Conversazioni sui motori a razzo. Motori a propellente solido ea razzo liquido Pressione del motore a razzo

1) Studio dello schema e principio di funzionamento di un motore a razzo a propellente liquido (LRE).

2) Determinazione della variazione dei parametri del fluido di lavoro lungo il percorso della camera LRE.

1. INFORMAZIONI GENERALI SU LRE

2.1. La composizione del motore a razzo

Il motore a reazione è chiamato dispositivo tecnico, che crea spinta a seguito della scadenza del fluido di lavoro da esso. I motori a reazione forniscono l'accelerazione dei veicoli in movimento vari tipi.

Un motore a razzo è un motore a reazione che utilizza solo le sostanze e le fonti di energia immagazzinate a bordo di un veicolo in movimento.

Un motore a razzo a propellente liquido (LRE) è un motore a razzo che utilizza carburante (fonte di energia primaria e fluido di lavoro) che si trova in uno stato liquido di aggregazione per il funzionamento.

LRE è generalmente costituito da:

2- gruppi turbopompa (TPU);

3- generatori di gas;

4 condotte;

5- unità di automazione;

6- dispositivi ausiliari

Uno o più motori a razzo a propellente liquido, unitamente a un sistema pneumatico-idraulico (PGS) per l'alimentazione di carburante alle camere del motore e alle unità ausiliarie dello stadio a razzo, costituiscono un sistema di propulsione a razzo a propellente liquido (LPRE).

Come propellente liquido (LFR), vengono utilizzate una o più sostanze (ossidante, carburante) in grado di formare prodotti di combustione (decomposizione) ad alta temperatura a seguito di reazioni chimiche esotermiche. Questi prodotti sono il corpo di lavoro del motore.

Ogni camera LRE è composta da una camera di combustione e un ugello. Nella camera LRE, l'energia chimica primaria del combustibile liquido viene convertita nell'energia cinetica finale del fluido di lavoro gassoso, a seguito della quale viene creata la forza reattiva della camera.

Un'unità turbopompa separata dell'LRE è costituita da pompe e una turbina che le aziona. TNA fornisce la fornitura di componenti di combustibile liquido alle camere e ai generatori di gas della LRE.

Il generatore di gas LRE è un'unità in cui il combustibile principale o ausiliario viene convertito in prodotti di generazione di gas utilizzati come fluido di lavoro della turbina e fluidi di lavoro del sistema di pressurizzazione per serbatoi con componenti LRE.

Il sistema di automazione LRE è un insieme di dispositivi (valvole, regolatori, sensori, ecc.) di vario tipo: elettrici, meccanici, idraulici, pneumatici, pirotecnici, ecc. Le unità di automazione provvedono all'avvio, al controllo, alla regolazione e allo spegnimento dell'LRE.

Parametri LRE

I principali parametri di trazione del LRE sono:

La forza reattiva del LRE - R è il gas risultante e le forze idrodinamiche che agiscono sulle superfici interne del motore a razzo durante il deflusso di materia da esso;

Spinta LRE - R - la risultante della forza reattiva dell'LRE (R) e di tutte le forze di pressione ambiente, che agiscono sulle superfici esterne del motore ad eccezione delle forze di resistenza aerodinamica esterna;

Impulso di spinta LRE - I - integrale della spinta LRE nel tempo del suo funzionamento;

L'impulso di spinta specifico dell'LRE - I y - il rapporto tra spinta (P) e consumo di carburante di massa () dell'LRE.

I principali parametri che caratterizzano i processi che avvengono nella camera LRE sono la pressione (p), la temperatura (T) e la portata (W) dei prodotti della combustione (decomposizione) del combustibile liquido per missili. In questo caso sono evidenziati i valori dei parametri all'ingresso dell'ugello (indice di sezione “c”), nonché nelle sezioni critiche (“*”) e di uscita (“a”) dell'ugello.

Il calcolo dei valori dei parametri in varie sezioni del tratto dell'ugello LRE e la determinazione dei parametri di spinta del motore vengono eseguiti secondo le corrispondenti equazioni della termogasdinamica. Una metodologia approssimativa per tale calcolo è discussa nella Sezione 4 di questo manuale.

1. SCHEMA E PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO LRE "RD-214"

3.1. Caratteristiche generali di LRE "RD-214"

Il motore a razzo a propellente liquido RD-214 è stato utilizzato nella pratica domestica dal 1957. Dal 1962 è stato installato sul 1 ° stadio dei veicoli di lancio multistadio Kosmos, con l'aiuto del quale molti satelliti delle serie Kosmos e Interkomos sono stati lanciati in orbite vicine alla Terra.

LRE "RD-214" ha un sistema di alimentazione del carburante a pompaggio. Il motore funziona con un ossidante di acido nitrico altobollente (una soluzione di ossidi di azoto in acido nitrico) e combustibile idrocarburico (prodotti della lavorazione del cherosene). Per il generatore di gas viene utilizzato un componente speciale: perossido di idrogeno liquido.

I parametri principali del motore hanno i seguenti significati:

Spinta nel vuoto R p = 726 kN;

L'impulso specifico di spinta nel vuoto I yn = 2590 N×s/kg;

Pressione del gas nella camera di combustione p k = 4,4 MPa;

Grado di espansione del gas nell'ugello e = 64

LRE "RD-214", (Fig. 1) è costituito da:

Quattro camere (pos. 6);

Un gruppo turbopompa (TPU) (pos. 1, 2, 3, 4);

Generatore di gas (pos. 5);

tubatura;

Unità di automazione (pos. 7, 8)

Il THA del motore è costituito da una pompa ossidante (pos. 2), una pompa del carburante (pos. 3), una pompa perossido di idrogeno (pos. 4) e una turbina (pos. 1). I rotori (parti rotanti) delle pompe e della turbina sono collegati da un unico albero.

Le unità e le unità che forniscono la fornitura di componenti alla camera del motore, al generatore di gas e alla turbina sono combinate in tre sistemi separati: linee:

Sistema di alimentazione dell'ossidante

sistema di alimentazione del carburante

Sistema di generazione di vapore e gas di perossido di idrogeno.

Fig. 1. Schema di un motore a razzo a propellente liquido

1 - turbina; 2 – pompa ossidante; 3 - pompa del carburante;

4 – pompa perossido di idrogeno; 5 – generatore di gas (reattore);

6 – camera motore; 7, 8 - elementi di automazione.

3.2. Caratteristiche delle unità LRE "RD-214"

3.2.1. Camera LRE

Quattro camere LRE sono collegate in un unico blocco lungo due sezioni con l'ausilio di bulloni.

Ciascuna camera LRE (pos. 6) è costituita da una testa di miscelazione e da un alloggiamento. La testa di miscelazione comprende fondi superiore, centrale e inferiore (cottura). Tra il fondo superiore e quello centrale si forma una cavità per l'ossidante e tra il fondo centrale e quello del fuoco si forma una cavità per il combustibile. Ciascuna delle cavità è collegata al volume interno dell'alloggiamento del motore tramite i corrispondenti iniettori.

Nel processo di funzionamento LRE, i componenti del combustibile liquido vengono forniti, spruzzati e miscelati attraverso la testa di miscelazione e i suoi ugelli.

Il corpo della camera LRE comprende parte della camera di combustione e dell'ugello. L'ugello del motore a razzo a propellente liquido è supersonico, ha parti convergenti e divergenti.

L'alloggiamento della camera LRE è a doppia parete. Le pareti interna (fuoco) ed esterna (potenza) del corpo sono interconnesse da distanziatori. Allo stesso tempo, con l'aiuto di distanziatori, si formano canali del percorso di raffreddamento del liquido dell'alloggiamento tra le pareti. Il carburante viene utilizzato come refrigerante.

Durante il funzionamento del motore, il carburante viene fornito al percorso di raffreddamento attraverso speciali tubi collettori situati all'estremità dell'ugello. Superato il percorso di raffreddamento, il combustibile entra nella corrispondente cavità della testa di miscelazione e viene introdotto attraverso gli ugelli nella camera di combustione. Contemporaneamente, attraverso un'altra cavità della testa di miscelazione e dei relativi ugelli, un ossidante entra nella camera di combustione.

Nel volume della camera di combustione avviene la spruzzatura, la miscelazione e la combustione dei componenti del combustibile liquido. Di conseguenza, si forma un fluido di lavoro gassoso ad alta temperatura del motore.

Quindi, nell'ugello supersonico, l'energia termica del fluido di lavoro viene convertita nell'energia cinetica del suo getto, al termine del quale viene creata la spinta LRE.

3.2.2. Generatore di gas e gruppo turbopompa

Il generatore di gas (Fig. 1, pos. 5) è un'unità in cui il perossido di idrogeno liquido viene convertito in un fluido di lavoro vaporoso ad alta temperatura della turbina a seguito della decomposizione esotermica.

L'unità turbopompa fornisce l'alimentazione di pressione dei componenti del combustibile liquido alla camera e al generatore di gas del motore.

La PTA consiste in (Fig. 1):

Pompa ossidante centrifuga a vite (pos. 2);

Pompa benzina centrifuga a vite (pos. 3);

Pompa centrifuga perossido di idrogeno (elemento 4);

Turbina a gas (pos. 1).

Ogni pompa e turbina ha uno statore fisso e un rotore rotante. I rotori di pompe e turbine hanno un albero comune, costituito da due parti, collegate da una molla.

La turbina (pos. 1) funge da azionamento della pompa. Gli elementi principali dello statore della turbina sono l'alloggiamento e l'apparato dell'ugello, e gli elementi principali del rotore sono l'albero e la girante con pale. Durante il funzionamento, il gas vapore di perossido viene fornito alla turbina dal generatore di gas. Quando il gas vapore passa attraverso l'apparato dell'ugello e le pale della girante della turbina, la sua energia termica viene convertita in energia meccanica di rotazione della ruota e dell'albero del rotore della turbina. I vapori di scarico vengono raccolti nel collettore di uscita della carcassa della turbina e scaricati in atmosfera attraverso appositi ugelli di scarico. Questo crea una spinta aggiuntiva LRE.

Le pompe per comburente (pos. 2) e combustibile (pos. 3) sono di tipo centrifugo a vite. Gli elementi principali di ciascuna delle pompe sono l'alloggiamento e il rotore. Il rotore ha un albero, una coclea e una ruota centrifuga con lame. Durante il funzionamento, l'energia meccanica viene fornita dalla turbina alla pompa attraverso un albero comune, che assicura la rotazione del rotore della pompa. Come risultato dell'azione delle pale della vite e della ruota centrifuga sul liquido (componente del carburante) pompato dalle pompe, l'energia meccanica di rotazione del rotore della pompa viene convertita in energia potenziale della pressione del liquido, che garantisce l'erogazione di il componente alla camera del motore. Una coclea davanti alla girante centrifuga della pompa è installata per aumentare preliminarmente la pressione del liquido all'ingresso dei canali interlame della girante al fine di evitare l'ebollizione a freddo del liquido (cavitazione) e l'interruzione della sua continuità. Disturbi nella continuità del flusso del componente possono causare instabilità del processo di combustione del carburante nella camera del motore e, di conseguenza, l'instabilità dell'LRE nel suo complesso.

Una pompa centrifuga (pos. 4) viene utilizzata per fornire perossido di idrogeno al generatore di gas. Il consumo relativamente basso del componente crea le condizioni per il funzionamento senza cavitazione di una pompa centrifuga senza installare una prepompa a vite davanti ad essa.

3.3. Il principio del motore

L'avvio, il controllo e l'arresto del motore vengono eseguiti automaticamente mediante comandi elettrici dalla scheda del razzo ai corrispondenti elementi di automazione.

Per l'accensione iniziale dei componenti del carburante, viene utilizzato uno speciale carburante di avviamento, autoinfiammabile con un ossidante. Il carburante iniziale riempie inizialmente una piccola sezione della tubazione davanti alla pompa del carburante. Al momento del lancio dell'LRE, il carburante di avviamento e l'ossidante entrano nella camera, si accendono spontaneamente e solo allora i componenti principali del carburante iniziano ad entrare nella camera.

Durante il funzionamento del motore, l'ossidante passa in sequenza attraverso gli elementi e i gruppi della linea (sistema), tra cui:

valvola divisoria;

Pompa ossidante;

Valvola ossidante;

Motore della camera della testa di miscelazione.

Il flusso di carburante scorre attraverso la linea, tra cui:

Valvole divisorie;

pompa di benzina;

Collettore e percorso per il raffreddamento della camera del motore;

camera della testa di miscelazione.

Il perossido di idrogeno e il gas vapore risultante passano in sequenza attraverso gli elementi e le unità del sistema di generazione di vapore e gas, tra cui:

valvola divisoria;

Pompa di perossido di idrogeno;

Riduttore idraulico;

generatore di gas;

Apparecchi per ugelli a turbina;

Pale per giranti di turbine;

collettore turbina;

Ugelli di scarico.

Come risultato della fornitura continua di componenti del carburante da parte dell'unità turbopompa alla camera del motore, della loro combustione con la formazione di un fluido di lavoro ad alta temperatura e dell'espirazione del fluido di lavoro dalla camera, viene creata la spinta LRE.

La variazione del valore di spinta del motore durante il suo funzionamento viene fornita variando la portata di perossido di idrogeno fornita al generatore di gas. Ciò modifica la potenza della turbina e delle pompe e, di conseguenza, l'alimentazione dei componenti del carburante alla camera del motore.

Lo spegnimento dell'LRE viene eseguito in due fasi con l'ausilio di elementi di automazione. Dalla modalità principale, il motore passa prima alla modalità di funzionamento finale con meno spinta e solo allora viene completamente spento.

1. METODOLOGIA DEL LAVORO

4.1. Ambito e ordine di lavoro

Nel corso del lavoro, vengono eseguite in sequenza le seguenti azioni.

1) Lo schema del motore a razzo RD-214 è allo studio. Vengono considerati lo scopo e la composizione dell'LRE, il design delle unità, il principio di funzionamento del motore.

2) Vengono misurati i parametri geometrici dell'ugello LRE. Si trova il diametro delle sezioni di ingresso ("c"), critica ("*") e di uscita ("a") dell'ugello (D c, D * , D a).

3) Viene calcolato il valore dei parametri del fluido di lavoro LRE nelle sezioni di ingresso, critica e uscita dell'ugello LRE.

Sulla base dei risultati dei calcoli, viene costruito un grafico generalizzato della variazione di temperatura (T), pressione (p) e velocità (W) del fluido di lavoro lungo il percorso dell'ugello (L) dell'LRE.

4) I parametri di spinta del motore a razzo a propellente liquido sono determinati nella modalità di funzionamento progettuale dell'ugello ().

4.2. Dati iniziali per il calcolo dei parametri del motore a razzo "RD-214"

Pressione del gas nella camera (vedi opzione)

Temperatura dei gas nella camera

Costante dei gas

Esponente isentropico

Funzione

Si presume che i processi nella camera procedano senza perdite di energia. In questo caso, i coefficienti di perdita di energia rispettivamente nella camera di combustione e nell'ugello sono

Viene calcolata la modalità di funzionamento dell'ugello (indice " R»).

La misura determina:

Diametro della gola dell'ugello ;

Diametro uscita ugello .

