В ракетных двигателях с вытеснительной системой подачи компонентов топлива источником газа является
Ракетные двигатели — одна из наиболее обсуждаемых тем на канале. При этом, ещё не было публикации с кратким ликбезом по их устройству. Сегодня поговорим о жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).
Во-первых, следует сказать, что ракетные двигатели — это реактивные двигатели. Реактивное движение возникает за счёт отделения от ракеты-носителя части массы (горящего топлива) с определённой скоростью относительно неё в направлении, противоположном движению.
Далее перейдём к основным отличиям ракетных, скажем, от автомобильных, авиационных или судовых двигателей. В целом их довольно много, но наиболее заметным является то, что ракетным двигателям для работы нужно не только горючее, но и окислитель.
Дело в том, что все вышеперечисленные двигатели работают в условиях плотной кислородсодержащей атмосферы Земли, в которой кислород, поддерживающий горение, и является окислителем.
Ракета-носитель же слишком быстро выходит за пределы плотных слоёв атмосферы, поэтому ей и необходим окислитель в качестве дополнительного компонента топлива. Таким образом, запоминаем, что ракетное топливо является двухкомпонентным.
В качестве горючего, как правило, используются:
- керосин;
- сжиженный метан;
- сжиженный водород.
Существует несколько типов ракетных двигателей.
В жидкостных (ЖРД) топливо и окислитель находятся в жидком состоянии в двух раздельных резервуарах, из которых по трубопроводам они и попадают в камеру сгорания, где они смешиваются и, сюрприз, сгорают, создавая поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Проходя через сопло, сконструированное так, чтобы ещё больше их ускорять, эти газы и создают реактивную тягу.
И это только звучит просто. Основная проблема, как вы понимаете, заключается в очень высокой температуре, которая способна разрушить двигатель. Решение очевидно — стенки камеры сгорания и сопло необходимо охлаждать. И проще всего это сделать, чтобы не увеличивать вес РН и не усложнять двигатель, как ни странно, горючим.
Именно горючее в данном случае выбирают из-за того, что его, как правило, охлаждают до более низких температур, чем окислитель, чтобы повысить плотность для размещения бо́льшего количества в баках. Это касается даже керосина. Например, в Falcon 9 его охлаждают до −7 °C, что увеличивает его плотность на 2,5 %.
Вообще, в ракетных двигателях решено множество интереснейших инженерных задач, но в рамках этой публикации я расскажу ещё об одной.
Чтобы подавать компоненты топлива в камеру сгорания под высоким давлением, нужны, понятное дело, насосы. При этом создаваемое ими давление должно быть настолько высоким, чтобы преодолевать давление, создаваемое в камере сгорания от сжигания топлива. Опять же, наша задача сделать так, чтобы не утяжелять РН.
Но что делать с топливом из газогенератора?
А, скажем, кислородно-керосиновые РД-180 работают по закрытой схеме, в рамках которой горячий газ сначала вращает турбину турбонасосного агрегата, а затем подаётся в камеру сгорания, эффективно участвуя в создании тяги. Казалось бы, почему всё время не делать ракетные двигатели закрытого цикла? Дело в том, что такие двигатели дороже, сложнее в производстве, да и нагрузка на турбину значительно выше, что повышает риск отказов.
Есть и ещё одна очень эффективная схема работы ракетного двигателя — полнопроточная закрытая. В этом случае всё топливо проходит через газогенератор. В СССР ещё в середине 1960-х создавались такие двигатели — РД-270. Для их работы требуются по два газогенератора и турбонасосных агрегата, ведущих в одну камеру сгорания, и работающих параллельно. Собственно, проблема заключалась в том, что для синхронизации работы тогда не существовало быстродействующего бортового компьютера, из-за чего, при рассинхронизации работы турбонасосных агрегатов, возникали низкочастотные пульсации в газогенераторе и камере сгорания.
Почему-то, несмотря на развитие компьютерной техники, у нас не стали разрабатывать эти двигатели сегодня. Но нашёлся человек, который не дал пропасть заделу — всё тот же Илон Маск, в компании которого разработали кислородно-метановые двигатели полнопроточной закрытой схемы Raptor.
