik juhitakse torujuhtme kaudu kambri jahutustee sisselaskekollektorisse.

Pumbast tulev vedel vesinik siseneb kollektorisse, mis asub düüsi kriitilises osas. Kollektorist suunatakse vesinik mööda torude osa düüsi väljapääsuni, seejärel liigub see mööda torude teist osa pea lähedal asuvasse kollektorisse. Sellest kollektorist suunatakse tõmberegulaatorist turbiini gaasiline vesinik, mis kuumutatakse jahutusteel temperatuurini 200 K. Tõmberegulaator töötab põhimõttel, et osa vesinikust juhitakse turbiini väljalaskeavasse. Turbiinist väljuv vesinik läbi käivitusklapi siseneb gaasikanali kaudu segamispeasse. Kõiki põhiventiile juhitakse heeliumgaasiga juhtventiilide abil.

Diagrammil on näha ka klapid, mis tagavad mootori jahutussüsteemi töö enne käivitamist. Selline toiming on vajalik mootori normaalseks käivitamiseks krüogeensete komponentide abil. mida on vaja hüdrosüsteemide jaoks. Mahutite survestamine toimub gaasilise heeliumiga, mille tarnimine toimub spetsiaalses silindris.

Eespool käsitleti mitmeid LRE skeeme, milles HP-sid kasutatakse komponentide varustamiseks CS-i. Madala rõhu korral sisselaskeotsikutes võivad esineda seiskumisrežiimid, mida iseloomustab kavitatsiooni tekkimine pumpade labadevahelistes õõnsustes. Kõigis esitatud HP-ga varustatud vedelkütuse rakettmootorite pneumohüdraulilistes skeemides juhitakse paakidesse gaas koos komponentidega silindritest reduktorite kaudu, mis neid survestab. Sel juhul võiks eeldada, et pumpade sisselaskeava juures saavutatakse vajalik rõhk. Samal ajal on kruviga tsentrifugaalpumba normaalseks tööks vajalik rõhk paakides sageli lubamatult kõrge, mis toob kaasa paakide seina paksuse ja kaalu märgatava suurenemise. Märgitud puudust saab vältida, kui paakide väljalaskeavale paigaldatakse täiendav võimendi (võimendi) pumbaseade (BPU). HP peapumba töö tagava BHA paigaldamine võib oluliselt vähendada paakide survet ja sellest tulenevalt ka nende kaalu. Seetõttu on tänapäevase HEJ projekteerimine mõeldamatu ilma erinevate mitmeastmelise skeemi järgi paigutatud pumpade järjepideva kasutamiseta. Võimendite rolli saab täita tiivaga aksiaal (tigu) või reaktiivpump (ejektor).

Booster pumpamise seadmed (BPU), mida tavaliselt nimetatakse eelpumpadeks, asuvad komponendiga paagi vahetus läheduses, mis välistab hüdraulilised kaod, kui komponent suunatakse paagist BPU pumba sisselaskeavasse. Joonisel (vt. joon. 2.30).

Riis. 2.30. Võimendiseadmete diagrammid

Valik a). 1. Paak koos komponendiga, 2. tsentrifugaal-eelpump, 3. eelpumbaseadme vedelikuturbiin, 4. HP põhiturbiin, 5. HP pump.

Variant b). 1. Paak koos komponendiga, 2. eelpump, 3. eelpumbaseadme gaasiturbiin, 4. peamise HP pump.

Variant c). 1. Paak koos komponendiga, 2. joa eelpump (ejektor), 3. ejektori otsik, 4. HP põhipump, 5. Komponendi toitevoolik ejektori otsikusse.

Valiku "a" skeemil juhitakse hüdroturbiini BNA vedelikku kõrgsurve võetud HP pumbast. Pärast turbiinil töötamist naaseb vedelik survetorusse. Valiku “b” skeemis töötab gaasiturbiin põhivedelgaasi gaasil ja valiku “c” puhul toidab reaktiiv-eeljektori pump, samuti skeemi “a” variant. peamise HP pumba komponent.

Nagu ülaltoodud LRE-skeemide võimalike variantide tõhususe lühianalüüsist tuleneb, ei too rõhu tõus kambris kõigil juhtudel kaasa spetsiifilise impulsi suurenemist. LRE skeemide ehituse analüüsitud tunnused on rohkem seotud suurte ja eriti suure tõukejõuga mootorite skeemidega ning teatud määral ka keskmise tõukejõuga mootoritega. Joonisel (vt. Joon. 2.31.) on näidatud kambri ja LRE spetsiifiliste impulsside kvalitatiivne sõltuvus, mis on tehtud vastavalt nihkeskeemile, vastavalt "avatud" skeemile ja erinevate valikute "suletud" skeemidele.

