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

Давление в камере сгорания ракетный двигатель

Жидкостные ракетные двигатели

Главная > Реферат >Астрономия

надежность охлаждения (если двигатель охлаждаемый) и работы в пре­делах установленных режимов и ресурса;

небольшой перепад давления жидкости в охлаждающем тракте;

простоту конструкции камеры, минимальные удельный вес и стоимость.

Камеры ЖРД существующих двигателей, созданные на основании экс­периментальных исследований, большинству этих требований в значительной мере удовлетворяют.

Совершенство камеры ЖРД в основном определяется величиной раз­виваемого удельного импульса при простой, легкой и надежной конструкции. Величина удельного импульса двигателя является наиболее существенным па­раметром, определяющим дальность полета боевого аппарата при заданном совершенстве его конструктивного выполнения.

Основным фактором, влияющим на величину удельного импульса ка­меры двигателя, является качество организации и осуществления в ней рабоче­го процесса. Изучение процессов сгорания топлива в камерах ЖРД с целью дальнейшего их улучшения и совершенствования представляет весьма обшир­ную область экспериментальных и теоретических исследований.

Для совершенствования конструкции камеры двигателя необходимы дальнейшие исследования процессов сгорания в ней заданных топлив при раз­личных соотношениях компонентов и давлениях горения в зависимости от кон­струкций распыляющего устройства, скоростей впрыска компонентов топлива, конфигурации камеры сгорания и сопла, а также других факторов и условий работы двигателя.

6.4. Выбор материала для камеры ЖРД

Материал камеры двигателя должен быть по возможности более проч­ным, легким и обладать хорошими пластическими свойствами. Для материала внутренней оболочки желательно сочетание высокой теплопроводности и удовлетворительных прочностных свойств при высоких температурах, однако, как правило, жаропрочные сплавы имеют плохую теплопроводность. Для внешней оболочки теплопроводность большого значения не имеет и поэтому МПЧ главным требованием к материалу является его высокая прочность и воз­можно меньшая плотность. В некоторых случаях, при высокотеплопроводных скреплениях, температура наружной оболочки может достигать 300-400°С и тогда материал должен обладать достаточно хорошей жаропрочностью.

Кроме того, в зависимости от типа конструкции и применяемых ком-понентов, материал должен удовлетворять условиям свариваемости, кислото-стойкости и не являться катализатором.

Основные рекомендации по выбору конструкционных материалов при производстве камер ЖРД представлены ниже:

Сталь 12Х18НЮТ применяется для внутренних оболочек цилинд­рической и сужающейся части камер при температуре газа менее 3000 К, а также для внутренней оболочки расширяющихся частей сопел.

Сталь 12Х18Н9Т в настоящее время не рекомендуется для внутрен­них оболочек камер из-за склонности к межкристаллической коррозии.

Сталь 1X21Н5Т целесообразно применять для выполнения силовых колец камер, т.к. она не требует термообработки после сварки.

Кроме того, сталь 1X21Н5Т хорошо сваривается с бронзой, и поэтому может использоваться в качестве промежуточного кольца при сварке внутрен­них оболочек из стали 12Х18Н1ОТ и бронзы типа БрХ-08. Сталь 1Х21Н5Т ре­комендуется также для изготовления наружных оболочек расширяющихся час­тей сопел. Эта сталь при температуре пайки обладает высокой пластичностью, что обеспечивает хороший контакт со связями и высокое качество пайки узлов сложной формы.

Сталь Х16Н4БА используется для изготовления наружной оболочки цилиндрической и сужающейся частей камеры двигателя, т.к. при температуре более 500 К она обладает высокими механическими характеристиками.

Титановые сплавы применяются для изготовления наружной и внут­ренней оболочек расширяющейся части сопел, работающих в восстановитель­ной среде. Для окислительной среды титановые сплавы применять не рекомен­дуется, т.к. они могут возгораться из-за растрескивания окисной плёнки.

Медные сплавы используются для изготовления внутреннего днища и внутренних оболочек цилиндрической части камеры и суживающейся части сопла в двигателях с высоким давлением в камере (более 10 Мпа).

6.5. Формы камер ЖРД

Камера двигателя является главным агрегатом ракетной двигательной установки.

Различают изобарические и скоростные камеры сгорания. Камеры сго­рания с приблизительно постоянным по длине давлением иногда называются изобарическими камерами. К ним следует относить камеры, у которых F K / F * >3

Отношение F K / F * , называют обычно безразмерной площадью камеры сгорания. Если значение F K / F * F K / F * =1 камеры двигателя носят название полутеплового сопла.

Известны следующие основные формы камер сгорания ЖРД рис.31.

2.Шарообразная (или грушевидная).

4.Кольцевая (торовая, цилиндрическая).

Рассмотрим особенности каждой из этих форм.

В настоящее время наиболее распространены цилиндрические каме­ры сгорания. Они применяются для камер двигателей всех тяг.

Основным достоинством цилиндрической камеры сгорания по сравне­нию с камерами сгорания других форм является простота ее конструкции и из­готовления а, следовательно, малая стоимость. Кроме того, она имеет меньший габаритный диаметр.

Формы камер сгорания:

а —цилиндрическая; б—полугепловое сопло; в —шарообразная; г — коническая; д, е —кольцевые

К основным недостаткам цилиндрической камеры сгорания, по срав­нению с камерами других форм, относятся:

при одинаковом объеме она имеет большую поверхность оболочки, что усложняет ее охлаждение;

при прочих равных условиях она имеет худшую прочностную характе­ристику, что увеличивает ее удельный вес и стоимость;

газовый поток в этой камере сгорания больше обжимается поверхностью оболочки, чем в шарообразной камере сгорания, что несколько гасит его тур­булентность и утоняет ламинарный слой газа около поверхности оболочки, снижая полноту сгорания топлива и, следовательно, удельный импульс и уве­личивая теплоотдачу от газов к оболочке;

меньшая устойчивость работы в отношении высокочастотных колебаний, что ограничивает ее расходонапряженность, а также сужает пределы регулиро­вания тяги изменением расхода топлива.

