1 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое удельный импульс для ракетного двигателя

Что такое удельный импульс для ракетного двигателя

Из повседневной практики известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла — всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. Без него нет горения. В космическом пространстве воздуха нет, поэтому для работы ракетных двигателей необходимо иметь топливо, содержащее два компонента — горючее и окислитель.
В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, димстилгидразин, жидкий водород, а в качестве окислителя — жидкий кислород, пероксид водорода, азотная кислота, жидкий фтор. Горючее и окислитель для ЖРД хранятся раздельно, в специальных баках и под давлением или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где при их соединении развивается температура 3000 — 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость 2500-4500 м/с, создавая реактивную тягу. Чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше сила тяги двигателя. Насосы подают топливо к головке двигателя, в которой смонтировано большое число форсунок. Через одни из них в камеру впрыскивается окислитель, через другие — горючее. В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого материала ни была бы сделана. ЖРД, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двухстеночной. В зазоре между стенками протекает компонент топлива.
Большой удельный импульс тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода в кислороде. Основные данные типичных топлив для ЖРД (на Земле) приведены в таблице.

Один из основных недостатков ракетных двигателей, работающих на жидком топливе, связан с ограниченной скоростью истечения газов. В ЯРД представляется возможным использовать колоссальную энергию, выделяющуюся при разложении ядерного горючего для нагревания рабочего тела. Принцип действия ЯРД почти не отличается от принципа действия термохимических двигателей. Разница заключается в том, что рабочее тело нагревается не за счет собственной химической энергии, а за счет «посторонней» энергии, выделяющейся при внутриядерной реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, в котором происходит реакция деления атомных ядер (например, урана), и при этом нагревается.
У ЯРД отпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована только одна жидкость. В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большой удельный импульс тяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак, гидразин и вода. Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакции синтеза легких ядер. Радиоактивные превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1 кг) искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210 Р она равна 5 х 10 8 кДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3 x 10 4 кДж/кг.
К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого — высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнере, при стоянке ракеты на старте. В ядерных реакторах используется более энергопроизводительное топливо. Так, удельная массовая энергия 235 U (делящегося изотопа урана) равна 5 х 10 9 кДж/кг, т. е. примерно на порядок выше, чем у изотопа 210 Р. Эти двигатели можно «включать» и «выключать», ядерное горючее ( 233 U, 235 U, 238 U, 239 Pu) значительно дешевле изотопного. У таких двигателей могут применяться эффективные рабочие вещества — спирт, аммиак, жидкий водород. Удельный импульс тяги двигателя с водородом около 9000 Н*с/кг.
Простейшая схема ЯРД с реактором, работающим на твердом ядерном горючем, показана на рис.. Рабочее тело помещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается через сопло наружу. Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива. Так почему же установки на этом горючем имеют сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазного ЯРД ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное действие на живые организмы и материалы.

Реактивный научно-исследовательский институт — РНИИ был образован приказом Реввоенсовета СССР от 21 сентября 1933 года № 113 и постановлением Совета Труда и Обороны СССР от 31 октября 1933 года № 104. РНИИ стал первой в мире научно-исследовательской организацией по разработке ракетной техники и оригинальных методов ее отработки и испытаний. РНИИ был создан на базе ленинградской Газодинамической лаборатории (ГДЛ) и московской Группы по изучению реактивного движения (ГИРД) и подчинен Наркомтяжнрому. Возглавил институт начальник ГДЛ И. Т. Клейменов, а его заместителем был назначен начальник ГИРД С. П. Королев. В составе РНИИ были организованы отделы по разработке пороховых снарядов, жидкостных ракет, стартовых установок, подразделения по разработке ЖРД, крылатых и баллистических ракет, прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), газодинамическая и химическая лаборатории, испытательные станции и производственные мастерские.

НПО энергетического машиностроения (НПО «Энергомаш») имени академика В. П. Глушко — ведущее российское предприятие по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Оно обладает развитой инфраструктурой, включающей все необходимые элементы технологического цикла создания ЖРД. Творческий путь коллектива НПО «Энергомаш» начался 15 мая 1929 года, когда в Газодинамической лаборатории в г. Ленинграде была организована группа но разработке электрических и жидкостных ракетных двигателей. В начале 30-х гг. под руководством В. П. Глушко был создан первый в мире электрический ракетный двигатель, первый отечественный ЖРД — ОРМ-1, серия опытных ракетных моторов, в том числе ОРМ-65, предназначенный для ракетоплана и крылатой ракеты конструкции С. П. Королева. Эти работы были продолжены в г. Москве в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ), организованном в сентябре 1933 гола.

