Жи́дкостный ракетный дви́гатель (ЖРД) - химический ракетный двигатель , использующий в качестве ракетного топлива жидкости , в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.

Энциклопедичный YouTube

1 / 5

КАК РАБОТАЕТ ДВИГАТЕЛЬ РАКЕТЫ? [ЖРД]

Жидкостный ракетный двигатель РД-191

#24 КАК СДЕЛАТЬ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ🚀🚀🚀

Как сделать ракетный двигатель на сахаре. Запускаем ракетоплан. #olofly

Жидкостный РД-180: стендовые испытания | Liquid-fuel RD-180: fire test

Субтитры

История

На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами» , опубликованной в 1903 году . Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Роберт Годдард в 1926 году. Аналогичные разработки в 1931-1933 годах проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера . Эти работы были продолжены в организованном в 1933 году РНИИ, но в 1938 году тематика ЖРД в нём была закрыта [ ] , а ведущие конструкторы С. П. Королёв и В. П. Глушко были репрессированы, как «вредители».

Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX века добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль , Гельмут Вальтер , Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2 , зенитных «Вассерфаль », «Шметтерлинг », «Рейнтохтер R3». В Третьем рейхе к 1944 году фактически была создана новая отрасль индустрии - ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера , в то время как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.

По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.

В 1957 году в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самыми 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 году 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 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 году.

В настоящее время ЖРД широко используются в космических программах. Как правило, это двухкомпонентные ЖРД с криогенными компонентами. В военной технике ЖРД применяются относительно редко, преимущественно на тяжёлых ракетах. Чаще всего это двухкомпонентные ЖРД на высококипящих компонентах.

Сфера использования, преимущества и недостатки

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощёнными 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 давлением 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, 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 9760 кгс ), посадочной (тяга 4760 кгс ), и взлётной (тяга 1950 кгс ).

Форсуночная головка - узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. (Зачастую можно встретить неправильное название этого узла "смесительная головка". Это - неточный перевод, калька с англоязычных статей. Суть ошибки - смешение компонентов топлива происходит в первой трети камеры сгорания, а не в форсуночной головке.) 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 , 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 F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
• Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
• Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .

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 создаётся 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 (например кислород/керосин), 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 форсуночной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
• Пиротехнический воспламенитель. Вблизи форсуночной 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.

Однокомпонентными 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 подаётся через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Трёхкомпонентные ЖРД

С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трёхкомпонентных 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 трёхкомпонентного 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 российском космическом носителе «Союз-2 » 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 момент .

Помимо поворотных камер, иногда используются двигатели, служащие только для целей управления и стабилизации летательного аппарата. Две камеры с противоположно направленными соплами жёстко закрепляются на корпусе аппарата таким образом, чтобы тяга этих камер создавала момент силы вокруг одной из главных осей аппарата. Соответственно, для управления по двум другим осям также устанавливаются свои пары управляющих двигателей. Эти двигатели (как правило, однокомпонентные) включаются и выключаются по команде системы управления аппаратом, разворачивая его в требуемом направлении. Такие системы управления обычно используются для ориентации летательных аппаратов в космическом пространстве.

• Всемирно известные ЖРД

Под реактивным понимают движение, при котором от тела с определенной скоростью отделяется одна из его частей. Возникающая в результате такого процесса сила действует сама по себе. Другими словами, у нее отсутствует даже малейший контакт с внешними телами.

в природе

Во время летнего отдыха на юге практически каждый из нас, купаясь в море, встречался с медузами. Но мало кто задумывался о том, что эти животные перемещаются так же, как реактивный двигатель. Принцип работы в природе подобного агрегата можно наблюдать при перемещении некоторых видов морских планктонов и личинок стрекоз. Причем КПД этих беспозвоночных зачастую выше, чем у технических средств.

Кто еще может наглядно продемонстрировать, какой имеет реактивный двигатель принцип работы? Кальмар, осьминог и каракатица. Подобное движение совершают и многие другие морские моллюски. Возьмем, например, каракатицу. Она вбирает воду в свою жаберную полость и энергично выбрасывает ее через воронку, которую направляет назад или вбок. При этом моллюск способен совершать движения в нужную сторону.

Принцип работы реактивного двигателя можно наблюдать и при перемещении сальца. Это морское животное принимает воду в широкую полость. После этого мышцы его тела сокращаются, выталкивая жидкость через отверстие, находящееся сзади. Реакция получаемой при этом струи позволяет сальце совершать движение вперед.

Морские ракеты

Но самого большего совершенства в реактивной навигации достигли все-таки кальмары. Даже сама форма ракеты, кажется, скопирована именно с этого морского обитателя. При перемещении с низкой скоростью кальмар периодически изгибает свой ромбовидный плавник. А вот для быстрого броска ему приходится использовать собственный "реактивный двигатель". Принцип работы всех его мышц и тела при этом стоит рассмотреть подробнее.

