Flytande raketmotor. Rocket Engine talar om raketmotordrift

Klassificering, scheman och typer av raketmotorer

Ämne 2. FLYTANDE RAKETMOTORER

Föreläsning #3

Frågor till seminariet.

1. Konceptet och egenskaperna hos försäkringsrättsliga relationer.

2. Skillnad mellan försäkringsrättsliga förhållanden och närstående förhållanden.

3. Försäkringsförhållandets föremål.

4. Försäkringsintresse i försäkring.

5. Försäkringsförhållandets föremål.

Tagit fram Institutionschef för civilrätt, doktor i juridik, professor M.V. Rybkina

Utan att låtsas vara fullständig och omfattande redovisning av modern LRE visas klassificeringen av de vanligaste typerna av motorer i figuren (se fig. 2.12.).

Det föreslagna schemat bygger på principen att dela upp alla kretsdesignlösningar i två stora grupper, som skiljer sig åt i principerna för att säkerställa tillförseln av bränslekomponenter till LRE-förbränningskammaren. Det här är motorer med pumpande matningssystem och motorer med förträngningsmatningssystem komponenter.

Den första gruppen inkluderar huvudsakligen huvudmotorer för bärraketer, interkontinentala ballistiska missiler och återanvändbara rymdsystem. Användningen av den andra gruppen av raketmotorer för flytande drivmedel är som regel begränsad till framdrivningssystem för rymdfarkoster, stora moduler av bemannade orbitala komplex och transportfordon, såväl som framdrivningssystem för interorbitala transportfordon.

Ris. 2.12. Allmän klassificering av raketmotorer

En viktig klassificeringsegenskap för en raketmotor med flytande drivmedel är också metoden för användning av arbetsvätskan (bränsleförbränningsprodukter) som erhålls vid utloppet av motorns turbopumpenhet. Enligt detta kriterium är alla motorer i grunden uppdelade i "öppna" kretsmotorer och "slutna" kretsmotorer. I en LRE av ett "öppet" schema släpps generatorgasen efter drift på turbinen ut antingen utan ytterligare användning eller slängs i ytterligare anordningar. I en LRE av ett "stängt" schema kommer generatorgasen som har passerat genom turbinen in i förbränningskammaren och efterbränns, på grund av tillsatsen av en eller två komponenter som kommer in i förbränningskammaren.

Beroende på typen av gasgenerator kan LRE klassificeras i motorer med gasgeneratorer på huvud- eller hjälpbränslekomponenterna och även ha ett generatorlöst schema, när den arbetsvätska som krävs för att driva HP erhålls genom förgasning av ett av bränslena komponenter i kylvägen i kammaren.

För att öka effektiviteten och effektiviteten hos en turbopumpenhet används ibland scheman med separata HP längs bränsle- och oxidationsledningarna, såväl som scheman där turbopumpenheten också inkluderar booster (booster) pumpar som är nödvändiga för att skapa det nödvändiga trycket vid motorn inlopp, speciellt när det startar.

Beroende på typen av gasgenerator kan LRE klassificeras i motorer med gasgeneratorer på huvud- eller hjälpbränslekomponenterna och även ha ett generatorlöst schema, när den arbetsvätska som krävs för att driva HP erhålls genom förgasning av ett av bränslena komponenter i kylvägen i kammaren.

För att öka effektiviteten och effektiviteten hos en turbopumpenhet används ibland scheman med separata HP:s bränsle och oxidationsmedel, såväl som scheman där turbopumpenheten också innehåller booster (booster) pumpar som är nödvändiga för att skapa det nödvändiga trycket vid motorinloppet, speciellt när den lanseras.

Relativt enkla scheman är typiska för raketmotorer med flytande drivmedel med ett deplacement bränsleförsörjningssystem.

I schemat med förträngningsbränsletillförsel (se fig. 2.13.) kommer gas från en cylinder med komprimerad gas (till exempel kväve) in i tankarna med oxidationsmedel och bränsle, medan dess tryck i tankarna med bränslekomponenter hålls konstant med hjälp av medel av en reducering. Trycket i bränsletankarnas gaskudde säkerställer förskjutningen av komponenter i vätskefas in i LRE-förbränningskammaren. Samtidigt är det ganska uppenbart att trycket i kammaren inte kan vara högre än trycket i tankarna. Avstängningsventiler används för att säkerställa start och stopp av motorn. Den otvivelaktiga fördelen med det ovan presenterade schemat är dess enkelhet och, som ett resultat, tillförlitlighet. Men med ett deplacementsystem är cylindern med komprimerad gas tung och bränsletankarna betydligt tyngre. I allmänhet:

(2.18.)

Gastryck i bränsletankar;

Tryck i LRE-förbränningskammaren;

Tryckförluster i hydraulbanor och automationselement mellan tankar och motorkammare.

Trycket i bränsletankarnas gaskudde säkerställer förskjutningen av flytande komponenter in i raketmotorns förbränningskammare. Samtidigt är det ganska uppenbart att trycket i kammaren inte kan vara högre än trycket i tankarna. Avstängningsventiler används för att säkerställa start och stopp av motorn. Den otvivelaktiga fördelen med det ovan presenterade schemat är dess enkelhet och tillförlitlighet. Eftersom med en ökning av trycket i kammaren ökar motorns effektivitet, är önskan att öka den, för detta LRE-schema, förknippad med en ökning av massan av alla element i försörjningssystemet och framför allt bränsletankar . Liknande brister gäller även för deplacementbränsletillförselsystemet med tvåkomponent FGG. Flödeshastigheten för gasen som används för att trycksätta bränsle- och oxidationstankarna är emellertid mindre. I den här versionen av schemat utförs blåsning av förbränningsprodukterna som erhålls i LPG, och prestandan för den "uppvärmda" gasen är mycket högre än den för den "kalla".

Effekten av att påverka massans egenskaper hos ett framdrivningssystem med en raketmotor kan tydligt illustreras av följande exempel. Om framdrivningssystemet i det andra steget av Saturn-5 bärraket ersattes av ett framdrivningssystem med ett förskjutningssystem vid samma tryck i LRE-förbränningskammaren, skulle ökningen av massan av ett sådant framdrivningssystem vara lika stor till massan av rymdfarkosten Apollo, vilket skulle göra det omöjligt att genomföra månprogrammet.

För varianten av förskjutningsschemat (se fig. 2.14.) kan en viss minskning av förlusterna förväntas, eftersom förskjutningen av komponenterna kommer att utföras av de uppvärmda förbränningsprodukterna som produceras i GGG.

Av förklaringarna följer varför deplacementförsörjningssystemet med ballongförsörjningssystem uteslutande används i motorer med låg dragkraft med ett tryck i LRE-förbränningskammaren på högst 10-12 · 10 5 Pa.

Den praktiska tillämpningen av raketmotorer med låg dragkraft (LRE) finns i skapandet av integrerade framdrivningssystem (APU) för artificiella jordsatelliter (AES), rymdfarkoster (SC) och rymdfarkoster (SC). I omloppsbana, när trycket utanför flygplanet är nära noll, kan den specifika impulsen vara ganska hög, även vid ett lågt tryck i kammaren. Man bör komma ihåg att ökningen av specifik impuls från förhållandet mellan trycket i förbränningskammaren till trycket vid munstyckets utgång (se fig. 2.10.).

Det finns en hel del kretslösningar för ODE som använder LREMT. Först och främst kommer skillnaden mellan varianterna av systemen att bero på de krav som bestäms av flygplanets syfte. Det kan vara motorer, både enkomponents- och tvåkomponentsbränslen. Systemen kommer att skilja sig åt i principerna för reglering och stabilisering av dragkraft. Andra faktorer kan också påverka definitionen av en kretsdesign. Men i alla varianter av scheman måste trycket i gasackumulatorerna vara högre än trycken i kamrarna, vilket bestämmer egenskaperna hos förskjutningssystemet för tillförsel av komponenter.

Presentationen av alla eller åtminstone de flesta av de möjliga framdrivningssystemen med deplacementmatningssystem i denna handledning ingår inte i författarnas planer. För att illustrera de möjliga kretsalternativen ges därför som ett exempel ett diagram över ett integrerat framdrivningssystem (APU) för en konstgjord jordsatellit (AES) på tvåkomponentbränsle (se fig. 2.15.).

Ris. 2.15. Schema för en ODE med en tvåkomponents raketmotor för flytande drivmedel för IC.

1. Tryckreducerare, 2. LRE för manövrering (var och en med dragkraft 22 N),

3. Apogee LRE (dragkraft 490 N)

Konstruktionerna och de grundläggande egenskaperna hos raketmotorn för flytande drivmedel är mycket olika. Ett av de viktigaste problemen vid skapandet av en raketmotor för flytande drivmedel är att säkerställa driften av förbränningskamrarna. Speciellt när man betänker att resurserna som krävs för LRE är betydligt högre än resurserna för kamrarna i konventionella LRE.

Listan över liknande kan inkludera: lansering, organisera arbetsflödet, välja ett system för att motverka temperatureffekten på kamrarnas väggar och ett antal andra. De flesta problem som är svåra att lösa är i första hand relaterade till de extremt låga driftskostnaderna för komponenterna. Så för vissa kammare överstiger flödeshastigheterna för oxidatorn och bränslet inte 0,5 respektive 0,3 g/s. En liknande omständighet avgör till exempel omöjligheten att använda regenerativ kylning av väggarna (som den mest effektiva) och att välja eldfasta metaller för tillverkning av kammarväggar, med värmebeständiga värmeavskärmande beläggningar, mycket lägre än skalen

För framdrivningssystem, vars ett av scheman visas i figur 2.15., Används som en del av ett transportrymdfarkost eller annat flygplan och under lång tid under flygning, måste tankning av bränsletankar utföras. Alternativ för tankningssystem visas i figuren (se fig. 2.16.).

Ris. 2.16. System för tankning av bränsletankar i flygplan.

1. Tankväggar; 2. Booströr; 3. Kolv; 4. Bränsleintag; 5. Bälg;

6. Elastisk väska; 7. Stång med hål för förstärkning; 8. Plastmembran; 9. Vättade bafflar av plast; 10. Centralrör för bränsleintag.

A - med en kolv; B - med en bälgförskjutningsanordning (bränsle utanför bälgen); B - med en bälgförskjutningsanordning (bränsle inuti bälgen); D - med en förskjutningspåse (bränsle utanför påsen); D - med en förskjutningspåse (bränsle inuti påsen); E - med ett plastmembran; Zh - med en kapillärintagsanordning.

För mer information om tankningssystem, se handledningen som refereras till i bibliografin.

För implementering av raketmotorer med flytande drivmedel med medelhög, hög och superhög dragkraft krävs det att man skapar motorer med största möjliga tryckökning i förbränningskammaren. I sådana varianter av motorer används system med ett turbopumpsystem för tillförsel av bränslekomponenter.

Figuren (se fig. 2.17.) visar ett blockschema över en raketmotor med flytande drivmedel med ett pumpsystem för tillförsel av komponenter. Ett karakteristiskt särdrag hos det aktuella schemat är att gasen som släpps ut från turbinen helt enkelt släpps ut i den omgivande atmosfären. Det bör noteras att förbränningsprodukterna efter turbinen fortfarande har en betydande arbetskapacitet och att inte använda dem påverkar motorns effektivitet negativt. Sådana system kan dock implementeras.

Ris. 2.17. Pneumatisk-hydraulisk layout av en raketmotor med flytande drivmedel, med en turbopumptillförsel av komponenter till förbränningskammaren.