Космический лифт. Удельный импульс и эффективность двигателя

Удельный импульс и эффективность двигателя

Если нужно сравнить эффективность различных типов двигателей, инженеры обычно говорят об удельном импульсе. Удельный импульс определяется как изменение импульса на единицу массы израсходованного топлива. Таким образом, чем эффективнее двигатель, тем меньше топлива требуется для вывода ракеты в космос. Импульс, в свою очередь, есть результат действия силы в течение определенного времени. Химические ракеты, хотя и обладают очень большой тягой, работают всего несколько минут, а потому характеризуются очень низким удельным импульсом. Ионные двигатели, способные работать годами, могут иметь высокий удельный импульс при очень низкой тяге.

Удельный импульс измеряется в секундах. Средняя ракета с химическим двигателем может иметь удельный импульс до 400-500 с. Так, удельный импульс двигателя шаттла составляет 453 с. (Самый высокий полученный до сих пор удельный импульс для химического реактивного двигателя составил 542 с; в качестве топлива этот двигатель использовал экзотическую смесь водорода, лития и фтора.) Ионный движок аппарата SMART-1 имел удельный импульс 1640 с. У ядерных ракетных двигателей этот параметр достигает 850 с.

Читать еще:  Что звенит при детонации двигателя

Максимально возможным удельным импульсом обладала бы ракета, способная достигать скорости света. Ее удельный импульс составил бы около 30 млн. Ниже приводится таблица удельных импульсов, характерных для различных типов реактивных двигателей.

Тип двигателя (Удельный импульс)

Плазменный VASIMR (1000-30 000)

Термоядерный прямоточный (2500-200 000)

Ядерный импульсный (10 000-1 000 000)

На антиматерии (1 000 000-10 000 000)

(В принципе, лазерный парус и прямоточный двигатель вообще не несут с собой запаса топлива, а потому удельный импульс не является для них существенной характеристикой; тем не менее у этих конструкций есть свои проблемы.)

Одно из серьезных препятствий к реализации многих звездных проектов состоит в том, что из-за громадных размеров и веса корабли невозможно построить на Земле. Некоторые ученые предлагают собирать их в открытом космосе, где благодаря невесомости астронавты смогут легко поднимать и ворочать невероятно тяжелые предметы. Но сегодня критики справедливо указывают на запредельную стоимость космической сборки. К примеру, для полной сборки Международной космической станции потребуется около 50 запусков шаттла, а ее стоимость с учетом этих полетов приближается к 100 млрд долл. Это самый дорогой научный проект в истории, но строительство в открытом космосе межзвездного космического парусника или корабля с прямоточной воронкой обошлось бы во много раз дороже.

Но, как любил говорить писатель-фантаст Роберт Хайнлайн, если вы можете подняться над Землей на 160 км, вы уже на полпути к любой точке Солнечной системы. Это потому, что при любом запуске первые 160 км, когда ракета стремится вырваться из пут земного притяжения, «съедают» львиную долю стоимости. После этого корабль, можно сказать, уже в состоянии добраться хоть до Плутона, хоть дальше.

Один из способов кардинально сократить в будущем стоимость полетов — построить космический лифт. Идея забраться на небо по веревке не нова — взять хотя бы сказку «Джек и бобовое зернышко»; сказка сказкой, но если вывести конец веревки в космос, идея вполне могла бы воплотиться в реальность. В этом случае центробежной силы вращения Земли оказалось бы достаточно, чтобы нейтрализовать силу тяжести, и веревка никогда не упала бы на землю. Она волшебным образом поднималась бы вертикально вверх и исчезала в облаках.

(Представьте себе шарик, который вы крутите на веревочке. Кажется, что на шарик не действует сила тяжести; дело в том, что центробежная сила толкает его прочь от центра вращения. Точно так же очень длинная веревка может висеть в воздухе благодаря вращению Земли.) Держать веревку не потребуется, вращения Земли будет достаточно. Теоретически человек мог бы залезть по такой веревке и подняться прямо в космос. Иногда мы просим студентов-физиков рассчитать натяжение такой веревки. Несложно показать, что такого натяжения не выдержит даже стальной трос; именно поэтому долгое время считалось, что космический лифт реализовать невозможно.