Можно ли сделать более эффективный ракетный двигатель?
Пожалуй, наиболее интересным является создание трёхкомпонентного двигателя многократного использования. Тут речь о том, что на старте использовалась бы пара керосин-кислород, а на больших высотах первый заменялся бы на водород.
Дело в том, что керосин обладает высокой плотностью, а водород обеспечивает более высокие значения удельного импульса, что вполне может значительно расширить возможности РН. К примеру, можно было бы создать с таким двигателем одноступенчатую многоразовую РН, способную доставлять на околоземные орбиты ничуть не меньше полезной нагрузки, что значительно удешевит этот процесс.
Подписывайтесь на S&F , канал в Telegram и чат для дискуссий на научные темы.
Различают два понятия "двигатель" и "двигательная установка".
Ракетным двигателем называют камеру и совокупность агрегатов, узлов и трубопроводов, обеспечивающих дозированную подачу компонентов топлива в нее. Указанные узлы и агрегаты размещаются непосредственно на камере или на раме двигателя, используемой для его крепления и передачи тяги к силовому кольцу ракеты-носителя.
Ракетная двигательная установка (РДУ) - более сложное устройство. РДУ включает в себя следующие системы и агрегаты.
1) Двигатели. В составе РДУ может быть один однокамерный или многокамерный маршевый двигатель или несколько однокамерных маршевых двигателей с заданной суммарной тягой. Наряду с маршевыми двигателями в составе РДУ могут быть и
вспомогательные двигатели с относительно небольшой тягой (рулевые, тормозные и т.д).
2) Баки с компонентами топлива. Внутри и снаружи баков устанавливаются различные агрегаты и трубопроводы: клапаны, расходные и заправочные трубопроводы и др.
Рисунок 8 - РДУ с газобаллонной вытеснительной подачей:
1-баллон со СГ; 2,5,6-клапаны; 3,4-топливные баки; 7-камера
3) Системы автономного управления (САУ) и регулирования (САР)
4) Агрегаты систем наддува, продувок, контроля и др.
В зависимости от способа подачи компонентов топлива в камеру различают жидкостные РДУ с вытеснительной и насосной системами подачи топлива.
В РДУ с вытеснительной подачей компоненты топлива из баков в камеру подаются за счет энергии сжатых газов. Давление в топливных баках за счет их наддува газом поддерживается выше, чем в камерах.
Простейшая схема такой РДУ показана на рисунке 8. Двигательная установка состоит из камеры 7, топливных баков 3, 4, баллона со сжатым газом I и пневмоклапанов 2, 5, 6. При открытии клапана 2 сжатый газ из баллона поступает в газовую подушку топливных баков, давление в баках возрастает. При открытии клапанов 5 и 6 компоненты топлива поступают в камеру, в которой начинаются процессы горения и истечения продуктов сгорания из сопла. Для выключения двигателя необходимо закрыть клапаны2,5 и 6. Рассмотренная РДУ обладает достаточной простотой,, высокой надежностью и имеет широкое применение в тех случаях, когда необходимы малые тяги и небольшие суммарные импульсы. С увеличением суммарного импульса тяги возрастают массы газа и баллона, поэтому использование вытеснительной подачи становится нерациональным. РДУ с такой подачей имеет еще один недостаток - низкое давление в камере. Его повышение связано с необходимостью повышать давление в топливных баках, а значит, и толщины их стенок. Это приводит к возрастанию массы баков и всей РДУ.
РДУ с насосной подачей компонентов топлива из баков в камеру имеют в своем составе насосы (как правило, шнекоцентробежные). Привод насосов осуществляется газовой турбиной, рабочим телом для которой является генераторный газ, вырабатываемый в специальном газогенераторе. Давление в баках такой РДУ поддерживается существенно ниже давления в камерах. Конструктивно агрегаты насосной системы подачи входят в состав ЖРД. Различают ЖРД с насосной подачей, работающие по схеме без дожигания (схема "жидкость - жидкость") и по схеме с дожиганием в камере генераторного газа (схемы "газ жидкость" или "газ - газ").
