RAKETNI MOTOR NA TEKUĆE (LRE) - raketni motor, pokretan tekućim raketnim gorivom. Transformacija goriva u mlaz plina koji stvara potisak događa se u komori. U modernom LRE Koriste se i dvopogonska goriva, koja se sastoje od oksidatora i goriva, koji su pohranjeni u odvojenim spremnicima, i jednopogonska goriva, koja su tekućine sposobne za katalitičku razgradnju. Prema vrsti upotrijebljenog oksidacijskog sredstva LRE postoje dušična kiselina, dušikov tetroksid (oksidans - dušikov tetroksid), kisik, vodikov peroksid, fluor itd. Ovisno o vrijednosti potiska razlikuju se LRE mali, srednji i veliki potisak. Uvjetne granice između njih su 10 kN i 250 kN (zrakoplovi su bili opremljeni LRE s potiskom od desetinki N do 8 MN). LRE karakterizirani su i specifičnim impulsom potiska, načinom rada, dimenzijama, specifičnom težinom, tlakom u komori za izgaranje, općim rasporedom i dizajnom glavnih jedinica. LRE je glavna vrsta svemirskih motora, a također se široko koristi u istraživačkim raketama za velike visine, borbenim balističkim projektilima dugog dometa, protuzračnim vođenim projektilima; ograničeno - u borbenim projektilima drugih klasa, na eksperimentalnim zrakoplovima itd.

Glavni problemi pri stvaranju LRE: racionalan izbor goriva koje zadovoljava energetske zahtjeve i radne uvjete; organizacija tijeka rada za postizanje izračunatog specifičnog impulsa; osiguranje stabilnog rada u određenim načinima rada, bez razvijenih niskofrekventnih i visokofrekventnih fluktuacija tlaka koje uzrokuju destruktivne vibracije motora; hlađenje raketnog motora izloženog agresivnim produktima izgaranja na vrlo visokim temperaturama (do 5000 K) i pritiscima do nekoliko desetaka MPa (ovaj učinak je u nekim slučajevima pogoršan prisutnošću kondenzirane faze u mlaznici); opskrba gorivom (kriogenim, agresivnim, itd.) pri tlakovima koji za snažne motore dosežu do nekoliko desetaka MPa i pri protoku do nekoliko tona u sekundi; osiguranje minimalne mase jedinica i motora u cjelini, koji rade u vrlo stresnim uvjetima; postizanje visoke pouzdanosti.

LRE predložio je K. E. Tsiolkovsky 1903. kao motor za svemirske letove. Znanstvenik je razvio koncept LRE, istaknuo je najprofitabilnija raketna goriva, istražio pitanja dizajna glavnih jedinica. Praktičan rad na stvaranju LRE pokrenuo je 1921. u SAD-u R. Goddard. Godine 1922. prvi je put registrirao potisak pri ispitivanju eksperimentalnog LRE, a 1926. lansirao malu raketu na tekućinu. U kasnim 20-im - ranim 30-im godinama. na razvoj LRE započeo u Njemačkoj, SSSR-u i drugim zemljama. Godine 1931. prvi sovjetski LRE ORM i ORM-1, koje je stvorio V.P. Glushko u Laboratoriju za dinamiku plina. Godine 1933. testiran je propulzijski sustav OR-2 koji je dizajnirao F. A. Zander, a motor 10, koji je izradila Jet Propulsion Study Group, osigurao je let rakete na tekuće gorivo.

Prije početka 2. svjetskog rata 1939-45. prototipovi su se pojavili u SSSR-u i SAD-u LRE s potiskom do nekoliko kN, dizajniran za eksperimentalne zrakoplov. Intenzivni radovi na području raketne tehnike, koji su se tijekom rata odvijali u Njemačkoj, uzrokovali su pojavu raznih vrsta LRE vojne namjene, od kojih su se mnogi masovno proizvodili. Najbolji su bili LRE dizajn H. Waltera (uključujući HVK 109-509A (HWK 109-509A)) i H. Zborowskog, LRE protuzračni vođeni projektil "Vaserfal" (Wasserfall) i balistički projektil V-2 (V-2). Sve do 2. polovice 40-ih. najveća sovjetska LRE bili su D-1-A-1100 i RD-1, koje je razvio Jet Research Institute. Prvi serijski sovjetski LREčelični motori RD-1 i RD-1KhZ, stvoreni do kraja rata u GDL-OKB. Na istom mjestu 1947-53. razvio prvi u SSSR moćan LRE: RD-100, RD-101, RD-103. U istom su razdoblju Sjedinjene Države proizvele LRE s potiskom od ~ 350 kN za balističku raketu Redstone.

Daljnji razvoj LRE a njihovo današnje stanje odredio je početak sredinom 50-ih godina. u SSSR-u i SAD-u, razvoj ICBM i lansirnih vozila. Za njihovu provedbu bilo je potrebno stvoriti moćne, ekonomične i kompaktne LRE. Prvi među njima bili su RD-107 i RD-108, s čijom pojavom je potisak LRE udvostručeno, kontrola potiska - 10 puta. Specifični impuls LRE povećana za gotovo 30%, specifična težina se smanjila za više od 1,5 puta. Ovi rezultati postignuti su zahvaljujući razvoju potpuno novog dizajna. LRE, što je omogućilo prijelaz s goriva kisik-etil alkohol na gorivo kisik-kerozin uz istodobno povećanje tlaka u komori za izgaranje za 2-2,5 puta.

Od početka 60-ih. na raketama-nosačima (RV) također se počela primjenjivati LRE rade na gorivima visokog vrelišta. Prvi od njih bio je RD-214. Od velike važnosti za razvoj astronautike bilo je stvaranje sredinom 60-ih. kisik-vodik LRE(Dizajniran za gornje stupnjeve rakete za lansiranje), koji u pogledu specifičnog impulsa premašuju one kisik-kerozin za 30%. Jer kisik-vodikovo gorivo, u usporedbi s kisik-kerozinskim gorivom, zahtijeva tri puta veći volumen za svoj smještaj uz istu masu, a spremnici vodika moraju biti opremljeni toplinskom izolacijom, tada je broj Tsiolkovskog 40% veći za kisik-vodikovo gorivo. Ovaj nedostatak više je nego nadoknađen visokom učinkovitošću kisika i vodika LRE. Uz jednaku lansirnu masu rakete-nosača, u nisku Zemljinu orbitu mogu lansirati tri puta više korisnog tereta nego kisik-kerozin LRE.

Svladavanje sve učinkovitijih goriva, dizajneri LRE nastojao u isto vrijeme pretvoriti kemijsku energiju goriva u kinetičku energiju mlazne struje s najvećom mogućom učinkovitost. U tu svrhu razvijena je shema LRE s naknadnim izgaranjem generatorskog plina u komori. Za provedbu ove sheme bilo je potrebno stvoriti komore koje rade u uvjetima visokih mehaničkih i toplinskih opterećenja, kao i kompaktne jedinice velike snage. LRE s naknadnim spaljivanjem od sredine 60-ih. naširoko se koriste na lansirnim vozilima, posebice se koriste na svim stupnjevima lansirnog vozila Proton.

Zajedno s moćnim prostorom LRE brojni LRE srednji i niski potisak. Besprijekoran rad motora svemirskih letjelica (SC) u velikoj je mjeri osiguran korištenjem jednokomponentnih i samozapaljivih pogonskih goriva visokog vrelišta, koje nije teško pohraniti u svemirske letjelice. daljinski upravljač sa LRE jednokomponentna goriva su jednostavnijeg dizajna, ali imaju znatno manji specifični impuls. Do sredine 60-ih. u podružnici LRE Najveću primjenu dobio je vodikov peroksid, koji su zatim počeli istiskivati ​​hidrazin i dvokomponentna goriva. Korištenje hidrazina omogućilo je povećanje specifičnog impulsa LRE na jednokomponentnom gorivu za oko 40%.

Većina sovjetskog prostora LRE stvoren u GDL-OKB V.P. Glushko, OKB A.M. Isaev i OKB S.A. Kosberg. Motori RD-107, RD-108, RD-214, RD-216, RD-253 i drugi GDL-OKB dizajni osigurali su lansiranje svih sovjetskih lansirnih vozila; na drugim stupnjevima postavljen je i niz raketa za lansiranje LRE dizajni GDL-OKB: RD-119, RD-219, itd. Motori Dizajnerskog biroa Kosberg ugrađeni su na gornje stupnjeve raketa-nosača Vostok, Voskhod (Sojuz) i Proton. Motori Isaev Design Bureau koriste se uglavnom na umjetnim satelitima Zemlje (AES), međuplanetarnim letjelicama i svemirskim letjelicama (KK) (KRD-61, KDU-414, TDU-1, KTDU-5A itd.).

Najveća od stranih organizacija uključenih u razvoj LRE nalaze se u SAD-u. Vodeća tvrtka je Rocketdyne, koja je stvorila LRE Jay-2 (J-2), LR-79-NA (LR-79-NA), LR-89-NA (LR-89-NA), LR-105-NA (LR-105-NA), RS- 2701 (RS-2701), H-1 (H-1), F-1 (F-1), SSME (SSME), brojni LRE srednji i niski potisak na dvokomponentno gorivo visokog vrelišta. Većina moćnih LRE stvoren pod vodstvom S. Hoffmana. Aerojet General Corporation stvorio je niz LRE na dvokomponentnom gorivu visokog vrelišta, uklj. LRE LR-87-ADJ-5 (LR-87-AJ-5) i LR-91-ADJ-5 (LR-91-AJ-5), serije LRE srednjeg potiska ADJ-10 (AJ-10), uključujući ADJ-10-137 (AJ-10-137) i ADJ-10-138 (AJ-10-138). Pratt & Whitney stvorili su prvi kisik-vodik na svijetu LRE RL-10 (RL-10), Bell Aerospace Textron (Bell Aerospace Textron) - brojni pomoćni LRE, kao i LRE srednjeg potiska LR-81-BA-9 (LR-81-BA-9), tvrtka TRV - LRE srednji potisak LMDE (LMDE), tvrtka Marquardt (Marquardt) - serija LRE o dvokomponentnom pogonskom gorivu visokog vrelišta za svemirske i međuplanetarne letjelice. U Sjedinjenim Državama nekoliko desetaka vrsta hidrazina LRE(testirano u letu LRE s potiskom od 0,4 N do 2,7 kN). Među programerima LRE za međuplanetarne letjelice - Reaction Motors, koji su također stvorili moćnu LRE LR-99-RM-1 (LR-99-RM-1). Najpoznatiji zapadnoeuropski LRE- AshM-7 (HM-7), Valois (Valois), Vexen (Vexen), Viking (Viking, Francuska), Gama-2 (Gama), Gama-8, RZet- 2 (RZ-2, UK). NA Zapadna Europa također se razvijaju LRE mali potisak na dvo- i jednokomponentnim pogonskim gorivima za satelite. Japan proizvodi prema američkoj licenci LRE LR-79-NA za vlastitu verziju rakete-nosača Delta (Delta). Za jedan od stupnjeva ove rakete-nosača Mitsubishi je razvio raketni motor na tekuće gorivo na gorivo visokog vrelišta potiska od 53 kN s istisninskim napajanjem. Na tribinama je testiran kisik-vodik LRE potisak do 0,1 MN s pumpanjem. Korištenje kineskih lansirnih vozila LRE potiska 0,7 MN s pumpanjem goriva visokog vrelišta.

Prostor LRE raznolik u dizajnu i značajkama. Najveća razlika postoji između moćnih LRE, osiguravajući ubrzanje lansirnog vozila, i LRE sustavi upravljanja reaktivnim svemirskim letjelicama. Prvi rade na dvokomponentnom gorivu. Potisak ovih LRE doseže 8 MN (s ukupnim potiskom do 40 MN), dimenzije - nekoliko metara, a težina - nekoliko tona. Obično su dizajnirani za jedno uključivanje (osim za neke LRE gornji stupnjevi pH) i rade 2-10 minuta pri promjeni parametara unutar uskih granica. Ovima LRE postavlja se zahtjev da se osigura visok specifični impuls uz male dimenzije i težinu. Stoga koriste pumpanje goriva u komoru (iznimka je LRE"Vexin" i "Valois"). U tu svrhu, u LRE predviđeno turbopumpni agregat(THA) i plinski generator(GG). HE sadrži visokotlačne pumpe za gorivo (obično aksijalno-centrifugalne) i turbinu koja ih pokreće, a koju pokreće plin proizveden u GG-u. NA LRE bez naknadnog sagorijevanja, generatorski plin ispušten u turbini ispušta se u ispušnu cijev, mlaznicu upravljača ili mlaznicu komore. NA LRE kod naknadnog izgaranja ovaj plin ulazi u komoru za naknadno izgaranje s ostatkom goriva.

NA LRE bez naknadnog izgaranja može se potrošiti 2-3% ukupnog goriva kroz GG, a razumna granica tlaka u komori za izgaranje ograničena je na ~ 10 MPa, što je povezano s gubitkom specifičnog impulsa za pogon HE: za LRE općenito, ovaj parametar je niži nego za kameru, jer dodatni potisak koji nastaje istekom istrošenog generatorskog plina je malen. Razlog tome je nizak tlak i temperatura ovog plina. Za LRE RD-216 oni su, na primjer, 0,12 MPa odnosno 870 K; u ovom slučaju, specifični gubici impulsa dosežu 1,5% (preko 40 m / s). S povećanjem tlaka u komori za izgaranje, uočava se povećanje njegovog specifičnog impulsa, ali za to je potrebno povećati protok generatorskog plina (kako bi se osigurala potrebna snaga pumpi za gorivo). Od određenog trenutka sve veći gubici specifičnog impulsa na pogon TPU uravnotežuju, a zatim premašuju porast specifičnog impulsa komore. NA LRE kod naknadnog izgaranja kroz GG, znači da se potroši dio cjelokupnog goriva (20-80%), međutim, HE pogon se odvija bez kompromisa u učinkovitosti LRE(vrijednosti specifičnog impulsa komore i LRE utakmica). U komorama za izgaranje ovih LRE moguće je ostvariti tlak od 15-25 MPa (tlak u GG je približno dvostruko veći). Za moćne LRE s opskrbom pumpanim gorivom, specifični impuls doseže 3430 m/s pri korištenju goriva kisik-kerozin i 4500 m/s pri korištenju kisik-vodika; specifična gravitacija LRE može biti samo 0,75-0,85 g/N.

Pored kamere, TNA i GG, moćan LRE sadrže vodove za gorivo s crijevima s mijehom i kompenzatore kutnog i linearnog pomicanja, olakšavajući sastavljanje i ugradnju LRE, kao i pružanje rasterećenja od toplinskih naprezanja i dopuštanje otklona komore kako bi se kontroliralo kretanje lansirnog vozila; plinovodi generatora i odvod goriva; uređaja i sustava pokretanje raketnog motora; jedinice za automatizaciju s električnim pogonima, pneumatskim, piro- i hidrauličkim sustavima i uređajima za upravljanje radom LRE(uključujući i za njegovu prigušivanje); jedinice sustava zaštite u hitnim slučajevima; senzori telemetrijskog mjernog sustava; Električni kabelski kanali za slanje signala jedinicama automatizacije i primanje signala od telemetrijskih senzora; toplinski izolacijski poklopci i zasloni koji osiguravaju odgovarajuću temperaturu u motornom prostoru i isključuju pregrijavanje ili hipotermiju pojedinih elemenata; elementi sustava za tlačenje spremnika (izmjenjivači topline, miješalice itd.); zglobni ovjes ili okvir za montažu LRE do lansirnog vozila (okvir koji percipira potisak je ujedno i element na kojem je motor sastavljen); često - upravljačke komore i mlaznice sa sustavima koji osiguravaju njihov rad; elementi općeg sklopa (nosači, pričvršćivači, brtve). Prema uređaju razlikuju se blok tekućih raketnih motora, jedno- i višekomorni (s napajanjem nekoliko komora iz jednog TNA).

LRE sustavi upravljanja mlazom pripadaju motorima s malim potiskom, njihova masa obično ne doseže 10 kg, a visina im je 0,5 m; masa mnogih LRE ne prelazi 0,5 kg, a stanu na dlan. karakteristična značajka specificirano LRE je rad u impulsnom načinu (za nekoliko godina rada SC-a, ukupan broj uključenja LRE može doseći nekoliko stotina tisuća, a vrijeme rada je nekoliko sati). ove LRE su komore s jednom stijenkom opremljene ventilima za pokretanje i zatvaranje goriva i namijenjene su za protok istiskivanja gorivo visokog vrelišta (dvokomponentno samozapaljivo ili jednokomponentno). Označen je tlak u komorama za izgaranje LRE, određen uglavnom tlakom prednabijanja spremnika osiromašenog uranjača i hidrauličkim otporom dovodnih vodova, je u rasponu od 0,7-2,3 MPa. U slučaju kada se plin za nadnabijanje spremnika goriva nalazi u samim spremnicima, njegov tlak opada kako se gorivo troši, što dovodi do pogoršanja performansi. LRE. Relativno visok specifični impuls LRE(do 3050 m/s za dvokomponentno gorivo i do 2350 m/s za hidrazin) postiže se zahvaljujući relativno velikoj veličini mlaznice koja osigurava širenje produkata izgaranja do vrlo niskog tlaka. Unatoč maloj apsolutnoj masi LRE reaktivnim sustavima upravljanja velika im je specifična težina (sa smanjenjem potiska s 500 na 1 N raste s približno 5 na 150 g/N).