Первым из ученых, кто всерьез заинтересовался проблемой космического лифта, стал русский ученый-провидец Константин Циолковский. В 1895 г. под впечатлением от Эйфелевой башни он вообразил башню, которая бы поднималась прямо в космическое пространство и соединяла Землю с парящим в космосе «звездным замком». Строить ее предполагалось снизу вверх, начиная с Земли, откуда инженеры должны были бы медленно возводить к небесам космический лифт.

В 1957 г. русский ученый Юрий Арцутанов предложил новое решение: строить космический лифт обратным порядком, сверху вниз, начиная из космоса. Автор представил себе спутник на геостационарной орбите на расстоянии 36 000 км от Земли — с Земли он при этом будет казаться неподвижным; с этого спутника предлагалось опустить на Землю трос, а затем закрепить его в нижней точке. Проблема в том, что трос для космического лифта должен был бы выдерживать натяжение примерно в 60-100 ГПа. Сталь рвется при натяжении примерно в 2 ГПа, что лишает идею всякого смысла.

Более широкая аудитория смогла познакомиться с идеей космического лифта позже; в 1979 г. вышел роман Артура Кларка «Фонтаны рая», а в 1982 г. — роман Роберта Хайнлайна «Пятница». Но поскольку прогресс в этом направлении застопорился, о ней забыли.

Ситуация резко изменилась, когда химики изобрели углеродные нанотрубки. Интерес к ним резко возрос после публикации в 1991 г. работы Сумио Иидзимы из компании Nippon Electric. (Надо сказать, что о существовании углеродных нано-трубок было известно еще с 1950-х гг., но долгое время на них не обращали внимания.) Нанотрубки гораздо прочнее, но при этом гораздо легче стальных тросов. Строго говоря, по прочности они даже превосходят уровень, необходимый для космического лифта. По мнению ученых, волокно из углеродных нанотрубок должно выдерживать давление 120 ГПа, что заметно выше необходимого минимума. После этого открытия попытки создания космического лифта возобновились с новой силой.

Б 1999 г. было опубликовано серьезное исследование NASA; в нем рассматривался космический лифт в виде ленты шириной примерно один метр и длиной около 47 000 км, способный доставить на орбиту вокруг Земли полезный груз весом около 15 т. Реализация подобного проекта мгновенно и полностью изменила бы экономическую сторону космических путешествий. Стоимость доставки грузов на орбиту разом уменьшилась бы в 10 000 раз; такую перемену иначе как революционной не назовешь.

В настоящее время доставка одного фунта груза на околоземную орбиту стоит не меньше 10 000 долл. Так, каждый полет шаттла обходится примерно в 700 млн долл. Космический лифт сбил бы стоимость доставки до 1 долл. за фунт. Такое радикальное удешевление космической программы могло бы полностью изменить наши взгляды на космические путешествия. Простым нажатием кнопки можно было бы запустить лифт и подняться в открытый космос за сумму, соответствующую по стоимости, скажем, билету на самолет.

Но, прежде чем строить космический лифт, на котором можно будет без труда подняться в небеса, нам предстоит преодолеть очень серьезные препятствия. В настоящее время самое длинное волокно из углеродных нанотрубок, полученное в лаборатории, по длине не превосходит 15 мм. Для космического лифта потребуются тросы из нанотрубок длиной в тысячи километров. Конечно, с научной точки зрения это чисто техническая проблема, но решить ее необходимо, а она может оказаться упрямой и сложной. Тем не менее многие ученые убеждены, что на овладение технологией производства длинных тросов из углеродных нанотрубок нам хватит нескольких десятилетий.

Вторая проблема заключается в том, что из-за микроскопических нарушений структуры углеродных нанотрубок получение длинных тросов может оказаться вообще проблематичным. По оценке Никола Пуньо из Туринского политехнического института, если хотя бы один атом в углеродной нанотрубке окажется не на своем месте, прочность трубки может сразу уменьшиться на 30%. В целом дефекты на атомном уровне могут лишить трос из нанотрубок 70% прочности; при этом допустимая нагрузка окажется ниже того минимума гигапаскалей, без которых невозможно построить космический лифт.

Читать еще:  Шестицилиндровый двигатель и порядок его работы

Стремясь подстегнуть интерес частных предпринимателей к разработке космического лифта, NASA объявило два отдельных конкурса. (За образец был взят конкурс Ansari X-Prize с призом в 10 млн долл. Конкурс успешно подогрел интерес предприимчивых инвесторов к созданию коммерческих ракет, способных поднимать пассажиров к самой границе космического пространства; объявленную премию получил в 2004 г. корабль SpaceShipOne. Конкурсы NASA носят названия Beam Power Challenge и Tether Challenge.

Чтобы выиграть первый из них, команда исследователей должна создать механическое устройство, способное поднять груз весом не менее 25 кг (включая собственный вес) вверх по тросу (подвешенному, скажем, на стреле подъемного крана) со скоростью 1 м/с на высоту 50 м. Возможно, задача кажется несложной, но проблема в том, что это устройство не должно использовать топливо, аккумуляторы или электрический кабель. Вместо этого робот-подъемник должен получать питание от солнечных батарей, солнечных рефлекторов, лазеров или микроволнового излучения, т. е. из тех источников энергии, которыми удобно пользоваться в космосе.

Чтобы победить в конкурсе Tether Challenge, команда должна представить двухметровые куски троса весом не более двух граммов каждый; при этом такой трос должен выдерживать нагрузку на 50% большую, чем лучший образец предыдущего года. Цель этого конкурса —стимулировать исследования по разработке сверхлегких материалов, достаточно прочных, чтобы их можно было протянуть на 100 000 км в космос. Победителей ждут премии размером 150 000,40 000 и 10 000 долл. (Чтобы подчеркнуть сложность задачи, в 2005 г. — первом году конкурса — премия не была присуждена никому.)

Безусловно, работающий космический лифт способен резко изменить космическую программу, но и у него есть свои недостатки. Так, траектория движения спутников по околоземной орбите постоянно сдвигается относительно Земли (потому что Земля под ними вращается). Это означает, что со временем любой из спутников может столкнуться с космическим лифтом на скорости 8 км/с; этого будет более чем достаточно, чтобы порвать трос. Для предотвращения подобной катастрофы в будущем придется либо предусматривать на каждом спутнике небольшие ракеты, которые дали бы ему возможность обойти лифт, либо снабдить сам трос небольшими ракетами, чтобы он мог уходить с траектории спутников.

Кроме того, проблемой могут стать столкновения с микрометеоритами — ведь космический лифт поднимется далеко за пределы земной атмосферы, которая в большинстве случаев защищает нас от метеоров. Поскольку предсказать подобные столкновения невозможно, космический лифт придется снабдить дополнительной защитой и, возможно, даже отказоустойчивыми резервными системами. Проблему могут представлять собой и такие атмосферные явления, как ураганы, приливные волны и штормы.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Самые мощные однокамерные ЖРД

ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США),
использовался на 1 ступени носителя Saturn-5:

Снимаются какие-то фильмы, где всё это, умело «упакованное» с применением типичных демагогических приёмов, выдаётся на потребу ищущих сенсаций зрителей, благо уровень критического мышления подавляющего большинства из них гораздо ниже плинтуса, а общая эрудиция и познания в физике и ракетно-космической технике и того ниже.

Однако сторонники фейковости американских лунных экспедиций приводят всё новые, как им кажется, аргументы, «обосновывающие» их точку зрения.

Один из них — «американцы не могли создать двигатель F-1«, который стоял на 1-ё ступени «Сатурна-5», якобы потому, что «теоретическую невозможность этого» будто бы доказал известный советский конструктор ракетных двигателей В.П.Глушко.

Эту версию вытащили из «Воспоминаний ракетчика» Н.В. Лебедева (по образованию — горного инженера, строившего подземные защитные сооружения, пусковые установки и ракетные шахты), в которой он приводит услышанный им разговор Королёва с Келдышем:

: «. Браун нас не только догонит, но и первым окажется на Луне».
: «Ну, это исключено» – Королев уставился взглядом в возвышавшийся перед ним Протон. – «Он решил создать супердвигатель на 700-800 тонн тяги на криогенных компонентах топлива. Пусть поковыряется, пока не упрется в стену. Мы уже это проходили».
: «Ну а если мы ошибаемся, и он сумеет преодолеть этот порог?»
: «Как? Пальчиками перед носом помашет? Не смеши. »

И вот на этом-то основании сторонники фейковости американского проекта делают вывод, что сам Королёв «теоретически обосновал невозможность создания двигателя тягой свыше 700 тонн».
Хотя, если внимательно посмотреть текст тех же «воспоминаний. «, становится ясным, что фраза вырвана из контекста, речь идёт о космической гонке и неверие Королёва основано на предположении, что для победы над высокочастотной неустойчивостью горения при больших размерах камеры сгорания в однокамерном двигателе требуется значительное время.
Далее, в качестве аргумента, подтверждающего версию о «невозможности», приводится мнение В.П.Глушко.

