Acasă » Tratate » Conversații despre motoarele de rachetă. Motoare rachete cu combustibil solid și lichid Presiunea motorului rachetei

Conversații despre motoarele de rachetă. Motoare rachete cu combustibil solid și lichid Presiunea motorului rachetei

1) Studiul schemei și principiului de funcționare a unui motor rachetă cu propulsie lichidă (LRE).

2) Determinarea modificării parametrilor fluidului de lucru de-a lungul traseului camerei LRE.

INFORMAȚII GENERALE DESPRE LRE

2.1. Compoziția motorului rachetă

Se numește motorul cu reacție dispozitiv tehnic, care creează împingere ca urmare a expirării fluidului de lucru din acesta. Motoarele cu reacție asigură accelerarea vehiculelor în mișcare tipuri variate.

Un motor rachetă este un motor cu reacție care utilizează numai substanțele și sursele de energie care sunt stocate la bordul unui vehicul în mișcare.

Un motor de rachetă cu propulsie lichidă (LRE) este un motor de rachetă care utilizează combustibil (sursă de energie primară și fluid de lucru) care se află într-o stare lichidă de agregare pentru funcționare.

LRE constă în general din:

2- unități turbopompe (TPU);

3- generatoare de gaz;

4 conducte;

5- unități de automatizare;

6- dispozitive auxiliare

Unul sau mai multe motoare de rachetă cu propulsie lichidă, împreună cu un sistem pneumatic-hidraulic (PGS) pentru alimentarea cu combustibil a camerelor motoarelor și a unităților auxiliare ale etapei rachetei, constituie un sistem de propulsie a rachetei cu propulsie lichidă (LPRE).

Ca propulsor lichid (LFR), se utilizează o substanță sau mai multe substanțe (oxidant, combustibil), care sunt capabile să formeze produse de combustie (descompunere) la temperatură înaltă ca urmare a reacțiilor chimice exoterme. Aceste produse sunt corpul de lucru al motorului.

Fiecare cameră LRE este formată dintr-o cameră de ardere și o duză. În camera LRE, energia chimică primară a combustibilului lichid este convertită în energia cinetică finală a fluidului de lucru gazos, în urma căreia se creează forța reactivă a camerei.

O unitate separată de turbopompă a LRE constă din pompe și o turbină care le antrenează. TNA asigură furnizarea de componente de combustibil lichid pentru camerele și generatoarele de gaz ale LRE.

Generatorul de gaz LRE este o unitate în care combustibilul principal sau auxiliar este transformat în produse de generare a gazelor utilizate ca fluid de lucru al turbinei și fluidele de lucru ale sistemului de presurizare pentru rezervoarele cu componente LRE.

Sistemul de automatizare LRE este un ansamblu de dispozitive (supape, regulatoare, senzori etc.) de diferite tipuri: electrice, mecanice, hidraulice, pneumatice, pirotehnice etc. Unitățile de automatizare asigură pornirea, controlul, reglarea și oprirea LRE.

Parametrii LRE

Principalii parametri de tracțiune ai LRE sunt:

Forța reactivă a LRE - R este gazul rezultat și forțele hidrodinamice care acționează pe suprafețele interioare ale motorului rachetă în timpul curgerii de materie din acesta;

Impingerea LRE - R - rezultanta forței reactive a LRE (R) și toate forțele de presiune mediu inconjurator, care acționează asupra suprafețelor exterioare ale motorului cu excepția forțelor de rezistență aerodinamică externă;

Impulsul de tracțiune LRE - I - integrală a tracțiunii LRE în timpul funcționării acestuia;

Impulsul specific de tracțiune al LRE - I y - raportul dintre forța (P) și consumul de combustibil în masă () al LRE.

Principalii parametri care caracterizează procesele care au loc în camera LRE sunt presiunea (p), temperatura (T) și debitul (W) al produselor de ardere (descompunere) a combustibilului lichid pentru rachete. În acest caz, sunt evidențiate valorile parametrilor de la intrarea duzei (secțiunea index „c”), precum și în secțiunile critice (“*”) și de ieșire („a”) ale duzei.

Calculul valorilor parametrilor în diferite secțiuni ale tractului duzei LRE și determinarea parametrilor de tracțiune ai motorului se efectuează în conformitate cu ecuațiile corespunzătoare ale termogazdinamicii. O metodologie aproximativă pentru un astfel de calcul este discutată în Secțiunea 4 a acestui manual.

SCHEMA ȘI PRINCIPIUL OPERAȚIUNII LRE „RD-214”

3.1. Caracteristici generale ale LRE "RD-214"

Motorul rachetă cu propulsie lichidă RD-214 a fost folosit în practica casnică din 1957. Din 1962, a fost instalat pe prima treaptă a vehiculelor de lansare în mai multe etape Kosmos, cu ajutorul cărora au fost lansați mulți sateliți din seria Kosmos și Interkomos pe orbite apropiate de Pământ.

LRE "RD-214" are un sistem de alimentare cu combustibil prin pompare. Motorul funcționează cu un oxidant de acid azotic cu punct de fierbere ridicat (o soluție de oxizi de azot în acid azotic) și combustibil cu hidrocarburi (produse de prelucrare a kerosenului). O componentă specială este utilizată pentru generatorul de gaz - peroxid de hidrogen lichid.

Principalii parametri ai motorului au următoarele semnificații:

Împingerea în gol R p = 726 kN;

Impulsul specific de împingere în gol I yn = 2590 N×s/kg;

Presiunea gazului în camera de ardere p k = 4,4 MPa;

Gradul de dilatare a gazului în duză e = 64

LRE "RD-214", (Fig. 1) este format din:

Patru camere (poz. 6);

O unitate turbopompă (TPU) (poz. 1, 2, 3, 4);

Generator de gaz (poz. 5);

conductă;

Unități de automatizare (poz. 7, 8)

THA-ul motorului constă dintr-o pompă de oxidant (poz. 2), o pompă de combustibil (poz. 3), o pompă de peroxid de hidrogen (poz. 4) și o turbină (poz. 1). Rotoarele (părțile rotative) ale pompelor și ale turbinei sunt conectate printr-un singur arbore.

Unitățile și unitățile care asigură alimentarea cu componente pentru camera motorului, generatorul de gaz și turbina sunt combinate în trei sisteme separate - linii:

Sistem de alimentare cu oxidant

sistem de alimentare cu combustibil

Sistem de generare de abur și gaz cu peroxid de hidrogen.

Fig.1. Schema unui motor de rachetă cu combustibil lichid

1 - turbină; 2 – pompa de oxidant; 3 - pompa de combustibil;

4 – pompa de peroxid de hidrogen; 5 – generator de gaz (reactor);

6 – camera motorului; 7, 8 - elemente de automatizare.

3.2. Caracteristicile unităților LRE „RD-214”

3.2.1. Camera LRE

Patru camere LRE sunt conectate într-un singur bloc de-a lungul a două secțiuni cu ajutorul șuruburilor.

Fiecare cameră LRE (poz. 6) constă dintr-un cap de amestecare și un corp. Capul de amestecare include partea de sus, mijloc și fund (de ardere). O cavitate pentru oxidant este formată între fundul superior și mijlociu, iar o cavitate pentru combustibil este formată între fundul mijlociu și de foc. Fiecare dintre cavități este conectată cu volumul intern al carcasei motorului prin intermediul injectoarelor corespunzătoare.

În procesul de funcționare LRE, componentele combustibilului lichid sunt furnizate, pulverizate și amestecate prin capul de amestecare și duzele acestuia.

Carcasa camerei LRE include o parte din camera de ardere și duza. Duza motorului rachetei cu propulsie lichidă este supersonică, are părți convergente și divergente.

Carcasa camerei LRE este cu pereți dubli. Pereții interior (foc) și exterior (putere) ai corpului sunt interconectați prin distanțiere. În același timp, cu ajutorul distanțierilor, între pereți se formează canale ale căii de răcire a lichidului carcasei. Combustibilul este folosit ca lichid de răcire.

În timpul funcționării motorului, combustibilul este furnizat către calea de răcire prin conducte speciale ale colectorului situate la capătul duzei. După ce a trecut pe calea de răcire, combustibilul intră în cavitatea corespunzătoare a capului de amestecare și este introdus prin duze în camera de ardere. În același timp, printr-o altă cavitate a capului de amestecare și duzele corespunzătoare, un oxidant intră în camera de ardere.

În volumul camerei de ardere are loc pulverizarea, amestecarea și arderea componentelor combustibilului lichid. Ca rezultat, se formează un fluid de lucru gazos la temperatură ridicată al motorului.

Apoi, în duza supersonică, energia termică a fluidului de lucru este convertită în energia cinetică a jetului său, la expirarea căruia se creează forța LRE.

3.2.2. Generator de gaz și unitate turbopompă

Generatorul de gaz (Fig. 1, elementul 5) este o unitate în care peroxidul de hidrogen lichid este transformat într-un fluid de lucru vaporos la temperatură înaltă al turbinei ca urmare a descompunerii exoterme.

Unitatea de turbopompă asigură alimentarea cu presiune a componentelor combustibilului lichid către camera și generatorul de gaz al motorului.

THA constă din (Fig. 1):

Pompă de oxidare centrifugă cu șurub (poz. 2);

Pompă de combustibil cu șurub-centrifugă (poz. 3);

pompă centrifugă cu peroxid de hidrogen (articolul 4);

Turbină cu gaz (poz. 1).

Fiecare pompă și turbină are un stator fix și un rotor rotativ. Rotoarele pompelor și turbinelor au un arbore comun, care este format din două părți, care sunt conectate printr-un arc.

Turbina (poz. 1) servește ca antrenare a pompei. Elementele principale ale statorului turbinei sunt carcasa și aparatul duzei, iar elementele principale ale rotorului sunt arborele și rotorul cu palete. În timpul funcționării, gazul de vapori de peroxid este furnizat turbinei de la generatorul de gaz. Când gazul de abur trece prin aparatul de duză și paletele rotorului turbinei, energia sa termică este transformată în energie mecanică de rotație a roții și a arborelui rotorului turbinei. Gazul de evacuare a aburului este colectat în galeria de evacuare a carcasei turbinei și evacuat în atmosferă prin duze speciale de deșeuri. Acest lucru creează un LRE de tracțiune suplimentară.

Pompele pentru oxidant (poz. 2) și combustibil (poz. 3) sunt de tip șurub centrifugal. Elementele principale ale fiecăreia dintre pompe sunt carcasa și rotorul. Rotorul are un arbore, un melc și o roată centrifugă cu palete. În timpul funcționării, energia mecanică este furnizată de la turbină la pompă printr-un arbore comun, care asigură rotația rotorului pompei. Ca urmare a acțiunii paletelor șuruburilor și a roții centrifuge asupra lichidului (componenta combustibilului) pompat de pompe, energia mecanică de rotație a rotorului pompei este transformată în energie potențială a presiunii lichidului, ceea ce asigură alimentarea cu componenta la camera motorului. Un melc în fața rotorului centrifugal al pompei este instalat pentru a crește în prealabil presiunea lichidului la intrarea în canalele interlame ale rotorului pentru a preveni fierberea la rece a lichidului (cavitația) și întreruperea continuității acestuia. Tulburările în continuitatea fluxului componentei pot cauza instabilitatea procesului de ardere a combustibilului în camera motorului și, în consecință, instabilitatea LRE în ansamblu.

O pompă centrifugă (poz. 4) este utilizată pentru a furniza peroxid de hidrogen generatorului de gaz. Consumul relativ scăzut al componentei creează condiții pentru funcționarea non-cavitațională a unei pompe centrifuge fără a instala o prepompă cu șurub în fața acesteia.

3.3. Principiul motorului

Pornirea, controlul și oprirea motorului se efectuează automat prin comenzi electrice de la placa rachetă către elementele de automatizare corespunzătoare.

Pentru aprinderea inițială a componentelor combustibilului, se utilizează un combustibil special de pornire, care se autoaprinde cu un oxidant. Pornirea combustibilului umple inițial o mică secțiune a conductei în fața pompei de combustibil. În momentul lansării LRE, combustibilul de pornire și oxidantul intră în cameră, se aprind spontan și abia atunci componentele principale ale combustibilului încep să intre în cameră.

În timpul funcționării motorului, oxidantul trece secvenţial prin elementele și ansamblurile liniei (sistemului), inclusiv:

Supapă de separare;

Pompa de oxidare;

Supapă oxidant;

Motorul camerei capului de amestecare.

Fluxul de combustibil curge prin linie, inclusiv:

Supape de separare;

pompă de combustibil;

Colector și cale pentru răcirea camerei motorului;

camera capului de amestecare.

Peroxidul de hidrogen și gazul de vapori rezultat trec secvențial prin elementele și unitățile sistemului de generare a aburului și a gazului, inclusiv:

Supapă de separare;

pompă de peroxid de hidrogen;

Reductor hidraulic;

generator de gaz;

Aparate cu duze pentru turbine;

Pale ale rotorului turbinei;

colector de turbină;

Duze de deșeuri.

Ca urmare a alimentării continue cu componente de combustibil de către unitatea de turbopompă către camera motorului, arderea lor cu formarea unui fluid de lucru la temperatură înaltă și expirarea fluidului de lucru din cameră, se creează forța LRE.

Variația valorii de tracțiune a motorului în timpul funcționării acestuia este asigurată prin modificarea debitului de peroxid de hidrogen furnizat generatorului de gaz. Aceasta modifică puterea turbinei și a pompelor și, în consecință, alimentarea cu componente de combustibil a camerei motorului.

Oprirea LRE se realizează în două etape cu ajutorul elementelor de automatizare. Din modul principal, motorul este mai întâi comutat în modul final de funcționare cu o forță mai mică și abia apoi este oprit complet.

METODOLOGIA DE LUCRU

4.1. Domeniul de aplicare și ordinea lucrărilor

În cursul lucrării, următoarele acțiuni sunt efectuate succesiv.

1) Se studiază schema motorului rachetă RD-214. Sunt luate în considerare scopul și compoziția LRE, proiectarea unităților, principiul de funcționare a motorului.

2) Se măsoară parametrii geometrici ai duzei LRE. Se găsește diametrul secțiunilor de intrare ("c"), critice ("*") și de ieșire ("a") ale duzei (Dc, D*, Da).

3) Se calculează valoarea parametrilor fluidului de lucru LRE în secțiunile de intrare, critice și de evacuare ale duzei LRE.

Pe baza rezultatelor calculelor, se construiește un grafic generalizat al schimbării temperaturii (T), presiunii (p) și vitezei (W) a fluidului de lucru de-a lungul traseului duzei (L) a LRE.

4) Parametrii de tracțiune ai motorului rachetă cu propulsie lichidă sunt determinați la modul de funcționare proiectat al duzei ().

4.2. Date inițiale pentru calcularea parametrilor motorului rachetă „RD-214”

Presiunea gazului în cameră (vezi opțiunea)

Temperatura gazelor din cameră

Constanta de gaz

Exponent izoentropic

Funcţie

Se presupune că procesele din cameră decurg fără pierderi de energie. În acest caz, coeficienții de pierdere de energie în camera de ardere și, respectiv, duza sunt

Se calculează modul de funcționare a duzei (indice " r»).

Măsurarea determină:

Diametrul gâtului duzei;

Diametrul de evacuare a duzei.