En komponent av ett enhetligt drivmedel (till exempel väteperoxid - H 2 O 2), från tanken, matas in i en vätskegasgenerator. Gasgenerator - en enhet utformad för att producera högtemperaturgeneratorgas som används för att driva HP-turbinen. Turbinen ger vridmoment till bränsle- och oxidationspumparna. Bränslets huvudkomponenter pumpas in i motorkammaren, och bränslet används som regel för att kyla kammaren, för vilken det matas in i gapet mellan dess väggar, vanligtvis kallat "kylmanteln". Oxidatorn matas direkt in i kammarens munstyckshuvud, där den blandas med bränslet som värms upp i kylbanan. Processen för interaktion mellan bränslekomponenter sker i förbränningskammaren. De resulterande högtemperaturförbränningsprodukterna passerar genom den kritiska delen av kammaren och expanderar i munstycket till överljudshastigheter. Utflödet av förbränningsprodukter är den sista fasen av raketmotorns drift och bildar raketmotorns dragkraft.

System av denna typ, som kallas "öppna kretsar", kan vara mer effektiva om, efter drift på turbinen, generatorgasen kan tömmas genom ytterligare enheter som säkerställer utnyttjandet av energin från den urladdade gasen ...

I det allmänna fallet kan värdet på dragkraften för en LRE i ett "öppet" schema bestå av ett värde lika med summan av dragkrafterna som produceras av huvudkammaren och en extra turbinanordning. En liknande effekt kan erhållas genom att se till att generatorgasen avlägsnas till hjälpmunstycket; introduktion i den superkritiska delen av huvudmunstycket, i olika varianter av huvudmunstyckets utformning.

Figuren (se fig. 2.18) visar diagram över enheter där generatorgasen, efter att ha realiserat en del av sin energi i turbinen, används för att skapa ytterligare dragkraft.

Fig. 2.18 Schema för enheter som använder gas bakom turbinen

I något av de presenterade alternativen måste den extra drivkraften som implementeras i enheten beaktas.

De där. det finns ett samband:

där: - total dragkraft LRE "öppet" system;

Dragkraft producerad av raketmotorns huvudkammare;

Dragkraft produceras i hjälpanordningar.

Genom att använda de tidigare givna beroendena för att bestämma den specifika impulsen (se ekvationerna 2.11, 2.12. och 2.13), kommer vi att transformera uttryck 2.19. för att se 2.20.

(2.20.)

där: - Effektiv specifik impuls från LRE för det "öppna" systemet.

Specifika impulser som tillhandahålls av huvudkammaren respektive hjälpanordningar;

Massbränsleförbrukning i gasgeneratorn och total massbränsleförbrukning i LRE.

Beroendeanalys 2.20. visar att värdet av den effektiva specifika impulsen är desto större, ju mindre andel bränsle som förbrukas genom gasgeneratorn och desto mer effektivt utnyttjas generatorgasen efter driften av turbinen. Det finns ett väldefinierat beroende som kännetecknar effekten av tryck i LRE-kammaren av ett "öppet" schema på värdet av den specifika impulsen. I motsats till den monotona ökningen av . I det allmänna fallet som betraktas ovan, med en ökning av trycket i LRE-kamrarna som fungerar enligt schemat utan att efterbränna generatorgasen, observeras ett uttalat område som motsvarar det optimala värdet (se fig. 2.19.).

Fig.2.19. Den specifika impulsens beroende av trycket i kammaren

öppen kretsmotor

Utseendet på ett extremum i beroendet förklaras av den nödvändiga ökningen av bränsleförbrukningen genom gasgeneratorn med en ökning av trycket i förbränningskammaren. Ökningen i flöde krävs för att öka kraften i turbinen för att möta pumparnas ökade krav på mer vridmoment. Denna situation leder till en ökning av andelen ineffektivt använt bränsle och, som en konsekvens, till en minskning av LRE:s specifika impuls.

Det är tillåtet att sörja för utsläpp av gasgeneratorgas genom speciella roterande munstycken som används för att styra flygningen av en raket

För att maximera användningen av kapaciteten hos raketbränsle utvecklade ansträngningarna från ryska forskare och ingenjörer ett schema för att organisera arbetsprocessen för en raketmotor med flytande drivmedel, som tillhandahåller efterbränning av generatorgas i förbränningskammaren efter den. har aktiverats på TNA-turbinen, de så kallade "schemana med efterförbränning av generatorgas" (se fig. 2.20 .).

Ris. 2.20. Strukturdiagram över raketmotorer med flytande drivmedel med efterförbränning av generatorgas

1. och 2. Bränsle- och oxidationstankar, 3. FGG, 4. och 5. bränsle- och oxidationspumpar, 7., 8. och 9. ventiler, 10. förbränningskammare.

Huvuddraget i det "stängda" schemat, gjort enligt varianten av fig. 2.20 är som följer. All oxidant som behövs för driften av COP matas in i gasgeneratorn. Den minsta erforderliga mängden bränsle tillförs också där. Förhållandet mellan bränslekomponenterna som tillförs gasgeneratorn dikteras enbart av behovet att erhålla gas med en temperatur som är acceptabel för att säkerställa turbinens termomekaniska belastningar. Efter att generatorgasen aktiverats på turbinen, som i detta fall har ett överskott av den oxiderande komponenten, tillförs gasen till CS. Det kommer också en extra mängd bränsle som behövs för att bibehålla det optimala förhållandet mellan bränslekomponenter. I den här versionen fungerar raketmotorn enligt schemat "gas (oxidationsmedel) - vätska (bränsle)". En variant av organisationen av arbetsprocessen är också möjlig när en överskottsmängd bränsle tillförs gasgeneratorn med brist på oxidationsmedel. I det första fallet talar de om en oxiderande gasgenerator, i det andra - en reduktion.

Båda metoderna har sina fördelar och nackdelar. När det gäller en reducerande gasgenerator är frågorna om att säkerställa termisk stabilitet mycket lättare att lösa, eftersom det vid höga temperaturer i arbetsprocessen i gasgeneratorn är mycket lättare att skydda konstruktionsmaterial (främst metaller och deras legeringar) från antändning i närvaro av en reducerande miljö. Samtidigt är ett överskott av bränsle med en otillräcklig mängd oxidationsmedel fylld med ett antal negativa konsekvenser förknippade med ofullständig förbränning av bränslet, vilket, när det gäller kolhaltiga komponenter, leder till utfällning av en fast fas av kol och, som ett resultat, till erosivt slitage på turbinblad och andra delar av HPA.

Det oxidativa systemet för gasgenerering saknar dessa nackdelar, men det har sina egna särdrag. De består i behovet av att använda eldfasta konstruktionsmaterial som är resistenta mot antändning i en oxiderande miljö, vilket leder till en ökning av kostnaden för motorer, en potentiell minskning av deras stabilitet när de utsätts för mikropartiklar i ett oxiderande gasflöde som kommer in i turbinbladen , vilket gör det svårt att skapa mycket pålitliga raketmotorer.

I praktiken används reduktionsschemat för gasgenerering, oftast i syre-väte-raketmotorer, där bränslet (flytande väte) inte innehåller kol och det därför i princip inte finns någon risk för sotbildning. I framtiden övervägs möjligheten att använda den första medlemmen av den homologa serien av mättade kolväten, metan (CH 4), som raketbränsle, vars kolinnehåll är minimalt, vilket gör det i grunden möjligt att använda det effektivt i gasgeneratorer av ett reduktionssystem.

LRE-schemat som presenteras ovan implementeras enligt "gas-vätske"-schemat. Enligt denna version av schemat tillhandahålls organisationen av arbetsprocessen med efterförbränning av generatorgasen.

I en annan variant kan efterbränning av generatorgas byggas enligt schemat "gas - gas". Huvudskillnaden i detta schema är närvaron av två gasgeneratorer. En gasgenerator fungerar enligt oxidationsschemat, den andra - reducerande. Det är att föredra att använda väte eller ett kolvätebränsle med ett minimalt massinnehåll av kol (fotogen, etc.) för en reducerande gasgenerator och flytande syre som ett oxidationsmedel. Således gör införandet av flytande väte i sammansättningen av raketbränsle det möjligt att avsevärt minska frisättningen av den kondenserade fasen av kol (sot), vilket säkerställer möjligheten till mer tillförlitlig drift av reduktionsgasgeneratorn.

Gasgenererande produkter kommer in i de oxiderande och reducerande gasturbinerna och sedan, efter att ha passerat genom turbinerna, in i förbränningskammaren, där deras slutliga interaktion äger rum, med det erforderliga förhållandet av komponenter (se fig. 2.21.).

Ris. 2.21. Pneumohydrauliskt schema för LRE med efterförbränning av generatorgaser.

1. och 2. Bränsle- och oxidationstankar, 3. och 4. LPG-gas med överskott av bränsle och LPG-gas med överskott av oxidationsmedel, 5. och 6. Bränsle- och oxidationspumpar, 7. och 8. Bränsle- och oxidationsgasturbiner, 9. och 10. Ventiler, 11. Förbränningskammare.

Ett liknande schema kan vara i en lite annorlunda design, när det finns två gasgeneratorer. Gasolen med överskott av bränsle ger trycksättning av bränsletanken. Den andra gasgeneratorn producerar oxiderande gas med hög temperatur, varav en del kommer in i turbinen och efter turbinen in i huvudförbränningskammaren. Den andra - en mindre del i blandaren kompletteras med en extra mängd oxidationsmedel och används för att blåsa upp oxidationstanken.

För en väte-syremotor används vanligtvis en gasfri krets (se fig. 2.22.).

Fig.2. 22. LRE gasfritt system

1. Förbränningskammare, 2. dragregulator, 3. Pump för flytande väte. 4. Pump för flytande syre, 5. Varvtalsreducerare, 6. turbin, 7. 8. och 9. startventiler, 10. tändsystemsventil..

I driftschemat för den pneumohydrauliska gasgeneratorn tillhandahåller driften av LRE följande operationsprocedur. Komponenterna från tankarna genom inloppsventilerna kommer in i pumparnas inlopp. Motorns THA har ett tvåaxligt schema med parallella axlar och en växelreducerare. Detta är en viktig egenskap hos denna TNA. Vätgascentrifugalpumpen är monterad på samma axel som turbinen, har två steg och ett axiellt inlopp. Det första steget av pumpen är skruvcentrifugal. Skruvcentrifugalsyrepumpen är tillverkad i ett steg. Turbin - axiell tvåstegs, jet.

Flytande syre genom ventilblocket, med en elektromekanisk förhållandekontroll, från pumpen kommer in i hålet i blandningshuvudet. Under flygning, enligt signalerna från tanktömningssystemet, kan förhållandet mellan komponenter variera inom ± 10 %. Väte från pumpen tillförs genom en rörledning till inloppsgrenröret till kammarens kylväg.

Flytande väte från pumpen kommer in i kollektorn som ligger i området för den kritiska delen av munstycket. Från uppsamlaren, längs en del av rören, riktas väte till munstyckets utgång, sedan, längs den andra delen av rören, rör sig det till uppsamlaren nära huvudet. Från denna kollektor leds gasformigt väte, uppvärmt i kylbanan till en temperatur av 200 K, från dragregulatorn till turbinen. Draftregulatorn fungerar enligt principen att förbigå en del av vätgasen till utloppet av turbinen. Från turbinen kommer avgasvätet genom startventilen in genom gaskanalen in i blandningshuvudet. Alla huvudventiler styrs av heliumgas med med hjälp av styrventiler.

Diagrammet visar också ventilerna som säkerställer driften av motorns kylsystem innan start. En sådan operation är nödvändig för den normala implementeringen av att starta en motor med användning av kryogena komponenter. vad som behövs för hydrauliska system. Trycksättningen av tankarna utförs med gasformigt helium, vars tillförsel är i en speciell cylinder.

Ovan övervägdes ett antal LRE-scheman, där HP:er används för att leverera komponenter till CS. Vid låga tryck i inloppsmunstyckena kan stalllägen uppstå, vilka kännetecknas av uppkomsten av kavitation i pumparnas mellanbladshåligheter. I alla presenterade pneumohydrauliska scheman för raketmotorer med flytande drivmedel utrustade med HP, tillförs gas till tankarna med komponenter från cylindrar genom reducerare, vilket trycksätter dem. I detta fall skulle man kunna räkna med att erhålla erforderligt tryck vid inloppet till pumparna. Samtidigt är trycket i tankarna, nödvändigt för normal drift av skruvcentrifugalpumpen, ofta oacceptabelt högt, vilket leder till en märkbar ökning av tankarnas väggtjocklek och vikt. Den noterade nackdelen kan undvikas om en extra booster (booster) pumpenhet (BPU) installeras vid utloppet av tankarna. Installationen av BHA, som säkerställer driften av HP:s huvudpump, kan avsevärt minska mängden trycksättning av tankarna och följaktligen deras vikt. Därför är designen av en modern HPP otänkbar utan konsekvent användning av olika pumpar arrangerade enligt ett flerstegsschema. Boosters roll kan utföras av en axiell skovel (skruv) eller jetpump (ejektor).

