Жидкостный ракетный двигатель. Ракетный двигатель

Ракетные двигатели, их разнообразие, возможности и перспективы :: SYL.ru

Человечество всегда стремилось к звездам, но только в XX веке, с развитием науки и технологий, смогло достичь безвоздушного пространства. Предолеть земное притяжение сложно, и для достижения цели было необходимо изобрести что-то особенное. В качестве такого средства передвижения выступили ракетные двигатели. И если рассматривать то, что есть сейчас, и что может появиться в ближайшее время, то какие перспективы на дальний космос имеет человечество?

Что такое ракетный двигатель, и какие его виды существуют?

Под ракетным двигателем понимают механизм, в котором рабочее тело и источник энергии для работы расположены в самом средстве передвижения. Он является единственным средством вывода полезных грузов на орбиту Земли, а также может работать в безвоздушном космическом пространстве. Основная ставка сделана на преобразование потенциальной энергии топлива в кинетическую, которая используется в виде реактивной струи. Исходя из вида источника энергии различают химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.

В качестве характеристики эффективности используется понятие удельного импульса (или тяги): отношение количества движения к расходу массы рабочего тела. Рассчитывается в м/с. Но даже если ракетные двигатели имеют значительный импульс, это не значит, что они используются. Почему так происходит, вы узнаете, прочитав о ядерном и электрическом механизмах.

Химический ракетный двигатель

В их основе находится химическая реакция, в которую вступают горючее и окислитель. Во время реакции продукты сгорания нагреваются до значительных температур, при этом они расширяются и разгоняются в соплах, чтобы затем покинуть двигатель. Тепло, выделяемое таким двигателем, используется на расширение рабочего тела, имеющего газообразный вид. Существует два типа механизмов такого типа.

Твердотопливные двигатели имеют простую конструкцию, они дешевы в изготовлении и не требуют значительных затрат на хранение и подготовку к эксплуатации. Это обуславливает их надёжность и желанность в использовании. Но одновременно такой тип имеет существенный недостаток – очень высокий расход топлива. Также оно состоит здесь из смеси горючего и окислителя. Более эффективным, но одновременно и сложным является жидкостный ракетный двигатель. В нём горючее и окислитель находятся в разных резервуарах и дозированно подаются в сопло. Важным преимуществом является то, что можно регулировать уровень подачи и, соответственно, скорость космического корабля. Несмотря на то что такие ракетные двигатели обладают невысоким удельным импульсом, они развивают сильную тягу. Такое их свойство привело к тому, что сейчас на практике используются исключительно они.

Ядерный ракетный двигатель

Это один из вероятных аналогов для современных систем движения. В ядерном ракетном двигателе рабочее тело нагревается благодаря энергии, которая выделяется при радиоактивном распаде или термоядерном синтезе. Такие механизмы позволяют достигать значительного удельного импульса. А их общая тяга сравнима с этим показателем у химических двигателей. Но сколько типов механизмов на основе ядерной энергии различают? Всего 3:

Радиоизотопные.
Ядерные.
Термоядерные.

Использование ядерных ракетных двигателей в атмосфере Земли довольно проблематично из-за радиационного загрязнения. Возможным решением этой проблемы станет газофазный тип.

Электрический ракетный двигатель

Этот тип имеет самый большой потенциал развития и использования в будущем. Электрические ракетные двигатели подают большие надежды. Так, их удельный импульс может достигать значений 210 км/с. Различают 3 типа двигателей:

Электротермические.
Электростатические (ионный ракетный двигатель, например).
Электромагнитные.

Особенностью (про которую можно сказать, что она является и преимуществом, и недостатком) является то, что при увеличении удельного импульса необходимо меньше горючего, но больше энергии. С этой точки зрения неплохие шансы имеет ионный ракетный двигатель, который работает на газе. На данный момент он применяется на практике для корректировки траектории орбитальных станций и спутников. Ограниченность источников электроэнергии в космическом пространстве, а также проблемы с работоспособностью на высоте свыше 100 километров пока мешают их широкой эксплуатации. Большой потенциал использования имеют плазменные ракетные двигатели, в которых рабочее тело имеет состояние плазмы, но находящиеся пока только в стадии эксперимента.

www.syl.ru

Ракетный двигатель - это... Что такое Ракетный двигатель?

Реактивный двигатель, использующий для своей работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). Т. о., в отличие от воздушно-реактивных двигателей (См. Воздушно-реактивный двигатель), для работы РД не требуется окружающая среда (воздух, вода). В зависимости от вида энергии, преобразующейся в РД в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические (термохимические) ракетные двигатели (ХРД), ядерные ракетные двигатели (См. Ядерный ракетный двигатель) (ЯРД), электрические ракетные двигатели (См. Электрический ракетный двигатель) (ЭРД). Наибольшее распространение получили ХРД, т. е. РД, работающие на химическом ракетном топливе. ЯРД и ЭРД получат, вероятно, значительное распространение в будущем, главным образом на космических летательных аппаратах (См. Космический летательный аппарат). Известно большое число химических РД, различающихся по компонентам топлива (окислителю и горючему) их агрегатному состоянию, значению реактивной тяги (См. Реактивная тяга), конструкции, назначению и т.п. Однако принципиальные схемы и рабочие процессы различных типов ХРД практически аналогичны. В любом из них имеется основной агрегат, состоящий из камеры сгорания (См. Камера сгорания) и реактивного сопла (См. Реактивное сопло) (рис., а). В камере идёт окисление горючего и выделение продуктов реакции — раскалённых газов. В реактивном сопле газы разгоняются (в результате расширения) и вытекают с большой скоростью наружу, образуя реактивную струю, т. е. создавая реактивную тягу двигателя. За малым исключением все ХРД работают в непрерывном режиме, давление газов в камере сгорания остаётся при работе двигателя приблизительно постоянным. Некоторые ХРД (наименьшие по размерам) работают в импульсном режиме. По агрегатному состоянию топлива ХРД подразделяют на жидкостные ракетные двигатели (См. Жидкостный ракетный двигатель) (ЖРД), твердотопливные ракетные двигатели (См. Твердотопливный ракетный двигатель) (РДТТ), РД на гибридном (комбинированном) топливе (РДГТ), желеобразном (тиксотропном), псевдосжиженном и газообразном (парогазовом) топливе. Твердотопливные РД — родоначальники всех РД — применяются для запуска сигнальных, фейерверочных и боевых ракет (см. Реактивная артиллерия), а также в космонавтике. Достоинства РДТТ — надёжность и простота эксплуатации, постоянная готовность к действию при длительном хранении; недостатки — меньшая эффективность по сравнению с лучшими ЖРД, трудность регулирования значения и направления реактивной тяги и, как правило, одноразовость использования. РДТТ могут развивать рекордную для ХРД тягу, их удельный импульс достигает 2,5—3 (кн․сек)/кг. Наиболее совершенные из современных РД — жидкостные РД. ЖРД, в особенности мощные, снабжены рядом сложных автоматических систем: запуска и остановки, регулирования тяги и расходования компонентов топлива, управления вектором тяги и др. Эффективность ЖРД в большой степени зависит от выбора компонентов топлива, прежде всего окислителя. Максимальная тяга единичных ЖРД приближается к 10 Мн, удельный импульс достигает 4,5 (кн․сек)/кг. В РД на комбинированном топливе используются одновременно жидкие и твёрдые компоненты топлива. Обычно в камере сгорания РДГТ размещается твёрдое горючее, а жидкий окислитель подаётся из бака — подобным сочетанием достигается большая энергопроизводительность топлива; иногда в камере размещают твёрдый окислитель, а в баке — жидкое горючее. Особенность РДГТ — гетерогенное Горение топлива. В подобных РД сочетаются достоинства и недостатки ЖРД и РДТТ; широкого применения они не получили. РД на желеобразном, псевдо-сжиженном и газообразном топливе находятся (1975) в стадии изучения.

У ядерных РД (находятся в стадии изучения) можно получить удельный импульс, значительно превышающий импульс, развиваемый ХРД. Теплота, выделяющаяся в реакторах, идёт на нагрев рабочего тела, т. е. у этих РД, в отличие от ХРД, источник энергии и рабочее тело разделены (рис., б).

Повышение удельного импульса в десятки и сотни раз достигается с помощью электрических РД, в которых в кинетическую энергию реактивной струи переходит электрическая энергия.

Теоретически РД предельных возможностей является фотонный (квантовый) РД, в котором реактивная струя образуется квантами излучения (см. Фотон). Возможная область применения фотонного ракетного двигателя (См. Фотонный ракетный двигатель) — межзвёздные полёты, но пока (1975) реальных путей создания подобных РД не найдено.

По характеру использования в ракетной и космической технике РД могут быть маршевыми (основные двигатели ракеты, разгоняющие её, например, до космической скорости), управляющими, тормозными, корректирующими, ориентационными, стабилизирующими и др. В авиации нашли применение РД в качестве основных и вспомогательных (стартовых, ускорительных) двигателей.

Лит. см. при статьях об отдельных видах ракетных двигателей.

К. А. Гильзин.

Схемы ракетных двигателей: а — химического; б — ядерного; 1 — бак с жидким окислителем; 2 — бак с жидким горючим; 3 — бак с жидким водородом; 4 — насос; 5 — камера сгорания; 6 — сопло; 7 — выхлоп газов из турбины; 8 — турбина; 9 — тепловыделяющие элементы; 10 — стержни управления; 11 — защитный экран.

dic.academic.ru

Ракетный двигатель Википедия

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находятся в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный способ вывода полезной нагрузки на орбиту Земли.

Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели.

Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику — удельная тяга) — отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массе израсходованного рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для ракетного двигателя, работающего на расчетном режиме (при равенстве давления окружающей среды и давления газов на срезе сопла), удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

Химические ракетные двигатели[ | код]

Двигательная установка Спейс шаттла сочетает в себе основные типы химических ракетных двигателей: боковые ускорители — РДТТ; маршевые двигатели орбитера — ЖРД.

Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых, в результате экзотермической химической реакции горючего и окислителя (вместе именуемых топливом), продукты сгорания нагреваются в камере сгорания до высоких температур, расширяясь, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают из двигателя. Топливо химического ракетного двигателя является источником как тепловой энергии, так и газообразного рабочего тела, при расширении которого его внутренняя энергия преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи.

В твердотопливном двигателе (РДТТ) горючее и окислитель хранятся в форме смеси твёрдых веществ, а топливная ёмкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливный двигатель и ракета, оборудованная им, конструктивно устроены гораздо проще всех других типов ракетных двигателей и соответствующих ракет, а потому они надёжны, дёшевы в производстве, не требуют больших трудозатрат при хранении и транспортировке, время подготовки их к пуску минимально. Поэтому в настоящее время они вытесняют другие типы ракетных двигателей из области военного применения. Вместе с тем, твёрдое топливо энергетически менее эффективно, чем жидкое. Удельный импульс твердотопливных двигателей составляет 2000 — 3000 м/с. Тяга — свыше 1300тс (ускоритель Спейс Шаттла).