4.3. Secvența de calcul a parametrilor LRE

A) Parametrii din secțiunea de evacuare a duzei ("a") sunt determinați în următoarea secvență.

1) Zona de ieșire a duzei

2) Zona gâtului duzei

3) Gradul geometric de dilatare a gazului

Care este primul lucru care vă vine în minte când auziți expresia „motoare de rachetă”? Desigur, spațiul misterios, zborurile interplanetare, descoperirea de noi galaxii și strălucirea ademenitoare a stelelor îndepărtate. În orice moment, cerul a atras oamenii către sine, rămânând în același timp un mister nerezolvat, dar crearea primei rachete spațiale și lansarea acesteia au deschis noi orizonturi de cercetare pentru omenire.

Motoarele rachete sunt, în esență, motoare cu reacție obișnuite, cu o caracteristică importantă: ele nu folosesc oxigenul atmosferic ca oxidant de combustibil pentru a crea tracțiunea jetului. Tot ceea ce este necesar pentru funcționarea sa se află fie direct în corpul său, fie în sistemele de oxidare și alimentare cu combustibil. Această caracteristică face posibilă utilizarea motoarelor rachete în spațiul cosmic.

Există o mulțime de tipuri de motoare de rachetă și toate diferă izbitor unele de altele nu numai prin caracteristicile de design, ci și prin principiul de funcționare. De aceea fiecare tip trebuie luat în considerare separat.

Printre principalele caracteristici de performanță ale motoarelor de rachetă, se acordă o atenție deosebită impulsului specific - raportul dintre forța jetului și masa fluidului de lucru consumată pe unitatea de timp. Valoarea specifică a impulsului reflectă eficiența și economia motorului.

Motoare de rachete chimice (CRD)

Acest tip de motor este în prezent singurul care este utilizat pe scară largă pentru lansări în spațiu. nava spatiala Mai mult, și-a găsit aplicație în industria militară. Motoarele chimice sunt împărțite în combustibil solid și lichid în funcție de starea de agregare a combustibilului pentru rachete.

Istoria creației

Primele motoare de rachetă erau propulsoare solide și au apărut cu câteva secole în urmă în China. Pe vremea aceea, nu aveau nimic de-a face cu spațiul, dar cu ajutorul lor s-a putut lansa rachete militare. Combustibilul folosit a fost doar o pulbere, similară ca compoziție cu praful de pușcă procent constituenții săi au fost modificați. Drept urmare, în timpul oxidării, pulberea nu a explodat, ci s-a ars treptat, eliberând căldură și creând propulsie de jet. Astfel de motoare au fost rafinate, îmbunătățite și îmbunătățite cu succes diferite, dar impulsul lor specific a rămas încă mic, adică designul a fost ineficient și neeconomic. Curând au apărut noi specii combustibil solid, permițându-vă să obțineți un impuls specific mai mare și să dezvoltați o tracțiune mai mare. Oamenii de știință din URSS, SUA și Europa au lucrat la crearea sa în prima jumătate a secolului al XX-lea. Deja în a doua jumătate a anilor 1940, a fost dezvoltat un prototip de combustibil modern, care este folosit și astăzi.

Motorul rachetă RD - 170 funcționează cu combustibil lichid și oxidant.

Motoarele cu rachete lichide sunt o invenție a lui K.E. Ciolkovski, care le-a propus ca unitate de putere pentru o rachetă spațială în 1903. În anii 1920, lucrările la crearea unui motor de rachetă au început să fie efectuate în SUA, în anii 1930 - în URSS. Deja la începutul celui de-al Doilea Război Mondial, au fost create primele mostre experimentale, iar după încheierea acestuia, LRE a început să fie produs în masă. Au fost folosite în industria militară pentru a echipa rachete balistice. În 1957, pentru prima dată în istoria omenirii, a fost lansat un satelit artificial sovietic. Pentru a-l lansa, a fost folosită o rachetă echipată cu Căile Ferate Ruse.

Dispozitivul și principiul de funcționare a motoarelor cu rachete chimice

Un motor cu propulsie solidă conține în corp combustibil și un oxidant în stare solidă de agregare, iar recipientul de combustibil este și o cameră de ardere. Combustibilul este de obicei sub forma unei tije cu orificiu central. În timpul procesului de oxidare, tija începe să ardă de la centru spre periferie, iar gazele obținute ca urmare a arderii ies prin duză, formând tracțiune. Acesta este cel mai simplu design dintre toate motoarele de rachetă.

În motoarele cu propulsie lichidă, combustibilul și oxidantul sunt în stare lichidă de agregare în două rezervoare separate. Prin canalele de alimentare, acestea intră în camera de ardere, unde sunt amestecate și are loc procesul de ardere. Produsele de ardere ies prin duză, formând forță. Oxigenul lichid este de obicei folosit ca oxidant, iar combustibilul poate fi diferit: kerosen, hidrogen lichid etc.

Avantajele și dezavantajele RD chimice, domeniul lor

Avantajele combustibilului solid RD sunt:

simplitatea designului;
siguranța comparativă din punct de vedere al ecologiei;
preț scăzut;
fiabilitate.

Dezavantajele RDTT:

limitarea timpului de funcționare: combustibilul se arde foarte repede;
imposibilitatea repornirii motorului, oprirea acestuia și reglarea tracțiunii;
greutate specifică mică între 2000-3000 m/s.

Analizând avantajele și dezavantajele motoarelor rachete cu combustibil solid, putem concluziona că utilizarea lor este justificată doar în cazurile în care este necesară o unitate de putere medie, care este destul de ieftină și ușor de implementat. Scopul utilizării lor este rachete balistice, meteorologice, MANPADS, precum și amplificatoare laterale ale rachetelor spațiale (sunt echipate cu rachete americane, în sovietic și rachete rusești nu au fost folosite).

Avantajele RD lichid:

impuls specific ridicat (aproximativ 4500 m/s și mai sus);
capacitatea de a controla tracțiunea, oprirea și repornirea motorului;
greutate mai ușoară și compactitate, ceea ce face posibilă lansarea chiar și a încărcăturilor mari de mai multe tone pe orbită.

Dezavantaje LRE:

proiectare complexă și punere în funcțiune;
în condiții de lipsă de greutate, lichidele din rezervoare se pot deplasa aleatoriu. Pentru a le precipita, trebuie să utilizați surse suplimentare energie.

Scopul LRE este în principal astronautică, deoarece aceste motoare sunt prea scumpe pentru scopuri militare.

În ciuda faptului că până acum motoarele de rachete chimice sunt singurele capabile să asigure lansarea de rachete în spațiul cosmic, îmbunătățirea lor ulterioară este practic imposibilă. Oamenii de știință și proiectanții sunt convinși că limita capacităților lor a fost deja atinsă și sunt necesare alte surse de energie pentru a obține unități mai puternice, cu un impuls specific ridicat.

Motoare de rachete nucleare (NRE)

Acest tip de RD, spre deosebire de cele chimice, generează energie nu prin arderea combustibilului, ci prin încălzirea fluidului de lucru cu energia reacțiilor nucleare. NRE sunt izotopice, termonucleare și nucleare.

Istoria creației

Designul și principiul de funcționare al NRE au fost dezvoltate încă din anii 50. Deja în anii 70, probele experimentale erau gata în URSS și SUA, care au fost testate cu succes. Motorul sovietic RD-0410 în fază solidă cu o forță de 3,6 tone a fost testat pe o bază de banc, iar reactorul american NERVA urma să fie instalat pe racheta Saturn V înainte ca sponsorizarea programului lunar să fie oprită. În paralel, s-au lucrat și la crearea de NRE-uri în fază gazoasă. Acum există programe științifice pentru dezvoltarea motoarelor de rachete nucleare, experimente sunt efectuate la stațiile spațiale.

Astfel, există deja modele funcționale de motoare de rachete nucleare, dar până acum niciunul dintre ele nu a fost folosit în afara laboratoarelor sau baze științifice. Potențialul unor astfel de motoare este destul de mare, dar riscul asociat utilizării lor este și el considerabil, așa că deocamdată există doar în proiecte.

Dispozitiv și principiu de funcționare

Motoarele de rachete nucleare sunt în fază gazoasă, lichidă și solidă, în funcție de starea de agregare a combustibilului nuclear. Combustibilul din NRE-urile în fază solidă sunt barele de combustibil, la fel ca și în reactoare nucleare. Sunt amplasate în carcasa motorului și în procesul de degradare a materialului fisionabil eliberează energie termală. Fluidul de lucru - hidrogen gazos sau amoniac - în contact cu elementul de combustibil, absoarbe energie și se încălzește, crescând în volum și micșorându-se, după care iese prin duză sub presiune mare.

Principiul de funcționare al unui NRE în fază lichidă și designul său sunt similare cu cele în fază solidă, doar combustibilul este în stare lichidă, ceea ce face posibilă creșterea temperaturii și, prin urmare, a forței.

NRE-urile în fază gazoasă funcționează cu combustibil în stare gazoasă. De obicei folosesc uraniu. Combustibilul gazos poate fi reținut în carcasă câmp electric sau se află într-un balon transparent sigilat - o lampă nucleară. În primul caz, există un contact al fluidului de lucru cu combustibilul, precum și o scurgere parțială a acestuia din urmă, prin urmare, pe lângă cea mai mare parte a combustibilului, motorul trebuie să aibă o rezervă pentru reaprovizionarea periodică. În cazul unei lămpi nucleare, nu există scurgeri, iar combustibilul este complet izolat de fluxul fluidului de lucru.

Avantajele și dezavantajele YARD

Motoarele de rachete nucleare au un avantaj imens față de cele chimice - acesta este un impuls specific ridicat. Pentru modelele în fază solidă, valoarea sa este de 8000-9000 m/s, pentru modelele în fază lichidă este de 14000 m/s, pentru modelele în fază gazoasă este de 30000 m/s. Cu toate acestea, utilizarea lor implică contaminarea atmosferei cu emisii radioactive. Acum se lucrează pentru a crea un motor nuclear sigur, ecologic și eficient, iar principalul „candidat” pentru acest rol este un NRE în fază gazoasă cu o lampă nucleară, în care substanța radioactivă se află într-un balon etanș și nu iese afară. cu o flacără cu jet.

Motoare electrice cu rachete (EP)

Un alt potențial concurent al motoarelor de rachete chimice este un motor de rachetă electric alimentat de energie electrică. ERD poate fi electrotermic, electrostatic, electromagnetic sau pulsat.

Istoria creației

Primul EJE a fost proiectat în anii 30 de designerul sovietic V.P. Glushko, deși ideea de a crea un astfel de motor a apărut la începutul secolului al XX-lea. În anii 60, oamenii de știință din URSS și SUA lucrau activ la crearea unui sistem de propulsie electrică, iar deja în anii 70, primele mostre au început să fie folosite în nave spațiale ca motoare de control.

Dispozitiv și principiu de funcționare

Un sistem de propulsie electrică este format din EJE însuși, a cărui structură depinde de tipul său, sistemele de alimentare cu fluid de lucru, control și alimentare cu energie. Electrothermal RD încălzește fluxul fluidului de lucru datorită căldurii generate de elementul de încălzire, sau într-un arc electric. Heliul, amoniacul, hidrazina, azotul și alte gaze inerte, mai rar hidrogenul, sunt folosite ca fluid de lucru.

RD electrostatice sunt împărțite în coloidal, ionic și plasmă. În ele, particulele încărcate ale fluidului de lucru sunt accelerate de câmpul electric. În RD-urile coloidale sau ionice, ionizarea gazului este asigurată de un ionizator, un câmp electric de înaltă frecvență sau o cameră de descărcare în gaz. În RD-urile cu plasmă, fluidul de lucru, xenonul, un gaz inert, trece printr-un anod inelar și intră într-o cameră de descărcare în gaz cu un catod compensator. La tensiune înaltă, o scânteie se aprinde între anod și catod, ionizând gazul, rezultând o plasmă. Ionii încărcați pozitiv ies prin duză cu o viteză mare, dobândită datorită accelerației de către un câmp electric, iar electronii sunt scoși la iveală printr-un catod compensator.

RD electromagnetice au propriul lor câmp magnetic - extern sau intern, care accelerează particulele încărcate ale fluidului de lucru.

Impuls de lucru RD datorită evaporării combustibilului solid sub acțiunea descărcărilor electrice.

Avantajele și dezavantajele ERD, domeniul de utilizare

Printre avantajele ERD:

impuls specific ridicat, a cărui limită superioară este practic nelimitată;
consum redus de combustibil (fluid de lucru).

Defecte:

nivel ridicat de consum de energie electrică;
complexitatea designului;
mica tractiune.

Până în prezent, utilizarea motoarelor electrice de propulsie este limitată la instalarea acestora pe sateliții spațiali și ca surse de energie electrică pentru acestea, panouri solare. În același timp, aceste motoare pot deveni acele centrale electrice care vor face posibilă explorarea spațiului, prin urmare, lucrările la crearea noilor lor modele se desfășoară în mod activ în multe țări. Aceste centrale electrice au fost menționate cel mai des scriitorii de science fiction în lucrările lor dedicate cuceririi spațiului, ele pot fi găsite și în filmele science fiction. Până acum, ERD este speranța că oamenii vor putea în continuare să călătorească spre stele.

Rusia a dezvoltat forțe nucleare strategice, a căror componentă principală sunt rachetele balistice intercontinentale de diferite tipuri, utilizate ca parte a sistemelor terestre staționare sau mobile, precum și pe submarine. Cu o anumită similitudine la nivelul ideilor și soluțiilor de bază, produsele din această clasă au diferențe vizibile. În special, sunt utilizate motoare rachete de diferite tipuri și clase, care corespund anumitor cerințe ale clienților.

Din punctul de vedere al caracteristicilor centralelor electrice, toate ICBM-urile învechite, actuale și promițătoare pot fi împărțite în două clase principale. Acesta poate fi echipat cu motoare de rachetă cu combustibil lichid (LPRE) sau motoare cu combustibil solid (RDTT). Ambele clase au propriile lor avantaje, datorită cărora sunt folosite în diverse proiecte, iar până acum niciuna dintre ele nu a reușit să înlocuiască un „concurent” din domeniul lor. Problema centralelor electrice este de mare interes și merită o analiză separată.

si teorie

Se știe că primele rachete care au apărut cu multe secole în urmă au fost echipate cu motoare cu combustibil solid folosind cel mai simplu combustibil. O astfel de centrală și-a păstrat poziția până în secolul trecut, când au fost create primele sisteme de combustibil lichid. În viitor, dezvoltarea a două clase de motoare a mers în paralel, deși motorul rachetă cu combustibil lichid sau motorul rachetă cu combustibil solid s-au înlocuit din când în când ca lideri ai industriei.

Lansarea rachetei UR-100N UTTH cu motor lichid. Fotografie Rbase.new-factoria.ru

Primele rachete cu rază lungă de acțiune, a căror dezvoltare a dus la apariția complexelor intercontinentale, au fost echipate cu motoare lichide. La mijlocul secolului trecut, LRE a făcut posibilă obținerea caracteristicilor dorite folosind materialele și tehnologiile disponibile. Mai târziu, specialiștii din țările lider au început să dezvolte noi soiuri de pulberi balistice și combustibili mixți, ceea ce a dus la apariția motoarelor de rachete cu propulsie solidă adecvate pentru utilizare pe ICBM-uri.

Până în prezent, în forțele nucleare strategice tari diferite s-au răspândit atât rachetele cu combustibil lichid, cât și cu combustibil solid. Este curios că ICBM-urile rusești sunt echipate cu sisteme de propulsie de ambele clase, în timp ce Statele Unite în urmă cu câteva decenii au abandonat motoarele lichide în favoarea celor cu combustibil solid. În ciuda unei astfel de diferențe de abordări, ambele țări au reușit să construiască grupuri de rachete de forma dorită cu capacitățile necesare.

În domeniul rachetelor intercontinentale, motoarele cu propulsie lichidă au devenit primele. Astfel de produse au o serie de avantaje. Combustibilul lichid vă permite să obțineți un impuls specific mai mare, iar designul motorului permite o schimbare a forței în comparație cu moduri simple. Rezervoarele de combustibil și de oxidant ocupă cea mai mare parte a volumului de rachete cu LRE, ceea ce reduce într-un anumit fel cerințele pentru rezistența carenei și simplifică producția acesteia.

În același timp, motoarele de rachete și rachetele echipate cu acestea nu sunt lipsite de dezavantaje. În primul rând, un astfel de motor se caracterizează prin cea mai mare complexitate a producției și a funcționării, ceea ce afectează negativ costul produsului. ICBM-urile primelor modele au avut un dezavantaj sub forma complexității pregătirii pentru lansare. Alimentarea cu combustibil și oxidant a fost efectuată imediat înainte de lansare și, în plus, în unele cazuri, a fost asociată cu unele riscuri. Toate acestea au afectat negativ calitățile de luptă ale sistemului de rachete.

Rachete lichide R-36M în containere de transport și lansare. Fotografie Rbase.new-factoria.ru

Un motor de rachetă cu combustibil solid și o rachetă construită pe baza lui au aspecte și avantaje pozitive față de un sistem lichid. Principalul plus este costul de producție mai mic și designul simplificat. De asemenea, motoarele de rachetă cu combustibil solid nu prezintă riscul de scurgere a combustibilului agresiv și, în plus, se remarcă prin posibilitatea unei depozitări mai lungi. În faza activă a zborului ICBM, motorul cu propulsie solidă oferă o dinamică de accelerație mai bună, reducând probabilitatea unei interceptări reușite.

Un motor cu combustibil solid pierde în fața unui motor lichid în ceea ce privește impulsul său specific. Deoarece arderea unei încărcături de combustibil solid este aproape incontrolabilă, controlul împingerii motorului, oprirea sau repornirea necesită un mijloace tehnice care diferă în complexitate. Corpul motorului rachetă cu combustibil solid îndeplinește funcțiile unei camere de ardere și, prin urmare, trebuie să aibă o rezistență adecvată, ceea ce impune cerințe speciale asupra unităților utilizate și, de asemenea, afectează negativ complexitatea și costul producției.

LRE, motor de rachetă cu combustibil solid și forțe nucleare strategice

În prezent, forțele nucleare strategice ale Rusiei sunt înarmate cu aproximativ o duzină de ICBM-uri de diferite clase, concepute pentru a rezolva misiuni de luptă efective. Trupe de rachete rachetele strategice (RVSN) operează cinci tipuri de rachete și se așteaptă la apariția a încă două noi complexe. Aceeasi suma sisteme de rachete folosite pe submarinele Marinei, cu toate acestea, rachete fundamental noi nu au fost încă dezvoltate în interesul componentei marine a „triadei nucleare”.

În ciuda lui vârstă respectabilă, trupele mai au rachete UR-100N UTTKh și R-36M / M2. Astfel de ICBM de clasă grea includ mai multe etape cu propriile lor motoare cu propulsie lichidă. Cu o masă mare (mai mult de 100 de tone pentru UR-100N UTTKh și aproximativ 200 de tone pentru R-36M / M2), două tipuri de rachete transportă o rezervă semnificativă de combustibil, asigurând că un focos greu este trimis la o distanță de cel puțin 10 mii km.

Vedere generală a rachetei RS-28 „Sarmat”. Desen „Centrul de rachete de stat” / makeyev.ru

De la sfârșitul anilor cincizeci în țara noastră au fost studiate problemele utilizării motoarelor de rachete cu combustibil solid pe ICBM-uri promițătoare. Primele rezultate reale în acest domeniu au fost obţinute la începutul anilor '70. În ultimele decenii, această direcție a primit un nou impuls, datorită căruia a apărut o întreagă familie de rachete cu combustibil solid, care reprezintă o dezvoltare consecventă a ideilor și soluțiilor comune bazate pe tehnologii moderne.

În prezent, Forțele Strategice de Rachete au rachete RT-2PM Topol, RT-2PM2 Topol-M și RS-24 Yars. În același timp, toate astfel de rachete sunt operate atât cu lansatoare de mine, cât și cu lansatoare mobile de la sol. Trei tipuri de rachete, create pe baza unor idei comune, sunt construite conform unei scheme în trei etape și sunt echipate cu motoare cu propulsie solidă. După ce au îndeplinit cerințele clientului, autorii proiectelor au reușit să minimizeze dimensiunile și greutatea rachetelor finite.

Rachetele complexelor RT-2PM, RT-2PM2 și RS-24 au o lungime de cel mult 22,5-23 m cu un diametru maxim mai mic de 2 m. Greutatea de lansare a produselor este de aproximativ 45-50 de tone. 1-1,5 tone.Rachetele Topol sunt echipate cu un focos monobloc, în timp ce Yars, conform datelor cunoscute, poartă mai multe focoase separate. Raza de zbor - cel puțin 12 mii km.

Este ușor de observat că, având principalele caracteristici de zbor la nivelul rachetelor mai vechi cu propulsie lichidă, Topol și Yarsy cu propulsie solidă au dimensiuni mai mici și au o greutate de pornire. Cu toate acestea, cu toate acestea, au o sarcină utilă mai mică.

Complex mobil de sol „Plop”. Fotografie de către Ministerul Apărării al Federației Ruse

În viitor, Forțele Strategice de Rachete ar trebui să primească mai multe sisteme de rachete noi. Astfel, proiectul RS-26 Rubezh, care a fost creat ca o opțiune pentru dezvoltarea ulterioară a sistemului Yars, prevede din nou utilizarea unei scheme în mai multe etape cu motoare de rachetă cu combustibil solid în toate etapele. Mai devreme, au apărut informații, conform cărora sistemul Rubezh este destinat să înlocuiască complexele vechi RT-2PM Topol, care au afectat principalele caracteristici ale arhitecturii sale. Conform principalelor caracteristici tehnice, Rubezh nu ar trebui să difere semnificativ de Topol, deși este posibil să se utilizeze o altă sarcină utilă.

Încă unul dezvoltare promițătoare- ICBM greu tip RS-28 „Sarmat”. Potrivit datelor oficiale, acest proiect prevede crearea unei rachete în trei trepte cu motoare lichide. S-a raportat că racheta Sarmat va avea o lungime de aproximativ 30 m cu o greutate de lansare de peste 100 de tone.Va putea transporta focoase speciale „tradiționale” sau un nou tip de sistem de lovitură hipersonică. Datorită utilizării motoarelor de rachetă cu propulsie lichidă cu caracteristici suficiente, este de așteptat să se obțină o rază de zbor maximă de 15-16 mii km.

disponibil marina Există mai multe tipuri de ICBM-uri cu caracteristici și capabilități diferite. Baza componentei navale a forțelor nucleare strategice sunt în prezent rachetele balistice submarine Familiile R-29RM: de fapt R-29RM, R-29RMU1, R-29RMU2 „Sineva” și R-29RMU2.1 „Liner”. În plus, în urmă cu câțiva ani, cea mai recentă rachetă R-30 Bulava a lovit arsenalele. Din câte știm, industria rusă dezvoltă în prezent mai multe proiecte de modernizare a rachetelor pentru submarine, dar până acum nu se vorbește despre crearea unor complexe fundamental noi.

În domeniul ICBM-urilor interne pentru submarine, există tendințe care amintesc de dezvoltarea complexelor „terestre”. Produsele R-29RM mai vechi și toate opțiunile pentru modernizarea lor au trei etape și sunt echipate cu mai multe motoare lichide. Cu ajutorul unei astfel de centrale electrice, racheta R-29RM este capabilă să livreze patru sau zece focoase de diferite capacități cu o masă totală de 2,8 tone la o distanță de cel puțin 8300 km.Proiectul de modernizare R-29MR2 Sineva prevedea utilizarea de noi sisteme de navigație și control. În funcție de sarcina de luptă disponibilă, o rachetă cu lungimea de 14,8 m și cântărind 40,3 tone este capabilă să zboare la o distanță de până la 11,5 mii km.

Încărcarea complexului de rachete „Topol-M” în lansatorul de siloz. Fotografie de către Ministerul Apărării al Federației Ruse

Un proiect mai nou de rachete pentru submarinele P-30 Bulava, dimpotrivă, prevedea utilizarea motoarelor cu combustibil solid în toate cele trei etape. Printre altele, acest lucru a făcut posibilă reducerea lungimii rachetei la 12,1 m și reducerea greutății de lansare la 36,8 tone. În același timp, produsul poartă o sarcină de luptă de 1,15 tone și o livrează la o distanță de până la 8-9 mii km. Nu cu mult timp în urmă, a fost anunțată dezvoltarea unei noi modificări a Bulava, care diferă în alte dimensiuni și greutate crescută, datorită căreia va fi posibilă creșterea încărcăturii de luptă.

Tendințe de dezvoltare

Este bine cunoscut faptul că, în ultimele decenii, comanda rusă s-a bazat pe dezvoltarea de rachete avansate cu propulsie solidă. Rezultatul a fost aspectul consecvent al complexelor Topol și Topol-M, apoi Yars și Rubezh, ale căror rachete sunt echipate cu motoare de rachetă cu combustibil solid. LRE, la rândul său, rămân doar pe rachete „terestre” relativ vechi, a căror funcționare se apropie deja de sfârșit.

Cu toate acestea, nu este încă planificată o respingere completă a ICBM-urilor cu propulsie lichidă. Ca înlocuitor pentru UR-100N UTTKh și R-36M / M2 existente, este creat un nou produs RS-28 „Sarmat” cu o centrală similară. Astfel, motoarele lichide în viitorul apropiat vor fi folosite doar pe rachete grele, în timp ce alte sisteme vor fi echipate cu sisteme de combustibil solid.

Situația cu rachetele balistice lansate de submarin arată similară, dar există unele diferențe. În această zonă, mai rămân și un număr semnificativ de rachete lichide, dar singurul proiect nou presupune utilizarea motoarelor de rachete cu combustibil solid. Dezvoltare în continuare evenimentele pot fi prezise prin studierea planurilor existente ale departamentului militar: programul de dezvoltare a flotei de submarine indică clar ce rachete au un viitor mare și care vor fi în cele din urmă dezafectate.

Lansator autopropulsat RS-24 "Yars". Fotografie Vitalykuzmin.net

Rachetele R-29RM mai vechi și cele mai recente modificări ale acestora sunt destinate submarinelor nucleare ale proiectelor 667BDR și 667BDRM, în timp ce R-30 au fost dezvoltate pentru a fi utilizate pe cele mai recente port-rachete proiectul 955. Navele familiei 667 își epuizează treptat resursele și în cele din urmă vor fi scoase din funcțiune din cauza învechirii morale și fizice complete. Împreună cu ei, respectiv, flota va trebui să abandoneze rachetele familiei R-29RM, care pur și simplu vor rămâne fără transportatori.

Prima rachetă crucișătoare submarine proiectul 955 „Borey” a fost deja acceptat în structura de luptă a Marinei și, în plus, construcția de noi submarine continuă. Aceasta înseamnă că, în viitorul previzibil, flota va primi o grupare semnificativă de port-rachete Bulava. Serviciul Boreev va continua timp de câteva decenii și, prin urmare, rachetele R-30 vor rămâne în serviciu. Este posibil să se creeze noi modificări ale unor astfel de arme care pot completa și apoi înlocui versiunea de bază a ICBM. Într-un fel sau altul, produsele familiei R-30 vor înlocui în cele din urmă rachetele vechi ale liniei R-29RM ca bază a componentei navale a forțelor nucleare strategice.

Avantaje și dezavantaje

Diferitele clase de motoare de rachetă utilizate pe rachetele strategice moderne au avantajele și dezavantajele lor de un fel sau altul. Sistemele de combustibil lichid și solid sunt superioare unul față de celălalt în unele privințe, dar pierd în altele. Ca urmare, clienții și proiectanții trebuie să aleagă tipul de centrală electrică în conformitate cu cerințele existente.

Motorul rachetă cu combustibil lichid condiționat diferă de motorul rachetă cu combustibil solid prin impulsul său specific mai mare și alte avantaje, care permite creșterea sarcinii utile. În același timp, aprovizionarea corespunzătoare cu combustibil lichid și oxidant duce la o creștere a dimensiunilor și greutății produsului. Astfel, o rachetă lichidă se dovedește a fi soluția optimă în contextul desfășurării unui număr mare de lansatoare de siloz. În practică, aceasta înseamnă că în prezent o parte semnificativă a silozurilor de lansare este ocupată de rachete R-36M / M2 și UR-100N UTTKh, iar în viitor vor fi înlocuite cu promițătorul RS-28 Sarmat.

Rachetele de tip Topol, Topol-M și Yars sunt utilizate atât cu instalațiile miniere, cât și ca parte a complexelor mobile de sol. Această din urmă posibilitate este oferită, în primul rând, de greutatea redusă de pornire a rachetelor. Un produs care cântărește cel mult 50 de tone poate fi amplasat pe un șasiu special cu mai multe osii, ceea ce nu poate fi realizat cu rachete lichide existente sau ipotetice. Complex nou RS-26 Rubezh, considerat ca un înlocuitor al Plopului, se bazează, de asemenea, pe idei similare.

Rachetă submarină R-29RM. Desen „Centrul de rachete de stat” / makeyev.ru

O trăsătură caracteristică a rachetelor cu motoare de rachetă cu combustibil solid sub forma unei reduceri a dimensiunii și greutății este, de asemenea, importantă în contextul armamentului flotei. Trebuie să aibă o rachetă pentru un submarin dimensiuni minime. Raportul dintre dimensiunile și caracteristicile de zbor ale rachetelor R-29RM și R-30 arată exact cum astfel de avantaje pot fi utilizate în practică. Deci, spre deosebire de predecesorii lor, cele mai recente submarine nucleare Project 955 nu au nevoie de o suprastructură mare care să acopere partea superioară a lansatoarelor.

Cu toate acestea, reducerea în greutate și dimensiuni are prețul ei. Rachetele cu propulsie solidă mai ușoare diferă de alte ICBM-uri interne prin sarcina lor de luptă mai mică. În plus, specificul rachetelor cu propulsor solid duce la o greutate mai mică perfecționată în comparație cu rachetele lichide. Cu toate acestea, aparent, astfel de probleme sunt rezolvate prin crearea de unități de luptă și sisteme de control mai eficiente.

În ciuda muncii îndelungate științifice și de proiectare, precum și a multor controverse, confruntarea condiționată dintre motoarele cu combustibil lichid și cel solid nu s-a încheiat încă cu victoria necondiționată a unuia dintre „concurenți”. Dimpotrivă, armata și inginerii ruși au ajuns la o concluzie echilibrată. Motoare de diferite tipuri sunt utilizate în acele zone în care pot arăta cele mai bune rezultate. Astfel, rachetele ușoare pentru sistemele mobile terestre și submarinele sunt echipate cu motoare de rachete cu combustibil solid, în timp ce rachetele grele lansate de siloz trebuie să fie echipate acum și în viitor cu sisteme cu propulsie lichidă.

În situația actuală, ținând cont de oportunitățile și perspectivele existente, o astfel de abordare pare cea mai logică și de succes. Permite în practică obținerea de rezultate maxime cu o reducere vizibilă a influenței factorilor negativi. Este foarte posibil ca o astfel de ideologie să continue în viitor, inclusiv cu utilizarea tehnologiilor promițătoare. Aceasta înseamnă că, în viitorul apropiat și îndepărtat, forțele nucleare strategice ruse vor putea primi rachete balistice intercontinentale moderne, cu cele mai înalte caracteristici și calități de luptă posibile, care afectează direct eficacitatea descurajării și securitatea țării.

Conform site-urilor:
http://ria.ru/
http://tass.ru/
http://interfax.ru/
http://flot.com/
http://rbase.new-factoria.ru/
http://kapyar.ru/
http://missiles.ru/
http://makeyev.ru/

Printre realizările tehnologice ale omenirii, motoarele de rachete ocupă un loc aparte. Dispozitivele create de mintea omului și de mâinile sale nu sunt doar punctul culminant al progresului științific și tehnologic. Datorită acestor cele mai complexe mașini, omenirea a reușit să scape din îmbrățișarea planetei noastre și să intre în întinderile spațiului.

Astăzi se află la dispoziția omului cele mai puternice motoare de rachetă din lume, capabile să dezvolte o tracțiune de sute de tone de forțe. Cursa de rachete a început cu mii de ani în urmă, când meșterii din China antică au reușit să creeze primele încărcături de pulbere pentru artificii. Va dura o perioadă uriașă de timp înainte ca primul motor cu reacție să fie creat în cel mai adevărat sens al cuvântului.

Aruncând praful de pușcă deoparte și împingând jetul cu combustibil lichid, bărbatul a trecut la construcții. avion cu jetși a avut ocazia de a crea mostre mai puternice de tehnologie rachetă.

Primii pași ai omului în lumea tehnologiei rachetelor

Omenirea este de mult familiarizată cu propulsia cu reacție. Chiar și grecii antici au încercat să folosească dispozitive mecanice puse în mișcare aer comprimat. Mai târziu, au început să apară dispozitive și mecanisme care zboară din cauza arderii unei încărcături de pulbere. Create în China și apoi apărute în Europa de Vest, primele rachete primitive erau departe de a fi perfecte. Cu toate acestea, deja în acei ani îndepărtați, teoria unui motor de rachetă a început să capete primele contururi. Inventatorii și oamenii de știință au încercat să găsească o explicație pentru procesele care au avut loc în timpul arderii prafului de pușcă, asigurând zborul rapid al corpului fizic, material. Propulsia cu reacție a fost din ce în ce mai interesată de om, deschizând noi orizonturi în dezvoltarea tehnologiei.

Povestea inventării prafului de pușcă a dat un nou impuls dezvoltării tehnologiei rachetelor. Primele idei despre forța unui motor cu reacție s-au format în procesul de experimente și experimente îndelungate. Lucrările și cercetările au fost efectuate folosind pulbere neagră. S-a dovedit că procesul de ardere a prafului de pușcă provoacă o cantitate mare de gaze care au un potențial de lucru uriaș. Armele de foc le-au dat oamenilor de știință ideea de a folosi energia gazelor pulbere cu o eficiență mai mare.

Utilizați combustibil diferit pentru a crea propulsie cu reacție nu a fost posibil din cauza imperfecțiunii bazei tehnice. Motorul rachetă cu pulbere a devenit primul dispozitiv cu propulsie solidă, prototipul motoarelor rachete moderne în serviciul omului.

Până la începutul secolului al XX-lea, tehnologia rachetelor era în starea sa primitivă, bazată pe ideile cele mai primitive despre propulsia cu reacție. Abia la sfârșitul secolului al XIX-lea au fost făcute primele încercări de a explica din punct de vedere științific procesele care contribuie la apariția propulsiei cu reacție. S-a dovedit că, odată cu creșterea încărcăturii, a crescut forța de tracțiune, care a fost principalul factor în funcționarea unui motor. Acest raport a explicat cum a funcționat motorul rachetei și în ce direcție a trebuit să meargă pentru a obține o eficiență mai mare a dispozitivului lansat.

Conducerea în acest domeniu aparține oamenilor de știință ruși. Nikolai Tikhomirov a încercat deja în 1894 să explice matematic teoria propulsiei cu reacție și să creeze un model matematic al unui motor de rachetă (reacție). Un om de știință remarcabil al secolului al XX-lea, Konstantin Tsiolkovsky, a adus o contribuție uriașă la dezvoltarea tehnologiei rachetelor. Rezultatul muncii sale au fost bazele teoriei motoarelor de rachete, care au fost ulterior folosite de orice proiectant de motoare de rachete. Toate evoluțiile ulterioare, crearea tehnologiei rachetelor, au mers cu utilizarea părții teoretice create de oamenii de știință ruși.

Tsiolkovsky, absorbit de teoria zborului spațial, a exprimat mai întâi ideea de a folosi componente lichide, hidrogen și oxigen, în locul combustibililor solizi. Odată cu pilitura lui a apărut un motor cu reacție lichidă, care astăzi este cel mai eficient și eficient tip de motor. Toate dezvoltările ulterioare ale principalelor modele de motoare de rachete care au fost folosite pentru lansarea rachetelor, în cea mai mare parte, au funcționat pe combustibil lichid, unde oxigenul ar putea fi un oxidant și au fost folosite alte elemente chimice.

Tipuri de motoare rachete: proiectare, schemă și dispozitiv

Privind o diagramă de motor rachetă și industrial produse finite, este greu să-l numești vârful geniului tehnic. Chiar și un dispozitiv atât de perfect precum motorul de rachetă rusesc Rd-180, la prima vedere, pare destul de prozaic. Cu toate acestea, principalul lucru în acest dispozitiv este tehnologia utilizată și parametrii pe care îi posedă acest miracol al tehnologiei. Esența unui motor rachetă este un motor cu reacție convențional, în care, datorită arderii combustibilului, se creează un fluid de lucru care asigură forța de tracțiune necesară. Singura diferență este în tipul de combustibil și în condițiile în care combustibilul este ars și se formează fluidul de lucru. Pentru ca motorul să dezvolte tracțiune maximă în primele secunde de funcționare, este nevoie de mult combustibil.

În motoarele cu reacție, arderea componentelor combustibilului se realizează cu participarea aerului atmosferic. Un motor ramjet este astăzi principalul cal de muncă, unde kerosenul de aviație din camera de ardere arde împreună cu oxigenul, formând un curent puternic de gaz cu jet la ieșire. Un motor rachetă este un sistem complet autonom în care propulsia cu jet este generată de arderea combustibilului solid sau lichid fără participarea oxigenului atmosferic. De exemplu, un motor de rachetă lichid funcționează cu combustibil, unde oxidantul este unul dintre elementele chimice furnizate camerei de ardere. Rachetele solide funcționează cu combustibili solizi care se află în același rezervor. Când sunt arse, se eliberează o cantitate imensă de energie care, la presiune mare, iese din camera de ardere.

Înainte de a începe lucrul, masa combustibilului este de 90% din masa motorului rachetei. Pe măsură ce se consumă combustibil, greutatea sa inițială scade. În consecință, forța motorului rachetei crește, ceea ce asigură efectuarea unei lucrări utile la transferul mărfurilor.

Procesele de ardere care au loc în camera de ardere a unui motor de rachetă fără participarea aerului fac ca utilizarea motoarelor de rachetă să fie dispozitive ideale pentru zboruri la altitudini mari și în spațiul cosmic. Dintre toate motoarele de rachetă cu care funcționează tehnologia modernă de rachetă, trebuie să se distingă următoarele tipuri:

motoare cu rachete solide (TRD);
lichid (LRE);
motoare rachete chimice (CRD);
motor rachetă ionică;
motor rachetă electric;
motor de rachetă hibrid (GRD).

Un tip separat include un motor de rachetă cu detonare (impuls), care este instalat în principal pe navele spațiale care călătoresc în spațiul cosmic.

În funcție de funcționarea și capacitățile tehnice, dispozitivele sunt împărțite în motoare de rachetă de pornire și cele de direcție. Primul tip include cele mai puternice motoare de rachetă, care au o forță enormă și sunt capabile să depășească forța gravitației. Cei mai renumiți reprezentanți de acest tip sunt motorul sovietic, propulsorul lichid RD-170/171, care dezvoltă tracțiune în timpul lansării unei rachete de 700 tf. Presiunea creată în camera de ardere are o valoare colosală de 250 kgf/cm2. Acest tip de motor a fost creat pentru vehiculul de lansare Energia. Un amestec de kerosen și oxigen este folosit drept combustibil pentru funcționarea instalației.

Tehnologia sovietică s-a dovedit a fi mai puternică decât celebrul dispozitiv american F-1, care asigură zborul rachetelor programului lunar american Apollo.

Motoarele de rachetă de pornire sau motoarele de marș pot fi folosite ca sistem de propulsie pentru prima și a doua etapă. Ei sunt cei care oferă viteza dată și zborul stabil al rachetei de-a lungul traiectoriei date și pot fi reprezentate de toate tipurile de motoare de rachetă care există astăzi. Ultimul tip - motoarele de direcție - este folosit pentru a manevra tehnologia rachetelor atât în timpul unui marș în atmosferă, cât și în timpul ajustării navelor spațiale în spațiu.

Până în prezent, doar câteva state au capacitățile tehnice de a produce motoare de rachete de susținere de mare putere capabile să lanseze volume mari de marfă în spațiu. Astfel de dispozitive sunt produse în Rusia, SUA, Ucraina și țările Uniunii Europene. Motorul de rachetă rusesc RD -180, motoarele ucrainene ZhRD 120 și ZhRD 170 sunt astăzi principalele sisteme de propulsie pentru tehnologia rachetelor utilizate pentru dezvoltarea programelor spațiale. Astăzi, motoarele de rachete rusești sunt folosite pentru a echipa vehiculele americane de lansare Saturn și Antares.

Cele mai comune motoare cu care funcționează astăzi tehnologia modernă sunt motoarele cu propulsie solidă și motoarele rachete lichide. Primul tip este cel mai ușor de utilizat. Al doilea tip - motoarele cu rachete lichide sunt dispozitive puternice și complexe cu ciclu închis, în care elementele chimice sunt principalele componente ale combustibilului. Aceste două tipuri de sisteme de propulsie includ motoarele cu rachete chimice, care diferă doar prin starea de agregare a componentelor combustibilului. Operarea acestui tip de echipamente are loc insa in conditii extreme, cu respectarea unor masuri de securitate ridicate. Combustibilul principal pentru acest tip de motor este hidrogenul și carbonul, care interacționează cu oxigenul, care acționează ca un oxidant.

Pentru motoarele cu reacție chimice, kerosenul, alcoolul și alte substanțe inflamabile sunt utilizate ca componente de combustibil. Fluorul, clorul sau oxigenul servesc ca agent de oxidare pentru un astfel de amestec. Masa de combustibil pentru funcționarea motoarelor chimice este foarte toxică și periculoasă pentru oameni.

Spre deosebire de omologii lor cu combustibil solid, al căror ciclu de lucru este prea rapid și incontrolabil, motoarele cu combustibil lichid vă permit să le reglați activitatea. Oxidantul este amplasat într-un recipient separat și este introdus în camera de ardere într-o cantitate limitată, unde, împreună cu alte componente, se formează un fluid de lucru, care iese prin duză, creând forță. Această caracteristică a sistemelor de propulsie permite nu numai reglarea forței motorului, ci și, în consecință, monitorizarea vitezei rachetei. Cel mai bun motor de rachetă folosit în prezent pentru a lansa rachete spațiale este RD-180 rusesc. Acest dispozitiv are mare specificatii tehniceși din punct de vedere economic, făcând operarea eficientă din punct de vedere al costurilor.

Ambele tipuri de motoare au avantajele și dezavantajele lor, care sunt compensate de scopul utilizării lor și de provocările tehnice cu care se confruntă creatorii tehnologiei rachetelor. Cel mai recent dintr-o cohortă de motoare chimice este motorul de rachetă cu metan criogenic SpaceX Raptor, care este construit pentru o rachetă capabilă de zbor interplanetar.

Tipuri moderne de motoare rachete

Acasă caracteristica de functionare motoarele rachete este impulsul specific. Această valoare este determinată de raportul dintre forța generată și cantitatea de combustibil consumată pe unitatea de timp. Acest parametru determină astăzi eficacitatea tehnologiei rachetelor, fezabilitatea sa economică. Tehnologii moderne au ca scop atingerea unor valori ridicate ale acestui parametru pentru a obține un impuls specific ridicat. Poate fi necesar să folosiți alte tipuri de combustibil pentru a obține o mișcare rapidă și infinită a navei spațiale.

Motoarele de rachete chimice, atât solide, cât și lichide, au atins apogeul dezvoltării lor. În ciuda faptului că aceste tipuri de motoare sunt principalele pentru rachetele balistice și spațiale, îmbunătățirea lor ulterioară este problematică. Astăzi se lucrează pentru utilizarea altor surse de energie.

Există două domenii prioritare:

Motoare de rachete nucleare (ioni);
motoare rachete electrice (puls).

Ambele tipuri par a fi o prioritate în domeniul construcției de nave spațiale. În ciuda deficiențelor pe care le au astăzi primele prototipuri ale acestor sisteme de propulsie, lansarea lor în spațiu va fi mult mai ieftină și mai eficientă.

Spre deosebire de motoarele chimice care au condus omenirea în era spațială, motoare nucleare da impulsul necesar nu datorat arderii combustibilului lichid sau solid. Hidrogenul sau amoniacul încălzit în stare gazoasă acționează ca un fluid de lucru. Gazele de înaltă presiune încălzite prin contact cu combustibilul nuclear părăsesc camera de ardere. Impulsul specific al acestor tipuri de motoare este destul de mare. Astfel de instalații sunt numite și nucleare și izotopice. Puterea lor este estimată destul de mult. Activitatea NRE de la lansarea pe Pământ este considerată imposibilă din cauza riscului ridicat de contaminare radioactivă a zonei și a personalului complexului de lansare. Astfel de motoare pot fi utilizate numai în timpul unui zbor de croazieră în spațiu.

Se crede că potențialul NRE-urilor este destul de mare, dar lipsa unor metode eficiente de control al unei reacții termonucleare face ca utilizarea lor în condițiile actuale să fie destul de problematică și periculoasă.

Următorul tip, motoarele cu propulsie electrică, sunt experimentale de la început până la sfârșit. Sunt luate în considerare patru tipuri de acest sistem de propulsie simultan: electromagnetic, electrostatic, electrotermic și pulsat. De cel mai mare interes din acest grup îl reprezintă dispozitivele electrostatice, care sunt numite și ionice sau coloidale. În această instalație, fluidul de lucru (de regulă, este un gaz inert) este încălzit de un câmp electric până la o stare de plasmă. Motoarele cu rachete ionice, printre toate celelalte, au cel mai mare impuls specific, dar este prea devreme să vorbim despre implementarea practică a proiectului.

În ciuda impulsului ridicat, această dezvoltare are dezavantaje semnificative. Motorul necesită surse constante de energie electrică pentru a funcționa, capabile să asigure o alimentare neîntreruptă cu energie electrică în volume mari. În consecință, un astfel de motor nu poate avea o forță mare, ceea ce reduce eforturile designerilor de a crea nave spațiale eficiente și economice la rezultate slabe.

Motorul-rachetă, pe care umanitatea îl are astăzi, a asigurat ieșirea omului în spațiu, a făcut posibilă efectuarea explorării spațiului pe distanțe lungi. Cu toate acestea, limitele tehnice la care au atins aparatele folosite creează premisele pentru intensificarea muncii în alte direcții. Poate că, în viitorul apropiat, navele cu centrale nucleare vor arăta spațiul, sau ne vom cufunda în lumea motoarelor de rachete cu plasmă care zboară cu viteze apropiate de viteza luminii.

Clasificare, scheme și tipuri de motoare rachete

Subiectul 2. MOTOARE DE RACHETE LICHIDE

Prelegerea #3

Întrebări pentru seminar.

1. Conceptul și caracteristicile raporturilor juridice de asigurare.

2. Diferența dintre raporturile juridice de asigurare și raporturile conexe.

3. Obiectul raportului de asigurare.

4. Dobânda de asigurare în asigurare.

5. Subiectele raportului de asigurare.

DezvoltatȘef al Departamentului de Drept Civil, doctor stiinte juridice, profesorul M.V. Rybkina

Fără a pretinde a fi o contabilitate completă și cuprinzătoare a LRE modernă, clasificarea celor mai comune tipuri de motoare este prezentată în figură (vezi Fig. 2.12.).

Schema propusă se bazează pe principiul împărțirii tuturor soluțiilor de proiectare a circuitelor în două grupuri mari, care diferă în principiile de asigurare a alimentării cu componente de combustibil a camerei de ardere LRE. Acestea sunt motoare cu sistem de alimentare prin pompare si motoare cu sistem de alimentare prin deplasare componente.

Prima grupă include în principal motoarele principale ale vehiculelor de lansare, rachete balistice intercontinentale, reutilizabile sisteme spațiale. Utilizarea celui de-al doilea grup de motoare de rachetă cu propulsie lichidă este, de regulă, limitată la sistemele de propulsie ale navelor spațiale, modulele de mari dimensiuni ale complexelor orbitale cu echipaj și navele de transport, precum și sistemele de propulsie ale vehiculelor de transport interorbital.

Orez. 2.12. Clasificarea generală a motoarelor rachete

O caracteristică importantă de clasificare a unui motor rachetă cu propulsie lichidă este, de asemenea, metoda de utilizare a fluidului de lucru (produși de ardere a combustibilului) obținute la ieșirea unității turbopompe a motorului. Conform acestui criteriu, toate motoarele sunt împărțite fundamental în motoare cu circuit „deschis” și motoare cu circuit „închis”. Într-un LRE a unei scheme „deschise”, gazul generatorului după funcționarea turbinei este descărcat fie fără utilizare suplimentară, fie este eliminat în dispozitive suplimentare. Într-un LRE de schemă „închisă”, gazul generator care a trecut prin turbină intră în camera de ardere și este post-ars, datorită adăugării unuia sau a două componente care intră în camera de ardere.

În funcție de tipul de generator de gaz, LRE poate fi clasificat în motoare cu generatoare de gaz pe componentele principale sau auxiliare ale combustibilului și au, de asemenea, o schemă fără generator, atunci când fluidul de lucru necesar pentru a conduce HP este obținut prin gazeificarea unuia dintre combustibili. componentele din calea de răcire a camerei.

Pentru a crește eficiența și eficiența unei unități de turbopompe, uneori sunt utilizate scheme cu HP-uri separate de-a lungul liniilor de combustibil și oxidant, precum și scheme în care unitatea de turbopompe include și pompe de rapel (booster) necesare pentru a crea presiunea necesară la motor. admisie, mai ales când pornește.

Pentru a crește eficiența și eficiența unei unități de turbopompe, se folosesc uneori scheme cu pompe separate de combustibil și oxidant, precum și scheme în care unitatea de turbopompe include și pompe de rapel (booster) necesare pentru a crea presiunea necesară la admisia motorului, în special când lansarea sa.

Relativ circuite simple caracteristică a LRE cu un sistem de alimentare cu combustibil cu deplasare.

În schema cu alimentare cu combustibil cu deplasare (vezi Fig. 2.13.), gazul dintr-un cilindru cu gaz comprimat (de exemplu, azot) intră în rezervoare cu oxidant și combustibil, în timp ce presiunea acestuia în rezervoarele componentelor combustibilului este menținută constantă prin mijloace. a unui reductor. Presiunea din perna de gaz a rezervoarelor de combustibil asigură deplasarea componentelor în fază lichidă în camera de ardere LRE. În același timp, este destul de evident că presiunea din cameră nu poate fi mai mare decât presiunea din rezervoare. Supapele de închidere sunt utilizate pentru a asigura pornirea și oprirea motorului. Avantajul incontestabil al schemei prezentate mai sus este simplitatea și, ca urmare, fiabilitatea. Cu toate acestea, cu un sistem de deplasare, cilindrul de gaz comprimat este greu, iar rezervoarele de combustibil sunt semnificativ mai grele. În general:

(2.18.)

Presiunea gazului în rezervoarele de combustibil;

Presiunea în camera de ardere LRE;

Pierderi de presiune pe căile hidraulice și elementele de automatizare dintre rezervoare și camera motorului.

Presiunea din perna de gaz a rezervoarelor de combustibil asigură deplasarea componentelor lichide în camera de ardere a motorului rachetă. În același timp, este destul de evident că presiunea din cameră nu poate fi mai mare decât presiunea din rezervoare. Supapele de închidere sunt utilizate pentru a asigura pornirea și oprirea motorului. Avantajul incontestabil al schemei prezentate mai sus este simplitatea și fiabilitatea acesteia. Deoarece odată cu creșterea presiunii în cameră, eficiența motorului crește, dorința de a-l crește, pentru această schemă LRE, este asociată cu o creștere a masei tuturor elementelor sistemului de alimentare și, mai ales, a rezervoarelor de combustibil. . Neajunsuri similare se aplică și sistemului de alimentare cu combustibil cu cilindree cu FGG cu două componente. Cu toate acestea, debitul gazului utilizat pentru presurizarea rezervoarelor de combustibil și de oxidant este mai mic. În această versiune a schemei, suflarea este efectuată de produsele de ardere obținute în GPL, iar performanța gazului „încălzit” este mult mai mare decât cea a celui „rece”.

Efectul influențării caracteristicilor de masă ale unui sistem de propulsie cu un motor de rachetă poate fi ilustrat clar prin următorul exemplu. Dacă sistemul de propulsie al celei de-a doua etape a vehiculului de lansare Saturn-5 ar fi înlocuit cu un sistem de propulsie cu un sistem de alimentare cu deplasare la aceeași presiune în camera de ardere LRE, atunci creșterea masei unui astfel de sistem de propulsie ar fi egală. la masă nava spatiala Apollo, care ar fi făcut imposibilă implementarea programului lunar.

Pentru varianta circuitului de deplasare (vezi Fig. 2.14.), se poate aștepta o oarecare reducere a pierderilor, deoarece deplasarea componentelor va fi efectuată de produsele de ardere încălzite generate în LCG.

Din explicații rezultă de ce sistemul de alimentare cu deplasare cu sistem de alimentare cu balon este utilizat exclusiv la motoarele cu tracțiune joasă cu o presiune în camera de ardere LRE de cel mult 10-12 · 10 5 Pa.

Uz practic Motoarele de rachetă cu propulsie lichidă de tracțiune scăzută (LPRE) se găsesc în timpul creării sistemelor de propulsie integrate (ODA) pentru sateliți artificiali de pământ (AES), nave spațiale (SC) și nave spațiale (SC). Pe orbită, când presiunea din afara aeronavei este aproape de zero, impulsul specific poate fi destul de mare, chiar și la o presiune scăzută în cameră. Trebuie amintit că creșterea impulsului specific din raportul dintre presiunea din camera de ardere și presiunea la ieșirea duzei (vezi Fig. 2.10.).

Există destul de multe soluții de circuit pentru ODE folosind LREMT. În primul rând, diferența dintre variantele schemelor va depinde de cerințele determinate de scopul aeronavei. Acestea pot fi motoare, atât combustibili cu o singură componentă, cât și cu două componente. Schemele vor diferi în principiile de reglare și stabilizare a tracțiunii. Alți factori pot influența, de asemenea, definiția unui design de circuit. Cu toate acestea, în toate variantele schemelor, presiunea din acumulatorii de gaz trebuie să fie mai mare decât presiunile din camere, ceea ce determină caracteristicile sistemului de deplasare pentru alimentarea componentelor.

Prezentarea tuturor sau cel puțin a majorității schemelor posibile ale sistemelor de propulsie cu sisteme de alimentare cu deplasare în acest tutorial nu este inclusă în planurile autorilor. Prin urmare, pentru a ilustra opțiunile posibile de circuit, ca exemplu, este dată o diagramă a unui sistem de propulsie integrat (APU) pentru un satelit de pământ artificial (AES) pe combustibil cu două componente (vezi Fig. 2.15.).

Orez. 2.15. Schema unui ODE cu un motor rachetă cu combustibil lichid din două componente pentru IC.

1. Reductor de presiune, 2. LRE pentru manevra (Fiecare cu tractiune 22 N),

3. Apogee LRE (împingere 490 N)

Design-urile și caracteristicile fundamentale ale funcționării motorului rachetei cu combustibil lichid sunt foarte diverse. Una dintre cele mai importante probleme în crearea unui motor de rachetă cu combustibil lichid este asigurarea operabilității camerelor de ardere. Mai ales când considerați că resursele necesare pentru LRE sunt semnificativ mai mari decât resursele pentru camerele LRE convenționale.

Lista celor similare poate include: lansarea, organizarea fluxului de lucru, alegerea unui sistem pentru a contracara efectul de temperatură asupra pereților camerelor și o serie de altele. Majoritatea problemelor greu de rezolvat sunt legate în primul rând de costurile de operare extrem de scăzute ale componentelor. Deci, pentru unele camere, debitele oxidantului și ale combustibilului nu depășesc 0,5 și, respectiv, 0,3 g/s. O circumstanță similară, de exemplu, determină imposibilitatea de a utiliza răcirea regenerativă a pereților (ca cea mai eficientă) și de a alege pentru fabricarea pereților camerei metale refractare, utilizați învelișuri termoizolante rezistente la căldură, mult mai jos decât carcasele

Pentru sistemele de propulsie, a căror diagramă este prezentată în Figura 2.15., Folosit ca parte a unei nave spațiale de transport sau a unei alte aeronave și în zbor pentru o perioadă lungă de timp, trebuie efectuată realimentarea rezervoarelor de combustibil. Opțiunile pentru sistemele de realimentare sunt prezentate în figură (vezi Fig. 2.16.).

Orez. 2.16. Scheme de realimentare a rezervoarelor de combustibil în aeronavele de zbor.

1. Pereții rezervorului; 2. Boost conduct; 3. Piston; 4. Admisia de combustibil; 5. Burduf;

6. Geanta elastica; 7. Tija cu gauri pentru boost; 8. Diafragma din plastic; 9. Deflectoare umede din plastic; 10. Conducta centrala pentru admisia combustibilului.

A - cu piston; B - cu dispozitiv de deplasare a burdufului (combustibil în afara burdufului); B - cu dispozitiv de deplasare a burdufului (combustibil în interiorul burdufului); D - cu sac de deplasare (combustibil în afara sacului); D - cu sac de deplasare (combustibil în interiorul sacului); E - cu diafragma din plastic; Zh - cu un dispozitiv de admisie capilară.

Pentru mai multe informații despre sistemele de realimentare, consultați tutorialul referit în bibliografie.

Pentru implementarea motoarelor rachete cu propulsie lichidă de tracțiune medie, mare și super mare, este necesară crearea de motoare cu cea mai mare creștere posibilă a presiunii în camera de ardere. În astfel de variante de motoare, sunt utilizate scheme cu un sistem de turbopompă pentru alimentarea componentelor de combustibil.

Figura (vezi Fig. 2.17.) prezintă o diagramă bloc a unui motor rachetă cu propulsie lichidă cu un sistem de pompare pentru alimentarea componentelor. trăsătură caracteristicăÎn schema luată în considerare, ar trebui să se presupune că gazul evacuat din turbină este pur și simplu descărcat în atmosfera înconjurătoare. Trebuie remarcat faptul că produsele de ardere după turbină au încă o capacitate de lucru semnificativă și neutilizarea lor afectează negativ randamentul motorului. Cu toate acestea, astfel de scheme pot fi implementate.

Orez. 2.17. Dispozitivul pneumatic-hidraulic al unui motor de rachetă cu propulsie lichidă, cu o turbopompă de alimentare cu componente către camera de ardere.

O componentă a unui propulsor unitar (de exemplu, peroxid de hidrogen - H 2 O 2), din rezervor, este alimentată într-un generator de gaz lichid. Generator de gaz - o unitate concepută pentru a produce gaz generator de temperatură înaltă folosit pentru a antrena turbina HP. Turbina furnizează cuplu pompelor de combustibil și de oxidare. Componentele principale ale combustibilului sunt pompate în camera motorului, iar combustibilul, de regulă, este folosit pentru a răci camera, pentru care este alimentat în golul dintre pereții săi, numit în mod obișnuit „jachetă de răcire”. Oxidantul este alimentat direct în capul duzei camerei, unde se amestecă cu combustibilul încălzit pe calea de răcire. Procesul de interacțiune a componentelor combustibilului are loc în camera de ardere. Produsele de ardere la temperatură înaltă rezultate trec prin secțiunea critică a camerei și se extind în duză la viteze supersonice. Ieșirea produselor de combustie este faza finală a funcționării motorului rachetă și formează tracțiunea motorului rachetă.

Schemele de acest tip, care se numesc „circuite deschise”, pot fi mai eficiente dacă, după operarea la turbină, gazul generator poate fi descărcat prin dispozitive suplimentare care asigură utilizarea energiei gazului evacuat...

În cazul general, valoarea forței unui LRE dintr-o schemă „deschisă” poate fi formată dintr-o valoare egală cu suma forțelor produse de camera principală și un dispozitiv suplimentar de turbină. Un efect similar poate fi obținut prin asigurarea că gazul generatorului este îndepărtat la duza auxiliară; introducerea în partea supercritică a duzei principale, în diferite variante de proiectare a duzei principale.

Figura (vezi Fig. 2.18) prezintă diagrame ale dispozitivelor în care gazul generator, după ce realizează o parte din energia sa în turbină, este folosit pentru a crea forță suplimentară.

Fig. 2.18 Scheme de dispozitive care utilizează gaz din spatele turbinei

În oricare dintre opțiunile prezentate, trebuie luată în considerare forța suplimentară implementată în dispozitiv.

Acestea. exista o relatie:

unde: - schema „deschis” LRE de tracțiune totală;

Impingerea produsă de camera principală a motorului rachetei;

Tracțiune produsă în dispozitivele auxiliare.