Booster pumping units (BPU), som vanligtvis kallas för pumpar, är placerade i nära anslutning till tanken med komponenten, vilket eliminerar hydrauliska förluster när komponenten tillförs från tanken till BPU-pumpens inlopp. I figuren (se fig. 2.30).

Ris. 2.30. Diagram för boosteranordningar

Alternativ a). 1. Tank med en komponent, 2. centrifugalförpump, 3. vätsketurbin i förpumpsenheten, 4. HP-huvudturbin, 5. HP-pump.

Alternativ b). 1. Tank med en komponent, 2. förpump, 3. gasturbin för förpumpsenheten, 4. pump för huvudkraftverket.

Alternativ c). 1. Tank med en komponent, 2. jetförpump (ejektor), 3. ejektormunstycke, 4. HP-huvudpump, 5. Komponenttillförselledning till ejektormunstycket.

I schemat för alternativ "a" drivs BHA-hydraulikturbinen av högtrycksvätska som tas från HP-pumpen. Efter drift på turbinen återgår vätskan till tryckledningen. I schemat för alternativ "b" drivs gasturbinen på gasen från huvudgasolen, och i alternativ "c" drivs jet-förejektorpumpen, såväl som alternativet för schemat "a", av komponenten från pumpen på huvud-HP.

Som följer av ovanstående korta analys av effektiviteten av möjliga varianter av LRE-scheman leder en ökning av trycket i kammaren inte i alla fall till en ökning av specifik impuls. De analyserade egenskaperna hos konstruktionen av LRE-scheman är mer relaterade till scheman för motorer med stor och extra hög dragkraft, och även, i viss utsträckning, till motorer med medelstor dragkraft. Figuren (se fig. 2.31.) visar det kvalitativa beroendet av de specifika impulserna från kammaren och LRE, gjorda enligt förskjutningsschemat, enligt det "öppna" schemat och enligt de "stängda" schemana för olika alternativ.

Ris. 2,31. Den specifika impulsens beroende av trycket i kammaren

Av analysen av grafen följer att i motorer som utförs på vätske-vätskeschemat, med ökande tryck, ökar den specifika impulsen från kammaren monotont. Men i framtiden, på grund av ökningen av gasförbrukningen för HP-drivningen (se fig. 2.26.), ökar motorns specifika impuls endast upp till en viss gräns. Ökningen av specifika impulser för motorer byggda enligt slutna kretsar ökar med ökande tryck i kammaren, även om den är mycket betydande.

När man väljer ett LRE-alternativ för ett nykonstruerat flygplan bör man, förutom att använda data som erhållits från analysen av grafen som visas i figur 2.18, överväga förhållandet som kallas höjdkarakteristiken (Figur 2.32.).

Ris. 2,32. höjdkarakteristik.

På bilden. 2,32. förändringar i motorns huvudparametrar med en förändring i mottrycket presenteras. Som framgår av figuren, flödet av höjdegenskaperna för LRE med en förändring i omgivande tryck miljöer kan delas in i två sektioner: sektionen av munstycket utan stötvåg I och sektionen av munstycket med stötvåg P.

I avsnittet med hoppfri drift av munstycket minskar dragkraften och den specifika dragkraften linjärt med ökande omgivningstryck. I detta fall är arbetsprocessen i kammaren och dess munstycke oberoende av det omgivande trycket. Vid något tryck p till en stötvåg kommer in i kammarmunstycket - linjäriteten hos förändringen i dragkraft och specifik dragkraft kränks. Arten av förändringen i dragkraft och specifik dragkraft i munstyckets driftsätt med en stötvåg bestäms av regelbundenhet för stötvågens rörelse in i munstyckets djup och återställandet av trycket bakom stötvågen. Figur 2.33. streckade linjer visar arten av förändringen i huvudparametrarna för raketmotorn för flytande drivmedel, för fallet om stötvågen inte kom in i munstycket och vid alla tryck i munstycket, inträffade den vanliga expansionen av gasen. Från det ögonblick som stötvågen kommer in i munstycket ökar trycket bakom stöten när stötvågen tränger djupt in i munstycket. Ett liknande driftsätt observeras i LRE för det första steget av interkontinentala missiler, vars tryck vid munstycksutgången väljs tillräckligt litet från villkoret att erhålla den genomsnittliga maximala specifika dragkraften i den aktiva delen av raketens bana. eller för raketer, För en liknande typ av raket väljs motorparametrarna från villkoret för att erhålla den genomsnittliga maximala specifika dragkraften i luftsektionen av banan. Därför, för dessa raketer, visar sig trycket vid munstyckets utgång vara ganska lågt och atmosfärstrycket är tillräckligt för att stöten ska komma djupt in i munstycket. Det kan ses från figuren att under de angivna förhållandena förbättrar munstyckets driftsläge med en stötvåg egenskaperna hos raketmotorn med flytande drivmedel.

För versionen av raketen, för vilken det är nödvändigt att dragkraften ändras under flygning, måste LRE göras med en gasspjällskarakteristik (se fig. 2.33.).

Ris. 2,33. Gasspjällsegenskaper hos LRE.

Som det följer av figuren, för att ändra mängden dragkraft, krävs en förändring av komponenternas flödeshastigheter. Man bör dock komma ihåg att förändringen i flödeshastigheten åstadkommes genom att korrigera skillnaden över munstyckena i enlighet med följande uttryck.

, (2.21.)

där G är flödeshastigheten för komponenten genom munstycket,

Munstycksflödeshastighet,

F f - området för munstycksmunstyckets utloppssektion,

komponentdensitet,

Munstyckets tryckfall.

Förutom de presenterade alternativen är en annan riktning för kretsförbättring trekomponents raketmotorer. I en LRE av denna typ används samtidigt en del kolväte (till exempel fotogen) och flytande väte som bränsle och flytande syre som oxidationsmedel. Trekomponentsmotorer gör det också möjligt att fullt ut realisera möjligheten till effektiv användning av olika drivmedel ombord på samma flygplan. Ballistiska och massberäkningar av effektiviteten av användningen av olika bränslen i framdrivningssystem för bärraketer, ballistiska missiler, återanvändbara rymdsystem bestäms till stor del av egenskaperna hos det raketbränsle som används. Som visats tidigare bestämmer bränslen värdet på raketmotorns specifika impuls, vilket är särskilt viktigt för motorerna i de övre stegen av bärraketen, medan de första stegen kan utrustas med raketmotorer med ett inte så högt värde, men bränslets densitet bör vara maximal.

Trekomponentsmotorer gör det möjligt att säkerställa driften av de första stegen med en minimal vätehalt i raketbränslet. Det vill säga det indikerar lämpligheten att använda bränsle med högre densitet. I de efterföljande stadierna av raketflygningen är väte, som ett bränsle som är mer energikrävande och med lägre densitet, mer att föredra, eftersom dess användning kommer att leda till en ökning av raketmotorns specifika impuls, och följaktligen, effektiviteten hos hela flygplanet.

LRE kan tillhandahålla de nödvändiga parametrarna och egenskaperna, förutsatt att automat- och motorstyrenheter ingår i den pneumohydrauliska kretsen (PGS). Bland de viktigaste funktionerna som utförs av CGM-enheterna är:

stabilisering av förhållandet mellan komponenter som tillförs förbränningskammaren;

underhåll av den erforderliga nivån eller reglering av dragkraft;

· säkerställa kontroll och hantering av driften av motorn och dess huvudenheter (förbränningskammare, HP, gasgenerator och eventuellt några andra), som avgör dess totala prestanda.

För specifika typer av motorer kan den presenterade listan utökas.

Som har noterats mer än en gång, för denna handledning, med hänsyn till villkoren för korthet för de presenterade materialen, är det inte möjligt att presentera möjliga varianter av CGM med beskrivningar av kretsarna som utgör motorerna för automations- och styrenheter. Du kan bara ange i listan över litterära källor, en lista över särskilda läromedel i denna fråga.

Men scheman och designfunktioner för huvudenheterna kommer att presenteras.

Genom att markera ordet "huvudenheter", menar författarna de enheter som ger de viktigaste funktionella parametrarna och egenskaperna hos raketmotorn. Dessa inkluderar förbränningskammare, turbopumpenheter, gasgeneratorer. Dessa enheter kommer att bestämma typen av raketmotor. Arbetet med att skapa dem kräver de största tid- och ekonomiska kostnaderna. Samtidigt måste det betonas att graden av betydelse för att bestämma prestandan hos en raketmotor, och ibland tillförlitlighet, inte nämns bland huvudenheterna (ventiler, regulatorer, etc.), kräver inte mindre uppmärksamhet på deras design och utveckling.

2.5.1. LRE förbränningskammare

Förbränningskammaren utvecklas i en viss sekvens. Initialt väljs komponenterna och det optimala trycket i CS, om det inte specifikt anges i referensvillkoren. Designen av CS bestäms efter att ha utfört gasdynamiska beräkningar. Baserat på resultaten av dessa beräkningar fastställs kompressorstationens geometriska dimensioner och gasdynamiska profil (se fig. 2.34.).

Ris. 2,34. Gasdynamisk profil för förbränningskammaren.

LRE CS upplever extremt höga termiska belastningar. För motorer med medelstor, stor och mycket hög dragkraft, för nästan alla typer av komponenter, utförs CS med extern kylning. För små tryckkammare löses problem med temperaturmotstånd med hänsyn till resursen, kammarens geometriska konturer, dragkraft och andra specifika egenskaper hos varje kammarvariant. De viktigaste strukturella elementen i CS, gjorda med extern kylning, visas i figuren (se fig. 2.35.)

Ris. 2,35. Brännkammare med sammanfogade skal

1. Kammarkropp, 2. Blandningshuvud, 3. Cylindrisk del av kammaren, 4. Munstycke, 5. Kammarmantel, 6. Kraftfäste.

men. Gardinbältes knut, b. Kylare (bränsle) försörjningsenhet, c. Kamerafästen

I figur 2.35. utförs införandet av kylkomponenten i kammarmanteln i sektionen av munstyckets ytterdiameter. Detta är inte den enda lösningen. Konstruktören väljer vanligtvis att installera komponentinloppsgrenröret, beroende på ett antal skäl (grad av expansion av munstycket, önskan att minska motståndet längs vägen, styrka, etc.).

Figuren (se fig. 2.36) visar alternativ för placeringen av ingångssektionerna.

Ris. 2,36. Alternativ för placeringen av sektionerna för att införa kylkomponenten i mellanskalsgapet på "skjortan" i kammaren.

men- vid munstyckets utgångsdel. b.- vid utgångssektionen och i mittsektionen av munstycket, i– i mitten av munstycket

I moderna motorer med hög dragkraft, för att öka kammarens termiska stabilitet, används ett antal designåtgärder för att minska temperaturen på de mest värmebelastade elementen i förbränningskammaren.

Sådana åtgärder inkluderar:

organisering av regenerativ kylning genom att pumpa relativt kalla bränslekomponenter genom kylnings"manteln";

Användningen av så kallade "kylgardiner", som är speciella zoner av värmebelastade områden i kammaren, utrustade med anordningar för att tillföra en extra mängd av en av bränslekomponenterna (vanligtvis bränsle) för att minska lokala värmeflöden;

· användning av speciella åtgärder i den mest termiskt belastade kritiska delen av kammaren (minskning av mellanskalsgapet, insatser av eldfasta material i den kritiska delen av munstycket).

