Liquid ракетен двигател

Течен ракетни двигатели - двигател, който служи като гориво за втечнени газове и течни химикали. В зависимост от броя на LRE компоненти разделена на един, два и три компонента.

Кратка история на развитието

Първият използване на течен водород и кислород като гориво за ракети препоръчва KE Циолковски през 1903. Първият прототип е създаден LRE американския Робърт Хауърд през 1926. Впоследствие подобни събития се състояха в СССР, САЩ и Германия. Най-големият успех, постигнат от германски учени: Тийл, Уолтър, фон Браун. По време на Втората световна война, те са създали цяла гама от LRE за военни цели. Съществува мнение, че е създадена от Райха "V-2" и преди, те щяха да спечели войната. Впоследствие, на студената война и надпреварата във въоръжаването са катализатор за ускоряване на развитието на ракетен двигател, с оглед на прилагането им в космическата програма. С помощта на RD-108 са били поставени в орбита на първите изкуствени спътници на Земята.

Днес разширител използван в космическите програми и тежка ракета въоръжение.

обхват

Както вече бе споменато по-горе, разширителя се използва главно като двигател на космически кораби и ракети носители. Основните предимства на ООИ е:

най-висока специфична импулс в класа;
способността да се извърши пълно спиране и рестартиране двойка с боравенето с пръчка осигурява повишена маневреност;
значително по-ниско тегло на отделението за гориво в сравнение с двигателите на твърдо гориво.

Сред недостатъците на ООИ:

по-сложна и скъпа апаратура;
повишени изисквания за безопасен транспорт;
в състояние на безтегловност, е необходимо да се използват допълнителни двигатели за отлагането на гориво.

Въпреки това, основният недостатък е енергийният капацитет на LRE лимит на горивото, което ограничава развитието на пространство с тяхна помощ, на разстояние до Венера и Марс.

Дизайн и функционалност

LRE операционна принцип сам, но това се постига чрез използване на различни схеми устройства. Гориво и окислител се подават посредством помпи от резервоари за различни главата дюза, се инжектират в горивната камера и се разбърква. След запалване се превръща в кинетична и през дюзата под налягане следва вътрешната енергия на горивото, създаване на струя тяга.

Горивната система включва резервоари, тръби и помпи към турбината за изпомпване на гориво от резервоара в тръбата и вентил-регулатор.

фураж гориво помпа създава високо налягане в камерата и, следователно, по-голямо разширяване на работния флуид, което се постига благодарение на максималния специфичен импулс.

дюза Главата - единица инжектор за впръскване на гориво в компонентите на горивната камера. Основното изискване към дюзата - смесване на качеството и скоростта на подаване на гориво към горивната камера.

охладителна система

Въпреки че съотношението на структурата за пренос на топлина в процеса на горене е незначителна, с оглед на спешна проблема на охлаждане висока температура на горене (> 3000 К) и пред термична унищожаване на двигателя. Има няколко типа охлаждане стените на камерата:

Регенеративна охлаждане се основава на създаването на кухини в стените на камерата, през които окислителя без гориво, охлаждане стената на камерата и топлината с охлаждаща течност (горивото) обратно в камерата.

Граница слой - се създава от газ слой гориво пара в стените на камерата. Този ефект се постига чрез монтиране на периферията на глави фураж дюзи само гориво. Така смес окислител гориво се подлага на възстановяване и изгаряне на стената не е толкова силен, както в центъра на камерата. слой температура граница изолати високите температури в центъра на камерата от стените на горивната камера.

Аблационни метод на охлаждащата течност ракета двигателя се осъществява чрез прилагане на камерата и стената на дюзата от специална топлоустойчива покритие. Покритие при висока температура преминава от твърдото вещество в газообразно състояние, абсорбиращ голяма част от топлината. Този метод на охлаждащата течност ракетен двигател се използва "Аполо" в лунната програма.

Започвайки LRE много важна работа от гледна точка на експлозия в случай на грешки в изпълнението му. Има пирофорни компоненти, с които не е проблем, но когато се използва за външна инициатор запалване изисква съгласуваност идеален го хранене с компоненти на горивата. Натрупването на неизгоряло гориво в камерата е опустошително експлозивна сила и обещава сериозни последици.

Работещи на големи ракетни двигатели с течно протича в няколко етапа с последващо излизане при максимална мощност, а малките двигатели са започнали с незабавен достъп до сто процента капацитет.

Системата за автоматично управление се характеризира с течни ракетни двигатели, извършващи сигурен старт и мощността на двигателя на основния начин, стабилна работа за контрол, тракшън контрол в съответствие с плана на полета, регулирането на консумативи, изключването на изхода на предварително определена траектория. Благодарение на неизчислими LRE оборудван гаранция доставката на точки за гориво на ракетата може да достигне желаната орбита за отклонения в програмата.

Компоненти на гориво и техния избор в процеса на проектиране са критични в режима, течно гориво ракета двигател. На тази основа, определена от условията на съхранение, транспортиране и технологията на производство. Най-важният показател на комбинация от компоненти е специфичен импулс, който определя разпределението на тегловни процента гориво и товари. Размерът и масата на ракета Циолковски изчислява с помощта на формулата. Допълнителна специфичен импулс плътност се отразява на размера на резервоарите с компонентите на горивото, точката на кипене може да ограничи условията на работа на ракети, химическа агресивност, типични за всички оксиданти и неправилна експлоатация на резервоара може да причини пожар пот, токсичност на някои горива съединения може да причини сериозни вреди на атмосферата и околната среда , Следователно, въпреки че е по-добре флуор окислител от кислород не се използва поради неговата токсичност.

Един компонент ракетни двигатели с течно гориво, използващи течни като гориво, което, чрез взаимодействие с катализатора, се разлага с отделяне на горещ газ. Основното предимство на LRE простота един компонент на дизайна, и въпреки че специфичен импулс на такива малки двигатели, те са идеални както ниско тягата на двигателите за ориентация и стабилизиране на космически кораб а. Тези двигатели се използват система размер изключване на подаването на гориво и не се нуждаят от охладителната система поради ниската температура на процеса. За отделен компонент на двигатели също са gazoreaktivnye двигатели, които се използват в условията на не-термични и химични емисии.

В началото на 70-те години на Съединените щати и Съветския съюз, разработена трикомпонентни ракетни двигатели течни, които ще бъдат използвани като гориво, водород и въглеводородно гориво. Така, двигателят да работи на керосин и кислород при стартиране и включване на течен водород и кислород при висока надморска височина. Пример за три LRE в България има РД-701.

контрол ракета се прилага първо в ракети "V-2", когато се използва графит gasdynamic кормила, но това намалява тягата на двигателя, и по-модерни ракети използва ротационен камера прикрепена към корпуса чрез панти създават гъвкавост в една или две равнини. Освен PTZ също контролират двигатели са използвани, които са фиксирани дюзите в обратна посока и, когато е уместно, контролната единица в пространството.

LRE затворен цикъл - двигател, един компонент на който се газифицира с горене при ниска температура с малка част от друг компонент на произведените газ действа като тялото на турбина, и след това се подава в горивната камера, където се изгарят с остатъци от гориво и компоненти създава струя тяга. Основният недостатък на тази схема е, сложността на дизайна, но това увеличава специфичен импулс.

Перспективата за увеличаване на ракетни двигатели с мощност течност горивни

Създателите на българската школа ООИ, ръководителят на която отдавна е академик Глушко, се стремят да максимизират използването на горива и енергия, в резултат на което максималната възможна специфичен импулс. Тъй като максималната специфична импулс може да се получи само с увеличаване на разширяване на продуктите от горенето в дюзата, всички събития се провеждат в търсене на идеалното горивна смес.