Folosind dependențele date anterior pentru a determina impulsul specific (vezi ecuațiile 2.11, 2.12. și 2.13), vom transforma expresia 2.19. pentru a vizualiza 2.20.

(2.20.)

unde: - impuls specific efectiv al LRE a schemei „deschise”;

Impulsuri specifice furnizate de camera principală, respectiv de dispozitivele auxiliare;

Consumul de combustibil în masă în generatorul de gaz și consumul total de combustibil în LRE.

Analiza dependenței 2.20. arată că valoarea impulsului specific efectiv este cu atât mai mare, cu atât proporția de combustibil consumată prin generatorul de gaz este mai mică și cu atât gazul generator este mai eficient după funcționarea turbinei. Există o dependență bine definită care caracterizează efectul presiunii în camera LRE a unei scheme „deschise” asupra valorii impulsului specific. Spre deosebire de creşterea monotonă în . În cazul general considerat mai sus, cu o creștere a presiunii în camerele LRE care funcționează conform schemei fără postarderea gazului generator, se observă o zonă clar definită care corespunde valorii optime (vezi Fig. 2.19.).

Fig.2.19. Dependența impulsului specific de presiunea din cameră

motor cu circuit deschis

Apariția unui extremum în dependență se explică prin creșterea necesară a consumului de combustibil prin generatorul de gaz cu creșterea presiunii în camera de ardere. Creșterea debitului este necesară pentru a crește puterea turbinei pentru a satisface cererea crescută a pompelor pentru un cuplu mai mare. Această situație duce la creșterea proporției de combustibil utilizat ineficient și, în consecință, la o scădere a impulsului specific al LRE.

Este permis să se prevadă descărcarea gazului generator de gaz prin duze rotative speciale utilizate pentru a controla zborul unei rachete

Pentru a maximiza utilizarea capacităților combustibilului pentru rachete, eforturile oamenilor de știință și inginerilor ruși au dezvoltat o schemă de organizare a procesului de lucru al unui motor de rachetă cu propulsie lichidă, care prevede arderea ulterioară a gazului generatorului în camera de ardere după aceasta. funcţionarea la turbina TNA, aşa-numitele „scheme cu post-ardere a gazului generatorului” (vezi Fig. 2.20 .).

Orez. 2.20. Diagrame structurale ale motoarelor rachete cu propulsie lichidă cu arderea ulterioară a gazului generatorului

1. și 2. Rezervoare de combustibil și de oxidant, 3. FGG, 4. și 5. pompe de combustibil și de oxidant, 7., 8. și 9. supape, 10. cameră de ardere.

Caracteristica principală a schemei „închise”, realizată conform variantei din Fig. 2.20 este după cum urmează. Tot oxidantul necesar pentru funcționarea COP este alimentat în generatorul de gaz. Acolo este furnizată și cantitatea minimă necesară de combustibil. Raportul dintre componentele combustibilului furnizate generatorului de gaz este dictat doar de necesitatea de a obține gaz cu o temperatură acceptabilă pentru a asigura sarcinile termomecanice ale turbinei. După ce gazul generatorului este acționat pe turbină, care în acest caz are un exces de componentă oxidantă, gazul este alimentat către CS. De asemenea, vine și o cantitate suplimentară de combustibil necesară pentru a menține raportul optim al componentelor combustibilului. În această versiune, motorul rachetă funcționează conform schemei „gaz (oxidant) - lichid (combustibil)”. O variantă a organizării procesului de lucru este, de asemenea, posibilă, atunci când o cantitate în exces de combustibil este furnizată generatorului de gaz cu lipsa unui agent oxidant. În primul caz, se vorbește despre un generator de gaz oxidant, în al doilea - unul de reducere.

Ambele metode au avantajele și dezavantajele lor. În cazul unui generator de gaz reducător, problemele de asigurare a stabilității termice sunt mult mai ușor de rezolvat, deoarece la temperaturi ridicate ale procesului de lucru în generatorul de gaz este mult mai ușor să protejați materialele structurale (în principal metale și aliajele acestora) de aprindere. în prezenţa unui mediu reducător. În același timp, un exces de combustibil cu o cantitate insuficientă de oxidant este plin de o serie de consecințe negative asociate cu arderea incompletă a combustibilului, care, în cazul componentelor care conțin carbon, duce la precipitarea unei faze solide. carbonului și, ca urmare, la uzura erozivă a palelor turbinei și a altor elemente de HP.

Schema oxidativă a generării gazului este lipsită de aceste dezavantaje, dar are propriile sale particularități. Ele constau în necesitatea folosirii materialelor structurale refractare rezistente la aprindere într-un mediu oxidant, ceea ce duce la o creștere a costului motoarelor, o potențială scădere a stabilității acestora atunci când sunt expuse la microparticule într-un flux de gaz oxidant care intră în paletele turbinei. , ceea ce face dificilă crearea de motoare de rachetă foarte fiabile.

În practică, schema de reducere a generării de gaz este utilizată, cel mai adesea, în motoarele de rachete cu oxigen-hidrogen, unde combustibilul (hidrogenul lichid) nu conține carbon și, prin urmare, practic nu există pericolul formării funinginei. În viitor, posibilitatea utilizării primului membru al seriei omoloage de hidrocarburi saturate, metanul (CH 4 ), ca combustibil pentru rachete, în care conținutul de carbon este minim, ceea ce face posibilă utilizarea eficientă a acestuia în generatoarele de gaz. a unei scheme de reducere, este luată în considerare.

Schema LRE prezentată mai sus este implementată conform schemei „gaz-lichid”. Conform acestei versiuni a schemei, este prevăzută organizarea procesului de lucru cu arderea ulterioară a gazului generator.

Într-o altă variantă, post-arderea gazului generatorului poate fi construită conform schemei „gaz – gaz”. Principala diferență a acestei scheme este prezența a două generatoare de gaz. Funcționează un generator de gaz schema oxidativa, al doilea - restaurator. Este de preferat să se folosească hidrogen sau un combustibil hidrocarbură cu un conținut minim de masă de carbon (kerosen, etc.) pentru un generator de gaz reducător și oxigen lichid ca agent de oxidare. Astfel, introducerea hidrogenului lichid în compoziția combustibilului pentru rachete face posibilă reducerea semnificativă a eliberării fazei condensate de carbon (funingine), asigurând astfel posibilitatea unei funcționări mai fiabile a generatorului de gaz de reducere.

Produșii de generare a gazelor pătrund în turbinele cu gaz oxidant și reducător, iar apoi, după trecerea prin turbine, în camera de ardere, unde are loc interacțiunea finală a acestora, cu raportul necesar al componentelor (vezi Fig. 2.21.).

Orez. 2.21. Schema pneumohidraulica a LRE cu post-ardere a gazelor generatorului.

1. și 2. Rezervoare de combustibil și de oxidant, 3. și 4. Gaz GPL cu exces de combustibil și gaz GPL cu exces de oxidant, 5. și 6. Pompe de combustibil și de oxidant, 7. și 8. Turbine de combustibil și gaz oxidant, 9. și 10. Supape, 11. Camera de ardere.

O schemă similară poate fi într-un design ușor diferit, atunci când există două generatoare de gaz. GPL cu combustibil în exces asigură presurizarea rezervorului de combustibil. Al doilea generator de gaz produce gaz oxidant la temperatură înaltă, din care o parte intră în turbină și după turbină în camera de ardere principală. A doua - o parte mai mică din mixer este suplimentată cu o cantitate suplimentară de oxidant și este folosită pentru a umfla rezervorul de oxidare.

Pentru un motor cu hidrogen-oxigen, se utilizează de obicei un circuit fără gaz (vezi Fig. 2.22.).

Fig.2. 22. Schema fără gaz LRE

1. Camera de ardere, 2. regulator de tiraj, 3. Pompă de hidrogen lichid. 4. Pompă de oxigen lichid, 5. Reductor de viteză, 6. turbină, 7. 8. și 9. supape de închidere la pornire, 10. supapă sistemului de aprindere..

În schema generatorului de gaz pneumohidraulic, funcționarea motorului rachetă cu propulsie lichidă prevede următoarea ordine de funcționare. Componentele din rezervoare prin supapele de admisie intră în admisia pompelor. THA-ul motorului are o schemă cu doi arbori cu arbori paraleli și un reductor de viteze. Aceasta este o caracteristică importantă a acestui TNA. Pompa centrifugă cu hidrogen este montată pe același arbore ca și turbina, are două trepte și o admisie axială. Prima etapă a pompei este centrifugă cu șurub. Pompa de oxigen centrifugă cu șurub este realizată într-o singură treaptă. Turbină - axială în două trepte, jet.

Oxigenul lichid prin blocul de supape, cu un controler de raport electromecanic, de la pompă intră în cavitatea capului de amestecare. În zbor, conform semnalelor sistemului de golire a rezervorului, raportul componentelor poate varia în ± 10%. Hidrogenul de la pompă este furnizat printr-o conductă către galeria de admisie a căii de răcire a camerei.

Hidrogenul lichid din pompă intră în colectorul situat în secțiunea critică a duzei. Din colector, de-a lungul unei părți a tuburilor, hidrogenul este direcționat către ieșirea duzei, apoi, de-a lungul celeilalte părți a tuburilor, se deplasează către colectorul de lângă cap. Din acest colector, hidrogenul gazos, încălzit pe calea de răcire la o temperatură de 200 K, este direcționat de la regulatorul de tiraj către turbină. Regulatorul de proiect funcționează pe principiul ocolirii unei părți a hidrogenului la ieșirea din turbină. Din turbină, hidrogenul de evacuare prin supapa de pornire intră prin conducta de gaz în capul de amestecare. Toate supapele principale sunt controlate de heliu gaz cu folosind supape de control.

În diagramă sunt prezentate și supapele care asigură funcționarea sistemului de răcire a motorului înainte de pornire. O astfel de operațiune este necesară pentru implementarea normală a pornirii unui motor folosind componente criogenice. ceea ce este necesar pentru sistemele hidraulice. Presurizarea rezervoarelor se realizează cu heliu gazos, a cărui alimentare este într-un cilindru special.

Mai sus, au fost luate în considerare o serie de scheme LRE, în care HP-urile sunt folosite pentru a furniza componente la CS. La presiuni scăzute în duzele de admisie, pot apărea moduri de blocare, care se caracterizează prin apariția cavitației în cavitățile interlame ale pompelor. În toate schemele pneumohidraulice prezentate ale motoarelor rachete cu propulsie lichidă echipate cu HP, rezervoarele cu gaz este alimentată cu componente din cilindri prin reductoare, care le presurizează. În acest caz, se poate conta pe obținerea presiunii necesare la intrarea în pompe. În același timp, presiunea din rezervoare, necesară pentru funcționarea normală a pompei centrifuge cu șurub, este adesea inacceptabil de mare, ceea ce duce la o creștere vizibilă a grosimii peretelui și a greutății rezervoarelor. Dezavantajul remarcat poate fi evitat dacă este instalată o unitate de pompă suplimentară (BPU) la evacuarea rezervoarelor. Instalarea BHA, care asigură funcționarea pompei principale a HP, poate reduce semnificativ cantitatea de presurizare a rezervoarelor și, în consecință, greutatea acestora. Prin urmare, proiectarea unui HPP modern este de neconceput fără utilizarea consecventă a diverselor pompe aranjate conform unei scheme în mai multe etape. Rolul amplificatoarelor poate fi îndeplinit de o pompă axială cu palete (melc) sau cu jet (ejector).

Unitățile de pompare amplificatoare (BPU), care sunt de obicei numite pre-pompe, sunt situate în imediata apropiere a rezervorului cu componenta, ceea ce elimină pierderile hidraulice atunci când componenta este alimentată din rezervor la admisia pompei BPU. În figură (vezi Fig. 2.30).

Orez. 2.30. Diagramele dispozitivului de amplificare

Opțiunea a). 1. Rezervor cu o componentă, 2. pre-pompă centrifugă, 3. turbina de lichid a unității de pre-pompa, 4. turbină principală HP, 5. Pompă HP.

Opțiunea b). 1. Rezervor cu o componentă, 2. prepompă, 3. turbină cu gaz a unității de prepompare, 4. pompă a CP principală.

Opțiunea c). 1. Rezervor cu o componentă, 2. pre-pompă cu jet (ejector), 3. duză de evacuare, 4. pompă principală HP, 5. Linia de alimentare a componentelor către duza ejectorului.

În schema opțiunii „a”, turbina hidraulică BNA este antrenată de lichid presiune ridicata luate de la pompa HP. După operarea la turbină, lichidul revine la linia de presiune. În schema opțiunii „b”, turbina cu gaz funcționează cu gazul GPL principal, iar în opțiunea „c”, pompa de preejector cu jet, precum și opțiunea schemei „a”, sunt alimentate de componenta din pompa CP principală.

După cum rezultă din analiza scurtă de mai sus a eficacității variantelor posibile ale schemelor LRE, o creștere a presiunii în cameră nu duce în toate cazurile la o creștere a impulsului specific. Caracteristicile analizate ale construcției schemelor LRE sunt mai mult legate de schemele motoarelor de tracțiune mare și foarte mare și, de asemenea, într-o anumită măsură, de motoare de tracțiune medie. Figura (vezi Fig. 2.31.) arată dependența calitativă a impulsurilor specifice camerei și LRE, realizate după schema de deplasare, după schema „deschisă” și după schemele „închise” ale diverselor opțiuni.

Orez. 2.31. Dependența impulsului specific de presiunea din cameră

Din analiza graficului, rezultă că în motoarele efectuate pe schemă lichid – lichid, odata cu cresterea presiunii, impulsul specific al camerei creste monoton. Cu toate acestea, în viitor, datorită creșterii consumului de gaz pentru unitatea HP (vezi Fig. 2.26.), Impulsul specific al motorului crește doar până la o anumită limită. Creșterea impulsurilor specifice motoarelor construite după circuite închise crește odată cu creșterea presiunii în cameră, deși este foarte semnificativă.

Atunci când alegeți o opțiune LRE pentru o aeronavă nou proiectată, pe lângă utilizarea datelor obținute din analiza graficului prezentat în Figura 2.18, trebuie luată în considerare dependența numită caracteristică de altitudine (Fig. 2.32.).

Orez. 2.32. caracteristica de inaltime.

Pe imagine. 2.32. sunt prezentate modificări ale parametrilor principali ai motorului cu o schimbare a contrapresiunii. După cum se poate observa din figură, curgerea caracteristicilor de altitudine ale LRE cu o modificare a presiunii ambientale medii poate fi împărțit în două secțiuni: secțiunea duzei fără undă de șoc I și secțiunea duzei cu undă de șoc P.

În secțiunea cu funcționarea fără sărituri a duzei, împingerea și împingerea specifică scad liniar odată cu creșterea presiunii ambientale. În acest caz, procesul de lucru în cameră și duza acesteia este autonom de presiunea ambientală. La o oarecare presiune p to o undă de șoc intră în duza camerei - liniaritatea modificării forței și a forței specifice este încălcată. Natura modificării împingerii și împingerii specifice în modul de funcționare a duzei cu o undă de șoc este determinată de regularitatea mișcării undei de șoc în adâncimea duzei și de restabilirea presiunii în spatele undei de șoc. Figura 2.33. liniile întrerupte arată natura modificării parametrilor principali ai motorului rachetă cu propulsie lichidă, în cazul în care unda de șoc nu a intrat în duză și la toate presiunile duzei, a avut loc dilatarea obișnuită a gazului. Din momentul în care unda de șoc intră în duză, presiunea din spatele șocului crește pe măsură ce unda de șoc pătrunde adânc în duză. Un mod similar de operare se observă în LRE a primei etape a rachetelor intercontinentale, a cărei presiune la ieșirea duzei este aleasă suficient de mică din condiția obținerii forței specifice maxime medii în secțiunea activă a traiectoriei rachetei. sau pentru rachete, Pentru un tip similar de rachetă, parametrii motorului sunt selectați din condiția obținerii tracțiunii specifice maxime medii în secțiunea de aer a traiectoriei. Prin urmare, pentru aceste rachete, presiunea la ieșirea duzei se dovedește a fi destul de scăzută, iar presiunea atmosferică este suficientă pentru ca șocul să intre adânc în duză. Din figură se poate observa că, în condițiile indicate, modul de funcționare al duzei cu undă de șoc îmbunătățește caracteristicile motorului rachetă cu propulsie lichidă.

Pentru versiunea rachetei, pentru care este necesar ca tracțiunea să se schimbe în zbor, LRE trebuie realizată cu o caracteristică de accelerație (vezi Fig. 2.33.).

Orez. 2.33. Accelerarea caracteristică a LRE.

După cum reiese din figură, pentru a modifica cantitatea de efort de tracțiune, este necesară o modificare a debitelor componentelor. Cu toate acestea, trebuie amintit că modificarea debitului este asigurată prin corectarea diferenţialului între duze în conformitate cu următoarea expresie.

, (2.21.)

unde G este debitul componentei prin duză,

Debitul duzei,

F f - zona secțiunii de ieșire a duzei duzei,

densitatea componentelor,

Căderea presiunii duzei.

Pe lângă opțiunile prezentate, o altă direcție de îmbunătățire a circuitului sunt motoarele de rachetă cu trei componente. Într-un LRE de acest tip, unele hidrocarburi (de exemplu, kerosen) și hidrogen lichid sunt utilizate simultan ca combustibil, iar oxigenul lichid este folosit ca oxidant. Motoarele cu trei componente fac, de asemenea, posibilă realizarea pe deplin a posibilității de utilizare eficientă a diferiților propulsori la bordul aceleiași aeronave. Calculele balistice și de masă ale eficienței utilizării diferiților combustibili în sistemele de propulsie ale vehiculelor de lansare, rachete balistice, sisteme spațiale reutilizabile sunt în mare măsură determinate de caracteristicile combustibilului utilizat pentru rachete. După cum sa arătat mai devreme, carburanții determină valoarea impulsului specific al LRE, care este deosebit de important pentru motoarele treptelor superioare ale vehiculului de lansare, în timp ce primele trepte pot fi echipate cu un LRE cu o valoare nu atât de mare, dar în același timp, densitatea combustibilului ar trebui să fie maximă.

Motoarele cu trei componente fac posibilă asigurarea funcționării primelor etape cu un conținut minim de hidrogen în combustibilul rachetei. Adică indică oportunitatea utilizării combustibilului cu o densitate mai mare. În etapele ulterioare ale zborului rachetei, hidrogenul, ca combustibil care consumă mai multă energie și cu o densitate mai mică, este mai de preferat, deoarece utilizarea lui va duce la o creștere a impulsului specific al motorului rachetei și, în consecință, eficienta intregii aeronave.

LRE poate furniza parametrii și caracteristicile solicitate, cu condiția ca în circuitul pneumohidraulic (PGS) să fie incluse unități automate și de control al motorului. Printre cele mai importante funcții îndeplinite de unitățile CGM se numără:

stabilizarea raportului componentelor furnizate la camera de ardere;

menținerea nivelului necesar sau reglarea tracțiunii;

· asigurarea controlului și managementului funcționării motorului și a principalelor sale unități (camera de ardere, HP, generator de gaz și, eventual, unele altele), care determină performanța generală a acestuia.

Pentru anumite tipuri de motoare, lista prezentată poate fi extinsă.

După cum s-a remarcat de mai multe ori, pentru acest tutorial, respectând condițiile de concizie a materialelor prezentate, nu este posibil să se prezinte posibile variante ale CGM cu descrieri ale circuitelor care compun motoarele unităților de automatizare și control. Puteți indica doar în lista surselor literare, o listă de mijloace didactice speciale pe această temă.

Cu toate acestea, vor fi prezentate schemele și caracteristicile de proiectare ale principalelor unități.

Evidențiind cuvântul unități „principale”, autorii se referă la unitățile care oferă cei mai importanți parametri funcționali și caracteristici ale motorului rachetei. Acestea includ camere de ardere, unități de turbopompe, generatoare de gaz. Aceste unități vor determina tipul de motor rachetă. Lucrările la crearea lor necesită cel mai mare timp și costuri financiare.Totodată, trebuie subliniat faptul că gradul de importanță în determinarea performanței LRE, și uneori fiabilitatea, nu sunt menționate printre unitățile principale (supape, regulatoare etc. ) necesită nu mai puțină atenție pentru proiectarea și dezvoltarea lor.

2.5.1. Camere de ardere LRE

Camera de ardere este dezvoltată într-o anumită secvență. Inițial, dacă termeni de referinta nu sunt specificate în mod specific, se selectează componentele și presiunea optimă în CS.Designul CS se determină după efectuarea calculelor gazodinamice. Pe baza rezultatelor acestor calcule se stabilesc dimensiunile geometrice si profilul gaz-dinamic al statiei de compresoare (vezi Fig. 2.34.).

Orez. 2.34. Profil gazodinamic al camerei de ardere.

LRE CS suferă sarcini termice extrem de mari. Pentru motoarele de tracțiune medie, mare și foarte mare, pentru aproape toate tipurile de componente, CS se realizează cu răcire externă. Pentru camerele de tracțiune mici, problemele de rezistență la temperatură sunt rezolvate ținând cont de resursă, contururile geometrice ale camerei, forța de tracțiune și alte caracteristici specifice fiecărei variante de cameră. Principalele elemente structurale ale CS, realizate cu răcire externă, sunt prezentate în figură (vezi Fig. 2.35.)

Orez. 2.35. Camera de ardere cu carcase lipite

1. Corpul camerei, 2. Capul de amestecare, 3. Partea cilindrică a camerei, 4. Duză, 5. Manta camerei, 6. Suport de alimentare.

A. Nod cureaua cortinei, b. Unitate de alimentare pentru răcitor (combustibil), c. Suporturi pentru montarea camerei

În figura 2.35., introducerea componentei de răcire în mantaua camerei se realizează în secțiunea diametrului exterior al duzei. Nu este singura decizie. Proiectantul alege de obicei să instaleze galeria de admisie a componentelor, în funcție de o serie de motive (gradul de expansiune al duzei, dorința de a reduce rezistența de-a lungul traseului, rezistență etc.).

Figura (vezi Fig. 2.36) prezintă opțiuni pentru locația secțiunilor de intrare.

Orez. 2.36. Opțiuni de amplasare a secțiunilor pentru introducerea componentei de răcire în golul intercoci al „cămășii” camerei.

A- la sectiunea de iesire a duzei. b.- la secțiunea de ieșire și în secțiunea mijlocie a duzei, V– în secțiunea mijlocie a duzei

La motoarele moderne de mare tracțiune, pentru a crește stabilitatea termică a camerei, sunt utilizate o serie de măsuri de proiectare pentru a reduce temperatura celor mai solicitate elemente ale camerei de ardere.

Astfel de măsuri includ:

organizarea răcirii regenerative prin pomparea componentelor de combustibil relativ reci prin „jacheta” de răcire;

Utilizarea așa-numitelor „perdele de răcire”, care sunt zone speciale ale zonelor cu stres termic ale camerei, echipate cu dispozitive pentru alimentarea unei cantități suplimentare din unul dintre componentele combustibilului (de obicei combustibil) pentru a reduce fluxurile de căldură locale;

· utilizarea măsurilor speciale în secțiunea critică cea mai încărcată termic a camerei (reducerea decalajului între cochilii, inserții de materiale refractare în partea critică a duzei).

Pentru organizarea răcirii externe, dimensiunea golului este reglementată de distanțiere speciale - conexiuni. Ele asigură, de asemenea, rezistența camerei și stabilitatea carcasei interioare a camerei, atunci când presiunea componentei de răcire în golul „cămășii” depășește presiunea din cameră. Figura (vezi Fig. 2.30.) arată tipurile de distanțiere utilizate în modelele moderne CS. Distanțierele, carcasele exterioare și interioare sunt conectate prin lipire, compoziția de lipit a suporturilor din componentă și păstrează caracteristicile de rezistență atunci când pereții sunt încălziți.

Orez. 2.37. Tipuri de legături ale shell-urilor CS.

A. distanțier ondulat, b. carcasă interioară cu nervuri, V. camera tubulara.

Mai există o circumstanță importantă de creștere a eficienței CS, care este asigurată prin introducerea de legături în proiectarea CS. Corpul camerei LRE suferă o încărcare de forță semnificativă. Procesul de ardere poate avea loc la presiuni ale produsului de câteva zeci de MPa. În acest caz, presiunea componentei de răcire în spațiul dintre carcase trebuie să fie întotdeauna mai mare decât presiunea din cameră. În caz contrar, componenta nu va putea intra în CS. În consecință, carcasa interioară a camerei, aflându-se sub o cădere de presiune exterioară egală cu diferența dintre presiunea de alimentare și presiunea din cameră, se poate prăbuși - pierde stabilitatea. Și dacă, în timpul procesului în desfășurare în cameră, acesta este încălzit, atunci caracteristicile mecanice ale materialului învelișului au o valoare redusă. La primele mostre de motoare, carcasa exterioară și interioară au funcționat independent una de alta (vezi Fig. 2.38.), ceea ce exclude posibilitatea creșterii presiunii în camera de ardere.

Orez. 2.38. Camera de ardere a motorului RD-1100

1. Bloc injector cu sistem de aprindere, 2. carcasa camerei care funcționează independent (fără conexiuni). Bloc cu 3 duze.

În motoarele rachete moderne cu propulsie lichidă, așa cum sa menționat mai devreme, CS este realizat cu obuze asociate. Când o componentă de răcire este introdusă în golul „inter-jacket” la secțiunea de ieșire a duzei (schema cel mai frecvent efectuată) (vezi Fig. 2.39.), se determină cea mai mare cădere de presiune care acționează asupra carcasei interioare. În această secțiune, presiunea componentei este maximă, iar presiunea din cameră este aproape de zero. Evaluarea fiabilității rezistenței carcaselor camerei (rezistența carcasei, stabilitatea carcasei interioare, rezistența legăturilor și alte poziții) ar trebui făcută ținând cont de această circumstanță.

Orez. 2.39. Distribuția sarcinilor de-a lungul lungimii camerei

Următoarele denumiri sunt utilizate pe grafic: pg - presiunea în cameră, pf - presiunea componentei de răcire în spațiul „intershell”, tg - temperatura gazului în cameră, t cf. - medie, pe grosimea carcasei interioare, temperatura, - căderea de presiune pe duză, m rece. este debitul masic al componentei de răcire, L este lungimea camerei..

Trebuie remarcat faptul că opțiunile de conectare prezentate în acest manual, ca fiind cele mai frecvent utilizate în proiectele moderne CS, au fost verificate printr-un număr mare de experimente și s-au dovedit bine în funcționarea a numeroase mostre de locomotive de cale ferată de diferite dimensiuni.

Un alt mijloc de reducere a impactului termic asupra peretelui interior al camerei este introducerea de unități de perdele de aer în proiectare. Figura (vezi Fig. 2.40) prezintă opțiuni pentru soluții de proiectare pentru unitățile perdele de aer prin care se introduc combustibili pentru a asigura crearea unei pelicule gaz-lichid pe suprafața interioară a carcasei „jacket”.

Fig.2.40. Opțiuni de perdele de aer ale camerei.

A – cu gauri , b – cu decalaj crestat

Camerele de ardere ale LREMT sunt caracterizate de două tipuri de moduri de funcționare (vezi Fig. 3.7.). Pentru o camera cu stare de functionare stabila, sistemul de racire al peretelui interior poate fi ales dupa principiul camerelor care tocmai au fost demontate. Varianta LREMT, care funcționează în modul pulsat, poate folosi o cameră cu „sistem capacitiv” pentru protejarea peretelui camerei. Această opțiune prevede executarea unei singure carcase (fără o „jachetă de răcire”) de grosime crescută și cu inele suplimentare de rigidizare (vezi Fig. 2.41.).

Orez. 2.41. Camera de ardere a unui motor rachetă cu tracțiune joasă.

1. Bloc supapă de combustibil, 2. Camera de ardere, 3. Ansamblul atașării duzei, 4. Duză duză, 5. Aprindere, 6. Bloc supapă de combustibil.

O astfel de soluție este acceptabilă, deoarece în intervalele dintre funcționarea camerei, peretele „se odihnește” de efectele produselor de ardere și încălzirea acestuia scade.

Un nod deosebit de important este șeful COP. Pe partea inferioară a capului există duze prin care componentele intră în cameră. Tipurile de duze variază considerabil în design. În figură (vezi Fig. 2.42). sunt date unele mandate pentru duze cu jet, centrifuge și cu două componente, care sunt utilizate la motoarele din schema „lichid-lichid”.

Orez. 2.42. Opțiuni pentru duze de lichid.

1. Partea inferioară frontală, 2. Inferioară mijloc, 3. Duză cu jet cu jet cu două componente, 4. Duză cu turbionare monocomponentă, 5. Duză cu jet centrifugă monocomponentă, 6. Duză centrifugă cu două componente cu orificii tangenţiale, 7. Manșon distanțier.

Pentru motoarele realizate după scheme cu postcombustie gaz generator, capetele camerelor sunt echipate cu duze gaz-lichid (Fig. 2.43.).

Orez. 2 43. Variante de duze gaz-lichid.

1. Partea inferioară frontală, 2. Inferioară mijloc, 3. Duză cu jet, 4. Duză cu jet-centrifugă, 5. Duză cu jet-centrifugă cu turbion cu șurub, 6. Duză cu două trepte (combinată): prima treaptă este gaz- jet-jet lichid, a doua cascadă este centrifugă lichidă cu găuri tangenţiale.

Opțiunea duzelor pentru capul de amestecare este selectată de proiectant pe baza experienței acumulate anterior în elaborarea camerei motorului - un prototip și efectuarea calculelor. Amplasarea duzelor pe partea inferioară a capului este dictată de dorința proiectantului de a obține cea mai bună completitudine a arderii componentelor și de necesitatea creării unui strat eficient de combustibil aproape de perete. Ultima dintre pozițiile menționate ar trebui să ofere un mod acceptabil de încălzire a peretelui interior al camerei (vezi Fig. 2.44).

Orez. 2.44. Scheme de amplasare a duzelor pe capetele CS

A - Dispunerea în fagure a duzelor.

1. Duze jet-centrifuge, 2. Duze centrifuge.

b - Aranjamentul de șah al duzelor

1. Duza de oxidare 2. Duza de combustibil.

V– Dispunerea duzelor în cercuri concentrice

1 Duză bicomponentă, 2. Duză monocomponentă

Din luarea în considerare a figurilor rezultă că, indiferent de dispunerea duzelor de pe partea inferioară a capului de amestecare, este necesar să se formeze o perdea fiabilă a duzelor de combustibil pe diametrul exterior.

LRE CS are, de asemenea, un număr mare de noduri necesare pentru funcționarea normală a motorului. Acestea sunt colectoare de intrare și ieșire ale componentelor, ansambluri de curele cortină, ansambluri de conectare ale părților camerei (cap de amestec, secțiuni cilindrice și duze), ansambluri de pornire și oprire, suporturi care transmit forța de tracțiune aeronavei etc. Toate ansamblurile enumerate trebuie să fie calcule proiectate, evaluate și, de asemenea, supuse unor teste care confirmă performanța acestora. Dorința autorilor de a evidenția astfel de caracteristici ale creării CS nu este legată de necesitatea de a asigura concizia tutorialului prezentat.

Evaluarea perfecțiunii CS se caracterizează prin coeficientul de completitudine al impulsului specific, determinat de următoarea expresie:

, (2.22.)

unde: - coeficientul de completitudine a impulsului specific,

I bate - impuls specific măsurat experimental,

impuls teoretic specific,

Coeficientul de perfecțiune al procesului în cameră,

Coeficientul de perfecțiune al procesului în duza camerei,

Coeficientul de proiectare este determinat pe baza datelor statistice obținute în timpul testelor motoarelor care funcționează pe componente similare. De obicei, valoarea acestui coeficient este 0,96 ... 0,99.

Coeficientul duzei () este calculat luând în considerare pierderile prin frecare () și pierderile datorate câmpului neuniform al vitezelor de curgere la ieșirea duzei (). În plus, sunt luate în considerare pierderile suplimentare () asociate cu răcirea fluxului în duză, gradul de dezechilibru și altele:

. (2.23.)

În cazul general, valorile numerice ale coeficienților enumerați se încadrează în următoarele limite: = 0,975 ... 0,999, = 0,98 ... 0,99 și = 0,99 ... 0,995. În acest caz, valoarea = 0,945 ... 0,975.

Luând în considerare valorile date, valoarea completității impulsului specific poate fi în intervalul de la 0,9 la 0,965.

2.5.2. Generatoare de gaz lichid (LGG).

Soluțiile structurale și caracteristicile proceselor în cameră depind în mare măsură de dacă ZhGG este instalat pe un LRE de scheme „deschise” sau „închise”. Pentru motoarele cu schemă „deschisă”, CGG-urile sunt efectuate cu o presiune apropiată de presiunile CS principal. Motoarele cu GPL ale unui circuit „închis” furnizează fluidului de lucru (produșii de ardere) al turbinei o presiune semnificativ mai mare decât presiunea din CS principal. Cu toate acestea, GES, atât opțiunile de oxidare, cât și de reducere, funcționează la rapoarte ale componentelor care sunt mult mai mici decât cele stabilite pentru CS. În consecință, temperaturile la care are loc procesul în camerele generatoarelor de gaz diferă, de asemenea, foarte mult de temperaturile procesului din CS.

LRE utilizează GPL bicomponent și monocomponent. Cele mai utilizate sunt ZHGG cu două componente. Pentru motoarele cu postcombustie pe gaz generator, LGG-urile cu două componente sunt utilizate în mod natural ca fiind cele mai naturale. Se poate observa că o parte semnificativă a problemelor legate de caracteristicile proiectării și dezvoltării acestei variante a JGG sunt soluționate conform pozițiilor adoptate pentru CC. Capul de amestecare al duzei și amplasarea acestora pe fundul capului se va realiza conform schemelor folosite la alegerea unor soluții similare pentru CS. În același timp, ținând cont de nivelul relativ scăzut de temperatură din camera GGG, se folosește de obicei o versiune nerăcită a peretelui. Figura (vezi Fig. 2.45) prezintă partea principală a unui ZHGG cu două componente, unul dintre motoarele domestice.

Orez. 2.45. JGG bicomponent

O versiune similară a ZHGG a fost folosită ca parte a motorului RD-111. Săgețile din figură arată fitingurile pentru introducerea componentelor.

Dezvoltarea generatoarelor de gaz monocomponent se realizează după alte principii. În trecutul recent, pentru astfel de generatoare de gaz, peroxidul de hidrogen (H 2 O 2) a fost utilizat ca componentă. În camera generatorului de gaz a fost amplasată o substanță specială (catalizator), interacțiunea peroxidului de hidrogen cu care a dus la producerea de vapori de apă și oxigen gazos la o temperatură ridicată (de la 720 la 1030 K la o concentrație de 80% și 90% , respectiv). Figura (vezi Fig. 2.46) prezintă SGG (așa-numitul generator de gaz care produce abur ca fluid de lucru al turbinei), dezvoltat de Energomash pentru RD-107 LPRE și modificările acestuia.

Orez. 2.46. Generator de gaz lichid monocomponent.

1. Racord de intrare pentru componente, 2. pachete de catalizator, 3 conducte de evacuare a aburului

Componenta - peroxid de hidrogen - nu este singura componenta care poate fi gazeificata pentru a obtine un fluid de lucru pentru turbina. Mai ales având în vedere că peroxidul de hidrogen de concentrație mare nu este suficient de stabil în timpul depozitării, se recomandă utilizarea altor componente. Hidrazina și dimetilhidrazina nesimetrică (UDMH) pot fi utilizate ca atare, dar pentru care, ca și peroxidul de hidrogen, sunt necesari catalizatori speciali.

2.5.3. Unitate de turbopompa (TNA),

TNA determină în mare măsură caracteristicile energetice ale motorului rachetei. Gradul de perfecțiune al principalelor componente ale HP, turbine și pompe, în procesul de creare a design-urilor moderne, se află întotdeauna în atenția deosebită a dezvoltatorilor de motoare. Pentru proiectanții CS și ZGG, problemele de asigurare a completității arderii componentelor, asigurarea rezistenței la temperatură și a rezistenței pieselor și ansamblurilor determină succesul funcționării ulterioare a LRE creat. Pentru un specialist care lucrează la crearea HPP, principalele probleme sunt: creșterea eficienței turbinei și a pompelor, rezistența pieselor acestora (lamele și discul turbinei, rotoarele pompei, carcasele, arborele), fiabilitatea etanșărilor și un număr a altora care determină fiabilitatea și perfecțiunea HPP. Rezolvarea cu succes a pozițiilor enumerate mărește impulsul specific de tracțiune, reduce greutatea specifică a CP și a motorului. După o analiză suplimentară a parametrilor și caracteristicilor HP, se va vedea că pozițiile de mai sus depind direct de un astfel de parametru precum viteza rotorului (sistemul este „turbină, pompe, arbore”).

Datele inițiale pentru dezvoltarea HP sunt tipurile de componente, cerințele pentru costuri și presiuni, resursa și alte date care decurg din cerințele pentru LRE. Studiile de proiectare permit tragerea unei concluzii despre debitele și parametrii fluidului de lucru pentru a crea puterea necesară a turbinei necesară pentru a antrena pompele. La efectuarea acestor lucrări se determină următoarele: structura de bază a HP, viteza rotorului, sistemele de etanșare și, în cele din urmă, caracteristicile sale de masă.

În activitatea de creare a TNA, dezvoltatorul ia în considerare cerințele obligatorii pe care le ghidează:

· furnizarea parametrilor principali (dimensiunile, masa și părțile elementelor de fixare HP, care decurg din cerințele pentru amenajarea motorului) și caracteristicile pe parcursul unei resurse date;

asigurarea debitelor și presiunilor necesare ale componentelor instalate pentru utilizare în motor;

· identificarea posturilor care prevăd furnizarea unui cost aproximativ al eșantionului dezvoltat.

În lucrările ulterioare privind crearea unui motor de rachetă, pot fi stabilite cerințe suplimentare.

Printre pozițiile principale care determină aspectul constructiv și parametrii HPP, ar trebui luate în considerare diagramele de amplasare ale HPP. Opțiuni posibile schemele sunt prezentate în figură (vezi Fig. 2.47).

Orez. 2.47. Diagramele de aranjare ale TNA

a, bȘi V - TNA cu un singur rotor, G. – TNA multi-rotor

Denumiri acceptate: DAR - pompe de oxidare, NG - pompe de combustibil.

După cum rezultă din luarea în considerare a figurii, opțiunile pentru schemele de aspect vor diferi, indiferent dacă este selectată o schemă fără viteze sau o schemă cu o cutie de viteze pentru dezvoltare ulterioară. Cu un circuit fără viteze, adesea nu este posibilă alegerea unei singure viteze optime pentru turbină și fiecare dintre pompe. Cu toate acestea, HP cu un circuit de viteze va avea întotdeauna cele mai proaste caracteristici de masă. Motoare cu rachete lichide moderne de mediu, mare și foarte mare, în cazul în care, masa aproximativă a HP poate fi calculată folosind următoarea expresie:

Figura (vezi Fig. 2.48) prezintă diagramele bloc ale TPU, cu un aranjament pe două fețe de pompe și unilateral. Diagramele arată nodurile menționate mai sus.

Orez. 2.48. Diagrame structurale ale TNA

1. Pompe de combustibil, 2. Turbine, 3. și 4. Etanșări interne pompe și turbine, 5. Pompă oxidant, 6. Etanșare hidrodinamică, 7. Etanșare intermediară.

Se folosesc împingeri medii, mari și foarte mari LRE turbine cu gaz actionat de pompe centrifuge. Opțiunile de aspect depind de caracteristicile opțiunilor LRE, cum ar fi tipul de componente, sistemul de lansare HPT, caracteristicile produsului care intră în turbină și altele. Aspectul constructiv al HP va diferi, de asemenea, de soluțiile private determinate de proiectant la propria discreție.Figurele (vezi Fig. 2.48 și 2.49) arată tipurile de HP, în care furnizarea de componente este efectuată de către unilateral și intrări cu două fețe.

Orez. 2.42. THA cu pompe, cu intrări unilaterale ale componentelor

1. Flanșă galeriei de evacuare, 2. Turbină, 3. Conductă de admisie cu melc, 4. Conductă de admisie a pompei de combustibil, 5. Arc, 6. Flanșă de evacuare a pompei de combustibil, 7. Carcasă pompei oxidantului cu melc, 8. Flanșă conductei de admisie pompă de combustibil .

În TPU, carcasele pompelor sunt realizate cu pre-pompe (șuruburi), care asigură o creștere a presiunii la admisia din fața rotoarelor principale, unilaterale. O versiune similară a dispozitivului de rapel elimină apariția cavitației în timpul funcționării pompei.

Orez. 2.50. THA cu pompe, cu intrări cu două fețe ale componentelor

1. Flanșa conductei de admisie a pompei de combustibil, 2. Țeava de admisie a pompei de oxidare, 3. Pyrostarer, 4. Flanșă pentru alimentarea cu fluid de lucru la turbină, 5. Turbină, 6. Colector de evacuare turbină.

Tipul de HP prezentat este realizat cu o turbină cu gaz în două trepte și două pompe centrifuge. Pompele au orificii de admisie pentru componente cu două fețe. Designul THA este proiectat cu doi arbori conectați printr-un arc. Pe același arbore, cu cei doi rulmenți și etanșări, sunt montate o turbină și o pompă centrifugă de oxidare. Pe al doilea arbore, tot cu rulmenti si garnituri proprii, se afla o pompa de combustibil. Performanța rulmenților este susținută de grăsime, umplută în cavitățile rulmentului în timpul asamblarii HP. Una și a doua parte a rotorului sunt instalate în carcase separate, interconectate prin știfturi.

Pompele centrifuge sunt de obicei folosite în HPP LRE.Pentru pompele HPP sunt foarte importante proprietățile anti-cavitație, de care depinde efectul eroziv asupra părții de curgere a pompei, dar și, cel mai important, posibilitatea de a perturba toți parametrii, stabilitatea. din care determină îndeplinirea sarcinilor cerute întregii LRE. O creștere a proprietăților anti-cavitație ale pompei este asigurată prin utilizarea unor dispozitive speciale, unele dintre schemele cărora au fost prezentate anterior în Figura 2.23. Dar cel mai larg, în practica creării HP, se folosesc pompe centrifuge cu șurub.

De exemplu, figura (vezi Fig. 2.51) prezintă proiectarea unei pompe centrifuge cu șurub de oxigen.

Fig.2.51. Pompă centrifugă cu șurub.

1. Capac carcasă, 2. Lagăr, 3. Rotor pompei, 4. Carcasă pompei. 5. Snec, 6. Rulment.

Eficiența pompei depinde de reducerea pierderilor, printre care principalele sunt:

curgerea componentei din cavitatea de înaltă presiune (admisie din rotor) în cavitatea de admisie;

frecarea componentei împotriva pereților cavităților interne ale pompei;

frecare în garnituri, rulmenți.

Pierderile de eficiență ale pompei enumerate sunt estimate -:

densitatea componentelor,

Debitul volum al componentei,

H este presiunea dezvoltată de pompă,

N n - puterea efectivă consumată de pompă.

De obicei, eficiența pompelor LRE variază de la 0,5 ... 0,8,

În plus față de prevederile marcate, figurile (vezi Fig. 2.52.) arată modelele altor dispozitive de amplificare - prepompe șir (ejectoare).

Fig.2.52. Proiectarea dispozitivului cu jet (ejector).

A- un ejector cu un număr de găuri. 1. Carcasă ejector, 2. Orificii de admisie a componentelor distanțate egal în jurul circumferinței, 3. Duză de admisie a componentelor. b- un ejector cu un set de duze. 1. Conductă de alimentare cu componente, 2. Duze, 3. Corp ejector.

Datorită eficienței scăzute, pompele cu jet sunt recomandabile să fie utilizate în motoarele cu post-ardere, deoarece o creștere a puterii turbinei atunci când un lichid activ de înaltă presiune este furnizat ejectorului practic nu reduce caracteristicile energetice ale unui motor de rachetă cu propulsie lichidă. Pe imagine. 2,52, A proiectarea ejectorului cu douăsprezece duze situate în jurul circumferinței camerei de amestecare cu un unghi de evacuare de 18°. Când raportul dintre debitul lichidului activ și cel evacuat este de până la 25 %, capul fluxului principal crește semnificativ. Cu toate acestea, eficiența unui astfel de dispozitiv în modul optim nu ajunge la mai mult de 0,15. Capacitatea de presiune scăzută a ejectoarelor cu o eficiență de 0,08 până la 0,2 limitează utilizarea lor în motoarele rachete HPL moderne.

Conversații despre motoarele de rachetă. Motoare rachete cu combustibil solid și lichid Presiunea motorului rachetei

Motoare de rachete chimice (CRD)

Istoria creației

Dispozitivul și principiul de funcționare a motoarelor cu rachete chimice

Avantajele și dezavantajele RD chimice, domeniul lor

Avantajele combustibilului solid RD sunt:

Dezavantajele RDTT:

Avantajele RD lichid:

Dezavantaje LRE:

Motoare de rachete nucleare (NRE)

Istoria creației

Dispozitiv și principiu de funcționare

Avantajele și dezavantajele YARD

Motoare electrice cu rachete (EP)

Istoria creației

Dispozitiv și principiu de funcționare

Avantajele și dezavantajele ERD, domeniul de utilizare

Printre avantajele ERD:

Defecte:

Primii pași ai omului în lumea tehnologiei rachetelor

Tipuri de motoare rachete: proiectare, schemă și dispozitiv

Tipuri moderne de motoare rachete

Popular