Riis. 2.31. Spetsiifilise impulsi sõltuvus rõhust kambris

Graafiku analüüsist järeldub, et skeemi järgi tehtud mootorites vedelik - vedelik, rõhu suurenemisel suureneb kambri eriimpulss monotoonselt. Tulevikus aga suureneb mootori eriimpulss HP ajami gaasikulu suurenemise tõttu (vt joonis 2.26.) vaid teatud piirini. Suletud ahelate järgi ehitatud mootorite eriimpulsside suurenemine suureneb kambri rõhu suurenemisega, kuigi see on väga märkimisväärne.

Uue disainiga lennukile LRE variandi valimisel tuleks lisaks joonisel 2.18 kujutatud graafiku analüüsist saadud andmete kasutamisele arvestada ka sõltuvust, mida nimetatakse kõrguskarakteristikuks (joonis 2.32.).

Riis. 2.32. kõrguse omadus.

Pildi peal. 2.32. Esitatakse muutused mootori põhiparameetrites koos vasturõhu muutusega. Nagu jooniselt näha, on LRE kõrguskarakteristikute voog koos välisrõhu muutusega keskkondades võib jagada kaheks osaks: lööklaine I düüsi osa ja lööklaine P düüsi osa.

Otsiku hüppevaba tööga lõigul vähenevad tõukejõud ja eritõukejõud lineaarselt koos ümbritseva õhu rõhu suurenemisega. Sel juhul on tööprotsess kambris ja selle düüsis ümbritsevast rõhust sõltumatu. Teatud rõhul p kuni lööklaine siseneb kambri otsikusse - tõukejõu ja spetsiifilise tõukejõu muutumise lineaarsus on rikutud. Lööklainega düüsi töörežiimi tõukejõu ja spetsiifilise tõukejõu muutumise olemuse määrab lööklaine liikumise regulaarsus düüsi sügavusse ja rõhu taastumine lööklaine taga. Joonis 2.33. katkendlikud jooned näitavad vedelkütuse rakettmootori põhiparameetrite muutuse olemust, juhul kui lööklaine ei sisenenud düüsi ja düüsi kõigi rõhkude korral toimus gaasi tavaline paisumine. Alates hetkest, kui lööklaine siseneb otsikusse, suureneb löögi taga olev rõhk, kuna lööklaine tungib sügavale düüsi. Sarnast töörežiimi täheldatakse mandritevaheliste rakettide esimese astme LRE-s, mille rõhk düüsi väljalaskeava juures valitakse raketi trajektoori aktiivses lõigus keskmise maksimaalse eritõukejõu saamise tingimusest piisavalt väikeseks. või rakettide puhul Sarnast tüüpi raketi puhul valitakse mootori parameetrid trajektoori õhulõigu keskmise maksimaalse eritõukejõu saamise tingimusest. Seetõttu osutub nende rakettide puhul rõhk düüsi väljalaskeava juures üsna madalaks ja õhurõhk on piisav, et löök tungiks sügavale düüsi. Jooniselt on näha, et näidatud tingimustes parandab lööklainega düüsi töörežiim vedelkütuse rakettmootori omadusi.

Raketi versiooni jaoks, mille jaoks on vajalik tõukejõu muutmine lennu ajal, tuleb LRE teha drosselkarakteristikuga (vt joonis 2.33.).

Riis. 2.33. LRE-le iseloomulik drossel.

Nagu jooniselt nähtub, on veojõu suuruse muutmiseks vaja muuta komponentide voolukiirusi. Siiski tuleb meeles pidada, et voolukiiruse muutus saadakse düüside erinevuse korrigeerimisega vastavalt järgmisele avaldisele.

, (2.21.)

kus G on komponendi voolukiirus läbi düüsi,

Düüsi voolukiirus,

F f - düüsi düüsi väljalaskeosa pindala,

komponentide tihedus,

Düüsi rõhu langus.

Lisaks esitatud võimalustele on ahela täiustamise teiseks suunaks kolmekomponendilised rakettmootorid. Seda tüüpi LRE-s kasutatakse kütusena samaaegselt mõnda süsivesinikku (näiteks petrooleumi) ja vedelat vesinikku ning oksüdeerijana kasutatakse vedelat hapnikku. Kolmekomponendilised mootorid võimaldavad täielikult realiseerida ka erinevate raketikütuste tõhusa kasutamise võimaluse sama lennuki pardal. Ballistilised ja massiarvutused erinevate kütuste kasutamise efektiivsuse kohta kanderakettide, ballistiliste rakettide ja korduvkasutatavate kosmosesüsteemide tõukejõusüsteemides on suuresti määratud kasutatava raketikütuse omadustega. Nagu varem näidatud, määravad kütused LRE eriimpulsi väärtuse, mis on eriti oluline kanderaketti ülemiste astmete mootorite jaoks, samas kui esimesi etappe saab varustada mitte nii kõrge väärtusega LRE-ga, kuid samal ajal peaks kütuse tihedus olema maksimaalne.

