Эксплуатация ракетных двигателей. Энциклопедия

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД), реактивный двигатель, не использующий для работы окружающую среду и работающий на жидком ракетном топливе. Может функционировать в атмосфере и в космическом (межпланетном) пространстве.

ЖРД - основной тип двигателей на космических кораблях, широко применяется также в высотных исследованиях и боевых баллистических ракетах дальнего действия, зенитных управляемых ракетах; ограниченно - в боевых ракетах других классов, на экспериментальных самолётах и др.

По назначению различают ЖРД основные (маршевые), разгонных блоков, верхних ступеней, корректирующие, тормозные, рулевые, микроракетные (могут работать в импульсном режиме). Топливо ЖРД может быть однокомпонентным и двухкомпонентным (горючее и окислитель); большинство современных ЖРД работают на двухкомпонентном топливе. ЖРД состоит из камеры сгорания (КС), сопла, турбонасосного агрегата подачи топлива, газогенератора, системы автоматики, органов регулирования, системы зажигания, телеметрических датчиков, вспомогательных агрегатов (теплообменников, рулевых приводов и др.), рамы и др. Ведутся работы по созданию трёхкомпонентных ЖРД.

Горючее и окислитель впрыскиваются под давлением в КС через форсунки, перемешиваются, испаряются и воспламеняются. Воспламенение (зажигание) топлива может осуществляться химическими, пиротехническими и электрическими средствами. Топливо после воспламенения горит при высоких давлениях (в некоторых случаях до 15-25 МПа и более). При горении топлива образуются газообразные продукты сгорания (рабочее тело), нагретые до температуры 3700-3900 К, которые истекают из камеры сгорания в окружающее пространство через сопло. Для целостности конструкции КС при такой температуре необходимо непрерывное её охлаждение. Оно может осуществляться, например, с помощью горючего, протекающего перед поступлением в смесительную головку по каналам внешней системы охлаждения камеры сгорания. Такой способ охлаждения называется регенеративным. По мере движения продуктов сгорания по длине сопла их температура и давление уменьшаются, а скорость возрастает, переходя порог скорости звука в минимальном (критическом) сечении сопла. На выходе из сопла скорость истечения достигает 2700-4500 м/с. Тяга, создаваемая каждым килограммом газов, вытекающих из двигателя в 1 с, называется удельным импульсом тяги. Чем выше скорость истечения, тем больше удельный импульс и, следовательно, тем совершеннее топливо и двигатель. Различают ЖРД с турбонасосной подачей топлива без дожигания продуктов сгорания (открытая схема), в котором продукты газогенерации после срабатывания в турбине выбрасываются в окружающую среду через вспомогательные сопла (давление в камерах сгорания 4,9-7,8 МПа), и ЖРД с дожиганием (закрытая, или замкнутая, схема), в котором продукты газогенерации после срабатывания в турбине направляются в камеру ЖРД для дожигания. Такие ЖРД не имеют потерь удельного импульса, обусловленных необходимостью привода в действие турбонасосного агрегата, и уровень давления в КС достигает 14,7-26,5 МПа.

Историческая справка. Принципиальная схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским в 1903 году, доказавшим возможность использования ЖРД для полётов в космос. Учёный также указал наиболее выгодные ракетные топлива и исследовал вопросы устройства основных агрегатов. Практические работы по созданию были начаты в 1921 в США Р. Годдардом, осуществившим в 1926 первый в мире запуск ракеты с ЖРД. В конце 1920-х - начале 1930-х годов к разработке ЖРД приступили в СССР, Германии и других странах. В 1931 были испытаны первые российские ЖРД - ОРМ (опытный ракетный мотор) и ОРМ-1, созданные В. П. Глушко в ленинградской Газодинамической лаборатории (ГДЛ). В 1933 испытана двигательная установка ОР-2 конструкции Ф.А. Цандера, а двигатель-10, созданный московской Группой изучения реактивного движения (ГИРД), обеспечил полёт жидкостной ракеты.

До начала 2-й мировой войны в СССР и США появились опытные образцы ЖРД с тягой до нескольких сотен кг, предназначенные для экспериментальных ЛА. В Германии во время 2-й мировой войны в процессе проводившихся интенсивных работ в области ракетной техники были созданы разнообразные типы ЖРД боевого назначения, многие из которых производились серийно. Лучшими были ЖРД зенитной управляемой ракеты «Вассерфаль» и баллистические ракеты Фау-2. Первыми серийными российскими ЖРД стали двигатели РД-1 и РД-1ХЗ, созданные к концу войны в ГДЛ-ОКБ.

Дальнейшее развитие ЖРД определили начатые в середине 1950-х годов в СССР и США программы по созданию межконтинентальных баллистических ракет и ракет-носителей (PH). Для их реализации были созданы мощные, экономичные и компактные ЖРД, работающие на кислородно-керосиновом топливе. В 1960-х годах созданы ЖРД, работающие на высококипящих топливах, и кислородно-водородные ЖРД. Впервые идея замкнутой схемы была разработана в конце 1950-х годов в СССР в НИИ-1 (ныне Исследовательский центр имени М. В. Келдыша) и реализована в 1960. Эти ЖРД с середины 1960-х годов широко применяются на PH (например, «Протон», Н-1). Наряду с мощными маршевыми ЖРД созданы многочленные ЖРД средней и малой тяги.

В 1970-90-х годах создан один из самых мощных в мире четырёхкамерных ЖРД - РД-170 (давление в камере сгорания 24,5 МПа, тяга на земле/в вакууме 7200/7900 кН) для первых ступеней ракетно-космического комплекса «Энергия - Буран» и его модификации РД-171 для PH «Зенит», а также высокоресурсный маршевый двигатель РД-0120 тягой 1961 кН для 2-й ступени PH «Энергия» на энергоёмких компонентах топлива (кислород - керосин); на стратегической ракете Р-36М («Сатана») установлен двигатель РД-264 тягой 4520 кН с давлением в камере сгорания 20,6 МПа. Для орбитального корабля «Буран» впервые в мировой практике для космического аппарата использован криогенный окислитель - жидкий кислород и горючее - синтетической углеводород синтин, что существенно повысило энергетические возможности орбитального корабля и сделало его эксплуатацию более безопасной и экологически чистой. В 2001 успешно проведено первое огневое испытание кислородно-керосинового двигателя РД-191 (замкнутая схема), созданного для 1-й ступени семейства российских PH «Ангара»; в 2005 разработан четырёхкамерный ЖРД РД-0124 (замкнутая схема) для установки на 3-ю ступень PH «Союз-2-1 Б». Крупнейшие из зарубежных организаций, занятых разработкой ЖРД, находятся в США. Ведущая фирма - «Rocketdyne», разработавшая: в 2000 кислородно-водородный двигатель RS-68 (открытая схема, тяга 3230 кН) для установки на ракете Delta 4, в 2002 - кислородно-водородный ЖРД RS-83 (замкнутая схема) тягой 2900 кН в рамках программы НАСА «Космическая пусковая инициатива» SLI (Space Launch Initiative).

Большинство российских космических ЖРД, обеспечивших полёты первых российских искусственных спутников Земли, искусственных спутников Солнца, Луны, Марса, автоматических станций на Луну, Венеру и Марс, космических кораблей, всех геофизических и других ракет в 1949 - 70-х годах, создано под руководством В. П. Глушко, А. М. Исаева, С. А. Косберга, М. В. Мельникова и других конструкторов. ЖРД получили широкое развитие в США, Великобритании, Франции и других странах.

Дальнейшее развитие ЖРД связано с поиском и освоением новых топлив и разработкой новых технических принципов, обеспечивающих дальнейшее увеличение кпд и уменьшение габаритов и массы ЖРД. Ведутся работы над созданием двигательных установок для многоразовых средств выведения на базе ЖРД и воздушно-реактивных двигателей.

Лит.: Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / Под редакцией В. М. Кудрявцева. 4-е изд. М., 1993; Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели: основы проектирования. 2-е изд. М., 2005.

Была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.

В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон , выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5 , первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 г.

В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.

Сфера использования, преимущества и недостатки

Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО "Энергомаш"

Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД

Рис. 1 Схема двукомпонентного ЖРД
1 - магистраль окислителя
2 - магистраль горючего
3 - насос окислителя
4 - насос горючего
5 - турбина
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислитель)
8 - клапан газогенератора (горючее)
9 - главный клапан окислителя
10 - главный клапан горючего
11 - выхлоп турбины
12 - смесительная головка
13 - камера сгорания
14 - сопло

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

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Топливная система

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

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

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

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

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

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

При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 - 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон - служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).

Форсуночная головка - узел, в котором смонтированы форсунки , предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.) , например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:

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

Система охлаждения

Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой , которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.

Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы - «регенеративная».

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

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

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

Запуск ЖРД

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

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

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

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

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

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

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

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

Система автоматического управления ЖРД

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

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

Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.

Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 - позиции 7, 8, 9 и 10).

Компоненты топлива

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

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Таблица 1.

Окислитель	Горючее	Усреднённая плотность топлива , г /см³	Температура в камере сгорания, °К	Пустотный удельный импульс, с
Кислород	Водород	0,3155	3250	428
	Керосин	1,036	3755	335
		0,9915	3670	344
	Гидразин	1,0715	3446	346
	Аммиак	0,8393	3070	323
Тетраоксид диазота	Керосин	1,269	3516	309
	Несимметричный диметилгидразин	1,185	3469	318
	Гидразин	1,228	3287	322
Фтор	Водород	0,621	4707	449
	Гидразин	1,314	4775	402
	Пентаборан	1,199	4807	361

Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Трёхкомпонентные ЖРД

С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701 , который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС .

Возможно также использование двух топлив одновременно - например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.

Управление ракетой

В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции - создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов - сильфонов . При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая - в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый - в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий

Реактивное движение - это такой процесс, при котором от определенного тела с некоторой скоростью отделяется одна из его частей. Сила, которая возникает при этом, работает сама по себе, без малейшего контакта с внешними телами. Реактивное движение стало толчком к созданию реактивного двигателя. Принцип работы его основан именно на этой силе. Как же действует такой двигатель? Попробуем разобраться.

Исторические факты

Идею использования реактивной тяги, которая позволила бы преодолеть силу притяжения Земли, выдвинул в 1903 году феномен российской науки - Циолковский. Он опубликовал целое исследование на данную тему, но оно не было воспринято серьезно. Константин Эдуардович, пережив смену политического строя, потратил годы трудов, чтобы доказать всем свою правоту.

Сегодня очень много слухов о том, что первым в данном вопросе был революционер Кибальчич. Но завещание этого человека к моменту публикации трудов Циолковского было погребено вместе с Кибальчичем. Кроме того, это был не полноценный труд, а лишь эскизы и наброски - революционер не смог подвести надежную базу под теоретические выкладки в своих работах.

Как действует реактивная сила?

Чтобы понять принцип работы реактивного двигателя, нужно понимать, как действует эта сила.

Итак, представим выстрел из любого огнестрельного оружия. Это наглядный пример действия реактивной силы. Струя раскаленного газа, который образовался в процессе сгорания заряда в патроне, отталкивает оружие назад. Чем мощнее заряд, тем сильнее будет отдача.

А теперь представим процесс зажигания горючей смеси: он проходит постепенно и непрерывно. Именно так выглядит принцип работы прямоточного реактивного двигателя. Подобным образом работает ракета с твердотопливным реактивным двигателем - это наиболее простая из его вариаций. С ней знакомы даже начинающие ракетомоделисты.

В качестве горючего для реактивных двигателей вначале применяли дымный порох. Реактивные двигатели, принцип работы которых был уже более совершенен, требовали топлива с основой из нитроцеллюлозы, которая растворялась в нитроглицерине. В больших агрегатах, запускающих ракеты, выводящие шаттлы на орбиту, сегодня используют специальную смесь полимерного горючего с перхлоратом аммония в качестве окислителя.

Принцип действия РД

Теперь стоит разобраться с принципом работы реактивного двигателя. Для этого можно рассмотреть классику - жидкостные двигатели, которые практически не изменились со времен Циолковского. В этих агрегатах применяется топливо и окислитель.

В качестве последнего используется жидкий кислород либо же азотная кислота. В качестве горючего применяют керосин. Современные жидкостные двигатели криогенного типа потребляют жидкий водород. Он при окислении кислородом увеличивает удельный импульс (на целых 30 процентов). Идея о том, что можно использовать водород, также родилась в голове Циолковского. Однако на тот момент по причине чрезвычайной взрывоопасности пришлось искать другое горючее.

Принцип работы состоит в следующем. Компоненты поступают в камеру сгорания из двух отдельных баков. После смешивания они превращаются в массу, которая при сгорании выделяет огромное количество тепла и десятки тысяч атмосфер давления. Окислитель подается в камеру сгорания. Топливная смесь по мере прохождения между сдвоенными стенками камеры и сопла охлаждает эти элементы. Далее горючее, подогретое стенками, попадет через огромное количество форсунок в зону воспламенения. Струя, которая формируется при помощи сопла, вырывается наружу. За счет этого и обеспечивается толкающий момент.

Кратко принцип работы реактивного двигателя можно сравнить с паяльной лампой. Однако последняя устроена значительно проще. В схеме ее работы нет различных вспомогательных систем двигателя. А это компрессоры, нужные для создания давления впрыска, турбины, клапана, а также прочие элементы, без которых реактивный двигатель просто невозможен.

Несмотря на то что жидкостные двигатели потребляют очень много горючего (расход топлива составляет примерно 1000 грамм на 200 килограммов груза), их до сих пор используют в качестве маршевых агрегатов для ракеты-носителей и маневровых для орбитальных станций, а также других аппаратов космического назначения.

Устройство

Устроен типичный реактивный двигатель следующим образом. Основные его узлы - это:

Компрессор;

Камера для сгорания;

Турбины;

Выхлопная система.

Рассмотрим данные элементы более подробно. Компрессор представляет собой несколько турбин. Их задача - всасывать и сжимать воздух по мере того, как он проходит через лопасти. В процессе сжатия повышается температура и давление воздуха. Часть такого сжатого воздуха подается в камеру сгорания. В ней воздух смешивается с топливом и происходит воспламенение. Этот процесс еще больше увеличивает тепловую энергию.

Смесь выходит из камеры сгорания на высокой скорости, а затем расширяется. Далее она следует еще через одну турбину, лопасти которой вращаются за счет воздействия газов. Эта турбина, соединяясь с компрессором, находящимся в передней части агрегата, и приводит его в движение. Воздух, нагретый до высоких температур, выходит через выпускную систему. Температура, уже достаточно высокая, продолжает расти за счет эффекта дросселирования. Затем воздух выходит окончательно.

Мотор самолета

В самолетах также используются эти двигатели. Так, например, в огромных пассажирских лайнерах устанавливают турбореактивные агрегаты. Они отличаются от обычных наличием двух баков. В одном находится горючее, а в другом - окислитель. В то время как турбореактивный мотор несет только топливо, а в качестве окислителя используется воздух, нагнетаемый из атмосферы.

Турбореактивный мотор

Принцип работы реактивного двигателя самолета основан на той же реактивной силе и тех же законах физики. Самая важная часть - это лопасти турбины. От размеров лопасти зависит итоговая мощность.

Именно благодаря турбинам вырабатывается тяга, которая нужная для ускорения самолетов. Каждая из лопастей в десять раз мощнее обыкновенного автомобильного ДВС. Турбины установлены после камеры сгорания там, где наиболее высокое давление. А температура здесь может достигать полутора тысяч градусов.

Двухконтурный РД

Эти агрегаты имеют массу преимуществ перед турбореактивными. Например, значительно меньший расход топлива при той же мощности.

Но сам двигатель имеет более сложную конструкцию и больший вес.

Да и принцип работы двухконтурного реактивного двигателя немного другой. Воздух, захватываемый турбиной, частично сжимается и подается в первый контур на компрессор и на второй - к неподвижным лопастям. Турбина при этом работает в качестве компрессора низкого давления. В первом контуре двигателя воздух сжимается и подогревается, а затем посредством компрессора высокого давления подается в камеру сгорания. Здесь происходит смесь с топливом и воспламенение. Образуются газы, которые подаются на турбину высокого давления, за счет чего и вращаются лопасти турбины, подающие, в свою очередь, вращательное движение на компрессор высокого давления. Затем газы проходят через турбину низкого давления. Последняя приводит в действие вентилятор и, наконец, газы попадают наружу, создавая тягу.

Синхронные РД

Это электрические моторы. Принцип работы синхронного реактивного двигателя аналогичен работе шагового агрегата. Переменный ток подается на статор и создает магнитное поле вокруг ротора. Последний вращается за счет того, что пытается минимизировать магнитное сопротивление. Эти моторы не имеют отношения к освоению космоса и запуску шаттлов.

Жи дкостный раке тный дви гатель (ЖРД), реактивный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Схема ЖРД разработана К. Э. Циолковским в 1903, доказавшим возможность использования ЖРД для межпланетных полётов. Предложенные им принципы конструктивного решения ЖРД были дополнены Ю. В. Кондратюком и сохранились в современных двигателях. Первые ЖРД были разработаны и испытаны американским учёным Р. Годдардом в 1923 и немецким учёным Г. Обертом в 1929. Над созданием ЖРД за рубежом работали французским учёный Р. Эно-Пельтри, немецкие учёные Э. Зенгер, Г. Вальтер и др. Первые отечественные ЖРД: ОРМ (опытный ракетный мотор) и ОРМ-1 построены и испытаны в Газодинамической лаборатории (ГДЛ) в 1930-1931 В. П. Глушко ; ОР-2 и двигатель-10 разработаны в Группе изучения реактивного движения Ф. А. Цандером и испытаны в 1932-33.

В 30-е гг. в СССР было создано семейство ЖРД ОРМ-1 - ОРМ-102. Эти ЖРД служили для отработки элементов конструкций, обеспечивающих зажигание, запуск, работу на режиме на различных жидких топливах, а также для практического использования в летательных аппаратах (например, ОРМ-50, ОРМ-52 и др.).

С 40-х гг. в СССР и за рубежом разработано большое количество типов ЖРД, нашедших широкое применение на ракетах различного назначения и на некоторых самолётах. В 1942 в Германии были начаты лётные испытания ракеты Фау-2 В. фон Брауна с ЖРД тягой 245 кн конструкции В. Тиля. В 1943-46 на самолётах В. М. Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева и П. О. Сухого были проведены лётные испытания вспомогательных авиационных ЖРД, созданных в Опытно-конструкторском бюро, выросшем из ГДЛ (ГДЛ-ОКБ). В СССР в начале 50-х гг. полёты совершали баллистические ракеты, ЖРД которых обладали значительно большей тягой. В дальнейшем под руководством Глушко, А. М. Исаева, С. А. Косберга и др. советских конструкторов были разработаны и созданы двигатели (см. рис. 1 ), обеспечившие полёты первых советских искусственных спутников Земли, искусственных спутников Солнца, Луны, Марса, автоматических станций на Луну, Венеру и Марс, космических кораблей, всех геофизических и др. ракет в 1949-72. ЖРД получили широкое развитие в США, Великобритании, Франции и др. странах.

ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, систем подачи компонентов топлива, органов регулирования, зажигания и вспомогательных агрегатов (теплообменников, смесителей и др.). ЖРД развивает тягу от мн (микроракетные двигатели) до нескольких Мн (ЖРД 1-й ступени ракеты «Сатурн-5» создаёт тягу около 7 Мн ); удельный импульс достигает

для 2-компонентных и до

для 3-компонентных топлив. Масса двигателя, отнесённая к единице тяги, составляет 0,7-2 г/н ; габаритные размеры изменяются в широких пределах. ЖРД бывают с однократным и многократным запуском, одно- и многокамерные. Ракетные силовые установки могут быть одно- и многодвигательные. Система подачи топлива в ЖРД может быть вытеснительная или с турбонасосным агрегатом (ТНА) (рис. 2 ). ЖРД с ТНА бывают 2 основных схем: без дожигания генераторного газа и с дожиганием. В ЖРД с ТНА без дожигания генераторного газа продукты газогенерации после срабатывания в турбине выбрасываются в окружающую среду через вспомогательные сопла, часто являющиеся рулевыми. Генераторный газ, продукт неполного сгорания, имеет относительно низкую температуру, а вспомогательные сопла меньшую степень расширения, чем основные, поэтому удельный импульс, получаемый при истечении продуктов сгорания через вспомогательные сопла, меньше удельного импульса основной камеры ЖРД, т. е. имеет место потеря удельного импульса. В ЖРД с дожиганием генераторного газа относительно низкотемпературные продукты газогенерации, получаемые из основных компонентов топлива, после срабатывания в турбине направляются в камеру ЖРД для дожигания. Такие ЖРД не имеют потери удельного импульса, обусловленной приводом ТНА. По назначению различают ЖРД: основные (маршевые), корректирующие, тормозные, рулевые; микроракетные ЖРД могут быть стабилизирующими и ориентационными. Обычно ЖРД работают при постоянном давлении в камере сгорания, но микроракетные двигатели бывают импульсными. Разрабатываются комбинированные двигатели, использующие ЖРД: турбо- и воздушноракетные. По роду окислителя ЖРД бывают: азотно-кислотные, азоттетроксидные, кислородные, перекисьводородные, фторные и др.

Проблемы, возникающие при создании ЖРД, многочисленны. Необходим рациональный выбор топлива, удовлетворяющего заданным удельному импульсу и условиям эксплуатации, а также совершенство рабочего процесса для достижения заданного удельного импульса. Требуется устойчивая работа на заданных режимах, без развитых низкочастотных и высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушительные вибрации двигателя. Охлаждение двигателя, подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при весьма высоких температурах (до 5000 К) и давлениях

усугубляемому в некоторых случаях присутствием конденсированной фазы, представляет значительные трудности. Большинство камер охлаждается одним из компонентов топлива. Если при этом не удаётся охладить сопло и камеру до температуры, требуемой условиями прочности (при использовании всего топлива), то в слое газа, прилегающем к стенке, создают пониженную температуру путём обогащения пристеночного слоя одним из компонентов. Часто применяется смешанное охлаждение, т. е. наружное и внутреннее одновременно (рис. 3 ). Для защиты стенок камеры и сопла от нагрева одновременно с их охлаждением широко применяют теплозащитные покрытия. Сложной задачей является надёжность подачи топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давлениях

Лит.: Циолковский К. Э., Исследование мировых пространств реактивными приборами. Калуга, 1926; Добровольский М. В., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1968; Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П., Теория ракетных двигателей, 2 изд., М., 1969; Петрович Г. В., Ракетные двигатели ГДЛ-ОКБ. 1929-1969, М., 1969; Волков Е. Б., Головков Л. Г., Сырицын Т. Л., Жидкостные ракетные двигатели, М., 1970; Rocket propulsion, Amst. - L. - N. Y., 1960.

Классификация, схемы и типы ЖРД

Тема 2. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Лекция №3

Вопросы к семинару.

1. Понятие и признаки страховых правоотношений.

2. Отличие страховых правоотношений от смежных отношений.

3. Объект страхового правоотношения.

4. Страховой интерес в страховании.

5. Субъекты страхового правоотношения.

Разработал начальник кафедры гражданского права, доктор юридических наук, профессор М.В.Рыбкина

Не претендуя на полноту и всесторонний учет современных ЖРД, классификация наиболее распространенных типов двигателей представлена на рисунке (см. Рис. 2.12.).

В основу предложенной схемы положен принцип деления всех схемно-технических решений на две крупные группы, отличающихся принципами обеспечения подачи компонентов топлива в камеру сгорания ЖРД. Это двигатели с насосной системой подачи и двигатели с вытеснительной системой подачи компонентов.

В первую группу входят, в основном, маршевые двигатели ракет-носителей, межконтинентальных баллистических ракет, многоразовых космических систем. Применение второй группы ЖРД, как правило, ограничено двигательными установками космических аппаратов, крупногабаритных модулей пилотируемых орбитальных комплексов и транспортных кораблей, а также двигательными установками средств межорбитальной транспортировки.

Рис. 2.12. Общая классификация ЖРД

Важным классификационным признаком ЖРД является также способ утилизации рабочего тела (продуктов сгорания топлива), получаемого на выходе из турбонасосного агрегата двигателя. По этому критерию, все двигатели принципиально делятся на двигатели «открытой» схемы и двигатели «закрытой» схемы. В ЖРД «открытой» схемы, генераторный газ после срабатывания на турбине сбрасывается либо без дополнительного использования, либо утилизируется в дополнительных устройствах. В ЖРД «закрытой» схемы, совершивший на турбине генераторный газ поступает в камеру сгорания и дожигается, за счет дополнительно поступающего одного или двух поступающих в камеру сгорания компонентов.

В зависимости от типа газогенератора ЖРД могут быть классифицированы на двигатели с газогенераторами на основных или вспомогательных компонентах топлива, а также иметь безгенераторную схему, когда необходимое для привода ТНА рабочее тело получают путем газификации одного из компонентов топлива в охлаждающем тракте камеры.

Для повышения эффективности и коэффициента полезного действия турбонасосного агрегата иногда применяются схемы с раздельными ТНА по линии горючего и окислителя, а также схемы, в которых турбонасосный агрегат содержит в своем составе и бустерные (подкачивающие) насосы, необходимые для создания необходимого давления на входе в двигатель, особенно при его запуске.

В зависимости от типа газогенератора, ЖРД могут быть классифицированы на двигатели с газогенераторами на основных или вспомогательных компонентах топлива, а также иметь безгенераторную схему, когда необходимое для привода ТНА рабочее тело получают путем газификации одного из компонентов топлива в охлаждающем тракте камеры.

Для повышения эффективности и коэффициента полезного действия турбонасосного агрегата иногда применяются схемы с раздельными ТНА горючего и окислителя, а также схемы, в которых турбонасосный агрегат содержит в своем составе и бустерные (подкачивающие) насосы, необходимые для создания необходимого давления на входе в двигатель, особенно при его запуске.

Сравнительно простые схемы характерны для ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива.

В схеме с вытеснительной подачей топлива (см. рис. 2.13.), в баки с окислителем и горючим поступает газ из баллона со сжатым газом (например, с азотом), при этом его давление в баках компонентов топлива поддерживается постоянным с помощью редуктора. Давление в газовой подушке топливных баков обеспечивает вытеснение жидкофазных компонентов в камеру сгорания ЖРД. При этом совершенно очевидно, что давление в камере не может быть выше давления в баках. Отсечные клапана служат для обеспечения запуска и останова двигателя. Несомненным преимуществом представленной выше схемы является ее простота и, как следствие, надежность. Однако, при вытеснительной системе баллон со сжатым газом тяжел и существенно утяжеляются топливные баки. В общем случае:

(2.18.)

Давление газа в топливных баках;

Давление в камере сгорания ЖРД;

Потери давления в гидравлических трактах и элементах автоматики между баками и камерой двигателя.

Давление в газовой подушке топливных баков обеспечивает вытеснение жидких компонентов в камеру сгорания ЖРД. При этом совершенно очевидно, что давление в камере не может быть выше давления в баках. Отсечные клапана служат для обеспечения запуска и останова двигателя. Несомненным преимуществом представленной выше схемы является ее простота и надежность. Так как с повышением давления в камере, повышается экономичность двигателя, стремление повысить его, для данной схемы ЖРД сопряжено с ростом массы всех элементов системы подачи и, прежде всего, топливных баков. Подобные недостатки относятся и к вытеснительной системе подачи топлива с двухкомпонентными ЖГГ. Однако расхода газа, используемого для наддува баков горючего и окислителя, требуется меньше. В таком варианте схемы, поддув осуществляется продуктами сгорания, получаемыми в ЖГГ, а работоспособность «подогретого» газа значительно выше чем «холодного».

Эффект влияния на массовые характеристики двигательной установки с ЖРД может быть наглядно проиллюстрирован на следующем примере. Если бы была осуществлена замена двигательной установки второй ступени ракеты-носителя «Сатурн – 5» на установку с вытеснительной системой подачи при том же давлении в камере сгорания ЖРД, то прирост массы такой двигательной установки оказался бы равным массе космического корабля «Аполлон», что сделало бы невозможным реализацию лунной программы.

Для варианта вытеснительной схемы (см. Рис. 2.14.) можно ожидать некоторое снижение потерь, так как вытеснение компонентов будет осуществляться подогретыми продуктами сгорания, вырабатываемыми в ЖГГ.

Из пояснений следует, почему вытеснительная система подачи с баллонной системой подачи применяется исключительно в двигателях малой тяги с давлением в камере сгорания ЖРД не более 10-12 · 10 5 Па.

Практическое применение ЖРД малой тяги (ЖРДМТ) находят при создании объединенных двигательных установок (ОДУ) для искусственных спутников земли (ИСЗ), космических аппаратов (КА) и космических кораблей (КК). Находясь на орбите, когда за бортом летательного аппарата давление близко к нулю, удельный импульс может иметь достаточно высокое значение, даже при невысоком значении давления в камере. Следует вспомнить, о повышении удельного импульса от отношения давления в камере сгорания к давлению на срезе сопла (см. Рис. 2.10.).

Схемных решений ОДУ с использованием ЖРДМТ может быть рассмотрено достаточно много. В первую очередь, различие вариантов схем будут зависеть от требований, определяемых назначением ЛА. Это могут быть двигатели, как на однокомпонентных, так и на двухкомпонентных топливах. Схемы будут отличаться по принципам регулирования и стабилизации тяги. На определение схемного решения могут влиять и иные факторы. Однако, во всех вариантах схем, давление в аккумуляторах газа должно быть выше давлений в камерах, что определяет особенности вытеснительной системы подачи компонентов.

Представление всех или, хотя бы, большинства возможных схем двигательных установок с вытеснительными системами подачи, в данном учебном пособии, не входит в планы авторов. Поэтому, для иллюстрации возможных схемных вариантов, в качестве примера, приводится схема объединенной двигательной установки (ОДУ) для искусственного спутника земли (ИСЗ) на двух компонентном топливе (см. Рис. 2.15.).

Рис. 2.15. Схема ОДУ с двухкомпонентным ЖРДМТ для ИС.

1. Редуктор давления, 2. ЖРД маневрирования (Каждый с тягой 22 Н),

3. Апогейный ЖРД (тяга 490 Н)

Конструкции и принципиальные особенности функционирования ЖРДМТ весьма разнообразны. К числу наиболее важных проблем по созданию ЖРДМТ, можно отнести обеспечение работоспособности камер сгорания. Особенно, если учесть, что требуемые для ЖРДМТ ресурсы, значительно, превышают ресурсы для камер обычных ЖРД.

В перечень подобных можно включить: осуществление запуска, организацию рабочего процесса, выбор системы противодействия температурному воздействию на стенки камер и ряд других. Большая часть трудно решаемых проблем, связана, прежде всего, с чрезвычайно низкими значениями рабочих расходов компонентов. Так для некоторых камер расходы окислителя м горючего не превышают 0,5 и 0,3 г/с соответственно. Подобное обстоятельство, например, определяет невозможность использования регенеративного охлаждения стенок (как наиболее эффективного), а выбирать для изготовления стенок камер тугоплавкие металлы, применять термостойкие теплозащитные покрытия, значительно ниже оболочек

Для двигательных установок, одна из схем которых приведена на рисунке 2.15., используемых в составе транспортного космического корабля или иного ЛА и находящихся длительное время в полете, должны осуществляться дозаправки топливных баков. Варианты систем дозаправки, представлены на рисунке (см. Рис. 2.16.).

Рис. 2.16. Схемы топливных баков дозаправляемых в полете ЛА.

1. Стенки бака; 2. Патрубок наддува; 3. Поршень; 4. Заборник топлива; 5. Сильфон;

6. Эластичный мешок; 7. Штанга с отверстиями для наддува; 8. Пластичная диафрагма; 9. Пластичные смачиваемые перегородки; 10. Центральная труба для забора топлива.

А - с поршнем; Б - с сильфонным вытеснительным устройством (топливо вне сильфона); В - с сильфонным вытеснительным устройством (топливо внутри сильфона); Г- с вытеснительным мешком (топливо вне мешка); Д - с вытеснительным мешком (топливо внутри мешка); Е - с пластичной диафрагмой; Ж - с капиллярным заборным устройством.

С более полными сведениями по системам дозаправки, можно ознакомиться в учебном пособии, которое упоминается в списке литературы.

Для реализации ЖРД средних, больших и сверх больших тяг, требуется создание двигателей, с возможно большим повышением давлений в камере сгорания. В подобных вариантах двигателей используются схемы с турбонасосной системой подачи компонентов топлива.

На рисунке (см. Рис. 2.17.) представлена структурная схема ЖРД с насосной системой подачи компонентов. Характерной особенностью рассматриваемой схемы следует считать, что отработанный на турбине газ просто сбрасывается в окружающую атмосферу. Следует отметить, что продукты сгорания после турбины обладают еще значительной работоспособностью и не использование их, отрицательно сказываеся на эффективности двигателя. Тем не менее, подобные схемы могут реализовываться.

Рис. 2.17. Пневмогидравлическая схема ЖРД, с турбонасосной подачей компонентов в камеру сгорания.

Компонент унитарного ракетного топлива (например, перекись водорода – Н 2 О 2), из бака, подаются в жидкостный газогенератор. Газогенератор – агрегат, предназначенный для выработки высокотемпературного генераторного газа, используемого для привода турбины ТНА. Турбина обеспечивает крутящим моментом насосы горючего и окислителя. Основные компоненты топлива подаются насосами в камеру двигателя, причем горючее, как правило, используется для охлаждения камеры, для чего оно подается в зазор между ее стенками, обычно называемую, «рубашку» охлаждения. Окислитель подается непосредственно в форсуночную головку камеры, где смешивается с подогретым в охлаждающем тракте горючим. Процесс взаимодействия компонентов топлива происходит в камере сгорания. Образующиеся высокотемпературные продукты сгорания, проходят через критическое сечение камеры и расширяются в сопле до сверхзвуковых скоростей. Истечение продуктов сгорания является конечной фазой работы ЖРД и формирует тягу ракетного двигателя.

Схемы подобного типа, которые носят названия, «открытые схемы», могут быть более эффективными, если после срабатывания на турбине, генераторный газ может сбрасываться через дополнительные устройства, обеспечивающие утилизацию энергию сбрасываемого газа...

В общем случае величина тяги ЖРД «открытой» схемы, может складываться из величины равной сумме тяг, производимых основной камерой и дополнительным затурбинным устройством. Подобный же эффект может быть получен, при обеспечении отвода генераторного газа, во вспомогательное сопло; внедрения в закритеческую часть основного сопла, в разных вариантах конструктивного оформления основного сопла.

На рисунке (см. рис. 2.18) представлены схемы устройств, в которых генераторный газ после реализации части своей энергии на турбине, используется для создания дополнительной тяги.

Рис.2.18 Схемы устройств, утилизирующих затурбинный газ

В любом из представленных вариантов, дополнительная тяга, реализуемая в устройстве, должна быть учтена.

Т.е. имеет место соотношение:

где: - суммарная тяга ЖРД «открытой» схемы;

Тяга, производимая основной камерой ЖРД;

Тяга, производимая в вспомогательных устройствах.

Используя ранее приведенные зависимости для определения удельного импульса (см. уравнения 2.11, 2.12. и 2.13), преобразуем выражение 2.19. к виду 2.20.

(2.20.)

где: - эффективный удельный импульс ЖРД «открытой» схемы;

Удельные импульсы, обеспечиваемые основной камерой и вспомогательной устройствами, соответственно;

Массовый расход топлива в газогенераторе и суммарный массовый расход топлива в ЖРД.

Анализ зависимости 2.20. показывает, что величина эффективного удельного импульса тем больше, чем меньше доля топлива расходуемого через газогенератор и чем более эффективно утилизируется генераторный газ после срабатывания на турбине. Существует вполне определенная зависимость, характеризующая влияние давления в камере ЖРД «открытой» схемы на величину удельного импульса. В отличие от монотонного возрастания величины . В рассмотренном выше общем случае, при увеличении давления в камерах ЖРД, работающих по схеме без дожигания генераторного газа, наблюдается явно выраженная область, отвечающая оптимальному значению (см. Рис.2.19.).

Рис.2.19. Зависимость удельного импульса от давления в камере

двигателя «открытой» схемы

Появление экстремума в зависимости объясняется необходимым увеличением расхода топлива через газогенератор при росте давления в камере сгорании. Увеличение расхода требуется для повышения мощности турбины, чтобы обеспечить возросшую потребность насосов, в большем крутящем моменте. Подобное положение приводит к возрастанию доли неэффективно используемого топлива и, как следствие, к снижению удельного импульса ЖРД.

Допустимо предусмотреть сброс газогенераторного газа осуществлять через специальные поворотные сопла, используемые для управления полетом ракеты

В целях максимального использования возможностей ракетного топлива усилиями российских ученых и инженеров была разработана схема организации рабочего процесса ЖРД, предусматривающая дожигание генераторного газа в камере сгорания после его срабатывания на турбине ТНА, так называемые, «схемы с дожиганием генераторного газа» (см. рис. 2.20.).

Рис. 2.20. Структурные схемы ЖРД с дожиганием генераторного газа

1. и 2. Баки с горючим и окислителем, 3. ЖГГ, 4. и 5. насосы горючего и окислителя, 7., 8. и 9. клапаны, 10. камера сгорания.

Основное особенность «закрытой» схемы, выполненной по варианту Рис. 2.20, заключается в следующем. Весь окислитель, необходимый для работы КС подается в газогенератор. Туда же подается минимально необходимое количество горючего. Соотношение компонентов топлива, подаваемых в газогенератор, диктуется исключительно необходимостью получения газа, с температурой, приемлемой для обеспечения термомеханических нагрузок турбины. После срабатывания генераторного газа на турбине, имеющего в рассматриваемом случае избыток окислительного компонента, газ подается в КС. Туда же поступает дополнительное количество горючего, необходимого для поддержания оптимального соотношения компонентов топлива. В этом варианте, ЖРД работает по схеме «газ (окислитель) – жидкость (горючее)». Возможен и вариант организации рабочего процесса, когда в газогенератор подается избыточное количество горючего при недостатке окислителя. В первом случае говорят об окислительном газогенераторе, во втором – восстановительном.

И тот, и другой способы имеют свои преимущества и недостатки. В случае восстановительного газогенератора существенно легче решаются вопросы обеспечения термической устойчивости, поскольку при высоких температурах рабочего процесса в газогенераторе гораздо легче защитить конструкционные материалы (в основном, металлы и их сплавы) от возгорания при наличии восстановительной среды. Вместе с тем, избыток горючего при недостаточном количестве окислителя чреват целым рядом негативных последствий, связанных с неполнотой сгорания горючего, что приводит в случае углеродсодержащих компонентов к выпадению твердой фазы углерода и, как следствие, к эрозионному износу лопаток турбины и других элементов ТНА.

Окислительная схема газогенерации лишена этих недостатков, но ей присущи свои особенности. Они заключаются в необходимости применения тугоплавких, устойчивых к возгоранию в окислительной среде конструкционных материалов, что приводит к повышению стоимости двигателей, потенциальному снижению их устойчивости при воздействии микрочастиц в окислительном газовом потоке, поступающем на лопатки турбины, что затрудняет создание высоконадежных ЖРД.

На практике восстановительная схема газогенерации применяется, чаще всего, в кислородно–водородных ЖРД, где горючее (жидкий водород) не содержит углерода и, следовательно, принципиально отсутствует опасность сажеобразования. В перспективе рассматривается возможность использования в качестве ракетного горючего первого члена гомологического ряда предельных углеводородов – метана (СН 4), содержание углерода в котором минимально, что делает принципиально возможным эффективное его использование в газогенераторах восстановительной схемы.

Представленная выше схема ЖРД осуществлена по схеме «газ–жидкость». По этому варианту схемы, предусматривается организация рабочего процесса с дожиганием генераторного газа.

В другом варианте, дожигание генераторного газа может быть построено по схеме «газ – газ». Основное отличие этой схемы состоит в наличии двух газогенераторов. Один газогенератор работает по окислительной схеме, второй – восстановительной. Предпочтительно, для восстановительного газогенератора использовать водород, или углеводородное горючее с минимальным массовым содержанием углерода (керосин и т.п.), а в качестве окислителя – жидкий кислород. Так введение жидкого водорода в состав ракетного горючего, позволяет в значительной степени снизить выделение конденсированной фазы углерода (сажи), тем самым обеспечить возможность более надежной работы восстановительного газогенератора.

Продукты газогенерации поступают на турбины окислительного и восстановительного газа, а затем, после прохождения турбин, в камеру сгорания, где и происходит их окончательное взаимодействие, с требуемым соотношением компонентов (см. Рис. 2.21.).

Рис. 2.21. Пневмогидравлическая схема ЖРД с дожиганием генераторных газов.

1. и 2. Баки с горючим и окислителем, 3. и 4. ЖГГ газа с избытком горючего и ЖГГ газа с избытком окислителя, 5. и 6. Насосы горючего и окислителя, 7. и 8. Турбины газа горючего и газа окислительного, 9. и 10. Клапаны, 11. Камера сгорания.

Подобная схема может быть в несколько ином исполнении, когда два газогенератора. ЖГГ с избытком горючего обеспечивает наддув бака горючего. Второй газогенератор вырабатывает окислительный высокотемпературный газ, одна часть которого поступает на турбину и после турбины в основную камеру сгорания. Вторая - меньшая часть в смесителе дополняется дополнительным количеством окислителя и используется для надува окислительного бака.

Для водородно-кислородного двигателя, обычно используется безгазогенераторная схема (см. рис. 2.22.).

Рис.2. 22. Безгазогенераторная схема ЖРД

1. Камера сгорания, 2. регулятор тяги, 3. Насос жидкого водорода. 4. Насос жидкого кислорода, 5. Редуктор оборотов, 6. турбина, 7. 8. и 9.пуско-отсечные клапаны, 10. клапан системы зажигания..

В пневмогидравлической безгазогенераторной схеме работа ЖРД предусматривается следующий порядок выполнение функционирования. Компоненты из ба­ков через входные клапаны поступают на вход насосов. ТНА двига­теля имеет двухвальную схему с параллельными валами и шестеренча­тым редуктором. Это важная особенность данного ТНА. Центробежный насос водорода установлен на одном валу с турбиной, имеет две ступени и осевой вход. Первая ступень насоса шнекоцентробежная. Шнекоцентробежпый насоскислорода выполнен одноступенчатым,. Турбина - осевая двухступенчатая, реактивная.

Жидкий кислород через блок клапанов, с электромеханическим регулятором соотношения компонентов, от насоса поступает в полость смесительной головки. В полете, посигналам системы опорожнения баков, соотношение компонентов может изменяться в пределах ± 10 %. Водород из насоса по трубопроводу подводится к входному коллектору охлажда­ющего тракта камеры.

Жидкий водород из насоса поступает в кол­лектор, расположенный в области критического сечения сопла. Из кол­лектора, по части трубок, водород направляется к срезу сопла, затем, по другой части трубок, движется к коллектору возле головки. Из этого коллектора газообразный водород, нагретый в охлаждающем тракте до температуры 200К, от регулятора тяги направляет­ся на турбину. Регулятор тяги работает на принципе перепуска части водо­рода на выход из турбины. Из турбины отработанный водород через пуско-отсечной клапан, поступает по газоводу в смесительную головку. Все основные клапаны управляются газообразным гелием с помощью управляющих клапанов.

В схеме показаны еще клапаны, которые обеспечивают работу системы захолаживания двигателя перед запуском. Подобная операция необходима для нормального осуществления запуска двигателя использующего криогенные компоненты. что необходимо для гидравлически систем. Наддув баков осуществляется газообразным гелием, запас которого находится в специальном баллоне.

Выше были рассмотрены ряд схем ЖРД, в которых для подачи компонентов в КС используются ТНА. При малых давлениях во входных патрубках могут возникать срывные режимы, характеризующиеся началом кавитации в межлопаточных полостях насосов. Во всех представленных пневмогидравлических схемах ЖРД оснащенных ТНА, в баки с компонентами от баллонов через редукторы подается газ, осуществляющий их наддув. В этом случае можно было бы рассчитывать на получение требуемого давления на входе в насосы. В тоже время давление в баках, необходимое для нормальной работы шнекоцентробежного насоса, часто недопустимо велико, что приводит к заметному уве­личению толщины стенок и массы баков. Отмеченного недостатка можно избежать, если на выходе из баков устанавливать дополнительного подкачивающего (бустерного) насосного агрегата (БНА). Установка БНА, обес­печивающего работу основного насоса ТНА, позволяет суще­ственно снизить величину наддува баков и, следовательно, их массу. Поэтому, конструкция современного ТНА немыслима без последовательного использования различных насосов скомпонованных по многоступенчатой схеме. Роль бустеров может осуществлять лопаточный осевой (шнек) или струйный насос (эжектор).

Подкачивающие бустерные насосные агрегаты (БНА), которые обычно называют преднасосы, располагают в непос­редственной близости от бака с компонентом, что исключает гидравлические потери при подаче компонента от бака до входа в насос БНА. На рисунке (см. рис. 2.30).

Рис. 2.30. Схемы бустерныых устройств

Вариант а). 1. Бак с компонентом, 2. центробежный преднасос, 3. жикостная турбина преднасосного агрегата, 4. турбина основного ТНА, 5. насос ТНА.

Вариант б). 1. Бак с компонентом, 2. преднасос, 3. газовая турбина преднасосного агрегата, 4. насос основного ТНА.

Вариант в). 1. Бак с компонентом, 2. струйный преднасос (эжектор), 3. сопло эжектора, 4. насосос основного ТНА., 5. Магистраль подачи компонента к соплу эжектора.

В схеме варианта «а», гидравлическая турбина БНА приводится в действие жидкостью высокого давления, отбираемой от насоса ТНА. После сра­батывания на турбине жидкость возвращается в напорную магистраль. В схеме варианта «б», газовая турбина работает на газе основного ЖГГ, а в варианте «в», струйный преднасос–эжектор, также как и варианте схемы «а», запитывается компонентом от насоса основного ТНА.

Как это следует из приведенного краткого анализа эффективности возможных вариантов схем ЖРД, повышение давления в камере не во всех случаях, приводит к увеличению удельного импульса. Разобранные особенности построения схем ЖРД, в большей степени относятся к схемам двигателей больших и сверхбольших тяг, а также, в определенной степени к двигателям средних тяг. На рисунке (см. Рис 2.31.) приводится качественная зависимость удельных импульсов камеры и ЖРД, выполненных по вытеснительной схеме, по «открытой» схеме и по «закрытым» схемам различных вариантов.

Рис. 2.31. Зависимость удельного импульса от давления в камере

Из анализа графика следует, что в двигателях выполняемых о схеме жидкость- жидкость, с увеличением давления удельный импульс камеры монотонно возрастает. Однако, в дальнейшем, из-за возрастания расхода газа на привод ТНА (см. Рис. 2.26.), удельный импульс двигателя увеличивается лишь до определенного предела. Увеличение удельных импульсов двигателей, построенных по замкнутым схемам, с ростом давления в камере увеличиваются, хотя инее очень существенно.

При выборе варианта ЖРД для вновь проектируемого ЛА, кроме использования данных полученных из анализа графика представленного на рисунке 2.18, следует рассмотреть зависимость, называемую высотной характеристикой (Рис. 2.32.).

Рис. 2.32. Высотная характеристика.

На рисунке. 2.32. представлены изменения основных параметров двигателя с изменением противодавления. Как видно из рисунка, протекание высотной характе­ристики ЖРД с изменением дав­ления окружающейсреды мож­но разделить на два участка: участок работы сопла без скач­ка уплотнения I и участок ра­боты сопла со скачком уплотне­ния П.

На участке c бесскачковым режимом работы сопла, тяга и удельная тяга линейно уменьшаются с ростом давления окружающей среды. В этом случае рабочий процесс в камере и ее сопле автономен от давления окружающей среды. При некотором давлении р к в сопло камеры входит скачок уплотнения - линейность изменения тяги и удельной тяги нарушается. Характер изменения тяги и удельной тяги на режиме работы сопла со скачком уплотне­ния определяется закономерностью движения скачка уплотнения в глубь сопла и восстановлением давления за скачком уплот­нения. На рисунке 2.33. показан пунктирными линиями характер из­менения основных параметров ЖРД, для случая, если бы скачок уп­лотнения не входил в сопло и при всех давлениях сопле проис­ходило обычное расширение газа. С момента же вхождения скачка уплотне­ния в сопло, давление за скачком увеличивается по мере проникновения скачка уплотнения в глубь сопла. По­добный режим работы наблюдается у ЖРД первой ступени межкон­тинентальных ракет, давление на срезе сопла которых выбирается достаточно малым из условия получения средней максимальной удельной тяги на активном участке траектории движения ракеты. или у ракет, У по­добного типа ракет параметры двигателя выбираются из условия получения средней максимальной удельной тяги на воздушном участке траектории движения. Поэтому для этих ракет давление на срезе сопла полу­чается довольно низким и атмосферного давления до­статочно, чтобы скачок уплотнения вошел в глубь сопла. На рисунке видно, что в указанных условиях ре­жим работы сопла со скачком уплотнения улучшает характери­стики ЖРД.

Для варианта ракеты, дл которой необходимо чтобы тяга в полете изменялась, ЖРД должен быть выполнен с дроссельной характеристикой (см.Рис.2.33.).

Рис. 2.33. Дроссельная характеристика ЖРД.

Как это следует из рисунка, для изменения величины тягового усилия, требуется изменение расходов компонентов. Однако следует помнить, что изменение расхода обеспечивается коррекцией перепада на форсунках в соответствии со следующим выражением.

, (2.21.)

где G - расход компонента через форсунку,

Коэффициент расхода форсунки,

F ф – площадь выходного сечения сопла форсунки,

Плотность компонента,

Перепад давления на форсунке.

Кроме представленных вариантов, иным направлением схемного совершенствования, являются трехкомпонентные ЖРД. В ЖРД подобного типа одновременно используется в качестве горючего какое либо углеводородное (например, керосин) и жидкий водород, а в качестве окислителя – жидкий кислород. Трехкомпонентные двигатели позволяют также в полной мере реализовать возможность эффективного использования различных ракетных топлив на борту одного и того же летательного аппарата. Баллистические и массовые расчеты эффективности применения различных топлив в двигательных установках ракет – носителей, баллистических ракет, многоразовых космических систем во многом определяется характеристиками применяемого ракетного топлива. Как уже показывалось ранее, топлива определяют значение удельного импульса ЖРД, который, особенно важен для двигателей верхних ступеней РН, в то время как первые ступени могут быть оснащены ЖРД с не столь высоким значением , но при этом плотность топлива должна быть максимальной.

Трехкомпонентные двигатели позволяют обеспечить работу первых ступеней при минимальном содержании водорода в ракетном горючем. Т.е., указывается на целесообразность применения топлива с большей плотностью. На последующих же этапах полета ракеты, водород, как горючее более энергоемкое и меньшей плотности, является более предпочтительным, так как его использование приведет к повышению удельного импульса ЖРД, а, следовательно, и эффективности всего летательного аппарата.

ЖРД может обеспечить требуемые параметры и характеристики, при условии включения в состав пневмогидравлической схемы (ПГС) агрегатов автоматики и управления двигателем. К числу наиболее важных функций, осуществляемых агрегатами ПГС можно отнести:

· стабилизацию соотношения компонентов подаваемых в камеру сгорания;

· поддержание требуемого уровня или регулирование тяги;

· обеспечение контроля и управления за работой двигателя и его основных агрегатов (камеры сгорания, ТНА, газогенератора и, возможно, некоторых других), определяющих его общую работоспособность.

Для конкретных типов двигателей, представленный перечень может быть расширен.

Как уже не раз отмечалось, для настоящего учебного пособия, соблюдая условия краткости представляемых материалов, изложить возможные варианты ПГС с описаниями схем, входящих в состав двигателей агрегатов автоматики и регулирования, нет возможности. Можно лишь указать в списке литературных источников, перечнень специальных учебных пособий по данному вопросу.

Однако схемы и конструктивные особенности основных агрегатов будут представлены.

Выделяя словом «основные» агрегаты, авторы имеют ввиду агрегаты, обеспечивающие наиболее важные функциональные параметры и характеристики ЖРД. К таковым можно отнести камеры сгорания, турбонасосные агрегаты, газогенераторы. Эти агрегаты определят тип ЖРД. Работы по их созданию требуют наибольших временных и финансовых затрат, В тоже время необходимо подчеркнуть, что степень важности в определении работоспособности ЖРД, а порой и надежности, не упомянутых в числе основных агрегаты (клапаны, регуляторы, и др.), требуют не меньшего внимания к их конструированию и отработке.

2.5.1. Камеры сгорания ЖРД

Камера сгорания разрабатывается в определенной последовательности. Первоначально, если в техническом задании специально не оговариваются, выбираются компоненты и оптимальное давление в КС Конструктивное оформление КС определяется после выполнения газодинамических расчетов. По результатам этих расчетов, устанавливаются геометрические размеры и газодинамический профиль КС (см. Рис. 2.34.).

Рис. 2.34. Газодинамический профиль камеры сгорания.

КС ЖРД испытывает чрезвычайно большие тепловые нагрузки. Для двигателей средних, больших и очень больших тяг, практически для всех типов компонентов, КС выполняется с наружным охлаждением. Для камер малых тяг, вопросы температурной стойкости, решаются с учетом ресурса, геометрически обводов камеры, тягового усилия и других специфичных особенностей каждого варианта камеры. Основные конструктивные элементы КС, выполненной с внешним охлаждением, представлены на рисунке (см. Рис.2.35.)

Рис. 2.35. Камера сгорания со связанными оболочками

1. Корпус камеры, 2. Смесительная головка, 3.Цилиндрическая часть камеры, 4.Сопло, 5. «Рубашка» камеры, 6. Силовой кронштейн.

а. Узел пояса завесы, б. Узел подвода охладителя (горючего), в. Кронштейны крепления камеры

На рисунке 2.35., ввод охлаждающего компонента в рубашку камеры осуществляется в сечении внешнего диаметра сопла. Это не единственное решение. Проектант обычно выбирает вариант установки коллектора ввода компонента, в зависимости от ряда причин (степень расширения сопла, стремления снизить сопротивление по тракту, прочности и т.п.).

На рисунке (см. рис. 2.36) приводятся варианты расположения сечений ввода.

Рис. 2.36. Варианты расположения сечений ввода охлаждающего компонента в межоболочечный зазор «рубашки» камеры.

а - на выходном сечении сопла. б .- на выходном сечении и в среднем сечении сопла, в – в среднее сечение сопла

В современных двигателях большой тяги, для повышения термической стойкости камеры применяется целый ряд конструктивных мер, направленных на снижение температуры наиболее теплонапряженных элементов камеры сгорания.

К числу таких мер следует отнести:

· организацию регенеративного охлаждения за счет прокачки относительно холодных компонентов топлива через «рубашку» охлаждения;

· использование, так называемых, «завес охлаждения», представляющих собой специальные зоны теплонапряженных областей камеры, снабженные устройствами для подвода дополнительного количества одного из компонентов топлива (как правило, горючего) в целях снижения локальных тепловых потоков;

· применение специальных мер в наиболее нагруженном в тепловом отношении - критическом сечении камеры (уменьшение межоболочечного зазора, вставок тугоплавких материалов в критической части сопла).

Для организации внешнего охлаждения, величина зазора регламентируется специальными проставками – связями. Они же и обеспечивают прочность камеры и устойчивость внутренней оболочки камеры, когда давление охлаждающего компонента в зазоре «рубашки» превышает давление в камере. На рисунке (см. Рис. 2.30.) приводятся виды проставок используемых в современных конструкциях КС. Проставки, внешняя и внутренняя оболочки соединяются пайкой, состав припоя стоек в компоненте и сохраняет при нагревании стенок прочностные характеристики.

Рис. 2.37. Типы связей оболочек КС.

а . гофрированная проставка, б . оребрение внутренней оболочки, в . трубчатая камера.

Существует и еще одно важное обстоятельство повышения работоспособности КС, обеспечиваемое за счет введения в конструкцию КС связей. Корпус камеры ЖРД испытывает значительное силовое нагружение. Процесс сгорания может проходить при давлениях продуктов в нескольких десятков МПа. При этом давление охлаждающего компонента в межоболочечном зазоре всегда должно быть больше чем давление в камере. В противном случае компонент не сможет поступить в КС. Следовательно, внутренняя оболочка камеры, находясь под внешним перепадом давлений, равным разнице давления подачи и давления в камере, может сложиться – потерять устойчивость. И если, при идущем процессе в камере, она прогрета, то механические характеристики материала оболочки, имеют пониженное значение. На первых образцах двигателей, оболочки внешняя и внутренняя, работали независимо одна от другой (см. Рис. 2.38.), что исключало возможность повышения давления в КС.

Рис. 2.38. Камера сгорания двигателя РД-1100

1. Форсуночный блок с системой зажигания, 2. независимо работающие (без связей) оболочки камеры. 3 сопловой блок.

В современных ЖРД, как это было отмечен ранее, КС выполнятся со связанными оболочками. При введении охлаждающего компонента в «межрубашечный» зазор на выходном срезе сопла (наиболее часто исполняемая схема) (см. Рис. 2.39.) определяется наибольший перепад давлений, действующий на внутреннюю оболочку. В этом сечении давление компонента максимальное, а давление в камере близкое к нулю. Оценка прочностной надежности оболочек камеры (прочности оболочек, устойчивости внутренней оболочки, прочности связей и других позиций) должна производиться с учетом этого обстоятельства.

Рис. 2.39. Распределение нагрузок по длине камеры

На графике использованы следующие обозначения: р г - давление в камере, р ж – давление охлаждающего компонента в «межоболочечном» зазоре, t г – температура газа в камере, t ср вн.о. – средняя, по толщине внутренней оболочки, температура, - перепад давлений на форсунке, m охл. – массовый расход охлаждающего компонента, L – длина камеры..

Следует отметить, что варианты связей, приведенные в настоящем пособии, как наиболее часто используемые в современных конструкциях КС, проверены большим числом опытов и хорошо зарекомендовали себя, при эксплуатации многочисленных образцов ЖДД различных размерностей.

Другим средством, способствующим снижению теплового воздействия на внутреннюю стенку камеры, является введение в конструкцию узлов завесы. На рисунке (см. рис. 2.40) изображены варианты конструкторских решений узлов завес, через которые вводится горючие обеспечивающее создание газо-жидкостной пленки на внутренней поверхности оболочки «рубашки».

Рис.2.40. Варианты узлов завесы камеры.

а– с отверстиями, б– с щелевым зазором

Для камер сгорания ЖРДМТ характерны два тип режимов работы (см. Рис. 3.7.). Для камеры с установившимся режимом работы, система охлаждения внутренней стенки может быть избрана по принципу камер только что разобранных. Вариант ЖРДМТ, работающий по импульсному режиму, может использовать камеру с «емкостной системой» защиты стенки камеры. Этот вариант предусматривает исполнение единой оболочки (без «рубашки охлаждения») увеличенной толщины и с дополнительными кольцами жесткости (см. Рис. 2.41.).

Рис. 2.41. Камера сгорания ЖРД малой тяги.

1. Блок клапанов горючего, 2. Камера сгорания, 3. Узел крепления соплового насадка, 4. Сопловой насадок, 5. Воспламенитель, 6. Блок клапанов горючего.

Подобное решение допустимо, так как в перерывах между функционированием камеры, стенка «отдыхает» от воздействия продуктов сгорания и прогрев ее снижается.

Особо важным узлом является головка КС. На днищах головки располагаются форсунки, через которые поступают компоненты в камеру. Типы форсунок значительно различаются по конструктивному оформлению. На рисунке (см. рис. 2.42). приведены некоторые варранты струйных, центробежных и двухкомпонентных форсунок, которые используются в двигателях схемы «жидкость-жидкость».

Рис. 2.42. Варианты жидкостных форсунок.

1. Переднее днище, 2. Среднее днище, 3. Двухкомпонентная струйно-струйная форсунка, 4. Однокомпонентная форсунка с завихрителем, 5. Однокомпонентная струйно-центробежная форсунка, 6. Двухкомпонентная центробежная форсунка с тангенциальными отверстиями, 7. Распорная втулка.

Для двигателей, выполняемых по схемам с дожиганием генераторного газа, головки камер оснащаются газожидкостными форсунками (Рис.2.43.).

Рис. 2 43. Варианты газо-жидкостных форсунок.

1. Переднее днище, 2. Среднее днище, 3. Струйно-струйная форсунка, 4. Струйно-центробежная форсунка, 5. Струйно-центробежная форсунка со шнековым завихрителем, 6. Двухкаскадная (комбинированная) форсунка: первоый каскад – газожидкостная струйно-струйная, второй каскад – жидкостная центробежная с тангенциальными отверстиями.

Вариант форсунок для смесительной головки выбирается проектантом на основании ранее полученного опыта отработки камеры двигателя – прототипа и выполнения расчетов. Расположение форсунок на днищах головки диктуется желанием проектанта получить наилучшую полноту сгорания компонентов и необходимостью создания эффективного пристеночного слоя из горючего. Последняя из упомянутых позиций, должна обеспечить допустимый режим прогрев внутренней стенки камеры (см. рис. 2.44).

Рис. 2.44. Схемы расположения форсунок на головках КС

а – Сотовое расположение форсунок.

1.Струйно-центробежнаые форсунки, 2. Центробежные форсунки.

б – Шахматное расположение форсунок

1. Форсунка окислителя 2. Форсунка горючего.

в – Расположение форсунок по концентрическим окружностям

1 Двухкомпонентная форсунка, 2. Однокомпонентная форсунка

Из рассмотрения рисунков следует, что вне зависимости от схемы расположения форсунок на днищах смесительной головки, необходимо сформировать расположение на внешнем диаметре надежную завесу из форсунок горючего.

КС ЖРД имеет еще большое число узлов, необходимых для нормального функционирования двигателя. Это коллекторы ввода и вывода компонентов, узлы поясов завес, узлы соединений частей камеры (смесительной головки, цилиндрической и сопловой секций), узлы запуска и останова, кронштейны, передающие тяговое усилие к ЛА и др.. Все перечисленные узлы, должны быть спроектированы, оценены расчетами, а также подвергнуты испытаниям, подтверждающих их работоспособность. Желание авторов осветить подобные особенности создания КС, не увязывается с необходимостью обеспечить краткость представляемого учебного пособия.

Оценка совершенства КС характеризуются коэффициентом полноты удельного импульса, определяемого по следующему выражению:

, (2.22.)

где: - коэффициент полноты удельного импульса,

I уд.п - экспериментально измеренный удельный импульс,

Теоретический удельный импульс,

Коэффициент совершенства процесса в камере,

Коэффициент совершенства процесса в сопле камеры,

Коэффициент при проектировании определяют, опираясь на статистические данные, полученные при испытаниях двигателей работающих на аналогичных компонентах. Обычно, величина этого коэффициента составляет 0,96…0,99.

Коэффициент же сопла () вычисляется с учетом потерь на трения () и потерь из-за неравномерности поля скоростей потока на срезе сопла (). Кроме того, учитываются дополнительные потери (), связанные с охлаждением потока в сопле, степень неравновесности и другие:

. (2.23.)

В общем случае, численные значения перечисленных коэффициентов укладываются следующие пределы: = 0, 975… 0, 999, = 0,98…0,99 и = 0,99…0,995. В таком случае, величина = 0,945…0, 975.

С учетом приведенных значений, величина полноты удельного импульса может находиться в пределах от 0, 9 до 0,965.

2.5.2. Жидкостные газогенераторы (ЖГГ).

Конструктивные решения и особенности внутрикамерных процессов в значительной степени зависят, устанавливаются ли ЖГГ на ЖРД «открытой» или «закрытой» схем. Для двигателей «открытой » схемы, ЖГГ выполняются с давлением, близким к давлениям основных КС. ЖГГ двигателей «закрытой» схемы обеспечивают рабочим телом (продуктами сгорания) турбины с давлением, значительно превышающим давление в основной КС. Однако, ЖГГ, как окислительного, так и восстановительного варианта, работают при коэффициентах соотношения компонентов много меньших значениях устанавливаемых для КС. Следовательно, температуры, при которых проходит процесс в камерах газогенераторов также сильно отличается от температур процесса в КС.

В ЖРД применяются двухкомпонентные и однокомпонентные ЖГГ. Наиболее широкое применение находят двухкомпонентные ЖГГ. Для двигателей с дожиганием генераторного газа, двухкомпонентные ЖГГ естественно используются как наиболее естественные. Можно отметить, что значительная часть вопросов, связанных с особенностями проектирования и отработки этого варианта ЖГГ, решаются по позициям принятым для КС. Смесительная головка форсунки и их расположение на днищах головки выполнятся по схемам, используемым, при выборе аналогичных решений для КС. В тоже время, учитывая относительно невысокий уровень температур в камере ЖГГ, обычно используется неохлаждаемый вариант стенки. На рисунке (см. рис. 2.45) представлена основная часть двухкомпонентного ЖГГ, одного из отечественных двигателей.

Рис. 2.45. Двухкомпонентный ЖГГ

Подобный вариант ЖГГ был применен в составе двигателя РД-111 Стрелками на рисунке, показаны штуцеры ввода компонентов.

Разработка однокомпонентных газогенераторов ведется по иным принципам. В недалеком прошлом, для подобных газогенераторов, в качестве компонента, использовалась перекись водорода (Н 2 О 2). В камере газогенератора располагалось специальное вещество (катализатор), взаимодействие с которым перекиси водорода приводило к получению паров воды и газообразного кислорода с высокой температурой (от 720 до 1030 К при концентрации 80% и 90%, соответственно). На рисунке (см. рис. 2.46) представлен ПГГ (так назывался газогенератор, вырабатывающий в качестве рабочего тела турбины пар), разработанный предприятием «Энергомаш» для ЖРД РД-107 и его модификаций.

Рис. 2.46. Однокомпонентный жидкостный газогенератор.

1. Штуцер входа компонента, 2. пакеты катализатора, 3 патрубки выхода пара

Компонент - перекись водорода - не единственный компонент, который может газифицироваться с целью получения рабочего тела для турбины. Особенно, если учесть, что перекись водорода повышенной концентрации не достаточно стабильна при хранении, целесообразно использовать другие компоненты. В качестве таких может применяться гидразин и несимметричный диметилгидразин (НДМГ), но для которых, также как и перекиси водорода, требуются специальные катализаторы.

2.5.3. Турбонасосный агрегат (ТНА),

ТНА во многом определяет энергетические характеристики ЖРД. Степень совершенства основных узлов ТНА, турбины и насосов, в процессе создания современных образцов, всегда находится под пристальным вниманием разработчиков двигателей. Для проектантов КС и ЖГГ, вопросы обеспечения полноты сгорания компонентов, обеспечения температуростойкости и прочности деталей и узлов, определяют успешность последующей эксплуатации создаваемого ЖРД. Для специалиста, работающего над созданием ТНА, главными вопросами являются: повышение коэффициентов полезного действия турбины и насосов, прочности их деталей (лопаток и диска турбины, крыльчаток насосов, корпусов, вала), надежности уплотнений и ряда других, определяющих надежность и совершенство ТНА. Успешное решение перечисленных позиций, увеличивает удельный импульс тяги, снижает удельную массу ТНА и двигателя. При дальнейшем рассмотрении параметров и характеристик ТНА, будет видно, что перечисленные выше позиции, впрямую зависят от такого параметра, как обороты ротора (система - «турбина, насосы, вал»).

Исходными данными для разработки ТНА принимаются типы компонентов, требования по расходам и давлениям, ресурс и другим данным, вытекающим из требований к ЖРД. Проектные проработки, позволяют сделать заключение о расходах и параметрах рабочего тела для создания требуемой мощности турбины, необходимой для привода насосов. При выполнении этих работ определяются: принципиальная компоновка ТНА, обороты ротора, системы уплотнений и, в конечном счете, его массовые характеристики.

В работах над созданием ТНА разработчик учитывает обязательные требования, которыми он руководствуется:

· обеспечение основных параметров (габаритов, массы и деталей креплений ТНА, вытекающих из требований по компоновки двигателя) и характеристик в течение заданного ресурса;

· обеспечение требуемых расходов и давлений компонентов, установленных для использования в двигателе;

· выявления позиций, предусматривающих обеспечения примерной стоимости разрабатываемого образца.

При дальнейших работах над созданием ЖРД могут устанавливаться дополнительны требования.

Среди основных позиций, определяющих конструктивный облик и параметры ТНА, следует считать компоновочные схемы ТНА. Возможные варианты схем представлены на рисунке (см. рис. 2.47) .

Рис. 2.47. Компоновочные схемы ТНА

а, б и в - однороторные ТНА, г . – многороторные ТНА

Принятые обозначения: НО – насосы окислителя, НГ – насосы горючего.

Как следует из рассмотрения рисунка, варианты компоновочных схем отличатся, выбирается ли дальнейшей проработке безредукторная схема или схема с редуктором. При безредукторной схеме, часто не удается выбрать единые оптимальные обороты для турбины и каждого из насосов. Однако ТНА с редукторной схемой будет всегда иметь худшие массовые характеристики. Современные ЖРД средних, больших и очень больших,случае, приблизительная масса ТНА может быть вычислена с использованием следующего выражения:

На рисунке (см. рис. 2.48) даны структурные схемы ТНА, с двухсторонним расположением насосов и односторонним. На схемах показаны узлы, о которых упоминалось выше.

Рис. 2.48. Структурные схемы ТНА

1. Насосы горючего, 2. Турбины, 3. и 4. Внутренние уплотнения насоса и турбины, 5. Насос окислителя, 6. Гидродинамическое уплотнение, 7. Промежуточное уплотнение.

В ЖРД средних, больших и очень больших тяг используются газовые турбины с приводом центробежных насосов. Варианты компоновок зависят от особенностей вариантов ЖРД, таких как тип компонентов, система запуска ТНА, характеристики продукта поступающего на турбину и другие. Конструктивный облик ТНА будет отличаться и от частных решений, определяемых проектантом по своему усмотрению, На рисунках (см. рис. 2.48 и 2.49) представлены виды ТНА, в которых подвод компонентов осуществляется односторонним и двухсторонним входами.

Рис. 2.42. ТНА с насосами, с односторонними входами компонентов

1.Фланец выхлопного коллектора, 2. Турбина, 3. Входной патрубок с шнеком, 4. Входной патрубок насоса горючего, 5. Рессора, 6. Выходной фланец выходного патрубка насоса горючего, 7. Корпус насоса окислителя со шнеком, 8. Фланец входного патрубка насоса горючего.

В ТНА корпуса насосов выполнены с преднасосами (шнеками), обеспечивающими повышение давление на входе перед основными, односторонними крыльчатками. Подобный вариант бустерного устройства, исключает возникновение кавитационного режима при работе насоса.

Рис. 2.50. ТНА с насосами, с двухсторонними входами компонентов

1. Фланец входного патрубка насоса горючего, 2. Входной патрубок насоса окислителя, 3. Пиростарер, 4. Фланец подвода рабочего тела к турбине, 5. Турбина, 6. Выхлопной коллектор турбины.

Представленный вид ТНА, выполнен с газовой двухступенчатой турбиной и двумя центробежным насосами. Насосы имеют двухсторонние входы компонентов. Конструкция ТНА спроектирована с двумя валами, соединенными рессорой. На одном валу, со своими двумя подшипниками и уплотнениями, смонтирована турбина и центробежный насос окислителя. На втором валу, также со своими подшипниками и уплотнениями - насос горючего. Работоспособность подшипников поддерживается консистентной смазкой, заправляемой в подшипниковые полости при сборке ТНА. Одна и вторая части ротора устанавливаются в отдельные корпуса, соединенные между собой шпильками.

В ТНА ЖРД обычно используются центробежные насосы, Для насосов ТНА очень важны антикавитационные свойства, от которых зависит эрозионное воздействие на проточную часть насоса, но и, что особенно важно, возможность срыва всех параметров, стабильность которых определяет выполнение требуемых задач всего ЖРД. Повышение антикавитационных свойств насоса обеспечивается применением специальных устройств, некоторые схемы которых были ранее представлены на рисунке 2.23. Но наиболее широко, в практике создания ТНА, применяются шнекоцентробежные насосы.

Для примера на рисунке (см. рис. 2.51) приводится конструкция кислородного шнекоцентробежного насоса.

Рис.2.51. Шнекоцентробежный насос.

1. Крышка корпуса, 2. Подшипник, 3. Крыльчатка насоса, 4. Корпус насоса. 5. Шнек, 6. Подшипник.

Эффективность насоса зависит от снижения потерь, среди которых основными являются:

· перетекание компонента из полости высокого давления (вход из крыльчатки), во входную полость;

· трения компонента о стенки внутренних полостей насоса;

· трения в уплотнениях, подшипниках.

Оцениваются перечисленные потери КПД насоса - :

Плотность компонента,

Объемный расход компонента,

Н – напор, развиваемый насосом,

N н - фактическая мощность потребляемая насосом.

Обычно КПД насосов ЖРД колеблется в пределах 0,5…0,8,

Дополнительно к отмеченным положениям, на рисунках (см. Рис. 2.52.) показаны конструкции других бустерных устройств – струнных преднасосов (эжекторов).

Рис.2.52. Конструкция струйного устройства (эжектора).

а – эжектор с рядом отверстий. 1. Корпус эжектора, 2. Отверстия подвода компонента, равнорасположенные по окружности, 3. Патрубок подвода компонента. б – эжектор с набором сопел. 1. Патрубок подвода компонента, 2. Сопла, 3. Корпус эжектора.

Струйные насосы из-за низкого КПД целесообразно применять в дви­гателях с дожиганием, так как увеличение мощности турбины при подаче активной жидкости высокого давления на эжектор практически не снижает энергетических характеристик ЖРД. На рисунке. 2.52, а приведена конструкция эжектора с двенадцатью соплами, расположенными по окружности камеры смешения с углом выхода в 18°. При соотношении расхода активной жидкости к эжектируемой до 25%, напор основного потока значительно возрастает. Однако КПД такого устройства на оптимальном режиме достига­ет не более 0,15. Малая напорная способность эжекторов при КПД от 0,08 до 0,2 ограничивает их применение в современных ТНА ЖРД.