4.3. Sequenza di calcolo dei parametri LRE

UN) I parametri nella sezione di uscita dell'ugello ("a") sono determinati nella seguente sequenza.

1) Zona di uscita dell'ugello

2) Zona della gola dell'ugello

3) Grado geometrico di espansione del gas

Qual è la prima cosa che ti viene in mente quando senti la frase "motori a razzo"? Naturalmente, lo spazio misterioso, i voli interplanetari, la scoperta di nuove galassie e il bagliore seducente di stelle lontane. In ogni momento il cielo ha attratto le persone a sé, pur rimanendo un mistero irrisolto, ma la creazione del primo razzo spaziale e il suo lancio hanno aperto nuovi orizzonti di ricerca per l'umanità.

I motori a razzo sono essenzialmente normali motori a reazione con una caratteristica importante: non usano l'ossigeno atmosferico come ossidante del carburante per creare la spinta del getto. Tutto ciò che è necessario per il suo funzionamento si trova direttamente nel suo corpo o nei sistemi di ossidazione e alimentazione del carburante. È questa caratteristica che consente di utilizzare i motori a razzo nello spazio.

Esistono molti tipi di motori a razzo e differiscono tutti in modo sorprendente l'uno dall'altro non solo per le caratteristiche del design, ma anche per il principio di funzionamento. Ecco perché ogni tipo deve essere considerato separatamente.

Tra le principali caratteristiche prestazionali dei motori a razzo, viene prestata particolare attenzione all'impulso specifico: il rapporto tra la spinta del getto e la massa del fluido di lavoro consumato per unità di tempo. Il valore dell'impulso specifico riflette l'efficienza e l'economia del motore.

Motori a razzo chimici (CRD)

Questo tipo di motore è attualmente l'unico ampiamente utilizzato per i lanci spaziali. navicella spaziale Inoltre, ha trovato applicazione in industria militare. I motori chimici sono divisi in combustibili solidi e liquidi a seconda dello stato di aggregazione del carburante per missili.

Storia della creazione

I primi motori a razzo erano a propellente solido e apparvero diversi secoli fa in Cina. A quel tempo avevano poco a che fare con lo spazio, ma con il loro aiuto era possibile lanciare missili militari. Il combustibile utilizzato era solo una polvere, simile nella composizione alla polvere da sparo percentuale i suoi componenti sono stati modificati. Di conseguenza, durante l'ossidazione, la polvere non è esplosa, ma si è gradualmente bruciata, rilasciando calore e creando una spinta del getto. Tali motori furono perfezionati, migliorati e migliorati con successo variabile, ma il loro impulso specifico rimase ancora piccolo, cioè il design era inefficiente e antieconomico. Presto apparvero nuove specie combustibile solido, consentendo di ottenere un maggiore impulso specifico e sviluppare una maggiore trazione. Scienziati dell'URSS, degli Stati Uniti e dell'Europa hanno lavorato alla sua creazione nella prima metà del XX secolo. Già nella seconda metà degli anni '40 fu sviluppato un prototipo di carburante moderno, utilizzato ancora oggi.

Il motore a razzo RD-170 funziona a combustibile liquido e un ossidante.

I motori a razzo liquido sono un'invenzione di K.E. Tsiolkovsky, che li propose come propulsore per un razzo spaziale nel 1903. Negli anni '20, negli Stati Uniti iniziarono i lavori per la creazione di un motore a razzo, negli anni '30 - in URSS. Già all'inizio della seconda guerra mondiale furono creati i primi campioni sperimentali e, dopo la sua fine, LRE iniziò a essere prodotto in serie. Sono stati utilizzati nell'industria militare per equipaggiare missili balistici. Nel 1957, per la prima volta nella storia dell'umanità, fu lanciato un satellite artificiale sovietico. Per lanciarlo è stato utilizzato un razzo equipaggiato con le ferrovie russe.

Il dispositivo e il principio di funzionamento dei motori a razzo chimico

Un motore a propellente solido contiene nel suo corpo carburante e un ossidante in uno stato solido di aggregazione, e il contenitore del carburante è anche una camera di combustione. Il combustibile è solitamente sotto forma di un'asta con un foro centrale. Durante il processo di ossidazione, l'asta inizia a bruciare dal centro verso la periferia ei gas ottenuti dalla combustione fuoriescono dall'ugello formando una spinta. Questo è il design più semplice tra tutti i motori a razzo.

Nei motori a propellente liquido, il carburante e l'ossidante si trovano in uno stato liquido di aggregazione in due serbatoi separati. Attraverso i canali di alimentazione entrano nella camera di combustione, dove vengono miscelati e avviene il processo di combustione. I prodotti della combustione fuoriescono dall'ugello, formando la spinta. L'ossigeno liquido viene solitamente utilizzato come ossidante e il carburante può essere diverso: cherosene, idrogeno liquido, ecc.

Pro e contro della RD chimica, la loro portata

I vantaggi del propellente solido RD sono:

• semplicità del design;
• sicurezza comparativa in termini di ecologia;
• prezzo basso;
• affidabilità.

Svantaggi di RDTT:

• limitazione del tempo di funzionamento: il carburante si esaurisce molto rapidamente;
• l'impossibilità di riavviare il motore, arrestarlo e regolare la trazione;
• piccolo peso specifico entro 2000-3000 m/s.

Analizzando i pro ei contro dei motori a razzo a propellente solido, possiamo concludere che il loro utilizzo è giustificato solo nei casi in cui è necessaria un'unità di potenza media, che è abbastanza economica e facile da implementare. Lo scopo del loro utilizzo sono missili balistici, meteorologici, MANPADS, nonché booster laterali di razzi spaziali (sono dotati di missili americani, in sovietico e missili russi non sono stati utilizzati).

Vantaggi della RD liquida:

• impulso specifico elevato (circa 4500 m/s e oltre);
• la capacità di controllare la trazione, arrestare e riavviare il motore;
• leggerezza e compattezza, che consentono di lanciare in orbita anche grandi carichi di molte tonnellate.

Svantaggi LRE:

• progettazione e messa in servizio complesse;
• in condizioni di assenza di peso, i liquidi nei serbatoi possono muoversi in modo casuale. Per precipitarli, è necessario utilizzare fonti aggiuntive energia.

Lo scopo di LRE è principalmente l'astronautica, poiché questi motori sono troppo costosi per scopi militari.

Nonostante finora i motori a razzo chimico siano gli unici in grado di garantire il lancio di razzi nello spazio, il loro ulteriore miglioramento è praticamente impossibile. Scienziati e progettisti sono convinti che il limite delle loro capacità sia già stato raggiunto e che siano necessarie altre fonti di energia per ottenere unità più potenti con un elevato impulso specifico.

Motori a razzo nucleare (NRE)

Questo tipo di RD, a differenza di quelli chimici, genera energia non bruciando combustibile, ma riscaldando il fluido di lavoro con l'energia delle reazioni nucleari. I NRE sono isotopici, termonucleari e nucleari.

Storia della creazione

Il design e il principio di funzionamento dell'NRE sono stati sviluppati negli anni '50. Già negli anni '70 erano pronti campioni sperimentali in URSS e negli Stati Uniti, che furono testati con successo. Il motore sovietico RD-0410 in fase solida con una spinta di 3,6 tonnellate è stato testato su una base da banco e il reattore americano NERVA doveva essere installato sul razzo Saturn V prima che la sponsorizzazione del programma lunare fosse interrotta. Parallelamente si è lavorato anche per la realizzazione di NRE in fase gas. Ora ci sono programmi scientifici per lo sviluppo di motori a razzo nucleare, vengono condotti esperimenti nelle stazioni spaziali.

Pertanto, esistono già modelli funzionanti di motori a razzo nucleare, ma finora nessuno di essi è stato utilizzato al di fuori dei laboratori o basi scientifiche. Il potenziale di tali motori è piuttosto elevato, ma anche il rischio associato al loro utilizzo è considerevole, quindi per ora esistono solo nei progetti.

Dispositivo e principio di funzionamento

I motori a razzo nucleare sono in fase gassosa, liquida e solida, a seconda dello stato di aggregazione del combustibile nucleare. Il combustibile negli NRE in fase solida è costituito da barre di combustibile, come in reattori nucleari. Si trovano nel carter del motore e nel processo di decadimento del materiale fissile rilasciano energia termica. Il fluido di lavoro - idrogeno gassoso o ammoniaca - a contatto con l'elemento combustibile assorbe energia e si riscalda, aumentando di volume e restringendosi, dopodiché esce dall'ugello ad alta pressione.

Il principio di funzionamento di un NRE in fase liquida e il suo design sono simili a quelli in fase solida, solo il carburante è allo stato liquido, il che consente di aumentare la temperatura e quindi la spinta.

Gli NRE in fase gassosa funzionano con carburante allo stato gassoso. Di solito usano l'uranio. Il carburante gassoso può essere trattenuto nell'alloggiamento campo elettrico o si trova in un pallone trasparente sigillato: una lampada nucleare. Nel primo caso si ha un contatto del fluido di lavoro con il carburante, nonché una parziale fuoriuscita di quest'ultimo, quindi, oltre alla maggior parte del carburante, il motore deve avere la sua riserva per il rifornimento periodico. Nel caso di una lampada nucleare non vi sono perdite e il combustibile è completamente isolato dal flusso del fluido di lavoro.

Vantaggi e svantaggi di YARD

I motori a razzo nucleare hanno un enorme vantaggio rispetto a quelli chimici: questo è un impulso specifico elevato. Per i modelli in fase solida il suo valore è 8000-9000 m/s, per i modelli in fase liquida è 14000 m/s, per i modelli in fase gas è 30000 m/s. Tuttavia, il loro utilizzo comporta la contaminazione dell'atmosfera con emissioni radioattive. Ora sono in corso lavori per creare un motore nucleare sicuro, ecologico ed efficiente, e il principale "candidato" per questo ruolo è un NRE in fase gassosa con una lampada nucleare, dove la sostanza radioattiva si trova in un pallone sigillato e non esce con una fiamma a getto.

Motori elettrici a razzo (EP)

Un altro potenziale concorrente dei motori a razzo chimici è un motore a razzo elettrico alimentato da energia elettrica. L'ERD può essere elettrotermico, elettrostatico, elettromagnetico o pulsato.

Storia della creazione

La prima EJE fu progettata negli anni '30 dal designer sovietico V.P. Glushko, sebbene l'idea di creare un tale motore sia apparsa all'inizio del XX secolo. Negli anni '60, scienziati dell'URSS e degli Stati Uniti stavano lavorando attivamente alla creazione di un sistema di propulsione elettrica e già negli anni '70 i primi campioni iniziarono ad essere utilizzati nei veicoli spaziali come motori di controllo.

Dispositivo e principio di funzionamento

Un sistema di propulsione elettrica è costituito dall'EJE stesso, la cui struttura dipende dal tipo, dai sistemi di alimentazione del fluido di lavoro, controllo e alimentazione. L'RD elettrotermico riscalda il flusso del fluido di lavoro a causa del calore generato dall'elemento riscaldante o in un arco elettrico. Come fluido di lavoro vengono utilizzati elio, ammoniaca, idrazina, azoto e altri gas inerti, meno spesso idrogeno.

Le RD elettrostatiche sono suddivise in colloidali, ioniche e plasmatiche. In essi, le particelle cariche del fluido di lavoro vengono accelerate dal campo elettrico. Nelle RD colloidali o ioniche, la ionizzazione del gas è fornita da uno ionizzatore, un campo elettrico ad alta frequenza o una camera a scarica di gas. Negli RD al plasma, il fluido di lavoro, lo xeno, un gas inerte, passa attraverso un anodo anulare ed entra in una camera di scarico del gas con un catodo di compensazione. Ad alta tensione, una scintilla si accende tra l'anodo e il catodo, ionizzando il gas e formando un plasma. Gli ioni caricati positivamente escono attraverso l'ugello ad alta velocità, acquisita a causa dell'accelerazione di un campo elettrico, e gli elettroni vengono portati fuori da un catodo di compensazione.

Gli RD elettromagnetici hanno il proprio campo magnetico, esterno o interno, che accelera le particelle cariche del fluido di lavoro.

Impulso RD lavoro dovuto all'evaporazione del combustibile solido sotto l'azione di scariche elettriche.

Vantaggi e svantaggi dell'ERD, ambito di utilizzo

Tra i vantaggi di ERD:

• impulso specifico elevato, il cui limite superiore è praticamente illimitato;
• basso consumo di carburante (fluido di lavoro).

Screpolatura:

• alto livello di consumo di elettricità;
• complessità progettuale;
• poca trazione.

Ad oggi, l'uso di motori di propulsione elettrica è limitato alla loro installazione su satelliti spaziali e come fonti di energia elettrica per loro, pannelli solari. Allo stesso tempo, sono questi motori che possono diventare quelle centrali elettriche che consentiranno di esplorare lo spazio, quindi in molti paesi si sta lavorando attivamente alla creazione dei loro nuovi modelli. Sono queste centrali elettriche che gli scrittori di fantascienza citano più spesso nelle loro opere dedicate alla conquista dello spazio, si possono trovare anche nei film di fantascienza. Finora, è l'ERD la speranza che le persone possano ancora viaggiare verso le stelle.

La Russia ha sviluppato forze nucleari strategiche, la cui componente principale sono i missili balistici intercontinentali di vario tipo, utilizzati come parte di sistemi di terra fissi o mobili, nonché su sottomarini. Con una certa somiglianza a livello di idee e soluzioni di base, i prodotti di questa classe presentano notevoli differenze. In particolare, vengono utilizzati motori a razzo di vari tipi e classi, corrispondenti a determinate esigenze del cliente.

Dal punto di vista delle caratteristiche delle centrali elettriche, tutti gli ICBM obsoleti, attuali e promettenti possono essere suddivisi in due classi principali. Questo può essere equipaggiato con motori a razzo a propellente liquido (LPRE) o motori a propellente solido (RDTT). Entrambe le classi hanno i propri vantaggi, grazie ai quali vengono utilizzate in vari progetti, e finora nessuna di esse è riuscita a soppiantare un "concorrente" dal proprio campo. La questione delle centrali è di grande interesse e merita una considerazione a parte.

e teoria

È noto che i primi razzi apparsi molti secoli fa erano dotati di motori a combustibile solido che utilizzavano il carburante più semplice. Tale centrale elettrica ha mantenuto la sua posizione fino al secolo scorso, quando sono stati creati i primi sistemi a combustibile liquido. In futuro, lo sviluppo di due classi di motori è andato in parallelo, sebbene il motore a razzo a propellente liquido o il motore a razzo a propellente solido si sostituissero di volta in volta come leader del settore.

Lancio del razzo UR-100N UTTH con motore a liquido. Foto Rbase.new-factoria.ru

I primi missili a lungo raggio, il cui sviluppo ha portato alla nascita di complessi intercontinentali, erano dotati di motori liquidi. A metà del secolo scorso, è stato LRE che ha permesso di ottenere le caratteristiche desiderate utilizzando materiali e tecnologie disponibili. Successivamente, specialisti dei principali paesi hanno iniziato a sviluppare nuove varietà di polveri balistiche e combustibili misti, che hanno portato alla comparsa di motori a razzo a propellente solido adatti per l'uso su missili balistici intercontinentali.