У кальмаров есть своеобразная мантия. Это мышечная ткань, которая окружает его тело со всех сторон. Во время движения животное засасывает в эту мантию большой объем воды, резко выбрасывая струю через специальное узкое сопло. Такие действия позволяют кальмарам двигаться толчками назад со скоростью до семидесяти километров в час. животное собирает в пучок все свои десять щупалец, что придает телу обтекаемую форму. В сопле имеется специальный клапан. Животное поворачивает его при помощи сокращения мышц. Это позволяет морскому обитателю менять направление движения. Роль руля во время перемещений кальмара играют и его щупальца. Их он направляет влево или вправо, вниз или вверх, легко уклоняясь от столкновений с различными препятствиями.

Существует вид кальмаров (стенотевтис), которому принадлежит звание лучшего пилота среди моллюсков. Опишите принцип работы реактивного двигателя - и вы поймете, почему, преследуя рыб, это животное порой выскакивает из воды, попадая даже на палубы судов, идущих по океану. Как же это происходит? Кальмар-пилот, находясь в водной стихии, развивает максимальную для него реактивную тягу. Это и позволяет ему пролететь над волнами на расстояние до пятидесяти метров.

Если рассматривать реактивный двигатель, принцип работы какого животного можно упомянуть еще? Это, на первый взгляд, мешковатые осьминоги. Пловцы из них не такие быстрые, как кальмары, но в случае опасности их скорости могут позавидовать даже лучшие спринтеры. Биологи, изучавшие миграции осьминогов, установили, что перемещаются они наподобие того, какой имеет реактивный двигатель принцип работы.

Животное с каждой струей воды, выброшенной из воронки, делает рывок на два или даже на два с половиной метра. При этом плывет осьминог своеобразно - задом наперед.

Другие примеры реактивного движения

Существуют свои ракеты и в мире растений. Принцип реактивного двигателя можно наблюдать тогда, когда даже при очень легком прикосновении «бешеный огурец» с высокой скоростью отскакивает от плодоножки, одновременно отторгая клейкую жидкость с семенами. При этом сам плод отлетает на значительное расстояние (до 12 м) в противоположном направлении.

Принцип работы реактивного двигателя можно наблюдать также, находясь в лодке. Если из нее в воду в определенном направлении бросать тяжелые камни, то начнется движение в противоположную сторону. Такой же имеет и ракетный реактивный двигатель принцип работы. Только там вместо камней используются газы. Они создают реактивную силу, обеспечивающую движение и в воздухе, и в разряженном пространстве.

Фантастические путешествия

О полетах в космос человечество мечтало давно. Об этом свидетельствуют произведения писателей-фантастов, которые для достижения этой цели предлагали самые разнообразные средства. Например, герой рассказа французского писателя Эркюля Савиньена Сирано де Бержерака достиг Луны на железной повозке, над которой постоянно подбрасывался сильный магнит. До этой же планеты добрался и знаменитый Мюнхгаузен. Совершить путешествие ему помог гигантский стебель боба.

Реактивное движение использовалось в Китае еще в первом тысячелетии до нашей эры. Своеобразными ракетами для забавы при этом служили бамбуковые трубки, которые начинялись порохом. Кстати, проект первого на нашей планете автомобиля, созданный Ньютоном, был также с реактивным двигателем.

История создания РД

Только в 19-м в. мечта человечества о космосе стала приобретать конкретные черты. Ведь именно в этом столетии русским революционером Н. И. Кибальчичем был создан первый в мире проект с реактивным двигателем. Все бумаги были составлены народовольцем в тюрьме, куда он попал после покушения на Александра. Но, к сожалению, 03.04.1881 г. Кибальчич был казнен, и его идея не нашла практического воплощения.

В начале 20-го в. мысль об использовании ракет для полетов в космос выдвинул русский ученый К. Э. Циолковский. Впервые его работа, содержащая описание движения тела переменной массы в виде математического уравнения, была опубликована в 1903 г. В дальнейшем ученый разработал саму схему реактивного двигателя, приводящегося в движение при помощи жидкого топлива.

Также Циолковским была изобретена многоступенчатая ракета и высказана идея о создании на околоземной орбите настоящих космических городов. Циолковский убедительно доказал, что единственным средством для космических полетов является ракета. То есть аппарат, оборудованный реактивным двигателем, заправляемый горючим и окислителем. Только такая ракета способна преодолеть силу тяжести и совершать полеты за пределами атмосферы Земли.

Освоение космоса

Идею Циолковского реализовали советские ученые. Возглавляемые Сергеем Павловичем Королевым, они осуществили запуск первого искусственного спутника Земли. 4 октября 1957 г. этот аппарат доставила на орбиту ракета с реактивным двигателем. Работа РД была основана на преобразовании химической энергии, которая передается топливом газовой струе, превращаясь в энергию кинетическую. При этом ракета совершает движение в обратном направлении.

Реактивный двигатель, принцип работы которого используется уже много лет, находит свое применение не только в космонавтике, но и в авиации. Но более всего его используют для Ведь только РД способен перемещать аппарат в пространстве, в котором отсутствует любая среда.

Жидкостный реактивный двигатель

Тот, кто стрелял из огнестрельного оружия или просто наблюдал этот процесс со стороны, знает, что существует сила, которая непременно оттолкнет ствол назад. Причем при большем количестве заряда отдача непременно увеличивается. Так же работает и реактивный двигатель. Принцип работы его схож с тем, как происходит отталкивание ствола назад под действием струи раскаленных газов.

Что касается ракеты, то в ней процесс, во время которого происходит воспламенение смеси, является постепенным и непрерывным. Это самый простой, твердотопливный двигатель. Он хорошо знаком всем ракетомоделистам.

В жидкостном реактивном двигателе (ЖРД) для создания рабочего тела или толкающей струи применяется смесь, состоящая из топлива и окислителя. Последним, как правило, выступает азотная кислота или Топливом в ЖРД служит керосин.

Принцип работы реактивного двигателя, который был в первых образцах, сохранен и до настоящего времени. Только теперь в нем используется При окислении этого вещества удельный импульс увеличивается по сравнению с первыми ЖРД сразу на 30%. Стоит сказать о том, что идея применения водорода была предложена самим Циолковским. Однако существующие на тот момент трудности работы с этим чрезвычайно взрывоопасным веществом были просто непреодолимы.

Каков принцип работы реактивного двигателя? Топливо и окислитель попадают в рабочую камеру из отдельных баков. Далее происходит превращение компонентов в смесь. Она сгорает, выделяя при этом колоссальное количество тепла под давлением в десятки атмосфер.

Компоненты в рабочую камеру реактивного двигателя попадают по-разному. Окислитель вводится сюда напрямую. А вот топливо проходит более длинный путь между стенками камеры и сопла. Здесь оно разогревается и, уже имея высокую температуру, вбрасывается в зону горения через многочисленные форсунки. Далее струя, сформированная соплом, вырывается наружу и обеспечивает летательному аппарату толкающий момент. Вот так можно рассказать, какой имеет реактивный двигатель принцип работы (кратко). В данном описании не упоминаются многие компоненты, без которых работа ЖРД была бы невозможной. Среди них компрессоры, необходимые для создания нужного для впрыска давления, клапана, питающие турбины и т. д.

Современное использование

Несмотря на то что работа реактивного двигателя требует большого количества топлива, ЖРД продолжают служить людям и сегодня. Их применяют в качестве основных маршевых двигателей в ракетоносителях, а также маневровых для различных космических аппаратов и орбитальных станций. В авиации же используются другие виды РД, которые имеют несколько иные рабочие характеристики и конструкцию.

Развитие авиации

С начала 20-го столетия, вплоть до того периода, когда разразилась Вторая мировая война, люди летали только на винтомоторных самолетах. Эти аппараты были оснащены двигателями внутреннего сгорания. Однако прогресс не стоял на месте. С его развитием появилась потребность в создании более мощных и быстрых самолетов. Однако здесь авиационные конструкторы столкнулись с, казалось бы, неразрешимой проблемой. Дело в том, что даже при незначительном увеличении значительно возрастала масса самолета. Однако выход из создавшего положения был найден англичанином Френком Уиллом. Он создал принципиально новый двигатель, названный реактивным. Это изобретение дало мощный толчок для развития авиации.

Принцип работы реактивного двигателя самолета схож с действиями пожарного брандспойта. Его шланг имеет зауженный конец. Вытекая через узкое отверстие, вода значительно увеличивает свою скорость. Создающаяся при этом сила обратного давления настолько сильна, что пожарный с трудом удерживает в руках шланг. Таким поведением воды можно объяснить и то, каков принцип работы реактивного двигателя самолета.

Прямоточные РД

Этот тип реактивного двигателя является самым простым. Представить его можно в виде трубы с открытыми концами, которая установлена на движущемся самолете. В передней части ее поперечное сечение расширяется. Благодаря такой конструкции входящий воздух снижает свою скорость, а его давление увеличивается. Самое широкое место такой трубы является камерой сгорания. Здесь происходит впрыскивание топлива и его дальнейшее сгорание. Такой процесс содействует нагреванию образовавшихся газов и их сильному расширению. При этом возникает тяга реактивного двигателя. Ее производят все те же газы, когда с силой вырываются наружу из узкого конца трубы. Именно эта тяга и заставляет самолет лететь.

Проблемы использования

Прямоточные реактивные двигатели имеют некоторые недостатки. Они способны работать только на том самолете, который находится в движении. Летательный аппарат, находящийся в состоянии покоя, прямоточные РД привести в действие не могут. Для того чтобы поднять в воздух такой самолет нужен любой другой стартовый двигатель.

Решение проблемы

Принцип работы реактивного двигателя самолета турбореактивного типа, который лишен недостатков прямоточного РД, позволил авиационным конструкторам создать самый совершенный летательный аппарат. Как действует это изобретение?

Основной элемент, находящийся в турбореактивном двигателе, - газовая турбина. С ее помощью приводится в действие воздушный компрессор, проходя через который, сжатый воздух направляется в специальную камеру. Полученные в результате сгорания топлива (обычно это керосин) продукты попадают на лопасти турбины, чем приводят ее в действие. Далее воздушно-газовый поток переходит в сопло, где разгоняется до больших скоростей и создает огромнейшую реактивную силу тяги.

Увеличение мощности

Реактивная сила тяги может значительно возрасти за короткий промежуток времени. Для этого используется дожигание. Оно представляет собой впрыскивание дополнительного количества топлива в поток газа, вырывающийся из турбины. Неиспользованный в турбине кислород способствует сгоранию керосина, что и увеличивает тягу двигателя. На больших скоростях прирост ее значения достигает 70%, а на малых - 25-30%.

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы содержит газовод, головку с двумя днищами и вмонтированные в них двухкомпонентные газожидкостные форсунки, выполненные в виде последовательно расположенных цилиндров меньшего диаметра на входе, выступающего в газовод, и большего на выходе. В центральном канале форсунок у места перехода меньшего диаметра в больший расположены два ряда тангенциальных отверстий для подачи жидкого компонента. Камера смешения выполнена длиной 1,4 - 1,5 выходного диаметра сопла форсунки. Центральный канал непосредственно перед тангенциальными отверстиями выполнен в форме диффузора. В изобретении защищаются зависимости определения входного и выходного диаметров диффузора и выступающей в газовод части форсунок. Такое выполнение камеры сгорания повышает экономичность и устойчивость рабочего процесса двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к камерам сгорания жидкостных ракетных двигателей замкнутой схемы.

Известна камера сгорания жидкостного ракетного двигателя J-2 фирмы Рокитдайдн (США), работающая на компонентах топлива водород-кислород. Головка этой камеры содержит двухкомпонентные форсунки, по центральному каналу которых подается жидкий кислород, по радиальным отверстиям - водород. Между кислородным и водородным каналами выполнена разделительная цилиндрическая втулка, подрезанная от сопла на некоторую величину (JA Schelke Astronatics 1962, Vor 7, N 2, p. 41, 98. Сборник переводов статей, опубликованных в иностранной печати "Водородные ракетные двигатели", ЦИАМ, инв. 8942, 1963 г.). Однако, вследствие малой подрезки разделительная втулка препятствует смешению компонентов внутри форсунки и, следовательно, требуется большая длина камеры сгорания для обеспечения необходимой полноты сгорания топлива.

Аналогичные струйно-центробежные двухкомпонентные форсунки использованы в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы SSME американской фирмы Рокидайн для многоразовой транспортной космической системы "Спейс Шаттл" (Левин В.Р., Ильин Д.В., Липатов И.Н., Галанкин Е.М., Американский кислородно-водородный ЖРД Рокидайн SSME, Труды ЦИАМ, инв. 1018, 1982 г.), В этих форсунках по центральному каналу также подается жидкий кислород, а по радиальным отверстиям - обогащенный водородом генераторный газ. Для улучшения смешения компонентов топлива внутри форсунки разделительная втулка подрезана на 6,1 мм при диаметре камеры смешения 6,35 мм (l/d = 0,96).

Однако, и в таких форсунках эффективность смешения компонентов топлива является недостаточной из-за малой длины их контакта, наличия разделительной втулки между водородной газовой пеленой и жидкой струей кислорода. К тому же акустическая проводимость тангенциальных отверстий мала и не подается регулированию. Акустическая проводимость центрального канала форсунки также мала ввиду малого его диаметра и неоптимальной его длины. Поэтому конструкция камеры сгорания усложнена антипульсационными перегородками и акустическим поглотителем.

Задачей настоящего изобретения является повышение полноты сгорания топлива и высокочастотной акустической устойчивости рабочего процесса в камере сгорания с двухкомпонентными газожидкостными форсунками, имеющими центральный канал для подачи газообразного компонента и тангенциальные отверстия для подачи жидкого компонента.

Указанная задача достигнута тем, что два ряда тангенциальных отверстия расположены в центральном канале форсунок у места перехода меньшего диаметра в больший, длина камеры смещения l 1 равна l 1 = (1,4...1,5)d 1 , где d 1 - выходной диаметр форсунки. Центральный канал непосредственно перед тангенциальными отверстиями выполнен в форме диффузора (фиг.2). Входной диаметр d 3 диффузора назначен из условия обеспечения максимальной суммарной проницаемости форсунок по газу где D к - диаметр камеры, n ф - число форсунок.

Выходной диаметр d 2 диффузоров назначен из условия обеспечения высоты ступеньки, равной диаметру тангенциальных отверстий и, следовательно, начальной толщине закрученной жидкой пелены. Выступающая в газовод часть форсунок выполнена длиной не менее 0,5 общей длины центрального канала. Общая длина центрального канала выбрана из условия обеспечения максимальной акустической проводимости.

Выполнение длины камеры смешения, равной l 1 = (1,4...1,5)d 1 , выбрано по экспериментальным данным. При l 1 < 1,4 d 1 полнота сгорания топлива существенно снижается (фиг.3), при l 1 > 1,5 d 1 начинается перегрев сопла форсунки. Двухрядное расположение тангенциальных отверстий в условиях открытого контакта жидкой пелены и газовой струи оптимизирует характеристики крутки и смешения жидкого компонента с газообразным. Первый ряд закрученных струй жидкости подвергается более сильному воздействию газового потока и больше перемешивается с ним, сохраняя при этом характеристики крутки второго ряда и длительность контакта закрученной жидкости с газом. Выполнение диффузора в центральном канале непосредственно перед тангенциальными отверстиями увеличивает длину контакта компонентов внутри форсунок при постоянном соотношении l 1 /d 1 и дополнительно повышает полноту сгорания топлива более чем на 0,5% (например, до рк = 0,984 вместо 0,977). Наличие ступеньки на выходе из диффузора перед тангенциальными отверстиями также обеспечивает оптимальные характеристики закрученной жидкой пелены и способствует тем самым лучшему перемешиванию компонентов топлива внутри форсунки и, следовательно, повышению полноты сгорания топлива.

Выполнение максимальной проницаемости форсунок по газу, оптимизация длины центрального канала и выступания форсунки в газоводе обеспечивает увеличение выноса волновой энергии из камеры сгорания в газовод, максимальную диссипацию волновой энергии и повышение тем самым устойчивости рабочего процесса по отношению к высокочастотным акустическим колебаниям. Влияние этих факторов подтверждено натурными экспериментальными испытаниями двигателей.

На фиг. 4 представлены сравнительные экспериментальные данные по амплитудам пульсаций давлений в камере сгорания двигателя замкнутой схемы в зависимости от температуры генераторного газа на входе в головку для форсунок длиной l/D к = 0,13 и l/D к = 0,23 с подрезкой разделительной втулки на l 1 /d 1 = 0,66, 0,73 при l/D к = 0,13 и на l 1 /d 1 = 0,98 при l/D к = 0,23.

Указанные данные свидетельствуют, что в камере с форсунками неоптимальной по акустической проводимости длины (l/D к = 0,13) подрезка разделительной втулки на l 1 /d 1 = 0,66 увеличивает амплитуду пульсаций при повышении режима по температуре окислительного газа с 200 o C до 400 o C в 3 раза, подрезка на l 1 /d 1 = 0,73 - в 6 раз уже при t газ = 300 o C. С удлиненными форсунками (l/D к = 0,23), выступающими под средним днищем в газоводе (l 1 /d 1 = 0,5), амплитуда пульсаций в камере увеличилась всего в 1,7 раза даже на режиме с t газ = 540 o C. На номинальном режиме с t газ = 300 o C удлинение форсунок с l/D к = 0,13 до l/D к = 0,23 снизило амплитуду пульсаций более чем в 5 раз (фиг.4).

На фиг. 3 приведена экспериментальная зависимость прироста полноты сгорания топлива от подрезки разделительной втулки с цилиндрическим и диффузорным каналом перед тангенциальными отверстиями. Из этого рисунка следует, что подрезка разделительной втулки до l 1 /D 1 = 0,5 не влияет на полноту сгорания топлива, дальнейшее увеличение подрезки до l 1 /d 1 = 1,46 повысило полноту сгорания топлива на 3%, выполнение диффузора в центральном канале непосредственно перед тангенциальными отверстиями - еще на 0,5%.

На фиг. 1 изображена камера сгорания.

На фиг. 2 - центральный канал форсунок.

На фиг. 3 - зависимость полноты сгорания от отношения l 1 /d 1 .

На фиг. 4 - зависимость амплитуды пульсаций давления от температуры.

Эскиз предлагаемой камеры сгорания представлен на фиг. 2. Камера сгорания содержит газовод 1, пристеночные 2 и основные 3 двухкомпонентные форсунки, среднее днище 4, огневое днище 9. Центральный канал 5 выполнен диаметром d 3 на входе, имеет диффузор 6 с выходным диаметром d 2 и камеру смешения 11 с тангенциальными отверстиями 7. На стыке диффузора 6 с камерой смешения 11 выполнена ступенька 10, равная диаметру тангенциальных отверстий d т. Основные форсунки 3 выступают над средним днищем 4 и газоводе 1 на длину l 3 не менее 0,5 общей длины центрального канала. Длина камеры смешения 11 выполнена длиной l 1 = (1,4...1,5). Проницаемость форсунок по газу, равная отношению суммарной площади центральных каналов форсунки к площади зоны горения 11 камеры, назначается по условию: Общая длина центрального канала форсунки выбрана из условия обеспечения максимальной акустической проводимости.