LRE svemirske letjelice zauzimaju srednji položaj u svojim karakteristikama između moćnih LRE lansirna vozila i LRE reaktivni sustavi upravljanja. Njihov potisak kreće se od stotina N do desetaka kN i može biti ili nereguliran ili podesiv; mogu neprekidno raditi desetinke sekunde i nekoliko tisuća sekundi s brojem uključivanja od 1 do nekoliko desetina. U navedenom LRE koriste se iste vrste goriva kao u LRE sustavi upravljanja mlazom (jednokomponentno gorivo koristi se samo u LRE mali potisak).

Planovi za daljnje istraživanje svemira LRE igra veliku ulogu. Snažan LRE, dizajnirani za ekonomično korištenje učinkovitih goriva, još uvijek su u središtu pozornosti. Do 1981. kisik-vodik LRE s potiskom većim od 2 MN, dizajniran za ubrzavanje zrakoplova od lansiranja do lansiranja u nisku Zemljinu orbitu. Zahvaljujući napretku u području kriogene tehnologije i termoizolacijskih materijala, postaje svrsishodno stvoriti LRE na gorivima s niskim vrelištem koji razvijaju visoki specifični impuls za korištenje u svemirskim letjelicama koje rade u svemiru. Razvojni napredak LRE s potiskom do nekoliko desetaka kN, koji rade na gorivima koja sadrže fluor i njegove derivate (vidi, na primjer, RD-301), omogućuje korištenje fluora LRE u višim stupnjevima lansirnih vozila i u automatskim svemirskim letjelicama koje će letjeti do planeta. Tijekom ispitivanja na stolu 1977. eksperimentalnog kisika i vodika LRE(potisak 0,1 MN), razvijen za te potrebe, postigao je specifični impuls od 4690 m/s. Eksperimentalna istraživanja različitih problema stvaranja LRE na gorivo koje sadrži metal.

Uz razvoj za LRE novih goriva, traže se tehnički principi kako bi se osiguralo daljnje povećanje učinkovitosti i smanjenje veličine i težine LRE. Poboljšanje parametara postignuto povećanjem tlaka u komori postaje sve manje vidljivo s povećanjem tlaka, a poteškoće stvaranja LRE se sve više povećavaju. Povećanje ovog parametra iznad 25-30 MPa je neučinkovito i teško ga je provesti. Postoji interes za LRE opremljen sa mlaznice sa središnjim tijelom. Kako bi se smanjili troškovi lansiranja korisnog tereta, LRE(za svemirske letjelice za višekratnu upotrebu), dizajniran za nekoliko desetaka letova i resurs od nekoliko sati s malom količinom rutinskog održavanja između leta.

Klasifikacija, sheme i tipovi raketnih motora

Tema 2. RAKETNI MOTORI NA TEKUĆE

Predavanje #3

Pitanja za seminar.

1. Pojam i obilježja pravnih odnosa osiguranja.

2. Razlika između pravnih odnosa osiguranja i srodnih odnosa.

3. Objekt osiguravateljnog odnosa.

4. Osiguravateljski interes u osiguranju.

5. Subjekti osiguravateljnog odnosa.

Razvijen Predstojnica Katedre za građansko pravo, doktorica prava, profesorica M.V. Rybkina

Bez pretenzije da bude potpun i sveobuhvatan prikaz modernih LRE, klasifikacija najčešćih tipova motora prikazana je na slici (vidi sl. 2.12.).

Predložena shema temelji se na načelu podjele svih rješenja dizajna kruga u dvije velike skupine, koje se razlikuju u načelima osiguravanja opskrbe komponenti goriva u komoru za izgaranje LRE. To su motori sa sustav pumpanja napajanja a motori sa displacement feeding system komponente.

Prva skupina uključuje uglavnom glavne motore lansirnih vozila, interkontinentalnih balističkih projektila i višekratnih svemirskih sustava. Upotreba druge skupine raketnih motora na tekuće gorivo u pravilu je ograničena na pogonske sustave svemirskih letjelica, module velikih dimenzija orbitalnih kompleksa s ljudskom posadom i transportnih vozila, kao i pogonske sustave međuorbitalnih transportnih vozila.

Riža. 2.12. Opća klasifikacija LRE

Važna klasifikacijska značajka raketnog motora na tekuće gorivo je i način iskorištavanja radnog fluida (produkta izgaranja goriva) dobivenog na izlazu iz turbopumpne jedinice motora. Prema ovom kriteriju svi se motori temeljno dijele na motore "otvorenog" kruga i motore "zatvorenog" kruga. U LRE "otvorene" sheme, generatorski plin nakon rada na turbini ispušta se ili bez dodatne upotrebe ili se odlaže u dodatne uređaje. U LRE "zatvorene" sheme, generatorski plin koji je prošao kroz turbinu ulazi u komoru za izgaranje i naknadno izgara, zbog dodavanja jedne ili dvije komponente koje ulaze u komoru za izgaranje.

Ovisno o vrsti plinskog generatora, LRE se mogu klasificirati na motore s plinskim generatorima na glavnoj ili pomoćnoj komponenti goriva, a također imaju i bezgeneratorsku shemu, kada se radni fluid potreban za pogon HP-a dobiva rasplinjavanjem jednog od goriva. komponente u rashladnom putu komore.

Da bi se povećala učinkovitost i učinkovitost jedinice turbopumpe, ponekad se koriste sheme s odvojenim HP-ima duž vodova goriva i oksidatora, kao i sheme u kojima jedinica turbopumpe također uključuje pumpe za povećanje (pojačivač) potrebne za stvaranje potrebnog tlaka u motoru ulaz, posebno kada počinje.

Ovisno o vrsti plinskog generatora, LRE se mogu klasificirati na motore s plinskim generatorima na glavnoj ili pomoćnoj komponenti goriva, a također imaju i bezgeneratorsku shemu, kada se radni fluid potreban za pogon HP-a dobiva rasplinjavanjem jednog od goriva. komponente u rashladnom putu komore.

Da bi se povećala učinkovitost i učinkovitost jedinice turbopumpe, ponekad se koriste sheme s odvojenim HP-ovima goriva i oksidatora, kao i sheme u kojima jedinica turbopumpe također sadrži pumpe za pojačavanje (pojačivače) potrebne za stvaranje potrebnog tlaka na ulazu u motor, pogotovo pri njegovom lansiranju.

Relativno jednostavne sheme tipične su za raketne motore na tekuće pogonsko gorivo sa sustavom opskrbe istisnim gorivom.

U shemi s opskrbom potisnim gorivom (vidi sl. 2.13.), plin iz cilindra s komprimiranim plinom (na primjer, dušik) ulazi u spremnike s oksidansom i gorivom, dok se njegov tlak u spremnicima komponenti goriva održava konstantnim pomoću reduktora. Tlak u plinskom jastuku spremnika za gorivo osigurava istiskivanje komponenti tekuće faze u komoru za izgaranje LRE. Pritom je sasvim očito da tlak u komori ne može biti veći od tlaka u spremnicima. Ventili za zatvaranje koriste se za osiguranje pokretanja i zaustavljanja motora. Nedvojbena prednost gore predstavljene sheme je njezina jednostavnost i, kao rezultat, pouzdanost. Međutim, sa sustavom istiskivanja, cilindar sa stlačenim plinom je težak, a spremnici za gorivo znatno teži. Općenito:

(2.18.)

Tlak plina u spremnicima goriva;

Tlak u komori za izgaranje LRE;

Gubici tlaka u hidrauličkim putovima i elementima automatizacije između spremnika i komore motora.

Tlak u plinskom jastuku spremnika za gorivo osigurava istiskivanje tekućih komponenti u komoru za izgaranje raketnog motora. Pritom je sasvim očito da tlak u komori ne može biti veći od tlaka u spremnicima. Ventili za zatvaranje koriste se za osiguranje pokretanja i zaustavljanja motora. Nedvojbena prednost gore predstavljene sheme je njezina jednostavnost i pouzdanost. Budući da se s povećanjem tlaka u komori povećava učinkovitost motora, želja za njegovim povećanjem, za ovu LRE shemu, povezana je s povećanjem mase svih elemenata opskrbnog sustava i, prije svega, spremnika goriva . Slični nedostaci vrijede i za potisni sustav opskrbe gorivom s dvokomponentnim FGG-om. Međutim, brzina protoka plina koji se koristi za stvaranje tlaka u spremnicima za gorivo i oksidans je manja. U ovoj verziji sheme, puhanje se provodi produktima izgaranja dobivenim u UNP-u, a učinak "zagrijanog" plina mnogo je veći od performansi "hladnog".

Utjecaj učinak na masovne karakteristike pogonski sustav s raketnim motorom može se jasno ilustrirati sljedećim primjerom. Ako bi se pogonski sustav drugog stupnja rakete-nosača Saturn-5 zamijenio pogonskim sustavom sa sustavom opskrbe pomakom pri istom tlaku u komori za izgaranje LRE, tada bi povećanje mase takvog pogonskog sustava bilo jednako na masu svemirske letjelice Apollo, što bi onemogućilo provedbu lunarnog programa.

Za varijantu kruga istiskivanja (vidi sliku 2.14.), može se očekivati ​​određeno smanjenje gubitaka, budući da će se istiskivanje komponenata vršiti zagrijanim produktima izgaranja nastalim u LCG-u.

Iz objašnjenja proizlazi zašto se sustav opskrbe istiskivanjem s balonskim sustavom opskrbe koristi isključivo u motorima niskog potiska s tlakom u komori za izgaranje LRE ne većim od 10-12 · 10 5 Pa.

Praktična primjena raketnih motora niskog potiska (LRE) nalazi se u stvaranju integriranih pogonskih sustava (APU) za umjetne satelite Zemlje (AES), svemirske letjelice (SC) i svemirski brodovi(QC). Dok je u orbiti, kada je tlak izvan zrakoplova blizu nule, specifični impuls može biti prilično visok, čak i pri niskom tlaku u komori. Treba imati na umu da povećanje specifičnog impulsa ovisi o omjeru tlaka u komori za izgaranje i tlaka na izlazu iz mlaznice (vidi sl. 2.10.).

Postoji dosta rješenja sklopova za ODE koji koriste LREMT. Prije svega, razlika između varijanti shema ovisit će o zahtjevima određenim namjenom zrakoplova. To mogu biti motori, jednokomponentna i dvokomponentna goriva. Sheme će se razlikovati po principima regulacije i stabilizacije potiska. Drugi čimbenici također mogu utjecati na definiciju dizajna sklopa. Međutim, u svim varijantama shema, tlak u akumulatorima plina mora biti viši od tlakova u komorama, što određuje značajke potisnog sustava za opskrbu komponenti.

Prikaz svih ili barem većine mogućih shema propulzijskih sustava sa sustavima istisninskog napajanja u ovom uputstvu nije u planu autora. Stoga, za ilustraciju mogućih opcija sklopa, kao primjer, dan je dijagram integriranog pogonskog sustava (APU) za umjetni satelit Zemlje (AES) na dvokomponentno gorivo (vidi sl. 2.15.).

Riža. 2.15. Shema ODE s dvokomponentnim raketnim motorom na tekuće gorivo za IC.

1. Reduktor tlaka, 2. LRE za manevriranje (svaki s potiskom 22 N),

3. Apogee LRE (potisak 490 N)

Dizajni i temeljne značajke funkcioniranja raketnog motora na tekuće gorivo vrlo su raznoliki. Jedan od najvažnijih problema u stvaranju raketnog motora na tekuće gorivo je osigurati operativnost komora za izgaranje. Pogotovo kada uzmete u obzir da su resursi potrebni za LRE značajno veći od resursa za komore konvencionalnih LRE.

Popis sličnih može uključivati: pokretanje, organiziranje tijeka rada, odabir sustava za suzbijanje utjecaja temperature na zidove komora i niz drugih. Većina teško rješivih problema prvenstveno se odnosi na iznimno niske troškove rada komponenti. Tako za neke komore, brzine protoka oksidatora i goriva ne prelaze 0,5 odnosno 0,3 g/s. Slična okolnost, na primjer, određuje nemogućnost korištenja regenerativnog hlađenja zidova (kao najučinkovitijeg) i odabira vatrostalnih metala za izradu stijenki komore, koristeći toplinski otporne premaze za zaštitu od topline, mnogo niže od ljuski.

Za pogonske sustave, čiji je jedan od dijagrama prikazan na slici 2.15., koji se koriste kao dio transportne svemirske letjelice ili druge letjelice i u dugom letu, mora se izvršiti punjenje spremnika gorivom. Opcije za sustave punjenja goriva prikazane su na slici (vidi sl. 2.16.).

Riža. 2.16. Sheme punjenja spremnika goriva u letjelici zrakoplova.

1. Stijenke spremnika; 2. Pojačana cijev; 3. klip; 4. Usis goriva; 5. Mijeh;

6. Elastična vrećica; 7. Štap s rupama za boost; 8. Plastična dijafragma; 9. Plastične ovlažene pregrade; 10. Središnja cijev za dovod goriva.

A - s klipom; B - s uređajem za istiskivanje mijeha (gorivo izvan mijeha); B - s uređajem za istiskivanje mijeha (gorivo unutar mijeha); D - s istisninskom vrećom (gorivo izvan vreće); D - s istisninskom vrećom (gorivo unutar vreće); E - s plastičnom dijafragmom; Zh - s uređajem za kapilarni unos.

Za više informacija o sustavima punjenja gorivom pogledajte vodič naveden u bibliografiji.

Za realizaciju raketnih motora na tekuće pogonsko gorivo srednjeg, velikog i supervisokog potiska potrebno je izraditi motore s mogućnošću velika povišica tlak u komori za izgaranje. U takvim varijantama motora koriste se sheme s turbopumpnim sustavom za opskrbu komponentama goriva.

Na slici (vidi sl. 2.17.) prikazana je blok shema raketnog motora na tekuće gorivo s crpnim sustavom za napajanje komponenti. Karakteristična značajka sheme koja se razmatra je da se plin koji se ispušta iz turbine jednostavno ispušta u okolnu atmosferu. Treba napomenuti da produkti izgaranja nakon turbine još uvijek imaju značajan radni kapacitet i njihovo neiskorištenje nepovoljno utječe na učinkovitost motora. Međutim, takve se sheme mogu provesti.

Riža. 2.17. Pneumatsko-hidraulički izgled raketnog motora na tekuće gorivo, s turbopumpom za dovod komponenti u komoru za izgaranje.

Komponenta jedinstvenog pogonskog goriva (na primjer, vodikov peroksid - H 2 O 2), iz spremnika, dovodi se u generator tekućeg plina. Generator plina - jedinica dizajnirana za proizvodnju visokotemperaturnog generatorskog plina koji se koristi za pogon HP turbine. Turbina daje okretni moment pumpama goriva i oksidatora. Glavne komponente goriva pumpaju se u komoru motora, a gorivo se u pravilu koristi za hlađenje komore, za što se dovodi u razmak između njegovih stijenki, koji se obično naziva "rashladni plašt". Oksidator se dovodi izravno u glavu mlaznice komore, gdje se miješa s gorivom zagrijanim u rashladnom putu. Proces interakcije komponenti goriva događa se u komori za izgaranje. Nastali visokotemperaturni produkti izgaranja prolaze kroz kritični dio komore i šire se u mlaznici do nadzvučnih brzina. Istjecanje produkata izgaranja je završna faza rada raketnog motora i čini potisak raketnog motora.

Sheme ovog tipa, koje se nazivaju "otvoreni krugovi", mogu biti učinkovitije ako se nakon rada na turbini generatorski plin može ispustiti preko dodatnih uređaja koji osiguravaju iskorištavanje energije ispuštenog plina ...

U općem slučaju, vrijednost potiska LRE "otvorene" sheme može se sastojati od vrijednosti jednake zbroju potiska koje proizvode glavna komora i dodatni turbinski uređaj. Sličan učinak može se postići osiguravanjem da se generatorski plin ukloni u pomoćnu mlaznicu; uvođenje u superkritični dio glavne mlaznice, u različitim varijantama izvedbe glavne mlaznice.

Na slici (vidi sl. 2.18) prikazane su sheme uređaja u kojima se generatorski plin, nakon realizacije dijela energije u turbini, koristi za stvaranje dodatnog potiska.

Slika 2.18 Sheme uređaja koji koriste plin iza turbine

U bilo kojoj od predstavljenih opcija mora se uzeti u obzir dodatni potisak implementiran u uređaj.

Oni. postoji odnos:

gdje je: - ukupni potisak LRE "otvorena" shema;

Potisak koji stvara glavna komora raketnog motora;

Vuča proizvedena u pomoćnim uređajima.

Koristeći prethodno dane ovisnosti za određivanje specifičnog impulsa (vidi jednadžbe 2.11, 2.12. i 2.13), transformirat ćemo izraz 2.19. pogledati 2.20.

(2.20.)

gdje je: - efektivni specifični impuls LRE "otvorene" sheme;

Specifični impulsi koje daje glavna komora odnosno pomoćni uređaji;

Masa potrošnje goriva u plinskom generatoru i ukupna masa potrošnje goriva u LRE.

Analiza ovisnosti 2.20. pokazuje da je vrijednost efektivnog specifičnog impulsa to veća što je manji udio goriva potrošenog kroz generator plina i što se generatorski plin učinkovitije iskorištava nakon rada na turbini. Postoji dobro definirana ovisnost koja karakterizira učinak tlaka u LRE komori "otvorene" sheme na vrijednost specifičnog impulsa. Za razliku od monotonog porasta . U gore navedenom općem slučaju, s povećanjem tlaka u LRE komorama koje rade prema shemi bez naknadnog izgaranja generatorskog plina, uočava se izraženo područje koje odgovara optimalnoj vrijednosti (vidi sl. 2.19.).

Sl.2.19. Ovisnost specifičnog impulsa o tlaku u komori

motor otvorenog kruga

Pojava ekstrema u ovisnosti objašnjava se nužnim povećanjem potrošnje goriva kroz plinski generator s povećanjem tlaka u komori za izgaranje. Povećanje protoka potrebno je za povećanje snage turbine kako bi se zadovoljila povećana potražnja pumpi za većim momentom. Ova situacija dovodi do povećanja udjela neučinkovito iskorištenog goriva i, kao posljedica toga, do smanjenja specifičnog impulsa LRE.

Dopušteno je osigurati ispuštanje plina generatora plina kroz posebne rotacijske mlaznice koje se koriste za upravljanje letom rakete.

Kako bi se maksimalno iskoristile mogućnosti raketnog goriva, napori ruskih znanstvenika i inženjera razvili su shemu za organizaciju radnog procesa raketnog motora na tekuće gorivo, koji predviđa naknadno izgaranje generatorskog plina u komori za izgaranje nakon njegovog izgaranja. rad na TNA turbini, takozvane "sheme s naknadnim izgaranjem generatorskog plina" (vidi sl. 2.20 .).

Riža. 2.20. Blok dijagrami LRE s naknadnim izgaranjem generatorskog plina

1. i 2. Spremnici goriva i oksidatora, 3. FGG, 4. i 5. pumpe goriva i oksidatora, 7., 8. i 9. ventili, 10. komora za izgaranje.

Glavna značajka "zatvorene" sheme, izrađene prema varijanti Sl. 2.20 je kako slijedi. Sav oksidans potreban za rad COP-a dovodi se u generator plina. Tu se također isporučuje minimalna potrebna količina goriva. Omjer komponenti goriva koje se dovode u plinski generator diktira isključivo potreba da se dobije plin s temperaturom prihvatljivom za osiguranje termomehaničkih opterećenja turbine. Nakon što se generatorski plin aktivira na turbinu, koja u ovom slučaju ima višak oksidirajuće komponente, plin se dovodi u CS. Tu dolazi i dodatna količina goriva potrebna za održavanje optimalnog omjera komponenti goriva. U ovoj verziji raketni motor radi prema shemi "plin (oksidator) - tekućina (gorivo)". Moguća je i varijanta organizacije radnog procesa, kada se višak goriva dovodi u generator plina uz nedostatak oksidacijskog sredstva. U prvom slučaju govore o generatoru oksidirajućeg plina, u drugom redukcijskom.

Obje metode imaju svoje prednosti i nedostatke. U slučaju redukcijskog plinskog generatora, pitanja osiguranja toplinske stabilnosti puno su jednostavnija za rješavanje, budući da je pri visokim temperaturama radnog procesa u plinskom generatoru mnogo lakše zaštititi konstrukcijske materijale (uglavnom metale i njihove legure) od paljenja. u prisutnosti redukcijske sredine. Istodobno, višak goriva s nedovoljnom količinom oksidatora prepun je niza negativnih posljedica povezanih s nepotpunim izgaranjem goriva, što u slučaju komponenti koje sadrže ugljik dovodi do taloženja čvrste faze ugljika i, kao rezultat, do erozivnog trošenja turbinskih lopatica i drugih elemenata HPA.

Oksidativna shema stvaranja plina lišena je ovih nedostataka, ali ima svoje osobitosti. Oni se sastoje u potrebi korištenja vatrostalnih konstrukcijskih materijala koji su otporni na paljenje u oksidirajućem okruženju, što dovodi do povećanja troškova motora, potencijalnog smanjenja njihove stabilnosti kada su izložene mikročesticama u protoku oksidirajućeg plina koji ulazi u lopatice turbine. , što otežava stvaranje vrlo pouzdanih raketnih motora.

U praksi se redukcijska shema proizvodnje plina najčešće koristi u kisik-vodikovim raketnim motorima, gdje gorivo (tekući vodik) ne sadrži ugljik, pa stoga u osnovi nema opasnosti od stvaranja čađe. U budućnosti se razmatra mogućnost korištenja prvog člana homolognog niza zasićenih ugljikovodika, metana (CH 4), kao raketnog goriva, čiji je sadržaj ugljika minimalan, što ga čini temeljno mogućim učinkovito koristiti u plinskim generatorima redukcijske sheme.

Gore prikazana LRE shema provodi se prema shemi "plin-tekućina". Prema ovoj verziji sheme, predviđena je organizacija radnog procesa s naknadnim izgaranjem generatorskog plina.

U drugoj varijanti, naknadno izgaranje generatorskog plina može se izgraditi prema shemi "plin - plin". Glavna razlika ove sheme je prisutnost dva generatora plina. Jedan generator plina radi prema oksidacijskoj shemi, drugi - redukciji. Poželjno je koristiti vodik ili ugljikovodično gorivo s minimalnim masenim udjelom ugljika (kerozin, itd.) za redukcijski plinski generator, a tekući kisik kao oksidacijsko sredstvo. Dakle, uvođenje tekućeg vodika u sastav raketnog goriva omogućuje značajno smanjenje oslobađanja kondenzirane faze ugljika (čađe), čime se osigurava mogućnost pouzdanijeg rada generatora redukcijskog plina.

Produkti proizvodnje plina ulaze u oksidacijsku i redukcijsku plinsku turbinu, a zatim, nakon prolaska kroz turbine, u komoru za izgaranje, gdje se odvija njihova konačna interakcija, uz traženi omjer komponenata (vidi sl. 2.21.).

Riža. 2.21. Pneumohidraulička shema LRE s naknadnim izgaranjem generatorskih plinova.

1. i 2. Spremnici goriva i oksidatora, 3. i 4. UNP plin s viškom goriva i UNP plin s viškom oksidatora, 5. i 6. Pumpe goriva i oksidatora, 7. i 8. Plinske turbine goriva i oksidatora, 9. i 10. Ventili, 11. Komora za izgaranje.

Slična shema može biti u malo drugačijem dizajnu, kada postoje dva generatora plina. LPG s viškom goriva stvara tlak u spremniku goriva. Drugi plinski generator proizvodi visokotemperaturni oksidirajući plin, čiji dio ulazi u turbinu, a nakon turbine u glavnu komoru za izgaranje. Drugi - manji dio u miješalici se nadopunjuje dodatnom količinom oksidansa i koristi se za napuhavanje spremnika za oksidaciju.

Za motor vodik-kisik obično se koristi krug bez plina (vidi sl. 2.22.).

sl.2. 22. LRE shema bez plina

1. Komora za izgaranje, 2. Regulator propuha, 3. Pumpa za tekući vodik. 4. Pumpa za tekući kisik, 5. Reduktor brzine, 6. Turbina, 7. 8. i 9. Zaporni ventili za pokretanje, 10. Ventil sustava paljenja..

U shemi pneumohidrauličkog generatora plina, rad raketnog motora na tekuće gorivo predviđa sljedeći redoslijed rada. Komponente iz spremnika kroz ulazne ventile ulaze u ulaz pumpi. THA motora ima shemu s dvije osovine s paralelnim vratilima i reduktorom. Ovo je važna značajka ovog TNA. Vodikova centrifugalna pumpa montirana je na istoj osovini kao i turbina, ima dva stupnja i aksijalni ulaz. Prvi stupanj pumpe je vijčano-centrifugalni. Vijčana centrifugalna pumpa za kisik je jednostupanjska. Turbina - aksijalna dvostupanjska, mlaznica.

Tekući kisik kroz blok ventila, s elektromehaničkim regulatorom omjera, iz pumpe ulazi u šupljinu glave za miješanje. U letu, prema signalima sustava za pražnjenje spremnika, omjer komponenti može varirati unutar ± 10%. Vodik iz pumpe dovodi se kroz cjevovod do ulaznog razvodnika rashladnog puta komore.

Tekući vodik iz pumpe ulazi u kolektor koji se nalazi u kritičnom dijelu mlaznice. Iz kolektora, dijelom cijevi, vodik se usmjerava do izlaza mlaznice, zatim se, drugim dijelom cijevi, kreće do kolektora kod glave. Iz ovog kolektora se plinoviti vodik, zagrijan u rashladnom putu do temperature od 200 K, usmjerava od regulatora propuha prema turbini. Regulator propuha radi na principu zaobilaženja dijela vodika do izlaza iz turbine. Iz turbine, ispušni vodik kroz startni ventil ulazi kroz plinovod u glavu za miješanje. Svi glavni ventili kontrolirani su plinom helijem pomoću regulacijskih ventila.

Na dijagramu su također prikazani ventili koji osiguravaju rad sustava za hlađenje motora prije pokretanja. Takva je operacija neophodna za normalnu provedbu pokretanja motora pomoću kriogenih komponenti. što je potrebno za hidrauličke sustave. Tlak u spremnicima provodi se plinovitim helijem, čija je opskrba u posebnom cilindru.

Gore su razmotrene brojne LRE sheme, u kojima se HP koriste za opskrbu komponentama CS-a. Pri niskim tlakovima u ulaznim mlaznicama mogu se pojaviti načini zastoja, koji su karakterizirani pojavom kavitacije u šupljinama između lopatica crpki. U svim prikazanim pneumohidrauličkim shemama raketnih motora na tekuće pogonsko gorivo opremljenih HP-om, plin se dovodi u spremnike s komponentama iz cilindara kroz reduktore, koji ih tlače. U tom slučaju moglo bi se računati na postizanje potrebnog tlaka na ulazu u crpke. Istodobno, tlak u spremnicima, neophodan za normalan rad vijčane centrifugalne pumpe, često je nedopustivo visok, što dovodi do zamjetnog povećanja debljine stijenke i težine spremnika. Navedeni nedostatak može se izbjeći ako se na izlazu iz spremnika ugradi dodatna pumpna jedinica (BPU). Instalacija BHA, koja osigurava rad glavne pumpe HP-a, može značajno smanjiti količinu tlačenja spremnika, a time i njihovu težinu. Stoga je projektiranje suvremene HE nezamislivo bez dosljedne primjene različitih pumpi raspoređenih prema višestupanjskoj shemi. Ulogu pojačivača može obavljati aksijalna s lopaticama (pužna) ili mlazna pumpa (ejektor).

Booster pumpne jedinice (BPU), koje se obično nazivaju predpumpe, smještene su u neposrednoj blizini spremnika s komponentom, čime se eliminiraju hidraulički gubici kada se komponenta dovodi iz spremnika na ulaz BPU pumpe. Na slici (vidi sl. 2.30).

Riža. 2.30. Dijagrami uređaja za povišenje tlaka

Opcija a). 1. Spremnik s komponentom, 2. centrifugalna predpumpa, 3. tekuća turbina predpumpne jedinice, 4. glavna turbina HP-a, 5. Pumpa HP-a.

Opcija b). 1. Spremnik s komponentom, 2. predpumpa, 3. plinska turbina predpumpne jedinice, 4. pumpa glavne HP.

Opcija c). 1. Spremnik s komponentom, 2. mlazna predpumpa (ejektor), 3. ejektorska mlaznica, 4. glavna pumpa TN, 5. Dovod komponente do ejektorske mlaznice.

U shemi opcije "a", BHA hidrauličku turbinu pokreće visokotlačni fluid uzet iz HP pumpe. Nakon rada na turbini, tekućina se vraća u tlačni vod. U shemi opcije “b” plinska turbina radi na plin magistralnog UNP-a, a u opciji “c” mlaznu predejektorsku pumpu, kao i u opciji sheme “a”, napaja se iz komponenta iz crpke glavne HP.

Kako iz navedenog proizlazi kratka analiza učinkovitosti mogućih varijanti shema LRE, povećanje tlaka u komori ne dovodi u svim slučajevima do povećanja specifičnog impulsa. Analizirane značajke konstrukcije LRE shema više se odnose na sheme motora velikog i posebno velikog potiska, au određenoj mjeri i na motore srednjeg potiska. Na slici (vidi sl. 2.31.) prikazana je kvalitativna ovisnost specifičnih impulsa komore i LRE, izrađenih prema shemi pomaka, prema "otvorenoj" shemi i prema "zatvorenim" shemama različitih opcija.

Riža. 2.31. Ovisnost specifičnog impulsa o tlaku u komori

Iz analize grafa proizlazi da u motorima izvedenim na shemi tekućina – tekućina, s povećanjem tlaka, specifični impuls komore monotono raste. Međutim, u budućnosti, zbog povećanja potrošnje plina za pogon KS (vidi sl. 2.26.), specifični impuls motora raste samo do određene granice. Povećanje specifičnih impulsa motora izgrađenih prema zatvorenim krugovima raste s povećanjem tlaka u komori, iako je vrlo značajno.

Prilikom odabira LRE opcije za novoprojektiranu letjelicu, osim korištenja podataka dobivenih analizom grafa prikazanog na slici 2.18, treba uzeti u obzir odnos koji se naziva visinska karakteristika (slika 2.32.).

Riža. 2.32. visinska karakteristika.

Na slici. 2.32. prikazane su promjene glavnih parametara motora s promjenom protutlaka. Kao što se može vidjeti sa slike, tijek visinskih karakteristika LRE s promjenom tlaka okoline okruženja može se podijeliti na dva dijela: dio mlaznice bez udarnog vala I i dio mlaznice s udarnim valom P.

U dijelu sa skokovitim radom mlaznice, potisak i specifični potisak linearno opadaju s povećanjem tlaka okoline. U ovom slučaju, radni proces u komori i njenoj mlaznici je autonoman od tlaka okoline. Pri nekom pritisku p do udarni val ulazi u mlaznicu komore - narušena je linearnost promjene potiska i specifičnog potiska. Priroda promjene potiska i specifičnog potiska u načinu rada mlaznice s udarnim valom određena je pravilnošću kretanja udarnog vala u dubinu mlaznice i obnavljanjem tlaka iza udarnog vala. Slika 2.33. isprekidane linije pokazuju prirodu promjene glavnih parametara raketnog motora na tekuće gorivo, za slučaj da udarni val nije ušao u mlaznicu i pri svim pritiscima mlaznice došlo je do uobičajenog širenja plina. Od trenutka kada udarni val uđe u mlaznicu, tlak iza udarca raste kako udarni val prodire duboko u mlaznicu. Sličan način rada uočen je u LRE prvog stupnja interkontinentalnih projektila, čiji je tlak na izlazu iz mlaznice odabran dovoljno mali iz uvjeta dobivanja prosječnog maksimalnog specifičnog potiska u aktivnom dijelu putanje rakete. ili za rakete, Za sličan tip rakete, parametri motora se biraju iz uvjeta dobivanja prosječnog maksimalnog specifičnog potiska u zračnom dijelu putanje. Stoga se za ove rakete pokazalo da je tlak na izlazu iz mlaznice prilično nizak, a atmosferski tlak je dovoljan da šok uđe duboko u mlaznicu. Sa slike je vidljivo da u navedenim uvjetima način rada mlaznice s udarnim valom poboljšava karakteristike raketnog motora na tekuće gorivo.

Za verziju rakete, za koju je potrebna promjena potiska u letu, LRE mora biti izrađen s prigušnom karakteristikom (vidi sl. 2.33.).

Riža. 2.33. Karakteristika gasa LRE.

Kao što proizlazi iz slike, da bi se promijenila količina vučnog napora, potrebna je promjena protoka komponenti. Međutim, treba imati na umu da se promjena u brzini protoka postiže korekcijom razlike preko mlaznica u skladu sa sljedećim izrazom.

, (2.21.)

gdje je G brzina protoka komponente kroz mlaznicu,

Brzina protoka mlaznice,

F f - područje izlaznog dijela mlaznice mlaznice,

gustoća komponente,

Pad tlaka mlaznice.

Osim predstavljenih opcija, još jedan smjer poboljšanja sklopa su trokomponentni raketni motori. U LRE ovog tipa, neki ugljikovodici (na primjer, kerozin) i tekući vodik se istovremeno koriste kao gorivo, a tekući kisik se koristi kao oksidans. Trokomponentni motori također omogućuju potpunu realizaciju mogućnosti učinkovite upotrebe različitih pogonskih goriva na istom zrakoplovu. Balistički i masovni izračuni učinkovitosti korištenja različitih goriva u pogonskim sustavima lansirnih vozila, balističkih projektila, višekratnih svemirskih sustava uvelike su određeni karakteristikama korištenog raketnog goriva. Kao što je ranije pokazano, goriva određuju vrijednost specifičnog impulsa raketnog motora, što je posebno važno za motore gornjih stupnjeva rakete-nosača, dok prvi stupnjevi mogu biti opremljeni raketnim motorima s ne tako visokom vrijednošću, ali gustoća goriva treba biti maksimalna.

Trokomponentni motori omogućuju osiguravanje rada prvih stupnjeva na minimalni sadržaj vodik u raketnom gorivu. Odnosno, to ukazuje na svrsishodnost korištenja goriva veće gustoće. U kasnijim fazama leta rakete, vodik, kao gorivo koje je energetski intenzivnije i manje gustoće, je poželjnije, jer će njegova uporaba dovesti do povećanja specifičnog impulsa raketnog motora, a posljedično, učinkovitost cijelog zrakoplova.

LRE može osigurati tražene parametre i karakteristike, pod uvjetom da su automatske i upravljačke jedinice motora uključene u pneumohidraulički krug (PGS). Među naj važne funkcije koje provode CSG jedinice mogu se pripisati:

stabilizacija omjera komponenti koje se dovode u komoru za izgaranje;

održavanje potrebne razine ili regulacija vuče;

· osiguranje kontrole i upravljanja radom motora i njegovih glavnih jedinica (komora za izgaranje, HP, generator plina i, eventualno, neki drugi), koji određuju njegovu ukupnu učinkovitost.

Za određene vrste motora, prikazani popis se može proširiti.

Kao što je više puta navedeno, za ovaj vodič, poštujući uvjete kratkoće predstavljenih materijala, nije moguće predstaviti moguće varijante CGM-a s opisima krugova koji čine motore automatizacije i upravljačkih jedinica. Možete samo navesti u popisu književnih izvora, popis posebnih nastavna sredstva po ovom pitanju.

Međutim, sheme i značajke dizajna bit će prikazani glavni agregati.

Ističući riječ "glavne" jedinice, autori misle na jedinice koje osiguravaju najvažnije funkcionalne parametre i karakteristike raketnog motora. To uključuje komore za izgaranje, turbopumpe, plinske generatore. Ove jedinice će odrediti vrstu raketnog motora. Rad na njihovoj izradi zahtijeva najveće vremenske i financijske troškove.Istodobno se mora naglasiti da se stupanj važnosti u određivanju performansi raketnog motora, a ponekad i pouzdanosti, ne spominje među glavnim jedinicama (ventili, regulatori, itd.), ne zahtijeva ništa manje pozornosti na njihov dizajn i razvoj.

2.5.1. LRE komore za izgaranje

Komora za izgaranje se razvija u određenom slijedu. Inicijalno se, ako to nije posebno navedeno u projektnom zadatku, odabiru komponente i optimalni tlak u CS-u.Izvedba CS-a određuje se nakon provedbe plinsko-dinamičkih proračuna. Na temelju rezultata ovih proračuna utvrđuju se geometrijske dimenzije i plinodinamički profil kompresorske stanice (vidi sl. 2.34.).

Riža. 2.34. Plinodinamički profil komore za izgaranje.

LRE CS doživljava ekstremno visoka toplinska opterećenja. Za motore srednjeg, velikog i vrlo velikog potiska, za gotovo sve tipove komponenti, CS se izvodi s vanjskim hlađenjem. Za male potisne komore, problemi temperaturne otpornosti rješavaju se uzimajući u obzir resurse, geometrijske konture komore, vučnu silu i druge specifične značajke svake varijante komore. Glavni strukturni elementi CS-a, izrađeni s vanjskim hlađenjem, prikazani su na slici (vidi sl. 2.35.)

Riža. 2.35. Komora za izgaranje sa spojenim školjkama

1. Tijelo komore, 2. Glava za miješanje, 3. Cilindrični dio komore, 4. Mlaznica, 5. Plašt komore, 6. Nosač snage.

a. Čvor remena za zavjese, b. Jedinica za dovod hladnjaka (goriva), c. Nosači za montiranje kamere

Na slici 2.35. uvođenje rashladne komponente u plašt komore vrši se u presjeku vanjskog promjera mlaznice. Ovo nije jedino rješenje. Dizajner se obično odlučuje za ugradnju ulaznog razvodnika komponente, ovisno o nizu razloga (stupanj proširenja mlaznice, želja da se smanji otpor duž putanje, čvrstoća itd.).

Na slici (vidi sl. 2.36) prikazane su opcije za položaj odjeljaka za unos.

Riža. 2.36. Mogućnosti položaja odjeljaka za uvođenje rashladne komponente u međuljuski raspor "košulje" komore.

a- na izlaznom dijelu mlaznice. b.- na izlaznom dijelu iu srednjem dijelu mlaznice, u– u srednjem dijelu mlaznice

U suvremenim motorima velikog potiska, za povećanje toplinske stabilnosti komore, koriste se brojne projektne mjere za smanjenje temperature toplinski najopterećenijih elemenata komore za izgaranje.

Takve mjere uključuju:

organizacija regenerativnog hlađenja pumpanjem relativno hladnih komponenti goriva kroz rashladni "ogrtač";

Korištenje takozvanih "rashladnih zavjesa", koje su posebne zone toplinski opterećenih područja komore, opremljene uređajima za opskrbu dodatnom količinom jedne od komponenti goriva (obično goriva) kako bi se smanjili lokalni toplinski tokovi;

· primjena posebnih mjera u toplinski najopterećenijem kritičnom dijelu komore (smanjenje međuljuskog razmaka, umetanje vatrostalnih materijala u kritičnom dijelu mlaznice).

Za organizaciju vanjskog hlađenja, veličina razmaka regulirana je posebnim odstojnicima - priključcima. Oni također osiguravaju čvrstoću komore i stabilnost unutarnjeg omotača komore, kada tlak rashladne komponente u rasporu "košulje" premašuje tlak u komori. Slika (vidi sl. 2.30.) prikazuje vrste odstojnika koji se koriste u modernim dizajnima CS. Odstojnici, vanjske i unutarnje školjke povezani su lemljenjem, sastav lemljenja regala u komponenti i zadržava karakteristike čvrstoće kada se zidovi zagrijavaju.

Riža. 2.37. Vrste veza CS ljuski.

a. valoviti odstojnik, b. rebrasta unutarnja školjka, u. cjevasta komora.

Postoji još jedna važna okolnost povećanja učinkovitosti CS-a, koja se osigurava uvođenjem veza u dizajn CS-a. Tijelo LRE komore doživljava značajno opterećenje sile. Proces izgaranja može se odvijati pri tlaku proizvoda od nekoliko desetaka MPa. U tom slučaju tlak rashladne komponente u međuljuskom mora uvijek biti veći od tlaka u komori. U suprotnom, komponenta neće moći ući u CS. Posljedično, unutarnja ljuska komore, budući da je pod vanjskim padom tlaka jednakim razlici između dovodnog tlaka i tlaka u komori, može se srušiti - izgubiti stabilnost. A ako se, uz proces koji je u tijeku u komori, zagrijava, onda mehaničke karakteristike materijal školjke imaju smanjenu vrijednost. Na prvim uzorcima motora vanjska i unutarnja ljuska radile su neovisno jedna o drugoj (vidi sl. 2.38.), što je isključilo mogućnost povećanja tlaka u komori za izgaranje.

Riža. 2.38. Komora za izgaranje motora RD-1100

1. Blok injektora sa sustavom paljenja, 2. Samostalno djelujuće (bez priključaka) školjke komore. 3 blok mlaznica.

U suvremenim raketnim motorima na tekuće gorivo, kao što je ranije navedeno, CS se izvodi s pripadajućim školjkama. Uvođenjem rashladne komponente u raspor "međusloja" na izlaznom dijelu mlaznice (najčešće izvođena shema) (vidi sl. 2.39.) određuje se najveći pad tlaka koji djeluje na unutarnju ljusku. U ovom dijelu tlak komponente je maksimalan, a tlak u komori je blizu nule. Procjenu pouzdanosti čvrstoće ljuski komore (čvrstoću ljuski, stabilnost unutarnje ljuske, čvrstoću veza i druge pozicije) treba napraviti uzimajući u obzir ovu okolnost.

Riža. 2.39. Raspodjela opterećenja po duljini komore

Na grafikonu se koriste sljedeće oznake: pg - tlak u komori, pf - tlak rashladne komponente u "međuljuskom" rasporu, tg - temperatura plina u komori, t cf. - prosječna, preko debljine unutarnjeg omotača, temperatura, - pad tlaka preko mlaznice, m hlad. je maseni protok rashladne komponente, L je duljina komore..

Treba napomenuti da su mogućnosti povezivanja navedene u ovom priručniku, kao najčešće korištene u suvremenim konstrukcijama CS, provjerene velikim brojem eksperimenata i dobro su se pokazale u radu brojnih uzoraka željezničkih lokomotiva raznih dimenzija.

Drugi način smanjenja toplinskog utjecaja na unutarnju stijenku komore je uvođenje jedinica zračne zavjese u dizajn. Na slici (vidi sliku 2.40) prikazane su opcije dizajna za jedinice zračne zavjese kroz koje se uvode zapaljive tvari kako bi se osiguralo stvaranje filma plin-tekućina na unutarnjoj površini ljuske "jakote".

Sl.2.40. Mogućnosti komorne zračne zavjese.

a – s rupama , b – s prorezima

Komore za izgaranje LREMT-a karakteriziraju dvije vrste načina rada (vidi sl. 3.7.). Za komoru s ustaljenim stanjem rada, sustav hlađenja unutarnje stijenke može se odabrati prema principu komora koje su upravo demontirane. Varijanta LREMT-a, koja radi u impulsnom načinu rada, može koristiti komoru s "kapacitivnim sustavom" za zaštitu stijenke komore. Ova opcija predviđa izvedbu jedne ljuske (bez "rashladnog plašta") povećane debljine i s dodatnim prstenovima za ukrućenje (vidi sl. 2.41.).

Riža. 2.41. Komora za izgaranje raketnog motora niskog potiska.

1. Blok ventila za gorivo, 2. Komora za izgaranje, 3. Sklop priključka mlaznice, 4. Mlaznica mlaznice, 5. Upaljač, 6. Blok ventila za gorivo.

Takvo rješenje je prihvatljivo, budući da se u intervalima između rada komore zid "odmara" od učinaka produkata izgaranja i njegovo zagrijavanje se smanjuje.

Posebno važan čvor je voditelj COP-a. Na dnu glave nalaze se mlaznice kroz koje komponente ulaze u komoru. Vrste mlaznica znatno se razlikuju u dizajnu. Na slici (vidi sl. 2.42). dana su neka jamstva za mlazne, centrifugalne i dvokomponentne mlaznice koje se koriste u motorima sheme "tekućina-tekućina".

Riža. 2.42. Opcije mlaznice za tekućinu.

1. Prednje dno, 2. Srednje dno, 3. Dvokomponentna jet-jet mlaznica, 4. Jednokomponentna vrtložna mlaznica, 5. Jednokomponentna centrifugalna mlaznica, 6. Dvokomponentna centrifugalna mlaznica s tangencijalnom rupom, 7. Odstojna čahura.

Za motore izrađene prema shemama s naknadnim izgaranjem generatorskog plina, glave komora opremljene su mlaznicama plin-tekućina (Sl. 2.43.).

Riža. 2 43. Varijante mlaznica plin-tekućina.

1. Prednje dno, 2. Srednje dno, 3. Jet-jet mlaznica, 4. Jet-centrifugalna mlaznica, 5. Jet-centrifugalna mlaznica s pužnim vrtlogom, 6. Dvostupanjska (kombinirana) mlaznica: prvi stupanj je plin. -tekući mlaz-mlaz, druga kaskada je tekući centrifugalna s tangencijalnim rupama.

Opciju mlaznica za glavu za miješanje odabire projektant na temelju prethodno stečenog iskustva u izradi komore motora - prototipa i izvođenju proračuna. Položaj mlaznica na dnu glave diktiran je željom dizajnera da postigne najbolju cjelovitost izgaranja komponenti i potrebom za stvaranjem učinkovitog sloja goriva uz stijenku. Posljednji od navedenih položaja trebao bi osigurati prihvatljiv način zagrijavanja unutarnje stijenke komore (vidi sl. 2.44).

Riža. 2.44. Sheme položaja mlaznica na glavama CS-a

a - Saćasti raspored mlaznica.

1. Jet-centrifugalne mlaznice, 2. Centrifugalne mlaznice.

b -Šahovski raspored mlaznica

1. Mlaznica oksidatora 2. Mlaznica goriva.

u– Raspored mlaznica u koncentričnim krugovima

1 Dvokomponentna mlaznica, 2. Jednokomponentna mlaznica

Iz razmatranja slika proizlazi da je, bez obzira na raspored mlaznica na dnu glave za miješanje, potrebno oblikovati pouzdanu zavjesu mlaznica za gorivo na vanjskom promjeru.

LRE CS također ima veliki broj čvorova potrebnih za normalan rad motora. To su ulazni i izlazni razdjelnici komponenti, čvorovi zavjesnih remena, čvorovi spojeva dijelova komore (glava za miješanje, cilindrične i mlaznice), čvorovi za pokretanje i zaustavljanje, nosači koji prenose vučnu silu na zrakoplov, itd. Svi navedeni čvorovi moraju biti projektirani, procijenjeni izračunima i podvrgnuti ispitivanjima koja potvrđuju njihovu izvedbu. Želja autora da istaknu takve značajke stvaranja CS-a nije povezana s potrebom da se osigura sažetost prezentiranog vodiča.

Ocjenu savršenosti CS karakterizira koeficijent potpunosti specifičnog impulsa, određen sljedećim izrazom:

, (2.22.)

gdje je: - koeficijent potpunosti specifičnog impulsa,

I otkucaji - eksperimentalno izmjeren specifični impuls,

Teorijski specifični impuls,

Koeficijent savršenstva procesa u komori,

Koeficijent savršenstva procesa u mlaznici komore,

Projektni koeficijent se određuje na temelju statističkih podataka dobivenih tijekom ispitivanja motora koji rade na sličnim komponentama. Obično je vrijednost ovog koeficijenta 0,96 ... 0,99.

Koeficijent mlaznice () izračunava se uzimajući u obzir gubitke trenja () i gubitke zbog neravnomjernog polja brzina strujanja na izlazu mlaznice (). Osim toga, uzimaju se u obzir dodatni gubici () povezani s hlađenjem protoka u mlaznici, stupanj neravnoteže i drugi:

. (2.23.)

U općem slučaju, numeričke vrijednosti navedenih koeficijenata odgovaraju sljedećim granicama: = 0,975 ... 0,999, = 0,98 ... 0,99 i = 0,99 ... 0,995. U ovom slučaju, vrijednost = 0,945 ... 0,975.

Uzimajući u obzir navedene vrijednosti, vrijednost potpunosti specifičnog impulsa može biti u rasponu od 0,9 do 0,965.

2.5.2. Generatori na tekući plin (LGG).

Strukturna rješenja i značajke procesa u komori uvelike ovise o tome je li ZhGG instaliran na LRE "otvorenih" ili "zatvorenih" shema. Za motore "otvorene" sheme, CGG se izvode s tlakom blizu tlaka glavnog CS-a. LPGG motori "zatvorenog" kruga osiguravaju radnom fluidu (produktima izgaranja) turbine tlak znatno viši od tlaka u glavnom CS-u. Međutim, GHG, i oksidacijske i redukcijske opcije, rade pri omjerima komponenti koji su mnogo niži od onih postavljenih za CS. Posljedično, temperature na kojima se proces odvija u komorama plinskog generatora također se uvelike razlikuju od procesnih temperatura u CS-u.

LRE koristi dvokomponentni i jednokomponentni LPG. Najviše se koriste dvokomponentni ZHGG. Za motore s naknadnim izgaranjem generatorskog plina prirodno se koriste dvokomponentni LGG kao najprirodniji. Može se primijetiti da se značajan dio pitanja vezanih uz značajke dizajna i razvoja ove varijante JGG-a rješava prema stajalištima usvojenim za CC. Glava za miješanje mlaznice i njihov položaj na dnu glave bit će izrađeni prema shemama koje se koriste pri odabiru sličnih rješenja za CS. Istodobno, uzimajući u obzir relativno nisku razinu temperature u GGG komori, obično se koristi nehlađena verzija zida. Slika (vidi sl. 2.45) prikazuje glavni dio dvokomponentnog ZHGG-a, jednog od domaćih motora.

Riža. 2.45. Dvokomponentni JGG

Slična verzija ZHGG-a korištena je kao dio motora RD-111.Strelice na slici pokazuju priključke za unos komponenti.

Razvoj jednokomponentnih plinskih generatora provodi se prema drugim načelima. U nedavnoj prošlosti, za takve plinske generatore, vodikov peroksid (H 2 O 2) korišten je kao komponenta. U komori generatora plina nalazila se posebna tvar (katalizator) s kojom je interakcija vodikovog peroksida dovela do stvaranja vodene pare i plinovitog kisika visoke temperature (od 720 do 1030 K pri koncentraciji od 80% i 90% , odnosno). Slika (vidi sliku 2.46) prikazuje SGG (tzv. generator plina koji proizvodi paru kao radni fluid turbine), koji je razvio Energomash za RD-107 LPRE i njegove modifikacije.

Riža. 2.46. Jednokomponentni generator tekućeg plina.

1. Ulazni priključak komponente, 2. paketi katalizatora, 3 izlazne cijevi za paru

Komponenta - vodikov peroksid - nije jedina komponenta koja se može plinificirati kako bi se dobila radna tekućina za turbinu. Posebno imajući u vidu da vodikov peroksid visoke koncentracije nije dovoljno stabilan tijekom skladištenja, preporučljivo je koristiti druge komponente. Hidrazin i nesimetrični dimetilhidrazin (UDMH) mogu se koristiti kao takvi, ali za koje su, kao i za vodikov peroksid, potrebni posebni katalizatori.

2.5.3. Turbopumpna jedinica (TNA),

TNA uvelike određuje energetske karakteristike raketnog motora. Stupanj savršenstva glavnih jedinica HP-a, turbina i pumpi, u procesu stvaranja modernih dizajna, uvijek je pod velikom pažnjom programera motora. Za dizajnere CS i ZGG, pitanja osiguranja potpunog izgaranja komponenti, osiguravanja temperaturne otpornosti i čvrstoće dijelova i sklopova određuju uspjeh naknadnog rada stvorenog LRE. Za stručnjaka koji radi na stvaranju HE glavna pitanja su: povećanje učinkovitosti turbine i pumpi, čvrstoća njihovih dijelova (turbinske lopatice i disk, impeleri pumpe, kućišta, osovina), pouzdanost brtvi i niz drugih koji određuju pouzdanost i savršenstvo HE. Uspješno rješenje navedenih pozicija povećava specifični impuls potiska, smanjuje specifičnu težinu KS i motora. Nakon daljnjeg razmatranja parametara i karakteristika HP-a, vidjet će se da gore navedene pozicije izravno ovise o parametru kao što je brzina rotora (sustav je "turbina, pumpe, osovina").

Početni podaci za razvoj HP-a su vrste komponenti, zahtjevi za troškovima i pritiscima, resurs i drugi podaci koji proizlaze iz zahtjeva za LRE. Studije dizajna omogućuju donošenje zaključaka o protoku i parametrima radnog fluida za stvaranje potrebne snage turbine potrebne za pogon crpki. Pri izvođenju ovih radova utvrđuje se: osnovni izgled TS, brzina rotora, brtveni sustavi iu konačnici njegove masene karakteristike.

U radu na stvaranju TNA, programer uzima u obzir obvezni zahtjevi kojim se rukovodi:

· osiguranje glavnih parametara (dimenzija, masa i dijelova spojnih elemenata HP-a, koji proizlaze iz zahtjeva za raspored motora) i karakteristika tijekom određenog resursa;

osiguranje potrebnih protoka i tlakova komponenti ugrađenih za upotrebu u motoru;

· utvrđivanje pozicija koje omogućuju davanje približne cijene razvijenog uzorka.

U daljnjem radu na stvaranju raketnog motora mogu se postaviti dodatni zahtjevi.

Među glavnim pozicijama koje određuju konstruktivni izgled i parametre HE, treba razmotriti dijagrame rasporeda HE. Moguće sheme prikazane su na slici (vidi sl. 2.47).

Riža. 2.47. Dijagrami rasporeda TNA

a, b i u - TNA s jednim rotorom, G. – TNA s više rotora

Prihvaćene oznake: ALI - pumpe oksidatora, NG - pumpe goriva.

Kao što slijedi iz razmatranja slike, opcije za sheme rasporeda će se razlikovati, bez obzira na to je li za daljnji razvoj odabrana shema bez zupčanika ili shema s mjenjačem. S krugom bez zupčanika često nije moguće odabrati jednu optimalnu brzinu za turbinu i svaku od crpki. Međutim, HP s zupčaničkim krugom uvijek će imati najgore karakteristike mase. Suvremeni tekući raketni motori srednjih, velikih i vrlo velikih, u slučaju da se približna masa KS može izračunati pomoću sljedećeg izraza:

Slika (vidi sl. 2.48) prikazuje blok dijagrame TPU, s dvostranim rasporedom crpki i jednostranim. Dijagrami prikazuju gore navedene čvorove.

Riža. 2.48. Strukturni dijagrami TNA

1. Pumpe za gorivo, 2. Turbine, 3. i 4. Pumpa i unutarnje brtve turbine, 5. Pumpa oksidatora, 6. Hidrodinamička brtva, 7. Međubrtva.

LRE srednjeg, velikog i vrlo visokog potiska koriste plinske turbine koje pokreću centrifugalne pumpe. Mogućnosti rasporeda ovise o značajkama opcija LRE, kao što su vrsta komponenti, HPT sustav za lansiranje, karakteristike proizvoda koji ulazi u turbinu i drugi. Konstruktivni izgled HP-a također će se razlikovati od privatnih rješenja koja određuje projektant po vlastitom nahođenju.Slike (vidi sl. 2.48 i 2.49) prikazuju tipove HP-a, u kojima se opskrba komponenti provodi jednostrano i dvostrani ulazi.

Riža. 2.42. THA s pumpama, s jednostranim ulazima komponenti

1. Prirubnica ispušne grane, 2. Turbina, 3. Ulaz s pužnom cijevi, 4. Ulazni otvor pumpe za gorivo, 5. Opruga, 6. Izlazna prirubnica pumpe za gorivo, 7. Kućište pumpe za oksidaciju s pužnom cijevi, 8. Ulazna prirubnica pumpe za gorivo.

U TPU kućišta crpki su izrađena s predpumpicama (vijcima), koje osiguravaju povećanje tlaka na ulazu ispred glavnih, jednostranih rotora. Slična verzija uređaja za povišenje tlaka eliminira pojavu kavitacije tijekom rada crpke.

Riža. 2.50. THA s pumpama, s dvostranim ulazima komponenti

1. Prirubnica ulazne cijevi pumpe za gorivo, 2. Ulazna cijev pumpe oksidatora, 3. Pyrostarer, 4. Prirubnica za dovod radnog fluida u turbinu, 5. Turbina, 6. Ispušni kolektor turbine.

Prikazani tip TN izrađen je s dvostupanjskom plinskom turbinom i dvije centrifugalne pumpe. Crpke imaju dvostrane ulaze komponenti. Dizajn THA je dizajniran s dvije osovine povezane oprugom. Na istom vratilu, sa svoja dva ležaja i brtve, montirana je turbina i centrifugalna oksidacijska pumpa. Na drugoj osovini, također s vlastitim ležajevima i brtvama, nalazi se pumpa za gorivo. Performanse ležajeva potpomognute su mašću koja se puni u šupljine ležaja tijekom sastavljanja HP-a. Jedan i drugi dio rotora ugrađeni su u odvojena kućišta, međusobno spojena klinovima.

Centrifugalne crpke se obično koriste u LRE HE.Kod pumpi HE vrlo su bitna antikavitacijska svojstva o kojima ovisi erozivno djelovanje na protočni dio crpke, ali i što je najvažnije mogućnost poremećaja svih parametara, stabilnost od kojih je određena izvedba potrebnih zadaća cjelokupnog LRE-a. Povećanje antikavitacijskih svojstava crpke osigurava se upotrebom posebnih uređaja, od kojih su neke od shema prethodno prikazane na slici 2.23. Ali najčešće se u praksi stvaranja HP-a koriste vijčane centrifugalne pumpe.

Na primjer, slika (vidi sl. 2.51) prikazuje dizajn vijčane centrifugalne pumpe za kisik.

Sl.2.51. Vijčana centrifugalna pumpa.

1. Poklopac kućišta, 2. Ležaj, 3. Rotor pumpe, 4. Kućište pumpe. 5. Pužnica, 6. Ležaj.

Učinkovitost crpke ovisi o smanjenju gubitaka, među kojima su glavni:

protok komponente iz visokotlačne šupljine (ulaz iz impelera) u ulaznu šupljinu;

trenje komponente o zidove unutarnjih šupljina crpke;

trenje u brtvama, ležajevima.

Procijenjeni su navedeni gubici učinkovitosti crpke -:

gustoća komponente,

Volumen protok komponente,

H je tlak koji razvija pumpa,

N n - stvarna snaga koju crpka troši.

Obično se učinkovitost LRE pumpi kreće od 0,5 ... 0,8,

Osim označenih odredaba, na slikama (vidi sl. 2.52.) prikazane su izvedbe ostalih uređaja za povišenje tlaka - string predpumpi (ejektori).

Sl.2.52. Dizajn mlaznog uređaja (ejektora).

a- ejektor s nizom rupa. 1. Kućište ejektora, 2. Ulazni otvori za komponente jednako raspoređeni po obodu, 3. Ulazna mlaznica za komponente. b- ejektor sa setom mlaznica. 1. Cijev za dovod komponente, 2. Mlaznice, 3. Tijelo ejektora.

Zbog niske učinkovitosti, preporučljivo je koristiti mlazne pumpe u motorima s naknadnim izgaranjem, jer povećanje snage turbine kada se visokotlačna aktivna tekućina dovodi u ejektor praktički ne smanjuje energetske karakteristike raketnog motora na tekuće gorivo. Na slici. 2.52, a dizajn ejektora s dvanaest mlaznica smještenih po obodu komore za miješanje s izlaznim kutom od 18°. Kada je omjer protoka aktivne tekućine i izbačene do 25 %, visina glavnog toka značajno se povećava. Međutim, učinkovitost takvog uređaja u optimalnom načinu rada ne doseže više od 0,15. Niskotlačni kapacitet ejektora s učinkovitošću od 0,08 do 0,2 ograničava njihovu upotrebu u modernim LRE TNA.

Među tehnološkim dostignućima čovječanstva posebno mjesto zauzimaju raketni motori. Uređaji koje je stvorio ljudski um i njegove ruke nisu samo vrhunac znanstveni i tehnološki napredak. Zahvaljujući ovim najsloženijim strojevima čovječanstvo je uspjelo pobjeći iz zagrljaja našeg planeta i zakoračiti u svemirska prostranstva.

Čovjeku danas stoje na raspolaganju najjači raketni motori na svijetu, sposobni razviti potisak od stotina tona sila. Raketna utrka započela je prije više tisuća godina, kada su majstori u drevnoj Kini uspjeli napraviti prva barutna punjenja za vatromet. Za stvaranje prvog mlaznog motora u pravom smislu te riječi bit će potrebno još mnogo vremena.

Odbacivši barut i dobivši mlazni potisak na tekuće gorivo, čovjek je prešao na konstrukciju mlazni zrakoplov i dobio priliku stvoriti snažnije uzorke raketne tehnologije.

Prvi koraci čovjeka u svijet raketne tehnike

Čovječanstvo je odavno upoznato s mlaznim pogonom. Čak su i stari Grci pokušavali koristiti mehaničke uređaje pokretane komprimiranim zrakom. Kasnije su se počeli pojavljivati ​​uređaji i mehanizmi koji lete zbog izgaranja praškastog punjenja. Stvorene u Kini, a zatim su se pojavile u zapadnoj Europi, prve primitivne rakete bile su daleko od savršenih. Međutim, već u tim dalekim godinama, teorija raketnog motora počela je poprimati prve obrise. Izumitelji i znanstvenici pokušali su pronaći objašnjenje za procese koji su se dogodili tijekom izgaranja baruta, osiguravajući brzi let fizičkog, materijalnog tijela. Mlazni pogon je sve više zanimao čovjeka, otvarajući nove horizonte u razvoju tehnologije.

Priča o izumu baruta dala je novi zamah razvoju raketne tehnologije. Prve ideje o tome kakav je potisak mlaznog motora nastale su u procesu dugotrajnih eksperimenata i eksperimenata. Radovi i istraživanja vršeni su pomoću crnog baruta. Pokazalo se da proces sagorijevanja baruta uzrokuje veliku količinu plinova koji imaju ogroman radni potencijal. Vatreno oružje dalo je znanstvenicima ideju da s većom učinkovitošću koriste energiju barutnih plinova.

Nije bilo moguće koristiti drugo gorivo za stvaranje mlaznog pogona zbog nesavršenosti tehničke baze. Upravo je barutni raketni motor postao prvi uređaj na kruto gorivo, prototip modernih raketnih motora u službi čovjeka.

Sve do početka 20. stoljeća raketna tehnika bila je u svom primitivnom stanju, zasnovana na najprimitivnijim idejama o mlaznom pogonu. Tek krajem 19. stoljeća učinjeni su prvi pokušaji da se sa znanstvenog stajališta objasne procesi koji pridonose nastanku mlaznog pogona. Ispostavilo se da se s povećanjem punjenja povećava vučna sila, koja je bila glavni faktor u radu motora. Taj je omjer objašnjavao kako raketni motor radi i u kojem smjeru je potrebno ići kako bi se postigla veća učinkovitost lansiranog uređaja.

Vodstvo u ovoj oblasti pripada ruskim znanstvenicima. Nikolaj Tihomirov je već 1894. pokušao matematički objasniti teoriju mlaznog pogona i izraditi matematički model raketnog (mlaznog) motora. Izvanredni znanstvenik 20. stoljeća, Konstantin Ciolkovski, dao je ogroman doprinos razvoju raketne tehnologije. Rezultat njegovog rada bili su temelji teorije raketnih motora, koje su kasnije koristili svi dizajneri raketnih motora. Svi kasniji razvoji, stvaranje raketne tehnologije, išli su uz korištenje teorijskog dijela koji su stvorili ruski znanstvenici.

Tsiolkovsky, zaokupljen teorijom svemirskog leta, prvi je izrazio ideju korištenja tekućih komponenti, vodika i kisika, umjesto krutih goriva. S njegovim podnošenjem pojavio se tekući mlazni motor, koji je danas najučinkovitiji i najučinkovitiji tip motora. Svi kasniji razvoji glavnih modela raketnih motora koji su se koristili za lansiranje raketa, uglavnom su radili na tekućem gorivu, gdje je kisik mogao biti oksidans, drugi su korišteni. kemijski elementi.

Vrste raketnih motora: dizajn, shema i uređaj

Gledajući dijagram raketnog motora i industrijski gotova roba, teško ga je nazvati vrhuncem tehničkog genija. Čak i tako savršen uređaj kao što je ruski raketni motor Rd-180, na prvi pogled izgleda prilično prozaično. No, glavna stvar u ovom uređaju je tehnologija koja se koristi i parametri koje ovo čudo tehnike posjeduje. Bit raketnog motora je konvencionalni mlazni motor, kod kojeg se, uslijed izgaranja goriva, stvara radna tekućina koja osigurava potrebnu vučnu silu. Razlika je samo u vrsti goriva iu uvjetima u kojima gorivo izgara i nastaje radni fluid. Da bi motor razvio maksimalan potisak u prvim sekundama svog rada potrebno je mnogo goriva.

U mlaznim motorima izgaranje komponenti goriva provodi se uz sudjelovanje atmosferskog zraka. Ramjet motor je danas glavni radni konj, gdje zrakoplovni kerozin u komori za izgaranje izgara zajedno s kisikom, tvoreći snažan mlazni plinski tok na izlazu. Raketni motor je potpuno autonoman sustav u kojem se mlazni potisak stvara izgaranjem krutog ili tekućeg goriva bez sudjelovanja atmosferskog kisika. Na primjer, raketni motor na tekuće gorivo radi na gorivu, gdje je oksidans jedan od kemijskih elemenata koji se dovodi u komoru za izgaranje. Čvrste rakete rade dalje čvrste vrste goriva koja se nalaze u istoj posudi. Prilikom njihovog izgaranja oslobađa se ogromna količina energije koja pod visokim pritiskom izlazi iz komore za izgaranje.

Prije početka rada masa goriva je 90% mase raketnog motora. Kako se gorivo troši, njegova se početna težina smanjuje. Sukladno tome, povećava se potisak raketnog motora, što osigurava obavljanje korisnog rada na prijenosu tereta.

Procesi izgaranja koji se odvijaju unutar komore za izgaranje raketnog motora bez sudjelovanja zraka čine upotrebu raketnih motora idealnim uređajima za letove na velikim visinama iu svemir. Među svim raketnim motorima s kojima radi moderna raketna tehnika treba razlikovati sljedeće vrste:

• raketni motori na čvrsto gorivo (TRD);
• tekućina (LRE);
• kemijski raketni motori (CRD);
• ionski raketni motor;
• električni raketni motor;
• hibridni raketni motor (GRD).

Zasebna vrsta uključuje detonacijski raketni motor (impuls), koji se uglavnom postavlja na svemirske letjelice koje putuju u svemiru.

Ovisno o načinu rada i tehničkim mogućnostima uređaji se dijele na startne raketne motore i upravljačke. Prvi tip uključuje najjače raketne motore, koji imaju ogroman potisak i sposobni su svladati silu gravitacije. Najpoznatiji predstavnici ovog tipa su sovjetski motor na tekuće pogonsko gorivo RD-170/171, koji razvija potisak pri lansiranju rakete od 700 tf. Tlak stvoren u komori za izgaranje ima kolosalnu vrijednost od 250 kgf / cm2. Ovaj tip motora stvoren je za raketu-nosač Energia. Kao gorivo za rad postrojenja koristi se mješavina kerozina i kisika.

Pokazalo se da je sovjetska tehnologija moćnija od poznatog američkog uređaja F-1, koji osigurava let raketa američkog lunarnog programa Apollo.

Kao pogonski sustav za prvi i drugi stupanj mogu se koristiti startni raketni motori ili marširajući motori. Upravo oni osiguravaju zadanu brzinu i stabilan let rakete duž zadane putanje i mogu se predstaviti svim vrstama raketnih motora koji danas postoje. Posljednji tip - upravljački motori - koristi se za manevriranje raketne tehnologije kako tijekom marša u atmosferi, tako i tijekom podešavanja svemirske letjelice u svemiru.

Do danas samo nekoliko država ima tehničke mogućnosti za proizvodnju nosivih raketnih motora velike snage koji mogu lansirati velike količine tereta u svemir. Takvi uređaji proizvode se u Rusiji, SAD-u, Ukrajini i zemljama Europske unije. Ruski raketni motor RD -180, ukrajinski motori ZhRD 120 i ZhRD 170 danas su glavni pogonski sustavi raketne tehnike koji se koriste za razvoj svemirskih programa. Danas se ruski raketni motori koriste za opremanje američkih lansirnih vozila Saturn i Antares.

Najčešći motori s kojima danas radi Moderna tehnologija, su raketni motori na kruto gorivo i tekuće rakete. Prvi tip je najlakši za korištenje. Drugi tip - raketni motori na tekuće gorivo su snažni i složeni uređaji zatvorenog ciklusa u kojima su kemijski elementi glavne komponente goriva. Ova dva tipa pogonskih sustava uključuju kemijske raketne motore, koji se razlikuju samo po agregatnom stanju komponenti goriva. Međutim, rad ove vrste opreme odvija se u ekstremnim uvjetima, uz poštivanje visokih sigurnosnih mjera. Glavno gorivo za ovu vrstu motora su vodik i ugljik, koji su u interakciji s kisikom, koji djeluje kao oksidans.

Za kemijske mlazne motore kao komponente goriva koriste se kerozin, alkohol i druge zapaljive tvari. Fluor, klor ili kisik služe kao oksidacijsko sredstvo za takvu smjesu. Gorivna masa za rad kemijskih motora vrlo je otrovna i opasna za ljude.

Za razliku od svojih kolega na kruto gorivo, čiji je radni ciklus prebrz i nekontroliran, motori na tekuće gorivo omogućuju reguliranje njihovog rada. Oksidator se nalazi u zasebnom spremniku i dovodi se u komoru za izgaranje u ograničenoj količini, gdje se zajedno s ostalim komponentama formira radna tekućina koja izlazi kroz mlaznicu, stvarajući potisak. Ova značajka pogonskih sustava omogućuje ne samo reguliranje potiska motora, već i, u skladu s tim, praćenje brzine rakete. Najbolji raketni motor koji se trenutno koristi za lansiranje svemirske rakete- ruski RD -180. Ovaj uređaj ima visoku Tehničke specifikacije i ekonomski, što ga čini isplativim za rad.

Obje vrste motora imaju svoje prednosti i nedostatke, koji su kompenzirani opsegom njihove uporabe i tehničkim izazovima s kojima se tvorci raketne tehnologije suočavaju. Najnoviji u kohorti kemijskih motora je SpaceX Raptor kriogeni raketni motor na metan, koji se izrađuje za raketu sposobnu za međuplanetarni let.

Suvremeni tipovi raketnih motora

Glavna radna karakteristika raketnih motora je specifični impuls. Ova vrijednost određena je omjerom generiranog potiska i količine goriva potrošenog po jedinici vremena. Upravo taj parametar danas određuje učinkovitost raketne tehnologije, njenu ekonomsku isplativost. Suvremene tehnologije usmjerene su na postizanje visoke vrijednosti ovaj parametar za postizanje visokog specifičnog impulsa. Možda će biti potrebno koristiti druge vrste goriva kako bi se postiglo brzo i beskonačno kretanje letjelice.

Kemijski raketni motori, kako na kruto tako i na tekuće, dosegnuli su vrhunac svog razvoja. Unatoč činjenici da su ove vrste motora glavne za balističke i svemirske rakete, njihovo naknadno poboljšanje je problematično. Danas se radi na korištenju drugih izvora energije.

Dva su prioritetna područja:

• nuklearni raketni motori (ionski);
• električni raketni motori (impulsni).

Čini se da su obje vrste prioritet u području konstrukcije svemirskih letjelica. Unatoč nedostacima koje danas imaju prvi prototipovi ovih pogonskih sustava, njihovo lansiranje u svemir bit će znatno jeftinije i učinkovitije.

Za razliku od kemijskih motora, na kojima je čovječanstvo ušlo u svemirsko doba, nuklearni motori ne daju potreban impuls zbog izgaranja tekućine ili kruto gorivo. Vodik ili amonijak zagrijani do plinovitog stanja djeluju kao radni fluid. Visokotlačni plinovi zagrijani u kontaktu s nuklearnim gorivom napuštaju komoru za izgaranje. Specifični impuls ovih tipova motora je prilično visok. Takve instalacije se također nazivaju nuklearne i izotopne. Njihova se snaga procjenjuje prilično visoko. Rad NRE-a od lansiranja na Zemlji smatra se nemogućim zbog visokog rizika od radioaktivne kontaminacije područja i osoblja lansirnog kompleksa. Takvi se motori mogu koristiti samo tijekom krstarećeg leta u svemiru.

Vjeruje se da je potencijal NRE-a prilično visok, ali nedostatak učinkovitih metoda za kontrolu termonuklearne reakcije čini njihovu upotrebu u sadašnjim uvjetima prilično problematičnom i opasnom.

Sljedeći tip, električni propulzijski motori, eksperimentalni su od početka do kraja. Razmatraju se četiri vrste ovog pogonskog sustava odjednom: elektromagnetski, elektrostatički, elektrotermički i impulsni. Od najvećeg interesa iz ove skupine su elektrostatički uređaji, koji se nazivaju i ionski ili koloidni. U ovoj instalaciji, radni fluid (u pravilu, to je inertni plin) zagrijava se električnim poljem do stanja plazme. Ionski raketni motori od svih ostalih imaju najveći specifični impuls, ali je prerano govoriti o praktičnoj realizaciji projekta.

Unatoč velikom zamahu, ovaj razvoj ima značajne nedostatke. Za rad motora potrebni su stalni izvori električne energije koji mogu osigurati neprekinutu opskrbu električnom energijom u velikim količinama. Sukladno tome, takav motor ne može imati veliki potisak, što svodi napore dizajnera da stvore učinkovitu i ekonomičnu letjelicu na loše rezultate.

Raketni motor, koji čovječanstvo danas ima, osigurao je izlazak čovjeka u svemir, omogućio istraživanje svemira na velikim udaljenostima. Međutim, tehnička ograničenja koja su uređaji koji se koriste stvaraju preduvjete za intenziviranje rada u drugim smjerovima. Možda će u doglednoj budućnosti brodovi s nuklearnim elektranama harati svemirom ili ćemo uroniti u svijet plazma raketnih motora koji lete brzinama bliskim brzini svjetlosti.

Pod utjecajem ideja F.A. Zander i K.E. Ciolkovskog, kao i povoljne tehničke perspektive u stvaranju LRE-a, izračunate pri proračunu letnih karakteristika zrakoplova s ​​LRE-om, sovjetski su stručnjaci došli do zaključka da se granice uporabe klipnih motora u pogledu brzine i visine mogu prevladati korištenje LRE.

Raketni motor na tekuće gorivo - raketni motor koji radi na komponentama tekućeg goriva. LRE se općenito sastoji od jedne ili više komora, jedinica opskrbnog sustava i automatizacije, uređaja za stvaranje upravljačkih sila i momenata, okvira, vodova i pomoćnih uređaja i sklopova. Jedinice za automatizaciju LRE dio su sklopa uređaja koji omogućuju kontrolu, regulaciju i održavanje LRE. raketni avion Tsiolkovsky raketni motor

Pogonski sustav s raketnim motorom sastoji se od sljedećih glavnih dijelova: jednog ili više raketnih motora, spremnika s radnom tekućinom, jedinica za tlačenje spremnika goriva ili istisnog goriva, kormilara, vodova koji povezuju motore sa spremnicima i pomoćnih uređaja, automatike. dizajniran za reguliranje zasebnih čvorova raketnog motora i pogonskog sustava u cjelini.

Za rad LRE-a potrebno je u zrakoplovu imati radna tijela koja mogu ulaziti u kemijske egzotermne reakcije, tj. reakcije oslobađanja topline. Ako se toplina oslobađa kao rezultat razgradnje tvari, tada se govori o jedinstvenom gorivu. Najčešća su dvokomponentna goriva, kod kojih se gorivo i oksidans miješaju samo u komori za izgaranje.

LRE goriva moraju zadovoljiti niz ozbiljnih i ponekad proturječnih zahtjeva. Jedan od glavnih zahtjeva je visoka specifična toplina izgaranja, odn kalorijska vrijednost, tj. toplinski učinak reakcije za 1 kg goriva ili goriva u cjelini. Ako komponente goriva još uvijek sadrže balastne atome koji ne sudjeluju u reakcijama, tada specifična toplina izgaranja može postati nedostatna za postizanje velikih brzina produkata reakcije.

Drugi zahtjev za LRE goriva je da reakcija rezultira stvaranjem plinske smjese s minimalnom relativnom molekularnom težinom. Kao što proizlazi iz zakona održanja energije, uz istu unesenu energiju, tvari manje relativne molekulske mase imaju veću brzinu ispuha.

Zahtjevi za LRE goriva su da goriva u tekućem stanju moraju imati visoku gustoću, otpornost na koroziju u odnosu na konstrukcijske materijale, toksičnost, osjetljivost na udar

Postoji još niz drugih zahtjeva, ali već iz usporedbe već navedenih može se vidjeti koliko je važan pravilan odabir komponenti goriva. U vezi s različitim zahtjevima za zrakoplove, a time i za njihov LRE, koristi se dosta različitih kemikalija. Korištenje, posebno, nisko vrelišta, toksičnih agresivnih komponenti uzrokuje niz dodatnih poteškoća u stvaranju i radu proizvoda. Međutim, većina poteškoća još uvijek se može prevladati.

Kao gorivo u LRE koriste se ugljikovodici, vodik itd. Kao oksidacijsko sredstvo koriste se kisik, dušična kiselina, vodikov peroksid itd.

U nekim slučajevima, radi lakšeg pokretanja motora, koriste se samozapaljive komponente koje aktivno djeluju jedna na drugu. Specifični impuls motora koji koriste samozapaljiva goriva ne prelazi 3500 m/s.

Pogledajmo pobliže neke elemente motora. U komori za izgaranje LRE odvijaju se procesi isparavanja, istiskivanja i izgaranja komponenti goriva. Glava komore za izgaranje opremljena je velikim brojem mlaznica, uz pomoć kojih se tekućina raspršuje u male kapljice. Time se značajno povećava intenzitet isparavanja i miješanja između para komponenti goriva, što omogućuje smanjenje duljine komore potrebne za potpuno izgaranje. Budući da se koriste visoko učinkovita goriva, temperatura plinova unutar komore može premašiti 3000 stupnjeva. Komore motora su relativno lagane i kompaktne. Snažan toplinski tok djeluje na stijenke komore, obično cilindrične. Kako bi se zidovi komora zaštitili od uništenja, potrebno ih je intenzivno hladiti. U tu svrhu, majice za kameru su dvostruke. Jedna od komponenti goriva dovodi se u šupljinu između vanjske i unutarnje stijenke školjke. Protječući kroz razmak između ljuski duž cijele komore, tekućina se zagrijava i odnosi toplinu koja dolazi sa strane komore koja se loži. Zagrijana komponenta ubrizgava se kroz mlaznice u komoru za izgaranje. Strukturno, stijenke komora za izgaranje različitih motora izrađene su ili u obliku dvaju cilindra međusobno povezanih unutarnjim umetcima kroz koje teče rashladna komponenta itd. Međutim, takvo vanjsko hlađenje ponekad nije dovoljno, pa se temperatura plina mora smanjiti u blizini stijenke unutar komore za izgaranje. To se obično postiže dovođenjem dijela goriva izravno u sloj uz stijenku. Za LRE komore koje rade vrlo kratko vrijeme, ponekad se ne koristi posebno hlađenje, a toplina koja ulazi u stijenke komore troši se na zagrijavanje prilično masivne strukture komore.

LRE može imati jednu ili više komora. Ovisno o namjeni motora i veličini njegova potiska, promjeri i duljine komora variraju u širokom rasponu. LRE komora sastoji se od glave za miješanje s mlaznicama, komore za izgaranje i mlaznice. Najuži dio mlaznice, gdje se plin ubrzava do brzine zvuka, naziva se kritični dio. U području kritičnog presjeka stijenke mlaznice moraju se hladiti puno intenzivnije od toplinski najopterećenijih dijelova komore motora. U nadzvučnom dijelu mlaznice dovod topline u stijenke je smanjen do te mjere da se krajnji dijelovi mlaznice mogu izraditi bez hlađenja tekućinom.

Riža. 1. Shema raketnog motora na tekućinu.

Proširenje mlaznice značajno utječe na vrijednost specifičnog impulsa i ovisi o odnosu tlakova u motoru i okolini.

Razvoj raketnih motora na tekuće pogonsko gorivo datira otprilike s prijelaza iz 19. u 20. stoljeće. U tom su razdoblju postavljeni temelji teorije mlaznog pogona i mehanike tijela promjenjive mase. U razvoju ovih pitanja uloga istaknutih ruskih znanstvenika N.E. Žukovski (1847.-1921.), I.V. Meščerski (1859-1935) i drugi.

Ipak, najveći doprinos razvoju problematike mlaznog pogona dao je rad poznatog ruskog znanstvenika K.E. Tsiolkovsky (1857-1935), s pravom se smatra utemeljiteljem moderne kozmonautike i raketne tehnike. Počevši se 1883. godine zanimati za probleme mlaznog pogona, K.E. Ciolkovski je objavio 1903. kasnije svjetski poznato djelo "Istraživanje svjetskih prostora reaktivnim uređajima". U ovom je djelu Tsiolkovsky skicirao osnove raketne dinamike i opisao raketu kao sredstvo za svemirski let. Shema raketnog motora na tekuće gorivo koju je on predložio postala je osnova za razvoj koji su proveli njegovi sljedbenici. Njegove izjave o izboru goriva i nekim značajkama dizajna takvog motora pokazale su se proročanskim. Tsiolkovsky je predložio: goriva kisik-ugljikovodik i kisik-vodik; regenerativno hlađenje komore za izgaranje i mlaznice motora komponentama tekućeg goriva; keramička izolacija ovih strukturnih elemenata; odvojeno skladištenje i pumpanje komponenti goriva u glavu za miješanje komore s naknadnim izgaranjem; upravljanje vektorom potiska okretanjem izlaznog dijela mlaznice i plinskih kormila. Pokazali su izuzetnu važnost velike brzine isteka radne tekućine iz motora i opisali načine njezina povećanja.

Prvi sljedbenici Tsiolkovskog u našoj zemlji bili su talentirani znanstvenici i izumitelji Yu.V. Kondratyuk (1897-1942), F.A. Zander (1887.-1933.) i V.P.Gluško (1908.-1989.).

Yu.V Kondratyuk radio je neovisno o Tsiolkovskom. Njegova glavna teorijska studija, "Osvajanje međuplanetarnih prostora" (1929), djelomično je ponovila i nadopunila rad Tsiolkovskog, neka su pitanja pronašla novo rješenje. Kondratyuk je posebno predložio neke metale i njihove vodikove spojeve kao gorivo za motore.

F. Kao student, Zander je proučavao radove Ciolkovskog i bio je zainteresiran za pitanja svemirskih letova. Godine 1924 iznio je svoju glavnu ideju - kombinaciju rakete i zrakoplova za polijetanje sa Zemlje i naknadno spaljivanje metalnih dijelova zrakoplova kao goriva za mlazni motor. Zander je završio teorijske studije razna pitanja zračno-mlaznih i raketnih motora, započela je rad na njihovoj praktičnoj primjeni.

V.P. Gluško je u mladosti volio pitanja astronautike. U pismu Ciolkovskom od 26. rujna 1923. napisao je da je bio zadubljen u ideju međuplanetarnog putovanja više od 2 godine. Od 1924. god Gluško počinje objavljivati ​​znanstveno-popularne i znanstvene radove o raketnoj i svemirskoj tehnologiji. Godine 1930 Gluško je predložio dušičnu kiselinu, mješavinu dušične kiseline s dušikovim tetroksidom, tetranitrometan, vodikov peroksid, mješavine fluora s kisikom, trokomponentno gorivo itd. kao komponente raketnog goriva, a keramičku toplinsku izolaciju komore za izgaranje s cirkonijevim dioksidom razvijena. Godine 1931 Gluško je predložio, a 1933. god. uvedeno kemijsko paljenje i samozapaljivo gorivo. Istodobno je razvijena profilirana mlaznica, kardanski ovjes motora za upravljanje letom rakete i dizajn turbopumpne jedinice s centrifugalnim pumpama za gorivo.

Gluško je proveo brojne teorijske i eksperimentalne studije o najvažnijim pitanjima stvaranja i razvoja raketnih motora na tekuće pogonsko gorivo, razvio veliki broj dizajna motora od prvih domaćih eksperimentalnih raketnih motora (ORM) do najnovijih dizajna koji lete u svemir. Kao jedan od pionira raketne tehnologije, Gluško se s pravom smatra utemeljiteljem nacionalne industrije raketnih motora.

Na isti način kao Ciolkovski, ali kasnije od njega, pristupili su ideji stvaranja raketa s raketnim motorima na tekuće gorivo u stranim zemljama.

Tsiolkovsky nije proveo eksperimentalni rad na stvaranju raketnog motora. Taj su zadatak riješili njegovi učenici i sljedbenici, kako u SSSR-u tako i u inozemstvu.

U SAD-u je eksperimentalni rad započeo R. Goddard (1882-1945), koji je predložio mnoga različita tehnička rješenja u području stvaranja raketnih motora na tekuće pogonsko gorivo i raketa s njima.

U SAD-u već 1921. god. Goddard je proveo testove eksperimentalnog LRE-a koji radi na gorivo kisik-eter. 16. ožujka 1926. godine izveo je prvo lansiranje eksperimentalne rakete na tekući pogon.

U Njemačkoj je stolna ispitivanja raketnih motora na tekuće gorivo započela Oberth 1929. godine, a letna ispitivanja raketa na tekuće gorivo Winkler od 1931. godine. Od 1937. god pod vodstvom Wernhera von Brauna razvijena je u to vrijeme najjača raketa V-2, čija su letna testiranja započela 1942. godine.

U SSSR-u početak eksperimentalnog rada na provedbi ideja Ciolkovskog datira od 15. svibnja 1929. godine, kada je u sklopu Gasnodinamičkog laboratorija u Lenjingradu osnovan praktične aktivnosti prva istraživačko-razvojna jedinica za razvoj raketa te električnih i tekućih raketnih motora za njih. Jedinicu je vodio Gluško. U ovom odjelu 30. god. stvorena je obitelj eksperimentalnih raketnih motora s potiskom od 60 do 300 kgf, koji rade na različitim tekućim oksidansima i gorivima. Motori su imali oznaku ORM (eksperimentalni raketni motor).

Prvi sovjetski eksperimentalni LRE ORM-1 projektiran je i izgrađen 1930.-1931. Motorno gorivo - dušikov tetroksid i toluen ili tekući kisik i benzin. Kada je testiran na kisikovo gorivo, ORM-1 je razvio potisak do 20 kgf.

Riža. 2. Prvi domaći raketni motor na tekuće pogonsko gorivo ORM-1.

Tijekom razdoblja 1930.-1933. u GDL je stvorena serija raketnih motora na tekuće gorivo od ORM-1 do ORM-52. Najsnažniji LRE ORM-52 radio je na dušičnoj kiselini i kerozinu i razvio potisak do 250 ... 300 kgf pri tlaku u komori za izgaranje od 2 ... 2,5 MPa.

Po prvi put u GDL-u uspješno su riješena mnoga praktična pitanja stvaranja raketnog motora na tekuće gorivo i određeni su daljnji razvojni pravci.

Probleme raketne tehnologije, koji su privukli široku pozornost, razvijali su mnogi sovjetski entuzijasti na dobrovoljnoj osnovi. Njihova udruženja nazvana su grupama za proučavanje mlaznog pogona (GIRD). Takav javne organizacije pod Osoviahimom su stvoreni 1931. godine. u Moskvi (MosGIRD) i Lenjingradu (LenGIRD), kasnije - u drugim gradovima. Među organizatorima i aktivnim radnicima MosGIRD-a bili su F.A. Zander, S.P. Korolev, V.P. Vetchinkin, M.K. Tihonravov, Yu.A. Pobedonostsev i dr. MosGIRD je pokrenuo opširna predavanja i tiskanu propagandu, organizirao tečajeve o teoriji mlaznog pogona i započeo rad na dizajnu zrakoplovnog LPRE OR-2 F. A. Zandera za raketni avion RP-1. Godine 1932 u Moskvi, na temelju MosGIRD-a, stvorena je istraživačko-razvojna organizacija za razvoj raketa i motora, također nazvana GIRD, a S.P. Koroljov.

Motori razvijeni u GIRD-u koristili su tekući kisik kao oksidans, a benzin i etilni alkohol kao gorivo. Prvi LRE Zander, OR-2, testiran je 1933., radio je na kisik i benzin.

Krajem 1933. god u Moskvi, na temelju GDL-a i GIRD-a, stvoren je prvi svjetski državni institut za istraživanje mlaza (RNII). Stručnjaci za LRE, koji su odrasli u GDL-u, razvili su se na RNII-ju 1934.-1938. niz eksperimentalnih motora od ORM-53 do ORM-102 i plinski generator GG-1, koji je satima radio na dušičnoj kiselini i kerozinu s vodom pri temperaturi od 850 K i tlaku od 2,5 MPa. Motor ORM-65, koji je prošao službena ispitivanja 1936. godine, bio je najnapredniji motor svog vremena. Motor je radio na dušičnoj kiselini i kerozinu, potisak je reguliran unutar 50 ... 175 kgf, lansiranje je bilo višestruko, uključujući automatizirano. Vatreni testovi ORM-65 provedeni su na zrakoplovima koje je dizajnirao S.P. Korolev, krstarećoj raketi 212 i raketnoj jedrilici RP-318-1. 28. veljače 1940. godine pilot V. P. Fedorov izveo je prvi let na raketnoj jedrilici s motorom RDA-1 - 150, koji je bio modifikacija ORM-65.

Započeli su pravi eksperimentalni radovi na korištenju raketnih motora na jedrilicama i zrakoplovima. Ovi radovi nastavljeni su tijekom cijelog rata i prvih poratnih godina.

2.2.2.2. Utjecaj kompresije i Zemljine atmosfere na kretanje satelita

2.2.2.3. Balistički modeli kretanja satelita

2.2.4. Balistički uvjeti leta svemirskih letjelica

2.2.5. Posebne orbite umjetnih zemljinih satelita

2.2.5.1. geostacionarne orbite

2.2.5.6. Kritična inklinacija i orbite tipa Molniya

Poglavlje 2.3. Interorbitalni letovi svemirskih letjelica

2.3.1. Koncept putovanja u svemir. Konačni potisni let, impulsni let

2.3.2. Reaktivna sila. Formula Ciolkovskog

2.3.4. Potrebni uvjeti za optimalan let

2.3.5. Slučaj centralnog Newtonovog gravitacijskog polja

2.3.6. Neki impulsni letovi

2.3.7. Letovi između kružnih orbita

2.3.8. Letovi s optimalnim završnim potiskom

2.4.1. Kontrola geostacionarne orbite

2.4.2. Održavanje visoko eliptičnih orbita

2.4.3. Održavanje profila visine leta Međunarodne svemirske postaje

2.4.4. Održavanje solarne sinkronije u kružnoj orbiti

2.4.5. Održavanje stabilnosti lokalnog vremena prolaska kružnog SSO uzlaznog čvora

2.4.6. Niska visina kružne orbite i kontrola staze

2.4.7. Razdvajanje satelita u kružnoj orbiti

Poglavlje 2.5. Satelitski sustavi

2.5.1. Satelitski sustavi i njihov balistički dizajn

2.5.2. Satelitski sustavi kontinuiranog pokrivanja područja u kružnim orbitama

2.5.2.1. Satelitski sustavi temeljeni na kontinuiranim nizovima

2.5.2.2. Kinematički ispravni satelitski sustavi

2.5.3. Satelitski sustavi za periodično pokrivanje područja u kružnim orbitama

2.5.3.1. Preduvjeti za stvaranje suvremene teorije periodičkog pregleda

2.5.3.2. Redovni satelitski sustavi

2.5.3.3. Elementi teorije trase optimizacije satelitskih sustava periodičkog pregleda

2.5.3.4. Neke pravilnosti optimalnih rješenja

2.5.4. Satelitski sustavi kontinuiranog lokalnog pokrivanja u eliptičnim orbitama

2.5.5. Upravljanje satelitskim sustavima u kružnim orbitama

Poglavlje 2.6. Mjesečeve i međuplanetarne putanje

2.6.1. Mjesečeve putanje svemirskih letjelica

2.6.2. Trajektorije leta do planeta, asteroida, kometa

Poglavlje 3.1. Vrste (klasifikacija) aerodinamičkih konfiguracija

3.1.3. Višeblokovni aranžmani s uzdužnim stupnjem

3.1.4. Višeblokovni rasporedi s uzdužnom podjelom stepenica i zglobnim teretom

3.1.5. Izbočeni i odvojivi strukturni elementi

3.3.1. Eksperimentalne istraživačke metode

3.3.3. Analogni testovi

3.3.4. Numeričke metode za proračun aerodinamičkih karakteristika raketa

3.4.1. Djelovanje vjetra na raketu tijekom lansiranja i transporta. Utjecaj lansirnih objekata i transportnih jedinica

3.4.2. Opterećenje vjetrom u blizini tla

3.4.3. Lokalna opterećenja u stacionarnom toku

3.4.4. Raspodjela aerodinamičkih opterećenja

3.4.5. Statička stabilnost

3.4.6. Aerodinamičke karakteristike stabilizirajućih uređaja

3.4.8. Odvajanje raketnog stupnja

3.4.9. Kružne aerodinamičke karakteristike rotacijskih tijela

3.4.11. Aerodinamički učinak na korisni teret tijekom odvajanja vrata oplate

3.4.12. Aerodinamika rastavljivih stepenica i konstrukcijskih elemenata. Zone pada (isključenje)

3.5.3. Utjecaj mlaznica motora na aerodinamičke karakteristike

3.5.4. Aerodinamičko opterećenje izbočenih konstrukcijskih elemenata. Metode smanjenja opterećenja

3.5.5. Aerodinamičke karakteristike blokova višeblokovnih raketa u procesu njihovog razdvajanja

3.6.4. Odvodnja konstruktivnih elemenata

3.6.5. Zračni prijevoz

Poglavlje 3.7. Kontrola temperature odjeljaka projektila tijekom pripreme tla

3.7.1. Problemi kontrole temperature. Ograničenja. Metode rješenja

3.8.2. Klasifikacija lansera prema njihovoj konstrukcijskoj shemi

3.8.4. Značajke toplinskih procesa na početku

Poglavlje 3.10. Vlastita atmosfera svemirskih letjelica i njen utjecaj na rad instrumenata i sustava

3.10.1. Eksperimentalna istraživanja vlastite vanjske atmosfere svemirskih letjelica i postaja

3.10.2. Osobitosti varijacije tlaka u propusnim odjeljcima geostacionarnih satelita

Poglavlje 3.11. Onečišćenje površina svemirskih letjelica i metode za njegovo smanjenje

Poglavlje 3.12. Aeroplinska dinamika vozila za spuštanje

3.13.2. meteoroidi

3.13.3. svemirsko smeće

3.13.4. Proračun vjerojatnosti neprobijanja svemirske letjelice meteoroidima i tehnogenim česticama

3.13.5. Utjecaj mikrometeoroida i tehnogenih čestica na površinu letjelice

3.14.2. Akustika i pulsacije tlaka tijekom lansiranja rakete

3.14.3. Aeroakustički učinci na rakete u letu

3.14.4. Akustični učinci na svemirske letjelice tijekom pripreme tla i u letu

4.2.1. Svrhe klasifikacije

4.2.3. Sustavna klasifikacija

Poglavlje 4.3. Stvaranje svemirskih kompleksa

4.3.2. Načela kvalitete i pouzdanosti

4.3.3. Redoslijed stvaranja svemirskih kompleksa

5.1.1. Teorijske osnove projektiranja zrakoplova

5.2.2. Shema višerazinske studije modernizacije raketnog sustava. Sastav zadataka i matematički modeli

5.2.4. Problem optimizacije parametara preinaka zrakoplova. Matematički model

5.2.6. Studija učinkovitosti modernizacije Republike Kazahstan

5.2.7. Analiza modifikacije zrakoplova s ​​raketnim motorom na čvrsto gorivo u prisutnosti nekontroliranih čimbenika

5.3.3. Dizajn spremnika za gorivo

5.3.4. Cilindrične ljuske

Poglavlje 5.5. Modeli i metode za proučavanje stabilnosti i upravljivosti balističkih projektila

5.5.3. Ispitivanje stabilnosti uzdužnih oscilacija BR

Odjeljak 6. NAČINI IZNAJMLJIVANJA

Poglavlje 6.1. Opći koncept

6.2.3 Lansirna vozila "Cyclone", "Zenith", "Zenith 3 SL"

6.3.3. MTKS "Space Shuttle"

Poglavlje 6.4. Booster blokovi

6.4.1. Blokovi za ubrzavanje tipa DM

6.4.2. Ubrzavajući blokovi tipa Breeze

6.4.3. Gornji stupnjevi tipa "Fregata".

Poglavlje 7.1. Raketni motori na tekuće gorivo

7.1.1. Shematski prikaz raketnog motora

7.1.3.1. lansirati

7.1.3.2. Rad raketnog motora u letu

7.1.3.3. LRE automatizacija

7.1.3.4. Osiguravanje održivosti

7.1.4. Fotoaparat

7.1.4.1. Plinodinamički proračun

7.1.4.2. Profiliranje kamere

7.1.4.3. Toplinski proračun komore

7.1.4.4. Konstrukcija kamere

7.1.4.5. Izrada fotoaparata

7.1.5. plinski generator

Poglavlje 7.2. Ispitivanje pogonskih sustava na stolu

7.2.1. Rudarski zadatak

7.2.2. Metodologija eksperimentalnog ispitivanja raketnih pogonskih sustava na tekuće gorivo

7.2.4. Sveobuhvatna ispitivanja pneumohidrauličkih sustava i propulzijskih sustava

Poglavlje 8.1. Sustavi upravljanja lansirnim vozilom

8.1.1. Namjena i djelokrug sustava upravljanja lansirnom raketom

8.1.3. Funkcionalna struktura i instrumentalni sastav sustava za upravljanje lansirnim raketama

8.1.4. Kompleks ugrađenog računala i interakcija susjednih sustava

8.1.5. Navigacija i vođenje. Upravljanje terminalima

8.1.6. Točnost kontrole lansiranja korisnog tereta

8.1.7. Faze razvoja sustava upravljanja lansirnim raketama

8.1.9. Pouzdanost i otpornost sustava upravljanja na smetnje

8.1.10. Organizacija i obrada tokova informacija o radu upravljačkih sustava

8.1.11. Trend razvoja sustava upravljanja lansirnim raketama

8.2.1. Oprema sustava upravljanja na brodu

8.2.2. Onboard softver

8.2.4. Oprema zemaljskog sustava upravljanja

Poglavlje 8.3. Sustavi odvajanja

8.3.1. Zahtjevi za sustav odvajanja

8.3.2. Glavne vrste separacijskih sustava

8.3.3. Izvršni elementi separacijskih sustava

8.3.4. Sile koje djeluju na odvojiva tijela

8.3.5. Proračun separacijskih sustava

8.3.6. Eksperimentalni razvoj separacijskih sustava

8.3.7. Proračun pouzdanosti

8.5.1. Sustav istovremenog pražnjenja spremnika

8.5.2. Potreban prednapon u spremniku

Poglavlje 8.6. Kontrola pogona

Poglavlje 8.7. Izvršna tijela

Poglavlje 8.8. Aktuatori sustava upravljanja

Odjeljak 7

TEKUĆI RAKETNI MOTORI ZA LANSIRANJE RAKETA

RAKETNI MOTORI NA TEKUĆE

7.1.1. PRINCIPNI DIJAGRAM LRE

Svrha potpornih raketnih motora je osigurati ubrzanje stupnjeva lansirne rakete do zadane brzine. Ovi motori nadmašuju ostale LRE u smislu potiska (od stotina kilonewtona do desetaka meganewtona). Obično su dizajnirani za jedan start (osim za LRE nekih gornjih stupnjeva rakete za lansiranje) i rad 2-10 minuta. Ovi motori (u daljnjem tekstu LRE) koriste tekuća pogonska goriva koja pripadaju klasi dvokomponentnih pogonskih goriva - koja se sastoje od oksidatora i goriva, a koja su pohranjena u zasebnim spremnicima pogonskog goriva raketnog pogonskog sustava.

Pet LRE (RD 107 i RD 108) s ukupnim lansirnim potiskom od 4 MN s gorivom: tekući kisik–kerozin ugrađeno je na prvu sovjetsku svemirsku raketu-nosač. Motori THA pokretani su produktima katalitičke razgradnje koncentriranog vodikovog peroksida. Od početka 60-ih. LRE se koriste u LV-ovima koji koriste goriva visokog vrelišta, a obje komponente su tekućine u širokom rasponu uvjeta okoline. Među njima su oksidansi i zapaljive tvari, samozapaljive u kontaktu s re LRE, što je faktor pouzdanosti

pokretanje motora. Sredinom 60-ih. u

SSSR je stvorio snažne jednokomorne raketne motore na tekuće gorivo s naknadnim izgaranjem na komponentama s visokim vrelištem, au SAD-u - raketne motore na tekuće gorivo pogonjeno gorivom kisik-vodik koje pokreće vodik grijan u rashladnom plaštu komore. Od 1981. koriste se kisik-vodikovi LRE s naknadnim izgaranjem, koji funkcioniraju od lansiranja raketnog vozila (space shuttlea) do lansiranja korisnog tereta u orbitu blizu Zemlje.

U 80-ima. u SSSR-u stvoreni su: najsnažniji svjetski LRE RD 170 na kisik s kerozinom s potiskom od oko 8 MN i RD 120 na isto gorivo s potiskom od oko 0,9 MN. Je

koriste se na prvom i drugom stupnju rakete-nosača Zenith (program " morsko porinuće"). Na prijelazu stoljeća u Rusiji je stvoren kisik-kerozinski motor RD 180 s potiskom od oko 4 MN, koji se koristi na raketama-nosačima Atlas 3 i Atlas 5 (SAD).

LRE potisak se stvara u komori (slika 7.1.1), gdje se potencijalna kemijska energija goriva pretvara u kinetičku energiju mlaza plina. Komora sadrži cilindričnu komoru za izgaranje (CC ) opremljenu glavom za miješanje, gdje se gorivo izgara pri tlaku p do 5...30 MPa, i Lavalovom mlaznom mlaznicom - za ubrzavanje dobivenog plina visoke temperature do nadzvučnih brzina (do na M 4); u tom se slučaju temperatura plina može smanjiti 2-3 puta, a tlak tisuću puta. Gustoća toplinskog toka u komori q (količina topline koja prolazi po jedinici vremena kroz jedinicu površine komore) mjeri se u desecima MW/m2,

Riža. 7.1.1. LRE komora i promjena parametara protoka plina duž njezine duljine:

1 - glava za miješanje KS; 2 - radni prostor COP-a; 3, 4 - podzvučni, odnosno nadzvučni dio mlaznice

Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. Raketna i svemirska tehnika. Inženjering. Enciklopedija. T. IV-22 U dvije knjige. Knjiga prva

	Poglavlje 7.1. RAKETNI MOTORI NA TEKUĆE
i spasiti	strukturalni integritet	LRE se izvodi prema dvije glavne
njegove se komore hlade dijelom goriva (obično		funkcionalni dijagrami: bez naknadnog izgaranja
ali zapaljiv) prije njegovog spaljivanja (regenerator		neratorski plin u komori i s naknadnim izgaranjem.
shema aktivnog hlađenja). Gorivo kom		U prvom slučaju (sl. 7.1.2), plin se aktivira
komponente se dovode u komoru pomoću turbopumpe		ut na turbini s visokim padom otprilike
jedinica (TNA), obično uključujući osovinu		do 0,15 MPa, a zatim ga usmjeriti u odvojeni
centrifugalne pumpe i aksijalne turbine, koje		ispušni otvor, krajnji dio
koji se vrti plinom dobivenim u plinu		komori ili u posebnoj mlaznici (u LRE
nerator (GG) pri izgaranju dijela tekućine		gornjim stupnjevima pH). Zbog niske temperature
goriva s velikim viškom jednog od		dinamički parametri generatora ha
komponente.		za vrijednost specifičnog impulsa I y za LRE

Riža. 7.1.2. Shematski dijagram raketnog motora RD 252:

1 - 2, 4, 5 - odsječni piro ventili; 3 - GG; 6 - električna kontrola vuče; 7 - stabilizator omjera komponenti goriva; 8 - povratni ventil; 9 - početni ventil; 10, 11 - odvajajući piromembranski ventili; 12 - prigušnica sustava za pražnjenje spremnika (FSS) s električnim pogonom; 13 - vijčana centrifugalna pumpa za gorivo; 14 - vijčana centrifugalna pumpa oksidatora; 15 - THA turbina; 16 - pirostarter; 17 - ventil za zatvaranje goriva; 18 - ti

mlaznica za pamuk THA

Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. Raketna i svemirska tehnika. Inženjering. Enciklopedija. T. IV-22 U dvije knjige. Knjiga prva

		PRINCIPNI DIJAGRAM LRE
je niža nego za kameru. Poeto			TNA pogon zahtijeva puno goriva (do 80%
mu shema bez naknadnog izgaranja svrsishodna je do			od protoka kroz komoru pri p do 15 MPa),
razina p do 7 ... 10 MPa, kada je pogon tur			češće se koriste oksidirajući GH (osim
nisu potrebne više od 3 kante		hodanje	proračun se sastoji od raketnih motora na tekuće pogonsko gorivo na vodik
motor na gorivo (at		gubici I kod	ryuchem zbog svoje visoke termodinamičke
Doseg pogona TNA		Unaprijediti	Svojstva). U isto vrijeme, svi
povećanje p do dovodi do		kilometraža	masa oksidansa koju je potrošio raketni motor, s ne
rad generatorskog plina na niskoj razini			veliki udio goriva, većina
turbine, a zatim je naknadno sagorijeva			koji se pumpa u regen trakt
komora s ostatkom goriva, koja			racionalno hlađenje komore.
otklanja gubitke I y . Otpornost na nehlađenje			Shema s naknadnim izgaranjem oksidirajućeg ha
put moje turbine ograničava			za (sl. 7.1.3 i 7.1.4) omogućuje implementaciju p to
generator	veličina plina		na oko 30 MPa. Nadalje
850 K s viškom oksidacijskog sredstva i 1300 K -			značajno povećanje p do potrebnog ha
s viškom goriva. Ova okolnost			zifikacija cjelokupnog goriva prije naknadnog izgaranja
zajedno s manjom molekularnom težinom			kamera, što će zahtijevati upotrebu dva GG:
smanjenje plina,		unaprijed odrediti	oksidativno i reduktivno (shema
njegove povećane performanse i energiju			"plin - plin") i, prema tome, dvije turbine u
genetska isplativost za LRE bez doji			Sustav napajanja LRE. Na suvremenoj razini
gania. Međutim, u LRE s naknadnim izgaranjem, gdje za			tehnologija kao glavni alat za razvoj

Riža. 7.1.3. Shematski dijagram raketnog motora RD 253:

1 - plinovod; 2 - GG; 3, 4, 14 - odsječni piro ventili; 5 - električna kontrola vuče; 6 - turbina TNA; 7 - pumpa za podizanje mlaza; 8, 10 - odvajajući piromembranski ventili; 9 - vijčana centrifugalna pumpa oksidatora; 11, 12 - dvostupanjska vijčana centrifugalna pumpa za gorivo; 13 - SOB prigušnica s električnim pogonom; 15 - kamera. Nisu prikazani GG tlačenja spremnika i izvlačenje goriva u upravljački mehanizam (ukupna potrošnja: oksidans - 2,13 kg / s, gorivo 1,51 kg / s)

Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. Raketna i svemirska tehnika. Inženjering. Enciklopedija. T. IV-22 U dvije knjige. Knjiga prva

Riža. 7.1.4. Shematski dijagram raketnog motora RD 120:

1 - električna kontrola vuče; 2 - (dvostupanjska) vijčana centrifugalna pumpa za gorivo; 3 - prigušnica SOB s električnim pogonom; 4 - glavni (zatvaranje pri pokretanju) ventil za gorivo; 5 - vijčana centrifugalna pumpa oksidatora; 6 - ventil zavjesnog rashladnog remena komore; 7 - kamera; 8 - turbina glavnog TNA; 9 - GG; 10 - ventil za zatvaranje goriva; 11 - glavni (zatvaranje pri pokretanju) ventil oksidatora; 12 - izmjenjivač topline helija za pojačavanje spremnika; 13 - pojačivač TNA oksidatora; 14 - povratni ventil; 15 - pojačivač THA goriva. Linije helija nisu prikazane

ventili i startni sustav (uključujući spremnik sa zapaljivim sastavom)

LRE, koji utječe na tehničku savršenost projektirane konstrukcije, je (kod odabranog goriva) parametar p c, s povećanjem kojeg raste I y i smanjuju se dimenzije komore i cijelog LRE. No, to je popraćeno povećanjem kapaciteta crpki i sve većim poteškoćama.

stvaranje raketnog motora.

7.1.2.

Raspored jedinica. LRE (sl. 7.1.5–7.1.8) uključuje, osim komore, HE i GG, tekućine i plinovode, uređaje i sustave za lansiranje; jedinice za automatizaciju s električnim pogonima, pneumatskim, piro i hidrauličkim sustavima i uređajima za

upravljanje radom LRE; jedinice sustava zaštite u hitnim slučajevima; senzori sustava telemetrijskih mjerenja; Električni kabelski kanali za slanje signala jedinicama automatizacije i primanje signala od telemetrijskih senzora; poklopci i zasloni koji osiguravaju odgovarajuću temperaturu u odjeljku motora lansirnog vozila i isključuju pregrijavanje ili hipotermiju pojedinih elemenata; jedinice za tlačenje spremnika (izmjenjivači topline, miješalice itd.); često - upravljanje raketnim motorima, komorama i mlaznicama sa sustavima koji osiguravaju njihov rad. LRE može biti jednokomorni i višekomorni, s više komora koje se napajaju iz jednog TNA. U prvim stupnjevima lansirnog vozila često se koriste blok raketni motori - od skupa identičnih motora blokova (modula) povezanih zajedničkim

Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. Raketna i svemirska tehnika. Inženjering. Enciklopedija. T. IV-22 U dvije knjige. Knjiga prva

STRUKTURALNI INSTALACIONI DIJAGRAM LRE

Riža. 7.1.5. Motor RD 216 s zemaljskim potiskom od 151 t na gorivo dušična kiselina-nesimetrični dimetilhidrazin (UDMH)

Riža. 7.1.6. Motor RD 253 sa zemljom od 150 t, pogonjen dušikovim tetroksidom - nesimetričnim dimetilhidrazinom (UDMH)

Riža. 7.1.7. Motor RD 120 s potiskom u prazno	Riža. 7.1.8. Motor RD 170 s potiskom na tlo
90 t na gorivo kisik - kerozin	740 tona na gorivo kisik - kerozin	malo,		zahvaljujući	čemu okretanje
LRE.		kamere se široko koriste
	Obično u LRE daju snagu	unatoč potrebi za otklonom
vuyu okvir za prijenos potiska na brodu za lansiranje. Vas		hidraulički pogoni i kompliciranje LRE krzna
ispunjen u obliku zavarenog prostornog		međusobni kompenzatori
rešetke, okvir je pričvršćen jednim krajem za kamen		dijelovi		dizajnira Kompenzator
re, a drugi je spojen na okvir RN.		sadrži	relativno		željezo
Okvir s kamerom(ama)		ili mijeh od nikla,
jut nosivu konstrukciju na kojoj		ri koji se može postaviti gimbal,
raketni motor radi. U strukturi snage raketnog motora sa		prihvaćanje aksijalnih sila iz unutarnje
naknadno sagorijevanje također uključuje turbo tijelo		tlak i dopuštanje kutnog pomaka
ny s GG i plinovodom, u kombinaciji s kamenom		čvor. Za rasterećenje kompenzatora
rojiti se u zavareni monoblok. Prilikom korištenja		uvjeti aksijalnih i kutnih pomaka
znanstvenoistraživački instituti u svrhu kontrole letenja između		zvjezdani	mijeh (sl. 7.1.9) surround
kamera i okvir mjesto dodatne		hidraulička komora koju čine dodatni
ny čvor - zglobni ovjes, koji		navojni mijeh. Kuglica s mijehom
obično pričvršćen na glavu kamere. Motor		kompenzator kompenzira kutne deformacije do
okvir naya ne smije biti uključen u kompoziciju		/ 8 pri temperaturi radnog fluida do 1020 K
LRE - na temelju njegovog pričvršćenja na okvir		i tlaka do 30 MPa, zbog ugradnje de
utu lansirna raketa prije ugradnje raketnog motora na tekuće pogonsko gorivo.		flector pruža minimalnu vodilicu
	Zglobni ovjes osigurava	sirovi otpor. Zajedno s kame
nagib kamere do / 10 od ali		roj se mogu odbaciti i drugi agregati
minalni položaj. Istovremeno, duljina		LRE kruto spojen na komoru. to
komponenta vektora potiska se smanjuje		pojednostavljuje dizajn raketnog motora, ali komplicira

Riža. 7.1.9. Kompenzator s mijehom kompenzira kutne deformacije do 8 pri temperaturama radnog fluida do 1020 K i tlakovima do 30 MPa

Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. Raketna i svemirska tehnika. Inženjering. Enciklopedija. T. IV-22 U dvije knjige. Knjiga prva

STRUKTURALNI INSTALACIONI DIJAGRAM LRE

rješava problem stvaranja snažnih brzih pogona prihvatljivih dimenzija i težine (pogone razvijaju specijalizirane organizacije i obično se postavljaju tijekom montaže lansirnog vozila).

Glavni cilj u rasporedu LRE je postizanje minimalnih dimenzija i težine LRE uz osiguranje visoke obradivosti dizajna, jednostavnosti proizvodne montaže, mogućnosti obrade radnih šupljina nakon kontrolnih i tehnoloških ispitivanja itd. Taj se cilj postiže prije svega gustim rasporedom agregata. Suvremeni raketni motori sadrže mlazne mlaznice velikih dimenzija (koje često određuju dimenzije cijelog motora), a slobodni prostor oko komore preporučljivo je iskoristiti za smještaj raznih jedinica. TNA se nalazi u području CS - obično duž svoje osi ili (za višekomorni raketni motor na tekuće gorivo) u međuprostoru komora. HE u LRE s naknadnim izgaranjem ugrađena je s turbinom prema gore kako bi se skratio plinovod za dovod ispušnih plinova u glavu za miješanje komore: rezultirajuće smanjenje mase i hidrauličkog otpora plinovoda značajno utječe na masu plinovoda. LRE i potrebni tlak crpki. GG je spojen na ulaz turbine pomoću kratke ogranka. Ulazi pumpe opremljeni su montažnim prirubnicama koje ih približavaju spremnicima odgovarajućih komponenti goriva.

LRE sklop. Prilikom sastavljanja raketnog motora na tekuće gorivo uzimaju se u obzir raznovrsni aspekti procesa sastavljanja. Kako bi se ubrzao i smanjio trošak, dizajn raketnog motora visokog potiska podijeljen je u zasebne velike blokove, koji se paralelno sastavljaju u različitim radionicama i kombiniraju u radnji za opću montažu. Na primjer, RD 170 ima sedam blokova. Plinski kanal s okvirom motora i traverzama zglobnih ovjesa komore čine osnovnu jedinicu visoke čvrstoće, velike krutosti i preciznih montažnih površina, na koju se spajaju ostale jedinice. Zavarivanje se široko koristi u dizajnu LRE, što također omogućuje značajno smanjenje težine motora. Pojedinačni elementi mogu se kombinirati u zavarene blokove (podsklopove) - uz zadržavanje mogućnosti pregrada nakon ispitivanja na stolu za paljenje raketnog motora na tekuće gorivo (koji su potrebni za razvoj novog

uzorak i predviđeni su za kontrolu kvalitete isporučenih motora).

Jedan od uvjeta za visoku pouzdanost LRE je osiguranje nepropusnosti odvojivih spojeva. Za njihovo brtvljenje u vodovima komponenti goriva s visokim vrelištem uglavnom se koriste relativno jeftine elastomerne brtve - od posebne gume i plastike. Nepropusnost vodova kriogenih komponenti i vrućeg plina osiguravaju elastične metalne brtve različitih konfiguracija aksijalne i radijalne kompresije. Obično rade u elastoplastičnom području, čime se smanjuje veličina i težina zgloba.

Za velike, visoko opterećene spojeve s laganim prirubnicama relativno niske krutosti razvijene su posebne elastične metalne brtve (slika 7.1.10), koje koriste učinak samobrtvljenja, koji se povećava s povećanjem tlaka radnog medija. Štoviše, nepropusnost je osigurana čak i kada se prirubnice razilaze u zoni brtvljenja, pod uvjetom da se održava gustoća spoja u zoni pričvršćivača. Zatezanje ovakvih spojeva zahtijeva znatno manje napora od spojeva s plastično deformabilnim brtvama. Osim toga, elastične brtve zadržavaju svoje performanse pod visokim ciklusom opterećenja bez povratnog momenta, što značajno povećava pouzdanost LRE-a. Dizajnirane brtve za profesionalnu ponudu

x promjeri 30…700 mm, radne temperature od 253 do 800 C i tlakovi do MPa. Ove brtve, izrađene od čelika i legura visoke čvrstoće, koriste premaze za brtvljenje (bakar, srebro, fluoroplastika i metal-fluoroplastika), koji također pružaju otpornost na koroziju.

sigurnost kostiju i požara.

U posebno kritičnim spojevima koriste se složenije i skuplje dvostruke brtve (slika 7.1.11). Odlikuje ih povećana pouzdanost, postignuta dupliciranjem brtvenih površina u kombinaciji s mogućnošću zasebne dijagnostike brtvenih barijera (sa i bez dovoda tlaka u radnu šupljinu). To omogućuje kontrolu nepropusnosti spojeva tijekom cijelog razdoblja skladištenja i rada raketnog motora. U mnogim slučajevima, svrsishodno je povezati

Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. Raketna i svemirska tehnika. Inženjering. Enciklopedija. T. IV-22 U dvije knjige. Knjiga prva

Riža. 7.1.10. Dijelovi elastičnih metalnih brtvi:

za ravne spojeve; b - za sferni

spojevi (teško opterećeni, veliki) sa sfernim spojnim površinama koje tvore "statičan" zglob, koji omogućuje kompenzaciju tolerancije tijekom proizvodnje i smanjenje instalacijskih naprezanja u cjevovodima tijekom montaže. To omogućuje, uz povećanje pouzdanosti, snalaženje s manjim brojem složenih, masivnih kompenzatora. Postavljanjem između sfernih površina dvostrukih brtvi, kod kojih druga barijera služi i kao razdjelni prsten, sprječava se oštećenje brtvenih površina i daje mogućnost višekratnog rada jedinica bez prerade prirubnica.

U cjevovodima malog promjera preporučljivo je koristiti spojne spojnice bez brtve s "statičnim" šarkama koje sadrže elastični element.

ment. Ove jednostavne veze podnose velika ciklusna opterećenja bez povratnog momenta.

U procesu montaže LRE neizbježne su netočnosti u relativnom položaju spojnih jedinica, pa su stoga u dizajnu predviđeni mehanički kompenzatori veličine. Crijeva se naširoko koriste za kompenzaciju kutnih i linearnih deformacija u slučaju neusklađenosti i neusklađenosti vodova. S promjerom do 25 mm mogu biti izrađene od fluoroplastike, a s promjerom do 60 mm - od gumenih cijevi zatvorenih u jednoslojnu ili višeslojnu metalnu pletenicu. U visokotlačnim crijevima većeg promjera, metalni mijeh (jednoslojni i višeslojni, čvrsto vučeni i zavareni) s prstenastim naborima ojačanim s vanjske strane međumetalom

"