В ЖРД без дожигания (рисунки 9, 10) выброс генераторного газа после турбины в окружающее пространство, минуя камеру, снижает удельный импульс двигателя в целом. С увеличением давления в камере это снижение становится все более ощутимым, поэтому такие схемы применяются до давлений в камере 10. 12 Мпа.
ЖРД с дожиганием имеют практически тот же состав агрегатов, что и ЖРД без дожигания. Однако в данных двигателях генераторный газ после турбины не выбрасывается в окружающее пространство, а по газоводу направляется в камеру для дожигания. Различают ЖРД с дожиганием типа "газ - жидкость" и ЖРД с дожиганием типа "газ - газ". В ЖРД с дожиганием типа "газ - жидкость" (рисунок 11) имеется один турбонасосный агрегат и один тип газогенератора. В таком ЖРД один из компонентов топлива (на приведенной схеме - окислитель) полным расходом от насоса 6 подается в газогенератор 3, второй компонент (на схеме - горючее) поступает в газогенератор небольшим расходом от автономного насоса 8, Генераторный газ таким образом имеет большой избыток окислителя (является окислительным газом). Основной расход горючего от насоса 7 подается на охлаждение камеры 10 и далее через ее смесительную головку в жидком виде поступает в камеру. После совершения работы на турбине окислительный генераторный газ подается в камеру, где и сжигается с основной массой горючего. Образовавшиеся продукты сгорания истекают через реактивное сопло, создавая тягу двигателя.
3 Требования к ракетным двигательным установкам
К двигательным установкам космических ракет, предъявляются ряд общих и специфических требований. К общим требованиям относятся следующие.
1) РДУ должны иметь высокие энергетические характеристики. Высокая энергетика РДУ позволяет получать необходимые приращения скорости
ступенями ракет-носителей при ограниченных запасах топлива, а следовательно, и начальных массах ракет.
2) РДУ должны иметь минимальную массу. Снижение массы РДУ достигается:
а) рациональной конструкцией всех систем и агрегатов;
б) использованием ракетного топлива с большой массовой плотностью (снижается объем топливных баков);
в) уменьшением остатков топлива в баках и полостях ЖРД после выключения.
3) РДУ должны обладать высокой надежностью функционирования, т.е. работать безотказно в течение заданного времени в заданных условиях.
Это достигается с помощью совершенствования принципиальных схем РДУ и ее конструкции, повышения качества изготовления, проведения большого объема испытаний при подготовке к пуску.
4) Конструкция РДУ должна обладать высокой технологичностью, контроле - и ремонтопригодностью, низкой стоимостью, минимальным вредным воздействием на окружающую среду и личный состав.
5) РДУ должны обеспечивать удобство эксплуатации, в частности :
а) простоту и безопасность перевозки, хранения, обслуживания и ремонта;
б) небольшую чувствительность к внешним воздействиям (к загрязнениям, ошибкам эксплуатирующего персонала при обслуживании и т.д.)
Рисунок 12 - ЖРД с дожиганием окислительного и восстановительного газов типа "газ - газ":1 - камера; 2, 11 - турбины; 3,10 - насосы; 4, 6, 7, 9 -клапаны; 5 - окислительный газогенератор; 8 - восстановительный газогенератор
В зависимости от назначения и условий функционирования к каждой конкретной РДУ, являются испецифические требования, к которым относятся:
1) кратность использования и включения;
2) точность выдаваемой тяги и удельного импульса;
3) участие в управлении полетом космической ракеты и т.д. Отметим, что наиболее жесткие требования предъявляются к РДУ космических ракет, обеспечивающих выведение пилотируемых космических кораблей, а также орбитальных и межпланетных станций.
Контрольные вопросы
1 Основы классификации ракетных двигателей.
2 Схемное построение ракетного двигателя на твердом топливе.
3 Схемное построение ракетного двигателя на гибридном топливе.
4 Схемное построение солнечного ракетного двигателя.
5 Схемное построение ядерного ракетного двигателя.
6 Схемное построение газового ракетного двигателя.
7 Схемное построение электростатического ракетного двигателя.
Читайте также: