Принцип работы ракетного двигателя на жидком топливе. Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель. Схема жрд с дожиганием газогенераторного газа
Среди технических достижений человечества ракетные двигатели занимают особенно место. Устройства, созданные умом человека и его руками, являются не только вершиной научно-технического прогресса. Благодаря этим сложнейшим машинам – человечество сумело вырваться из объятий нашей планеты и выйти на просторы космоса.
Это сегодня в распоряжении человека самые мощнейшие ракетные двигатели в мире, способные развивать тягу в сотни тонна сил. Начиналась ракетная гонка тысячи лет назад, когда в древнем Китае умельцы сумели создать первые пороховые заряды для фейерверка. Пройдет огромный промежуток времени прежде чем будет создан первый двигатель на реактивной тяге в прямом смысле этого слова.
Отбросив в сторону порох и получив реактивную тягу на жидком топливе, человек перешел к строительству реактивных самолетов и получил возможность создавать более мощные образцы ракетной техники.
Первые шаги человека в мир ракетных технологий
Человечество уже достаточно долго знакомо с реактивным движением. Еще древние греки пытались использовать механические устройства, приводимые в движение сжатым воздухом. Позже уже стали появляться устройства и механизмы, совершающие полет за счет сгорания порохового заряда. Созданные в Китае, а затем появившиеся в Западной Европе первые примитивные ракеты были далеки от совершенства. Однако уже в те далекие годы стала обретать первые очертания теория ракетного двигателя. Изобретатели и ученые пытались найти объяснение процессам, которые возникали при горении пороха, обеспечивая стремительный полет физического, материального тела. Реактивное движение все больше и больше интересовало человека, открывая новые горизонты в развитии техники.
История с изобретением пороха дала новый импульс в развитии ракетной техники. Первые представления о том, что такое тяга реактивного двигателя, формировались в процессе длительных опытов и экспериментов. Работы и изыскания велись с использованием дымного пороха. Оказалось, что процесс горения пороха вызывает большое количество газов, которые обладают огромным рабочим потенциалом. Огнестрельное оружие натолкнуло ученых на идею использовать энергию пороховых газов с большей эффективностью.
Использовать другое топливо для создания реактивного движения не представлялось возможным в силу несовершенства технической базы. Именно пороховой ракетный двигатель стал первым твердотопливным устройством, прообразом современных ракетных двигателей, стоящих на службе человека.
Вплоть до начала XX века ракетная техника пребывала в первобытном состоянии, основываясь на самых примитивных представлениях о реактивном движении. Только в конце XIX века предпринимаются первые попытки объяснить с научной точки зрения процессы, способствующие возникновению реактивного движения. Оказалось, что с увеличением заряда увеличивалась сила тяги, которая являлась основным фактором работающего двигателя. Это соотношение объясняло, как работает ракетный двигатель и в каком направлении следует идти, чтобы добиться большей эффективности запущенного устройства.
Первенство в этой области принадлежит российским ученым. Николай Тихомиров уже в 1894 году пытался математически объяснить теорию реактивного движения и создать математическую модель ракетного (реактивного) двигателя. Огромный вклад в развитие ракетной техники внес выдающийся ученый XX столетия Константин Циолковский. Результатом его трудов стали основы теории ракетных двигателей, которыми в дальнейшем пользовался любой конструктор ракетных двигателей. Все последующие разработки, создание ракетной техники шли с использование теоретической части, созданной российскими учеными.
Циолковский, поглощенный теорией космических полетов, впервые озвучил идею использовать вместо твердых видов топлива жидкие компоненты — водород и кислород. С его подачи появился жидкостный реактивный двигатель, который сегодня является самым эффективным и работоспособным типом двигателя. Все последующие разработки основных моделей ракетных двигателей, которые использовались при запуске ракет, в основной своей массе работали на жидком топливе, где окислителем мог быть кислород, использовались другие химические элементы.
Типы ракетных двигателей: конструкция, схема и устройство
Глядя на схему ракетного двигателя и на промышленные готовые изделия, трудно назвать это вершиной технического гения. Даже такое совершенное устройство, каким является российский ракетный двигатель Рд-180, на первый взгляд выглядит достаточно прозаично. Однако главное в этом устройстве — используемая технология и параметры, которыми обладает это чудо техники. Суть ракетного двигателя – обычный реактивный двигатель, в котором за счет сгорания топлива создается рабочее тело, обеспечивающее необходимое тяговое усилие. Единственное отличие заключается в виде топлива и в условиях, при которых происходит сгорание топлива и образование рабочего тела. Для того чтобы двигатель мог развить максимальную тягу в первые секунды своей работы, требуется много топлива.
В реактивных двигателях сгорание компонентов топлива осуществляется при участии атмосферного воздуха. Прямоточный реактивный двигатель сегодня является основной рабочей лошадкой, где авиационный керосин в камере сгорания сгорает вместе с кислородом, образуя на выходе мощный реактивный поток газов. Ракетный двигатель – это полностью автономная система, где реактивная тяга создается при сгорании твердого или жидкого топлива без участия атмосферного кислорода. К примеру, жидкостный ракетный двигатель работает на топливе, где окислителем является один из химических элементов, подаваемый в камеру сгорания. Твердотопливные ракеты работают на твердых видах топлива, которые находятся в одной емкости. При их сгорании выделяется огромное количество энергии, которая под высоким давлением из камеры сгорания выходит наружу.
Перед началом работы, масса топлива составляет 90% массы ракетного двигателя. По мере расхода топлива его изначальный вес уменьшается. Соответственно растет тяга ракетного двигателя, обеспечивающая выполнение полезной работы по переносу груза.
Процессы горения, происходящие внутри камеры сгорания ракетного двигателя без участия воздуха, делают использование ракетных двигателей идеальными устройствами для полетов на большие высоты и в космическое пространство. Среди всех ракетных двигателей, с которыми работает современная ракетная техника, следует выделить следующие типы:
- твердотопливные ракетные двигатели (ТРД);
- жидкостные (ЖРД);
- химические ракетные двигатели (ХРД);
- ионный ракетный двигатель;
- электрический ракетный двигатель;
- гибридный ракетный двигатель (ГРД).
К отдельному типу относятся детонационный ракетный двигатель (импульсный), который в основном устанавливается на космических аппаратах, путешествующих в космическом пространстве.
В зависимости от эксплуатации и технических возможностей устройства делятся на стартовые ракетные двигатели и рулевые. К первому типу относятся самые мощные ракетные двигатели, обладающие огромной тягой и способные преодолеть силу земного притяжения. Самые известные представители этого типа — советский двигатель, жидкостный РД-170/171, развивающий тягу во время старта ракеты в 700 тс. Создаваемое в камере сгорания давление имеет колоссальные значения 250 кгс/см2. Этот тип двигателя создавался для ракеты-носителя «Энергия». В качестве топлива для работы установки используется смесь керосина и кислорода.
Советская техника оказалась мощнее знаменитого американского устройства F-1, обеспечивающего полет ракет американской лунной программы «Аполлон».
Стартовые ракетные двигатели или маршевые могут использоваться в качестве двигательной установки для первой и второй ступени. Именно они обеспечивают заданную скорость и стабильный полет ракеты по заданной траектории и могут быть представлены всеми типами ракетных двигателей, которые существуют на сегодняшний день. Последний тип — рулевые двигатели — применяется для осуществления маневра ракетной техники как во время маршевого полета в слоях атмосферы, так и во время корректировки космических аппаратов в космосе.
На сегодняшний день только несколько государств обладают техническими возможностями для изготовления маршевых ракетных двигателей большой мощности, способных вывести в космос большие объемы груза. Такие устройства выпускаются в России, в США, в Украине и в странах Европейского Союза. Российский ракетный двигатель РД -180, украинские двигатели ЖРД 120 и ЖРД 170 являются сегодня основными двигательными установками для ракетной техники, используемой для освоения космических программ. Ракетными двигателями России сегодня оснащаются американские ракеты-носители «Сатурн» и «Антарес».
Наиболее распространенными двигателями, с которыми сегодня работает современная техника, являются твердотопливные и жидкостные ракетные двигатели. Первый тип является наиболее простым в эксплуатации. Второй тип — жидкостные ракетные двигатели представляют собой мощные и сложные устройства закрытого цикла, в которых основным компонентами топлива являются химические элементы. К этим двум типам двигательных установок относятся химические РД, которые отличаются только агрегатным состоянием топливных компонентов. Однако эксплуатация этого типа техники происходит в экстремальных условиях, с соблюдением высоких мер безопасности. Основным топливом для этого типа двигателей является водород и углерод, которые взаимодействуют с кислородом, выполняющим функцию окислителя.
Для химических реактивных двигателей в качестве компонентов топлива используются керосин, спирт и другие легкогорючие вещества. Окислителем такой смеси служат фтор, хлор или кислород. Топливная масса для работы химических двигателей является очень токсичной и опасной для человека.
В отличие от своих твердотопливных собратьев, рабочий цикл которых слишком быстр и неконтролируем, двигатели на жидком топливе позволяют регулировать свою работу. Окислитель находится в отдельной емкости и подается в камеру сгорания в ограниченном количестве, где вместе с другими компонентами образуется рабочее тело, выходя через сопло, создавая тягу. Такая особенность двигательных установок позволяет не только регулировать тягу двигателя, но и соответственно следить за скоростью полета ракеты. Лучший ракетный двигатель, который сегодня используется для старта космических ракет — российский РД -180. Это устройство обладает высокими техническими характеристиками и экономично, делая эго эксплуатацию рентабельной.
Оба типа двигателей имеют свои преимущества и недостатки, которые нивелируются сферой их использования и техническими задачами, стоящими перед создателями ракетной техники. Последней из когорты химических двигателей является криогенный метановый ракетный двигатель SpaceX Raptor, создаваемый для ракеты, способной совершать межпланетные перелеты.
Современные типы ракетных двигателей
Главной рабочей характеристикой ракетных двигателей является удельный импульс. Эта величина определяется соотношением создаваемой тяги к количеству топлива, расходуемого за единицу времени. Именно по этому параметру сегодня определяется эффективность ракетной техники, ее экономическая целесообразность. Современные технологии направлены на достижение высоких значений этого параметра, чтобы получить высокий показатель удельного импульса. Может быть, чтобы добиться быстрого и бесконечного движения космического аппарата придется использовать другие виды топлива.
Химические ракетные двигатели как твердотопливные, так и жидкостные, достигли пика своего развития. Несмотря на то, что эти типы двигателей являются основными для баллистических и космических ракет, их последующее усовершенствование проблематично. Сегодня ведутся работы, чтобы использовать другие источники энергии.