För organisering av extern kylning regleras storleken på gapet av speciella distanser - anslutningar. De ger också styrkan hos kammaren och stabiliteten hos kammarens inre skal, när trycket från kylkomponenten i "skjortans" mellanrum överstiger trycket i kammaren. Figuren (se fig. 2.30.) visar de typer av distanser som används i moderna CS-konstruktioner. Distanser, yttre och inre skal är anslutna genom lödning, lödsammansättningen av stativen i komponenten och behåller styrka egenskaperna när väggarna värms upp.

Ris. 2,37. Typer av bindningar av CS-skal.

men. korrugerad distans, b. räfflat inre skal, i. rörformig kammare.

Det finns ytterligare en viktig omständighet för att öka effektiviteten hos CS, vilket säkerställs genom att införa länkar i designen av CS. LRE-kammarens kropp utsätts för betydande kraftbelastning. Förbränningsprocessen kan ske vid produkttryck på flera tiotals MPa. I detta fall måste trycket på kylkomponenten i mellanskalsgapet alltid vara större än trycket i kammaren. Annars kommer komponenten inte att kunna komma in i CS. Följaktligen kan kammarens inre skal, som är under ett yttre tryckfall som är lika med skillnaden mellan matningstrycket och trycket i kammaren, kollapsa - förlora stabilitet. Och om det under den pågående processen i kammaren värms upp, har de mekaniska egenskaperna hos skalmaterialet ett reducerat värde. På de första proverna av motorer fungerade de yttre och inre skalen oberoende av varandra (se fig. 2.38.), vilket uteslöt möjligheten att öka trycket i förbränningskammaren.

Ris. 2,38. Förbränningskammare för RD-1100-motorn

1. Injektorblock med tändsystem, 2. självständigt arbetande (utan anslutningar) kammarskal. 3 munstycksblock.

I moderna raketmotorer med flytande drivmedel, som tidigare noterats, utförs CS med tillhörande granater. Med införandet av en kylkomponent i "inter-jacket"-gapet vid munstyckets utgångssektion (det mest utförda schemat) (se fig. 2.39.), bestäms det största tryckfallet som verkar på det inre skalet. I detta avsnitt är komponentens tryck maximalt, och trycket i kammaren är nära noll. Bedömningen av hållfastheten hos kammarskalen (styrkan hos skalen, stabiliteten hos det inre skalet, styrkan hos bindningarna och andra positioner) bör göras med hänsyn till denna omständighet.

Ris. 2,39. Fördelning av laster längs kammarens längd

Följande beteckningar används på grafen: pg - tryck i kammaren, pf - tryck på kylkomponenten i "intershell"-gapet, tg - gastemperatur i kammaren, t jfr. - medeltemperatur över det inre skalets tjocklek, - tryckfall över munstycket, m svalt. är massflödet för kylkomponenten, L är längden på kammaren..

Det bör noteras att anslutningsalternativen som ges i denna handbok, som de vanligaste i moderna CS-konstruktioner, har verifierats av ett stort antal experiment och har visat sig väl i driften av många prover av järnvägsmotorer av olika dimensioner.

Ett annat sätt att minska den termiska påverkan på kammarens innervägg är införandet av luftridåenheter i designen. Figuren (se fig. 2.40) visar alternativ för designlösningar för gardinenheter genom vilka brännbart material introduceras för att säkerställa skapandet av en gas-vätskefilm på insidan av "jacket"-skalet.

Fig.2.40. Alternativ för kammarluftridåer.

men – med hål , b – med slitsad spalt

LREMTs förbränningskammare kännetecknas av två typer av driftlägen (se fig. 3.7.). För en kammare med stadigt drifttillstånd kan innerväggens kylsystem väljas enligt principen om kammare som just har demonterats. Varianten av LREMT, som arbetar i ett pulserat läge, kan använda en kammare med ett "kapacitivt system" för att skydda kammarväggen. Detta alternativ ger möjlighet att utföra ett enda skal (utan en "kylmantel") med ökad tjocklek och med ytterligare förstyvningsringar (se fig. 2.41.).

Ris. 2,41. Förbränningskammaren i en raketmotor med låg dragkraft.

1. Bränsleventilblock, 2. Förbränningskammare, 3. Munstycksfäste, 4. Munstycksmunstycke, 5. Tändare, 6. Bränsleventilblock.

En sådan lösning är acceptabel, eftersom i intervallen mellan driften av kammaren "vilar" väggen från effekterna av förbränningsprodukter och dess uppvärmning minskar.

En särskilt viktig nod är chefen för COP. På botten av huvudet finns munstycken genom vilka komponenterna kommer in i kammaren. Typer av munstycken varierar avsevärt i design. I figuren (se fig. 2.42). Vissa garantier för jet-, centrifugal- och tvåkomponentsmunstycken ges, som används i motorer med "vätske-vätska".

Ris. 2,42. Alternativ för vätskemunstycken.

1. Främre botten, 2. Mellanbotten, 3. Tvåkomponents jetmunstycke, 4. Enkomponents virvelmunstycke, 5. Enkomponents centrifugalmunstycke, 6. Tvåkomponents centrifugalmunstycke med tangentiellt hål, 7. Distanshylsa.

För motorer gjorda enligt scheman med generatorgas efterbränning, är kammarhuvudena utrustade med gas-vätskemunstycken (Fig. 2.43.).

Ris. 2 43. Varianter av gas-vätskemunstycken.

1. Främre botten, 2. Mellanbotten, 3. Jet-jetmunstycke, 4. Jet-centrifugalmunstycke, 5. Jet-centrifugalmunstycke med skruvvirvel, 6. Tvåstegs (kombinerat) munstycke: det första steget är gas -vätskestråle, den andra kaskaden är vätskecentrifugal med tangentiella hål.

Alternativet för munstycken för blandningshuvudet väljs av konstruktören på grundval av tidigare erfarenhet av att utarbeta motorkammaren - en prototyp och utföra beräkningar. Placeringen av munstyckena på botten av huvudet dikteras av designerns önskan att erhålla den bästa fullständigheten av förbränning av komponenterna och behovet av att skapa ett effektivt lager av bränsle nära väggen. Den sista av de nämnda positionerna bör ge ett acceptabelt sätt att värma kammarens innervägg (se fig. 2.44).

Ris. 2,44. Schema för placeringen av munstycken på huvudena på CS

men - Bikakearrangemang av munstycken.

1. Jet-centrifugalmunstycken, 2. Centrifugalmunstycken.

b - Schackarrangemang av munstycken

1. Oxidationsmunstycke 2. Bränslemunstycke.

i– Placering av munstycken i koncentriska cirklar

1 Tvåkomponentsmunstycke, 2. Enkomponentsmunstycke

Det följer av övervägandet av figurerna att, oavsett utformningen av munstyckena på botten av blandningshuvudet, är det nödvändigt att bilda en pålitlig ridå av bränslemunstycken på den yttre diametern.

LRE CS har också ett stort antal noder som är nödvändiga för motorns normala funktion. Dessa är ingångs- och utgångsgrenrören för komponenter, noderna på gardinbanden, noderna för anslutningarna till kammardelarna (blandningshuvud, cylindriska och munstyckssektioner), start- och stoppnoderna, fästena som överför dragkraften till flygplanet etc. Alla listade noder måste designas, utvärderas beräkningar och även utsättas för tester som bekräftar deras prestanda. Författarnas önskan att lyfta fram sådana funktioner i skapandet av CS är inte kopplad till behovet av att säkerställa kortheten i den presenterade handledningen.

Utvärderingen av CS:s perfektion kännetecknas av fullständighetskoefficienten för den specifika impulsen, bestämd av följande uttryck:

, (2.22.)

där: - koefficient för specifik impulsfullständighet,

I beats - experimentellt uppmätt specifik impuls,

Teoretisk specifik impuls,

Perfektionskoefficienten för processen i kammaren,

Processens perfektionskoefficient i kammarmunstycket,

Konstruktionskoefficienten bestäms baserat på statistiska data som erhållits under tester av motorer som arbetar på liknande komponenter. Vanligtvis är värdet på denna koefficient 0,96 ... 0,99.

Munstyckskoefficienten () beräknas med hänsyn till friktionsförluster () och förluster på grund av det ojämna fältet av flödeshastigheter vid munstyckets utgång (). Dessutom beaktas ytterligare förluster () i samband med kylningen av flödet i munstycket, graden av ojämvikt och andra:

. (2.23.)

I det allmänna fallet passar de numeriska värdena för de listade koefficienterna följande gränser: = 0,975 ... 0,999, = 0,98 ... 0,99 och = 0,99 ... 0,995. I det här fallet är värdet = 0,945 ... 0,975.

Med hänsyn till de givna värdena kan värdet på den specifika impulsens fullständighet vara i intervallet från 0,9 till 0,965.

2.5.2. Generatorer för flytande gas (LGG).

Strukturella lösningar och funktioner i processer i kammaren beror till stor del på om ZhGG är installerad på en LRE av "öppna" eller "stängda" system. För motorer med "öppet" schema utförs CGGs med tryck nära trycket från huvud-CS. LPGG-motorer i en "sluten" krets ger arbetsvätskan (förbränningsprodukter) i turbinen ett tryck som är betydligt högre än trycket i huvud-CS. Växtgaser, både oxiderande och reducerande alternativ, fungerar dock vid komponentförhållanden som är mycket lägre än de som är inställda för CS. Följaktligen skiljer sig även de temperaturer vid vilka processen sker i gasgeneratorkamrarna från processtemperaturerna i CS.

LRE använder tvåkomponent- och enkomponentgasol. De mest använda är tvåkomponents ZHGG. För motorer med generatorgasefterförbränning används naturligt tvåkomponents LGG som de mest naturliga. Det kan noteras att en betydande del av frågorna relaterade till funktionerna i designen och utvecklingen av denna variant av JGG löses enligt de ståndpunkter som antagits för CC. Munstyckets blandningshuvud och deras placering på botten av huvudet kommer att göras enligt de scheman som används när man väljer liknande lösningar för CS. Samtidigt, med hänsyn till den relativt låga temperaturnivån i GGG-kammaren, används vanligtvis en okyld version av väggen. Figuren (se fig. 2.45) visar huvuddelen av en tvåkomponent ZHGG, en av hushållsmotorerna.

Ris. 2,45. Tvåkomponent JGG

En liknande version av ZHGG användes som en del av motorn RD-111. Pilarna i figuren visar beslag för inmatning av komponenter.

Utvecklingen av enkomponents gasgeneratorer utförs enligt andra principer. På senare tid, för sådana gasgeneratorer, användes väteperoxid (H 2 O 2) som en komponent. En speciell substans (katalysator) var belägen i gasgeneratorkammaren, vars interaktion mellan väteperoxid ledde till produktion av vattenånga och gasformigt syre med hög temperatur (från 720 till 1030 K vid en koncentration av 80% och 90% , respektive). Figuren (se fig. 2.46) visar SGG (den så kallade gasgeneratorn som producerar ånga som arbetsvätska för turbinen), utvecklad av Energomash för RD-107 LPRE och dess modifieringar.

Ris. 2,46. Enkomponents generator för flytande gas.

1. Komponentinloppskoppling, 2. katalysatorpaket, 3 ångutloppsrör

Komponenten - väteperoxid - är inte den enda komponenten som kan förgasas för att få en arbetsvätska till turbinen. Speciellt med tanke på att högkoncentration väteperoxid inte är tillräckligt stabil under lagring, är det tillrådligt att använda andra komponenter. Hydrazin och osymmetrisk dimetylhydrazin (UDMH) kan användas som sådana, men för vilka det, liksom väteperoxid, krävs speciella katalysatorer.

2.5.3. Turbopumpenhet (TNA),

TNA bestämmer till stor del raketmotorns energiegenskaper. Graden av perfektion för huvudenheterna av HP, turbiner och pumpar, i processen att skapa modern design, är alltid under noggrann uppmärksamhet av motorutvecklare. För konstruktörerna av CS och ZGG bestämmer frågorna om att säkerställa fullständig förbränning av komponenter, säkerställande av temperaturmotstånd och styrka hos delar och enheter framgången för den efterföljande driften av den skapade LRE. För en specialist som arbetar med skapandet av HPP är huvudfrågorna: att öka effektiviteten hos turbinen och pumparna, styrkan hos deras delar (turbinblad och skiva, pumphjul, hus, axel), tillförlitligheten hos tätningar och ett antal av andra som bestämmer tillförlitligheten och perfektionen hos HPP. Den framgångsrika lösningen av de listade positionerna ökar den specifika dragkraftsimpulsen, minskar den specifika vikten hos HP och motorn. Vid ytterligare övervägande av parametrarna och egenskaperna hos HP, kommer det att ses att ovanstående positioner är direkt beroende av en sådan parameter som rotorhastigheten (systemet är "turbin, pumpar, axel").

De initiala uppgifterna för utvecklingen av HP är typerna av komponenter, kraven på kostnader och tryck, resursen och andra data som härrör från kraven för LRE. Designstudier gör det möjligt att dra en slutsats om arbetsvätskans flödeshastigheter och parametrar för att skapa den nödvändiga turbinkraften som krävs för att driva pumparna. När du utför dessa arbeten bestäms följande: den grundläggande layouten för HP, rotorhastighet, tätningssystem och i slutändan dess massaegenskaper.

I arbetet med att skapa TNA tar utvecklaren hänsyn till de obligatoriska kraven som han vägleds av:

· tillhandahållande av huvudparametrarna (mått, vikt och detaljer för HP-fästelementen, som härrör från kraven för motorns layout) och egenskaper under en given resurs;

säkerställa de erforderliga flödeshastigheterna och trycken för de komponenter som är installerade för användning i motorn;

· identifiera positioner som tillhandahåller en ungefärlig kostnad för det utvecklade provet.

I det fortsatta arbetet med att skapa en raketmotor kan ytterligare krav ställas.

Bland huvudpositionerna som bestämmer det konstruktiva utseendet och parametrarna för HPP, bör man överväga layoutdiagrammen för HPP. Möjliga scheman visas i figuren (se fig. 2.47).

Ris. 2,47. Layoutdiagram av TNA

a, b Och i - enkelrotor TNA, G. – flerrotor TNA

Godkända beteckningar: MEN - oxidationspumpar, NG - bränslepumpar.

Som följer av övervägandet av figuren kommer alternativen för layoutscheman att skilja sig, oavsett om ett växellöst schema eller ett schema med en växellåda väljs för vidare utveckling. Med en växellös krets är det ofta inte möjligt att välja ett enda optimalt varvtal för turbinen och var och en av pumparna. HP med en växelkrets kommer dock alltid att ha de sämsta massaegenskaperna. Moderna flytande raketmotorer av medelstora, stora och mycket stora, om den ungefärliga massan av HP kan beräknas med hjälp av följande uttryck:

Figuren (se fig. 2.48) visar blockscheman för TPU, med ett dubbelsidigt arrangemang av pumpar och ensidigt. Diagrammen visar de ovan nämnda noderna.

Ris. 2,48. Strukturdiagram av TNA

1. Bränslepumpar, 2. Turbiner, 3. och 4. Pump och turbin interna tätningar, 5. Oxidationspump, 6. Hydrodynamisk tätning, 7. Mellanpackning.

LRE med medelstora, stora och mycket höga dragkrafter använder gasturbiner som drivs av centrifugalpumpar. Layoutalternativen beror på egenskaperna hos LRE-alternativen, såsom typen av komponenter, HPT-startsystemet, egenskaperna hos produkten som kommer in i turbinen och andra. HP:s konstruktiva utseende kommer också att skilja sig från privata lösningar som bestäms av konstruktören efter eget gottfinnande. Figurerna (se fig. 2.48 och 2.49) visar typerna av HP, där leveransen av komponenter utförs av ensidig och dubbelsidiga ingångar.

Ris. 2,42. THA med pumpar, med ensidig inmatning av komponenter

1. Avgasgrenrörsfläns, 2. Turbin, 3. Inlopp med skruv, 4. Bränslepumpsinlopp, 5. Fjäder, 6. Bränslepumpens utloppsfläns, 7. Oxidatorpumphus med skruv, 8. Bränslepump för inloppsfläns.

I TPU är pumphusen gjorda med förpumpar (skruvar), som ger en tryckökning vid inloppet framför de ensidiga huvudhjulen. En liknande version av boosteranordningen eliminerar uppkomsten av kavitation under pumpdrift.

Ris. 2,50. THA med pumpar, med dubbelsidiga ingångar av komponenter

1. Fläns på bränslepumpens inloppsrör, 2. Inloppsrör för oxidationspumpen, 3. Pyrostarer, 4. Fläns för tillförsel av arbetsvätskan till turbinen, 5. Turbin, 6. Turbinavgasgrenrör.

Den presenterade typen av HP är gjord med en tvåstegs gasturbin och två centrifugalpumpar. Pumparna har dubbelsidiga komponentinlopp. Designen av THA är designad med två axlar förbundna med en fjäder. På samma axel, med sina två lager och tätningar, är en turbin och en centrifugal oxidationspump monterade. På den andra axeln, även den med egna lager och tätningar, finns en bränslepump. Lagrens prestanda stöds av fett som fylls i lagerhålen under monteringen av HP. En och den andra delen av rotorn är installerade i separata hus, sammankopplade med dubbar.

Centrifugalpumpar används vanligtvis i HPP LREs. För HPP-pumpar är anti-kavitationsegenskaper mycket viktiga, på vilka den erosiva effekten på pumpens flödesdel beror på, men också, viktigast av allt, möjligheten att störa alla parametrar, stabiliteten som bestämmer utförandet av de erforderliga uppgifterna för hela LRE. En ökning av anti-kavitationsegenskaperna hos pumpen säkerställs genom användning av speciella anordningar, varav några av scheman tidigare presenterades i figur 2.23. Men mest allmänt, i praktiken att skapa HP, används skruvcentrifugalpumpar.

Till exempel visar figuren (se fig. 2.51) utformningen av en syrgasskruvcentrifugalpump.

Fig.2.51. Skruva centrifugalpumpen.

1. Huskåpa, 2. Lager, 3. Pumphjul, 4. Pumphus. 5. Skruv, 6. Lager.

Pumpens effektivitet beror på minskningen av förluster, bland vilka de viktigaste är:

flöde av komponenten från högtryckskaviteten (inlopp från pumphjulet) in i inloppskaviteten;

friktion av komponenten mot väggarna i pumpens inre hålrum;

friktion i tätningar, lager.

De listade pumpeffektivitetsförlusterna är uppskattade -:

komponentdensitet,

Komponentvolymflöde,

H är trycket som utvecklas av pumpen,

N n - faktisk effekt som förbrukas av pumpen.

Typiskt varierar effektiviteten hos LRE-pumpar från 0,5 ... 0,8,

Förutom de markerade bestämmelserna visar figurerna (se fig. 2.52.) utformningen av andra boosteranordningar - strängförpumpar (ejektorer).

Fig.2.52. Utformningen av jetanordningen (ejektorn).

men- en ejektor med ett antal hål. 1. Ejektorhus, 2. Komponentinloppshål jämnt fördelade runt omkretsen, 3. Komponentinloppsmunstycke. b- en ejektor med en uppsättning munstycken. 1. Komponenttillförselrör, 2. Munstycken, 3. Ejektorkropp.

På grund av låg effektivitet rekommenderas jetpumpar att användas i motorer med efterförbränning, eftersom en ökning av turbineffekten när en högtrycksaktiv vätska tillförs ejektorn praktiskt taget inte minskar energiegenskaperna hos en raketmotor med flytande drivmedel. På bilden. 2,52, men konstruktionen av ejektorn med tolv munstycken placerade runt omkretsen av blandningskammaren med en utloppsvinkel på 18°. När förhållandet mellan flödeshastigheten för den aktiva vätskan och den utsprutade är upp till 25 %, huvudströmmen ökar avsevärt. Effektiviteten hos en sådan enhet i det optimala läget når dock inte mer än 0,15. Lågtryckskapaciteten hos ejektorer med en verkningsgrad på 0,08 till 0,2 begränsar deras användning i moderna HPL-raketmotorer.

Jet motion är en process där en av dess delar separeras från en viss kropp med en viss hastighet. Kraften som uppstår i detta fall fungerar av sig själv, utan den minsta kontakt med yttre kroppar. Jetframdrivning var drivkraften till skapandet av en jetmotor. Principen för dess funktion bygger just på denna kraft. Hur fungerar en sådan motor? Låt oss försöka lista ut det.

Historiska fakta

Idén om att använda jettryck, vilket skulle göra det möjligt att övervinna jordens tyngdkraft, lades fram 1903 av fenomenet rysk vetenskap - Tsiolkovsky. Han publicerade en hel studie i ämnet, men den togs inte på allvar. Konstantin Eduardovich, efter att ha överlevt förändringen i det politiska systemet, tillbringade år av arbete för att bevisa för alla att han hade rätt.

Idag går det många rykten om att den revolutionära Kibalchich var den första i denna fråga. Men denna mans vilja vid tidpunkten för publiceringen av Tsiolkovskys verk begravdes tillsammans med Kibalchich. Dessutom var det inte ett fullfjädrat verk, utan bara skisser och skisser - revolutionären kunde inte ta med en tillförlitlig grund för teoretiska beräkningar i sina verk.

Hur fungerar reaktiv kraft?

För att förstå hur en jetmotor fungerar måste du förstå hur denna kraft fungerar.

Så, föreställ dig ett skott från vilket skjutvapen som helst. Detta är ett tydligt exempel på verkan av en reaktiv kraft. En stråle av het gas, som bildades vid förbränningen av laddningen i patronen, trycker tillbaka vapnet. Ju kraftigare laddningen är, desto starkare blir avkastningen.

Och föreställ dig nu processen för antändning av en brännbar blandning: den sker gradvis och kontinuerligt. Det är precis så här funktionsprincipen för en ramjetmotor ser ut. En raket med en jetmotor med fast drivmedel fungerar på liknande sätt - det här är den enklaste av dess varianter. Även nybörjare av raketmodeller är bekanta med det.

Som bränsle för jetmotorer användes först svartkrut. Jetmotorer, vars princip redan var mer avancerad, krävde bränsle med en bas av nitrocellulosa, som var löst i nitroglycerin. I stora enheter som skjuter upp raketer som sätter skyttlar i omloppsbana använder man idag en speciell blandning av polymerbränsle med ammoniumperklorat som oxidationsmedel.

Principen för driften av RD

Nu är det värt att förstå principen för driften av en jetmotor. För att göra detta kan du överväga klassikerna - flytande motorer, som inte har förändrats mycket sedan Tsiolkovskys tid. Dessa enheter använder bränsle och ett oxidationsmedel.

Som den senare används flytande syre eller salpetersyra. Fotogen används som bränsle. Moderna flytande motorer av kryogen typ förbrukar flytande väte. När den oxideras med syre ökar den den specifika impulsen (med så mycket som 30 procent). Tanken att väte skulle kunna användas föddes också i Tsiolkovskys huvud. Men på den tiden, på grund av den extrema explosiviteten, var det nödvändigt att leta efter ett annat bränsle.

Funktionsprincipen är som följer. Komponenterna kommer in i förbränningskammaren från två separata tankar. Efter blandning förvandlas de till en massa som, när den bränns, frigör en enorm mängd värme och tiotusentals atmosfärer av tryck. Oxidationsmedlet matas in i förbränningskammaren. Bränsleblandningen, när den passerar mellan kammarens dubbla väggar och munstycket, kyler dessa element. Vidare kommer bränslet, uppvärmt av väggarna, att komma in i antändningszonen genom ett stort antal munstycken. Strålen, som är bildad med ett munstycke, bryter ut. På grund av detta tillhandahålls ett tryckmoment.

Kortfattat kan principen för drift av en jetmotor jämföras med en blåslampa. Det senare är dock mycket enklare. Det finns inga olika hjälpmotorsystem i systemet för dess drift. Och det här är kompressorer som behövs för att skapa insprutningstryck, turbiner, ventiler, såväl som andra element, utan vilka en jetmotor helt enkelt är omöjlig.

Trots det faktum att flytande motorer förbrukar mycket bränsle (bränsleförbrukningen är cirka 1000 gram per 200 kg last), används de fortfarande som marschenheter för bärraketer och växlingsenheter för orbitalstationer, såväl som andra rymdfordon.

Enhet

En typisk jetmotor är anordnad enligt följande. Dess huvudnoder är:

Kompressor;

förbränningskammare;

Turbiner;

Avgassystem.

Låt oss överväga dessa element mer i detalj. Kompressorn består av flera turbiner. Deras jobb är att suga in och komprimera luft när den passerar genom bladen. Kompressionsprocessen ökar luftens temperatur och tryck. En del av denna tryckluft matas in i förbränningskammaren. I den blandas luft med bränsle och antändning sker. Denna process ökar den termiska energin ytterligare.

Blandningen lämnar förbränningskammaren med hög hastighet och expanderar sedan. Sedan följer den en annan turbin, vars blad roterar på grund av inverkan av gaser. Denna turbin, ansluten till kompressorn som är placerad framför enheten, sätter den i rörelse. Luft uppvärmd till höga temperaturer kommer ut genom avgassystemet. Temperaturen, som redan är tillräckligt hög, fortsätter att stiga på grund av strypeffekten. Då kommer luften ut helt.

flygplansmotor

Flygplan använder också dessa motorer. Så till exempel är turbojetenheter installerade i enorma passagerarfartyg. De skiljer sig från de vanliga i närvaro av två tankar. Den ena innehåller bränslet och den andra oxidationsmedlet. Medan en turbojetmotor endast bär bränsle, används luft som blåses från atmosfären som oxidationsmedel.

Turbojetmotor

Funktionsprincipen för en jetmotor för ett flygplan är baserad på samma reaktiva kraft och samma fysiklagar. Den viktigaste delen är turbinbladen. Den slutliga effekten beror på bladets storlek.

Det är tack vare turbinerna som den dragkraft som behövs för att accelerera flygplanet genereras. Vart och ett av bladen är tio gånger kraftfullare än en vanlig förbränningsmotor för bilar. Turbiner installeras efter förbränningskammaren där trycket är högst. Och temperaturen här kan nå ett och ett halvt tusen grader.

Dubbelkrets RD

Dessa enheter har många fördelar jämfört med turbojet. Till exempel betydligt lägre bränsleförbrukning med samma effekt.

Men själva motorn har en mer komplex design och mer vikt.

Ja, och principen för driften av en bypass-jetmotor är något annorlunda. Luften som fångas upp av turbinen komprimeras delvis och tillförs den första kretsen till kompressorn och till den andra kretsen till de fasta bladen. Turbinen fungerar då som en lågtryckskompressor. I motorns primärkrets komprimeras och värms luften och tillförs sedan med hjälp av en högtryckskompressor till förbränningskammaren. Det är här bränslet blandas och antänds. Gaser bildas som matas till högtrycksturbinen, på grund av vilka turbinbladen roterar, vilket i sin tur ger rotationsrörelse till högtryckskompressorn. Gaserna passerar sedan genom en lågtrycksturbin. Den senare driver fläkten och slutligen kommer gaserna ut och skapar dragkraft.

Synkrona taxibanor

Dessa är elmotorer. Principen för driften av en synkron reluktansmotor liknar driften av en stegenhet. Växelström tillförs statorn och skapar ett magnetfält runt rotorn. Den senare roterar på grund av att den försöker minimera det magnetiska motståndet. Dessa motorer har ingenting att göra med rymdutforskning och skytteluppskjutningar.

Vad är det första du tänker på när du hör frasen "raketmotorer"? Naturligtvis det mystiska rymden, interplanetära flygningar, upptäckten av nya galaxer och det lockande skenet från avlägsna stjärnor. Vid alla tidpunkter har himlen lockat människor till sig själv, samtidigt som det förblir ett olöst mysterium, men skapandet av den första rymdraketen och dess uppskjutning öppnade nya forskningshorisonter för mänskligheten.

Raketmotorer är i grunden vanliga jetmotorer med en viktig egenskap: de använder inte atmosfäriskt syre som bränsleoxidationsmedel för att skapa jetkraft. Allt som behövs för dess drift finns antingen direkt i kroppen eller i oxidations- och bränsleförsörjningssystemen. Det är denna funktion som gör det möjligt att använda raketmotorer i yttre rymden.

Det finns många typer av raketmotorer och de skiljer sig alla påfallande från varandra, inte bara i designegenskaper utan också i funktionsprincipen. Det är därför varje typ måste övervägas separat.

Bland de viktigaste prestandaegenskaperna hos raketmotorer ägnas särskild uppmärksamhet åt den specifika impulsen - förhållandet mellan jettrycket och massan av arbetsvätskan som förbrukas per tidsenhet. Det specifika impulsvärdet återspeglar motorns effektivitet och ekonomi.

Kemiska raketmotorer (CRD)

Denna typ av motor är för närvarande den enda som används allmänt för att skjuta upp rymdfarkoster i yttre rymden; dessutom har den även funnits i militärindustrin. Kemiska motorer delas in i fast och flytande bränsle beroende på tillståndet för aggregation av raketbränsle.

skapelsehistoria

De första raketmotorerna var fast drivmedel, och de dök upp för flera århundraden sedan i Kina. På den tiden hade de lite med rymden att göra, men med deras hjälp gick det att skjuta upp militära raketer. Ett pulver användes som bränsle, som liknade krut i sammansättning, endast andelen av dess komponenter ändrades. Som ett resultat, under oxidation, exploderade pulvret inte, utan brändes gradvis ut, släppte värme och skapade jettryck. Sådana motorer förfinades, förbättrades och förbättrades med varierande framgång, men deras specifika impuls förblev fortfarande liten, det vill säga designen var ineffektiv och oekonomisk. Snart dök det upp nya typer av fasta bränslen som gjorde det möjligt att få en större specifik impuls och utveckla större dragkraft. Forskare från Sovjetunionen, USA och Europa arbetade med dess skapelse under första hälften av 1900-talet. Redan under andra hälften av 1940-talet utvecklades en prototyp av modernt bränsle, som används än idag.

Raketmotor RD - 170 går på flytande bränsle och oxidationsmedel.

Flytande raketmotorer är en uppfinning av K.E. Tsiolkovsky, som föreslog dem som en kraftenhet för en rymdraket 1903. På 1920-talet började arbetet med att skapa en raketmotor att utföras i USA, på 1930-talet - i Sovjetunionen. Redan i början av andra världskriget skapades de första experimentella proverna, och efter dess slut började LRE massproduceras. De användes inom den militära industrin för att utrusta ballistiska missiler. 1957, för första gången i mänsklighetens historia, lanserades en sovjetisk konstgjord satellit. För att skjuta upp den användes en raket utrustad med ryska järnvägar.

Enheten och principen för drift av kemiska raketmotorer

En motor med fast drivmedel innehåller i sin kropp bränsle och ett oxidationsmedel i fast aggregationstillstånd, och bränslebehållaren är också en förbränningskammare. Bränslet är vanligtvis i form av en stav med ett centralt hål. Under oxidationsprocessen börjar stången att brinna från mitten till periferin, och de gaser som erhålls som ett resultat av förbränning kommer ut genom munstycket och bildar dragkraft. Detta är den enklaste designen bland alla raketmotorer.

I motorer med flytande drivmedel är bränslet och oxidationsmedlet i ett flytande tillstånd av aggregering i två separata tankar. Genom tillförselkanalerna kommer de in i förbränningskammaren, där de blandas och förbränningsprocessen sker. Förbränningsprodukter kommer ut genom munstycket och bildar dragkraft. Flytande syre används vanligtvis som oxidationsmedel, och bränslet kan vara olika: fotogen, flytande väte, etc.

För- och nackdelar med kemisk RD, deras omfattning

Fördelarna med fast drivgas RD är:

• enkel design;
• jämförande säkerhet i termer av ekologi;
• lågt pris;
• pålitlighet.

Nackdelar med RDTT:

• begränsning av drifttid: bränsle brinner ut mycket snabbt;
• omöjligheten att starta om motorn, stoppa den och reglera dragkraften;
• liten specifik vikt inom 2000-3000 m/s.

Genom att analysera för- och nackdelarna med raketmotorer för fasta drivmedel kan vi dra slutsatsen att användningen av dem endast är motiverad i de fall där en medelkraftsenhet behövs, vilket är ganska billigt och lätt att implementera. Omfattningen av deras användning är ballistiska, meteorologiska missiler, MANPADS, såväl som sidoförstärkare av rymdraketer (de är utrustade med amerikanska missiler, de användes inte i sovjetiska och ryska missiler).

Fördelar med flytande RD:

• hög specifik impuls (ca 4500 m/s och över);
• förmågan att kontrollera dragkraft, stoppa och starta om motorn;
• lättare vikt och kompakthet, vilket gör det möjligt att skjuta upp även stora flertonslaster i omloppsbana.

LRE nackdelar:

• komplex design och driftsättning;
• under viktlösa förhållanden kan vätskor i tankar röra sig slumpmässigt. För deras deponering är det nödvändigt att använda ytterligare energikällor.

Omfattningen av LRE är främst astronautik, eftersom dessa motorer är för dyra för militära ändamål.

Trots det faktum att kemiska raketmotorer hittills är de enda som kan säkerställa raketuppskjutning i yttre rymden, är deras ytterligare förbättring praktiskt taget omöjlig. Forskare och designers är övertygade om att gränsen för deras kapacitet redan har nåtts, och andra energikällor behövs för att få kraftfullare enheter med en hög specifik impuls.

Nukleära raketmotorer (NRE)

Denna typ av RD, till skillnad från kemiska, genererar energi inte genom att bränna bränsle, utan genom att värma arbetsvätskan med energin från kärnreaktioner. NRE är isotopiska, termonukleära och nukleära.

skapelsehistoria

NRE:s design och funktionsprincip utvecklades redan på 50-talet. Redan på 70-talet var experimentella prover klara i Sovjetunionen och USA, som framgångsrikt testades. Den sovjetiska solidfasmotorn RD-0410 med en dragkraft på 3,6 ton testades på en bänkbas och den amerikanska NERVA-reaktorn skulle installeras på Saturn V-raketen innan sponsringen av månprogrammet stoppades. Parallellt genomfördes även arbete med att skapa NRE i gasfas. Nu finns det vetenskapliga program för utveckling av nukleära raketmotorer, experiment genomförs på rymdstationer.

Det finns alltså redan fungerande modeller av kärnraketmotorer, men hittills har ingen av dem använts utanför laboratorier eller vetenskapliga baser. Potentialen för sådana motorer är ganska hög, men risken förknippad med deras användning är också betydande, så för närvarande finns de bara i projekt.

Enhet och funktionsprincip

Kärnraketmotorer är gas-, flytande- och fastfas, beroende på tillståndet för aggregation av kärnbränsle. Bränslet i fastfas NRE är bränslestavar, samma som i kärnreaktorer. De är placerade i motorhuset och i sönderfallsprocessen av klyvbart material frigör de termisk energi. Arbetsvätskan - gasformigt väte eller ammoniak - i kontakt med bränsleelementet, absorberar energi och värms upp, ökar i volym och krymper, varefter den kommer ut genom munstycket under högt tryck.

Funktionsprincipen för en flytande fas NRE och dess design liknar fastfas, endast bränslet är i flytande tillstånd, vilket gör det möjligt att öka temperaturen och därmed dragkraften.

NRE i gasfas arbetar på bränsle i gasformigt tillstånd. De använder vanligtvis uran. Gasformigt bränsle kan hållas i kroppen av ett elektriskt fält eller så kan det vara i en förseglad genomskinlig kolv - en kärnkraftslampa. I det första fallet finns det en kontakt mellan arbetsvätskan och bränslet, såväl som ett partiellt läckage av det senare, därför måste motorn, förutom huvuddelen av bränslet, ha sin reserv för periodisk påfyllning. När det gäller en kärnkraftslampa finns det inget läckage och bränslet är helt isolerat från flödet av arbetsvätskan.

Fördelar och nackdelar med YARD

Nukleära raketmotorer har en enorm fördel jämfört med kemiska - detta är en hög specifik impuls. För fastfasmodeller är dess värde 8000-9000 m/s, för flytande fasmodeller är det 14000 m/s, för gasfasmodeller är det 30000 m/s. Användningen av dem medför dock förorening av atmosfären med radioaktiva utsläpp. Nu pågår arbetet med att skapa en säker, miljövänlig och effektiv kärnkraftsmotor och den främsta "kandidaten" för denna roll är en gasfas NRE med en kärnlampa, där det radioaktiva ämnet ligger i en förseglad kolv och inte går utanför med en jetlåga.

Elektriska raketmotorer (EP)

En annan potentiell konkurrent till kemiska raketmotorer är en elektrisk raketmotor som drivs av elektrisk energi. ERD kan vara elektrotermisk, elektrostatisk, elektromagnetisk eller pulsad.

skapelsehistoria

Den första EJE designades på 30-talet av den sovjetiske designern V.P. Glushko, även om idén om att skapa en sådan motor dök upp i början av nittonhundratalet. På 60-talet arbetade forskare från Sovjetunionen och USA aktivt med att skapa ett elektriskt framdrivningssystem, och redan på 70-talet började de första proverna användas i rymdfarkoster som kontrollmotorer.

Enhet och funktionsprincip

Ett elektriskt raketframdrivningssystem består av själva ERE, vars struktur beror på dess typ, arbetsvätskeförsörjningssystem, styrning och kraftförsörjning. Elektrotermisk RD värmer flödet av arbetsvätskan på grund av värmen som genereras av värmeelementet, eller i en elektrisk ljusbåge. Helium, ammoniak, hydrazin, kväve och andra inerta gaser, mindre ofta väte, används som arbetsvätska.

Elektrostatisk RD är uppdelad i kolloidal, jonisk och plasma. I dem accelereras de laddade partiklarna i arbetsvätskan av det elektriska fältet. I kolloidala eller joniska RD:er tillhandahålls gasjonisering av en jonisator, ett högfrekvent elektriskt fält eller en gasurladdningskammare. I plasma RDs passerar arbetsvätskan, xenon, en inert gas, genom en ringformig anod och går in i en gasurladdningskammare med en kompenserande katod. Vid hög spänning antänds en gnista mellan anoden och katoden, som joniserar gasen, vilket resulterar i en plasma. Positivt laddade joner kommer ut genom munstycket med hög hastighet, förvärvade på grund av acceleration av ett elektriskt fält, och elektroner förs ut av en kompenserande katod.

Elektromagnetiska RD har sitt eget magnetfält - externt eller internt, vilket accelererar de laddade partiklarna i arbetsvätskan.

Impuls RD-arbete på grund av avdunstning av fast bränsle under inverkan av elektriska urladdningar.

Fördelar och nackdelar med ERD, användningsområde

Bland fördelarna med ERD:

• hög specifik impuls, vars övre gräns är praktiskt taget obegränsad;
• låg bränsleförbrukning (arbetsvätska).

Nackdelar:

• hög elförbrukning;
• design komplexitet;
• lite dragkraft.

Hittills är användningen av ERE begränsad till deras installation på rymdsatelliter, och solbatterier används som elkällor för dem. Samtidigt är det dessa motorer som kan bli kraftverken som gör det möjligt att utforska rymden, därför pågår arbetet med att skapa deras nya modeller aktivt i många länder. Det var dessa kraftverk som science fiction-författare oftast nämnde i sina verk dedikerade till erövringen av rymden, de kan också hittas i science fiction-filmer. Än så länge är det ERD som är förhoppningen att människor fortfarande ska kunna resa till stjärnorna.

Kosmisk och solstrålning, logistik utan gravitation och mer. Men det svåraste problemet är att få upp rymdfarkosten från marken. Här kan du inte klara dig utan en raketmotor, så i den här artikeln kommer vi att överväga denna speciella uppfinning av mänskligheten.

Å ena sidan är raketmotorer så enkla att man för en liten slant kan bygga en raket själv. Å andra sidan är raketmotorer (och deras) så komplexa att det faktiskt bara är tre länder i världen som är engagerade i att föra människor i omloppsbana.

När människor tänker på en motor eller en motor tänker de på rotation. Till exempel genererar en bils bensinmotor rotationsenergi för att flytta hjulen. Elmotorn producerar rotationsenergi för att flytta fläkten eller skivan. En ångmaskin gör samma sak för att vända en ångturbin.

Raketmotorer är fundamentalt olika. Raketmotorer är. Den grundläggande principen för raketframdrivning är, "för varje åtgärd finns det en lika och motsatt reaktion." En raketmotor skjuter ut massa i en riktning, men tack vare Newtons princip rör den sig i motsatt riktning.

Begreppet "utkastning av massa och rörelse enligt Newtons princip" kan vara svårt att förstå första gången, eftersom ingenting går att plocka isär. Raketmotorer verkar fungera med eld, buller och tryck snarare än att "skjuta saker". Låt oss titta på några exempel för att få en bättre bild av verkligheten.

Om du någonsin har avfyrat ett vapen, helst ett 12 gauge hagelgevär, då vet du hur rekyl känns. När du skjuter ett vapen ger det dig en axel, ganska märkbar. Denna push är reaktionen. Hagelgeväret skjuter ut cirka 30 gram metall i en riktning med en hastighet på mer än 1000 km/h, och din axel känner rekylen. Om du stod på en skateboard eller åkte rullskridskor, skulle en hagelgevärsexplosion fungera som en jetmotor och du skulle rulla i motsatt riktning.

Om du någonsin har sett en brandslang arbeta, har du förmodligen märkt att det är ganska svårt att hålla i den (ibland håller två eller tre brandmän den). Slangen fungerar som en raketmotor. Han skjuter vatten åt ena hållet och brandmännen använder sin makt för att motverka reaktionen. Om de missar hylsan kommer den att kastas överallt. Om brandmännen hade stått på skateboards skulle brandslangen ha skingrat dem i hyfsad hastighet.

När du blåser upp en ballong och släpper den flyger den runt i rummet och avger luft – så här fungerar en raketmotor. I det här fallet släpper du luftmolekyler från ballongen. Många tror att luftmolekyler inte väger någonting, men det är inte sant. När du släpper dem från ballongen flyger ballongen i motsatt riktning.

Ett annat scenario som hjälper till att förklara handling och reaktion är rymdbaseball. Föreställ dig att du gick ut i rymden i en rymddräkt nära ditt rymdskepp, och du har en baseboll i handen. Om du kastar den kommer din kropp att reagera i motsatt riktning från bollen. Låt oss säga att den väger 450 gram, och din kropp, tillsammans med dräkten, väger 45 kg. Du kastar en baseboll som väger nästan ett halvt kilo med en hastighet av 34 km/h. Därmed accelererar du en halvkilosboll med handen så att den får upp en hastighet på 34 km/h. Din kropp reagerar i motsatt riktning men väger 100 gånger bollen. Det tar alltså en hundradel av bollens acceleration, eller 0,34 km/h.

Om du vill skapa mer kraft från din baseboll har du två alternativ: öka dess massa eller öka dess acceleration. Du kan kasta bollen hårdare, eller kasta bollarna efter varandra, eller kasta bollen snabbare. Men det är allt.

En raketmotor sprutar vanligtvis ut massa i form av gas under högt tryck. Motorn kastar ut en massa gas i en riktning för att få jetframdrivning i motsatt riktning. Massan kommer från vikten av bränslet som brinner i raketmotorn. Förbränningsprocessen accelererar drivmedelsmassorna så att de lämnar raketmunstycket med hög hastighet. Det faktum att ett bränsle byter från fast eller flytande under förbränning förändrar inte dess massa på något sätt. Bränner du ett kilo raketbränsle får du ett kilo avgaser i form av heta gaser i hög hastighet. Förbränningsprocessen accelererar massan.

"Kraften" hos en raketmotor kallas dragkraft. Thrust mäts i newton i det metriska systemet och "pounds of thrust" i USA (4,45 newtons av dragkraft motsvarar ett pund dragkraft). Ett pund dragkraft är mängden dragkraft som krävs för att hålla ett föremål på 1 pund (0,454 kg) stationärt i förhållande till jordens gravitation. Accelerationen av jordens gravitation är 9,8 m/s².

Ett av de roliga problemen med raketer är att bränslevikten vanligtvis är 36 gånger nyttolasten. För förutom att motorn behöver lyfta vikten så bidrar samma vikt även till det egna lyftet. Det krävs en enorm raket och massor av drivmedel för att ta en liten människa ut i rymden.

Den vanliga hastigheten för kemiska raketer är mellan 8 000 och 16 000 km/h. Bränslet brinner i cirka två minuter och producerar 3,3 miljoner pund dragkraft vid lanseringen. Rymdfärjans tre huvudmotorer, till exempel, bränner bränsle i åtta minuter och producerar cirka 375 000 pund dragkraft vardera när de brinner.

Fasta raketer: drivmedelsblandning

Raketmotorer för fasta drivmedel är de första motorerna som skapats av människan. De uppfanns för hundratals år sedan i Kina och används fortfarande idag. Raketernas röda bländning sjungs i nationalsången (skriven i början av 1800-talet), och syftar på små fastbränsleraketer som används för att leverera bomber eller brandanordningar. Som du kan se har sådana missiler funnits länge.

Tanken bakom en solid raket är ganska enkel. Du måste skapa något som brinner snabbt, men som inte exploderar. Krut är som bekant inte lämpligt. Krut är 75 % nitrat (nitrat), 15 % kol och 10 % svavel. I en raketmotor behövs inga explosioner – du behöver bränslet för att brinna. Du kan ändra blandningen till 72% nitrat, 24% kol och 4% svavel. Istället för krut får du raketbränsle. Denna blandning bränns snabbt men exploderar inte om den laddas ordentligt. Här är ett typiskt diagram:

Till vänster ser du raketen innan tändningen. Fast bränsle visas i grönt. Det är i form av en cylinder med ett rör borrat i mitten. Vid antändning brinner bränslet längs rörväggen. När det brinner så brinner det ut mot kroppen tills det brinner ut helt. I en liten raketmotor eller en liten racket kan förbränningsprocessen pågå i en sekund eller mindre. I en stor raket brinner bränsle i minst två minuter.

Fasta raketer: konfigurationer

När du läser beskrivningen för moderna solida raketer kan du ofta hitta något sånt här:

"Raketdrivmedel består av ammoniumperklorat (oxidationsmedel, 69,6 viktprocent), aluminium (bränsle, 16%), järnoxid (katalysator, 0,4%), polymer (bindeblandning som håller ihop bränslet, 12,04%) och epoxihärdare (1,96%). Perforeringen är gjord i form av en 11-uddig stjärna i det främre segmentet av motorn och i form av en dubbel stympad kon i vart och ett av de andra segmenten, inklusive det sista. Denna konfiguration ger hög dragkraft vid tändning och minskar sedan dragkraften med ungefär en tredjedel efter 50 sekunder efter lanseringen, vilket förhindrar anordningen från att överbelastas under maximalt dynamiskt tryck. - NASA

Detta förklarar inte bara bränslets sammansättning, utan också formen på kanalen som borras i mitten av bränslet. "Perforering i form av en 11-uddig stjärna" kan se ut så här:

Poängen är att öka ytan på kanalen, vilket betyder att öka utbrändhetsytan, vilket betyder dragkraft. När bränslet brinner ändras formen till en cirkel. När det gäller rymdfärjan ger denna form en kraftfull initial dragkraft och lite svagare - mitt under flygningen.

Fastbränslemotorer har tre viktiga förmåner:

• enkelhet
• låg kostnad
• säkerhet

Men det finns också två brist:

• dragkraften är okontrollerbar
• efter tändning kan motorn inte stängas av eller startas om

Nackdelar innebär att solida raketer är användbara för kortvariga uppdrag (missiler) eller förstärkningssystem. Om du behöver styra motorn måste du vända dig till systemet för flytande bränsle.

Flytande raketer

1926 testade Robert Goddard den första motorn med flytande bränsle. Dess motor använde bensin och flytande syre. Han försökte och löste också ett antal grundläggande problem inom raketmotordesign, inklusive pumpmekanismer, kylningsstrategier och styrväxlar. Det är dessa problem som gör raketer med flytande drivmedel så svåra.

Huvudtanken är enkel. I de flesta raketmotorer med flytande drivmedel pumpas bränsle och ett oxidationsmedel (som bensin och flytande syre) in i förbränningskammaren. Där brinner de för att skapa en ström av heta gaser med hög hastighet och tryck. Dessa gaser passerar genom ett munstycke som accelererar dem ännu mer (från 8 000 till 16 000 km / h, som regel) och går sedan ut. Nedan hittar du ett enkelt diagram.

Detta diagram visar inte den faktiska komplexiteten hos en konventionell motor. Till exempel är normalt bränsle en kall flytande gas som flytande väte eller flytande syre. Ett av de stora problemen med en sådan motor är kylningen av förbränningskammaren och munstycket, så den kalla vätskan cirkulerar först runt de överhettade delarna för att kyla dem. Pumpar måste generera extremt högt tryck för att övervinna det tryck som det brinnande bränslet skapar i förbränningskammaren. All denna pumpning och kylning gör att raketmotorn ser mer ut som ett misslyckat försök till VVS-självförverkligande. Låt oss titta på alla typer av bränslekombinationer som används i flytande raketmotorer:

• Flytande väte och flytande syre (primära rymdfärjor).
• Bensin och flytande syre (Goddards första raketer).
• Fotogen och flytande syre (används i det första steget av Saturn V i Apollo-programmet).
• Alkohol och flytande syre (används i tyska V2-raketer).
• Kvävetetroxid/monometylhydrazin (används i Cassini-motorer).

Framtiden för raketmotorer

Vi är vana vid att se kemiska raketmotorer som bränner drivmedel för att producera dragkraft. Men det finns många andra sätt att få dragkraft. Vilket system som helst som kan pressa massa. Om du vill accelerera en baseboll till otrolig hastighet behöver du en livskraftig raketmotor. Det enda problemet med detta tillvägagångssätt är avgaserna, som kommer att dras genom rymden. Det är detta lilla problem som får raketingenjörer att föredra gaser framför brinnande produkter.

Många raketmotorer är extremt små. Till exempel genererar attityd-propeller på satelliter inte mycket dragkraft alls. Ibland använder satelliter nästan inget bränsle - trycksatt kvävgas sprutas ut från tanken genom ett munstycke.

Nya konstruktioner måste hitta ett sätt att accelerera joner eller atompartiklar till höga hastigheter för att göra dragkraften mer effektiv. Under tiden kommer vi att försöka göra och vänta på vad mer Elon Musk kommer att kasta ut med sin SpaceX.

En raketmotor för flytande drivmedel är en motor som drivs av flytande gaser och kemiska vätskor. Beroende på antalet komponenter är raketmotorer med flytande drivmedel uppdelade i en-, två- och trekomponentsmotorer.

Kort utvecklingshistoria

För första gången föreslogs användningen av flytande väte och syre som bränsle för raketer av K.E. Tsiolkovsky 1903. Den första prototypen av raketmotorn skapades av amerikanen Robert Howard 1926. Därefter genomfördes liknande utvecklingar i Sovjetunionen, USA, Tyskland. De största framgångarna uppnåddes av tyska forskare: Thiel, Walter, von Braun. Under andra världskriget skapade de en hel rad raketmotorer för militära ändamål. Det finns en åsikt att om de hade skapat V-2 Reich tidigare, skulle de ha vunnit kriget. Därefter blev det kalla kriget och kapprustningen katalysatorn för att påskynda utvecklingen av raketmotorer för flytande drivmedel i syfte att tillämpa dem på rymdprogrammet. Med hjälp av RD-108 sattes de första konstgjorda jordsatelliterna i omloppsbana.

Idag används LRE i rymdprogram och tunga raketvapen.

Tillämpningsområde

Som nämnts ovan används LRE främst som motor för rymdfarkoster och uppskjutningsfarkoster. De främsta fördelarna med LRE är:

• den högsta specifika impulsen i klassen;
• förmågan att utföra ett helt stopp och omstart tillsammans med traction control ger ökad manövrerbarhet;
• betydligt mindre vikt av bränsleutrymmet jämfört med fastbränslemotorer.

Bland nackdelarna med LRE:

• mer komplex enhet och höga kostnader;
• ökade krav på säker transport;
• i ett tillstånd av viktlöshet är det nödvändigt att använda ytterligare motorer för att deponera bränsle.

Den största nackdelen med raketmotorer med flytande drivmedel är dock gränsen för bränslets energikapacitet, vilket begränsar rymdutforskningen med deras hjälp till avståndet mellan Venus och Mars.

Enhet och funktionsprincip

Funktionsprincipen för LRE är densamma, men den uppnås med hjälp av olika enhetsscheman. Bränsle och oxidationsmedel pumpas från olika tankar till munstyckshuvudet, sprutas in i förbränningskammaren och blandas. Efter antändning under tryck omvandlas den inre energin i bränslet till kinetisk energi och strömmar ut genom munstycket, vilket skapar jettryck.

Bränslesystemet består av bränsletankar, rörledningar och pumpar med en turbin för att pumpa bränsle från tanken in i rörledningen och en reglerventil.

Pumpande bränsletillförsel skapar ett högt tryck i kammaren och, som ett resultat, en större expansion av arbetsvätskan, på grund av vilken det maximala värdet av den specifika impulsen uppnås.

Injektorhuvud - ett block av injektorer för att spruta in bränslekomponenter i förbränningskammaren. Huvudkravet för munstycket är högkvalitativ blandning och hastigheten på bränsletillförseln till förbränningskammaren.

Kylsystem

Även om andelen värmeöverföring från strukturen under förbränningsprocessen är obetydlig, är problemet med kylning relevant på grund av den höga förbränningstemperaturen (>3000 K) och hotar med termisk förstörelse av motorn. Det finns flera typer av kammarväggskylning:

Regenerativ kylning bygger på att skapa ett hålrum i kammarväggarna, genom vilket bränsle passerar utan oxidationsmedel, kyler kammarväggen och värmen, tillsammans med kylvätskan (bränslet), går tillbaka till kammaren.

Det nära vägglagret är ett lager av gas som skapas av brännbara ångor nära kammarens väggar. Denna effekt uppnås genom att installera injektorer på huvudets periferi som endast levererar bränsle. Således saknar den brännbara blandningen ett oxidationsmedel, och förbränningen nära väggen är inte lika intensiv som i mitten av kammaren. Temperaturen på skiktet nära väggen isolerar de höga temperaturerna i mitten av kammaren från väggarna i förbränningskammaren.

Den ablativa metoden för att kyla en raketmotor med flytande drivmedel utförs genom att applicera en speciell värmeskyddande beläggning på kammarens väggar och munstycken. Beläggningen vid höga temperaturer övergår från fast till gasformigt tillstånd och absorberar en stor del av värmen. Denna metod för att kyla en flytande raketmotor användes i Apollo-månprogrammet.

Lanseringen av en raketmotor är en mycket ansvarsfull operation när det gäller explosivitet i händelse av misslyckanden i dess genomförande. Det finns självantändande komponenter med vilka det inte finns några svårigheter, men när man använder en extern initiator för tändning är idealisk koordinering av dess tillförsel med bränslekomponenterna nödvändig. Ansamlingen av oförbränt bränsle i kammaren har en destruktiv explosiv kraft och lovar fruktansvärda konsekvenser.

Uppskjutningen av stora flytande raketmotorer sker i flera steg, följt av att man når maximal effekt, medan små motorer avfyras med omedelbar utgång till hundraprocentig effekt.

Det automatiska styrsystemet för raketmotorer med flytande drivmedel kännetecknas av implementeringen av en säker motorstart och utgång till huvudläget, kontroll av stabil drift, dragkraftsjustering enligt färdplanen, justering av förbrukningsvaror, avstängning när en given bana nås . På grund av de moment som inte kan beräknas är raketmotorn för flytande drivmedel utrustad med en garanterad tillförsel av bränsle så att raketen kan komma in i önskad omloppsbana vid avvikelser i programmet.

Drivmedelskomponenterna och deras val under designprocessen är avgörande för konstruktionen av en flytande raketmotor. På grundval av detta bestäms villkoren för lagring, transport och produktionsteknik. Den viktigaste indikatorn på kombinationen av komponenter är den specifika impulsen, på vilken fördelningen av procentandelen av massan av bränsle och last beror på. Raketens dimensioner och massa beräknas med hjälp av Tsiolkovsky-formeln. Förutom specifik impuls påverkar densiteten storleken på tankar med bränslekomponenter, kokpunkten kan begränsa driftförhållandena för missiler, kemisk aggressivitet är karakteristisk för alla oxidationsmedel och kan, om reglerna för drift av tankar inte följs, orsaka en tankbrand , toxiciteten hos vissa bränsleföreningar kan orsaka allvarliga skador på atmosfären och miljön . Därför, även om fluor är ett bättre oxidationsmedel än syre, används det inte på grund av dess toxicitet.

Enkomponents raketmotorer för flytande drivmedel använder vätska som bränsle, som, i samverkan med katalysatorn, sönderdelas under frigörandet av het gas. Den största fördelen med enkomponents raketmotorer är deras enkelhet i design, och även om den specifika impulsen hos sådana motorer är liten, är de idealiskt lämpade som motorer med låg dragkraft för orientering och stabilisering av rymdfarkoster. Dessa motorer använder ett deplacement bränsletillförselsystem och, på grund av den låga processtemperaturen, behöver de inget kylsystem. Enkomponentsmotorer inkluderar även gasjetmotorer, som används under förhållanden där termiska och kemiska utsläpp är oacceptabla.

I början av 1970-talet utvecklade USA och Sovjetunionen trekomponents raketmotorer för flytande drivmedel som skulle använda väte- och kolvätebränslen som bränsle. På så sätt skulle motorn gå på fotogen och syre vid start och byta till flytande väte och syre på hög höjd. Ett exempel på en trekomponents raketmotor i Ryssland är RD-701.

Raketkontroll användes först i V-2-raketer med grafitgas-dynamiska roder, men denna reducerade motorkraft, och moderna raketer använder roterande kammare fästa vid kroppen med gångjärn som skapar manövrerbarhet i ett eller två plan. Förutom roterande kammare används också styrmotorer, som är fixerade med munstycken i motsatt riktning och slås på om det är nödvändigt att styra apparaten i rymden.

En raketmotor för flytande drivmedel med sluten cykel är en motor, vars ena komponenter förgasas genom förbränning vid låg temperatur med en liten del av den andra komponenten, den resulterande gasen fungerar som en arbetsvätska för turbinen, och sedan matas in i förbränningskammaren, där den brinner med rester av bränslekomponenter och skapar jet-framstöt. Den största nackdelen med detta schema är designens komplexitet, men den specifika impulsen ökar.

Utsikten att öka kraften hos flytande raketmotorer

I den ryska skolan för LRE-skapare, under ledning av akademiker Glushko under lång tid, strävar de efter maximal användning av bränsleenergi och, som ett resultat, den maximala möjliga specifika impulsen. Eftersom den maximala specifika impulsen endast kan erhållas genom att öka expansionen av förbränningsprodukterna i munstycket, utförs alla utvecklingar i jakten på den ideala bränsleblandningen.