Kolmekomponendilised mootorid võimaldavad tagada esimeste etappide töö minimaalse vesinikusisaldusega raketikütuses. See tähendab, et see näitab suurema tihedusega kütuse kasutamise otstarbekust. Raketilennu järgmistel etappidel on eelistatavam vesinik kui kütus, mis on energiamahukam ja väiksema tihedusega, kuna selle kasutamine toob kaasa raketimootori eriimpulsi suurenemise ja sellest tulenevalt kogu lennuki efektiivsus.

LRE suudab pakkuda vajalikke parameetreid ja omadusi, eeldusel, et pneumohüdraulisse (PGS) kuuluvad automaatsed ja mootori juhtseadmed. CGM-i üksuste kõige olulisemate funktsioonide hulgas on:

põlemiskambrisse tarnitavate komponentide suhte stabiliseerimine;

nõutava taseme või veojõu reguleerimise säilitamine;

· mootori ja selle põhiseadmete (põlemiskamber, HP, gaasigeneraator ja võimalusel ka mõned teised) töö kontrolli ja juhtimise tagamine, mis määravad selle üldise jõudluse.

Teatud tüüpi mootorite puhul saab esitatud loendit laiendada.

Nagu on korduvalt märgitud, ei ole selle õpetuse jaoks, järgides esitatud materjalide lühiduse tingimusi, võimalik esitada CGM-i võimalikke variante koos automaatika- ja juhtseadmete mootorite moodustavate vooluahelate kirjeldustega. Kirjanduslike allikate loendis saate märkida ainult selle küsimuse spetsiaalsete õppevahendite loetelu.

Küll aga esitatakse põhiüksuste skeemid ja kujunduslikud omadused.

Tõstes esile sõna "peamised" agregaadid, peavad autorid silmas ühikuid, mis annavad raketimootori olulisemad funktsionaalsed parameetrid ja omadused. Nende hulka kuuluvad põlemiskambrid, turbopumbad, gaasigeneraatorid. Need üksused määravad rakettmootori tüübi. Nende loomine nõuab kõige rohkem aega ja rahalisi kulutusi. Samas tuleb rõhutada, et põhiseadmete (ventiilid, regulaatorid jne) hulgas ei mainita LRE jõudluse ja mõnikord ka töökindluse määramise tähtsust. ) nõuab nende disainile ja arendamisele mitte vähem tähelepanu.

2.5.1. LRE põlemiskambrid

Põlemiskamber töötatakse välja teatud järjekorras. Esialgu, kui lähteülesanne ei ole konkreetselt ette nähtud, valitakse komponendid ja optimaalne rõhk CS-s CS konstruktsioon määratakse pärast gaasidünaamiliste arvutuste tegemist. Nende arvutuste tulemuste põhjal määratakse kompressorjaama geomeetrilised mõõtmed ja gaasidünaamiline profiil (vt joonis 2.34.).

Riis. 2.34. Põlemiskambri gaasidünaamiline profiil.

LRE CS kogeb äärmiselt suuri termilisi koormusi. Keskmise, suure ja väga suure tõukejõuga mootorite puhul tehakse peaaegu igat tüüpi komponentide jaoks CS välise jahutusega. Väikeste tõukejõukambrite puhul lahendatakse temperatuurikindluse küsimused, võttes arvesse iga kambri variandi ressurssi, kambri geomeetrilisi kontuure, tõmbejõudu ja muid eripärasid. Välise jahutusega valmistatud CS-i peamised konstruktsioonielemendid on näidatud joonisel (vt joonis 2.35.)

Riis. 2.35. Ühendatud kestadega põlemiskamber

1. Kambri korpus, 2. Segamispea, 3. Kambri silindriline osa, 4. Otsik, 5. Kambri ümbris, 6. Toiteklamber.

A. Kardinarihma sõlm, b. Jahuti (kütuse) toiteseade, c. Kaamera kinnitusklambrid

Joonisel 2.35. on jahutuskomponendi sisestamine kambrisärgi läbi viidud düüsi välisläbimõõdu lõigus. Ei ole ainus otsus. Tavaliselt valib projekteerija komponendi sisselaskekollektori paigaldamise, olenevalt mitmest põhjusest (düüsi laienemisaste, soov vähendada takistust mööda teed, tugevus jne).

Joonisel (vt. Joon. 2.36) on näidatud sisendsektsioonide asukoha valikud.

Riis. 2.36. Sektsioonide asukoha valikud jahutuskomponendi sisestamiseks kambri "särgi" kestadevahelisse pilusse.

A- düüsi väljapääsuosas. b.- düüsi väljalaskeosas ja keskmises osas, V– düüsi keskmises osas

Kaasaegsetes suure tõukejõuga mootorites kasutatakse kambri termilise stabiilsuse suurendamiseks mitmeid konstruktsioonimeetmeid, et vähendada põlemiskambri kõige kuumemate elementide temperatuuri.

Sellised meetmed hõlmavad järgmist:

regeneratiivjahutuse korraldamine suhteliselt külmade kütusekomponentide pumpamisega läbi jahutussärgi;

Niinimetatud "jahutuskardinate" kasutamine, mis on kambri kuumuse all kannatavate piirkondade spetsiaalsed tsoonid, mis on varustatud seadmetega ühe kütusekomponendi (tavaliselt kütuse) lisakoguse varustamiseks, et vähendada kohalikke soojusvooge;

· erimeetmete kasutamine kambri termiliselt kõige enam koormatud kriitilises osas (kestadevahelise pilu vähendamine, tulekindlate materjalide vahetükid düüsi kriitilises osas).

Välise jahutuse korraldamiseks reguleeritakse pilu suurust spetsiaalsete vahetükkide - ühendustega. Samuti tagavad need kambri tugevuse ja kambri sisemise kesta stabiilsuse, kui jahutuskomponendi rõhk "särgi" pilus ületab kambris oleva rõhu. Joonisel (vt. Joon. 2.30.) on kujutatud tänapäevastes CS-disainides kasutatavaid vahetükkide tüüpe. Vahetükid, välimised ja sisemised kestad on ühendatud jootmise teel, komponendis olevate riiulite jootekoostis ja säilitab seinte kuumutamisel tugevusomadused.

Riis. 2.37. CS-kestade sidemete tüübid.

A. gofreeritud vahetükk, b. soonikkoes sisemine kest, V. torukujuline kamber.

CS-i efektiivsuse tõstmisel on veel üks oluline asjaolu, mille tagab linkide sisseviimine CS-i disaini. LRE kambri keha kogeb märkimisväärset jõukoormust. Põlemisprotsess võib toimuda mitmekümne MPa tooterõhul. Sel juhul peab jahutuskomponendi rõhk kestadevahelises vahes olema alati suurem kui rõhk kambris. Vastasel juhul ei saa komponent CS-i siseneda. Järelikult võib kambri sisemine kest, olles välise rõhulanguse all, mis võrdub toiterõhu ja kambri rõhu vahega, kokku kukkuda – kaotada stabiilsuse. Ja kui see kambris käimasoleva protsessi käigus soojendatakse, on kesta materjali mehaanilised omadused vähenenud. Mootorite esimestel näidistel töötasid välimine ja sisemine kest üksteisest sõltumatult (vt. joon. 2.38.), mis välistas rõhu suurendamise võimaluse põlemiskambris.

Riis. 2.38. Mootori RD-1100 põlemiskamber

1. Süütesüsteemiga pihustiplokk, 2. iseseisvalt töötavad (ühendusteta) kambrikestad. 3 düüsi plokk.

Kaasaegsetes vedelkütuse rakettmootorites, nagu varem märgitud, teostatakse CS koos sellega seotud kestadega. Kui jahutuskomponent sisestatakse düüsi väljalaskeava juures olevasse "särgivahelisse" pilusse (kõige sagedamini teostatav skeem) (vt joonis 2.39.), määratakse suurim sisekestale mõjuv rõhulang. Selles jaotises on komponendi rõhk maksimaalne ja rõhk kambris on nullilähedane. Kambri kestade tugevuskindluse hindamine (kestade tugevus, sisekesta stabiilsus, sidemete tugevus ja muud asendid) tuleks anda seda asjaolu arvesse võttes.

Riis. 2.39. Koormuste jaotus piki kambri pikkust

Graafikul on kasutatud järgmisi tähistusi: pg - rõhk kambris, pf - jahutuskomponendi rõhk "kestadevahelises" pilus, tg - gaasi temperatuur kambris, t vrd. - keskmine, üle sisemise kesta paksuse, temperatuur, - rõhulangus düüsis, m jahe. on jahutuskomponendi massivoolukiirus, L on kambri pikkus.

Tuleb märkida, et selles juhendis toodud ühendusvõimalused, mis on tänapäevastes CS-konstruktsioonides kõige sagedamini kasutatavad, on kontrollitud paljude katsetega ja on end hästi tõestanud paljude erinevate mõõtmetega raudteemootorite näidiste töös.

Teine vahend kambri siseseinale avaldatava termilise mõju vähendamiseks on õhkkardina üksuste lisamine konstruktsiooni. Joonisel (vt. Joon. 2.40) on kujutatud õhkkardina sõlmede konstruktsioonilahenduste variandid, mille kaudu juhitakse põlevaineid, et tagada gaas-vedelik kile teke "jope" kesta sisepinnale.

Joon.2.40. Kambri õhkkardina valikud.

A – aukudega , b – piludega

LREMT põlemiskambreid iseloomustavad kahte tüüpi töörežiimid (vt joonis 3.7.). Stabiilse tööolekuga kambri puhul saab siseseina jahutussüsteemi valida äsja demonteeritud kambrite põhimõttel. Impulssrežiimil töötav LREMT variant võib kasutada kambri seina kaitsmiseks "mahtuvussüsteemiga" kambrit. See valik näeb ette ühe suurema paksuse ja täiendavate jäikusrõngastega (vt joonis 2.41.) ühe kesta (ilma "jahutussärgita") teostamise.

Riis. 2.41. Madala tõukejõuga rakettmootori põlemiskamber.

1. Kütuseklapi plokk, 2. Põlemiskamber, 3. Düüsi kinnitussõlm, 4. Düüsi otsik, 5. Süüti, 6. Kütuseklapi plokk.

Selline lahendus on vastuvõetav, kuna kambri töötamise vaheaegadel "puhkab" sein põlemisproduktide mõjust ja selle kuumutamine väheneb.

Eriti oluline sõlm on COPi juht. Pea põhjades on otsikud, mille kaudu komponendid kambrisse sisenevad. Düüside tüübid on disaini poolest märkimisväärselt erinevad. Joonisel (vt. joon. 2.42). antakse mõned garantiid reaktiiv-, tsentrifugaal- ja kahekomponendilistele düüsidele, mida kasutatakse "vedelik-vedelik" skeemi mootorites.

Riis. 2.42. Vedeliku düüsi valikud.

1. Eesmine põhi, 2. Keskmine alumine, 3. Kahekomponentne joa-düüsiotsik, 4. Ühekomponentne pöörisotsik, 5. Ühekomponentne tsentrifugaaldüüs, 6. Kahekomponentne tangentsiaalse auguga tsentrifugaaldüüs, 7. Vahehoidja varrukas.

Generaatorigaasi järelpõletusega skeemide järgi valmistatud mootoritel on kambripead varustatud gaasi-vedeliku düüsidega (joonis 2.43.).

Riis. 2 43. Gaasi-vedeliku otsikute variandid.

1. Eesmine põhi, 2. Keskmine põhi, 3. Jet-jet-düüs, 4.Jet-tsentrifugaaldüüs, 5.Jet-tsentrifugaaldüüs koos kruvikeerisega, 6. Kaheastmeline (kombineeritud) otsik: esimene aste on gaasi- vedelikujuga, teine ​​kaskaad on tangentsiaalsete aukudega vedeliku tsentrifugaalkaskaad.

Segamispea düüside valiku valib disainer mootorikambri - prototüübi - ja arvutuste tegemisel varem omandatud kogemuste põhjal. Düüside asukoha pea põhjas tingib disaineri soov saavutada komponentide parim põlemine ja vajadus luua efektiivne seinalähedane kütusekiht. Viimane nimetatud asenditest peaks tagama vastuvõetava režiimi kambri siseseina soojendamiseks (vt joonis 2.44).

Riis. 2.44. Düüside asukoha skeemid CS peadel

A - Düüside kärgstruktuuri paigutus.

1. Jet-tsentrifugaaldüüsid, 2. Tsentrifugaaldüüsid.

b - Düüside malepaigutus

1. Oksüdeerija otsik 2. Kütuseotsik.

V– Düüside paigutus kontsentrilistes ringides

1 Kahekomponentne otsik, 2. Ühekomponentne otsik

Jooniste arvestamisest järeldub, et olenemata düüside paigutusest segamispea põhjas, on vaja välisläbimõõdule moodustada usaldusväärne kütusedüüside kardin.

LRE CS-l on ka suur hulk mootori normaalseks tööks vajalikke sõlme. Need on komponentide sisend- ja väljundkollektorid, kardinarihma sõlmed, kambriosade (segamispea, silindrilised ja düüsisektsioonid) ühendussõlmed, käivitus- ja seiskamissõlmed, kronsteinid, mis edastavad veojõu lennukile jne. Kõik loetletud sõlmed peavad olema kavandatud, hinnatud arvutusi ja läbinud ka nende toimivust kinnitavad testid. Autorite soov selliseid CS loomise tunnuseid esile tõsta ei ole seotud vajadusega tagada esitletava õpetuse lühidus.

CS täiuslikkuse hindamist iseloomustab konkreetse impulsi täielikkuse koefitsient, mis määratakse järgmise avaldise abil:

, (2.22.)

kus: - spetsiifilise impulsi täielikkuse koefitsient,

Ma löön - eksperimentaalselt mõõdetud spetsiifiline impulss,

teoreetiline spetsiifiline impulss,

Protsessi täiuslikkuse koefitsient kambris,

Protsessi täiuslikkuse koefitsient kambri düüsis,

Projekteerimiskoefitsient määratakse statistiliste andmete põhjal, mis on saadud sarnastel komponentidel töötavate mootorite katsete käigus. Tavaliselt on selle koefitsiendi väärtus 0,96 ... 0,99.

Düüsikoefitsient () arvutatakse, võttes arvesse hõõrdekadusid () ja kadusid, mis tulenevad düüsi väljalaskeava () ebaühtlasest voolukiiruste väljast. Lisaks võetakse arvesse täiendavaid kadusid (), mis on seotud düüsi voolu jahutamise, tasakaalustamatuse astme ja muuga:

. (2.23.)

Üldjuhul vastavad loetletud koefitsientide arvväärtused järgmistele piiridele: = 0,975 ... 0,999, = 0,98 ... 0,99 ja = 0,99 ... 0,995. Sel juhul on väärtus = 0,945 ... 0,975.

Võttes arvesse antud väärtusi, võib konkreetse impulsi täielikkuse väärtus olla vahemikus 0,9 kuni 0,965.

2.5.2. Vedelgaasi generaatorid (LGG).

Kambrisiseste protsesside struktuursed lahendused ja omadused sõltuvad suuresti sellest, kas ZhGG on paigaldatud "avatud" või "suletud" skeemiga LRE-le. "Avatud" skeemi mootorite puhul tehakse CGG-d rõhuga, mis on lähedane peamise CS rõhkudele. "Suletud" ahela LPGG mootorid tagavad turbiini töövedelikule (põlemisproduktidele) rõhu, mis on oluliselt kõrgem kui rõhk peamises CS-s. Siiski töötavad kasvuhoonegaasid, nii oksüdeerivad kui ka redutseerivad võimalused, komponentide suhtega, mis on palju madalam kui CS jaoks määratud. Järelikult erinevad ka temperatuurid, mille juures protsess gaasigeneraatori kambrites toimub, oluliselt protsessi temperatuuridest CS-s.

LRE kasutab kahekomponentset ja ühekomponentset LPG-d. Kõige laialdasemalt kasutatavad on kahekomponendilised ZHGG-d. Generaatorigaasi järelpõletusega mootorite puhul kasutatakse kahekomponentseid LGG-sid loomulikult kõige loomulikumate mootoritena. Võib märkida, et märkimisväärne osa JGG selle variandi projekteerimise ja arendamise iseärasustega seotud küsimustest lahendatakse vastavalt CC jaoks vastuvõetud seisukohtadele. Düüsi segamispea ja nende asukoht pea põhjadel valmistatakse vastavalt skeemidele, mida kasutatakse CS-i sarnaste lahenduste valimisel. Samal ajal, võttes arvesse suhteliselt madalat temperatuuri taset GGG kambris, kasutatakse tavaliselt seina jahutamata versiooni. Joonisel (vt joonis 2.45) on kujutatud kahekomponendilise ZHGG põhiosa, üks kodumaistest mootoritest.

Riis. 2.45. Kahekomponendiline JGG

Sarnast ZHGG versiooni kasutati mootori RD-111 osana.Joonisel olevad nooled näitavad komponentide sisendi liitmikke.

Ühekomponendiliste gaasigeneraatorite väljatöötamine toimub muude põhimõtete järgi. Lähiminevikus kasutati selliste gaasigeneraatorite jaoks komponendina vesinikperoksiidi (H 2 O 2). Gaasigeneraatori kambris asus spetsiaalne aine (katalüsaator), mille vesinikperoksiidi interaktsioon viis kõrge temperatuuriga veeauru ja gaasilise hapniku tekkeni (720–1030 K kontsentratsiooniga 80% ja 90%). vastavalt). Joonisel (vt. joon. 2.46) on kujutatud SGG (nn. gaasigeneraator, mis toodab auru kui turbiini töövedelikku), mille Energomash töötas välja RD-107 LPRE ja selle modifikatsioonide jaoks.

Riis. 2.46. Ühekomponentne vedelgaasi generaator.

1. komponentide sisselaskeliitmik, 2. katalüsaatoripaketid, 3 auru väljalasketoru

Komponent - vesinikperoksiid - ei ole ainus komponent, mida saab turbiini töövedeliku saamiseks gaasistada. Eriti arvestades, et kõrge kontsentratsiooniga vesinikperoksiid ei ole ladustamise ajal piisavalt stabiilne, on soovitatav kasutada muid komponente. Hüdrasiini ja ebasümmeetrilist dimetüülhüdrasiini (UDMH) võib kasutada sellisena, kuid mille jaoks on sarnaselt vesinikperoksiidiga vaja spetsiaalseid katalüsaatoreid.

2.5.3. turbopumbaüksus (TNA),

TNA määrab suuresti rakettmootori energiaomadused. HP põhikomponentide, turbiinide ja pumpade täiuslikkuse tase on kaasaegsete disainilahenduste loomisel alati mootoriarendajate tähelepanu all. CS ja ZGG disainerite jaoks määravad komponentide põlemise täielikkuse tagamise, osade ja sõlmede temperatuurikindluse ja tugevuse tagamise küsimused loodud LRE edasise töö edukuse. HEJ loomisega tegeleva spetsialisti jaoks on põhiküsimused järgmised: turbiini ja pumpade efektiivsuse suurendamine, nende osade (turbiini labad ja ketas, pumba tiivikud, korpused, võll) tugevus, tihendite töökindlus ja mitmed teistest, mis määravad HPP töökindluse ja täiuslikkuse. Loetletud positsioonide edukas lahendamine suurendab eritõukeimpulssi, vähendab HP ja mootori erikaalu. HP parameetrite ja omaduste edasisel kaalumisel on näha, et ülaltoodud asendid sõltuvad otseselt sellisest parameetrist nagu rootori kiirus (süsteem on "turbiin, pumbad, võll").

HP arendamise lähteandmeteks on komponentide tüübid, nõuded kuludele ja survetele, ressurss ja muud LRE nõuetest tulenevad andmed. Projekteerimisuuringud võimaldavad teha järeldusi töövedeliku voolukiiruste ja parameetrite kohta, et luua pumpade käitamiseks vajalik turbiini võimsus. Nende tööde tegemisel määratakse kindlaks: HP põhipaigutus, rootori kiirus, tihendussüsteemid ja lõpuks selle massiomadused.

TNA loomise töös võtab arendaja arvesse kohustuslikke nõudeid, millest ta juhindub:

· põhiparameetrite (mootori paigutuse nõuetest tulenevad HP kinnitusdetailide mõõtmed, mass ja osad) ja karakteristikute pakkumine antud ressursi jooksul;

mootoris kasutamiseks paigaldatud komponentide nõutavate voolukiiruste ja rõhkude tagamine;

· ametikohtade väljaselgitamine, mis näevad ette väljatöötatud valimi ligikaudse maksumuse.

Edasises töös rakettmootori loomisega võidakse kehtestada lisanõudeid.

Peamiste positsioonide hulgas, mis määravad HEJ konstruktiivse välimuse ja parameetrid, tuleks arvestada HEJ paigutusskeemidega. Võimalikud valikud skeemid on näidatud joonisel (vt joonis 2.47).

Riis. 2.47. TNA paigutusskeemid

a, b Ja V -ühe rootoriga TNA, G. - mitme rootoriga TNA

Aktsepteeritud nimetused: AGA - oksüdeerija pumbad, maagaasi - kütusepumbad.

Nagu joonise kaalumisest järeldub, on paigutusskeemide võimalused erinevad, olenemata sellest, kas edasiseks arendamiseks valitakse käigukastita skeem või käigukastiga skeem. Käigukäiguta ahelaga ei ole sageli võimalik valida ühtset optimaalset pöörete arvu turbiinile ja igale pumbale. Käiguahelaga HP on aga alati halvimate massiomadustega. Kaasaegsed keskmise, suured ja väga suured vedelad rakettmootorid, kui HP ligikaudse massi saab arvutada järgmise avaldise abil:

Joonisel (vt. Joon. 2.48) on kujutatud TPU plokkskeeme, kahepoolse pumpade paigutusega ja ühepoolselt. Diagrammid näitavad ülalnimetatud sõlme.

Riis. 2.48. TNA struktuuriskeemid

1. Kütusepumbad, 2. Turbiinid, 3. ja 4. Pumba ja turbiini sisemised tihendid, 5. Oksüdeerija pump, 6. Hüdrodünaamiline tihend, 7. Vahetihend.

Kasutatakse LRE keskmist, suurt ja väga suurt tõukejõudu gaasiturbiinid mida juhivad tsentrifugaalpumbad. Paigutuse valikud sõltuvad LRE valikute omadustest, nagu komponentide tüüp, HPT käivitussüsteem, turbiini siseneva toote omadused ja muu. Ka HP konstruktiivne välimus erineb disaineri enda äranägemise järgi määratud eralahendustest.Joonistel (vt joonis 2.48 ja 2.49) on näidatud HP tüübid, mille puhul komponentide tarnimine toimub ühepoolsete ja kahepoolsed sisendid.

Riis. 2.42. THA pumpadega, komponentide ühepoolsete sisenditega

1. Väljalaskekollektori äärik, 2. Turbiin, 3. Sisselasketoru koos teoga, 4. Kütusepumba sisselasketoru, 5. Vedru, 6. Kütusepumba väljalaskeäärik, 7. Oksüdeerija pumba korpus koos teoga, 8. Sisselasketoru ääriku kütusepump .

TPU-s on pumba korpused valmistatud eelpumpadega (kruvidega), mis tagavad rõhu tõusu peamiste, ühepoolsete tiivikute ees olevas sisendis. Sarnane võimendusseadme versioon välistab kavitatsiooni esinemise pumba töö ajal.

Riis. 2.50. THA pumpadega, komponentide kahepoolsete sisenditega

1. Kütusepumba sisselasketoru äärik, 2. Oksüdeerija pumba sisselasketoru, 3. Pyrostarer, 4. Äärik töövedeliku tarnimiseks turbiini, 5. Turbiin, 6. Turbiini väljalaskekollektor.

Esitatud tüüpi HP on valmistatud kaheastmelise gaasiturbiini ja kahe tsentrifugaalpumbaga. Pumpadel on kahepoolsed komponentide sisselaskeavad. THA disain on kujundatud kahe võlliga, mis on ühendatud vedruga. Samale võllile on oma kahe laagri ja tihendiga paigaldatud turbiin ja tsentrifugaaloksüdeerija pump. Teisel võllil, samuti oma laagrite ja tihenditega, on kütusepump. Laagrite jõudlust toetab määre, mis täidetakse HP monteerimise käigus laagriõõnsustesse. Rootori üks ja teine ​​osa on paigaldatud eraldi korpustesse, mis on omavahel ühendatud naastudega.

HPP LRE-des kasutatakse tavaliselt tsentrifugaalpumpasid.HP-pumpade puhul on väga olulised kavitatsioonivastased omadused, millest sõltub erosioonne mõju pumba vooluosale, aga mis kõige tähtsam - kõigi parameetrite häirimise võimalus, stabiilsus millest määrab kogu LRE nõutud ülesannete täitmise. Pumba kavitatsioonivastaste omaduste suurenemine on tagatud spetsiaalsete seadmete kasutamisega, mille mõned skeemid olid eelnevalt toodud joonisel 2.23. Kuid kõige laiemalt kasutatakse HP loomise praktikas kruvi tsentrifugaalpumpasid.

Näiteks joonisel (vt joonis 2.51) on kujutatud hapnikukruvi tsentrifugaalpumba konstruktsioon.

Joon.2.51. Kruviga tsentrifugaalpump.

1. Korpuse kate, 2. Laager, 3. Pumba tiivik, 4. Pumba korpus. 5. Tigu, 6. Laager.

Pumba efektiivsus sõltub kadude vähendamisest, mille hulgas on peamised:

komponendi vool kõrgsurveõõnsusest (sisend tiivikust) sisselaskeõõnde;

komponendi hõõrdumine vastu pumba sisemiste õõnsuste seinu;

hõõrdumine tihendites, laagrites.

Loetletud pumba efektiivsuskaod on hinnangulised:

komponentide tihedus,

Komponendi mahu vool,

H on pumba poolt tekitatud rõhk,

N n - pumba tegelik võimsus.

Tavaliselt on LRE-pumpade efektiivsus vahemikus 0,5 ... 0,8,

Lisaks märgitud sätetele on joonistel (vt. Joon. 2.52.) näidatud ka teiste võimendusseadmete - string-eelpumpade (ejektorite) - konstruktsioonid.

Joon.2.52. Reaktiivseadme (ejektori) konstruktsioon.

A- paljude aukudega ejektor. 1. Ejektori korpus, 2. Ümbermõõtu võrdsete vahedega komponentide sisselaskeavad, 3. komponendi sisselaskeotsik. b- ejektor koos düüside komplektiga. 1. Komponentide toitetoru, 2. Düüsid, 3. Ejektori korpus.

Madala efektiivsuse tõttu on reaktiivpumpasid soovitatav kasutada järelpõletusega mootorites, kuna turbiini võimsuse suurenemine kõrge rõhu all oleva aktiivse vedeliku ejektorisse suunamisel praktiliselt ei vähenda vedelkütuse rakettmootori energiaomadusi. Pildi peal. 2.52, A ejektori konstruktsioon kaheteistkümne düüsiga, mis paiknevad ümber segamiskambri ümbermõõdu väljalaskenurgaga 18°. Kui aktiivse vedeliku ja väljastatava vedeliku voolukiiruse suhe on kuni 25 %, peavoolu pea suureneb oluliselt. Sellise seadme efektiivsus optimaalses režiimis ei ulatu aga rohkem kui 0,15-ni. 0,08–0,2 kasuteguriga ejektorite madalrõhuvõimsus piirab nende kasutamist tänapäevastes HPL rakettmootorites.