Среди приоритетных направлений можно выделить два:
- ядерные ракетные двигатели (ионные);
- электрические ракетные двигатели (импульсные).
Оба типа выглядят приоритетными в сфере строительства космических кораблей. Несмотря на недостатки, которыми обладают сегодня первые опытные образцы этих двигательных установок, запускать в космос их будет значительно дешевле и эффективнее.
В отличие от химических двигателей, на которых человечество въехало в космическую эру, ядерные двигатели дают необходимый импульс не за счет сгорания жидкого или твердого топлива. В качестве рабочего тела выступают разогретые до газообразного состояния водород или аммиак. Разогреваемые за счет контакта с ядерным топливом газы под высоким давлением покидают камеру сгорания. Удельный импульс у этих типов двигателей достаточно высок. Такие установки еще называют ядерными и изотопными. Их мощность оценивается достаточно высоко. Работа ЯРД со старта на Земле считается невозможной ввиду высокой опасности радиоактивного заражения местности и обслуживающего персонала стартового комплекса. Такие двигатели можно будет использовать только во время маршевого полета в просторах космоса.
Считается, что потенциал ЯРД достаточно высокий, однако отсутствие эффективных способов контроля термоядерной реакции делает их использование в нынешних условиях довольно проблематичным и опасным.
Следующий тип — электрические двигатели ЭРД — являются экспериментальными от начала и до конца. Рассматривается сразу четыре типа этой двигательной установки: электромагнитный, электростатический, электротермический и импульсный. Наибольший интерес из этой группы представляет электростатические устройства, которые еще принято называть ионными или коллоидными. В этой установке рабочее тело(как правило, это инертный газ) нагревается электрически полем до состояния плазмы. Ионные ракетные двигатели среди всех остальных обладают самым высоким показателем удельного импульса, однако еще рано говорить о практической реализации проекта.
Несмотря на высокие показатели импульса, данная разработка имеет существенные недостатки. Двигатель требует для работы постоянные источники электроэнергии, способные обеспечить бесперебойную подачу электричества в больших объемах. Соответственно, у такого двигателя не может быть большой тяга, что сводит усилия конструкторов по созданию эффективных и экономичных космических аппаратов к слабым результатам.
Ракетный двигатель, которым сегодня располагает человечество, обеспечил выход человека в космос, дал возможность вести исследования космического пространства на больших расстояниях. Однако технические пределы, которых достигли используемые устройства, создают предпосылки для активизации работ в других направлениях. Возможно, в обозримом будущем космос будут бороздить корабли с ядерными силовыми установками, или мы окунемся в мир плазменных ракетных двигателей, совершающих полеты со скоростью, близкой к скорости света.
Р а з д е л 7
ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ
ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
7.1.1. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ЖРД
Назначение маршевых ЖРД - обеспе чить разгон ступеней РН до заданной скоро сти. Эти двигатели превосходят другие ЖРД по уровню тяги (от сотен килоньютонов до де сятков меганьютонов). Они рассчитаны обыч но на однократное включение (кроме ЖРД не которых верхних ступеней РН) и работу в те чение 2…10 мин. В этих двигателях (в дальней шем - просто ЖРД) используются жидкие ра кетные топлива, относящиеся к классу двух компонентных - состоящих из окислителя и горючего, которые хранятся в отдельных топ ливных баках ракетной ДУ.
На первой советской космической РН устанавливались пять ЖРД (РД 107 и РД 108) суммарной стартовой тягой 4 МН с топливом: жидкий кислород–керосин. ТНА двигателей приводились в действие продуктами каталити ческого разложения концентрированного пе роксида водорода. С начала 60 х гг. в РН при меняются ЖРД на высококипящих топливах, оба компонента которых являются жидкостя ми в широком диапазоне условий окружаю щей среды. В их числе окислители и горючие, самовоспламеняющиеся при контакте ре ЖРД, что является фактором надежного
пуска двигателя. В середине 60 х гг. в
СССР созданы мощные однокамерные ЖРД с дожиганием на высококипящих компонентах, а в США - ЖРД на кислородно водородном топливе с приводом ТНА водородом, нагре тым в рубашке охлаждения камеры. С 1981 г. используются кислородно водородные ЖРД с дожиганием, которые функционируют от старта ракетного аппарата (космического чел нока) до вывода полезного груза на околозем ную орбиту.
В 80 х гг. в СССР были созданы: самый мощный в мире ЖРД РД 170 на кислороде с керосином тягой около 8 МН и РД 120 на том же топливе тягой около 0,9 МН. Ис
пользуются на первой и второй ступенях РН «Зенит» (программа «Морской старт»). На рубеже веков в России создан кислород но керосиновый двигатель РД 180 с тягой около 4 МН, используемый на РН «Атлас 3» и «Атлас 5» (США).
Тяга ЖРД создается в камере (рис. 7.1.1), где потенциальная химическая энергия топ лива преобразуется в кинетическую энергию реактивной газовой струи. Камера содержит оснащенную смесительной головкой цилин дрическую камеру сгорания (КС ), где проис ходит сгорание топлива при давлении p к 5…30 МПа, и реактивное сопло Лаваля - для разгона полученного высокотемператур ного газа до сверхзвуковых скоростей (до M 4); при этом температура газа может снизиться в 2–3 раза, а давление - в тысячи раз. Плотность теплового потока в камере q (количество теплоты, проходящей в единицу времени через единичную площадь поверхно сти камеры) измеряется десятками МВт/м2 ,
Рис. 7.1.1. Камера ЖРД и изменение парамет ров газового потока по ее длине:
1 - смесительная головка КС; 2 - рабочее пространство КС; 3 , 4 - дозвуковая и сверх звуковая часть сопла соответственно
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Глава 7.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ |
||
и для сохранения |
целостности конструкции |
ЖРД выполняют по двум основным |
камеры ее охлаждают частью топлива (обыч |
функциональным схемам: без дожигания ге |
|
но горючим) перед его сжиганием (регенера |
нераторного газа в камере и с дожиганием. |
|
тивная схема охлаждения). Топливные ком |
В первом случае (рис. 7.1.2) газ срабатыва |
|
поненты подаются в камеру турбонасосным |
ют на высокоперепадной турбине примерно |
|
агрегатом (ТНА ), обычно включающим осе |
до 0,15 МПа, направляя его затем в отдель |
|
центробежные насосы и осевую турбину, ко |
ный выхлопной патрубок, концевой участок |
|
торая вращается газом, получаемым в газоге4 |
камеры или в специальное сопло (в ЖРД |
|
нераторе (ГГ ) при сгорании части жидкого |
верхних ступеней РН). Ввиду низких термо |
|
топлива при большом избытке одного из |
динамических параметров генераторного га |
|
компонентов. |
за значение удельного импульса I у для ЖРД |
Рис. 7.1.2. Принципиальная схема ЖРД РД 252:
1 - 2 , 4 , 5 - отсечные пироклапаны; 3 - ГГ; 6 - регулятор тяги с электроприводом; 7 - стабилизатор соотношения топливных компонентов; 8 - обратный клапан; 9 - пусковой клапан; 10 , 11 - разделительные пиромембранные клапаны; 12 - дроссель системы опорожнения баков (СОБ) с электроприводом; 13 - шнекоцентробежный насос горючего; 14 - шнекоцентробежный насос окислителя; 15 - турбина ТНА; 16 - пиростартер; 17 - отсечной клапан горючего; 18 - вы
хлопное сопло ТНА
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ЖРД |
||||
оказывается ниже, чем для камеры. Поэто |
привода ТНА требуется много газа (до 80 % |
|||
му схема без дожигания целесообразна до |
от расхода через камеру при p к 15 МПа), |
|||
уровня p к 7…10 МПа, когда на привод тур |
чаще применяют окислительные ГГ (исклю |
|||
бины требуется не более 3 |
ходуемого |
чение составляют ЖРД на водородном го |
||
двигателем топлива (при |
потери I у на |
рючем ввиду его высоких термодинамиче |
||
привод ТНА достигают |
Дальнейшее |
ских свойств). При этом в ГГ поступает вся |
||
увеличение p к приводит к |
ходимости |
масса окислителя, расходуемого ЖРД, с не |
||
срабатывать генераторный газ на низкопе |
большой долей горючего, основная масса |
|||
репадной турбине и затем дожигать его в |
которого подается насосом в тракт регене |
|||
камере с остальной частью топлива, что |
ративного охлаждения камеры. |
|||
устраняет потери I у . Стойкость неохлаждае |
Схема с дожиганием окислительного га |
|||
мого турбинного тракта ограничивает тем |
за (рис. 7.1.3 и 7.1.4) позволяет реализовать p к |
|||
пературу генераторного |
газа величиной |
на уровне около 30 МПа. Для дальнейшего |
||
850 К при избытке окислителя и 1300 К - |
существенного повышения p к необходима га |
|||
при избытке горючего. Это обстоятельство, |
зификация всего топлива перед дожиганием в |
|||
вместе с меньшей молекулярной массой |
камере, что потребует использования двух ГГ: |
|||
восстановительного газа, |
предопределяют |
окислительного и восстановительного (схема |
||
его повышенную работоспособность и энер |
«газ - газ») и соответственно двух турбин в |
|||
гетическую выгодность для ЖРД без дожи |
системе подачи ЖРД. На современном уровне |
|||
гания. Однако в ЖРД с дожиганием, где для |
техники главным инструментом для разработ |
Рис. 7.1.3. Принципиальная схема ЖРД РД 253:
1 - газовод; 2 - ГГ; 3 , 4 , 14 - отсечные пироклапаны; 5 - регулятор тяги с электроприводом; 6 - турбина ТНА; 7 - струйный бустерный насос; 8 , 10 - разделительные пиромембранные клапаны; 9 - шнекоцентробежный насос окислителя; 11 , 12 - двухступенчатый шнекоцентробежный насос горючего; 13 - дроссель СОБ с электроприводом; 15 - камера. Не показаны ГГ наддува баков и от бор горючего на рулевую машину (суммарный расход: окислителя - 2,13 кг/с, горючего 1,51 кг/с)
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Рис. 7.1.4. Принципиальная схема ЖРД РД 120:
1 - регулятор тяги с электроприводом; 2 - (двухступенчатый) шнекоцентробежный насос горючего; 3 - дроссель СОБ с электроприводом; 4 - главный (пуско отсечной) клапан горючего; 5 - шнеко центробежный насос окислителя; 6 - клапан пояса завесного охлаждения камеры; 7 - камера; 8 - турбина основного ТНА; 9 - ГГ; 10 - отсечной клапан горючего; 11 - главный (пуско отсечной) клапан окислителя; 12 - гелиевый теплообменник наддува бака; 13 - бустерный ТНА окислителя; 14 - обратный клапан; 15 - бустерный ТНА горючего. Не показаны гелиевые магистрали управле
ния клапанами и пусковая система (включающая емкость с зажигательным составом)
ЖРД, влияющим на техническое совер шенство проектируемой конструкции, являет (при выбранном топливе) параметр p к , с увеличением которого возрастает I у и сокра щаются габариты камеры и всего ЖРД. Одна ко этому сопутствуют наращивание мощно сти насосов и все возрастающие трудности
создания ЖРД.