Цилиндрические камеры сгорания выполняются со съемными или при­варными головками. Эти камеры обычно стоят на двигателях малых и средних тяг однократного и многократного применения, где в первую очередь требуют­ся простота и дешевизна конструкции. В последнее время наиболее часто при­меняются камеры сгорания цилиндрической формы с плоской головкой и од-нокомпонентными центробежными форсунками. Примером ЖРД с цилин­дрической камерой сгорания могут служить двигатели ОРМ-65и РД-107, рис.32 Шарообразные и близкие к ним грушевидные камеры сгорания по сравнению с камерами сгорания других форм имеют следующие основные дос­тоинства:

1) при заданном объеме они имеют относительно меньшую поверхность оболочки, что уменьшает удельный вес камеры сгорания и облегчает ее охлаждение;

Двигатели с цилиндрической камерой сгорания: а- ОРМ-65 (1936 г.); б— РД-107 (1954—1957 гг.); 1 — внутренняя оболочка камеры; 2 — корпус; 3 — вкладыш; 4 — штуцер подачи окисли­теля; 5—форсунка окислителя; 6—головка; 7—форсунка горючего, 8—нить накаливания: 9— воспламеняющий состав; 10 — зажигательная шашка

при заданном давлении в камере сгорания они имеют меньшую толщину оболочки, что уменьшает удельный вес камеры сгорания;

оболочка этих камер сгорания обладает большей устойчивостью против вдавливания внутрь под воздействием на нее статического давления ох­лаждающей жидкости;

процесс сгорания топлива в них протекает более полно благодаря сравни­тельно хорошей турбулизации газового потока, что повышает удельный импульс двигателя на 2—3%;

при прочих равных условиях в этих камерах меньше теплоотдача от газов к оболочке камеры вследствие наличия около ее поверхности более тол­стого ламинарного слоя, ухудшающего теплоотдачу к оболочке от газов и

облегчающего этим охлаждение камеры сгорания (газовый поток сравни­тельно меньше обжимается поверхностью оболочки).

К основным недостаткам шарообразных камер сгорания относятся:

сложность конструкции и технологии изготовления, что увеличивает ее стоимость;

сравнительно больший диаметр камеры сгорания, что может потребовать увеличения миделя ракеты.

Шарообразные камеры сгорания обычно имеют приварную ша­рообразную головку. Эту форму камеры сгорания имеют двигатели большой тяги со значительной продолжительностью работы, когда объем камеры сгора­ния настолько велик, что становится целесообразным предкамерный распыл компонентов, а также когда выгоды от уменьшения ее веса и повышения эко­номичности работы за счет формы преобладают над увеличением стоимости ее изготовления.

Примером ЖРД с шарообразными камерами сгорания может служить немецкий спирто-кислородный двигатель А-4, рис.33.

У конических камер сгорания по существу вся камера является вход­ной частью сопла. Они имеют пониженные значения Iуд по сравнению с дру­гими типами камер и вследствие этого не применяются, представляя только исторический интерес.

Основной причиной снижения Iуд являются большие скорости продук­тов сгорания в камере. Вследствие этого превращение тепловой энергии в ра­боту расширения является менее полным, т.е. имеют место большие потери на тепловое сопротивление. Кроме того, в конических камерах зона распыливания и испарения занимает значительную часть её полного объёма; зона сгорания при этом уменьшается, что приводит к худшему сгоранию или требует увели­чения полного объёма камеры.

Применение кольцевых камер сгорания в ЖРД определено исполь­зованием сопел с центральным телом. Различают цилиндрические и торовые кольцевые камеры сгорания.

Кольцевые камеры круглого сечения (торовые) целесообразно приме­нять при разгоне газа в сопле с центральным телом до больших чисел М.

По сравнению с другими типами кольцевые камеры сгорания имеют ряд недостатков. Поверхность их значительно больше, что приводит к увеличе­нию веса и затрудняет охлаждение камеры, особенно, «юбки» сопла. Кольцевая камера сгорания сложна в изготовлении, а для обеспечения её жесткости необ­ходимы либо специальные наружные рёбра жесткости, либо охлаждаемые стойки, связывающие наружный контур камеры с внутренним.

Достоинствами кольцевой камеры сгорания являются: возможность регулирования модуля и направления вектора тяги, а также уменьшение вероятности возникновения вибрационного горения при раз­бивке камеры по окружности на ряд отдельных секций; пониженные продольные геометрические размеры, по сравнению с дру­гими типами камер;

возможность установки в полости центрального тела ТНА или других аг­регатов.

Камера двигателя ракеты А-4: 1—верхняя полость; 2— главный клапан горючего; 3— нижняя полость горючего 4—форкамера; 5—»упор для передачи силы тяги на раму: 6—патрубок подвода горючего 7— тор; S—нижний пояс внутреннего охлаждения, 9—внутренняя оболочка камеры; 10— внешняя оболочка камеры;

Давление в камере сгорания ракетный двигатель

В двигателе, показанном на рис. 95, используется сопло с центральным телом, которое лучше приспособлено для работы в условиях переменного атмосферного давления. Камера сгорания такого двигателя имеет форму кольца, размещенного вокруг центрального тела, образующего сопло. ЖРД с центральным телом значительно компактнее двигателя с обычным колоколообразным соплом. Экспериментальный образец, спроектированный и изготовленный фирмой «Рокетдайн», работал на жидких кислороде и водороде, которые использовались и для охлаждения. ЖРД разрабатывался на следующие параметры: рабочее давление в камере расчетная тяга в вакууме — 112500 Н, степень расширения сопла соотношение компонентов 5,5, удельный импульс в пустоте 471 с. Заданный Диапазон регулирования тяги Размеры двигателя: диаметр длина полная сухая масса (для

Рис. 95. Схема конструкции ЖРД с центральным телом [78]. Максимальное давление в камере сгорания степень расширения сопла 200, номинальное соотношение компонентов 5,5, диапазон дросселирования тяги удель импульс в пустоте 471 с, сухая масса длина диаметр главный клапан жидкого водорода; 2 — узел подвеса двигателя; 3 — камера сгора горючего; 5 — донная поверхность; 6 — вдув газа в донную область.

Рис. 96. Сегмент камеры сгорания [78]. 1 — оболочка; 2 — смесительный блок; 3 — коллектор питания жидкого водорода; 4 — область критического сечения; 5 — сопловая кромка.

сравнения, японский тягой 100000 Н имеет такой же диаметр, но почти в 5 раз длиннее; см. табл. 22 в гл. 12).

Камера сгорания состоит из 24 регенеративно охлаждаемых сегментов (рис. 96), смонтированных вместе с турбонасосным агрегатом, газогенератором и арматурой на легкой силовой раме в карданном подвесе (рис. 97). На последнем рисунке показана также последовательность отработки: сначала

изготавливался и испытывался охлаждаемый водой сегмент, затем несколько сегментов собирали в блок. Последним этапом являлась сборка всей кольцевой камеры.

В ЖРД с центральным телом, как показано на рис. 98, используется сопло, образуемое центральным усеченным конусом, в донную область которого вдувается газ для повышения давления, компенсирующего укорочение сопла. Продукты сгорания топлива истекают из камеры через кольцевое критическое сечение вдоль поверхности центрального тела, создавая

Рис. 97. Основные этапы отработки ЖРД с кольцевой камерой сгорания и центральным телом [78]. а — сегмент камеры стендовой конструкции с водяным охлаждением; сегмент камеры летной конструкции с регенеративным охлаждением; в — летный вариант конструкции двигателя.

Рис. 98. Схема работы двигателя с кольцевой камерой сгорания и центральным телом [78]. 1 — замыкающий скачок уплотнения; 2 — внешняя граница свободной струи; струи; донная поверхность; — кольцевое сопло; 6 — тороидальная камера сгорания; 7 — давление вспомогательного газа на донную поверхность (дополнительная сила тяги); 8 — основной поток.

(кликните для просмотра скана)

тягу. При работе двигателя в вакууме этот поток продолжает расширяться и после среза центрального тела, замыкая донную область. Рециркуляция части потока служит аэродинамической заменой металлической кромки центрального тела. Рециркуляция продуктов сгорания повышает давление в донной области выше окружающего. Это давление, действуя на срез центрального тела, создает дополнительную тягу. Вспомогательный газ, подаваемый через дно, обычно составляет малую часть (менее 0,2%) основного расхода и также способствует получению дополнительной тяги за счет увеличения донного давления. Сообща основной и вспомогательный потоки обеспечивают очень высокую эффективность работы ЖРД с центральным телом; величина его удельного импульса достигает 471 с.

Читать еще:  Автосигнализации без дистанционного запуска двигателя

На рис. 99 показано, что сопло этого типа нормально работает при различных внешних давлениях вследствие того, что с внешней стороны истекающий поток представляет собой свободную струю. На большой высоте свободная струя расширяется наружу в соответствии с закономерностями течения Прандтля — Майера. На уровне моря высокое давление окружающей среды поджимает истекающий поток к центральному телу, увеличивая статическое давление на стенке и у дна и исключая отрыв потока. Особенностью сопла с центральным телом является возможность его безопасной и надежной отработки в наземных условиях.

Принципиальная схема ЖРД с центральным телом приведена на рис. 100. Водород, нагретый до 660 К после прохождения каналов регенеративной системы охлаждения, подается параллельно в турбины ТНА окислителя и горючего. Пройдя турбины, водород (за исключением малой доли, подаваемой в донную область центрального тела) поступает в коллектор смесительной головки камеры сгорания.

Система управления двигателем проста и универсальна; она состоит из двух главных клапанов в магистралях питания окислителя и горючего, регулятора мощности турбины окислителя и байпасного клапана турбины. Регулирование тяги обеспечивается байпасным клапаном, с помощью которого регулируется расход подогретого водорода, идущего на турбины. Соотношение компонентов регулируется посредством изменения мощности турбины ТНА окислителя и, следовательно, изменения расхода окислителя.

Давление в камере сгорания ракетный двигатель

Приложение №2

Численный расчет охлаждения камеры ЖРД F-1

При создании компьютерной модели камеры ЖРД F-1 возникли трудности с получением достоверных данных о линейных размерах.

Дело в том, что в первичных источниках на двигатель F-1 такая информация отсутствует в принципе.

На основании вторичных данных о жидкостном ракетном двигателе F-1, согласно «F-1 Engine Familiarization Training Manual» ( Rocketdyne R-3896-1 , 1971), « Liquid rocket engine combustion stabilization devices » (NASA SP-8113, 1974) , «Advanced regenerative cooling techniques for future space transportation systems», (AIAA/SAE, 1975 ) :

Можно сделать вывод о том, что диаметр камеры равен 39дюйм (991мм), критического сечения 35дюйм (889мм).

Длина камеры сгорания до критического сечения примерно равна 40дюйм (1016 мм)

Охлаждаемый участок камеры имеет выходное сечение S = 10 ,

что соответствует выходному сечению в районе коллектора сброса газов ≈ 2811мм.

Затем следует неохлаждаемый сопловой насадок, повышающий степень расширения сопла до S = 1 6

Но в нашей модели мы ограничимся задачей теплового расчета только охлаждаемой части камеры до сечения S = 10

Визуально охлаждаемая часть камеры ЖРД F-1 выглядит так:

По данному фото можно утверждать, что вышеуказанные размеры камеры примерно соответствует пропорциям изображения.

Полная длина охлаждаемой части камеры, судя по фото, примерно равна 12 футов или 3660 м м

По этим данным была построена модель геометрического контура охлаждаемой части камеры ЖРД F-1 (до сечения S = 10) :

Контур охлаждаемой части камеры ЖРД F-1

Камера ЖРД F-1 трубчатая, состоит из двух участков: до сечения S = 3 из 178 трубок, до сечения S = 10 из 356 трубок

Материал ‒ жаропрочный никелевый сплав Inconel Х толщиной δ ст 0, 45 мм (0 ,01 8 дюйм) .

Трубчатая заготовка имеет начальный диаметр 27 ,7 мм ( 1 3 /32 дюйм ).

Высота охлаждающего канала — постоянная, ширина — переменная, сообразно геометрии контура.

В расчете использована интерполяция теплопроводности по следующим табличным данным для сплава Inconel Х :

Теплопроводность сплава Х-750 [ 33 ]

Коэффициент « волнистости » поверхности стенок ‒ т.е. развитость* тепловоспринимающей поверхности, образованной набором спаянных трубок, по отношению к площади гладкой поверхности цилиндра (конуса) аналогичного диаметра, принята k = 1,1

*прим: см. брошюру Г. М. Салахутдинова «Тепловая защита в космической технике», Серия «Космонавтика, астрономия», № 7 за 1982 г.

Далее охлаждающий контур разбивался на 1000 участков с адаптивным шагом.

Полный расход керосина через камеру: 742кг/с (1636 фунт/с);

Полный расход кислорода через камеру: 1784кг/с (3933 фунт/с);

Всего расход топлива через камеру: 2526кг/с при соотношении К m 2,4

Расход топлива на привод турбины: 78кг/с (172 фунт/с) или

Общий расход через двигатель: 2604кг/с

Расход охладителя (керосин) ‒ 70% от номинального расхода ≈ 519,4 кг/с

Схема течения керосина по контуру U- образная: вначале по 89 (аверсным) трубкам керосин течет от входного коллектора в районе смесительной головки сверху вниз, до сечения S = 3, где раздваивается на 178 вторичных трубок, по которым течет д о конца охлаждаемой части камеры , затем по другим 178 вторичным (реверсным) трубкам весь расход керосина течет обратно ‒ снизу вверх, до сечения S = 3, где концентрируется в 89 первичных трубок, по которым далее течет в смесительную головку. Все трубки имеют идентичные размеры.

Условная формула керосина RP-1 : С 1 Н 1,948 энтальпия образования: ‒1750кДж/кг

Модель течения продуктов сгорания трехзонная: ядро потока ‒ зона среднего состава ‒ пристеночный слой.

Состав продуктов сгорания: до сечения S =1 , 92 равновесный, далее до S = 10 ,0 ‒ « замороженный » .

Температуры пристеночного слоя берутся для равновесного состава продуктов сгорания керосина RP-1 при K m 1, 2 и соответствующем давлении.

Номинальное давление в камере на срезе форсунок: P inj ≈ 79[кгс/см ² ] ≈ 7,76[МПа] ≈ 1125 [psi]

Номинальное полное давление на входе в сужающуюся часть сопла: Pо = 69,0[кгс/см ² ] = 6 , 77[МПа] = 982 [psi]

Расход топлива в модельном двигателе F -1:

И вот тут-то нас ожидало весьма обескураживающее открытие: оказывается, обеспечить максимальную расходонапряженность 4070 кг/с · м ² при полном давлении на входе в сужение камеры Pо = 69,0 кг/см ² просто невозможно с точки зрения возможностей термодинамики!

Дело вот в чем. Есть такой параметр − расходонапряженность, равный отношению секундного расхода массы топлива к площади сечения камеры:

Поскольку, обычно, вдоль камеры и сопла расход массы топлива (продуктов сгорания) постоянен, то максимум расходонапряженности приходится на самое узкое − так называемое критическое сечение, где скорость течения газа равна местной скорости звука. Это сечение отделяет дозвуковую часть от сверхзвуковой части − сопла.

Также, важно помнить, что статическое давление в критическом сечении P кр и полное эффективное давление на входе в сужение камеры P о связаны соотношением:

При всем многообразии кислородно-керосиновых двигателей, отношение максимума расходонапряженности Gmax и полного эффективного давления в камере (на входе в сужение, с учетом потерь полного давления в скоростной камере) P о у них у всех совпадает с точностью до долей процента!

И только F-1 резко выделяется из общего ряда (в таблице расход топлива указан в кг/с, диаметры даны в миллиметрах, давление в тех. атмосферах):

* Отклонение от РД-107 дано в процентах

О чем это говорит? Это говорит о том, что плотность вещества, расходуемого через минимальное сечение камеры F-1 , больше, чем у обычных газообразных продуктов сгорания для топлива данного вида. В переводе на простой язык − это свидетельствует о наличии большого количества твердой фазы (сажи) в продуктах сгорания!

Сажа не является газом и не занимает объем, но она дает вес, поэтому газовый поток с включением сажи будет иметь большую плотность, чем газообразные продукты сгорания номинального состава топлива при том же давлении и температуре.

Дело за малым − нужно рассчитать количество сажи таким образом, чтобы композитный поток газ−сажа обеспечил нам искомые Gmax = 4070 кг/с · м ² при полном давлении на входе в сужение камеры Pо = 69,0 кгс/см ² .

Предварительные оценки показывают, что количество сажи − не менее 3,4% от всей массы продуктов сгорания, или в абсолютных величинах:

Расход сажи ч /з камеру F-1 ≈ 86кг/с

Теперь становится понятным, почему пламя из сопла F-1 было окутано черной пеленой дыма и копоти!

Еще бы, ведь композитный поток газ−сажа состоял из 2440кг/с газообразных продуктов сгорания и 86кг/с твердой сажи.

Если добавить сюда сажу из газогенератора турбонасосного агрегата (массовая доля сажи > 36% от расхода топлива ч/з ГГ ТНА

78кг/с), то тогда на выходе из сопла:

Поток сажи на срезе сопла F-1 свыше 114кг/с !

Поскольку сажа с точки зрения сопла Лаваля как теплового двигателя − это балласт, то каждый процент сажи в общей массе отнимает, во-первых, такую же долю теплоты химической реакции горения, которая делиться в равной мере и на газ, и на сажу, пропорционально массе (разницей теплоемкостей можно пренебречь), и, во-вторых, это механический балласт, который ускоряется газом в сопле, отнимая на себя долю кинетической энергии, которая могла бы быть передана газу при отсутствии сажи.

В-третьих, сажа (балласт) отнимает энергию у ВЧ колебаний газа в камере и тем самым способствует их гашению − это главная причина, по которой продукты сгорания в камере F-1 содержат такое большое, необоснованное с точки зрения химии, количество твердой фазы при достаточном количестве окислителя.

Для F-1 падение температуры газа вследствие его ускорения составляет примерно 40% от начальной температуры в камере.

Поэтому общие потери энергии на нагрев и разгон сажи составят 4,75% от всей теплоты сгорания топлива.

Какая-то часть (10%) потраченной на сажу энергии возвращается обратно газу путем теплообмена.

Поэтому установим итоговый коэффициент потерь φ с на сажу 4,3%, или в абсолютных величинах:

= Q · φ с где φ с = 0,957

В остальном, расчет термодинамических параметров для F-1 строился аналогично тепловому расчету двигателя H-1 (Приложение №1)

Температура керосина на входе: +38 ° С ( 560 ºR )

В расчете использована аппроксимация свойств керосина н а базе табличных данных керосина JP-5 ‒ военного аналога RP-1 :

При расчете охлаждающих свойств керосина предполагается, что керосин является химически нейтральной не кипящей жидкостью, а его теплофизические свойства являются монотонными и могут быть экстраполированы на любой температурный интервал.

В результате расчета были получены данные о распределении вдоль камеры ЖРД F -1 температур огневой и жидкостной сторон стенки охлаждающей трубки, а также температуры жидкого охладителя (керосина) и суммарных тепловых потоков, которые для удобства представим в графическом виде.

Графическое представление температурного поля стенок охлаждающих трубок ЖРД F -1 (до сечения S = 10) :

Слева показана условно аверсная трубка, справа — реверсная трубка.

Графическое представление температурного поля охлаждающего керосина ЖРД F -1 (до сечения S = 10) :

Комплексная картина распределения физических параметров системы охлаждения ЖРД F -1 (до сечения S = 10) :

Результаты расчета

Поскольку камера сгорания ЖРД F-1 представляет собой почти прямую трубу с небольшим сужением до критического сечения (т.е. почти полутепловое сопло), то тепловые потоки вдоль всей камеры сгорания примерно одинаковы и лежат в диапазоне 10 , 5. 11 , 0 [ МВт/м² ]

Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 11 [ МВт/м² ]

Расчетный максимум втянут в дозвуковую часть камеры: S ≈ 1 , 09

Из-за конструктивных особенностей системы охлаждения (U -образный реверс ) температурное поле стенок в плоскости одного сечения является неравномерным, как бы « волнистым » , наблюдается чередование: реверсные трубки на

10. 30К горячее аверсных трубок.

Результаты расчета однозначно указывают на то, что двигатель F-1 работает на запредельных режимах:

1. На всем протяжении камеры сгорания до критического сечения температура стенки со стороны керосина T ст.ж существенно превышает установленный согласно рекомендаций NASA SP-8087 ( «Liquid rocket engine fluid-cooled combustion chambers», NASA SP-8087, 1972 г.) порог коксования керосина T ст.ж > 728К

В цилиндрической части температура коксования превышена почти на 80 градусов! Максимальная T ст.ж 8 06К

Поэтому, с точки зрения требований NASA SP-8087 , эксплуатация стандартного варианта камеры F-1 просто запрещена!

Читать еще:  Горит чек на приоре двигатель работает троит

При таких температурах керосин в пристеночном слое начнет энергично разлагаться на тяжелые смолистые осадки и легкие газовые фракции.

Тяжелые смолистые осадки, которые осаждаются на стенках трубок, имеют на два порядка более низкую теплопроводность, чем сталь.

Простейшие оценки показывают, что налипание тончайшего слоя смолистых осадков толщиной всего 0,005мм равнозначно утолщению вдвое стальной трубки толщиной 0,45мм, применяемой в камере ЖРД F-1. Коксование керосина приведет к налипанию смолы на стенки трубок, падению теплопроводности « грязных » стенок в охлаждающую жидкость и быстрому прогару всех трубок.

Полагая, что трубка имеет наружный диаметр

27, 7 мм (1 3 /32 дюйма), огневую сторону составляет примерно ¼ дуги окружности трубки, длина камеры ЖРД F-1 до критического сечения

1м, то для образования смолистого слоя толщиной 0,005мм при плотности ρ ≈ 1,2г/см ³ достаточно осаждение всего 0,13г смолы!

Помимо этого, газообразные продукты коксования керосина могут создавать газовые пробки в узких трубчатых каналах и существенно снижать скорость и плотность проточного охладителя (керосина), что приведет к тем же фатальным последствиям ‒ прогару камеры.

2. Температура огневой стороны стенки на всем протяжении камеры сгорания до критического сечения превышает T ст.г > 900К

На отдельных участках в цилиндрической части камеры температура огневой стороны стенки достигает T ст.г 976К

Подобный температурный режим является недопустимым для паяной трубчатой конструкции камеры данного ЖРД.

Согласно американских данных (« Industrial Gold Brazing Alloys » ,Gold Bulletin 1971 Vol. 4 No. 1) – при изготовлении « лунной » серии двигателей, в т.ч. F-1 и др., – широко применялся золотой припой состава 82,5% Au − 17,5% Ni

При температурах свыше T ст.г > 540 º С ( 813К ) этот припой резко терял прочность:

Из таблицы видно, что при Т = 650 ° С предел прочности (UTS) сплава примерно в 2,5 раза ниже, чем при Т = 540 ° С

Подобное кратное уменьшение предела прочности и одновременное пятикратное (!) увеличение коэффициента относительного удлинения до 10% свидетельствует о начале необратимой термической деформации припоя с последующим разрушением паяного соединения.

Поскольку расчет охлаждения F-1 показал несостоятельность его конструкции, вопрос о действительном тепловом потоке F-1 остается открытым.

Вывод: конструкция ЖРД F-1 не допускает его безопасную работу при рабочем давлении P ≈ 69кгс/см ²

и подлежит « дефорсированию » , либо существенному изменению технологии изготовления .

Эксплуатация ЖРД F-1 должна быть запрещена в соответствии с требованиями NASA SP-8087

Импульсный электрический реактивный двигатель

Детонационный двигатель, сущность, строение и принцип работы:

Детонационный двигатель (импульсный, пульсирующий двигатель) идет на смену обычного реактивного двигателя. Чтобы понять сущность детонационного двигателя надо разобрать обычный реактивный двигатель.

Обычный реактивный двигатель устроен следующим образом.

В камере сгорания происходит сгорание топлива и окислителя, в качестве которого выступает кислород из воздуха. При этом давление в камере сгорания постоянно. Процесс горения резко повышает температуру, создает неизменный пламенный фронт и постоянную реактивную тягу, истекающую из сопла. Фронт обычного пламени распространяется в газовой среде со скоростью 60-100 м/сек. За счет этого и происходит движение летательного аппарата. Однако современные реактивные двигатели достигли определенного предела КПД, мощности и других характеристик, повышение которых практически невозможно либо крайне затруднительно.

В детонационном (импульсном или пульсирующем) двигателе горение происходит путем детонации. Детонация — это процесс горения, но которое происходит в сотни раз быстрее, чем при обычном сжигании топлива. При детонационном горении образуется детонационная ударная волна, несущая со сверхзвуковой скоростью. Она составляет порядка 2500 м/сек. Давление в результате детонационного горения стремительно возрастает, а объем камеры сгорания остается неизменным. Продукты горения вырываются с огромной скоростью через сопло. Частота пульсаций детонационной волны достигает несколько тысяч в секунду. В детонационной волне нет стабилизации фронта пламени, на каждую пульсацию обновляется топливная смесь и волна запускается вновь.

Давление в детонационном двигателе создается за счет самой детонации, что исключает подачу топливной смеси и окислителя при высоком давлении. В обычном реактивном двигателе, чтобы создать давление тяги в 200 атм., необходимо подавать топливную смесь под давлением в 500 атм. В то время как в детонационном двигателя – давление подачи топливной смеси – 10 атм.

Камера сгорания детонационного двигателя конструктивно имеет кольцевую форму с форсунками, размещёнными по её радиусу для подачи топлива. Волна детонации пробегает по окружности вновь и вновь, топливная смесь сжимается и выгорает, выталкивая продукты сгорания через сопло.

В России испытали детонационный двигатель тягой две тонны

Испытания детонационного двигателя

Фонд перспективных исследований

Научно-производственное объединение «Энергомаш» провело испытания модельной камеры жидкостного детонационного ракетного двигателя, тяга которого составила две тонны. Об этом в интервью «Российской газете» заявил главный конструктор «Энергомаша» Петр Левочкин. По его словам, эта модель работала на керосине и газообразном кислороде.

Детонацией называется такое горение какого-либо вещества, в котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука. При этом по веществу распространяется ударная волна, за которой следует химическая реакция с выделением большого количества тепла. В современных ракетных двигателях сгорание топлива происходит с дозвуковой скоростью; такой процесс называется дефлаграцией.

Детонационные двигатели сегодня делятся на два основных типа: импульсные и ротационные. Последние еще называют спиновыми. В импульсных двигателях происходят короткие взрывы по мере сгорания небольших порций топливо-воздушной смеси. В ротационных же горение смеси происходит постоянно без остановки.

В таких силовых установках используется кольцевая камера сгорания, в которой топливная смесь подается последовательно через радиально расположенные клапаны. В таких силовых установках детонация не затухает — детонационная волна «обегает» кольцевую камеру сгорания, топливная смесь за ней успевает обновиться. Ротационный двигатель впервые начали изучать в СССР в 1950-х годах.

Детонационные двигатели способны работать в широком пределе скоростей полета — от нуля до пяти чисел Маха (0-6,2 тысячи километров в час). Считается, что такие силовые установки могут выдавать большую мощность, потребляя топлива меньше, чем обычные реактивные двигатели. При этом конструкция детонационных двигателей относительно проста: в них отсутствует компрессор и многие движущиеся части.

Новый российский жидкостный детонационный двигатель разрабатывается совместно несколькими институтами, включая МАИ, Институт гидродинамики имени Лаврентьева, «Центр Келдыша», Центральный институт авиационного моторостроения имени Баранова и Механико-математический факультет МГУ. Разработку курирует Фонд перспективных исследований.

По словам Левочкина, во время испытаний давление в камере сгорания детонационного двигателя составило 40 атмосфер. При этом установка надежно работала без сложных систем охлаждения. Одной из задач испытаний было подтверждение возможности детонационного горения кислородно-керосиновой топливной смеси. Ранее сообщалось, что частота детонации в новом российском двигателе составляет 20 килогерц.

Первые испытания жидкостного детонационного ракетного двигателя состоялись летом 2020 года. Испытывался ли с тех пор двигатель еще раз, неизвестно.

В конце декабря 2020 года американская компания Aerojet Rocketdyne получила контракт Национальной лаборатории энергетических технологий США на разработку новой газотурбинной энергетической установки на базе ротационного детонационного двигателя. Работы, по итогам которых будет создан прототип новой установки, планируется завершить к середине 2020 года.

По предварительной оценке, газотурбинный двигатель нового типа будет иметь по меньшей мере на пять процентов лучшие характеристики, чем обычные такие установки. При этом сами установки можно будет сделать компактнее.

Василий Сычёв

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.

Обзор двигателей. ЖРД и РДТТ. Почему американцы дерутся между собой за российские двигатели?

На сегодняшний день ракеты различных классов стали одним из основных вооружений самых различных классов, включая собственный род войск – ракетные войска стратегического назначения, и единственным способом вывода полезной нагрузки и человечества в космическое пространство. Одним из наиболее сложных элементов ракет был и остается ракетный двигатель. Появившись более двух тысяч лет назад, ракеты и двигатели, к сегодняшнему дню, эволюционировали, достигнув совершенства, а касательно двигателей, можно сказать, что и теоретического предела.

Читать еще:  Двигатель 1 6 аее не заводиться

Исторически, первые ракеты использовали простейший пороховой двигатель. В современной терминологии – ракетный двигатель на твёрдом топливе (РДТТ). В течение своего развития такие двигатели получили новые топлива, корпуса из новых материалов, управляемые сопла различных конфигураций, сохранив при этом простоту конструкции и высокую надежность, что предопределило широкое применение этого типа двигателей в технике военного назначения. Основное же достоинство таких двигателей – это постоянная готовность к применению и минимизация операций и времени предстартовой подготовки. При этом, приходится мириться с такими недостатками РДТТ, как сложность организации выключения двигателя, многократность включения и управление тягой.

Основные параметры РДТТ определяются применяемым в нем топливом, возможностью управления вектором тяги, а также конструкцией корпуса. Также, стоит заметить, что рассмотрение твердотопливных двигателей в отрыве от ракет бессмысленно, потому как камера сгорания двигателя, является одновременно и топливным баком и включена в конструкцию ракеты.

Если говорить о сравнении РДТТ отечественных и западных, то тут стоит отметить, что на западе применяются твердые смесевые топлива с более высокой энергетикой, что позволяет создавать двигатели с большим удельным импульсом. В частности, повышается отношение максимальной развиваемой двигателем к массе топлива. Это позволяет снизить стартовые массы ракет. Особенно это заметно при рассмотрении характеристик баллистических ракет.

Первые боевые МБР с РДТТ появились в США в 60-х годах («Поларис» и «Минитмэн»), в СССР же только в 80-х («Тополь» и Р-39).

Поскольку, в таких ракетах основную стартовую массу составляет запас топлива, то сравнивая их и дальности пуска можно судить о эффективности примененных РДТТ.

Для современной американской МБР «Минитмэн-3» стартовая масса и дальность пуска составляют 35400 кг и 11000-13000 км. Для Российской ракеты РС-24 «Ярс» – 46500 – 47200 кг и 11000 км. При забрасываемой массе для обеих ракет в районе 1200 кг, явное преимущество по силовой установке имеет американская ракета. Также, в более лёгких классах РДТТ, включая авиационные ракеты, американцы чаще применяют управление вектором тяги используя отклоняемое сопло. У нас же – это интерцепторы в газовой струе. Последние, снижают КПД двигателя на 5%, отклоняемое сопло – на 2-3%.

С другой стороны, российскими химиками разработана сухая смесь для РДТТ, остатки которой могут быть подорваны. Двигатель с таким топливом применен в ПЗРК «Игла-С», где этот эффект используется для усиления воздействия БЧ. При этом, её американский аналог “Stinger” за счет быстрейшего выгорания топлива развивает большую скорость на активном участке полёта, длительность которого значительно меньше.

Еще одно военное применение РДТТ – в качестве двигателей мягкой посадки на десантируемых платформах. В настоящее время только в России продолжают развиваться десантируемые платформы, обеспечивающие выброску бронетехники с экипажами. Одной из особенностей таких систем является применение тормозных РДТТ. Технология эта позаимствована из космической отрасли, где подобные двигатели применяются для мягкой посадки спускаемых аппаратов.

В мирном космосе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок верхних ступеней ракетоносителей и стартовых ускорителей, разгонных блоков космических аппаратов, а также двигателях мягкой посадки. На сегодняшний день одни из мощнейших РДТТ стартовых ускорителей созданы для европейского РН «Ариан».

Также, на западе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок РН лёгкого класса, таких как европейская «Вега».

У России сохраняется приоритет в строительстве спускаемых космических аппаратов, оснащенных РДТТ мягкой посадки. На сегодняшний день, спускаемый аппарат корабля «Союз».

РДТТ применяются и для спасения экипажей космических кораблей до старта. Катапультные кресла в авиации, также. Снабжаются РДТТ, и лучшим на сегодняшний день во всем мире признан российский комплекс спасения с креслом К-36.

А вот на разгонных блоках космических аппаратов РДТТ применяются только в США и Европе. Применение же РДТТ в верхних ступенях ракетоносителей гражданского назначения в России характерно для конверсионных РН, созданных на базе МБР.

Стоит, также указать, что NASA отработала технологию многоразовых ТРДД, которые после выгорания топлива можно было заправить и использовать повторно. Речь идёт о стартовых ускорителях космического челнока, и, хотя, эта возможность никогда не использовалась, само её существование говорит о богатом накопленном опыте конструирования и эксплуатации мощных ТРДД. Отставание России в области создания РДТТ большой тяги для космических аппаратов, причиной чего, в основном, является отсутствие наработок в области высокоэнергетического твердого топлива, вызвано историческим упором на ЖРД, как более мощные и обеспечивающие большую топливную эффективность. Так, до сих пор для отечественных твердых и смесевых топлив срок гарантийного хранения составляет 10-15 лет, в то время как в США достигнуты сроки хранения ракет с РДТТ в 15-25 лет. В области же микро- и мини- РДТТ для применения в системах различного военного и гражданского назначения Россия вполне может конкурировать с мировыми образцами, а в некоторых сферах применения обладает уникальными технологиями.

В части же технологий изготовления корпусов, на сегодняшний момент, нельзя выделить чьего-либо однозначного приоритета. Различные методы применяются в зависимости от того, с какой ракетой предстоит увязывать создаваемый РДТТ. Стоит, только указать на то, что в связи с большей энергетикой американских смесевых топлив, корпуса двигателей рассчитаны на более высокую температуру горения.

Появившиеся гораздо позже, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) за более короткий срок своего существования достигли максимально возможного технического совершенства. Возможность многократного включения и плавного регулирования тяги определили применение таких двигателей в космических ракетоносителях и аппаратах. Значительные наработки в области создания двигателей для боевых комплексов были достигнуты в СССР. В частности, ракеты с ЖРД до сих пор стоят на дежурстве в составе РВСН, не смотря на присущие данному типу недостатки. К недостаткам относится, прежде всего, сложность хранения и эксплуатации заправленной ракеты, сложность самой заправки. Тем не менее, советским инженерам удалось создать технологии ампулирования топливных баков, обеспечивающие сохранение высококипящих компонентов топлива в них сроком до 25 лет, в результате чего были созданы самые мощные МБР в мире. Сегодня же, по мере вывода их с боевого дежурства эти МБР применяются для запуска в космическое пространство полезной нагрузки, в том числе, и мирного назначения. По этому рассмотрим их вместе с другими гражданскими РН.

Современные ЖРД можно разделить на несколько классов по различным критериям. Среди них – способ подачи топлива в камеру сгорания (турбонасосный закрытого и открытого типа, вытеснительный), количество камер сгорания двигателя (одно- и многокамерные), и самое главное, компоненты топлива.

Следует сказать, что выбор топлива для двигателя есть вводная для создания двигателя, так как в большей степени тип топлива и окислителя определяется конструкцией и параметрами ракеты.

Так как большинство современных ракет с ЖРД применяются исключительно для выведения космических аппаратов, есть возможность проведения длительных предстартовых подготовок. Это дает возможность использовать в них низкокипящие компоненты топлива – то есть такие, температура кипения которых значительно ниже нуля. К таковым относится, в первую очередь, используемый в качестве окислителя жидкий кислород и, в качестве топлива, жидкий водород. Самым мощным кислород-водородным двигателем остается американский двигатель RS-25, созданный по программе многоразового транспортного космического корабля. То есть, кроме того, что это самый мощный двигатель на указанных компонентах топлива, его ресурс составляет 55 полётных циклов (с обязательной переборкой после каждого полёта). Двигатель построен по схеме с дожиганием генераторного газа (закрытого цикла). Тяга данного ЖРД составляла 222 тонн-силы в вакууме и 184 на уровне моря.

Его аналогом в СССР был двигатель для второй ступени РН «Энергия» – РД-0120, но с несколько худшими параметрами, не смотря на большее давление газа в камере сгорания (216 атмосфер против 192), при этом масса его была выше, а тяга меньше.

Современные же кислород-водородные двигатели, такие как «Вулкан» европейского РН «Ариан» созданы с использованием открытого цикла газогенератора (сброс газогенераторного газа), и в результате этого, обладает худшими параметрами.

Другая топливная пара – низкокипящий кислород в качестве окислителя и высококипящий керосин, применяются в самом мощном ЖРД РД-170. Построенный по четырехкамерной схеме (один турбонасосный агрегат обеспечивает подачу топлива в 4 камеры сгорания), с закрытым циклом, двигатель обеспечивает тягу в 806 тонн-сил в вакууме, при этом рассчитан на 10 полётных циклов. Двигатель создавался для первой ступени РН «Энергия» (стартовые ускорители). Сегодня его вариант РД-171, обеспечивающий газодинамическое управление по всем трём осям (РД-170 только по двум) используется на РН «Зенит», являющийся, по-сути, самостоятельным стартовым ускорителем от РН «Энергия». Масштабирование двигателя позволило создать двухкамерный РД-180 и однокамерный РД-191, для американской РН Атлас и российской Ангара соответственно.

Наиболее мощным РН на сегодняшний день, является российский «Протон-М», оснащенный ЖРД на высококипящих компонентах РД-275 (первая ступень), и РД-0210 (вторая ступень). Применение высококипящих компонентов, указывает, на, отчасти, военное прошлое данного РН.

РД-275 выполнен по однокамерной схеме, закрытого цикла. Компоненты топлива – гептил и окислитель – N2O4, являются высокотоксичными. Тяга в пустоте – 187 тонн. По всей видимости, это вершина развития ЖРД на высококипящих компонентах, потому как на перспективных космических РН буду применятся нетоксичные кислород-керосиновые или кислород-водородные двигатели, а на боевых БР, включая МБР применяются РДТТ.

Местом, где сохраняется возможность и перспективы применения ЖРД на токсичных компонентах является открытый космос. То есть применение таких ЖРД возможно на разгонных блоках. Так, на российском РБ «Бриз-М» установлен двигатель С5.98М, работающий на тех же компонентах, что и РД-275.

В целом, стоит отметить, что на сегодняшний день российские ЖРД лидируют на мировом рынке как по количеству выведенной нагрузке, так и по распространению на РН различных государств.

При этом продолжаются работы по созданию новых типов двигателей, таких как трехкомпонентные ЖРД, обеспечивающие универсальность применения в атмосфере и за её пределами. Поскольку созданные двигатели достигли предела технического совершенства превзойти их будет очень сложно, а с учетом необходимых на это финансовых затрат – и вовсе бессмысленно. Таким образом, у нас есть лучшая в мире конструкторская школа в этой области, вопрос только в достаточном финансировании, для ее сохранения и развития.

Худзицкий Михаил, инженер-конструктор систем наведения

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
Adblock
detector