Ad oggi, nelle forze nucleari strategiche paesi diversi sia i razzi a propellente liquido che quelli solidi si sono diffusi. È curioso che gli ICBM russi siano dotati di sistemi di propulsione di entrambe le classi, mentre gli Stati Uniti qualche decennio fa hanno abbandonato i motori a liquido a favore di quelli a propellente solido. Nonostante una tale differenza di approcci, entrambi i paesi sono riusciti a costruire gruppi missilistici della forma desiderata con le capacità richieste.

Nel campo dei razzi intercontinentali, i motori a propellente liquido sono diventati i primi. Tali prodotti hanno una serie di vantaggi. Il carburante liquido consente di ottenere un impulso specifico più elevato e il design del motore consente di modificare la spinta rispetto a modi semplici. I serbatoi di carburante e ossidante occupano la maggior parte del volume dei razzi con LRE, che in un certo modo riduce i requisiti per la resistenza dello scafo e ne semplifica la produzione.

Allo stesso tempo, i motori a razzo e i razzi equipaggiati con essi non sono privi di inconvenienti. Innanzitutto, un tale motore è caratterizzato dalla massima complessità di produzione e funzionamento, che influisce negativamente sul costo del prodotto. Gli ICBM dei primi modelli presentavano un inconveniente sotto forma della complessità della preparazione per il lancio. Il rifornimento di carburante e ossidante è stato effettuato immediatamente prima del lancio e inoltre, in alcuni casi, è stato associato ad alcuni rischi. Tutto ciò ha influito negativamente sulle qualità di combattimento del sistema missilistico.

Razzi liquidi R-36M in contenitori di trasporto e lancio. Foto Rbase.new-factoria.ru

Un motore a razzo a propellente solido e un razzo costruito sulla sua base hanno aspetti positivi e vantaggi rispetto a un sistema liquido. Il vantaggio principale è il costo di produzione inferiore e il design semplificato. Inoltre, i motori a razzo a propellente solido non presentano il rischio di perdite di carburante aggressivo e, inoltre, si distinguono per la possibilità di uno stoccaggio più lungo. Nella fase attiva del volo ICBM, il motore a propellente solido fornisce una migliore dinamica di accelerazione, riducendo la probabilità di un'intercettazione riuscita.

Un motore a propellente solido perde rispetto a uno liquido in termini di impulso specifico. Poiché la combustione di una carica di propellente solido è quasi incontrollabile, il controllo della spinta del motore, l'arresto o il riavvio richiedono speciali mezzi tecnici che differiscono per complessità. Il corpo del motore a razzo a propellente solido svolge le funzioni di una camera di combustione e pertanto deve avere una resistenza adeguata, che impone requisiti speciali alle unità utilizzate e influisce negativamente anche sulla complessità e sul costo di produzione.

LRE, motore a razzo a propellente solido e forze nucleari strategiche

Attualmente, le forze nucleari strategiche della Russia sono armate con circa una dozzina di missili balistici intercontinentali di varie classi, progettati per risolvere vere e proprie missioni di combattimento. Truppe missilistiche i missili strategici (RVSN) gestiscono cinque tipi di missili e prevedono la comparsa di altri due nuovi complessi. La stessa quantità sistemi missilistici utilizzati sui sottomarini della Marina, tuttavia, non sono stati ancora sviluppati missili fondamentalmente nuovi nell'interesse della componente marina della "triade nucleare".

Nonostante il suo rispettabile età, le truppe hanno ancora missili UR-100N UTTKh e R-36M / M2. Tali missili balistici intercontinentali di classe pesante includono diversi stadi con i propri motori a propellente liquido. Con una grande massa (più di 100 tonnellate per l'UR-100N UTTKh e circa 200 tonnellate per l'R-36M / M2), due tipi di missili trasportano una significativa scorta di carburante, assicurando che una testata pesante venga inviata a una distanza di almeno 10 mila km.

Vista generale del razzo RS-28 "Sarmat". Disegno "State Missile Center" / makeyev.ru

Dalla fine degli anni Cinquanta nel nostro paese sono stati studiati i problemi dell'utilizzo di motori a razzo a propellente solido su missili balistici intercontinentali promettenti. I primi veri risultati in questo campo si ottengono all'inizio degli anni settanta. Negli ultimi decenni, questa direzione ha ricevuto un nuovo impulso, grazie al quale è apparsa un'intera famiglia di razzi a propellente solido, che è uno sviluppo coerente di idee e soluzioni comuni basate sulle moderne tecnologie.

Attualmente, le forze missilistiche strategiche dispongono di missili RT-2PM Topol, RT-2PM2 Topol-M e RS-24 Yars. Allo stesso tempo, tutti questi missili sono azionati sia con mine che con lanciatori terrestri mobili. Tre tipi di razzi, creati sulla base di idee comuni, sono costruiti secondo uno schema a tre stadi e sono dotati di motori a propellente solido. Avendo soddisfatto i requisiti del cliente, gli autori dei progetti sono riusciti a ridurre al minimo le dimensioni e il peso dei missili finiti.

I missili dei complessi RT-2PM, RT-2PM2 e RS-24 hanno una lunghezza non superiore a 22,5-23 m con un diametro massimo inferiore a 2 M. Il peso di lancio dei prodotti è di circa 45-50 tonnellate. 1-1,5 tonnellate I missili Topol sono dotati di una testata monoblocco, mentre Yars, secondo dati noti, trasporta diverse testate separate. Autonomia di volo - almeno 12 mila km.

È facile vedere che con le principali caratteristiche di volo a livello dei vecchi razzi a propellente liquido, il Topol e lo Yarsy a propellente solido sono di dimensioni inferiori e hanno un peso iniziale. Tuttavia, con tutto ciò, trasportano un carico utile minore.

Complesso di terreno mobile "Pioppo". Foto del Ministero della Difesa della Federazione Russa

In futuro, le forze missilistiche strategiche dovrebbero ricevere diversi nuovi sistemi missilistici. Pertanto, il progetto RS-26 Rubezh, creato come opzione per l'ulteriore sviluppo del sistema Yars, prevede nuovamente l'uso di uno schema a più stadi con motori a razzo a propellente solido in tutte le fasi. In precedenza, sono apparse informazioni secondo le quali il sistema Rubezh è destinato a sostituire i vecchi complessi RT-2PM Topol, che hanno influenzato le caratteristiche principali della sua architettura. Secondo le principali caratteristiche tecniche, il Rubezh non dovrebbe differire in modo significativo dal Topol, sebbene sia possibile utilizzare un carico utile diverso.

Un altro sviluppo promettente- missile balistico intercontinentale pesante tipo RS-28 "Sarmat". Secondo i dati ufficiali, questo progetto prevede la creazione di un razzo a tre stadi con motori a liquido. È stato riferito che il missile Sarmat avrà una lunghezza di circa 30 m con un peso di lancio di oltre 100 tonnellate e sarà in grado di trasportare testate speciali "tradizionali" o un nuovo tipo di sistema di attacco ipersonico. Grazie all'utilizzo di motori a razzo a propellente liquido con caratteristiche sufficienti, si prevede di ottenere un raggio di volo massimo di 15-16 mila km.

disponibile Marina Militare Esistono diversi tipi di missili balistici intercontinentali con caratteristiche e capacità diverse. La base della componente navale delle forze nucleari strategiche sono attualmente i missili balistici sottomarini Famiglie R-29RM: attualmente R-29RM, R-29RMU1, R-29RMU2 "Sineva" e R-29RMU2.1 "Liner". Inoltre, alcuni anni fa, l'ultimo missile R-30 Bulava ha colpito gli arsenali. Per quanto ne sappiamo, l'industria russa sta attualmente sviluppando diversi progetti per la modernizzazione dei missili per sottomarini, ma finora non si parla di creare complessi fondamentalmente nuovi.

Nel campo degli ICBM domestici per sottomarini, ci sono tendenze che ricordano lo sviluppo di complessi "terrestri". I vecchi prodotti R-29RM e tutte le opzioni per la loro modernizzazione hanno tre stadi e sono dotati di diversi motori liquidi. Con l'aiuto di una tale centrale elettrica, il missile R-29RM è in grado di fornire quattro o dieci testate di diverse capacità con una massa totale di 2,8 tonnellate a una distanza di almeno 8300 km.Il progetto di modernizzazione R-29MR2 Sineva prevedeva l'utilizzo di nuovi sistemi di navigazione e controllo. A seconda del carico di combattimento disponibile, un missile lungo 14,8 me del peso di 40,3 tonnellate è in grado di volare a una distanza massima di 11,5 mila km.

Caricamento del complesso missilistico "Topol-M" nel lanciatore del silo. Foto del Ministero della Difesa della Federazione Russa

Un nuovo progetto missilistico per i sottomarini P-30 Bulava, al contrario, prevedeva l'utilizzo di motori a combustibile solido in tutte e tre le fasi. Tra l'altro, ciò ha permesso di ridurre la lunghezza del razzo a 12,1 me ridurre il peso di lancio a 36,8 tonnellate Allo stesso tempo, il prodotto trasporta un carico di combattimento di 1,15 tonnellate e lo consegna a una distanza fino a 8-9mila km. Non molto tempo fa, è stato annunciato lo sviluppo di una nuova modifica del Bulava, che differisce per altre dimensioni e aumento di peso, grazie al quale sarà possibile aumentare il carico di combattimento.

Tendenze di sviluppo

È noto che negli ultimi decenni il comando russo ha fatto affidamento sullo sviluppo di missili avanzati a propellente solido. Il risultato di ciò fu l'aspetto coerente dei complessi Topol e Topol-M, e poi degli Yars e Rubezh, i cui missili sono dotati di motori a razzo a propellente solido. LRE, a sua volta, rimane solo su missili "terrestri" relativamente vecchi, il cui funzionamento sta già volgendo al termine.

Tuttavia, non è ancora previsto un completo rifiuto degli ICBM a propellente liquido. In sostituzione degli esistenti UR-100N UTTKh e R-36M / M2, viene creato un nuovo prodotto RS-28 "Sarmat" con una centrale elettrica simile. Pertanto, i motori liquidi nel prossimo futuro saranno utilizzati solo su missili pesanti, mentre altri sistemi saranno dotati di sistemi a combustibile solido.

La situazione con i missili balistici lanciati da sottomarini sembra simile, ma ci sono alcune differenze. In quest'area rimane anche un numero significativo di razzi a propellente liquido, ma l'unico nuovo progetto prevede l'utilizzo di motori a razzo a propellente solido. Ulteriori sviluppi gli eventi possono essere previsti studiando i piani esistenti del dipartimento militare: il programma per lo sviluppo della flotta sottomarina indica chiaramente quali missili hanno un grande futuro e quali alla fine saranno disattivati.

Lanciatore semovente RS-24 "Yars". Foto Vitalykuzmin.net

I vecchi missili R-29RM e le loro ultime modifiche sono destinati ai sottomarini nucleari dei progetti 667BDR e 667BDRM, mentre gli R-30 sono stati sviluppati per l'uso su gli ultimi vettori missilistici progetto 955. Le navi della famiglia 667 stanno gradualmente esaurendo le loro risorse e alla fine saranno dismesse a causa della completa obsolescenza morale e fisica. Insieme a loro, rispettivamente, la flotta dovrà abbandonare i missili della famiglia R-29RM, che rimarranno semplicemente senza portaerei.

Il primo razzo incrociatori sottomarini il progetto 955 "Borey" è già stato accettato nella struttura di combattimento della Marina e, inoltre, continua la costruzione di nuovi sottomarini. Ciò significa che nel prossimo futuro la flotta riceverà un significativo raggruppamento di vettori missilistici Bulava. Il servizio Boreev continuerà per diversi decenni e quindi i missili R-30 rimarranno in servizio. È possibile creare nuove modifiche di tali armi che possono integrare e quindi sostituire la versione base dell'ICBM. In un modo o nell'altro, i prodotti della famiglia R-30 alla fine sostituiranno i vecchi missili della linea R-29RM come base della componente navale delle forze nucleari strategiche.

Vantaggi e svantaggi

Diverse classi di motori a razzo utilizzate sui moderni missili strategici hanno i loro pro e contro di un tipo o dell'altro. I sistemi a propellente liquido e solido sono superiori l'uno all'altro per alcuni aspetti, ma perdono per altri. Di conseguenza, clienti e progettisti devono scegliere il tipo di centrale elettrica in base ai requisiti esistenti.

Il motore a razzo a propellente liquido condizionale differisce dal motore a razzo a propellente solido per il suo impulso specifico più elevato e altri vantaggi, che consente di aumentare il carico utile. Allo stesso tempo, la corrispondente fornitura di combustibile liquido e ossidante porta ad un aumento delle dimensioni e del peso del prodotto. Pertanto, un razzo liquido risulta essere la soluzione ottimale nel contesto del dispiegamento di un gran numero di lanciatori di silo. In pratica, ciò significa che attualmente una parte significativa dei silos di lancio è occupata dai missili R-36M / M2 e UR-100N UTTKh, e in futuro saranno sostituiti dal promettente RS-28 Sarmat.

I missili dei tipi Topol, Topol-M e Yars sono utilizzati sia con installazioni minerarie che come parte di complessi mobili del suolo. Quest'ultima possibilità è fornita, innanzitutto, dal basso peso iniziale dei missili. Un prodotto di peso non superiore a 50 tonnellate può essere posizionato su uno speciale telaio multiasse, cosa che non può essere eseguita con razzi liquidi esistenti o ipotetici. Nuovo complesso Anche l'RS-26 Rubezh, considerato un sostituto del Poplar, si basa su idee simili.

Missile sottomarino R-29RM. Disegno "State Missile Center" / makeyev.ru

Una caratteristica dei razzi con motori a razzo a propellente solido sotto forma di riduzione delle dimensioni e del peso è importante anche nel contesto degli armamenti della flotta. Un missile per un sottomarino deve avere dimensioni minime. Il rapporto tra le dimensioni e le caratteristiche di volo dei missili R-29RM e R-30 mostra esattamente come tali vantaggi possono essere utilizzati nella pratica. Quindi, a differenza dei loro predecessori, gli ultimi sottomarini nucleari Project 955 non necessitano di una grande sovrastruttura che copra la parte superiore dei lanciatori.

Tuttavia, la riduzione di peso e dimensioni ha il suo prezzo. I missili a propellente solido più leggeri differiscono dagli altri missili balistici intercontinentali domestici per il loro carico di combattimento inferiore. Inoltre, la specificità dei razzi a propellente solido porta a una perfezione di peso inferiore rispetto ai razzi a propellente liquido. Tuttavia, a quanto pare, tali problemi vengono risolti creando unità di combattimento e sistemi di controllo più efficaci.

Nonostante il lungo lavoro scientifico e progettuale, oltre a molte polemiche, il confronto condizionale tra motori a propellente liquido e solido non si è ancora concluso con la vittoria incondizionata di uno dei "concorrenti". Al contrario, i militari e gli ingegneri russi sono giunti a una conclusione equilibrata. Motori di diverso tipo vengono utilizzati in quelle aree in cui possono mostrare i migliori risultati. Pertanto, i missili leggeri per sistemi mobili terrestri e sottomarini sono dotati di motori a razzo a propellente solido, mentre i missili pesanti lanciati da silo devono ora e in futuro essere dotati di sistemi a propellente liquido.

Nella situazione attuale, tenendo conto delle opportunità e delle prospettive esistenti, tale approccio sembra il più logico e di successo. Permette in pratica di ottenere i massimi risultati con una notevole riduzione dell'influenza dei fattori negativi. È del tutto possibile che tale ideologia continui in futuro, anche con l'uso di tecnologie promettenti. Ciò significa che in un futuro prossimo e lontano, le forze nucleari strategiche russe saranno in grado di ricevere moderni missili balistici intercontinentali con le più alte caratteristiche possibili e qualità di combattimento che influenzano direttamente l'efficacia della deterrenza e la sicurezza del Paese.

Secondo i siti web:
http://ria.ru/
http://tass.ru/
http://interfax.ru/
http://flot.com/
http://rbase.new-factoria.ru/
http://kapyar.ru/
http://missiles.ru/
http://makeev.ru/

Tra le conquiste tecnologiche dell'umanità, i motori a razzo occupano un posto speciale. I dispositivi creati dalla mente dell'uomo e dalle sue mani non sono solo l'apice del progresso scientifico e tecnologico. Grazie a queste macchine più complesse, l'umanità è riuscita a sfuggire all'abbraccio del nostro pianeta ed entrare nelle distese dello spazio.

Oggi è a disposizione dell'uomo i più potenti motori a razzo del mondo, in grado di sviluppare una spinta di centinaia di tonnellate di forze. La corsa ai razzi iniziò migliaia di anni fa, quando gli artigiani dell'antica Cina riuscirono a creare le prime cariche di polvere per i fuochi d'artificio. Ci vorrà un enorme periodo di tempo prima che venga creato il primo motore a reazione nel vero senso della parola.

Gettando da parte la polvere da sparo e ottenendo la spinta del getto sul carburante liquido, l'uomo passò alla costruzione aerei a reazione e ha avuto l'opportunità di creare campioni più potenti di tecnologia missilistica.

I primi passi dell'uomo nel mondo della tecnologia missilistica

L'umanità ha da tempo familiarità con la propulsione a reazione. Anche gli antichi greci cercavano di utilizzare dispositivi meccanici messi in moto aria compressa. Successivamente iniziarono ad apparire dispositivi e meccanismi che volavano a causa della combustione di una carica di polvere. Creati in Cina e poi apparsi nell'Europa occidentale, i primi razzi primitivi erano tutt'altro che perfetti. Tuttavia, già in quei lontani anni, la teoria di un motore a razzo iniziò ad assumere i suoi primi contorni. Inventori e scienziati hanno cercato di trovare una spiegazione per i processi che si sono verificati durante la combustione della polvere da sparo, assicurando il rapido volo del corpo fisico e materiale. La propulsione a reazione si interessò sempre di più all'uomo, aprendo nuovi orizzonti nello sviluppo della tecnologia.

La storia dell'invenzione della polvere da sparo ha dato un nuovo impulso allo sviluppo della tecnologia missilistica. Le prime idee su cosa si sia formata la spinta di un motore a reazione nel corso di lunghi esperimenti ed esperimenti. Il lavoro e la ricerca sono stati eseguiti utilizzando polvere nera. Si è scoperto che il processo di combustione della polvere da sparo provoca una grande quantità di gas che hanno un enorme potenziale di lavoro. Le armi da fuoco hanno dato agli scienziati l'idea di utilizzare l'energia dei gas in polvere con maggiore efficienza.

Usa carburante diverso per creare propulsione a jet non è stato possibile a causa dell'imperfezione della base tecnica. Fu il motore a razzo a polvere che divenne il primo dispositivo a propellente solido, il prototipo dei moderni motori a razzo al servizio dell'uomo.

Fino all'inizio del XX secolo, la tecnologia missilistica era allo stato primitivo, basata sulle idee più primitive sulla propulsione a reazione. Fu solo alla fine del XIX secolo che furono fatti i primi tentativi di spiegare da un punto di vista scientifico i processi che contribuiscono all'emergere della propulsione a reazione. Si è scoperto che con un aumento della carica aumentava la forza di trazione, che era il fattore principale in un motore in funzione. Questo rapporto spiegava come funzionava il motore a razzo e in quale direzione era necessario andare per ottenere una maggiore efficienza del dispositivo lanciato.

La leadership in questo campo appartiene agli scienziati russi. Nikolai Tikhomirov già nel 1894 cercò di spiegare matematicamente la teoria della propulsione a reazione e creare un modello matematico di un motore a razzo (jet). Un eccezionale scienziato del 20 ° secolo, Konstantin Tsiolkovsky, ha dato un enorme contributo allo sviluppo della tecnologia missilistica. Il risultato del suo lavoro furono le basi della teoria dei motori a razzo, che furono successivamente utilizzate da qualsiasi progettista di motori a razzo. Tutti gli sviluppi successivi, la creazione della tecnologia missilistica, sono andati con l'uso della parte teorica creata dagli scienziati russi.

Tsiolkovsky, assorbito dalla teoria del volo spaziale, espresse per la prima volta l'idea di utilizzare componenti liquidi, idrogeno e ossigeno, invece di combustibili solidi. Con il suo deposito è apparso un motore a getto liquido, che oggi è il tipo di motore più efficiente ed efficiente. Tutti i successivi sviluppi dei principali modelli di motori a razzo utilizzati per lanciare razzi, per la maggior parte, funzionavano con combustibile liquido, dove l'ossigeno poteva essere un ossidante e venivano utilizzati altri elementi chimici.

Tipi di motori a razzo: design, schema e dispositivo

Guardando un diagramma del motore a razzo e industriale beni finiti, è difficile definirlo l'apice del genio tecnico. Anche un dispositivo così perfetto come il motore a razzo russo Rd-180, a prima vista, sembra abbastanza banale. Tuttavia, la cosa principale in questo dispositivo è la tecnologia utilizzata e i parametri che possiede questo miracolo della tecnologia. L'essenza di un motore a razzo è un motore a reazione convenzionale, in cui, a causa della combustione del carburante, viene creato un fluido di lavoro che fornisce la forza di trazione necessaria. L'unica differenza sta nel tipo di combustibile e nelle condizioni in cui il combustibile viene bruciato e si forma il fluido di lavoro. Affinché il motore possa sviluppare la massima spinta nei primi secondi di funzionamento, è necessario molto carburante.

Nei motori a reazione, la combustione dei componenti del carburante viene effettuata con la partecipazione dell'aria atmosferica. Un motore ramjet è oggi il principale cavallo di battaglia, dove il cherosene per aviazione nella camera di combustione brucia insieme all'ossigeno, formando un potente flusso di gas a getto all'uscita. Un motore a razzo è un sistema completamente autonomo in cui la spinta del getto è generata dalla combustione di combustibile solido o liquido senza la partecipazione dell'ossigeno atmosferico. Ad esempio, un motore a razzo liquido funziona a carburante, dove l'ossidante è uno degli elementi chimici forniti alla camera di combustione. I razzi solidi funzionano con combustibili solidi che si trovano nello stesso serbatoio. Quando vengono bruciati, viene rilasciata un'enorme quantità di energia che, ad alta pressione, fuoriesce dalla camera di combustione.

Prima di iniziare il lavoro, la massa del carburante è il 90% della massa del motore a razzo. Man mano che il carburante viene consumato, il suo peso iniziale diminuisce. Di conseguenza, aumenta la spinta del motore a razzo, che garantisce l'esecuzione di un lavoro utile sul trasferimento del carico.

I processi di combustione che si verificano all'interno della camera di combustione di un motore a razzo senza la partecipazione dell'aria rendono l'uso di motori a razzo dispositivi ideali per i voli ad alta quota e nello spazio. Tra tutti i motori a razzo con cui funziona la moderna tecnologia missilistica, si dovrebbero distinguere i seguenti tipi:

• motori a razzo solido (TRD);
• liquido (LRE);
• motori a razzo chimici (CRD);
• motore a razzo ionico;
• motore a razzo elettrico;
• motore a razzo ibrido (GRD).

Un tipo separato include un motore a razzo di detonazione (impulso), che è installato principalmente su veicoli spaziali che viaggiano nello spazio.

A seconda del funzionamento e delle capacità tecniche, i dispositivi sono suddivisi in avviamento di motori a razzo e sterzanti. Il primo tipo comprende i motori a razzo più potenti, che hanno una spinta enorme e sono in grado di superare la forza di gravità. I rappresentanti più famosi di questo tipo sono il motore sovietico, il propellente liquido RD-170/171, che sviluppa spinta durante il lancio di un razzo di 700 tf. La pressione creata nella camera di combustione ha un valore colossale di 250 kgf / cm2. Questo tipo di motore è stato creato per il lanciatore Energia. Come combustibile per il funzionamento dell'impianto viene utilizzata una miscela di kerosene e ossigeno.

La tecnologia sovietica si è rivelata più potente del famoso dispositivo americano F-1, che garantisce il volo dei razzi del programma lunare americano Apollo.

L'avviamento di motori a razzo o motori in marcia può essere utilizzato come sistema di propulsione per il primo e il secondo stadio. Sono loro che forniscono la velocità data e il volo stabile del razzo lungo la traiettoria data e possono essere rappresentati da tutti i tipi di motori a razzo che esistono oggi. L'ultimo tipo - i motori sterzanti - viene utilizzato per manovrare la tecnologia dei razzi sia durante una marcia nell'atmosfera che durante la regolazione del veicolo spaziale nello spazio.

Ad oggi, solo pochi stati hanno le capacità tecniche per produrre motori a razzo sostenitore ad alta potenza in grado di lanciare grandi volumi di merci nello spazio. Tali dispositivi sono prodotti in Russia, Stati Uniti, Ucraina e paesi dell'Unione Europea. Il motore a razzo russo RD -180, i motori ucraini ZhRD 120 e ZhRD 170 sono oggi i principali sistemi di propulsione per la tecnologia missilistica utilizzati per lo sviluppo di programmi spaziali. Oggi, i motori a razzo russi vengono utilizzati per equipaggiare i veicoli di lancio americani Saturn e Antares.

I motori più comuni con cui la tecnologia moderna funziona oggi sono i propellenti solidi e i motori a razzo liquido. Il primo tipo è il più facile da usare. Il secondo tipo: i motori a razzo liquido sono dispositivi a ciclo chiuso potenti e complessi in cui gli elementi chimici sono i principali componenti del carburante. Questi due tipi di sistemi di propulsione includono motori a razzo chimici, che differiscono solo per lo stato di aggregazione dei componenti del carburante. Tuttavia, il funzionamento di questo tipo di apparecchiature avviene in condizioni estreme, nel rispetto di elevate misure di sicurezza. Il carburante principale per questo tipo di motore è l'idrogeno e il carbonio, che interagiscono con l'ossigeno, che funge da ossidante.

Per i motori a reazione chimici, cherosene, alcol e altre sostanze infiammabili vengono utilizzate come componenti del carburante. Fluoro, cloro o ossigeno fungono da agente ossidante per tale miscela. La massa di carburante per il funzionamento dei motori chimici è molto tossica e pericolosa per l'uomo.

A differenza delle loro controparti a combustibile solido, il cui ciclo di lavoro è troppo veloce e incontrollabile, i motori a combustibile liquido consentono di regolare il loro lavoro. L'ossidante si trova in un contenitore separato e viene immesso nella camera di combustione in quantità limitata, dove, insieme ad altri componenti, si forma un fluido di lavoro che esce dall'ugello creando spinta. Questa caratteristica dei sistemi di propulsione consente non solo di regolare la spinta del motore, ma anche, di conseguenza, di monitorare la velocità del razzo. Il miglior motore a razzo attualmente utilizzato per lanciare razzi spaziali è il russo RD-180. Questo dispositivo è alto specifiche tecniche ed economicamente, rendendolo conveniente per operare.

Entrambi i tipi di motori hanno i loro vantaggi e svantaggi, che sono compensati dalla portata del loro utilizzo e dalle sfide tecniche che devono affrontare i creatori della tecnologia missilistica. L'ultimo di una coorte di motori chimici è il motore a razzo a metano criogenico SpaceX Raptor, che è stato costruito per un razzo in grado di effettuare voli interplanetari.

Tipi moderni di motori a razzo

Casa caratteristica operativa motori a razzo è l'impulso specifico. Questo valore è determinato dal rapporto tra la spinta generata e la quantità di carburante consumato per unità di tempo. È questo parametro che oggi determina l'efficacia della tecnologia missilistica, la sua fattibilità economica. Tecnologie moderne sono finalizzati al raggiungimento di valori elevati di questo parametro al fine di ottenere un elevato impulso specifico. Potrebbe essere necessario utilizzare altri tipi di carburante per ottenere un movimento rapido e infinito del veicolo spaziale.

I motori a razzo chimici, sia solidi che liquidi, hanno raggiunto l'apice del loro sviluppo. Nonostante questi tipi di motori siano i principali per i razzi balistici e spaziali, il loro successivo miglioramento è problematico. Oggi sono in corso lavori per utilizzare altre fonti energetiche.

Ci sono due aree prioritarie:

• motori a razzo nucleare (ioni);
• motori elettrici a razzo (impulso).

Entrambi i tipi sembrano essere una priorità nel campo della costruzione di veicoli spaziali. Nonostante le carenze che hanno oggi i primi prototipi di questi sistemi di propulsione, lanciarli nello spazio sarà molto più economico ed efficiente.

A differenza dei motori chimici che hanno portato l'umanità nell'era spaziale, motori nucleari dare l'impulso necessario non dovuto alla combustione di combustibile liquido o solido. L'idrogeno o l'ammoniaca riscaldati allo stato gassoso fungono da fluido di lavoro. I gas ad alta pressione riscaldati dal contatto con il combustibile nucleare lasciano la camera di combustione. L'impulso specifico di questi tipi di motori è piuttosto elevato. Tali installazioni sono anche chiamate nucleari e isotopiche. Il loro potere è stimato abbastanza alto. Il lavoro dell'NRE dal lancio sulla Terra è considerato impossibile a causa dell'elevato rischio di contaminazione radioattiva dell'area e del personale del complesso di lancio. Tali motori possono essere utilizzati solo durante un volo di crociera nello spazio.

Si ritiene che il potenziale degli NRE sia piuttosto elevato, ma la mancanza di metodi efficaci per controllare una reazione termonucleare rende il loro utilizzo nelle condizioni attuali piuttosto problematico e pericoloso.

Il tipo successivo, i motori a propulsione elettrica, sono sperimentali dall'inizio alla fine. Vengono considerati contemporaneamente quattro tipi di questo sistema di propulsione: elettromagnetico, elettrostatico, elettrotermico e pulsato. Di grande interesse in questo gruppo sono i dispositivi elettrostatici, che sono anche chiamati ionici o colloidali. In questa installazione, il fluido di lavoro (di norma è un gas inerte) viene riscaldato da un campo elettrico allo stato di plasma. I motori a razzo a ioni tra tutti gli altri hanno il più alto impulso specifico, ma è troppo presto per parlare dell'attuazione pratica del progetto.

Nonostante l'elevato slancio, questo sviluppo presenta notevoli inconvenienti. Il motore richiede fonti di elettricità costanti per funzionare, in grado di fornire una fornitura ininterrotta di elettricità in grandi volumi. Di conseguenza, un tale motore non può avere una grande spinta, il che riduce a scarsi risultati gli sforzi dei progettisti per creare veicoli spaziali efficienti ed economici.

Il motore a razzo, che l'umanità ha oggi, ha assicurato l'uscita dell'uomo nello spazio, ha permesso di condurre l'esplorazione dello spazio a grandi distanze. Tuttavia, i limiti tecnici raggiunti dai dispositivi utilizzati creano i presupposti per intensificare il lavoro in altre direzioni. Forse, nel prossimo futuro, navi con centrali nucleari solcheranno lo spazio, oppure ci tufferemo nel mondo dei motori a razzo al plasma che volano a velocità vicine alla velocità della luce.

Classificazione, schemi e tipi di motori a razzo

Argomento 2. MOTORI A RAZZO LIQUIDO

Lezione #3

Domande per il seminario.

1. Il concetto e le caratteristiche dei rapporti giuridici assicurativi.

2. Differenza tra rapporti giuridici assicurativi e rapporti connessi.

3. L'oggetto del rapporto assicurativo.

4. Interessi assicurativi nell'assicurazione.

5. Soggetti del rapporto assicurativo.

Sviluppato Direttore del Dipartimento di Diritto Civile, Dott scienze giuridiche, Professor MV Rybkina

Senza pretendere di essere una contabilità completa ed esaustiva del moderno LRE, la classificazione dei tipi più comuni di motori è mostrata nella figura (vedi Fig. 2.12.).

Lo schema proposto si basa sul principio di dividere tutte le soluzioni di progettazione del circuito in due grandi gruppi, che differiscono nei principi di garantire la fornitura di componenti del carburante alla camera di combustione LRE. Questi sono motori con sistema di alimentazione a pompaggio e motori con sistema di alimentazione a spostamento componenti.

Il primo gruppo comprende principalmente motori principali di veicoli di lancio, missili balistici intercontinentali, riutilizzabili sistemi spaziali. L'uso del secondo gruppo di motori a razzo a propellente liquido è, di norma, limitato ai sistemi di propulsione di veicoli spaziali, moduli di grandi dimensioni di complessi orbitali con equipaggio e navi da trasporto, nonché sistemi di propulsione di veicoli di trasporto interorbitali.

Riso. 2.12. Classificazione generale dei motori a razzo

Un'importante caratteristica di classificazione di un motore a razzo a propellente liquido è anche il metodo di utilizzo del fluido di lavoro (prodotti di combustione del carburante) ottenuto all'uscita dell'unità turbopompa del motore. Secondo questo criterio, tutti i motori si dividono fondamentalmente in motori a circuito "aperto" e motori a circuito "chiuso". In un LRE di uno schema "aperto", il gas del generatore dopo il funzionamento sulla turbina viene scaricato senza ulteriore utilizzo o smaltito in dispositivi aggiuntivi. In un LRE a schema “chiuso”, il gas del generatore che è passato attraverso la turbina entra nella camera di combustione e viene postcombusto, a causa dell'aggiunta di uno o due componenti che entrano nella camera di combustione.

A seconda del tipo di generatore di gas, LRE può essere classificato in motori con generatori di gas sui componenti principali o ausiliari del carburante, e ha anche uno schema senza generatore, quando il fluido di lavoro necessario per guidare l'HP è ottenuto dalla gassificazione di uno dei combustibili componenti nel percorso di raffreddamento della camera.

Per aumentare l'efficienza e l'efficienza di un'unità turbopompa, a volte vengono utilizzati schemi con HP separati lungo le linee del carburante e dell'ossidante, nonché schemi in cui l'unità turbopompa include anche pompe booster (booster) necessarie per creare la pressione necessaria al motore ingresso, soprattutto quando si avvia.

A seconda del tipo di generatore di gas, LRE può essere classificato in motori con generatori di gas sui componenti principali o ausiliari del carburante, e ha anche uno schema senza generatore, quando il fluido di lavoro necessario per guidare l'HP è ottenuto dalla gassificazione di uno dei combustibili componenti nel percorso di raffreddamento della camera.

Per aumentare l'efficienza e l'efficienza di un'unità turbopompa, vengono talvolta utilizzati schemi con pompe carburante e ossidante separate, nonché schemi in cui l'unità turbopompa include anche pompe booster (booster) necessarie per creare la pressione necessaria all'ingresso del motore, in particolare quando il suo lancio.

Relativamente circuiti semplici caratteristica di LRE con un sistema di alimentazione del carburante dislocante.

Nello schema con alimentazione di carburante a spostamento (vedi Fig. 2.13.), il gas proveniente da una bombola con gas compresso (ad esempio azoto) entra nei serbatoi con ossidante e carburante, mentre la sua pressione nei serbatoi dei componenti del carburante viene mantenuta costante mediante di un riduttore. La pressione nel cuscino di gas dei serbatoi di carburante assicura lo spostamento dei componenti in fase liquida nella camera di combustione LRE. Allo stesso tempo, è abbastanza ovvio che la pressione nella camera non può essere superiore alla pressione nei serbatoi. Le valvole di intercettazione vengono utilizzate per garantire l'avvio e l'arresto del motore. L'indubbio vantaggio dello schema presentato sopra è la sua semplicità e, di conseguenza, l'affidabilità. Tuttavia, con un sistema di spostamento, la bombola del gas compresso è pesante ei serbatoi del carburante sono notevolmente più pesanti. Generalmente:

(2.18.)

Pressione del gas nei serbatoi di carburante;

Pressione nella camera di combustione LRE;

Perdite di carico nei percorsi idraulici e negli elementi di automazione tra serbatoi e camera motore.

La pressione nel cuscino di gas dei serbatoi di carburante assicura lo spostamento dei componenti liquidi nella camera di combustione del motore a razzo. Allo stesso tempo, è abbastanza ovvio che la pressione nella camera non può essere superiore alla pressione nei serbatoi. Le valvole di intercettazione vengono utilizzate per garantire l'avvio e l'arresto del motore. L'indubbio vantaggio dello schema presentato sopra è la sua semplicità e affidabilità. Poiché con un aumento della pressione nella camera aumenta l'efficienza del motore, il desiderio di aumentarlo, per questo schema LRE, è associato ad un aumento della massa di tutti gli elementi del sistema di alimentazione e, soprattutto, serbatoi di carburante . Analoghe carenze valgono anche per il sistema di alimentazione del carburante dislocante con FGG bicomponente. Tuttavia, la portata del gas utilizzato per pressurizzare i serbatoi del carburante e dell'ossidante è inferiore. In questa versione dello schema l'insufflaggio è effettuato dai prodotti della combustione ottenuti nel GPL, e il rendimento del gas “riscaldato” è molto superiore a quello del gas “freddo”.

L'effetto di influenzare le caratteristiche di massa di un sistema di propulsione con un motore a razzo può essere chiaramente illustrato dal seguente esempio. Se il sistema di propulsione del secondo stadio del veicolo di lancio Saturn-5 fosse sostituito con un sistema di propulsione con un sistema di alimentazione del dislocamento alla stessa pressione nella camera di combustione LRE, allora l'aumento della massa di tale sistema di propulsione sarebbe uguale alla massa navicella spaziale Apollo, che avrebbe reso impossibile l'attuazione del programma lunare.

Per la variante del circuito di spostamento (vedi Fig. 2.14.), ci si può aspettare una certa riduzione delle perdite, poiché lo spostamento dei componenti sarà effettuato dai prodotti di combustione riscaldati generati nel LCG.

Dalle spiegazioni risulta il motivo per cui il sistema di alimentazione della cilindrata con un sistema di alimentazione a palloncino viene utilizzato esclusivamente nei motori a bassa spinta con una pressione nella camera di combustione LRE non superiore a 10-12 · 10 5 Pa.

Uso pratico I motori a razzo a propellente liquido a bassa spinta (LPRE) si trovano durante la creazione di sistemi di propulsione integrati (ODA) per satelliti terrestri artificiali (AES), veicoli spaziali (SC) e veicoli spaziali (SC). In orbita, quando la pressione all'esterno del velivolo è prossima allo zero, l'impulso specifico può essere piuttosto elevato, anche a bassa pressione nella camera. Va ricordato che l'aumento dell'impulso specifico dal rapporto tra la pressione nella camera di combustione e la pressione all'uscita dell'ugello (vedi Fig. 2.10.).

Esistono molte soluzioni circuitali per ODE che utilizzano LREMT. Innanzitutto, la differenza tra le varianti degli schemi dipenderà dai requisiti determinati dallo scopo dell'aeromobile. Questi possono essere motori, sia combustibili monocomponenti che bicomponenti. Gli schemi differiranno nei principi di regolazione e stabilizzazione della spinta. Anche altri fattori possono influenzare la definizione di un progetto di circuito. Tuttavia, in tutte le varianti degli schemi, la pressione negli accumulatori di gas deve essere superiore alle pressioni nelle camere, il che determina le caratteristiche del sistema di spostamento per l'alimentazione dei componenti.

La presentazione di tutti o almeno la maggior parte dei possibili schemi di sistemi di propulsione con sistemi di alimentazione a dislocamento in questo tutorial non è inclusa nei piani degli autori. Pertanto, per illustrare le possibili opzioni di circuito, ad esempio, viene fornito uno schema di un sistema di propulsione integrato (APU) per un satellite terrestre artificiale (AES) con carburante a due componenti (vedi Fig. 2.15.).

Riso. 2.15. Schema di un ODE con un motore a razzo a propellente liquido bicomponente per IC.

1. Riduttore di pressione, 2. LRE di manovra (Ciascuno con spinta 22 N),

3. Apogee LRE (spinta 490 N)

I progetti e le caratteristiche fondamentali del funzionamento del motore a razzo a propellente liquido sono molto diversi. Uno dei problemi più importanti nella creazione di un motore a razzo a propellente liquido è garantire l'operabilità delle camere di combustione. Soprattutto se si considera che le risorse necessarie per il LRE sono significativamente superiori alle risorse per le camere dei LRE convenzionali.

L'elenco di quelli simili può includere: lancio, organizzazione del flusso di lavoro, scelta di un sistema per contrastare l'effetto della temperatura sulle pareti delle camere e molti altri. La maggior parte dei problemi di difficile soluzione sono principalmente legati ai bassissimi costi di gestione dei componenti. Quindi, per alcune camere, le portate dell'ossidante e del combustibile non superano rispettivamente 0,5 e 0,3 g/s. Una circostanza simile, ad esempio, determina l'impossibilità di utilizzare il raffreddamento rigenerativo delle pareti (come il più efficace) e la scelta per la fabbricazione di pareti della camera metalli refrattari, utilizzare rivestimenti di schermatura termica resistenti al calore, molto più bassi dei gusci

Per i sistemi di propulsione, uno dei cui diagrammi è mostrato nella Figura 2.15., Utilizzato come parte di un veicolo spaziale da trasporto o di un altro velivolo e in volo per lungo tempo, è necessario effettuare il rifornimento dei serbatoi di carburante. Le opzioni per i sistemi di rifornimento sono mostrate nella figura (vedi Fig. 2.16.).

Riso. 2.16. Schemi di rifornimento dei serbatoi di carburante negli aerei in volo.

1. Pareti del serbatoio; 2. Aumentare il tubo; 3. Pistone; 4. Aspirazione carburante; 5. Soffietto;

6. Borsa elastica; 7. Asta con fori per spinta; 8. Diaframma in plastica; 9. Deflettori bagnati in plastica; 10. Tubo centrale per aspirazione carburante.

A - con un pistone; B - con dispositivo di spostamento del soffietto (carburante esterno al soffietto); B - con dispositivo di spostamento del soffietto (carburante all'interno del soffietto); D - con un sacco di spostamento (carburante fuori dal sacco); D - con una sacca di spostamento (carburante all'interno della sacca); E - con un diaframma di plastica; Zh - con un dispositivo di aspirazione capillare.

Per ulteriori informazioni sui sistemi di rifornimento, vedere il tutorial citato nella bibliografia.

Per l'implementazione di motori a razzo a propellente liquido di media, alta e altissima spinta, è necessario creare motori con il maggior aumento possibile della pressione nella camera di combustione. In tali varianti di motori vengono utilizzati schemi con un sistema turbopompa per la fornitura di componenti del carburante.

La figura (vedi Fig. 2.17.) mostra uno schema a blocchi di un motore a razzo a propellente liquido con un sistema di pompaggio per l'alimentazione dei componenti. tratto caratteristico Nello schema in esame si deve assumere che il gas esausto dalla turbina sia semplicemente scaricato nell'atmosfera circostante. Va notato che i prodotti della combustione dopo la turbina hanno ancora una capacità di lavoro significativa e il loro mancato utilizzo influisce negativamente sull'efficienza del motore. Tuttavia, tali schemi possono essere implementati.

Riso. 2.17. Schema pneumatico-idraulico di un motore a razzo a propellente liquido, con alimentazione di componenti da turbopompa alla camera di combustione.

Un componente di un propellente unitario (ad esempio, perossido di idrogeno - H 2 O 2), dal serbatoio, viene immesso in un generatore di gas liquido. Generatore di gas - un'unità progettata per produrre gas generatore ad alta temperatura utilizzato per azionare la turbina HP. La turbina fornisce la coppia alle pompe del carburante e dell'ossidante. I componenti principali del carburante vengono pompati nella camera del motore e il carburante, di norma, viene utilizzato per raffreddare la camera, per la quale viene immesso nello spazio tra le sue pareti, comunemente chiamato "camicia di raffreddamento". L'ossidante viene immesso direttamente nella testa dell'ugello della camera, dove si miscela con il combustibile riscaldato nel percorso di raffreddamento. Il processo di interazione dei componenti del carburante avviene nella camera di combustione. I risultanti prodotti di combustione ad alta temperatura passano attraverso la sezione critica della camera e si espandono nell'ugello a velocità supersoniche. Il deflusso dei prodotti della combustione è la fase finale del funzionamento del motore a razzo e costituisce la spinta del motore a razzo.

Schemi di questo tipo, chiamati "circuiti aperti", possono essere più efficienti se, dopo il funzionamento sulla turbina, il gas del generatore può essere scaricato attraverso dispositivi aggiuntivi che assicurano l'utilizzo dell'energia del gas scaricato ...

Nel caso generale, il valore della spinta di un LRE di regime “aperto” può essere costituito da un valore pari alla somma delle spinte prodotte dalla camera principale e da un ulteriore dispositivo turbina. Un effetto simile può essere ottenuto assicurandosi che il gas del generatore venga portato all'ugello ausiliario; introduzione nella parte supercritica dell'ugello principale, in diverse varianti del design dell'ugello principale.

La figura (vedi Fig. 2.18) mostra schemi di dispositivi in ​​​​cui il gas del generatore, dopo aver realizzato parte della sua energia nella turbina, viene utilizzato per creare una spinta aggiuntiva.

Fig. 2.18 Schemi di dispositivi che utilizzano gas dietro la turbina

In una qualsiasi delle opzioni presentate, è necessario tenere conto della spinta aggiuntiva implementata nel dispositivo.

Quelli. esiste una relazione:

dove: - schema "aperto" LRE a spinta totale;

Spinta prodotta dalla camera principale del motore a razzo;

Trazione prodotta in dispositivi ausiliari.

Usando le dipendenze date in precedenza per determinare l'impulso specifico (vedi equazioni 2.11, 2.12. e 2.13), trasformeremo l'espressione 2.19. per visualizzare 2.20.

(2.20.)

dove: - impulso specifico effettivo della LRE dello schema “aperto”;

Impulsi specifici forniti rispettivamente dalla camera principale e dai dispositivi ausiliari;

Consumo di massa di carburante nel generatore di gas e consumo di massa totale di carburante nell'LRE.

Analisi delle dipendenze 2.20. mostra che il valore dell'impulso specifico effettivo è maggiore, minore è la percentuale di carburante consumato attraverso il generatore di gas e più efficientemente viene utilizzato il gas del generatore dopo l'operazione sulla turbina. Esiste una dipendenza ben definita che caratterizza l'effetto della pressione nella camera LRE di uno schema "aperto" sul valore dell'impulso specifico. In contrasto con l'aumento monotono di . Nel caso generale considerato sopra, con un aumento della pressione nelle camere LRE funzionanti secondo lo schema senza postcombustione del gas del generatore, si osserva un'area chiaramente definita che corrisponde al valore ottimale (vedi Fig. 2.19.).

Fig.2.19. La dipendenza dell'impulso specifico dalla pressione nella camera

motore a circuito aperto

La comparsa di un estremo nella dipendenza è spiegata dal necessario aumento del consumo di carburante attraverso il generatore di gas con un aumento della pressione nella camera di combustione. L'aumento della portata è necessario per aumentare la potenza della turbina al fine di soddisfare la maggiore richiesta delle pompe di maggiore coppia. Questa situazione porta ad un aumento della quota di combustibile utilizzato in modo inefficiente e, di conseguenza, ad una diminuzione dell'impulso specifico del LRE.

È consentito prevedere lo scarico del gas del generatore di gas attraverso speciali ugelli rotanti utilizzati per controllare il volo di un razzo

Al fine di massimizzare l'uso delle capacità del carburante per missili, gli sforzi di scienziati e ingegneri russi hanno sviluppato uno schema per organizzare il processo di lavoro di un motore a razzo a propellente liquido, che prevede la postcombustione del gas del generatore nella camera di combustione dopo la sua funzionamento sulla turbina TNA, i cosiddetti "schemi con postcombustione del gas del generatore" (vedi Fig. 2.20 .).

Riso. 2.20. Schemi strutturali di motori a razzo a propellente liquido con postcombustione del gas del generatore

1. e 2. Serbatoi carburante e ossidante, 3. FGG, 4. e 5. pompe carburante e ossidante, 7., 8. e 9. valvole, 10. camera di combustione.

La caratteristica principale dello schema "chiuso", realizzato secondo la variante di Fig. 2.20 è il seguente. Tutto l'ossidante necessario per il funzionamento del COP viene immesso nel generatore di gas. Qui viene fornita anche la quantità minima richiesta di carburante. Il rapporto tra i componenti di combustibile forniti al generatore di gas è dettato esclusivamente dalla necessità di ottenere gas con una temperatura accettabile per garantire i carichi termomeccanici della turbina. Dopo che il gas del generatore è stato azionato sulla turbina, che in questo caso presenta un eccesso di componente ossidante, il gas viene fornito al CS. Arriva anche una quantità aggiuntiva di carburante necessaria per mantenere il rapporto ottimale dei componenti del carburante. In questa versione, il motore a razzo funziona secondo lo schema "gas (ossidante) - liquido (carburante)". È anche possibile una variante dell'organizzazione del processo di lavoro, quando una quantità eccessiva di combustibile viene fornita al generatore di gas con una mancanza di un agente ossidante. Nel primo caso si parla di un generatore di gas ossidante, nel secondo di riduzione.

Entrambi i metodi hanno i loro vantaggi e svantaggi. Nel caso di un generatore di gas riducente, i problemi di garantire la stabilità termica sono molto più facili da risolvere, poiché alle alte temperature del processo di lavoro nel generatore di gas è molto più facile proteggere i materiali strutturali (principalmente metalli e loro leghe) dall'accensione in presenza di un ambiente riducente. Allo stesso tempo, un eccesso di carburante con una quantità insufficiente di ossidante è irto di una serie di conseguenze negative associate alla combustione incompleta del carburante, che, nel caso di componenti contenenti carbonio, porta alla precipitazione di una fase solida di carbonio e, di conseguenza, all'usura erosiva delle pale delle turbine e di altri elementi di HP.

Lo schema ossidativo della generazione del gas è privo di questi svantaggi, ma ha le sue peculiarità. Consistono nella necessità di utilizzare materiali strutturali refrattari resistenti all'accensione in un ambiente ossidante, il che comporta un aumento del costo dei motori, una potenziale diminuzione della loro stabilità se esposti a microparticelle in un flusso di gas ossidante che entra nelle pale della turbina , il che rende difficile creare motori a razzo altamente affidabili.

In pratica, lo schema di riduzione della generazione di gas viene utilizzato, il più delle volte, nei motori a razzo ossigeno-idrogeno, dove il combustibile (idrogeno liquido) non contiene carbonio e, quindi, non vi è sostanzialmente alcun pericolo di formazione di fuliggine. In futuro, la possibilità di utilizzare il primo membro della serie omologa di idrocarburi saturi, il metano (CH 4), come carburante per missili, in cui il contenuto di carbonio è minimo, il che rende fondamentalmente possibile utilizzarlo efficacemente nei generatori di gas di un regime di riduzione.

Lo schema LRE presentato sopra è implementato secondo lo schema "gas-liquido". Secondo questa versione dello schema, viene fornita l'organizzazione del processo di lavoro con la postcombustione del gas del generatore.

In un'altra variante, la postcombustione del gas del generatore può essere realizzata secondo lo schema "gas - gas". La principale differenza di questo schema è la presenza di due generatori di gas. È in funzione un generatore di gas schema ossidativo, il secondo - riparatore. È preferibile utilizzare idrogeno o un combustibile idrocarburico con un contenuto di massa minimo di carbonio (kerosene, ecc.) per un generatore di gas riducente e ossigeno liquido come agente ossidante. Pertanto, l'introduzione di idrogeno liquido nella composizione del carburante per missili consente di ridurre significativamente il rilascio della fase condensata del carbonio (fuliggine), garantendo così la possibilità di un funzionamento più affidabile del generatore di gas di riduzione.

I prodotti della generazione del gas entrano nelle turbine a gas ossidanti e riducenti e quindi, dopo essere passate attraverso le turbine, nella camera di combustione, dove avviene la loro interazione finale, con il rapporto richiesto di componenti (vedi Fig. 2.21.).

Riso. 2.21. Schema pneumoidraulico di LRE con postcombustione dei gas del generatore.

1. e 2. Serbatoi carburante e ossidante, 3. e 4. Gas GPL con eccesso di carburante e gas GPL con eccesso di ossidante, 5. e 6. Pompe carburante e ossidante, 7. e 8. Turbine a gas carburante e ossidante, 9. e 10. Valvole, 11. Camera di combustione.

Uno schema simile può essere in un design leggermente diverso, quando ci sono due generatori di gas. Il GPL con carburante in eccesso fornisce la pressurizzazione del serbatoio del carburante. Il secondo generatore di gas produce gas ossidante ad alta temperatura, una parte del quale entra nella turbina e dopo la turbina nella camera di combustione principale. Il secondo - una parte più piccola nel mixer è integrata con una quantità aggiuntiva di ossidante e viene utilizzata per gonfiare il serbatoio ossidante.

Per un motore a idrogeno-ossigeno, viene solitamente utilizzato un circuito senza gas (vedi Fig. 2.22.).

Fig.2. 22. Schema gas-free LRE

1. Camera di combustione, 2. Regolatore di tiraggio, 3. Pompa idrogeno liquido. 4. Pompa ossigeno liquido, 5. Riduttore di velocità, 6. turbina, 7. 8. e 9. valvole di intercettazione avviamento, 10. valvola sistema di accensione..

Nello schema del generatore di gas pneumoidraulico, il funzionamento del motore a razzo a propellente liquido prevede il seguente ordine di funzionamento. I componenti dei serbatoi attraverso le valvole di ingresso entrano nell'ingresso delle pompe. Il THA del motore ha uno schema a due alberi con alberi paralleli e un riduttore a ingranaggi. Questa è una caratteristica importante di questo TNA. La pompa centrifuga dell'idrogeno è montata sullo stesso albero della turbina, ha due stadi e un ingresso assiale. Il primo stadio della pompa è centrifugo a vite. La pompa di ossigeno centrifuga a vite è realizzata monostadio. Turbina - assiale a due stadi, a getto.

L'ossigeno liquido attraverso il blocco valvole, con un regolatore di rapporto elettromeccanico, dalla pompa entra nella cavità della testa di miscelazione. In volo, secondo i segnali del sistema di svuotamento del serbatoio, il rapporto dei componenti può variare entro ± 10%. L'idrogeno dalla pompa viene fornito attraverso una tubazione al collettore di ingresso del percorso di raffreddamento della camera.

L'idrogeno liquido dalla pompa entra nel collettore situato nella sezione critica dell'ugello. Dal collettore, lungo una parte dei tubi, l'idrogeno viene indirizzato all'uscita dell'ugello, quindi, lungo l'altra parte dei tubi, si sposta verso il collettore vicino alla testata. Da questo collettore, l'idrogeno gassoso, riscaldato nel percorso di raffreddamento a una temperatura di 200 K, viene inviato dal regolatore di tiraggio alla turbina. Il regolatore di tiraggio funziona secondo il principio di bypassare parte dell'idrogeno all'uscita della turbina. Dalla turbina l'idrogeno di scarico attraverso la valvola di avviamento entra attraverso il condotto del gas nella testa di miscelazione. Tutte le valvole principali sono controllate da gas elio con utilizzando valvole di controllo.

Lo schema mostra anche le valvole che assicurano il funzionamento del sistema di raffreddamento del motore prima dell'avviamento. Tale operazione è necessaria per la normale implementazione dell'avviamento di un motore utilizzando componenti criogenici. ciò che è necessario per i sistemi idraulici. La pressurizzazione dei serbatoi viene effettuata con elio gassoso, la cui alimentazione è in un apposito cilindro.

Sopra, sono stati considerati una serie di schemi LRE, in cui gli HP vengono utilizzati per fornire componenti al CS. A basse pressioni negli ugelli di ingresso, possono verificarsi modalità di stallo, caratterizzate dall'insorgenza di cavitazione nelle cavità interlama delle pompe. In tutti gli schemi pneumoidraulici presentati di motori a razzo a propellente liquido dotati di HP, il gas viene fornito ai serbatoi con componenti dai cilindri attraverso riduttori, che li pressurizza. In questo caso si potrebbe contare sull'ottenimento della pressione richiesta all'ingresso delle pompe. Allo stesso tempo, la pressione nei serbatoi, necessaria per il normale funzionamento della pompa centrifuga a vite, è spesso inaccettabilmente elevata, il che porta ad un notevole aumento dello spessore delle pareti e del peso dei serbatoi. L'inconveniente notato può essere evitato se all'uscita dei serbatoi è installata un'ulteriore unità pompa booster (booster) (BPU). L'installazione del BHA, che assicura il funzionamento della pompa principale della HP, può ridurre notevolmente la quantità di pressurizzazione dei serbatoi e, di conseguenza, il loro peso. Pertanto, la progettazione di un moderno HPP è impensabile senza l'uso coerente di varie pompe disposte secondo uno schema multistadio. Il ruolo dei booster può essere svolto da una pompa assiale a palette (coclea) o a getto (eiettore).

Le unità di pompaggio booster (BPU), solitamente chiamate pre-pompe, si trovano in prossimità del serbatoio con il componente, il che elimina le perdite idrauliche quando il componente viene alimentato dal serbatoio all'ingresso della pompa BPU. Nella figura (vedi Fig. 2.30).

Riso. 2.30. Schemi del dispositivo booster

Opzione a). 1. Serbatoio con un componente, 2. prepompa centrifuga, 3. turbina a liquido del gruppo prepompa, 4. turbina principale di PdC, 5. pompa di PdP.

Opzione b). 1. Serbatoio con un componente, 2. prepompa, 3. turbina a gas dell'unità di prepompa, 4. pompa dell'HP principale.

Opzione c). 1. Serbatoio con un componente, 2. pre-pompa a getto (eiettore), 3. ugello dell'eiettore, 4. pompa principale HP, 5. Linea di alimentazione del componente all'ugello dell'eiettore.

Nello schema dell'opzione "a", la turbina idraulica BNA è azionata da liquido alta pressione prelevato dalla pompa HP. Dopo il funzionamento sulla turbina, il liquido ritorna alla linea di pressione. Nello schema dell'opzione "b", la turbina a gas funziona con il gas del GPL principale, e nell'opzione "c", la pompa di pre-eiettore del getto, così come l'opzione dello schema "a", è alimentata da il componente dalla pompa della HP principale.

Come risulta dalla breve analisi di cui sopra dell'efficacia delle possibili varianti degli schemi LRE, un aumento della pressione nella camera non porta in tutti i casi ad un aumento dell'impulso specifico. Le caratteristiche analizzate della costruzione degli schemi LRE sono più legate agli schemi di motori a spinta grande ed extra-alta, e anche, in una certa misura, a motori a media spinta. La figura (vedi Fig. 2.31.) mostra la dipendenza qualitativa degli impulsi specifici della camera e LRE, realizzati secondo lo schema di spostamento, secondo lo schema "aperto" e secondo gli schemi "chiusi" di varie opzioni.

Riso. 2.31. La dipendenza dell'impulso specifico dalla pressione nella camera

Dall'analisi del grafico, ne consegue che nei motori eseguiti sullo schema liquido - liquido, con l'aumentare della pressione, l'impulso specifico della camera aumenta in modo monotono. Tuttavia, in futuro, a causa dell'aumento del consumo di gas per l'azionamento HP (vedi Fig. 2.26.), L'impulso specifico del motore aumenta solo fino a un certo limite. L'aumento degli impulsi specifici dei motori costruiti secondo circuiti chiusi aumenta con l'aumentare della pressione nella camera, sebbene sia molto significativo.

Quando si sceglie un'opzione LRE per un aeromobile di nuova concezione, oltre a utilizzare i dati ottenuti dall'analisi del grafico mostrato in Figura 2.18, si dovrebbe considerare la dipendenza chiamata caratteristica di altitudine (Fig. 2.32.).

Riso. 2.32. caratteristica dell'altezza.

Sull'immagine. 2.32. vengono presentate le modifiche ai parametri principali del motore con una variazione della contropressione. Come si può vedere dalla figura, il flusso delle caratteristiche altimetriche del LRE al variare della pressione ambiente ambienti può essere diviso in due sezioni: la sezione dell'ugello senza onda d'urto I e la sezione dell'ugello con onda d'urto P.

Nella sezione con il funzionamento senza salti dell'ugello, la spinta e la spinta specifica diminuiscono linearmente con l'aumentare della pressione ambiente. In questo caso, il processo di lavoro nella camera e nel suo ugello è autonomo dalla pressione ambiente. Ad una certa pressione p a un'onda d'urto entra nell'ugello della camera: la linearità della variazione di spinta e spinta specifica viene violata. La natura del cambiamento di spinta e spinta specifica nella modalità di funzionamento dell'ugello con un'onda d'urto è determinata dalla regolarità del movimento dell'onda d'urto nella profondità dell'ugello e dal ripristino della pressione dietro l'onda d'urto. Figura 2.33. le linee tratteggiate mostrano la natura del cambiamento dei parametri principali del motore a razzo a propellente liquido, nel caso in cui l'onda d'urto non entrasse nell'ugello ea tutte le pressioni dell'ugello si verificasse la normale espansione del gas. Dal momento in cui l'onda d'urto entra nell'ugello, la pressione dietro l'urto aumenta man mano che l'onda d'urto penetra in profondità nell'ugello. Una modalità di funzionamento simile si osserva nell'LRE del primo stadio dei missili intercontinentali, la cui pressione all'uscita dell'ugello è scelta sufficientemente piccola dalla condizione di ottenere la spinta specifica massima media nella sezione attiva della traiettoria del razzo. o per i razzi, Per un tipo simile di razzo, i parametri del motore sono selezionati dalla condizione di ottenere la spinta specifica massima media nella sezione aerea della traiettoria. Pertanto, per questi razzi, la pressione all'uscita dell'ugello risulta piuttosto bassa e la pressione atmosferica è sufficiente perché l'urto entri in profondità nell'ugello. Si può vedere dalla figura che nelle condizioni indicate, la modalità operativa dell'ugello con un'onda d'urto migliora le caratteristiche del motore a razzo a propellente liquido.

Per la versione del razzo, per la quale è necessario che la spinta cambi in volo, il LRE deve essere realizzato con una caratteristica del gas (vedi Fig. 2.33.).

Riso. 2.33. Caratteristica dell'acceleratore di LRE.

Come si evince dalla figura, per variare l'entità dello sforzo di trazione è necessario modificare le portate dei componenti. Tuttavia, va ricordato che la variazione di portata viene fornita correggendo il differenziale tra gli ugelli secondo la seguente espressione.

, (2.21.)

dove G è la portata del componente attraverso l'ugello,

Portata dell'ugello,

F f - l'area della sezione di uscita dell'ugello dell'ugello,

densità dei componenti,

Caduta di pressione dell'ugello.

Oltre alle opzioni presentate, un'altra direzione del miglioramento del circuito sono i motori a razzo a tre componenti. In un LRE di questo tipo, alcuni idrocarburi (ad esempio cherosene) e idrogeno liquido vengono utilizzati contemporaneamente come combustibile e l'ossigeno liquido viene utilizzato come ossidante. I motori a tre componenti consentono inoltre di realizzare appieno la possibilità di un uso efficiente di vari propellenti a bordo dello stesso aeromobile. I calcoli balistici e di massa dell'efficacia dell'uso di vari combustibili nei sistemi di propulsione di veicoli di lancio, missili balistici, sistemi spaziali riutilizzabili sono in gran parte determinati dalle caratteristiche del carburante per missili utilizzato. Come mostrato in precedenza, i carburanti determinano il valore dell'impulso specifico del LRE, che è particolarmente importante per i motori degli stadi superiori del lanciatore, mentre i primi stadi possono essere dotati di un LRE con un valore non così elevato, ma allo stesso tempo la densità del carburante dovrebbe essere massima.

I motori a tre componenti consentono di garantire il funzionamento dei primi stadi con un contenuto minimo di idrogeno nel carburante per missili. Cioè, indica l'opportunità di utilizzare carburante con una densità maggiore. Nelle fasi successive del volo del razzo, l'idrogeno, come combustibile più energivoro e di minore densità, è più preferibile, poiché il suo utilizzo porterà ad un aumento dell'impulso specifico del motore a razzo e, di conseguenza, l'efficienza dell'intero aeromobile.

LRE può fornire i parametri e le caratteristiche richieste, a condizione che le centraline automatiche e di controllo del motore siano incluse nel circuito pneumoidraulico (PGS). Tra le funzioni più importanti svolte dalle unità CGM vi sono:

stabilizzazione del rapporto dei componenti forniti alla camera di combustione;

mantenimento del livello richiesto o regolazione della trazione;

· assicurare il controllo e la gestione del funzionamento del motore e dei suoi organi principali (camera di combustione, HP, generatore di gas ed, eventualmente, alcuni altri), che ne determinano le prestazioni complessive.

Per tipi specifici di motori, l'elenco presentato può essere ampliato.

Come più volte notato, per questo tutorial, osservando le condizioni di brevità dei materiali presentati, non è possibile presentare eventuali varianti del CGM con descrizioni dei circuiti che compongono i motori delle centraline di automazione e controllo. Puoi solo indicare nell'elenco delle fonti letterarie, un elenco di sussidi didattici speciali su questo tema.

Tuttavia, verranno presentati gli schemi e le caratteristiche di progettazione delle unità principali.

Evidenziando la parola unità "principali", gli autori intendono le unità che forniscono i parametri funzionali e le caratteristiche più importanti del motore a razzo. Questi includono camere di combustione, unità turbopompa, generatori di gas. Queste unità determineranno il tipo di motore a razzo. Il lavoro per la loro creazione richiede il massimo tempo e costi finanziari, allo stesso tempo, va sottolineato che il grado di importanza nel determinare le prestazioni di LRE, e talvolta l'affidabilità, non menzionate tra le unità principali (valvole, regolatori, ecc. ) richiede non meno attenzione alla loro progettazione e sviluppo.

2.5.1. Camere di combustione LRE

La camera di combustione si sviluppa in una certa sequenza. Inizialmente, se termine di paragone non sono specificatamente stipulati, i componenti e la pressione ottimale nel CS vengono selezionati Il design del CS viene determinato dopo aver eseguito calcoli gasdinamici. Sulla base dei risultati di questi calcoli, vengono stabilite le dimensioni geometriche e il profilo gasdinamico della stazione di compressione (vedi Fig. 2.34.).

Riso. 2.34. Profilo gasdinamico della camera di combustione.

LRE CS è sottoposto a carichi termici estremamente elevati. Per motori di media, grande e altissima spinta, per quasi tutti i tipi di componenti, il CS viene eseguito con raffreddamento esterno. Per le piccole camere di spinta, i problemi di resistenza alla temperatura vengono risolti tenendo conto della risorsa, dei contorni geometrici della camera, della forza di trazione e di altre caratteristiche specifiche di ciascuna variante della camera. I principali elementi strutturali del CS, realizzati con raffreddamento esterno, sono mostrati in figura (vedi Fig. 2.35.)

Riso. 2.35. Camera di combustione a gusci incollati

1. Corpo della camera, 2. Testa di miscelazione, 3. Parte cilindrica della camera, 4. Ugello, 5. Camicia della camera, 6. Staffa di potenza.

UN. Nodo della cintura della tenda, b. Unità di alimentazione del dispositivo di raffreddamento (carburante), c. Staffe per il montaggio della fotocamera

In Figura 2.35., l'introduzione del componente di raffreddamento nella camicia della camera è effettuata nella sezione del diametro esterno dell'ugello. Non è unica decisione. Solitamente il progettista sceglie di installare il collettore di ingresso del componente, in funzione di una serie di motivi (grado di espansione dell'ugello, volontà di ridurre la resistenza lungo il percorso, robustezza, ecc.).

La figura (vedi Fig. 2.36) mostra le opzioni per la posizione delle sezioni di ingresso.

Riso. 2.36. Opzioni per la posizione delle sezioni per l'introduzione del componente di raffreddamento nello spazio intercalare della "camicia" della camera.

UN- nella sezione di uscita dell'ugello. B.- nella sezione di uscita e nella sezione centrale dell'ugello, v– nella parte centrale dell'ugello

Nei moderni motori ad alta spinta, per aumentare la stabilità termica della camera, vengono utilizzati una serie di accorgimenti progettuali per ridurre la temperatura degli elementi più sollecitati dal calore della camera di combustione.

Tali misure includono:

organizzazione del raffreddamento rigenerativo pompando componenti del combustibile relativamente freddi attraverso la "camicia" di raffreddamento;

L'utilizzo delle cosiddette "cortine di raffreddamento", che sono zone speciali di aree termicamente sollecitate della camera, dotate di dispositivi per fornire una quantità aggiuntiva di uno dei componenti del combustibile (solitamente carburante) al fine di ridurre i flussi di calore locali;

· l'adozione di particolari accorgimenti nella sezione critica della camera più sollecitata termicamente (riduzione dell'intercapedine, inserti di materiali refrattari nella parte critica dell'ugello).

Per l'organizzazione del raffreddamento esterno, la dimensione dello spazio è regolata da speciali distanziatori - connessioni. Forniscono inoltre la resistenza della camera e la stabilità del guscio interno della camera, quando la pressione del componente di raffreddamento nello spazio della "camicia" supera la pressione nella camera. La figura (vedi Fig. 2.30.) mostra i tipi di distanziatori utilizzati nei moderni progetti CS. I distanziatori, i gusci esterni e interni sono collegati mediante saldatura, la composizione di saldatura dei rack nel componente e mantiene le caratteristiche di resistenza quando le pareti vengono riscaldate.

Riso. 2.37. Tipi di legami di gusci CS.

UN. distanziatore ondulato, B. calotta interna a costine, v. camera tubolare.

C'è un'altra circostanza importante per aumentare l'efficienza del CS, che è assicurata dall'introduzione di collegamenti nella progettazione del CS. Il corpo della camera LRE subisce un carico di forza significativo. Il processo di combustione può avvenire a pressioni del prodotto di diverse decine di MPa. In questo caso, la pressione del componente di raffreddamento nell'intercapedine deve essere sempre maggiore della pressione nella camera. In caso contrario, il componente non potrà entrare nel CS. Di conseguenza, il guscio interno della camera, essendo sottoposto a una caduta di pressione esterna pari alla differenza tra la pressione di alimentazione e la pressione nella camera, può collassare - perdere stabilità. E se, durante il processo in corso nella camera, viene riscaldato, le caratteristiche meccaniche del materiale del guscio hanno un valore ridotto. Sui primi campioni di motori, i gusci esterno e interno funzionavano indipendentemente l'uno dall'altro (vedi Fig. 2.38.), il che escludeva la possibilità di aumentare la pressione nella camera di combustione.

Riso. 2.38. Camera di combustione del motore RD-1100

1. Blocco iniettore con un sistema di accensione, 2. gusci della camera a funzionamento indipendente (senza connessioni). Blocco 3 ugelli.

Nei moderni motori a razzo a propellente liquido, come notato in precedenza, il CS viene eseguito con proiettili associati. Quando un componente di raffreddamento viene introdotto nell'intercapedine "intercamicia" nella sezione di uscita dell'ugello (lo schema eseguito più di frequente) (vedi Fig. 2.39.), viene determinata la massima perdita di carico che agisce sul guscio interno. In questa sezione, la pressione del componente è massima e la pressione nella camera è prossima allo zero. La valutazione dell'affidabilità della resistenza dei gusci della camera (la resistenza dei gusci, la stabilità del guscio interno, la forza dei legami e altre posizioni) dovrebbe essere effettuata tenendo conto di questa circostanza.

Riso. 2.39. Distribuzione dei carichi lungo la lunghezza della camera

Sul grafico vengono utilizzate le seguenti designazioni: pg - pressione nella camera, pf - pressione del componente di raffreddamento nello spazio "intershell", tg - temperatura del gas nella camera, t cfr. - media, sullo spessore del guscio interno, temperatura, - caduta di pressione attraverso l'ugello, m cool. è la portata massica del componente di raffreddamento, L è la lunghezza della camera..

Va notato che le opzioni di connessione fornite in questo manuale, come le più comunemente utilizzate nei moderni progetti CS, sono state verificate da un gran numero di esperimenti e si sono dimostrate valide nel funzionamento di numerosi campioni di motori ferroviari di varie dimensioni.

Un altro mezzo per ridurre l'impatto termico sulla parete interna della camera è l'introduzione di unità a lama d'aria nel progetto. La figura (vedi Fig. 2.40) mostra le opzioni per le soluzioni progettuali per le unità a lama d'aria attraverso le quali vengono introdotti combustibili per garantire la creazione di un film gas-liquido sulla superficie interna dell'involucro della "camicia".

Fig.2.40. Opzioni barriera d'aria della camera.

UN – con buchi , B – con fenditura scanalata

Le camere di combustione di LREMT sono caratterizzate da due tipi di modalità operative (vedi Fig. 3.7.). Per una camera a funzionamento stazionario, il sistema di raffreddamento della parete interna può essere scelto secondo il principio delle camere appena smontate. La variante del LREMT, funzionante in modalità pulsata, può utilizzare una camera con un "sistema capacitivo" per proteggere la parete della camera. Questa opzione prevede la realizzazione di un unico guscio (senza "camicia di raffreddamento") di spessore maggiorato e con ulteriori anelli di irrigidimento (vedi Fig. 2.41.).

Riso. 2.41. La camera di combustione di un motore a razzo a bassa spinta.

1. Blocco valvola carburante, 2. Camera di combustione, 3. Gruppo attacco ugello, 4. Ugello ugello, 5. Accenditore, 6. Blocco valvola carburante.

Tale soluzione è accettabile, poiché negli intervalli tra il funzionamento della camera, la parete "poggia" dagli effetti dei prodotti della combustione e il suo riscaldamento diminuisce.

Un nodo particolarmente importante è il capo della COP. Sul fondo della testa sono presenti degli ugelli attraverso i quali i componenti entrano nella camera. I tipi di ugelli variano notevolmente nel design. Nella figura (vedi Fig. 2.42). vengono forniti alcuni mandati per ugelli a getto, centrifughi e bicomponenti, che vengono utilizzati nei motori dello schema "liquido-liquido".

Riso. 2.42. Opzioni ugello liquido.

1. Parte inferiore anteriore, 2. Parte inferiore centrale, 3. Ugello a getto bicomponente, 4. Ugello turbolatore monocomponente, 5. Ugello a getto centrifugo monocomponente, 6. Ugello centrifugo bicomponente a foro tangenziale, 7. Manicotto distanziatore.

Per i motori realizzati secondo schemi con postcombustione del gas del generatore, le testate della camera sono dotate di ugelli gas-liquido (Fig. 2.43.).

Riso. 2 43. Varianti di ugelli gas-liquido.

1. Parte inferiore anteriore, 2. Parte inferiore centrale, 3. Ugello a getto-getto, 4. Ugello a getto-centrifugo, 5. Ugello a getto-centrifugo con girante a spirale, 6. Ugello a due stadi (combinato): il primo stadio è a gas- getto-getto liquido, la seconda cascata è centrifuga liquida con fori tangenziali.

L'opzione degli ugelli per la testa di miscelazione viene selezionata dal progettista sulla base dell'esperienza acquisita in precedenza nell'elaborazione della camera del motore: un prototipo e l'esecuzione di calcoli. La collocazione degli ugelli sul fondo della testata è dettata dalla volontà del progettista di ottenere la migliore completezza di combustione dei componenti e dalla necessità di creare un efficace strato di combustibile a ridosso della parete. L'ultima delle posizioni menzionate dovrebbe fornire una modalità accettabile di riscaldamento della parete interna della camera (vedi Fig. 2.44).

Riso. 2.44. Schemi della posizione degli ugelli sulle teste del CS

UN - Disposizione a nido d'ape degli ugelli.

1. Ugelli a getto centrifugo, 2. Ugelli centrifughi.

B - Disposizione a scacchi degli ugelli

1. Ugello ossidante 2. Ugello carburante.

v– Disposizione degli ugelli in cerchi concentrici

1 Ugello bicomponente, 2. Ugello monocomponente

Dalla considerazione delle figure risulta che, indipendentemente dalla disposizione degli ugelli sul fondo della testa di miscelazione, è necessario formare una cortina affidabile di ugelli carburante sul diametro esterno.

L'LRE CS ha anche un gran numero di nodi necessari per il normale funzionamento del motore. Si tratta di collettori di ingresso e di uscita dei componenti, assiemi cinghia tenda, assiemi di connessione di parti della camera (testa di miscelazione, sezioni cilindriche e ugelli), assiemi di avvio e arresto, staffe che trasmettono la forza di trazione all'aeromobile, ecc. Tutti gli assiemi elencati devono essere progettati, valutati calcoli e sottoposti anche a test che ne confermano le prestazioni. Il desiderio degli autori di evidenziare tali caratteristiche della creazione del CS non è legato alla necessità di garantire la brevità del tutorial presentato.

La valutazione della perfezione del SC è caratterizzata dal coefficiente di completezza dell'impulso specifico, determinato dalla seguente espressione:

, (2.22.)

dove: - coefficiente di completezza dell'impulso specifico,

I battiti - impulso specifico misurato sperimentalmente,

Impulso specifico teorico,

Il coefficiente di perfezione del processo nella camera,

Il coefficiente di perfezione del processo nell'ugello della camera,

Il coefficiente di progettazione è determinato sulla base di dati statistici ottenuti durante i test di motori funzionanti su componenti simili. Di solito, il valore di questo coefficiente è 0,96 ... 0,99.

Il coefficiente dell'ugello () viene calcolato tenendo conto delle perdite per attrito () e delle perdite dovute al campo irregolare delle velocità del flusso all'uscita dell'ugello (). Inoltre, vengono prese in considerazione ulteriori perdite () associate al raffreddamento del flusso nell'ugello, al grado di non equilibrio e altri:

. (2.23.)

Nel caso generale, i valori numerici dei coefficienti elencati soddisfano i seguenti limiti: = 0,975 ... 0,999, = 0,98 ... 0,99 e = 0,99 ... 0,995. In questo caso, il valore = 0,945 ... 0,975.

Tenendo conto dei valori dati, il valore della completezza dell'impulso specifico può essere compreso tra 0,9 e 0,965.

2.5.2. Generatori di gas liquido (LGG).

Le soluzioni strutturali e le caratteristiche dei processi in camera dipendono in gran parte dal fatto che ZhGG sia installato su un LRE di schemi "aperti" o "chiusi". Per i motori dello schema "aperto", i CGG vengono eseguiti con una pressione vicina alle pressioni del CS principale. I motori LPGG di un circuito "chiuso" forniscono al fluido di lavoro (prodotti di combustione) della turbina una pressione significativamente superiore alla pressione nel CS principale. Tuttavia, i GHG, sia l'opzione ossidante che quella riducente, operano con rapporti dei componenti molto inferiori a quelli fissati per CS. Di conseguenza, anche le temperature alle quali avviene il processo nelle camere del generatore di gas differiscono notevolmente dalle temperature di processo nel CS.

LRE utilizza GPL bicomponente e monocomponente. I più utilizzati sono ZHGG a due componenti. Per i motori con postcombustione del gas del generatore, gli LGG bicomponenti sono naturalmente utilizzati come i più naturali. Si può notare che una parte significativa delle questioni relative alle caratteristiche del design e dello sviluppo di questa variante del JGG sono risolte secondo le posizioni adottate per il CC. La testata di miscelazione degli ugelli e la loro collocazione sui fondi della testata saranno realizzati secondo gli schemi utilizzati nella scelta di soluzioni simili per il CS. Allo stesso tempo, tenendo conto del livello di temperatura relativamente basso nella camera GGG, viene solitamente utilizzata una versione non raffreddata della parete. La figura (vedi Fig. 2.45) mostra la parte principale di uno ZHGG a due componenti, uno dei motori domestici.

Riso. 2.45. JGG bicomponente

Una versione simile dello ZHGG è stata utilizzata come parte del motore RD-111 Le frecce nella figura mostrano i raccordi per l'ingresso dei componenti.

Lo sviluppo di generatori di gas monocomponente viene effettuato secondo altri principi. Nel recente passato, per tali generatori di gas, è stato utilizzato come componente il perossido di idrogeno (H 2 O 2). Nella camera del generatore di gas si trovava una sostanza speciale (catalizzatore), l'interazione del perossido di idrogeno con il quale portava alla produzione di vapore acqueo e ossigeno gassoso ad alta temperatura (da 720 a 1030 K ad una concentrazione dell'80% e del 90% , rispettivamente). La figura (vedi Fig. 2.46) mostra l'SGG (il cosiddetto generatore di gas che produce vapore come fluido di lavoro della turbina), sviluppato da Energomash per l'RD-107 LPRE e le sue modifiche.

Riso. 2.46. Generatore di gas liquido monocomponente.

1. Raccordo ingresso componenti, 2. pacchetti catalizzatore, 3 tubi uscita vapore

Il componente - perossido di idrogeno - non è l'unico componente che può essere gassificato per ottenere un fluido di lavoro per la turbina. Soprattutto considerando che l'acqua ossigenata ad alta concentrazione non è sufficientemente stabile durante lo stoccaggio, è consigliabile utilizzare altri componenti. L'idrazina e la dimetilidrazina asimmetrica (UDMH) possono essere utilizzate come tali, ma per le quali, come il perossido di idrogeno, sono richiesti catalizzatori speciali.

2.5.3. Gruppo turbopompa (TNA),

Il TNA determina in gran parte le caratteristiche energetiche del motore a razzo. Il grado di perfezione dei componenti principali di HP, turbine e pompe, nel processo di creazione di design moderni, è sempre sotto la massima attenzione degli sviluppatori di motori. Per i progettisti di CS e ZGG, i problemi di garantire la completezza della combustione dei componenti, garantire la resistenza alla temperatura e la resistenza delle parti e degli assiemi determinano il successo del successivo funzionamento dell'LRE creato. Per uno specialista che lavora alla creazione di HPP, i problemi principali sono: aumentare l'efficienza della turbina e delle pompe, la resistenza delle loro parti (pale e disco della turbina, giranti della pompa, alloggiamenti, albero), l'affidabilità delle guarnizioni e un numero di altri che determinano l'affidabilità e la perfezione di HPP. La riuscita soluzione delle posizioni elencate aumenta l'impulso di spinta specifico, riduce il peso specifico dell'HP e del motore. Dopo un'ulteriore considerazione dei parametri e delle caratteristiche dell'HP, si vedrà che le posizioni di cui sopra dipendono direttamente da un parametro come la velocità del rotore (il sistema è "turbina, pompe, albero").

I dati iniziali per lo sviluppo di HP sono i tipi di componenti, i requisiti per costi e pressioni, le risorse e altri dati derivanti dai requisiti per LRE. Gli studi di progettazione consentono di trarre una conclusione sulle portate e sui parametri del fluido di lavoro per creare la potenza della turbina richiesta necessaria per azionare le pompe. Quando si eseguono questi lavori, vengono determinati: il layout di base dell'HP, la velocità del rotore, i sistemi di tenuta e, in definitiva, le sue caratteristiche di massa.

Nel lavoro sulla creazione di TNA, lo sviluppatore tiene conto dei requisiti obbligatori da cui è guidato:

· fornitura dei parametri principali (dimensioni, massa e parti degli elementi di fissaggio HP, derivanti dai requisiti per il layout del motore) e caratteristiche durante una determinata risorsa;

garantire le portate e le pressioni richieste dei componenti installati per l'uso nel motore;

· individuazione di posizioni che prevedano la fornitura di un costo indicativo del campione sviluppato.

In ulteriori lavori sulla creazione di un motore a razzo, possono essere stabiliti requisiti aggiuntivi.

Tra le principali posizioni che determinano l'aspetto costruttivo e i parametri di HPP, si dovrebbero considerare i diagrammi di layout di HPP. Opzioni possibili gli schemi sono mostrati nella figura (vedi Fig. 2.47).

Riso. 2.47. Diagrammi di layout di TNA

a, b E V- TNA monorotore, G. – TNA multirotore

Designazioni accettate: MA - pompe ossidanti, NG - pompe carburante.

Come risulta dall'esame della figura, le opzioni per gli schemi di layout saranno diverse, indipendentemente dal fatto che venga selezionato uno schema senza riduttore o uno schema con cambio per un ulteriore sviluppo. Con un circuito gearless, spesso non è possibile scegliere un'unica velocità ottimale per la turbina e ciascuna delle pompe. Tuttavia, HP con un circuito a ingranaggi avrà sempre le peggiori caratteristiche di massa. I moderni motori a razzo liquido di medie, grandi e grandissime dimensioni, nel caso, la massa approssimativa di HP può essere calcolata utilizzando la seguente espressione:

La figura (vedi Fig. 2.48) mostra gli schemi a blocchi del TPU, con una disposizione delle pompe a due lati e unilaterale. I diagrammi mostrano i nodi sopra menzionati.

Riso. 2.48. Schemi strutturali di TNA

1. Pompe carburante, 2. Turbine, 3. e 4. Tenute interne pompa e turbina, 5. Pompa ossidante, 6. Tenuta idrodinamica, 7. Tenuta intermedia.

Vengono utilizzate spinte LRE medie, grandi e molto grandi turbine a gas azionato da pompe centrifughe. Le opzioni di layout dipendono dalle caratteristiche delle opzioni LRE, come il tipo di componenti, il sistema di lancio HPT, le caratteristiche del prodotto che entra nella turbina e altro. L'aspetto costruttivo di HP differirà anche dalle soluzioni private determinate dal progettista a sua discrezione Le figure (vedi Fig. 2.48 e 2.49) mostrano i tipi di HP, in cui la fornitura di componenti viene effettuata da un solo lato e ingressi a doppia faccia.

Riso. 2.42. THA con pompe, con ingressi unilaterali dei componenti

1. Flangia collettore scarico, 2. Turbina, 3. Tubo ingresso con coclea, 4. Tubo ingresso pompa carburante, 5. Molla, 6. Flangia uscita pompa carburante, 7. Corpo pompa ossidante con coclea, 8. Flangia tubo ingresso pompa carburante .

In TPU, i corpi pompa sono realizzati con pre-pompe (viti), che forniscono un aumento di pressione all'ingresso davanti alle giranti principali unilaterali. Una versione simile del dispositivo booster elimina il verificarsi di cavitazione durante il funzionamento della pompa.

Riso. 2.50. THA con pompe, con ingressi di componenti su entrambi i lati

1. Flangia del tubo di ingresso della pompa del carburante, 2. Tubo di ingresso della pompa dell'ossidante, 3. Pyrostarer, 4. Flangia per l'alimentazione del fluido di lavoro alla turbina, 5. Turbina, 6. Collettore di scarico della turbina.

Il tipo presentato di HP è realizzato con una turbina a gas a due stadi e due pompe centrifughe. Le pompe hanno ingressi dei componenti a doppia faccia. Il design del THA è progettato con due alberi collegati da una molla. Sullo stesso albero, con i suoi due cuscinetti e tenute, sono montate una turbina e una pompa centrifuga ossidante. Sul secondo albero, anch'esso dotato di propri cuscinetti e tenute, si trova una pompa del carburante. Le prestazioni dei cuscinetti sono supportate dal grasso, inserito nelle cavità dei cuscinetti durante l'assemblaggio dell'HP. Una e la seconda parte del rotore sono installate in alloggiamenti separati, interconnessi da prigionieri.

Le pompe centrifughe sono solitamente utilizzate nelle LRE HPP.Per le pompe HPP, le proprietà anticavitazione sono molto importanti, da cui dipende l'effetto erosivo sulla parte di flusso della pompa, ma anche, soprattutto, la possibilità di interrompere tutti i parametri, la stabilità di cui determina lo svolgimento dei compiti richiesti dall'intero LRE. Un aumento delle proprietà anticavitazione della pompa è assicurato dall'uso di dispositivi speciali, alcuni dei cui schemi sono stati precedentemente presentati nella Figura 2.23. Ma più ampiamente, nella pratica della creazione di HP, vengono utilizzate pompe centrifughe a vite.

Ad esempio, la figura (vedi Fig. 2.51) mostra il design di una pompa centrifuga a vite per ossigeno.

Fig.2.51. Pompa centrifuga a vite.

1. Coperchio alloggiamento, 2. Cuscinetto, 3. Girante pompa, 4. Corpo pompa. 5. Coclea, 6. Cuscinetto.

L'efficienza della pompa dipende dalla riduzione delle perdite, tra le quali le principali sono:

flusso del componente dalla cavità ad alta pressione (ingresso dalla girante) nella cavità di ingresso;

attrito del componente contro le pareti delle cavità interne della pompa;

attrito nelle guarnizioni, cuscinetti.

Le perdite di efficienza della pompa elencate sono stimate:

densità dei componenti,

Flusso volumetrico dei componenti,

H è la pressione sviluppata dalla pompa,

N n - potenza effettiva consumata dalla pompa.

Tipicamente, l'efficienza delle pompe LRE varia da 0,5 ... 0,8,

Oltre alle disposizioni contrassegnate, le figure (vedi Fig. 2.52.) mostrano i progetti di altri dispositivi booster: prepompe di stringa (eiettore).

Fig.2.52. Il design del dispositivo a getto (eiettore).

UN- un eiettore con più fori. 1. Alloggiamento dell'eiettore, 2. Fori di ingresso del componente equidistanti lungo la circonferenza, 3. Ugello di ingresso del componente. B- un eiettore con una serie di ugelli. 1. Tubo alimentazione componenti, 2. Ugelli, 3. Corpo eiettore.

A causa della bassa efficienza, si consiglia di utilizzare pompe a getto nei motori con postcombustione, poiché un aumento della potenza della turbina quando un liquido attivo ad alta pressione viene fornito all'eiettore praticamente non riduce le caratteristiche energetiche di un motore a razzo a propellente liquido. Sull'immagine. 2.52, UN il design dell'eiettore con dodici ugelli posizionati attorno alla circonferenza della camera di miscelazione con un angolo di uscita di 18°. Quando il rapporto tra la portata del liquido attivo e quello espulso è fino a 25 %, la testa del flusso principale aumenta in modo significativo. Tuttavia, l'efficienza di un tale dispositivo nella modalità ottimale non raggiunge più di 0,15. La capacità di bassa pressione degli eiettori con un'efficienza da 0,08 a 0,2 ne limita l'uso nei moderni motori a razzo HPL.