Генераторный газ, обогащенный кислородом, поступает из газовода 1 по центральному каналу 5 форсунок 3 и через диффузор 6 в камеру смешения 11, жидкий компонент при помощи тангенциальных отверстий 7 в камере смешения 11 закручивается вокруг газовой струи и перемешивается с ней. Полученная смесь поступает в зону горения 8. Генерируемая в зоне горения волновая энергия выносится через центральные каналы 5 форсунок в газоводе 1, где происходит ее диссипация между выступающими над средним днищем 4 форсунками. Максимальный вынос волновой энергии обеспечивается оптимизацией длины и диаметра центрального канала для достижения максимальной акустической проводимости.

Акустические характеристики цилиндрической трубы, а следовательно, и струйных газовых форсунок изложены в работе Кукинова А.Г. "Одномерные колебания потока в цилиндрической трубе", Труды ЦАГИ, выпуск 1231, М, изд. отдел ЦАГИ, 1970 г.

Таким образом, применение предложенной камеры сгорания позволит повысить экономичность и устойчивость рабочего процесса в жидкостных ракетных двигателях замкнутой схемы.

Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя замкнутой схемы, содержащая газовод, головку с двумя днищами и вмонтированные в них двухкомпонентные газожидкостные форсунки, выполненные в виде последовательно расположенных цилиндров меньшего диаметра на входе, выступающего в газовод, и большего на выходе, отличающаяся тем, что в центральном канале форсунок у места перехода меньшего диаметра в больший расположены два ряда тангенциальных отверстий диаметром d т для подачи жидкого компонента, камера смешения выполнена длиной l 1 = (1,4 - 1,5)d 1 , где d 1 - выходной диаметр сопла форсунки, центральный канал непосредственно перед тангенциальными отверстиями выполнен в форме диффузора, входной диаметр d 3 которого назначен из условия обеспечения максимальной суммарной проницаемости форсунок по газу где D к - диаметр камеры;

Изобретение относится к ракетно-космич. технике и может быть использовано в составе разгонных блоков ступеней ракет-носителей, а также в качестве маршевого двигателя космич. аппаратов. Согласно изобретению двигатель содержит камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов, газогенератор и турбину. При этом в него введен конденсатор, с входом которого соединен по линии хладагента выход из насоса одного из компонентов топлива. Выход испарителя соединен с входом в турбину по линии хладагента, а выход турбины - с входом в конденсатор по линии теплоносителя. Выход конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом соответствующего насоса. Вход в испаритель по линии теплоносителя соединен с выходом газогенератора. Последний питается от насосов подачи компонентов. Выход испарителя по линии теплоносителя соединен с входом в камеру сгорания. При работе двигателя в его камере может быть создано более высокое давление и уменьшен расход компонента на создание завесы охлаждения. Изобретение позволяет повысить эффективность двигателя и расширить область его применения. 1 ил.

Данный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) предназначен для использования в составе космических разгонных блоков (РБ), ступеней ракетоносителей (РН) и как маршевый двигатель космических аппаратов.

Аналогом данного ЖРД является ЖРД замкнутой схемы с дожиганием рабочего газа турбины турбонасосного агрегата (ТНА). В качестве рабочего газа как правило выступает один из компонентов топлива, газифицируемый в газогенераторе (ГГ). Использование для ГГ специального компонента или запаса газа ведет к увеличению сложности ЖРД и росту его массы, но не устраняет недостатков, присущих этой схеме.

В большинстве случаев, кроме ЖРД на топливе водород + кислород, в ГГ газифицируется окислитель, т. к. на борту его всегда в несколько раз больше, чем горючего, за счет чего возможно значительно увеличить давление в камере сгорания (КС), что в свою очередь приводит к снижению массы ЖРД, резкому сокращению его габаритов и увеличению эффективности использования топлива.

Более подробно системы подачи топлива с ГГ описаны в , .

Турбина ТНА, питаемая рабочим газом из ГГ, приводит в действие насосы подачи компонентов топлива, которые подают компоненты в ГГ и КС. Рабочий газ из ГГ после срабатывания на турбине ТНА подается в КС, где происходит его дожигание. Таким образом, химическая энергия топлива используется максимально полно, за счет чего достигается большая эффективность ЖРД.

Однако такой схеме присущи и недостатки: сложность отработки запуска ЖРД (так как в ЖРД замкнутых схем все элементы конструктивно тесно связаны друг с другом и очень сложно обеспечить их безаварийное взаимодействие во время процесса запуска, когда все элементы ЖРД испытывают максимальные пиковые нагрузки); сложность обеспечения нормальной работы высокотемпературной турбины ТНА и других горячих элементов ЖРД при использовании для привода турбины окислительного газа из-за возможности их разгара (особенно турбины ТНА); необходимость отработки устойчивой работы ГГ; повышенная, по сравнению с ЖРД других схем, неустойчивость работы при колебаниях давления в КС, возникающих во время работы ЖРД, которые могут привести к резонансу или срыву процессов в КС, так как при колебании давления в КС одновременно изменяется противодавление на насосах (т.е. изменяется энергия, необходимая для подачи в КС заданного расхода топлива) и в противофазе ему измеряется перепад давления на турбинах ТНА (т.е. в противофазе изменяется располагаемая механическая энергия для привода насосов подачи компонентов); снижение скорости истечения продуктов сгорания топлива и его плотности из-за необходимости использовать внутреннее, завесное охлаждение стенок КС, т.к. регенеративного охлаждения компонентами топлива при высоких давлениях в КС не хватает.

Прототипом является патент РФ N 2095608, МПК 6: F 02 K 9/48 (БИ, N 31, 1997) на изобретение жидкостного ракетного двигателя, содержащего камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов (горючего и окислителя), газогенератор и турбину.

К недостаткам прототипа относится очень низкая энергетика такого цикла. Расчеты, проведенные для двигателя с КПД турбины 0,7, КПД насосов подачи компонентов 0,6, при массовом соотношении окислителя и горючего K m = 2,6, показали, что максимально возможное количество испаренного кислорода, нагретого до температуры горючего, составит 0,5 кг/с на каждый килограмм массового расхода горючего при полном использовании возможного температурного диапазона -50. ..+50 o C. При этом максимально возможное давление компонентов топлива может составить не более 65 ата при перепаде по давлению на турбине 5. С учетом потерь давления на регулирующих органах, форсунках и других элементах двигателя давление в КС составит 40...50 ата, что не позволяет создать двигатель с высокими массово-энергетическими характеристиками.

При этом следует отметить, что теплообменник для газификации кислорода в прототипе всегда будет получаться с низким температурным перепадом и это приведет к большим массе и габаритам такого теплообменника, в противном случае возможный температурный диапазон не может быть использован полностью, что снизит давление в КС двигателя. Кроме того, схему прототипа можно применять только в случае большой разницы температур между компонентами (например, горючее высококипящее, а окислитель - криогенный), в другом случае (оба компонента криогенные или высококипящие) схема прототипа не применима.

Задачей изобретения является повышение эффективности ЖРД и расширение возможностей применения ЖРД.

Это достигается за счет применения жидкостного ракетного двигателя, включающего в себя камеру сгорания с соплом, испаритель, насосы подачи компонентов (горючего и окислителя), газогенератор, турбину, в который дополнительно введен конденсатор, при этом выход из насоса одного из компонентов соединен посредством магистралей со входом в конденсатор по линии хладагента, выход из конденсатора соединен со входом в испаритель по линии хладагента, выход из испарителя по линии хладагента соединен со входом в турбину, а выход турбины со входом в конденсатор по линии теплоносителя, выход конденсатора по линии теплоносителя соединен со входом в насос подачи соответствующего компонента, при этом вход в испаритель по линии теплоносителя соединен с выходом газогенератора, питающимся от насосов подачи компонентов, а выход испарителя по линии теплоносителя соединен с входом в камеру сгорания.

На чертеже изображен предложенный ЖРД, где: 1 - насос подачи горючего; 2 - насос подачи окислителя; 3 - турбина; 4 - камера сгорания (КС); 5 - испаритель; 6 - конденсатор; 7 - газогенератор.

Представленный ЖРД включает в себя насосы подачи компонентов (горючего и окислителя) 1 и 2 соответственно. Насос 1 подает горючее сразу в КС 4. Окислитель после насоса подачи окислителя 2 поступает на вход в конденсатор 6 по линии хладагента. Выйдя из конденсатора 6, окислитель последовательно подается в испаритель 5, турбину 3 и в конденсатор 6 по линии теплоносителя. Выход конденсатора 6 по линии теплоносителя связан со входом в насос окислителя 2.

При работе ЖРД питание насосов 1 и 2 осуществляется за счет срабатывания на турбине 3 предварительно газифицированного в испарителе 5 (тепло для газификации подводится от газогенератора 7) одного из компонентов топлива (например, окислителя). После турбины 5 газифицированный окислитель попадает в конденсатор 6, где конденсируется до жидкого состояния и несколько переохлаждается, чтобы исключить последующее вскипание компонента при его подаче после конденсатора 6 на вход в насос подачи окислителя 2. После нагнетания в насосе подачи окислителя 2 увеличенный расход окислителя (расход окислителя через КС 4 + расход окислителя на питание насосов подачи компонентов 1 и 2) поступает в конденсатор 6, где выступает в качестве хладагента. После конденсатора 6 происходит деление потока окислителя: одна (большая) его часть поступает в КС 4, а другая (меньшая) - в замкнутый цикл питания насосов подачи компонентов 1 и 2.

Необходимая энергия для привода насосов подачи компонентов 1 и 2 получается за счет разности работы, совершаемой на турбине 3, и работы по увеличению давления компонента в насосе 2.

При запуске ЖРД возможен сброс газифицированного в испарителе 5 окислителя из замкнутого цикла питания насосов подачи компонентов 1 и 2. Это позволит сократить время выхода ЖРД на режим полной тяги и повысить надежность его запуска, так как при этом возможен сброс паров окислителя, образующихся при его контакте с нагретыми элементами ЖРД.

ЖРД предложенной схемы позволяет за счет возможности применения высокоперепадных турбин и достаточно большого массового расхода газифицированного компонента обеспечить давление в КС, в 2 - 4 раза большее по сравнению с прототипом. Это позволит обеспечить в КС двигателей высокие давления при низкой температуре газифицированного компонента, что полностью снимает проблему возгорания горячих конструктивных элементов (например, турбины) в перегретом кислороде при газификации окислителя.

Расчеты показывают, что с помощью такой схемы питания ЖРД возможно, например, создание в КС давления 180 ата для двигателя тягой 8 т на топливе кислород+керосин при температуре газифицированного кислорода 600 K, в то время как классическая схема с дожиганием окислительного газогенераторного газа обеспечивает при температуре газогенераторного газа 700 K и прочих равных условиях давление в КС около 120 ата.

Современные ЖРД характеризуются высокими давлениями и тепловыми потоками в КС, доходящими в критическом сечении до 40-60 МВт/м 2 . В связи с этим для тепловой защиты стенок КС вынуждены применять завесное охлаждение, когда часть горючего или окислителя впрыскивается в КС для создания низкотемпературного пристеночного слоя, что уменьшает тепловые потоки к стенке КС, но при этом снижается плотность топлива и скорость истечения продуктов его сгорания из-за смещения массового соотношения компонентов в сторону менее оптимальных и увеличения неравновесности истечения продуктов сгорания топлива.

В предложенном ЖРД эта проблема может быть решена за счет возможности увеличения скоростного напора охлаждающего компонента в регенеративном тракте КС. При этом увеличение гидропотерь в тракте может быть компенсировано за счет увеличения давления на выходе из насоса охлаждающего компонента, так как в предложенном ЖРД недостаток располагаемой для привода насосов компонентов топлива механической работы может быть компенсирован увеличением расхода газифицированного компонента или увеличением степени перепада на высокоперепадной турбине (в ЖРД с дожиганием газогенераторного газа изменение перепада на турбине ограничено).

Выигрыш от отсутствия завесы охлаждения составит, согласно проведенным термодинамическим расчетам, 5-15 с по удельному импульсу и увеличит плотность топлива на 5-15%.

Кроме того, в ЖРД предложены схемы возможного регулирования работы ЖРД в широких диапазонах с использованием конструктивных элементов, обеспечивающих питание турбины ТНА рабочим газом: общий расход топлива (и, следовательно, общая мощность насосов) может обеспечиваться за счет перепуска части газифицированного окислителя мимо турбины, а соотношение компонентов топлива (и, следовательно, полезная мощность на каждом из насосов компонентов) регулируется за счет перепуска с выхода на вход насоса в части окислителя. Причем элементы регулирования ЖРД в данном случае оказываются глубоко интегрированными в конструкцию ЖРД. Простота регулировки параметров ЖРД и значительный запас по возможности регулировки позволяет осуществлять на ЖРД предложенной схемы глубокое регулирование: увеличение тяги двигателя на 20-30% (практически ограничивается только прочностью КС и теплостойкостью элементов конструкции двигателя) и плавное глубокое дросселирование (снижение тяги) в 5-6 раз. Это может оказаться очень важным для использования на РН, где предъявляются повышенные требования к возможности регулирования двигателей (у большинства современных двигателей глубокое дросселирование осуществляется скачкообразно и возможно не более чем в 2 раза).

Данный ЖРД будет обладать более высокой надежностью, чем ЖРД с дожиганием газогенераторного газа, так как помимо решения проблемы высокой температуры рабочего тела турбины конструкция ЖРД позволяет исключить попадание паров компонента топлива на вход в насос этого компонента при запуске ЖРД (в современных ЖРД это невозможно без снижения энергетических характеристик двигателя или его надежности), что может привести к кавитации насосов и срыву работы ЖРД (до 70% аварий современных ЖРД приходится на их запуск).

Одновременно такой ЖРД будет более устойчив к возникающим при его работе высокочастотным колебаниям давления в КС, чем его прототип и аналоги за счет заведомо большей инерционности системы газификации компонента, используемого для питания турбины ЖРД и большего демпфирования изменений давления в газе.

Расчеты показывают, что увеличение массы ЖРД по сравнению с ЖРДУ с дожиганием газогенераторного газа будет незначительным (например, для двигателя тягой 2000 кгс на топливе керосин + кислород увеличение массы будет менее 10 кг), что с лихвой компенсируется получаемым выигрышем удельного импульса и надежности ЖРД (для этого же двигателя для разгонных блоков типа ДМ, используемых в настоящее время для выводов грузов на геостационарные орбиты, выигрыш в массе выводимого полезного груза только за счет увеличения скорости истечения продуктов сгорания топлива увеличится на 250 кг).

Все элементы данной ЖРДУ являются хорошо известными в науке и технике и не представляют больших сложностей при производстве. Поэтому производство представленной ЖРДУ возможно на базе уже существующих производств без какой-либо переделки последних.

Список используемой литературы 1. Козлов А.А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1988 - 352 с.: ил. - стр. 115-125.