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
Ракеты как тип вооружения существуют с очень давних пор. Пионерами в этом деле были китайцы, о чем упоминается в гимне Поднебесной начала XIX века. «Красные блики ракет» - вот так в нем поется. Заряжали их порохом, изобретенным, как известно, в том же Китае. Но, чтобы «красные блики» заблистали, а на головы врагов обрушились огненные стрелы, нужны были ракетные двигатели, пусть и простейшие. Всем известно, что порох взрывается, а для полета необходимо интенсивное горение с направленным газовыделением. Так что состав горючего пришлось менять. Если в обычной взрывчатке соотношение ингредиентов составляет 75% нитратов, 15% углерода и 10% серы, то ракетные двигатели содержали 72% нитратов, 24% углерода и 4% серы.
В современных твердотопливных ракетах и ускорителях в качестве топлива используются более сложные смеси, но принцип остался все тот же, древнекитайский. Его достоинства несомненны. надежность, высокая быстрота инициации, относительная дешевизна и удобство эксплуатации. Для того чтобы снаряд стартовал, достаточно воспламенить твердую горючую смесь, обеспечить приток воздуха - и все, он полетел.
Однако есть у такой проверенной и надежной технологии свои недостатки. Во-первых, инициировав горение топлива, его уже невозможно остановить, как и поменять режим горения. Во-вторых, необходим кислород, а в условиях разреженного или безвоздушного пространства его нет. В-третьих, горение все равно проистекает слишком быстро.
Выход, который искали в течение долгих лет ученые во многих странах, наконец, нашелся. Д-р Роберт Годдард в 1926 году испытал первый жидкостный ракетный двигатель. В качестве горючего он использовал бензин, смешиваемый с жидким кислородом. Для того чтобы система работала устойчиво в течение хотя бы двух с половиной секунд, Годдарду пришлось решить ряд технических проблем, связанных с насосным нагнетанием реагентов, системой охлаждения и
Принцип, по которому построены все жидкостные ракетные двигатели, крайне прост. Внутри корпуса расположены два бака. Из одного из них через смесительную головку окислитель подается в камеру разложения, где в присутствии катализатора топливо, поступающее из второго бака, переходит в газообразное состояние. Происходит раскаленный газ проходит сначала сужающуюся дозвуковую зону сопла, а затем расширяющуюся сверхзвуковую, куда также подается горючее. В реальности все намного сложнее, дюза требует охлаждения, а режимы подачи - высокой степени стабильности. Современные ракетные двигатели в качестве топлива могут питаться водородом, окислителем является кислород. Эта смесь крайне взрывоопасна, и малейшее нарушение режима работы любой системы приводит к аварии или катастрофе. Компонентами горючего также могут быть и другие вещества, не менее опасные:
Керосин и - они использовались на первом этапе программы носителей "Сатурн V" в программе " Аполлон";
Спирт и жидкий кислород - были задействованы в немецких ракетах V2 и советских носителях «Восток»;
Азотный тетраоксид - монометил - гидразин - использовались в двигателях «Кассини».
Несмотря на сложность конструкции, жидкостные ракетные двигатели являются основным средством доставки космических грузов. Они используются и в межконтинентальных Режимы их работы поддаются точному регулированию, современные технологии позволяют автоматизировать процессы, протекающие в их агрегатах и узлах.
Однако ракетные двигатели на твердом топливе также не утратили своего значения. Они применяются в космической технике как вспомогательные. Велико их значение в модулях торможения и спасения.
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД) - ракетный двигатель , работающий на жидком ракетном топливе . Превращение топлива в реактивную газовую струю, создающую тягу, происходит в камере . В современных ЖРД используются как двухкомпонентные ракетные топлива , состоящие из окислителя и горючего, которые хранятся в отдельных баках, так и однокомпонентные ракетные топлива , являющиеся жидкостями, способными к каталитическому разложению. По роду используемого окислителя ЖРД бывают азотнокислотные, азоттетроксидные (окислитель - четырёхокись азота), кислородные, перекисьводородные, фторные и др. В зависимости от значения тяги различают ЖРД малой, средней и большой тяги. Условными границами между ними являются 10 кН и 250 кН (на ЛА устанавливались ЖРД с тягой от десятых долей Н до 8 МН). ЖРД характеризуются также удельным импульсом тяги , режимом работы, габаритами, удельной массой , давлением в камере сгорания, общим устройством и конструкцией основных агрегатов. ЖРД является основным типом космических двигателей и широко применяется также в высотных исследовательских ракетах, боевых баллистических ракетах дальнего действия, зенитных управляемых ракетах; ограниченно - в боевых ракетах других классов, на экспериментальных самолётах и т. д.
Основные проблемы при создании ЖРД : рациональный выбор топлива, удовлетворяющего энергетическим требованиям и условиям эксплуатации; организация рабочего процесса для достижения расчётного удельного импульса; обеспечение устойчивой работы на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя; охлаждение ракетного двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях до многих десятков МПа (это воздействие усугубляется в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы в сопле); подача топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях, доходящих для мощных двигателей до многих десятков МПа, и расходах до нескольких т/с; обеспечение минимальной массы агрегатов и двигателя в целом, работающих в весьма напряжённых режимах; достижение высокой надёжности.
ЖРД был предложен К. Э. Циолковским в 1903 году как двигатель для полёта в космос. Учёный разработал принципиальную схему ЖРД , указал наиболее выгодные ракетные топлива, исследовал вопросы устройства основных агрегатов. Практические работы по созданию ЖРД были начаты в 1921 году в США Р. Годдардом (R. Goddard). В 1922 году он впервые зарегистрировал тягу при испытании экспериментального ЖРД , а в 1926 году осуществил пуск небольшой жидкостной ракеты. В конце 20-х – начале 30-х гг. к разработке ЖРД приступили в Германии, СССР и других странах. В 1931 году были испытаны первые советские ЖРД ОРМ и ОРМ-1, созданные В. П. Глушко в Газодинамической лаборатории. В 1933 году испытана двигательная установка ОР-2 конструкции Ф. А. Цандера, а двигатель 10, созданный Группой изучения реактивного движения, обеспечил полёт жидкостной ракеты.
До начала 2-й мировой войны 1939-45 гг. в СССР и США появились опытные образцы ЖРД с тягой до нескольких кН, предназначенные для экспериментальных летательных аппаратов. Интенсивные работы в области ракетной техники, проводившиеся в Германии во время войны, вызвали появление разнообразных типов ЖРД боевого назначения, многие из которых производились серийно. Лучшими были ЖРД конструкции X. Вальтера (H. Walter) (в т.ч. ХВК 109-509А (HWK 109-509A)) и X. Зборовского (H. Zborowski), ЖРД зенитной управляемой ракеты «Вассерфаль» (Wasserfall) и баллистической ракеты Фау-2 (V-2). До 2-й половины 40-х гг. самыми крупными советскими ЖРД были Д-1-А-1100 и РД-1, разработанные Реактивным научно-исследовательским институтом. Первыми серийными советскими ЖРД стали двигатели РД-1 и РД-1ХЗ, созданные к концу войны в ГДЛ–ОКБ. Там же в 1947-53 гг. были разработаны первые в СССР мощные ЖРД : РД-100, РД-101, РД-103. В этот же период в США изготовлялся ЖРД с тягой ~ 350 кН для баллистической ракеты «Редстоун» (Redstone).
Дальнейшее развитие ЖРД и современное их состояние определила начатая в середине 50-х гг. в СССР и США разработка МБР и РН. Для их реализации потребовалось создать мощные, экономичные и компактные ЖРД . Первыми среди них были РД-107 и РД-108, с появлением которых тяга ЖРД увеличилась вдвое, тяга ДУ – в 10 раз. Удельный импульс ЖРД возрос почти на 30%, удельная масса снизилась более чем в 1,5 раза. Эти результаты стали возможны благодаря разработке принципиально новой конструкции ЖРД , позволившей перейти с топлива кислород - этиловый спирт на кислородно-керосиновое при одновременном увеличении давления в камере сгорания в 2–2,5 раза.
С начала 60-х гг. на ракеты-носители (РН) начали также применяться ЖРД , работающие на высококипящих топливах. Первым из них был РД-214. Большое значение для развития космонавтики имело создание в середине 60-х гг. кислородно-водородных ЖРД (предназначены для верхних ступеней РН), которые по удельному импульсу превосходят кислородно-керосиновые на 30%. Т.к. кислородно-водородное топливо по сравнению с кислородно-керосиновым требует при той же массе втрое большего объёма для своего размещения, а баки водорода приходится снабжать теплоизоляцией, то число Циолковского получается для кислородно-водородного топлива на 40% большим. Этот недостаток с избытком компенсируется высокой экономичностью кислородно-водородных ЖРД . При равной стартовой массе РН они способны вывести на околоземную орбиту втрое больший полезный груз, чем кислородно-керосиновые ЖРД .
Осваивая всё более эффективные топлива, конструкторы ЖРД стремились одновременно к тому, чтобы преобразовать химическую энергию топлив в кинетическую энергию реактивной струи с возможно большим КПД . С этой целью была разработана схема ЖРД с дожиганием генераторного газа в камере. Для реализации этой схемы потребовалось создать камеры, работающие в условиях высоких механических и тепловых нагрузок, а также компактные агрегаты питания большой мощности. ЖРД с дожиганием с середины 60-х гг. широко применяются на РН, в частности используются на всех ступенях РН «Протон».
Наряду с мощными космическими ЖРД созданы многочисленные ЖРД средней и малой тяги. Безотказная работа двигателей космических аппаратов (КА) обеспечивается в большой степени использованием высококипящих однокомпонентных и самовоспламеняющихся ракетных топлив , хранение которых на борту КА не вызывает трудностей. ДУ с ЖРД на однокомпонентном топливе проще по устройству, но имеют существенно меньший удельный импульс. К середине 60-х гг. во вспомогательных ЖРД получила наибольшее применение перекись водорода, которая затем начала вытесняться гидразином и двухкомпонентными топливами. Использование гидразина позволило повысить удельный импульс ЖРД на однокомпонентном топливе примерно на 40%.
Большинство советских космических ЖРД создано в ГДЛ-ОКБ В. П. Глушко, ОКБ А. М. Исаева и ОКБ С. А. Косберга. Двигатели РД-107, РД-108, РД-214, РД-216, РД-253 и другие конструкции ГДЛ-ОКБ обеспечили старт всех советских РН; на вторых ступенях ряда РН также установлены ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ: РД-119, РД-219 и др. Двигатели ОКБ Косберга установлены на верхних ступенях РН «Восток», «Восход» («Союз») и «Протон». Двигатели ОКБ Исаева используются в основном на искусственных спутниках Земли (ИСЗ), межпланетных КА и космических кораблях (КК) (КРД-61, КДУ-414, ТДУ-1, КТДУ-5А и др.).
Крупнейшие из зарубежных организаций, занятых разработкой ЖРД , находятся в США. Ведущей является фирма «Рокетдайн» (Rocketdyne), которой созданы ЖРД Джей-2 (J-2), ЛР-79-НА (LR-79-NA), ЛР-89-НА (LR-89-NA), ЛР-105-НА (LR-105-NA), РС-2701 (RS-2701), Эйч-1 (H-1), Ф-1 (F-1), ССМЭ (SSME), многочисленные ЖРД средней и малой тяги на высококипящем двухкомпонентном топливе. Большинство упомянутых мощных ЖРД создано под руководством С. Гофмана (S. Hoffman). Фирмой «Аэроджет Дженерал Корпорейшн» (Aerojet General Corporation) создан ряд ЖРД на высококипящем двухкомпонентном топливе, в т.ч. ЖРД ЛР-87-АДжей-5 (LR-87-AJ-5) и ЛР-91-АДжей-5 (LR-91-AJ-5), серия ЖРД средней тяги АДжей-10 (AJ-10), включающая АДжей-10-137 (AJ-10-137) и АДжей-10-138 (AJ-10-138). Фирма «Пратт энд Уитни» (Pratt & Whitney) создала первый в мире кислородно-водородный ЖРД РЛ-10 (RL-10), фирма «Белл Aэроспейс Tекстрон» (Bell Aerospace Textron) - многочисленные вспомогательные ЖРД , а также ЖРД средней тяги ЛР-81-БА-9 (LR-81-BA-9), фирма «ТРВ» - ЖРД средней тяги ЛМДЭ (LMDE), фирма «Марквардт» (Marquardt)- ряд ЖРД на высококипящем двухкомпонентном топливе для КК и межпланетных КА. В США создано несколько десятков типов гидразиновых ЖРД (в полёте испытаны ЖРД с тягой от 0,4 Н до 2,7 кН). В числе разработчиков ЖРД для межпланетных КА - фирма «Риэкшен моторс» (Reaction Motors), создавшая также мощный ЖРД ЛР-99-РМ-1 (LR-99-RM-1). Наиболее известные из западноевропейских ЖРД - АшМ-7 (HM-7), «Валуа» (Valois), «Вексен» (Vexen), «Викинг» (Viking, Франция), «Гамма-2» (Gamma), «Гамма-8», РЗет-2 (RZ-2, Великобритания). В Западной Европе также разрабатываются ЖРД малой тяги на двух- и однокомпонентном топливах для ИСЗ. Япония производит по лицензии американские ЖРД ЛР-79-НА для собственного варианта РН «Дельта» (Delta). Для одной из ступеней этой РН фирмой «Мицубиси» (Mitsubishi) разработан ЖРД на высококипящем топливе тягой 53 кН с вытеснительной подачей. На стендах испытаны кислородно-водородные ЖРД тягой до 0,1 МН с насосной подачей. В китайских РН используются ЖРД тягой 0,7 МН с насосной подачей высококипящего топлива.
Космические ЖРД разнообразны по устройству и характеристикам. Наибольшее различие существует между мощными ЖРД , обеспечивающими разгон РН, и ЖРД реактивных систем управления КА. Первые работают на двухкомпонентном топливе. Тяга этих ЖРД достигает 8 МН (при суммарной тяге ДУ до 40 МН), размеры - несколько метров, а масса - несколько тонн. Они рассчитаны обычно на однократное включение (кроме некоторых ЖРД верхних ступеней РН) и работу в течение 2-10 мин при изменении параметров в узких пределах. К этим ЖРД предъявляется требование обеспечивать высокий удельный импульс при малых габаритах и массе. Поэтому в них применяется насосная подача топлива в камеру (исключение составляют ЖРД «Вексен» и «Валуа»). С этой целью в ЖРД предусматривается турбонасосный агрегат (ТНА) и газогенератор (ГГ). ТНА содержит высоконапорные топливные насосы (обычно осецентробежные) и приводящую их в действие турбину, которая вращается газом, получаемым в ГГ. В ЖРД без дожигания отработанный в турбине генераторный газ сбрасывается в выхлопной патрубок, рулевое сопло или сопло камеры. В ЖРД с дожиганием этот газ поступает в камеру для дожигания с остальной частью топлива.
В ЖРД без дожигания через ГГ может расходоваться 2-3% всего топлива, и целесообразный предел давления в камере сгорания ограничен значением ~ 10 МПа, что связано с потерями удельного импульса на привод ТНА: для ЖРД в целом этот параметр ниже, чем для камеры, т.к. дополнительная тяга, создаваемая истечением отработанного генераторного газа, невелика. Причиной тому являются малые значения давления и температуры этого газа. Для ЖРД РД-216 они составляют, например, 0,12 МПа и 870 К соответственно; при этом потери удельного импульса достигают 1,5% (свыше 40 м/с). С повышением давления в камере сгорания наблюдается увеличение её удельного импульса, но для этого приходится увеличивать расход генераторного газа (для обеспечения потребной мощности топливных насосов). С некоторого момента всё возрастающие потери удельного импульса на привод ТНА уравновешивают, а затем превышают прирост удельного импульса камеры. В ЖРД с дожиганием через ГГ расходуется значит, часть всего топлива (20-80%), однако привод ТНА осуществляется без ухудшения экономичности ЖРД (значения удельного импульса камеры и ЖРД совпадают). В камерах сгорания этих ЖРД удаётся реализовать давление 15-25 МПа (давление в ГГ приблизительно вдвое больше). Для мощных ЖРД с насосной подачей топлива удельный импульс достигает 3430 м/с при использовании кислородно-керосинового топлива и 4500 м/с при использовании кислородно-водородного; удельная масса ЖРД может составлять всего 0,75-0,85 г/Н.
Кроме камеры, ТНА и ГГ, мощные ЖРД содержат топливные трубопроводы с сильфонными шлангами и компенсаторами угловых и линейных перемещений, облегчающими сборку и установку ЖРД , а также обеспечивающими разгрузку от термических напряжений и позволяющими производить отклонение камеры с целью управления движением РН; трубопроводы генераторного газа и дренажа топлива; устройства и системы запуска ракетного двигателя ; агрегаты автоматики с электроприводами, пневмо-, пиро- и гидросистемами и устройствами для управления работой ЖРД (в т.ч. для его дросселирования ); агрегаты системы аварийной защиты; датчики системы телеметрических измерений; электрические кабельные стволы для подачи сигналов на агрегаты автоматики и приёма сигналов от телеметрических датчиков; теплоизоляционные чехлы и экраны, обеспечивающие надлежащую температуру в двигательном отсеке и исключающие перегрев либо переохлаждение отдельных элементов; элементы системы наддува баков (теплообменники, смесители и т. п.); шарнирный подвес или раму для крепления ЖРД к РН (рама, воспринимающая тягу, является одновременно элементом, на котором собирается двигатель); нередко - рулевые камеры и сопла с системами, обеспечивающими их работу; элементы общей сборки (кронштейны, крепёжные детали, уплотнения). По устройству различают блочные жидкостные ракетные двигатели , одно- и многокамерные (с питанием нескольких камер от одного ТНА).