В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной систем подач. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах, и многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Удельный импульс ЖРД достигает 4500 м/c. Тяга — свыше 800тс (РД-170). По совокупности этих свойств ЖРД предпочтительны в качестве маршевых двигателей ракет-носителей космических аппаратов, и маневровых двигателей КА.

В качестве пары горючее + окислитель могут использоваться различные компоненты. В современных криогенных двигателях используется пара жидкий кислород + жидкий водород (наиболее эффективные компоненты для ЖРД). Другой группой компонентов являются самовоспламеняющиеся при контакте друг с другом, пример такой схемы — азотный тетраоксид + несимметричный диметилгидразин. Довольно часто применяется пара жидкий кислород + керосин. Существенно соотношение компонентов: на 1 часть горючего может подаваться от 1 части окислителя (топливная пара кислород + гидразин) до 5 и даже 19 частей окислителя (топливные пары азотная кислота + керосин и фтор + водород[1] соответственно).

Обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (в сравнении с электрическими ракетными двигателями), химические ракетные двигатели позволяют развивать большую тягу, что особенно важно при создании средств выведения полезной нагрузки на орбиту или для осуществления межпланетных полётов в относительно короткие сроки.

На конец 1-го десятилетия XXI в. все, без исключения, ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения, и все, без исключения, двигатели ракет-носителей космических аппаратов — химические.

Следует также отметить, что на 2013 год, для химических ракетных двигателей практически достигнут предел энергетиче

ru-wiki.ru

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — Юнциклопедия

Движение ракете сообщают ее двигатели. Тяга ракетных двигателей создается, как и у авиационных реактивных двигателей, выбрасыванием наружу газовой струи. При этом ракета, как и самолет, движется в сторону, обратную направлению газового потока. Однако между авиационными реактивными двигателями и ракетными есть существенная разница. Так как авиационные реактивные двигатели работают в атмосфере, то в них окислителем горючего служит кислород воздуха (горение, как известно, — это бурно идущее окисление) . Ракетные же двигатели работают в разреженных слоях атмосферы, где кислорода очень мало, и в космическом пространстве, где его практически нет. Поэтому на борту ракеты или космического корабля обязательно имеется окислитель. Чаще всего окислителем для мощных ракетных двигателей служат жидкий кислород, тетраоксид азота, пероксид водорода. Горючее и окислитель смешиваются и воспламеняются в камере сгорания, и оттуда газы через реактивное сопло с большой скоростью выбрасываются наружу. Наиболее широко применяют жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), хотя существуют двигатели, работающие на твердом топливе (РДТТ). Основные части жидкостного ракетного двигателя — камера сгорания, в которой смешиваются и воспламеняются компоненты топлива, насосы, подающие в камеру горючее и окислитель, газовая турбина, вращающая эти насосы. Твердотопливные ракетные двигатели использовали еще до начала космической эры. Они поднимали в воздух сигнальные и фейерверочные ракеты, снаряды реактивной артиллерии, например легендарной «Катюши». Сейчас РДТТ выводят на трассы некоторые межконтинентальные баллистические ракеты, они применяются в качестве ускорителей при старте ракет, в качестве двигателей мягкой посадки космических кораблей и т. д. Наряду с мощными силовыми установками, поднимающими ракеты в космос, широко используют в космической технике двигатели малой тяги. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Тяга таких двигателей невелика, но обычно ее вполне достаточно, чтобы сориентировать искусственный спутник Земли или космический корабль. Большой интерес проявляется сейчас к электрическим ракетным двигателям (ЭРД). Их достоинства — высокая скорость истечения газовой струи и возможность получать прямо в космосе энергию для ее разгона. В отличие от ЖРД; где топливо одновременно рождает и газовую струю, и энергию для ее ускорения, в ЭРД молекулы газа или заряженные частицы (ионы и электроны) ускоряются электрическим полем. Естественно, ЭРД требуют для своей работы много электроэнергии, а мощные электростанции, как известно, должны обладать большой массой. Поэтому ЭРД не могут выводить ракеты в космос, они работают лишь на космических аппаратах, уже доставленных на орбиту. Здесь большая тяга не нужна, и двигатели с большой скоростью истечения имеют неоспоримые преимущества. Тем более что они могут питаться от тех же солнечных батарей, которые снабжают электроэнергией всю бортовую аппаратуру. Первый ЭРД был создан в Советском Союзе. Сейчас эти двигатели делают и в других странах. Существуют индивидуальные РД — двигатели малой тяги для передвижения и маневрирования космонавтов в свободном полете вне корабля или станции. Такой двигатель можно держать в руках или укрепить на скафандре. Кроме химической и электрической энергии в перспективе РД могут использовать и ядерную энергию. В ядерных ракетных двигателях (ЯРД) вещества, образующие реактивную газовую струю, нагреваются в ядерном реакторе. Внедрение ЯРД в практику космонавтики сдерживается пока большой массой реактора и устройств, защищающих космонавтов и аппаратуру от радиоактивных излучений.

yunc.org

Ракетный двигатель — Традиция

Материал из свободной русской энциклопедии «Традиция»

Ракетный двигатель — это реактивный двигатель того или иного типа устанавливаемый на ракете или каком либо космическом аппарате, и предназначенный для разгона или торможения последнего посредством включения ракетного двигателя или регулирования его работы. Ракетный двигатель — единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в условиях безвоздушного космического пространства тип двигателя.

История ракетных двигателей[править]

ГАЗОПАРОВЫЕ РАКЕТНЫЕ И ПАРОВОЙ ЯДЕРНЫЙ ДВИГАТЕЛИ.

Изобретение относится к теплоэнергетике и энергомашиностроению, а именно к ракетным силовым установкам и может быть использовано для мобильных и стационарных объектов, использующих реактивную тягу, а так же для генерации жидкого или парообразного теплоносителя в системах теплоснабжения.

Рабочие циклы всех известных типов ракетных двигателей, использующих в качестве рабочего тела газообразные вещества, не обеспечивают срабатывание большого теплоперепада, так как характеризуются малым периодом преобразования тепловой энергии в потенциальную давления, и, за тем, в кинетическую энергию высокоскоростного потока газа при расширении в сопле.

Известно, что использование в тепловом двигателе в качестве рабочего тела парообразующей жидкости эффективнее, чем использование газообразного. Работа сжатия парообразующей жидкости ниже, чем газа и, кроме того, при генерации пара из жидкости обеспечивается возможность при одном и том же количестве подводимого тепла осуществить генерацию рабочего тела - пара с более эффективными начальными параметрами–более высоким давлением и меньшей температурой, например в паротурбинных установках, характеризующихся максимальной агрегатной мощностью.

При создании изобретений ставилась задача обеспечить максимальное использование тепловой энергии источника тепла РД для создания реактивной тяги с целью повышения всех основных технико-экономических показателей и показателей эксплуатационной и экологической безопасности.

Задача решена путём трансформации тепловой энергии в потенциальную энергию давления рабочего тела, для чего в качестве источника рабочего тела в ракетном двигателе используется парообразующая жидкость (ПЖ), например вода, а тепловая энергия источника тепла - продуктов сгорания ракетного топлива или атомной энергии используется для генерации из неё пара, который используется или с продуктами сгорания в виде газопаровой смеси или в качестве единственного рабочего тела для создания тяги при расширении в сверхзвуковом сопле.

В газопаровом ракетном двигателе (ГПРДЖТ), работающем на жидких компонентах топлива, горючее и окислитель являются теплогенерирующими компонентами и генерирующими высокотемпературное газообразное рабочее тело – продукты сгорания. Парообразующая жидкость является компонентом, потребляющим значительную долю тепловой энергии продуктов сгорания и преобразующим её в энергию давления водяного пара, который с продуктами сгорания образует газопаровую смесь, являющуюся рабочим телом. В газопаровом твёрдотопливном ракетном двигателе (ГПРДТТ), работающем на унитарном твёрдом топливе, парообразующая жидкость так же является основным компонентом, а газопаровая смесь рабочим телом.

В паровом ядерном ракетном двигателе (ПЯРД), работающем на энергии выделяемой твёрдыми ТВЭЛ, рабочим телом, создающим реактивную тягу, является водяной пар, при этом вся полость камеры выполняет функцию парогенератора (ПГ).

В газопаровых РД зона подачи компонентов топлива, горения и образования газообразных продуктов сгорания у головки камеры или зона горения у поверхности топливного заряда (шашки) выполняют функцию камер сгорания (предкамер), обеспечивающих эффективное сгорание топлива и максимальное выделение тепловой энергии. Остальная часть камеры за зоной полного сгорания топлива до сопла, в которую осуществляется подача воды, и в которой образуется газопаровая смесь, выполняет функцию газопароганератора (ГПГ).

В газопаровых и паровом ядерном ракетных двигателях, предназначенных для перемещения объектов в атмосфере Земли, вода размещается в соответствующей ёмкости на борту, подача осуществляется насосной или вытеснительной системами подачи.

В газопаровых ракетных двигателях и в паровом ядерном, предназначенных для водных и подводных транспортных средств, в качестве парообразующей жидкости используется забортная вода.

Подача воды в газопаровые ракетные двигатели осуществляется насосной системой или по каналу, сообщающему зону забортной воды в носовой части объекта с предсопловой зоной ГПГ после воспламенения топлива и выхода процесса горения на устойчивый режим.

После воспламенения топлива стартовая тяга осуществляется на продуктах сгорания. После набора объектом скорости осуществляется подача воды, и маршевая тяга создаётся газопаровой смесью. Вода поступает в полость ГПГ под динамическим напором и за счёт эжекции, создаваемой высокоскоростным потоком газопаровой смеси в предсопловой зоне.

По аналогии с прямоточными воздушно- реактивными двигателями газопаровые и паровой ядерный ракетные двигатели, использующие забортную воду, является прямоточными.

Для впрыска воды используются форсунки аналогичные топливным. Впрыск воды осуществляется в продукты сгорания за зоной полного сгорания топлива.

Вода, перед подачей в газопарогенератор, может использоваться для охлаждения камеры сгорания и проходить по системе её охлаждения, при этом охлаждения остальной части ГПГ и сопла из-за низкой температуры газопаровой смеси не требуется.

В газопаровых твёрдотопливных РД, используемых в воздушныхобъектах одноразового использования, например в ракетах, подача воды из бортовой ёмкости (ампулы) в полость ГПГобеспечивается простейшими вытеснительными системами подачи с использованием реактивной силы работающего двигателя.

Топливный заряд (шашка) устанавливается в корпусе ГПГ с возможностью перемещения (скольжения) относительно его стенок в направлении движения объекта. В теле шашки выполняются не сквозные параллельные оси каналы, а ампула с водой размещается перед шашкой и выполняется из водостойкого, герметичного, эластичного и сгораемого материала, и так же входит в водоподающие каналы шашки, повторяя и заполняя их внутренний контур.

Возможен вариант образования ёмкости для воды без использования специальной ёмкости на борту, для чего поверхности шашки, обращённые к воде (передний торец и каналы) покрываются водостойким, герметичным, сгораемым покрытием.

Возможен вариант подачи воды по каналам, выполненным и в теле шашки и в цилиндрическом корпусе газопарогенератора, или по канавкам, выполненным на наружной цилиндрической поверхности и в теле шашки, что повысит скорость и эффективность парообразования.

Для предотвращения подачи воды в зону горения и исключения снижения теплопроизводительности топлива, водоподающие канавки и каналы шашки могут бронироваться от ёмкости (полости) с водой до предсопловой зоны.

Разгон объекта осуществляется на газообразных продуктах сгорания топлива после его воспламенения и создания первоначальной тяги. После сгорания (прожигания) стенок каналов шашки и ампулы подача воды в предсопловую зону обеспечивается вытеснением за счёт давления газопаровой смеси на шашку и через шашку на воду, находящуюся в ампуле.

В газопаровых ракетных двигателях удельный расход воды может многократно превышать удельный расход топлива. Соотношение расходов топлива и воды определяется с учётом требуемой тяги, теплотворной способности используемого топлива, температуры используемой воды, температуры и давления газопаровой смеси в газопарогенераторе и на срезе сопла, и с учётом обеспечения максимальной эффективности расширения газопаровой смеси до начала конденсации пара. Так же учитывается давление окружающей среды, в которую осуществляется выхлоп (вода, воздух).

Регулировка тяги ГПЖРД может осуществляться только изменением расхода воды, так как основной составляющей рабочего тела (газопаровой смеси) являются водяные пары, при этом значительно упрощается система регулировки расхода компонентов топлива.

Для объектов, перемещающихся в атмосфере Земли в ЖРД и в РДТТ в качестве дополнительного рабочего тела по аналогии с прямоточными воздушно-реактивными двигателями может использоваться атмосферный воздух, повышающий расход газообразного рабочего тела через РД. Подача воздуха начинается после разгона объекта на продуктах сгорания топлива и обеспечивается скоростным напором встречного воздушного потока и за счёт эжекции. Подача осуществляется по осевому каналу в предсопловую зону камеры сгорания.

Ракетные двигатели, использующие в качестве дополнительного рабочего тела атмосферный воздух, являются прямоточными воздушно-ракетными двигателями (ПВРД).

В паровых ядерных ракетных двигателях (ПЯРД), используемых для мобильных, перемещающихся в атмосфере или в безвоздушном пространстве объектов, или для стационарных, например, используемых для генерации теплоносителя, вода подаётся в атомный реактор насосом из соответствующей емкости (бака) под избыточным давлением, превышающим рабочее давление в ПГ.

При использовании для генерации пара забортной воды двигатель является прямоточным, а забортная вода условным рабочим контуром.

По аналогии с известными газовыми ЯРД, в ПЯРД источники ядерной тепловой энергии атомного реактора ТВЭЛы и управляющие реакцией стержни могут располагаться непосредственно в парогенераторе, при этом реализуется простая, эффективная и экономичная высокоэнергетическая одноконтурная схема.

Кроме того, ППЯРД может быть выполнен по двухконтурной схеме, аналогичной двухконтурной схеме АЭС. Теплоноситель первого контура водо-водяного реактора прокачивается по теплообменнику, расположенному в полости парогенератора, передавая теплоту теплоносителя первого контура рабочему телу второго условного контура – забортной воде.

Вода в зону ТВЭЛов реактора, находящуюся под высоким рабочим давлением образующегося сухого перегретого пара, подаётся насосом через систему охлаждения реактора или непосредственно в реактор. После разгона объекта забортная вода подаётся за счёт динамического напора и за счёт эжекции за реактор в предсопловую зону парогенератора, омывая и дополнительно охлаждая реактор или непосредственно в предсопловую зону.

Вместе с тем, одноконтурный вариант ППЯРД, с использованием высокотемпературного пара, генерируемого в реакторе, для создания тяги из-за скоротечности цикла генерации и расширения пара, не обеспечивает полного использования его тепловой энергии, и, соответственно, максимального термического КПД. Кроме того, отработавший радиоактивный пар, поступая после выхлопа и конденсации в забортную воду, наносит вред окружающей среде.

Для достижения максимальных термического и эффективного КПД за счёт максимального использования ядерной тепловой энергии и расширения диапазона срабатываемого двигателем теплоперепада, генерация пара при одноконтурной и двухконтурной схемах может осуществлятся в два этапа.

Полость парогенератора содержит две зоны генерации. В первой, в которой установлены ТВЭЛы реактора (одноконтурная схема) или теплообменник первого контура (двухконтурная) и в которую подаётся лишь часть поступающей в двигатель воды, генерируется сухой перегретый пар. Во второй зоне, в которую дополнительно подаётся вода, за счет теплоты сухого перегретого пара генерируется насыщенный пар, который и является окончательным рабочим телом, создающим тягу при расширении в сопле.

Для более полного использования кинетической энергии выходящего за пределы сопла высокотемпературного скоростного потока пара и ускорения его конденсации и гашения парового колокола, например, с целью маскировки (торпеда или АПЛ), в поток пара за соплом через водозаборники может осуществляться подача дополнительной забортной воды для генерации дополнительного пара и создания пароводомётной тяги.

В ППЯРД расход воды определяется заданной тягой, мощностью атомного реактора и с учётом схемы – одноконтурная или двухконтурная. Для водных и подводных судов с ППЯРД, для исключения радиационного загрязнения акватории порта стоянки и прибрежной зоны, выход за их пределы может первоначально осуществляться по двухконтурной схеме с последующим переходом на одноконтурную схему.

Рабочий процесс в ГПРДЖТ осуществляется следующим образом.

После подачи и воспламенения компонентов топлива при давлении сгорания не ниже критического и выхода процесса горения на устойчивый режим, в ГПГ впрыскивается вода под давлением, превышающем расчётное рабочее давление газопаровой смеси. Одновременно, без изменения расхода воды увеличивается давление подачи компонентов топлива до давления образующейся газопаровой смеси. При испарении впрыснутой в ГПГ воды и образовании пара от продуктов сгорания отнимается тепло, равное скрытой теплоте парообразования. Образующийся водяной пар с продуктами сгорания образует рабочее тело - газопаровую смесь, давление которой будет значительно выше начального давления продуктов сгорания и равно сумме парциальных давлений продуктов сгорания и водяного пара, при этом температура газопаровой смеси будет значительно ниже начальной температуры продуктов сгорания.

Давление продуктов сгорания без изменения расхода подаваемого топлива и, соответственно их количества в газовой зоне, примыкающей к головке, увеличится до давления газопаровой смеси за счёт подпора образующейся газопаровой смесью. Соответственно, объём газов уменьшится, при этом дополнительно возрастёт за счёт сжатия их температура в зоне горения, что будет способствовать более полному сгоранию топлива с максимальным выделением тепловой энергии.

Пример расчёта термического КПД газопарового РД.

В современных РД температура продуктов сгорания в камере составляет 3000-4000К, на срезе сопла 1500-2000К. Термический КПД примерно равен 0.3-0.45.

Газопроизводительность жидких компонентов топлива и паропроизводительность воды принимаем условно равными. Соотношение расходов - 20% компонентов топлива и 80% воды. Начальное давление продуктов сгорания Р=40кг/см2, температура Т=2700К. После подачи воды парциальное давление продуктов сгорания Р=20кг/см2 , паров 80 кг/см2, общее давление газопаровой смеси в газопарогенераторе составит 100кг/см2., температура Т=700К, температура продуктов сгорания в зоне горения после подпора газопаровой смесью Ткс=3000К. Давление газопаровой смеси на срезе сопла Р=1кг/см2, температура Тсс= 350К.

Термический КПД рабочего цикла газопарового ракетного двигателя составит 0,884.

Использование в рабочих циклах ракетных двигателей воды позволяет более полно использовать выделяемую источниками тепла тепловую энергию для совершения полезной работы за счёт расширения температурного диапазона рабочего цикла. Трансформация тепловой энергии в потенциальную энергию давления пара или газопаровой смеси обеспечивает резкое повышение всех технико-экономических показателей, таких как, удельная тяга, удельный расход топлива, удельный вес, при использовании забортной воды или воздуха обеспечивается увеличение коэффициента полезной нагрузки.

Резкое снижение удельного расхода топлива в газопаровых жидкостных и твёрдотопливных ракетных двигателях соответственно обеспечивает и резкое снижение количества и токсичности выхлопных газов, так как основное количество газопарового выхлопа будут составлять пары воды, а в ядерном только водяной пар. Все варианты двигателей по сравнению с известными обеспечивают не менее чем двукратное снижение потерь теплоты с рабочим телом в окружающую среду и повышение экологической безопасности, снижается тяжесть последствий при аварийных ситуациях (аварийный подрыв ракеты, отказ двигателя, падение ракеты при отрыве от стартового стола).

В газопаровых ракетных двигателях обеспечивается менее теплонапряжённый режим работы двигателя, что позволяет упростить конструкцию камеры газопарогенератора и сопла, исключив систему охлаждения - рубашку, использовать для критической части сопла и корпуса газопарогенератора менее термостойкие и дорогостоящие материалы и снизить стоимость их изготовления.

При использовании прямоточных газопаровых или газовых ракетных двигателей для объектов, перемещающихся в воде или в атмосфере, обеспечивается снижение лобового сопротивления среды.

При использовании газопаровых ракетных двигателей для торпед и зенитных ракет повышается маскирующий эффект, так как уменьшаются размеры и интенсивность инверсионного следа в водной среде (несконденсировавшегося водяного пара), в воздушной среде снижается интенсивность инфракрасного излучения выхлопа, состоящего в основном из низкотемпературного водяного пара.

Применение газопаровых и парового РД для транспортных средств, космических ракет, ракетного оружия позволит резко снизить себестоимость их производства и эксплуатации.

При запуске космических объектов с использованием ПЯРД обеспечивается возможность его многократного использования. С целью исключения радиационной опасности старт и разгон ракеты с ПЯРД, работающим по одноконтурной схеме, может осуществляться газопаровыми пороховыми ускорителями. После окончания работы и остановки реактора, ПЯРД с помощью спускаемого аппарата возвращается на Землю и может после перезарядки ядерным топливом использоваться повторно, т.е. многократно.

С появлением ППЯРД отпадёт необходимость в сложных современных ядерных силовых установках для надводных и подводных транспортных средств, которые по существу являются комбинацией нескольких преобразователей одного вида энергии в другой, работающих по схеме: тепловая энергия ядерного топлива в потенциальную энергию давления водяного пара, потенциальная энергия пара в паровой турбине в кинетическую энергию скоростного потока, с преобразованием её в механическую вращения ротора электрогенератора, механическая электрогенератора в электрическую, электрическая в электродвигателе в механическую вращения вала или валопровода. Многократный передел энергии осуществляется с целью получения из тепловой энергии, в конечном счете, механической вращения вала.

Несмотря на различие в использовании источников тепловой энергии для генерации рабочего тела (ракетное топливо или ядерное) и незначительные конструктивные отличия от известных, все предлагаемые газопаровые и паровой ядерный двигатели с точки зрения термодинамического цикла идентичны, так как тепловая энергия источников тепла используется для генерации из парообразующей жидкости пара, который является во всех предлагаемых ракетных двигателях рабочим телом, создающим тягу.

Все варианты ракетных и ядерных двигателей защищены патентом РФ (положительное решение РОСПАТЕНТа о выдаче патента от 25.09.09 г.).

Все варианты ракетных и ядерных двигателей защищены патентом РФ №2380563.

traditio.wiki

Жидкостный ракетный двигатель — WiKi

Рис. 1. Схема двухкомпонентного ЖРД1 — магистраль горючего2 — магистраль окислителя3 — насос горючего4 — насос окислителя5 — турбина6 — газогенератор7 — клапан газогенератора (горючее)8 — клапан газогенератора (окислитель)9 — главный клапан горючего10 — главный клапан окислителя11 — выхлоп турбины12 — форсуночная головка13 — камера сгорания14 — сопло

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощёнными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Компоненты топлива — горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3, 4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) — узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу.

Топливная система

Турбонасосный агрегат (ТНА) ЖРД-ракеты Фау-2 в разрезе. Ротор турбины посредине. Роторы насосов по бокам от него

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания, — топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) — узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса. Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя — отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой — например в двигательных установках ракет-носителей.

На рис. 1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса, и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20 К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего, для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.

Вытеснительная система. При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная, при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давлением наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.

При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9, 10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки — прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10—15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля «Аполлон» — служебной (тяга 9760 кгс), посадочной (тяга 4760 кгс), и взлётной (тяга 1950 кгс).

Форсуночная головка — узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. (Зачастую можно встретить неправильное название этого узла "смесительная головка". Это - неточный перевод, калька с англоязычных статей. Суть ошибки - смешение компонентов топлива происходит в первой трети камеры сгорания, а не в форсуночной головке.) Главное требование, предъявляемое к форсункам — максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.Через форсуночную головку двигателя F-1, например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами. За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо — это потеря тяги и удельного импульса. Решение этой проблемы достигается рядом мер:

Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.

Система охлаждения

Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда — свыше 3000 К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема предохранения материальной части ЖРД от высоких температур весьма актуальна. Для её решения существуют два принципиальных способа, которые часто сочетаются — охлаждение и теплозащита[5].

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются один метод охлаждения совместно с одним методом теплозащиты стенок камеры ЖРД: проточное охлаждение и пристенный слой[неизвестный термин]. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.

Трубчатая конструкция сопел и камер ЖРД-ракеты «Титан I»

Проточное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла тем или иным способом создаётся полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в форсуночную головку проходит один из компонентов топлива (обычно — горючее), охлаждая таким образом стенку камеры.

Если тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, то такая система называется «регенеративной», если отведённое тепло не попадает в камеру сгорания, а сбрасывается наружу, то это называется «независимым» методом проточного охлаждения.

Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД-ракеты Фау-2, например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней (т. н. «огневой стенки») и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто прогорала в этих зонах с катастрофическими последствиями.

В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 «Зенит», РН 11К25 «Энергия»), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана, которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.

Пристенный слой[неизвестный термин] (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» — занавеска) — это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий преимущественно из паров горючего. Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда в дополнение к этому на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.

Абляционный метод охлаждения состоит в специальном теплозащитном покрытии стенок камеры и сопла. Такое покрытие обычно бывает многослойным. Внутренние слои состоят из теплоизолирующих материалов, на которые наносится абляционный слой, состоящий из вещества, способного переходить при нагреве из твёрдой фазы непосредственно в газообразную, и при этом поглощать большое количество теплоты в этом фазовом превращении. Абляционный слой постепенно испаряется, обеспечивая тепловую защиту камеры. Этот метод практикуется в небольших ЖРД, с тягой до 10 т. В таких двигателях расход горючего составляет всего лишь несколько килограммов в секунду, и этого оказывается недостаточно, чтобы обеспечить интенсивное регенеративное охлаждение. Абляционное охлаждение применялось в двигательных установках лунного корабля «Аполлон».

Запуск ЖРД

Запуск ЖРД — ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.

Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например гептил/азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми (например кислород/керосин), необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь — это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.

После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.

Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:

Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи форсуночной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель — одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
Пиротехнический воспламенитель. Вблизи форсуночной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом.

Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.

Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.

Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».

Система автоматического управления ЖРД

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
Поддержание стабильного режима работы.
Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
Регулирование соотношения расхода компонентов.

Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис. 1 — позиции 7, 8, 9 и 10).

Компоненты топлива

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов, является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В следующей таблице приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Характеристики пар двухкомпонентного топлива[6] Окислитель Горючее Усреднённая плотностьтоплива[7], г/см³ Температура в камересгорания, К Пустотный удельныйимпульс, с

Кислород	Водород	0,3155	3250	428
Кислород	Керосин	1,036	3755	335
Кислород	Несимметричный диметилгидразин	0,9915	3670	344
Кислород	Гидразин	1,0715	3446	346
Кислород	Аммиак	0,8393	3070	323
Тетраоксид диазота	Керосин	1,269	3516	309
Тетраоксид диазота	Несимметричный диметилгидразин	1,185	3469	318
Тетраоксид диазота	Гидразин	1,228	3287	322
Фтор	Водород	0,621	4707	449
Фтор	Гидразин	1,314	4775	402
Фтор	Пентаборан	1,199	4807	361

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из таблицы, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета «Сатурн-5», первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени — кислород/водород, и система «Спейс шаттл», в которой в качестве первой ступени использованы твердотопливные ускорители.
Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные — охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие — жидкости, имеющие температуру кипения выше 0 °C.
- Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
- Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 1950-е годы они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте «Аполлон»: все три ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, — высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.
Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из таблицы выше, как окислитель более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород — вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты сам по себе является крупной техногенной катастрофой даже при удачном запуске. А в случае аварии и разлива такого количества этого вещества ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим — водород, за которым следует керосин.

ru-wiki.org

Твердотопливные ракетные двигатели | История космонавтики

Конструкция двигателя на твердом топливе (ТТРД) проста; он состоит из корпуса (камеры сгорания) и реактивного сопла. Камера сгорания является основным несущим элементом двигателя и ракеты в целом. Материалом для его изготовления служит сталь или пластик. Сопло предназначено для разгона газов до определенной скорости и придания потоку требуемого направления. Представляет собой закрытый канал специального профиля. В корпусе находится топливо. Корпус двигателя обычно изготавливают из стали, иногда — из стеклопластика. Часть сопла, которая испытывает наибольшее напряжение, делается из графита, тугоплавких металлов и их сплавов, остальная часть — из стали, пластмасс, графита.

Когда газ, образовавшийся в результате сгорания топлива, проходит через сопло, он вылетает со скоростью, которая может быть больше скорости звука. Как результат — возникновение силы отдачи, направление которой противоположно истечению струи газа. Эту силу называют реактивной, или просто тягой. Корпус и сопло работающих двигателей необходимо защищать от прогорания, для этого в них применяют теплоизолирующие и жаропрочные материалы.

ТТРД в разрезе: 1 — воспламенитель; 2 — топливный заряд; 3 — корпус; 4 — сопло

По сравнению с другими типами ракетных двигателей, ТТРД достаточно просто устроен, но имеет пониженную тягу, малое время работы и сложности в управлении. Поэтому, являясь достаточно надежным, он используется, в основном, для создания тяги при «вспомогательных» операциях и в двигателях межконтинентальных баллистических ракет.

До настоящего времени ТТРД редко использовались на борту космических аппаратов. Одна из причин этого — чрезмерное ускорение, которое сообщается конструкции и аппаратуре ракеты при работе твердотопливного двигателя. А для старта ракеты необходимо, чтобы двигатель развивал небольшую по величине тягу в течение продолжительного промежутка времени.

Твердотопливные двигатели позволили США осуществить в 1958 году вслед за СССР запуск первого своего искусственного спутника и вывести в 1959 году космический аппарат на траекторию полета к другим планетам. На сегодняшний день именно в США создан самый мощный космический ТТРД — DM-2, способный развить тягу в 1634 т.

Перспективами развития космических двигателей на твердом топливе являются:

улучшение технологий изготовления двигателя;
разработка реактивных сопел, которые смогут работать большее время;
использование современных материалов;
совершенствование составов смесевого топлива и т. д.

Твердотопливный ракетный двигатель (ТТРД) — двигатель, работающий на твердом горючем, наиболее часто используется в ракетной артиллерии и значительно реже в космонавтике; является старейшим из тепловых двигателей.

В качестве топлива в таких двигателях применяют твердое вещество (смесь отдельных веществ), способное гореть без доступа кислорода, выделяя при этом большое количество раскаленных газов, которые используются для создания реактивной тяги.

Существуют два класса горючего для ракет: двухосновные топлива и смесевые топлива.

Двухосновные топлива — представляют собой твердые растворы в нелетучем растворителе (чаще всего нитроцеллюлоза в нитроглицерине). Достоинства — хорошие механические, температурные и другие конструкционные характеристики, сохраняют свои свойства при длительном хранении, просты и дешевы в изготовлении, экологичны (при сгорании нет вредных веществ). Недостаток — сравнительно невысокая мощность и повышенная чувствительность к ударам. Заряды из этого топлива применяются чаще всего в небольших корректирующих двигателях.

Смесевые топлива — современные смеси состоят из перхлората аммония (в качестве окислителя), алюминия в форме порошка и органического полимера — для связывания смеси. Алюминий и полимер играют роль горючего, причем металл является основным источником энергии, а полимер — основным источником газообразных продуктов. Характеризуются нечувствительностью к ударам, высокой интенсивностью горения при низких давлениях и очень трудно гасятся.

Горючее в виде топливных зарядов помещается в камеру сгорания. После старта горение продолжается до полного выгорания горючего, тяга изменяется по законам, обусловленным горением топлива, и практически не регулируется. Изменение тяги достигается использованием топлива с различными скоростями горения и выбором подходящей конфигурации заряда.

При помощи воспламенителя компоненты топлива разогреваются, между ними начинается химическая реакция окисления-восстановления, и топливо постепенно сгорает. При этом образуется газ с высоким давлением и температурой. Давление раскаленных газов при помощи сопла превращается в реактивную тягу, которая по своей величине пропорциональна массе продуктов сгорания и скорости их вылета из сопла двигателя.

При всей простоте точный расчет эксплуатационных параметров ТТРД является сложной задачей.

Ракетный двигатель на твердом топливе

Твердотопливные двигатели обладают рядом преимуществ перед жидкостными ракетными двигателями: двигатель достаточно прост для изготовления, может храниться долгое время, сохраняя при этом свои характеристики, относительно взрывобезопасен. Однако по мощности они уступают жидкостным двигателям примерно на 10–30 %, имеют сложности при регулировании мощности и большую массу двигателя в целом.

В ряде случаев применяется разновидность ТТРД, в котором один компонент горючего находится в твёрдом состоянии, а второй (чаще всего окислитель) — в жидком.

www.sovkos.ru