7.1.2.
Компоновка агрегатов. ЖРД (рис. 7.1.5– 7.1.8) включает кроме камеры, ТНА и ГГ также трубопроводы жидкости и газа, уст ройства и системы запуска; агрегаты авто матики с электроприводами, пневмо, пи ро и гидросистемами и устройствами для
управления работой ЖРД; агрегаты системы аварийной защиты; датчики системы теле метрических измерений; электрические ка бельные стволы для подачи сигналов на аг регаты автоматики и приема сигналов от те леметрических датчиков; чехлы и экраны, обеспечивающие надлежащую температуру в двигательном отсеке РН и исключающие перегрев либо переохлаждение отдельных элементов; агрегаты наддува баков (тепло обменники, смесители и т.п.); нередко - рулевые ЖРД, камеры и сопла с системами, обеспечивающими их работу. ЖРД могут быть одно и многокамерными, с питанием нескольких камер от одного ТНА. На пер вых ступенях РН часто используют блочные ЖРД - из набора одинаковых двигате лей блоков (модулей), соединенных общей
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
КОНСТРУКТИВНО МОНТАЖНАЯ СХЕМА ЖРД |
|
Рис. 7.1.5. Двигатель РД 216 с тягой на земле 151 т на топливе азотная кислота - несиммет ричный диметилгидразин (НДМГ)
Рис. 7.1.6. Двигатель РД 253 с тягой на земле 150 т на топливе азотный тетроксид - несим метричный диметилгидразин (НДМГ)
Рис. 7.1.7. Двигатель РД 120 с тягой в пустоте |
Рис. 7.1.8. Двигатель РД 170 с тягой на земле |
||||
90 т на топливе кислород - керосин |
740 т на топливе кислород - керосин |
незначительно, |
благодаря |
чему поворотные |
|
ления ЖРД. |
камеры получили широкое применение, не |
||||
Обычно в ЖРД предусматривают сило |
смотря на необходимость в отклоняющих |
||||
вую раму для передачи тяги на борт РН. Вы |
гидроприводах и в усложняющих ЖРД меха |
||||
полненная в виде сварной пространственной |
нических компенсаторах взаимного переме |
||||
фермы, рама крепится одним торцом к каме |
щения частей |
конструкции Компенсатор |
|||
ре, а другим стыкуется со шпангоутом РН. |
содержит |
сравнительно |
стальной |
||
Рама вместе с камерой (камерами) образу |
или никелевый сильфон, |
||||
ют силовую конструкцию, на которой соби |
ри которого может размещаться кардан, вос |
||||
рается ЖРД. В силовую конструкцию ЖРД с |
принимающий осевые силы от внутреннего |
||||
дожиганием включают также корпус турби |
давления и допускающий угловые перемеще |
||||
ны с ГГ и газоводом, объединяемые с каме |
ния узла. Для разгрузки компенсатора в ус |
||||
рой в сварной моноблок. При использова |
ловиях осевых и угловых перемещений маги |
||||
нии ЖРД в целях управления полетом между |
стральный |
сильфон (рис. 7.1.9) окружают |
|||
камерой и рамой размещают дополнитель |
гидравлической камерой, образуемой допол |
||||
ный узел - шарнирный подвес, который |
нительными сильфонами. Сильфонный ком |
||||
крепят обычно к головке камеры. Двигатель |
пенсатор возмещает угловые деформации до |
||||
ная рама может не включаться в состав |
/ 8 при температуре рабочего тела до 1020 К |
||||
ЖРД - в расчете на ее крепление к шпанго |
и давлении до 30 МПа, за счет установки де |
||||
уту РН перед установкой ЖРД. |
флектора обеспечивается минимальное гид |
||||
Шарнирный подвес обеспечивает от |
равлическое сопротивление. Вместе с каме |
||||
клонение камеры в пределах до / 10 от но |
рой можно отклонять и другие агрегаты |
||||
минального положения. При этом продоль |
ЖРД, жестко соединенные с камерой. Это |
||||
ная составляющая вектора тяги уменьшается |
упрощает конструкцию ЖРД, однако услож |
Рис. 7.1.9. Сильфонный компенсатор возмещает угловые деформации до 8 при температуре рабо чего тела до 1020 К и давлении до 30 МПа
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
КОНСТРУКТИВНО МОНТАЖНАЯ СХЕМА ЖРД |
|
няет задачу создания мощных быстродейст вующих приводов приемлемых размеров и массы (приводы разрабатываются специали зированными организациями и обычно уста навливаются при сборке РН).
Главной целью при компоновке ЖРД является достижение минимальных габари тов и массы ЖРД при обеспечении высокой технологичности конструкции, простоты производственной сборки, возможности об работки рабочих полостей после контроль но технологических испытаний и т.д. Ука занная цель достигается, прежде всего, плот ным размещением агрегатов. Современные ЖРД содержат реактивные сопла больших размеров (часто определяющих габариты всего двигателя), и свободное пространство вокруг камеры целесообразно использовать для размещения различных агрегатов. ТНА располагают в районе КС - обычно вдоль ее оси или (для многокамерного ЖРД) в про странстве между камерами. ТНА в ЖРД с дожиганием устанавливают турбиной вверх, чтобы укоротить газовод подачи отработав шего газа в смесительную головку камеры: получаемое снижение массы и гидравличе ского сопротивления газовода заметно ска зывается на массе ЖРД и требуемом напоре насосов. К входу турбины посредством ко роткого патрубка крепят ГГ. Входы насосов снабжают монтажными фланцами, прибли жая их к бакам соответствующих топливных компонентов.
Сборка ЖРД. При компоновке ЖРД учитываются разносторонние аспекты техно логического процесса сборки. В целях его ускорения и удешевления конструкция ЖРД большой тяги разбивается на отдельные крупные блоки, собираемые параллельно в различных цехах и объединяемых в цехе об щей сборки. Например, РД 170 насчитывает семь блоков. Газовод с двигательной рамой и траверсами шарнирных подвесов камер об разуют базовый блок, обладающий высокой прочностью, большой жесткостью и точны ми установочными поверхностями, к кото рым стыкуются остальные блоки. В конст рукции ЖРД широко применяется сварка, также позволяющая заметно снизить массу двигателя. Отдельные элементы могут объе диняться в сварные блоки (подсборки) - с сохранением возможности переборок после огневых стендовых испытаний ЖРД (кото рые необходимы для отработки нового об
разца и предусмотрены для контроля качест ва поставляемых двигателей).
Одним из условий высокой надежности ЖРД является обеспечение герметичности разъемных соединений. Для их герметизации в магистралях высококипящих топливных ком понентов используются в основном сравни тельно дешевые эластомерные прокладки - из специальных резин и пластмасс. Герметич ность магистралей криогенных компонентов и горячего газа обеспечивается упругими метал лическими уплотнениями разнообразной кон фигурации осевого и радиального обжатия. Они обычно работают в упругопластической области, что уменьшает размеры и массу со единения.
Для крупногабаритных, высоконагру женных соединений с облегченными флан цами сравнительно малой жесткости разра ботаны специальные упругие металлические уплотнения (рис. 7.1.10), в которых исполь зуется эффект самоуплотнения, возрастаю щий с повышением давления рабочей среды. Причем герметичность обеспечивается даже при расхождении фланцев в зоне уплотнения при условии сохранения плотности стыка в зоне крепежа. Затяжка таких соединений тре бует значительно меньших усилий, чем со единений с пластически деформируемыми прокладками. Кроме того, упругие уплотне ния сохраняют работоспособность при мно гоцикловых нагружениях без подзатяжки, что существенно повышает надежность ЖРД. Разработаны уплотнения для диапазона про
х диаметров 30…700 мм, рабочих тем ператур от 253 до 800 С и давлений до МПа. В этих уплотнениях, выполненных высокопрочных сталей и сплавов, исполь зуются герметизирующие покрытия (медь, се ребро, фторопласт и металлофторопласт), обеспечивающие также коррозионную стой
кость и пожаробезопасность.
В особо ответственных соединениях ис пользуются более сложные и дорогостоящие двухбарьерные уплотнения (рис. 7.1.11). Их отличает повышенная надежность, достигае мая дублированием уплотнительных поверх ностей в сочетании с возможностью раздель ной диагностики барьеров уплотнения (с по дачей и без подачи давления в рабочую по лость). Это позволяет контролировать герме тичность соединений на протяжении всего срока хранения и эксплуатации ЖРД. Во мно гих случаях целесообразно выполнять соеди
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Рис. 7.1.10. Сечения упругих металлических уплотнений:
для плоских соединений; б - для сфериче ских
нения (высоконагруженные, крупногабарит ные) со сферическими сопрягаемыми поверх ностями, образующими «статический» шар нир, который обеспечивает компенсацию до пусков при изготовлении и снижение монтаж ных напряжений в трубопроводах при сборке. Это позволяет наряду с повышением надеж ности обойтись меньшим числом сложных, массивных компенсаторов. Размещение между сферическими поверхностями двухбарьерных уплотнений, в которых второй барьер служит также разделительным кольцом, предотвраща ет повреждение уплотнительных поверхностей и обеспечивает возможность многократной повторной эксплуатации агрегатов без дора ботки фланцев.
В трубопроводах малого диаметра целе сообразно использовать беспрокладочные штуцерно стяжные соединения со «статиче ским» шарниром, содержащие упругий эле
мент. Такие простые соединения выдержи вают многоцикловые нагрузки без подзатяж ки резьбы.
В процессе сборки ЖРД неизбежны грешности во взаимном расположении сты куемых агрегатов, и поэтому в конструкции предусматривают механические компенсато ры размеров. Для компенсации угловых и ли нейных деформаций при перекосах и несоос ности магистралей широко используются шланги. При диаметре до 25 мм они могут выполняться из фторопластовых, а при диа метре до 60 мм - из резиновых трубок, за ключаемых в одно или многослойную метал лическую оплетку. В высоконапорных шлан гах большего диаметра вместо указанных тру бок устанавливают металлические сильфоны (одно и многослойные, цельнотянутые и сварные) с кольцевыми гофрами, усиленными снаружи промежуточными металлическими
" |
1) Изучение схемы и принципа работы жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).
2) Определение изменение параметров рабочего тела вдоль тракта камеры ЖРД.
- ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЖРД
2.1. Состав ЖРД
Реактивным двигателем называется техническое устройство, создающее тягу в результате истечения из него рабочего тела. Реактивные двигатели обеспечивают ускорение перемещающихся аппаратов различных типов.
Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, использующий для работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на борту перемещающегося аппарата.
Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) – это ракетный двигатель, использующий для работы топливо (первичный источник энергии и рабочее тело), находящееся в жидком агрегатном состоянии.
ЖРД в общем случае состоит из:
2- турбонасосных агрегатов (ТНА);
3- газогенераторов;
4- трубопроводов;
5- агрегатов автоматики;
6- вспомогательных устройств
Один или несколько ЖРД, в совокупности с пневмогидравлической системой (ПГС) подачи топлива в камеры двигателя и вспомогательными агрегатами ступени ракеты, составляют жидкостную ракетную двигательную установку (ЖРДУ).
В качестве жидкого ракетного топлива (ЖРТ) используется вещество или несколько веществ (окислитель, горючее), которые способны в результате экзотермических химических реакций образовывать высокотемпературные продукты сгорания (разложения). Эти продукты являются рабочим телом двигателя.
Каждая камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла. В камере ЖРД первичная химическая энергия жидкого топлива преобразуется в конечную кинетическую энергию газообразного рабочего тела, в результате истечения которого создается реактивная сила камеры.
Отдельный турбонасосный агрегат ЖРД состоит из насосов и приводящей их в действия турбины. ТНА обеспечивает подачу компонентов жидкого топлива в камеры и газогенераторы ЖРД.
Газогенератор ЖРД является агрегатом, в котором основное или вспомогательное топливо преобразуется в продукты газогенерации, используемые в качестве рабочего тела турбины и рабочих тел системы наддува баков с компонентами ЖРТ.
Система автоматики ЖРД представляет собой совокупность устройств (клапанов, регуляторов, датчиков и т.п.) различных типов: электрического, механического, гидравлического, пневматического, пиротехнического и др. Агрегаты автоматики обеспечивают запуск, управление, регулирование и останов ЖРД.
Параметры ЖРД
Основными тяговыми параметрами ЖРД являются:
Реактивная сила ЖРД - R - результирующая газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверхности ракетного двигателя при истечении из него вещества;
Тяга ЖРД - Р - равнодействующая реактивной силы ЖРД (R) и всех сил давления окружающей среды, которые действуют на внешние поверхности двигателя за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления;
Импульс тяги ЖРД - I - интеграл от тяги ЖРД по времени его работы;
Удельный импульс тяги ЖРД - I у - отношение тяги (Р) к массовому расходу топлива () ЖРД.
Основными параметрами, которые характеризуют процессы, протекающие в камере ЖРД, служат давление (р), температура (Т) и скорость потока (W) продуктов сгорания (разложения) жидкого ракетного топлива. При этом особо выделяются значения параметров на входе в сопло (индекс сечения «с»), а также в критическом («*») и выходном («а») сечениях сопла.
Расчет значений параметров в различных сечениях тракта сопла ЖРД и определение тяговых параметров двигателя проводится по соответствующим уравнениям термогазодинамики. Приближенная методика подобного расчета рассмотрена в 4 разделе данного пособия.
- СХЕМА И ПРИНЦИП РАБОТЫ ЖРД «РД-214»
3.1. Общая характеристика ЖРД «РД-214»
Жидкостной ракетный двигатель «РД-214» применяется в отечественной практике с 1957 года. С 1962 года он устанавливается на 1-ой ступени многоступенчатых ракетах-носителях «Космос», с помощью которых на околоземные орбиты выведены многие спутники серий «Космос» и «Интеркомос».
ЖРД «РД-214» имеет насосную систему подачи топлива. Двигатель работает на высококипящем азотно-кислотном окислителе (растворе окислов азота в азотной кислоте) и углеводородном горючем (продуктах переработки керосина). Для газогенератора применяется специальный компонент – жидкая перекись водорода.
Основные параметры двигателя имеют следующие значения:
Тяга в пустоте Р п = 726 кН;
Удельный импульс тяги в пустоте I уп = 2590 Н×с/кг;
Давление газа в камере сгорания р к = 4,4 МПа;
Степень расширения газа в сопле e = 64
ЖРД «РД-214», (рис. 1) состоит из:
Четырех камер (поз. 6);
Одного турбонасосного агрегата (ТНА) (поз. 1, 2, 3, 4);
Газогенератора (поз. 5);
Трубопровода;
Агрегатов автоматики (поз. 7, 8)
ТНА двигателя состоит из насоса окислителя (поз. 2), насоса горючего (поз. 3), насоса перекиси водорода (поз. 4) и турбины (поз. 1). Ротора (вращающиеся части) насосов и турбины связаны одним валом.
Агрегаты и узлы, обеспечивающие подачу компонентов в камеру двигателя, газогенератор и турбину, объединяются в три отдельные системы – магистрали:
Систему подачи окислителя
Систему подачи горючего
Систему парогазогенерации перекиси водорода.
Рис.1. Схема жидкостного ракетного двигателя
1 – турбина; 2 – насос окислителя; 3 – насос горючего;
4 – насос перекиси водорода; 5 – газогенератор (реактор);
6 – камера двигателя; 7, 8 – элементы автоматики.
3.2. Характеристика агрегатов ЖРД «РД-214»
3.2.1. Камера ЖРД
Четыре камеры ЖРД связаны в единый блок по двум сечениям с помощью болтов.
Каждая камера ЖРД (поз. 6) состоит из смесительной головки и корпуса. Смесительная головка включает верхнее, среднее и нижнее (огневое) днища. Между верхним и средним днищами образована полость для окислителя, между средним и огневым – полость для горючего. Каждая из полостей с помощью соответствующих форсунок связана с внутренним объемом корпуса двигателя.
В процессе работы ЖРД через смесительную головку и ее форсунки осуществляется подача, распыл и смешение жидких компонентов топлива.
Корпус камеры ЖРД включает часть камеры сгорания и сопло. Сопло ЖРД сверхзвуковое, имеет сходящуюся и расходящуюся части.
Корпус камеры ЖРД двухстенный. Внутренняя (огневая) и наружная (силовая) стенки корпуса связаны между собой проставками. При этом, с помощью проставок, между стенками образованы каналы тракта жидкостного охлаждения корпуса. В качестве охладителя используется горючее.
Во время работы двигателя горючее подается в тракт охлаждения через специальные патрубки коллектора, расположенного на конечной части сопла. Пройдя тракт охлаждения, горючее поступает в соответствующую полость смесительной головки и через форсунки вводится в камеру сгорания. Одновременно через другую полость смесительной головки и соответствующие форсунки, в камеру сгорания поступает окислитель.
В объеме камеры сгорания происходит распыл, смешение и сгорание жидких компонентов топлива. В результате образуется высокотемпературное газообразное рабочее тело двигателя.
Затем в сверхзвуковом сопле осуществляется преобразование тепловой энергии рабочего тела в кинетическую энергию его струи, при истечении которой создается тяга ЖРД.
3.2.2. Газогенератор и турбонасосный агрегат
Газогенератор (рис. 1, поз. 5) является агрегатом, в котором жидкая перекись водорода в результате экзотермического разложения преобразуется в высокотемпературное парообразное рабочее тело турбины.
Турбонасосный агрегат обеспечивает напорную подачу жидких компонентов топлива в камеру и газогенератор двигателя.
ТНА состоит из (рис. 1):
Шнекоцентробежного насоса окислителя (поз. 2);
Шнекоцентробежного насоса горючего (поз. 3);
Центробежного насоса перекиси водорода (поз. 4);
Газовой турбины (поз. 1).
Каждый насос и турбина имеет неподвижный статор и вращающийся ротор. Роторы насосов и турбины имеют общий вал, состоящий из двух частей, которые связаны рессорой.
Турбина (поз. 1) служит приводом насосов. Основными элементами статора турбины являются корпус и сопловой аппарат, а ротора – вал и рабочее колесо с лопатками. В процессе работы, на турбину из газогенератора поступает перекисный парогаз. При прохождении парогаза через сопловой аппарат и лопатки рабочего колеса турбины, его тепловая энергия преобразуется в механическую энергию вращения колеса и вала ротора турбины. Отработанный парогаз собирается в выходном коллекторе корпуса турбины и сбрасывается в атмосферу через специальные отбросные сопла. При этом создается некоторая дополнительная тяга ЖРД.
Насосы окислителя (поз. 2) и горючего (поз. 3) шнекоцентробежного типа. Основными элементами каждого из насосов является корпус и ротор. Ротор имеет вал, шнек и центробежное колесо с лопатками. В процессе работы от турбины к насосу через общий вал подводится механическая энергия, обеспечивающая вращения ротора насоса. В результате воздействия лопаток шнека и центробежного колеса на прокачиваемую насосами жидкость (компонент топлива), механическая энергия вращения ротора насоса преобразуется в потенциальную энергию давления жидкости, что обеспечивает подачу компонента в камеру двигателя. Шнек перед центробежным колесом насоса устанавливается для предварительного повышения давления жидкости на входе в межлопаточные каналы рабочего колеса с целью предотвращения холодного вскипания жидкости (кавитации) и нарушения ее сплошности. Нарушения сплошности потока компонента может вызвать неустойчивость процесса сгорания топлива в камере двигателя, а, следовательно, и неустойчивость работы ЖРД в целом.
Для подачи в газогенератор перекиси водорода применяется центробежный насос (поз. 4). Сравнительно малый расход компонента создает условия бескавитационной работы центробежного насоса без установки перед ним шнекового преднасоса.
3.3. Принцип работы двигателя
Пуск, управление и остановка двигателя выполняется автоматически по электрическим командам с борта ракеты на соответствующие элементы автоматики.
Для начального воспламенения компонентов топлива используется специальное пусковое горючее, самовоспламеняющиеся с окислителем. Пусковое горючее первоначально заполняет небольшой участок трубопровода перед насосом горючего. В момент запуска ЖРД в камеру поступает пусковое горючее и окислитель, происходит их самовоспламенение и лишь затем в камеру начинают подаваться основные компоненты топлива.
В процессе работы двигателя окислитель последовательно проходит элементы и агрегаты магистрали (системы), включающей:
Разделительный клапан;
Насос окислителя;
Клапан окислителя;
Смесительную головку камеры двигателя.
Поток горючего протекает по магистрали, включающей:
Разделительные клапана;
Насос горючего;
Коллектор и тракт охлаждения камеры двигателя;
Смесительную головку камеры.
Перекись водорода и образующийся парогаз последовательно проходят элементы и агрегаты системы парогазогенерации, включающей:
Разделительный клапан;
Насос перекиси водорода;
Гидроредуктор;
Газогенератор;
Сопловой аппарат турбины;
Лопатки рабочего колеса турбины;
Коллектор турбины;
Отбросные сопла.
В результате непрерывной подачи турбонасосным агрегатом компонентов топлива в камеру двигателя, их сгорание с образованием высокотемпературного рабочего тела и истечения рабочего тела из камеры, создается тяга ЖРД.
Варьирование значения тяги двигателя в процессе его работы обеспечивается с помощью изменения расхода перекиси водорода, подаваемой в газогенератор. При этом изменяется мощность турбины и насосов, а, следовательно, и подача компонентов топлива в камеру двигателя.
Останов ЖРД производится в две ступени с помощью элементов автоматики. С основного режима двигатель сначала переводится на конечный режим работы с меньшей тягой и лишь затем выключается полностью.
- МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ РАБОТЫ
4.1. Объем и порядок выполнения работы
В процессе выполнения работы последовательно выполняются следующие действия.
1) Изучается схема ЖРД «РД-214». Рассматривается назначение и состав ЖРД, конструкция агрегатов, принцип работы двигателя.
2) Производится измерение геометрических параметров сопла ЖРД. Находится диаметр входного («с»), критического («*») и выходного («а») сечений сопла (D с, D * , D а).
3) Рассчитывается значение параметров рабочего тела ЖРД во входном, критическом и выходном сечениях сопла ЖРД.
По результатам расчетов строится обобщенный график изменения температуры (Т), давления (р) и скорости (W) рабочего тела вдоль тракта сопла (L) ЖРД.
4) Определяются тяговые параметры ЖРД при расчетном режиме работы сопла ().
4.2. Исходные данные для расчета параметров ЖРД «РД-214»
Давление газа в камере (см. вариант)
Температура газов в камере
Газовая постоянная
Показатель изоэнтропы
Функция
Принимается, что процессы в камере протекают без потерь энергии. При этом коэффициенты потерь энергии в камере сгорания и сопле соответственно равны
Режим работы сопла расчетный (индекс «r »).
Посредством измерения определяются:
Диаметр критического сечения сопла ;
Диаметр выходного сечения сопла .
4.3. Последовательность расчета параметров ЖРД
А) Параметры в выходном сечении сопла («а») определяются в следующей последовательности.
1) Площадь выходного сечения сопла
2) Площадь критического сечения сопла
3) Геометрическая степень расширения газа
Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель
Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб, воздушных торпед и т. д. Иногда ЖРД применяются и в качестве стартовых двигателей для облегчения взлета самолетов.
Имея в виду основное назначение ЖРД, мы ознакомимся с их устройством и работой на примерах двух двигателей: одного - для дальней или стратосферной ракеты, другого - для ракетного самолета. Эти конкретные двигатели далеко не во всем являются типичными и, конечно, уступают по своим данным новейшим двигателям этого типа, но все же являются во многом характерными и дают довольно ясное представление о современном жидкостно-реактивном двигателе.
ЖРД для дальней или стратосферной ракеты
Ракеты этого типа применялись либо в качестве дальнобойного сверхтяжелого снаряда, либо для исследования стратосферы. Для военных целей они были применены немцами для бомбардировки Лондона в 1944 г. Эти ракеты имели около тонны взрывчатого вещества и дальность полета около 300 км . При исследовании стратосферы головка ракеты вместо взрывчатки несет в себе различную исследовательскую аппаратуру и обычно имеет приспособление для отделения от ракеты и спуска на парашюте. Высота подъема ракеты 150–180 км .
Внешний вид такой ракеты представлен на фиг. 26, а ее разрез на фиг. 27. Фигуры людей, стоящих рядом с ракетой, дают представление о внушительных размерах ракеты: ее общая длина равна 14 м , диаметр около 1,7 м , а по оперению около 3,6 м , вес снаряженной ракеты со взрывчаткой - 12,5 тонны.
Фиг. 26. Подготовка к запуску стратосферной ракеты.
Ракета движется с помощью жидкостно-реактивного двигателя, расположенного в ее задней части. Общий вид двигателя показан на фиг. 28. Двигатель работает на двухкомпонентном топливе - обычном винном (этиловом) спирте 75 %-ной крепости и жидком кислороде, которые хранятся в двух отдельных больших баках, как это показано на фиг. 27. Запас топлива на ракете - около 9 тонн, что составляет почти 3/4 общего веса ракеты, да и по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое огромное количество топлива его хватает всего только на 1 минуту работы двигателя, так как двигатель расходует больше 125 кг топлива в секунду.
Фиг. 27. Разрез ракеты дальнего действия.
Количество обоих компонентов топлива, спирта и кислорода, рассчитывается так, чтобы они выгорали одновременно. Так как для сгорания 1 кг спирта в данном случае расходуется около 1,3 кг кислорода, то бак для горючего вмещает примерно 3,8 тонны спирта, а бак для окислителя - около 5 тонн жидкого кислорода. Таким образом даже в случае применения спирта, который требует для сгорания значительно меньше кислорода, чем бензин или керосин, заполнение обоих баков одним только горючим (спиртом) при использовании атмосферного кислорода увеличило бы продолжительность работы двигателя в два-три раза. Вот к чему приводит необходимость иметь окислитель на борту ракеты.
Фиг. 28. Двигатель ракеты.
Невольно возникает вопрос: как же ракета покрывает расстояние в 300 км, если двигатель работает всего только 1 минуту? Объяснение этому дает фиг. 33, на которой представлена траектория полета ракеты, а также указано изменение скорости вдоль траектории.
Запуск ракеты осуществляется после установки ее в вертикальное положение с помощью легкого пускового устройства, как это видно на фиг. 26. После запуска ракета вначале поднимается почти вертикально, а по истечении 10–12 секунд полета начинает отклоняться от вертикали и под действием рулей, управляемых гироскопами, движется по траектории, близкой к дуге окружности. Такой полет длится все время, пока работает двигатель, т. е. примерно в течение 60 сек.
Когда скорость достигает расчетной величины, приборы управления выключают двигатель; к этому моменту в баках ракеты почти не остается топлива. Высота ракеты к моменту окончания работы двигателя равняется 35–37 км , а ось ракеты составляет с горизонтом угол в 45° (этому положению ракеты соответствует точка А на фиг. 29).
Фиг. 29. Траектория полета дальней ракеты.
Такой угол возвышения обеспечивает максимальную дальность в последующем полете, когда ракета движется по инерции, подобно артиллерийскому снаряду, который вылетел бы из орудия, обрез ствола которого находится на высоте 35–37 км . Траектория дальнейшего полета близка к параболе, а общее время полета равно приблизительно 5 мин. Максимальная высота, которой достигает при этом ракета, составляет 95-100 км , стратосферные же ракеты достигают значительно больших высот, более 150 км . На фотографиях, сделанных с этой высоты аппаратом, установленным на ракете, уже отчетливо видна шарообразность земли.
Интересно проследить, как изменяется скорость полета по траектории. К моменту выключения двигателя, т. е. после 60 секунд полета, скорость полета достигает наибольшего значения и равна примерно 5500 км/час , т. е. 1525 м/сек . Именно в этот момент мощность двигателя становится также наибольшей, достигая для некоторых ракет почти 600.000 л. с .! Дальше под воздействием силы тяжести скорость ракеты уменьшается, а после достижения наивысшей точки траектории по той же причине снова начинает расти до тех пор, пока ракета не войдет в плотные слои атмосферы. В течение всего полета, кроме самого начального участка - разгона, - скорость ракеты значительно превышает скорость звука, средняя скорость по всей траектории составляет примерно 3500 км/час и даже на землю ракета падает со скоростью, в два с половиной раза превышающей скорость звука и равной 3000 км/час . Это значит, что мощный звук от полета ракеты доносится лишь после ее падения. Здесь уже не удастся уловить приближение ракеты с помощью звукоулавливателей, обычно применяющихся в авиации или морском флоте, для этого потребуются совсем другие методы. Такие методы основаны на применении вместо звука радиоволн. Ведь радиоволна распространяется со скоростью света - наибольшей скоростью, возможной на земле. Эта скорость, равная 300 000 км/сек, конечно, более чем достаточна, чтобы отметить приближение самой быстролетящей ракеты.
С большой скоростью полета ракет связана еще одна проблема. Дело в том, что при больших скоростях полета в атмосфере, вследствие торможения и сжатия воздуха, набегающего на ракету, температура ее корпуса сильно повышается. Расчет показывает, что температура стенок описанной выше ракеты должна достигать 1000–1100 °C. Испытания показали, правда, что в действительности эта температура значительно меньше из-за охлаждения стенок путем теплопроводности и излучения, но все же она достигает 600–700 °C, т. е. ракета нагревается до красного каления. С увеличением скорости полета ракеты температура ее стенок будет быстро расти и может стать серьезным препятствием для дальнейшего роста скорости полета. Вспомним, что метеориты (небесные камни), врывающиеся с огромной скоростью, до 100 км/сек , в пределы земной атмосферы, как правило, «сгорают», и то, что мы принимаем за падающий метеорит («падающую звезду») есть в действительности только сгусток раскаленных газов и воздуха, образующийся в результате движения метеорита с большой скоростью в атмосфере. Поэтому полеты с весьма большими скоростями возможны лишь в верхних слоях атмосферы, где воздух разрежен, или за ее пределами. Чем ближе к земле, тем меньше допустимые скорости полета.
Фиг. 30. Схема устройства двигателя ракеты.
Схема двигателя ракеты представлена на фиг. 30. Обращает на себя внимание относительная простота этой схемы по сравнению с обычными поршневыми авиационными двигателями; в особенности характерно для ЖРД почти полное отсутствие в силовой схеме двигателя движущихся частей. Основными элементами двигателя являются камера сгорания, реактивное сопло, парогазогенератор и турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления.
В камере сгорания происходит сгорание топлива, т. е. преобразование химической энергии топлива в тепловую, а в сопле - преобразование тепловой энергии продуктов сгорания в скоростную энергию струи газов, вытекающих из двигателя в атмосферу. Как изменяется состояние газов при течении их в двигателе показано на фиг. 31.
Давление в камере сгорания равно 20–21 ата , а температура достигает 2 700 °C. Характерным для камеры сгорания является огромное количество тепла, которое выделяется в ней при сгорании в единицу времени или, как говорят, теплонапряженность камеры. В этом отношении камера сгорания ЖРД значительно превосходит все другие известные в технике топочные устройства (топки котлов, цилиндры двигателей внутреннего сгорания и другие). В данном случае в камере сгорания двигателя в секунду выделяется такое количество тепла, которое достаточно для того, чтобы вскипятить более 1,5 тонны ледяной воды! Чтобы камера сгорания при таком огромном количестве выделяющегося в ней тепла не вышла из строя, необходимо интенсивно охлаждать ее стенки, как, впрочем, и стенки сопла. Для этой цели, как это видно на фиг. 30, камера сгорания и сопло охлаждаются горючим - спиртом, который сначала омывает их стенки, а уже затем, подогретый, поступает в камеру сгорания. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру (такую систему охлаждения называют поэтому иногда регенеративной). Однако одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие сверления, расположенные в нескольких кольцевых поясах, так что через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 1/10 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, превышает 2500 °C, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1 000 °C.
Фиг. 31. Изменение состояния газов в двигателе.
Топливо подается в камеру сгорания через 18 горелок-форкамер, расположенных на ее торцевой стенке. Кислород поступает внутрь форкамер через центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, - через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой форкамеры. Таким образом обеспечивается достаточно хорошее перемешивание топлива, необходимое для осуществления полного сгорания за то очень короткое время пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).
Реактивное сопло двигателя изготовлено из стали. Его форма, как это хорошо видно на фиг. 30 и 31, представляет собой сначала сужающуюся, а потом расширяющуюся трубу (так называемое сопло Лаваля). Как указывалось ранее, такую же форму имеют сопла и пороховых ракетных двигателей. Чем объясняется такая форма сопла? Как известно, задачей сопла является обеспечение полного расширения газа с целью получения наибольшей скорости истечения. Для увеличения скорости течения газа по трубе ее сечение должно вначале постепенно уменьшаться, что имеет место и при течении жидкостей (например, воды). Скорость движения газа будет увеличиваться, однако, только до тех пор, пока она не станет равной скорости распространения звука в газе. Дальнейшее увеличение скорости в отличие от жидкости станет возможным только при расширении трубы; это отличие течения газа от течения жидкости связано с тем, что жидкость несжимаема, а объем газа при расширении сильно увеличивается. В горловине сопла, т. е. в наиболее узкой его части, скорость течения газа всегда равна скорости звука в газе, в нашем случае около 1000 м/сек . Скорость же истечения, т. е. скорость в выходном сечении сопла, равна 2100–2200 м/сек (таким образом удельная тяга составляет примерно, 220 кг сек/кг ).
Подача топлива из баков в камеру сгорания двигателя осуществляется под давлением с помощью насосов, имеющих привод от турбины и скомпонованных вместе с нею в единый турбонасосный агрегат, как это видно на фиг. 30. В некоторых двигателях подача топлива осуществляется под давлением, которое создается в герметических топливных баках с помощью какого-либо инертного газа - например, азота, хранящегося под большим давлением в специальных баллонах. Такая система подачи проще насосной, но, при достаточно большой мощности двигателя, получается более тяжелой. Однако и при насосной подаче топлива в описываемом нами двигателе баки, как кислородный, так и спиртовой, находятся под некоторым избыточным давлением изнутри для облегчения работы насосов и предохранения баков от смятия. Это давление (1,2–1,5 ата ) создается в спиртовом баке воздухом или азотом, в кислородном - парами испаряющегося кислорода.
Оба насоса - центробежного типа. Турбина, приводящая насосы, работает на парогазовой смеси, получающейся в результате разложения перекиси водорода в специальном парогазогенераторе. В этот парогазогенератор из особого бачка подается перманганат натрия, который является катализатором, ускоряющим разложение перекиси водорода. При запуске ракеты перекись водорода под давлением азота поступает в парогазогенератор, в котором начинается бурная реакция разложения перекиси с выделением паров воды и газообразного кислорода (это так называемая «холодная реакция», применяющаяся иногда и для создания тяги, в частности, в стартовых ЖРД). Парогазовая смесь, имеющая температуру около 400 °C и давление свыше 20 ата , поступает на колесо турбины и затем выбрасывается в атмосферу. Мощность турбины затрачивается полностью на привод обоих топливных насосов. Эта мощность не так уже мала - при 4000 об/мин колеса турбины она достигает почти 500 л. с .
Так как смесь кислорода со спиртом не является самореагирующим топливом, то для начала горения необходимо предусмотреть какую-либо систему зажигания. В двигателе воспламенение осуществляется с помощью специального запала, образующего факел пламени. Для этой цели применялся обычно пиротехнический запал (твердый воспламенитель типа пороха), реже использовался жидкий воспламенитель.
Запуск ракеты осуществляется следующим образом. Когда запальный факел поджигается, то открывают главные клапаны, через которые в камеру сгорания поступают самотеком из баков спирт и кислород. Управление всеми клапанами в двигателе осуществляется с помощью сжатого азота, хранящегося на ракете в батарее баллонов высокого давления. Когда начинается горение топлива, то находящийся на расстоянии наблюдатель с помощью электрического контакта включает подачу перекиси водорода в парогазогенератор. Начинает работать турбина, которая приводит насосы, подающие спирт и кислород в камеру сгорания. Тяга растет и когда она становится больше веса ракеты (12–13 тонн), то ракета взлетает. От момента зажигания запального факела до того, как двигатель разовьет полную тягу, проходит всего 7-10 секунд.
При запуске очень важно обеспечить строгий порядок поступления в камеру сгорания обоих компонентов топлива. В этом заключается одна из важных задач системы управления и регулирования двигателя. Если в камере сгорания накапливается один из компонентов (поскольку задерживается поступление другого), то обычно вслед за этим происходит взрыв, при котором двигатель часто выходит из строя. Это, наряду со случайными перерывами в горении, является одной из наиболее частых причин катастроф при испытаниях ЖРД.
Обращает на себя внимание ничтожный вес двигателя по сравнению с развиваемой им тягой. При весе двигателя меньше 1000 кг тяга составляет 25 тонн, так что удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу тяги, равен всего только
Для сравнения укажем, что обычный поршневой авиационный двигатель, работающий на винт, имеет удельный вес 1–2 кг/кг , т. е. в несколько десятков раз больше. Важно также то, что удельный вес ЖРД не изменяется при изменении скорости полета, тогда как удельный вес поршневого двигателя быстро растет с ростом скорости.
ЖРД для ракетного самолета
Фиг. 32. Проект ЖРД с регулируемой тягой.
1 - передвижная игла; 2 - механизм передвижения иглы; 3 - подача горючего; 4 - подача окислителя.
Основное требование, предъявляемое к авиационному жидкостно-реактивному двигателю - возможность изменять развиваемую им тягу в соответствии с режимами полета самолета, вплоть до остановки и повторного запуска двигателя в полете. Наиболее простой и распространенный способ изменения тяги двигателя заключается в регулировании подачи топлива в камеру сгорания, вследствие чего изменяется давление в камере и тяга. Однако этот способ невыгоден, так как при уменьшении давления в камере сгорания, понижаемого в целях уменьшения тяги, уменьшается доля тепловой энергии топлива, переходящая в скоростную энергию струи. Это приводит к увеличению расхода топлива на 1 кг тяги, а следовательно, и на 1 л. с . мощности, т. е. двигатель при этом начинает работать менее экономично. Для уменьшения этого недостатка авиационные ЖРД часто имеют вместо одной от двух до четырех камер сгорания, что позволяет при работе на пониженной мощности выключать одну или несколько камер. Регулирование тяги изменением давления в камере, т. е. подачей топлива, сохраняется и в этом случае, но используется лишь в небольшом диапазоне до половины тяги отключаемой камеры. Наиболее выгодным способом регулирования тяги ЖРД было бы изменение проходного сечения его сопла при одновременном уменьшении подачи топлива, так как при этом уменьшение секундного количества вытекающих газов достигалось бы при сохранении неизменным давления в камере сгорания, а, значит, и скорости истечения. Такое регулирование проходного сечения сопла можно было бы осуществить, например, с помощью передвижной иглы специального профиля, как это показано на фиг. 32, изображающей проект ЖРД с регулируемой таким способом тягой.
На фиг. 33 представлен однокамерный авиационный ЖРД, а на фиг. 34 - такой же ЖРД, но с добавочной небольшой камерой, которая используется на крейсерском режиме полета, когда требуется небольшая тяга; основная камера при этом отключается совсем. На максимальном режиме работают обе камеры, причем большая развивает тягу в 1700 кг, а малая - 300 кг , так что общая тяга составляет 2000 кг . В остальном двигатели по конструкции аналогичны.
Двигатели, изображенные на фиг. 33 и 34, работают на самовоспламеняющемся топливе. Это топливо состоит из перекиси водорода в качестве окислителя и гидразин-гидрата в качестве горючего, в весовом соотношении 3:1. Точнее, горючее представляет собой сложный состав, состоящий из гидразин-гидрата, метилового спирта и солей меди в качестве катализатора, обеспечивающего быстрое протекание реакции (применяются и другие катализаторы). Недостатком этого топлива является то, что оно вызывает коррозию частей двигателя.
Вес однокамерного двигателя составляет 160 кг , удельный вес равен
На килограмм тяги. Длина двигателя - 2,2 м . Давление в камере сгорания - около 20 ата . При работе на минимальной подаче топлива для получения наименьшей тяги, которая равна 100 кг , давление в камере сгорания уменьшается до 3 ата . Температура в камере сгорания достигает 2500 °C, скорость истечения газов около 2100 м/сек . Расход топлива равен 8 кг/сек , а удельный расход топлива составляет 15,3 кг топлива на 1 кг тяги в час.
Фиг. 33. Однокамерный ЖРД для ракетного самолета
Фиг. 34. Двухкамерный авиационный ЖРД.
Фиг. 35. Схема подачи топлива в авиационном ЖРД.
Схема подачи топлива в двигатель представлена на фиг. 35. Как и в двигателе ракеты, подача горючего и окислителя, хранящихся в отдельных баках, производится под давлением около 40 ата насосами, имеющими привод от турбинки. Общий вид турбонасосного агрегата показан на фиг. 36. Турбинка работает на паро-газовой смеси, которая, как и раньше, получается в результате разложения перекиси водорода в парогазогенераторе, который в этом случае наполнен твердым катализатором. Горючее до поступления в камеру сгорания охлаждает стенки сопла и камеры сгорания, циркулируя, в специальной охлаждающей рубашке. Изменение подачи топлива, необходимое для регулирования тяги двигателя в процессе полета, достигается изменением подачи перекиси водорода в парогазогенератор, что вызывает изменение оборотов турбинки. Максимальное число оборотов турбинки равно 17 200 об/мин. Запуск двигателя осуществляется с помощью электромотора, приводящего во вращение турбонасосный агрегат.
Фиг. 36. Турбонасосный агрегат авиационного ЖРД.
1 - шестерня привода от пускового электромотора; 2 - насос для окислителя; 3 - турбина; 4 - насос для горючего; 5 - выхлопной патрубок турбины.
На фиг. 37 показана схема установки однокамерного ЖРД в хвостовой части фюзеляжа одного из опытных ракетных самолетов.
Назначение самолетов с жидкостно-реактивными двигателями определяется свойствами ЖРД - большой тягой и, соответственно, большой мощностью на больших скоростях полета и больших высотах и малой экономичностью, т. е. большим расходом топлива. Поэтому ЖРД обычно устанавливаются на военных самолетах - истребителях-перехватчиках. Задача такого самолета - при получении сигнала о приближении самолетов противника быстро взлететь и набрать большую высоту, на которой обычно летят эти самолеты, а затем, используя свое преимущество в скорости полета, навязать противнику воздушный бой. Общая продолжительность полета самолета с жидкостно-реактивным двигателем определяется запасом топлива на самолете и составляет 10–15 минут, поэтому эти самолеты обычно могут совершать боевые операции лишь в районе своего аэродрома.
Фиг. 37. Схема установки ЖРД на самолете.
Фиг. 38. Ракетный истребитель (вид в трех проекциях)
На фиг. 38 показан истребитель-перехватчик с описанным выше ЖРД. Размеры этого самолета, как и других самолетов этого типа, обычно невелики. Полный вес самолета с топливом составляет 5100 кг ; запаса топлива (свыше 2,5 тонны) хватает только на 4,5 минуты работы двигателя на полной мощности. Максимальная скорость полета - свыше 950 км/час ; потолок самолета, т. е. максимальная высота, которой он может достигнуть, - 16 000 м . Скороподъемность самолета характеризуется тем, что за 1 минуту он может подняться с 6 до 12 км .
Фиг. 39. Устройство ракетного самолета.
На фиг. 39 показано устройство другого самолета с ЖРД; это - опытный самолет, построенный для достижения скорости полета, превышающей скорость звука (т. е. 1200 км/час у земли). На самолете, в задней части фюзеляжа, установлен ЖРД, имеющий четыре одинаковых камеры с общей тягой 2720 кг . Длина двигателя 1400 мм , максимальный диаметр 480 мм , вес 100 кг . Запас топлива на самолете, в качестве которого используются спирт и жидкий кислород, составляет 2360 л .
Фиг. 40. Четырехкамерный авиационный ЖРД.
Внешний вид этого двигателя показан на фиг. 40.
Другие области применения ЖРД
Наряду с основным применением ЖРД в качестве двигателей для дальних ракет и ракетных самолетов они применяются в настоящее время и в ряде других случаев.
Довольно широкое применение получили ЖРД в качестве двигателей тяжелых ракетных снарядов, подобных представленному на фиг. 41. Двигатель этого снаряда может служить примером простейшего ЖРД. Подача топлива (бензин и жидкий кислород) в камеру сгорания этого двигателя производится под давлением нейтрального газа (азота). На фиг. 42 показана схема тяжелой ракеты, применявшейся в качестве мощного зенитного снаряда; на схеме приведены габаритные размеры ракеты.
Применяются ЖРД и в качестве стартовых авиационных двигателей. В этом случае иногда используется низкотемпературная реакция разложения перекиси водорода, отчего такие двигатели называют «холодными».
Имеются случаи применения ЖРД в качестве ускорителей для самолетов, в частности, самолетов с турбореактивными двигателями. Насосы подачи топлива з этом случае приводятся иногда от вала турбореактивного двигателя.
ЖРД применяются наряду с пороховыми двигателями также для старта и разгона летающих аппаратов (или их моделей) с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Как известно, эти двигатели развивают очень большую тягу при высоких скоростях полета, больших скорости звука, но вовсе не развивают тяги при взлете.
Наконец, следует упомянуть еще об одном применении ЖРД, имеющем место в последнее время. Для изучения поведения самолета при большой скорости полета, приближающейся к скорости звука и превышающей ее, требуется проведение серьезной и дорогостоящей исследовательской работы. В частности, требуется определение сопротивления крыльев самолета (профилей), которое обычно производится в специальных аэродинамических трубах. Для создания в таких трубах условий, соответствующих полету самолета на большой скорости, приходится иметь силовые установки очень большой мощности для привода вентиляторов, создающих поток в трубе. Вследствие этого сооружение и эксплоатация труб для проведения испытания при сверхзвуковых скоростях требуют огромных затрат.
В последнее время, наряду со строительством сверхзвуковых труб, задача исследования различных профилей крыльев скоростных самолетов, как, кстати сказать, и испытания прямоточных ВРД, решается также с помощью жидкостно-реактивных
Фиг. 41. Ракетный снаряд с ЖРД.
двигателей. По одному из этих способов исследуемый профиль устанавливается на дальней ракете с ЖРД, подобной описанной выше, и все показания приборов, измеряющих сопротивление профиля в полете, передаются на землю с помощью радио-телеметрических устройств.
Фиг. 42. Схема устройства мощного зенитного снаряда с ЖРД.
7 - боевая головка; 2 - баллон со сжатым азотом; 3 - бак с окислителем; 4 - бак с горючим; 5 - жидкостно-реактивный двигатель.
По другому способу сооружается специальная ракетная тележка, передвигающаяся по рельсам с помощью ЖРД. Результаты испытания профиля, установленного на такой тележке в особом весовом механизме, записываются специальными автоматическими приборами, расположенными также на тележке. Такая ракетная тележка показана на фиг. 43. Длина рельсового пути может достигать 2–3 км .
Фиг. 43. Ракетная тележка для испытания профилей крыльев самолета.
Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий ВладимирДвигатель работает неустойчиво на всех режимах Неисправности системы зажигания Износ и повреждения контактного уголька, зависание его в крышке распределителя зажигания. Утечка тока на «массу» через нагар или влагу на внутренней поверхности крышки. Заменить контактный
Из книги Броненосец " ПЕТР ВЕЛИКИЙ" автораДвигатель работает неустойчиво при малой частоте вращения коленчатого вала или глохнет на холостом ходу Неисправности карбюратора Низкий или высокий уровень топлива в поплавковой камере. Низкий уровень – хлопки в карбюраторе, высокий – хлопки в глушителе. На выхлопе
Из книги Броненосец "Наварин" автора Арбузов Владимир ВасильевичДвигатель работает нормально на холостом ходу, но автомобиль разгоняется медленно и с «провалами»; плохая приемистость двигателя Неисправности системы зажигания Не отрегулирован зазор между контактами прерывателя. Отрегулировать угол замкнутого состояния контактов
Из книги Самолеты мира 2000 02 автора Автор неизвестенДвигатель «троит» – не работает один или два цилиндра Неисправности системы зажигания Неустойчивая работа двигателя на малых и средних оборотах. Повышенный расход топлива. Выхлоп дыма синий. Несколько приглушены периодически издаваемые звуки, которые особенно хорошо
Из книги Мир Авиации 1996 02 автора Автор неизвестенПри резком открывании дроссельных заслонок двигатель работает с перебоями Неисправности механизма газораспределения Не отрегулированы зазоры в клапанах. Через каждые 10 тыс. км пробега (для ВАЗ-2108, -2109 через 30 тыс. км) отрегулировать зазоры клапанов. При уменьшенном
Из книги Обслуживаем и ремонтируем Волга ГАЗ-3110 автора Золотницкий Владимир АлексеевичДвигатель неравномерно и неустойчиво работает на средних и больших частотах вращения коленчатого вала Неисправности системы зажигания Разрегулировок зазор контактов прерывателя. Для точной регулировки зазора между контактами измерять не сам зазор, да еще дедовским
Из книги Ракетные двигатели автора Гильзин Карл АлександровичПриложения КАК БЫЛ УСТРОЕН "ПЕТР ВЕЛИКИЙ" 1 . Мореходные и маневренные качестваВесь комплекс проведенных в 1876 году испытаний выявил следующие мореходные качества. Безопасность океанского плавания "Петра Великого" не внушала опасений, а его причисление к классу мониторов
Из книги Воздушно-реактивные двигатели автора Гильзин Карл АлександровичКак был устроен броненосец "Наварин" Корпус броненосца имел наибольшую длину 107 м (длина между перпендикулярами 105,9 м). ширину 20,42, проектную осадку 7,62 м носом и 8,4 кормой и набирался из 93 шпангоутов (шпация 1,2 метра). Шпангоуты обеспечивали продольную прочность и полные
Из книги История электротехники автора Коллектив авторовСу-10 – первый реактивный бомбардировщик ОКБ П.О. Сухого Николай ГОРДЮКОВПосле второй мировой войны началась эпоха реактивной авиации. Очень быстро проходило переоснащение советских и зарубежных ВВС на истребители с турбореактивными двигателями. Однако создание
Из книги автора Из книги автораДвигатель работает неустойчиво при малой частоте вращения коленчатого вала или глохнет на холостом ходу Рис. 9. Регулировочные винты карбюратора: 1 – винт эксплуатационной регулировки (винт количества); 2 – винт состава смеси, (винт качества) с ограничительным
Из книги автораДвигатель работает неустойчиво на всех режимах
Из книги автораКак устроен и работает пороховой ракетный двигатель Основными конструктивными элементами порохового, как и любого другого ракетного двигателя, являются камера сгорания и сопло (фиг. 16).Благодаря тому, что подача пороха, как и вообще всякого твердого топлива, в камеру
Из книги автораТопливо для жидкостно-реактивного двигателя Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД,
Из книги автораГлава пятая Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель На первый взгляд возможность значительного упрощения двигателя при переходе к большим скоростям полета кажется странной, пожалуй, даже невероятной. Вся история авиации до сих пор говорит о противоположном: борьба
Из книги автора6.6.7. ПОЛУПРОВОДНИКОВЫЕ ПРИБОРЫ В ЭЛЕКТРОПРИВОДЕ. СИСТЕМЫ ТИРИСТОРНЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ - ДВИГАТЕЛЬ (ТП - Д) И ИСТОЧНИК ТОКА - ДВИГАТЕЛЬ (ИТ - Д) В послевоенные годы в ведущих лабораториях мира произошел прорыв в области силовой электроники, кардинально изменивший многие
Космическая и солнечная радиация, логистика в условиях невесомости и другое. Но самая сложная проблема - это просто оторвать космический корабль от земли. Здесь не обойтись без ракетного двигателя, поэтому в этой статье мы рассмотрим именно это изобретение человечества.
С одной стороны, ракетные двигатели настолько просто устроены, что за небольшую копейку вы сможете построить ракету самостоятельно. С другой стороны, ракетные двигатели (и их ) настолько сложны, что доставкой людей на орбиту, по сути, занимаются только три страны мира.
Когда люди задумываются о двигателе или моторе, они думают о вращении. К примеру, бензиновый двигатель автомобиля производит энергию вращения, чтобы двигать колеса. Электродвигатель производит энергию вращения для движения вентилятора или диска. Паровой двигатель делает то же самое, чтобы вращать паровую турбину.
Ракетные двигатели принципиально отличаются. Ракетные двигатели - это . Основной принцип движения ракетного двигателя - это , «на каждое действие есть равное противодействие». Ракетный двигатель выбрасывает массу в одном направлении, а благодаря принципу Ньютона движется в противоположном направлении.
Понятие «выбрасывания массы и движения по принципу Ньютона» может быть сложно понять с первого раза, потому что ничего не разобрать. Ракетные двигатели, кажется, работают с огнем, шумом и давлением, а не «толкают вещи». Давайте рассмотрим несколько примеров, чтобы получить более полную картину реальности.
Если вы когда-нибудь стреляли из оружия, желательно из дробовика 12-го калибра, то вы знаете, что такое отдача. Когда вы стреляете из оружия, оно отдает вам в плечо, достаточно ощутимо. Этот толчок и есть реакция. Дробовик выпуливает около 30 грамм металла в одном направлении со скоростью больше 1000 км/ч, и ваше плечо чувствует отдачу. Если бы вы стояли на скейтборде или были в роликах, то выстрел из дробовика сработал бы как реактивный двигатель, и вы покатились бы в противоположном направлении.
Если вы когда-либо наблюдали за работой пожарного шлага, вы наверняка заметили, что его достаточно сложно удержать (иногда пожарные вдвоем и втроем его держат). Шланг работает как ракетный двигатель. Он выбрасывает воду в одном направлении, а пожарные используют свою силу, чтобы противостоять реакции. Если они упустят рукав, он будет метаться повсюду. Если бы пожарные стоял на скейтбордах, пожарный рукав разогнал бы их до приличной скорости.
Когда вы надуваете воздушный шарик и выпускаете его, он летает по всей комнате, испуская воздух, - так работает ракетный двигатель. В данном случае вы выпускаете молекулы воздуха из шара. Многие считают, что молекулы воздуха ничего не весят, но это не так. Когда вы выпускаете их из шарика, шарик летит в противоположном направлении.
Еще один сценарий, который поможет объяснить действие и противодействие, — это космический бейсбол. Представьте, что вы вышли в скафандре в космос недалеко от своего космического судна, и у вас в руке бейсбольный мяч. Если вы его бросите, ваше тело среагирует в противоположном направлении от мяча. Допустим, он весит 450 гр, а ваше тело вместе со скафандром весит 45 кг. Вы бросаете бейсбольный мяч весом почти в полкило со скоростью 34 км/ч. Таким образом, вы ускоряете полукилограммовый мяч своей рукой так, что он набирает скорость 34 км/ч. Ваше тело реагирует в противоположном направлении, но весит в 100 раз больше мяча. Таким образом, оно принимает одну сотую ускорения мяча, или 0,34 км/ч.
Если вы хотите создать большую тягу от своего бейсбольного мяча, у вас есть два варианта: увеличить его массу или увеличить ускорение. Вы можете бросить мячик потяжелее или бросать мячи один за другим, либо бросить мяч быстрее. Но на этом все.
Ракетный двигатель, как правило, выбрасывает массу в форме газа под высоким давлением. Двигатель выбрасывает массу газа в одном направлении, чтобы получить реактивное движение в противоположном направлении. Масса идет от веса топлива, которое сгорает в двигателе ракеты. Процесс горения ускоряет массы топлива так, что они выходят из сопла ракеты на высокой скорости. Тот факт, что топливо превращается из твердого тела или жидкости в процессе сгорания, никак не меняет его массу. Если вы сожжете килограмм ракетного топлива, вы получите килограмм выхлопа в виде горячих газов на высокой скорости. Процесс сжигания ускоряет массу.
«Сила» ракетного двигателя называется тягой. Тяга измеряется в ньютонах в метрической системе и «фунтах тяги» в США (4,45 ньютона тяги эквивалентны одному фунту тяги). Фунт тяги - это количество тяги, необходимое для удержания 1-фунтового объекта (0,454 кг) неподвижным относительно силы тяжести Земли. Ускорение земной гравитации составляет 9,8 м/с².
Одной из забавных проблем ракет является то, что топливный вес, как правило, в 36 раз больше полезной нагрузки. Потому что помимо того, что двигателю нужно поднимать вес, этот же вес и способствует собственному подъему. Чтобы вывести крошечного человека в космос, нужна огромная ракета и много-много топлива.
Обычная скорость для химических ракет составляет от 8000 до 16 000 км/ч. Топливо горит около двух минут и вырабатывает 3,3 миллиона фунтов тяги на старте. Три основных двигателя космического шаттла, например, сжигают топливо в течение восьми минут и вырабатывают около 375 000 фунтов тяги каждый в процессе горения.
Твердотопливные ракеты: топливная смесь
Ракетные двигатели на твердом топливе - это первые двигатели, созданные человеком. Они были изобретены сотни лет назад в Китае и используются до сих пор. О красных бликах ракет поется в национальном гимне (написанном в начале 1800-х) - имеются в виду небольшие боевые ракеты на твердом топливе, используемые для доставки бомб или зажигательных устройств. Как видите, такие ракеты существуют уже давненько.
Идея, которая лежит в основе ракеты на твердом топливе, довольно проста. Вам нужно создать нечто, что будет быстро гореть, но не взрываться. Как вы знаете, порох не подходит. Оружейный порох на 75 % состоит из нитрата (селитры), 15 % угля и 10 % серы. В ракетном двигателе взрывы не нужны - нужно, чтобы топливо горело. Можно изменить смесь до 72 % нитрата, 24 % угля и 4 % серы. Вместо пороха вы получите ракетное топливо. Эта смесь будет быстро гореть, но не взорвется, если правильно ее загрузить. Вот типичная схема:
Слева вы видите ракету до зажигания. Твердое топливо отображается зеленым цветом. Оно в форме цилиндра с трубой, просверленной по центру. При зажигании горючее сгорает вдоль стенки трубы. По мере горения оно выгорает к корпусу, пока не сгорит полностью. В небольшой модели ракетного двигателя или крошечной ракетке процесс горения может длиться в течение секунды или того меньше. В большой ракете же топливо горит не менее двух минут.
Твердотопливные ракеты: конфигурации
Читая описание для современных твердотопливных ракет, часто можно найти вот такое:
«Ракетное топливо состоит из перхлората аммония (окислитель, 69,6 % по весу), алюминия (топливо, 16 %), оксида железа (катализатор, 0,4 %), полимера (связующей смеси, удерживающей топливо вместе, 12,04 %) и эпоксидный отверждающий агент (1,96 %). Перфорация выполнена в форме 11-конечной звезды в переднем сегменте двигателя и в форме дважды усеченного конуса в каждом из остальных сегментов, включая конечный. Такая конфигурация обеспечивает высокую тягу при розжиге, а затем уменьшает тягу примерно на треть спустя 50 секунд после старта, предотвращая перенапряжение аппарата во время максимального динамического давления». - NASA
Здесь объясняется не только состав топлива, но и форма канала, пробуренного в центре топлива. «Перфорация в виде 11-конечной звезды» может выглядеть вот так:
Смысл в том, чтобы увеличить площадь поверхности канала, а значит, увеличить площадь выгорания, а значит - тягу. По мере того, как топливо сгорает, форма меняется к кругу. В случае с космическим шаттлом такая форма дает мощную начальную тягу и чуть послабее - в середине полета.
Твердотопливные двигатели обладают тремя важными преимуществами :
- простота
- низкая стоимость
- безопасность
Но есть и два недостатка :
- тягу невозможно контролировать
- после зажигания двигатель нельзя отключить или запустить повторно
Недостатки означают, что твердотопливные ракеты полезны для непродолжительных задач (ракеты) или систем ускорения. Если вам понадобится управлять двигателем, вам придется обратиться к системе жидкого топлива.
Жидкотопливные ракеты
В 1926 году Роберт Годдард испытал первый двигатель на основе жидкого топлива. Его двигатель использовал бензин и жидкий кислород. Также он пытался решить и решил ряд фундаментальных проблем в конструкции ракетного двигателя, включая механизмы накачки, стратегии охлаждения и рулевые механизмы. Именно эти проблемы делают ракеты с жидким топливом такими сложными.
Основная идея проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях топливо и окислитель (например, бензин и жидкий кислород) закачиваются в камеру сгорания. Там они сгорают, чтобы создать поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет (от 8000 до 16 000 км/ч, как правило), а после выходят. Ниже вы найдете простую схему.
Эта схема не показывает фактические сложности обычного двигателя. К примеру, норальное топливо - это холодный жидкий газ вроде жидкого водорода или жидкого кислорода. Одной из крупных проблем такого двигателя является охлаждение камеры сгорания и сопла, поэтому холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей, чтобы охладить их. Насосы должны генерировать чрезвычайно высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо. Вся эта подкачка и охлаждение делает ракетный двигатель больше похожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Давайте посмотрим на все виды комбинаций топлива, используемого в жидкотопливных ракетных двигателях:
- Жидкий водород и жидкий кислород (основные двигатели космических шаттлов).
- Бензин и жидкий кислород (первые ракеты Годдарда).
- Керосин и жидкий кислород (использовались на первой ступени «Сатурна-5» в программе «Аполлон»).
- Спирт и жидкий кислород (использовались в немецких ракетах V2).
- Четырехокись азота/монометилгидразин (использовались в двигателях «Кассини»).
Будущее ракетных двигателей
Мы привыкли видеть химические ракетные двигатели, которые сжигают топливо для производства тяги. Но есть масса других способов для получения тяги. Любая система, которая способна толкать массу. Если вы хотите ускорить бейсбольный мячик до невероятной скорости, вам нужен жизнеспособный ракетный двигатель. Единственная проблема при таком подходе - это выхлоп, который будет тянуться через пространство. Именно эта небольшая проблема приводит к тому, что ракетные инженеры предпочитают газы горящим продуктам.
Многие ракетные двигатели крайне малы. К примеру, двигатели ориентации на спутниках вообще не создают большую тягу. Иногда на спутниках практически не используется топливо - газообразный азот под давлением выбрасывается из резервуара через сопло.
Новые конструкции должны найти способ ускорить ионы или атомные частицы до высокой скорости, чтобы сделать тягу более эффективной. А пока будем пытаться делать и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.