ЖРД реактивных систем управления относятся к двигателям малой тяги, их масса обычно не достигает 10 кг, а высота 0,5 м; масса многих ЖРД не превышает 0,5 кг, и они умещаются на ладони. Характерной особенностью указанных ЖРД является работа в импульсном режиме (за несколько лет функционирования КА суммарное число включений ЖРД может достичь нескольких сотен тысяч, а наработка нескольких часов). Эти ЖРД представляют собой одностенные камеры, снабжённые пуско-отсечными топливными клапанами, и рассчитаны на вытеснительную подачу высококипящего топлива (двухкомпонентного самовоспламеняющегося или однокомпонентного). Давление в камерах сгорания указанных ЖРД , определяемое главным образом давлением наддува баков ДУ и гидравлическим сопротивлением питающих магистралей, находится в диапазоне 0,7-2,3 МПа. В том случае, когда газ для наддува топливных баков размещён в самих баках, его давление по мере расходования топлива снижается, что приводит к ухудшению характеристик ЖРД . Сравнительно высокий удельный импульс ЖРД (до 3050 м/с для двухкомпонентного топлива и до 2350 м/с для гидразина) достигается за счёт относительно больших размеров реактивного сопла, что обеспечивает расширение продуктов сгорания до очень малого давления. Несмотря на небольшую абсолютную массу ЖРД реактивных систем управления, их удельная масса велика (при уменьшении тяги от 500 до 1 Н возрастает приблизительно с 5 до 150 г/Н).
ЖРД космических аппаратов занимают по своим характеристикам промежуточное положение между мощными ЖРД ракет-носителей и ЖРД реактивных систем управления. Их тяга охватывает диапазон от сотен Н до десятков кН и может быть как нерегулируемой, так и регулируемой; они могут непрерывно работать десятые доли секунд и несколько тысяч секунд при числе включений от 1 до нескольких десятков. В указанных ЖРД применяются те же типы топлив, что и в ЖРД реактивных систем управления (однокомпонентное топливо используется только в ЖРД малой тяги).
В планах дальнейшего освоения космоса ЖРД отводится большая роль. Мощные ЖРД , рассчитанные на экономичное использование эффективных топлив, по-прежнему находятся в центре внимания. К 1981 году создан кислородно-водородный ЖРД с тягой свыше 2 МН, предназначенный для разгона ЛА от старта до вывода на околоземную орбиту. Благодаря достижениям в области криогенной техники и теплоизоляционных материалов становится целесообразным создание ЖРД на низкокипящих топливах, развивающих высокий удельный импульс, для использования в КА, функционирующих в космосе. Прогресс в разработке ЖРД с тягой до нескольких десятков кН, работающих на топливах, содержащих фтор и его производные (см., например, РД-301), делает реальным применение фторных ЖРД в разгонных блоках РН и в автоматических КА, которые будут совершать полёты к планетам. При стендовых испытаниях в 1977 году экспериментального кислородно-водородного ЖРД (тяга 0,1 МН), разрабатываемого для этих целей, достигнут удельный импульс 4690 м/с. Проводятся экспериментальные исследования различных проблем создания ЖРД на металлсодержащем топливе .
Наряду с освоением для ЖРД новых топлив ведутся поиски технических принципов, обеспечивающих дальнейшее увеличение КПД и уменьшение габаритов и массы ЖРД . Улучшение параметров, достигаемое путём увеличения давления в камере, с ростом давления становится всё менее ощутимым, а трудности создания ЖРД всё более возрастают. Увеличение указанного параметра свыше 25-30 МПа является малоэффективным и трудно реализуемым. Проявляется интерес к ЖРД , снабжённым соплами с центральным телом . С целью снижения стоимости запуска полезных грузов разработаны ЖРД (для КА многократного использования), рассчитанные на несколько десятков полётов и ресурс в несколько часов при малом объёме межполётных регламентных работ.
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.