Н.Лебедев пишет:
как теоретическая, так и практическая НЕВОЗМОЖНОСТЬ создания однокамерного двигателя (F1) на криогенных компонентах топлива тягой в 700 тонн. Об этом говорил Королев (смотри выше), об этом знали все ракетчики-практики.

Откуда взялась «теоретическая» — непонятно.
Однако, у «практической» невозможности, я полагаю, «ноги растут» от мнения В.П.Глушко, в своё время начинавшего работать с криогенными компонентами (советские аналоги V-2), уткнувшегося в проблему высокочастотной неустойчивости горения и решившего уйти от неё, перейдя к высококипящим компонентам, на которых ему практически удаётся создать однокамерный РД-270 по схеме «газ»-«газ» — к слову, с тягой в 630 т.

Такого же мнения придерживается и сайт www.lpre.de

. в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород—керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости.

Лебедев, как работавший у Глушко, конечно же, разделяет его мнение.

Однако же в тех же «воспоминаниях. » Н.В.Лебедев пишет:

В середине 1965 академик Глушко года помог Челомею, не меняя идеи, резко упростить конструкцию, предложив для создаваемой первой ступени ракеты УР-700 двигатель РД-270 с тягой в 630 тонн.

Однако тут есть несколько довольно интересных нюансов — изначально тот же В.П. Глушко говорил о невозможности создания двигателей с тягой свыше 100 тонн, и об этом упоминает тот же Лебедев:

Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой (даже, Н.Л.) свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.

Однако, Фон Браун, как мы с вами знаем, проблему высокочастотной неустойчивости решить сумел, и в основе его технического решения этой проблемы лежат следующие принципы:

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.

Кроме того, в конструкции форсуночной камеры F-1 применялись антипульсационные перегородки, фактически поделившие одну большую камеру на ряд более мелких по размеру:

Читать еще:  Что такое оппозитный двигатель внутреннего сгорания

Аналогичные решения значительно позднее применялись на отечественных двигателях 14Д22, 14Д21:

Есть ряд отличий от американского решения в относительных размерах перегородок — но ведь существенно отличались и компоненты топлива, и их фазовое состояние, и давление в камере сгорания.

Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.

Сравнение однокамерных ЖРД F-1 и РД-270
ЖРД первой ступени «Сатурна-5» и УР-700 или Р-56

ракетный двигатель (варианты) и способ увеличения удельного импульса тяги ракетного двигателя

Изобретение обносится к топливной системе ракетного двигателя. Стенка камеры сгорания ракетного двигателя работает как секция теплообменника, в которой происходит подогрев проходящего топлива. Ракетный двигатель содержит устройство дезоксигенирования топлива и охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры двигателя, сообщающуюся с указанным устройством дезоксигенирования. Способ увеличения удельного импульса тяги ракетного двигателя заключается в том, что осуществляют дезоксигенирование топлива, передают дезоксигенированное топливо через охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры сгорания, затем передают его от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры в узел рабочей камеры двигателя. Изобретение обеспечивает увеличение удельного импульса ракетного двигателя. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Формула изобретения

1. Ракетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит устройство дезоксигенирования топлива и охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры двигателя, сообщающуюся с указанным устройством дезоксигенирования.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что указанная охлаждаемая топливом стенка рабочей камеры двигателя образует камеру сопла, камеру сгорания, находящуюся выше по направлению газового потока камеры сопла, и горловину камеры сгорания, находящуюся между ними.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что он дополнительно содержит турбину, сообщающуюся с топливным устройством через указанную охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры.

4. Ракетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит узел рабочей камеры двигателя, имеющий охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры, топливное устройство, связанное с указанным узлом рабочей камеры двигателя через указанную охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры сгорания, систему окислителя, связанную с указанным узлом камеры двигателя, и устройство дезоксигенирования, сообщающееся с указанной охлаждаемой топливом стенкой рабочей камеры.

5. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что стенка указанной рабочей камеры двигателя образует камеру сопла, камеру сгорания, находящуюся выше по направлению газового потока камеры сопла, и горловину камеры сгорания, находящуюся между ними.

6. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что указанное устройство дезоксигенирования находится выше по направлению потока указанной охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры.

7. Способ увеличения удельного импульса тяги ракетного двигателя, отличающийся тем, что осуществляют дезоксигенирования топлива, передают дезоксигенированное топливо через охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры сгорания, затем передают его от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры в узел рабочей камеры двигателя.

8. Способ по п.7, отличающийся тем, что перед передачей дезоксигенированного топлива в узел рабочей камеры двигателя его передают от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры в турбину.

9. Способ по п.7, отличающийся тем, что при передаче дезоксигенированного топлива от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры в узел рабочей камеры двигателя осуществляют частичное испарение дезоксигенирования топлива в охлаждаемой топливом стенке рабочей камеры, затем передают частично испаренное дезоксигенированное топливо в турбину, после чего его передают в узел рабочей камеры двигателя.

10. Способ по п.7, отличающийся тем, что при передаче дезоксигенирования топлива от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры в узел рабочей камеры двигателя осуществляют перегрев дезоксигенирования топлива в охлаждаемой топливом стенке рабочей камеры, затем передают перегретое дезоксигенированное топливо в турбину, после чего передают его в узел рабочей камеры двигателя.

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к топливной системе ракетного двигателя и, в частности, к топливной системе, снабженной устройством дезоксигенирования, в котором селективно удаляется кислород, так что полезная теплопоглощающая способность топлива существенно возрастает, что в итоге дает увеличение удельного импульса ракетного двигателя.

В связи с возрастающей потребностью в системах с ракетным топливом, пригодным для длительного хранения, все большее распространение получают ракетные двигателя многократного использования с циклом расширения охладителя, использующие в качестве топлива керосин.

Ракетные двигатели на керосиновом топливе с циклом расширения охладителя работают при больших давлениях горения (что увеличивает тягу и удельный импульс, а также снижает вес) и нуждаются в топливе с более высокой теплопоглощающей способностью, чтобы скомпенсировать возросшее при этом выделение тепла.

Тепло, возникающее в процессе горения в ракетном двигателе, заключено в выходных газах. Большая часть этого тепла выбрасывается наружу с газом, который это тепло содержит, однако значительная часть его все же передается через стенки рабочей камеры двигателя. В охлаждаемой топливом рубашке, охватывающей рабочую камеру двигателя, состоящую из камеры сгорания, камеры сопла и горловины между ними, для охлаждения камеры сгорания используют теплопоглощающую способность топлива и его испарение в регенеративном цикле охлаждения. Пары топлива пропускают через турбину, мощность которой идет на приведение в действие насосов, перекачивающих ракетное топливо в камеру сгорания, и затем инжектируют в основную камеру сгорания для сжигания с окислителем. Подобную схему обычно используют для такого легко испаряющегося топлива, как водород или метан, имеющих низкую точку кипения. Ракетное топливо сжигают в камере сгорания при оптимальном соотношении компонентов, и обычно выброс его наружу отсутствует, причем теплопередача топливу ограничивает достижимую мощность турбины, что накладывает ограничения на цикл расширения охладителя в двигателях малого и среднего размера. Вариантом такой системы является открытый цикл или цикл с выбросом топлива, в котором для вращения турбины используют только часть топлива. В этом варианте выхлопные газы турбины выбрасываются наружу в окружающую среду для увеличения перепада давления на турбине и ее выходной мощности. При этом можно достичь более высокого давления в камере, чем в закрытом цикле, хотя и проиграв при этом в эффективности из-за выводимого наружу потока.

Регенеративное охлаждение камеры сгорания ракеты, в которой используется топливо типа RP-1 (аналог топлива JP-7), осуществимо до точки, в которой температура охладителя достигает предела, при котором образуется некоторая осажденная формация (нагар). Нагар, осажденный на стенках охлаждающих каналов в жаровой части камеры сгорания и сопле, перекрывает поток топлива и снижает теплопередачу, что приводит к постепенному повышению температуры стенки и возможному ее разрушению. В рабочей камере двигателя для формирования каналов регенеративного охлаждения часто используют медь из-за ее очень высокой теплопроводности. Однако, как известно, медь является катализатором, ускоряющим термическое окисление жидких углеводородов, что увеличивает образование нагарных формаций и снижает максимальное значение теплового потока, который может быть поглощен.

Различные попытки подавления термического окисления и осаждения нагара предпринимались, но оказалось, что они, в основном, безуспешны или практически нецелесообразны. Использование присадок к топливу приносило некоторый успех и давало небольшое ( patent-2406861.pdf

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector