Der Druckraketenmotor (LRE)  - ein chemischer Raketenmotor, der Flüssigkeiten, einschließlich verflüssigter Gase, als Raketentreibstoff verwendet. In Bezug auf die Anzahl der verwendeten Komponenten unterscheiden sich ein-, zwei- und dreikomponentige Raketentriebwerke.

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WIE FUNKTIONIERT DER RAKETENMOTOR? [LRE]

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Untertitel

Geschichte von

Die Möglichkeit, Flüssigkeiten, einschließlich flüssigem Wasserstoff und Sauerstoff, als Brennstoff für Raketen zu verwenden, wurde von K. E. Tsiolkovsky in dem 1903 veröffentlichten Artikel "Das Studium von Welträumen mit Strahlinstrumenten" aufgezeigt. Der erste experimentelle LRE wurde 1926 vom amerikanischen Erfinder Robert Goddard gebaut. Ähnliche Entwicklungen in den Jahren 1931-1933 wurden in der UdSSR von einer Gruppe von Enthusiasten unter der Leitung von F. A. Zander durchgeführt. Diese Arbeiten wurden 1933 in der RNII fortgesetzt, aber 1938 wurde das Thema des LPRE geschlossen. ], und die führenden Designer S. P. Korolev und V. P. Glushko wurden als "Schädlinge" unterdrückt.

In der ersten Hälfte des 20. Jahrhunderts erzielten die deutschen Designer Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun und andere den größten Erfolg bei der Entwicklung von LREs: Während des Zweiten Weltkriegs schufen sie eine Reihe von LREs für Militärraketen: ballistische V-2 Schmetterling, Raintochter R3. 1944 wurde im Dritten Reich tatsächlich ein neuer Industriezweig gegründet - die Raketenwissenschaft unter der Führung von V. Dornbergerwährend in anderen Ländern die Entwicklung von LREs in einem experimentellen Stadium war.

Nach dem Krieg trieb die Entwicklung deutscher Designer die Forschung auf dem Gebiet der Raketentechnik in die UdSSR und die Vereinigten Staaten, wo viele deutsche Wissenschaftler und Ingenieure emigrierten, einschließlich V. von Braun. Der Beginn des Wettrüstens und die Rivalität zwischen der UdSSR und den USA für die Führung der Weltraumforschung waren starke Stimulatoren für die Entwicklung von LRE.

Im Jahr 1957 in der UdSSR unter der Leitung von S. P. Korolev wurde die ICBM R-7, mit dem RD-107 und RD-108 Raketentriebwerk, zu der Zeit die mächtigste und perfekt in der Welt, unter der Leitung von V. P. Glushko entwickelt ausgestattet. Diese Rakete wurde als Träger der weltweit ersten künstlichen Erdsatelliten, der ersten bemannten Raumsonde und der interplanetaren Sonden verwendet.

Im Jahr 1969 wurde die erste Raumsonde der Apollo-Serie in den Vereinigten Staaten gestartet und von der Trägerrakete Saturn-5, deren erste Stufe mit 5 F-1-Triebwerken ausgerüstet war, auf die Flugbahn des Mondes gebracht. F-1 ist derzeit das leistungsstärkste unter Einkammer-LRE, was zu dem Vier-Kammer-RD-170-Motor führt, der 1976 von Energomash Design Bureau in der Sowjetunion entwickelt wurde.

Derzeit wird LRE in Weltraumprogrammen weit verbreitet verwendet. In der Regel sind dies zweikomponentige LREs mit kryogenen Komponenten. In der militärischen Ausrüstung werden Raketentriebwerke relativ selten verwendet, hauptsächlich bei schweren Raketen. Meistens handelt es sich um einen Zweikomponenten-Raketenmotor an hochsiedenden Komponenten.

Anwendungsbereich, Vor- und Nachteile

Es gibt eine ziemlich große Vielfalt von Regelungen für die Organisation von LRE, mit der Einheitlichkeit des Hauptprinzips ihrer Operation. Betrachten Sie das Gerät und das Prinzip von LRE am Beispiel eines Zwei-Komponenten-Motors mit pumpendem Kraftstoff als dem üblichsten, dessen Schema ein Klassiker geworden ist. Andere Arten von LRE (mit Ausnahme der Dreikomponenten) sind vereinfachte Versionen der betrachteten, und wenn sie beschrieben werden, wird es ausreichen, Vereinfachungen anzugeben.

In Abb. 1 zeigt schematisch das LRE-Gerät.

Kraftstoffsystem

Das LRE-Kraftstoffsystem umfasst alle Elemente, die zur Kraftstoffversorgung der Brennkammer verwendet werden - Kraftstofftanks, Rohrleitungen, eine Turbopumpenbaugruppe (THA), ein Knoten aus Pumpen und einer auf einer Welle montierten Turbine, ein Düsenkopf und Ventile, die den Durchfluss regeln Kraftstoff.

Pumpenzufuhr Kraftstoff ermöglicht es, einen hohen Druck in der Motorkammer von Dutzenden von Atmosphären bis zu 250 atm (LRE 11D520 PH "Zenit") zu erzeugen. Hoher Druck sorgt für eine größere Ausdehnung des Arbeitsfluids, was eine Voraussetzung für das Erreichen eines hohen spezifischen Impulses ist. Zusätzlich wird mit einem großen Druck in der Verbrennungskammer der beste Wert des Motorschubs erreicht - das Verhältnis des Schubwerts zum Motorgewicht. Je größer der Wert dieses Indikators ist, desto kleiner ist die Größe und das Gewicht des Motors (mit der gleichen Schubmenge) und desto höher ist der Grad seiner Perfektion. Die Vorteile des Pumpsystems sind besonders ausgeprägt in einem großen Raketentriebwerk, beispielsweise in Raketenantriebssystemen.

In Abb. Wie in Fig. 1 dargestellt, strömen die Abgase der THA-Turbine zusammen mit den Brennstoffkomponenten (11) durch den Düsenkopf in die Brennkammer. Ein solcher Motor wird als Motor mit geschlossenem Zyklus (ansonsten mit einem geschlossenen Zyklus) bezeichnet, bei dem der gesamte Kraftstoffverbrauch, einschließlich des im TNA-Antrieb verwendeten, durch die LRE-Brennkammer strömt. Der Druck am Turbinenauslass in einem solchen Motor sollte offensichtlich höher sein als in der LRE-Brennkammer und am Einlass des Gasgenerators (6), der die Turbine speist, sogar höher. Um diese Anforderungen zu erfüllen, werden die gleichen Komponenten des Brennstoffs (unter hohem Druck) für den Turbinenantrieb verwendet (mit einem anderen Verhältnis von Komponenten, üblicherweise mit überschüssigem Brennstoff, um die thermische Belastung der Turbine zu reduzieren).

Eine Alternative zu einem geschlossenen Kreislauf ist ein offener Kreislauf, bei dem die Abgasturbine durch das Abflussrohr direkt in die Umwelt gefördert wird. Die Implementierung des offenen Zyklus ist technisch einfacher, da der Betrieb der Turbine nicht mit dem Betrieb der Kammer des LRE verbunden ist, und in diesem Fall kann die TNA sogar ihre eigene unabhängige haben kraftstoffsystem, was den Startvorgang des gesamten Antriebssystems vereinfacht. Systeme mit einem geschlossenen Zyklus haben jedoch geringfügig bessere spezifische Impulswerte, und dies zwingt die Konstrukteure, die technischen Schwierigkeiten ihrer Implementierung zu überwinden, insbesondere für große Raketentriebwerke, an die besonders hohe Anforderungen gestellt werden.

Im Diagramm in Abb. 1 THA injiziert beide Komponenten, was akzeptabel ist, wenn die Komponenten entsprechende Dichten aufweisen. Bei den meisten Flüssigkeiten, die als Treibstoffkomponente verwendet werden, variiert die Dichte im Bereich von 1 ± 0,5 g / cm³, was den Einsatz eines einzigen Turboantriebs für beide Pumpen ermöglicht. Die Ausnahme ist flüssiger Wasserstoff, der bei einer Temperatur von 20 K eine Dichte von 0,071 g / cm³ aufweist. Für eine solche Leichtflüssigkeit ist eine Pumpe mit völlig anderen Eigenschaften erforderlich, auch bei einer viel höheren Drehzahl. Daher wird im Falle der Verwendung von Wasserstoff als Brennstoff eine unabhängige THA für jede Komponente bereitgestellt.

Mit einem kleinen Motor (und demzufolge niedrigem Kraftstoffverbrauch) wird die Turbopumpenanordnung zu "schwer", was die Gewichtseigenschaften des Antriebssystems verschlechtert. Eine Alternative zu dem Pumpenkraftstoffsystem ist der Druck, bei dem der Kraftstoffstrom in die Brennkammer durch Ladedruck in den Kraftstofftanks durch komprimiertes Gas, meist Stickstoff, bereitgestellt wird, der brennbar, nicht toxisch, nicht oxidierend und relativ billig herzustellen ist. Helium wird verwendet, um Tanks mit flüssigem Wasserstoff unter Druck zu setzen, da andere Gase bei der Temperatur von flüssigem Wasserstoff kondensieren und in eine Flüssigkeit übergehen.

Betrachtet man den Betrieb des Motors mit dem Kraftstoffeinspritzsystem aus dem Schema in Fig. 1 erlaubt THA nicht, und die Brennstoffkomponenten kommen von den Behältern direkt zu den Hauptventilen des LRE (9, 10). Der Druck in den Kraftstofftanks während des Druckbeaufschlagungsflusses muss höher sein als in der Brennkammer, die Tanks - stärker (und schwerer) als im Falle eines Pumpenkraftstoffsystems. In der Praxis ist der Druck in der Verbrennungskammer des Motors mit Druckkraftstoffzufuhr auf 10-15 at begrenzt. Typischerweise haben diese Motoren einen relativ geringen Schub (innerhalb von 10 Tonnen). Die Vorteile des Verdrängersystems liegen in der Einfachheit der Konstruktion und der Geschwindigkeit der Reaktion des Motors auf den Startbefehl, insbesondere im Fall der Verwendung von selbstzündenden Kraftstoffkomponenten. Solche Triebwerke dienen dazu, Raumfahrzeugmanöver im Weltraum durchzuführen. Das Verschiebungssystem wurde in allen drei Antriebssystemen des Apollo-Mondschiffs verwendet - Dienst (Schub 9760 kgf), Fahrwerk (Schub 4760 kgf) und Start (Schub 1950 kgf).

Düsenkopf - die Einheit, in der die Düsen zur Einspritzung von Brennstoffkomponenten in die Brennkammer montiert sind. (Oft kann man den falschen Namen dieses Mischkopfes finden. Dies ist eine ungenaue Übersetzung, Pauspapier von englischsprachigen Artikeln. Der Kern des Fehlers ist, dass die Brennstoffkomponenten im ersten Drittel der Brennkammer und nicht im Düsenkopf gemischt werden.) Die Hauptanforderung an die Injektoren ist die schnellste und gründlichste Vermischung der Komponenten beim Eintritt in die Kammer, weil sie von der Geschwindigkeit der Zündung und der Verbrennung abhängt.
  Beispielsweise werden pro Minute durch den Injektorkopf des F-1-Motors 1,8 Tonnen Flüssigsauerstoff und 0,9 Tonnen Kerosin in den Brennraum eingespeist. Und die Zeit, die jeder Teil dieses Kraftstoffs und seiner Verbrennungsprodukte in der Kammer verbraucht, beträgt Millisekunden. Während dieser Zeit sollte der Kraftstoff möglichst vollständig verbrennen, da unverbrannter Kraftstoff der Verlust von Schub und spezifischem Impuls ist. Die Lösung dieses Problems wird durch eine Reihe von Maßnahmen erreicht:

• Die maximale Zunahme der Anzahl der Düsen im Kopf, mit einer proportionalen Minimierung der Strömung durch eine Düse. (Im Düsenkopf des F-1-Motors sind 2600 Düsen für Sauerstoff und 3700 Düsen für Kerosin installiert).
• Die spezielle Geometrie der Anordnung der Injektoren im Kopf und die Reihenfolge des Wechsels der Brennstoff- und Oxidationsinjektoren.
• Die spezielle Form des Düsenkanals, aufgrund derer sich die Rotation durch den Fluidkanal bewegt, und die Rotation wird gestreut, wenn sie durch die Zentrifugalkraft in die Kammer eintritt.

Kühlsystem

Aufgrund der Schnelligkeit der Prozesse, die in der LRE-Brennkammer auftreten, wird nur ein unbedeutender Teil (Bruchteile eines Prozents) der gesamten in der Kammer erzeugten Wärme an die Motorstruktur übertragen, jedoch aufgrund der hohen Verbrennungstemperatur (manchmal über 3000 K) und einer beträchtlichen Wärmemenge, sogar klein sein Teil reicht zur thermischen Zerstörung des Motors aus, so dass das Problem der Kühlung des Raketentriebwerks sehr wichtig ist.

Für LRE mit Pumpenversorgung werden hauptsächlich zwei Methoden zum Kühlen der Wände der LRE-Kammer verwendet: regenerative Kühlung  und wandschichtdie oft geteilt werden. Für kleine Motoren mit häufig verwendetem Einspritzsystem ablative Kühlmethode.

Regenerative Kühlung ist, dass ein Hohlraum (manchmal als "Kühlmantel" bezeichnet) in der Wand der Brennkammer und dem oberen, am meisten erwärmten Teil der Düse erzeugt wird, durch den eine der Komponenten des Brennstoffs (üblicherweise Brennstoff) strömt, bevor er in den Mischkopf eintritt, abkühlt also die Wand der Kammer. Die von der Kühlkomponente aufgenommene Wärme kehrt zusammen mit dem Kühlmittel selbst in die Kammer zurück, was den Namen des Systems - "regenerativ" - rechtfertigt.

Entwickelt verschiedene technologische Techniken, um eine Kühljacke zu schaffen. Die Kammer der V-2-Raketen bestand zum Beispiel aus zwei inneren und äußeren Stahlschalen, die sich gegenseitig wiederholten. Eine Kühlkomponente (Ethanol) trat durch den Spalt zwischen diesen Schalen hindurch. Aufgrund technologischer Abweichungen der Spaltdicke traten Unregelmäßigkeiten im Flüssigkeitsstrom auf, wodurch lokale Überhitzungszonen der Innenschale geschaffen wurden, die in diesen Zonen häufig mit katastrophalen Folgen durchbrannten.

In modernen Motoren besteht das Innere der Kammerwand aus hochwärmeleitenden Bronzelegierungen. Dabei werden schmale dünnwandige Kanäle durch Fräsverfahren (15D520 PH 11K77 Zenit, PH 11K25 Energia) oder Säureätzung (SSME Space Shuttle) erzeugt. Von außen ist diese Struktur eng um den Lagerblechmantel aus Stahl oder Titan gewickelt, der die Kraftbelastung des Innendrucks der Kammer wahrnimmt. Eine Kühlkomponente zirkuliert durch die Kanäle. Manchmal wird der Kühlmantel aus dünnen wärmeleitenden Röhren zusammengesetzt, die zur Abdichtung durch eine Bronzelegierung abgedichtet sind, aber solche Kammern sind für einen niedrigeren Druck ausgelegt.

Wandschicht (Grenzschicht, Amerikaner verwenden auch den Begriff "Vorhang" - Vorhang) - das ist eine Gasschicht in der Brennkammer, in unmittelbarer Nähe der Kammerwand gelegen, und besteht hauptsächlich aus Kraftstoffdampf. Für die Anordnung einer solchen Schicht sind nur Brennstoffdüsen entlang der Peripherie des Mischkopfes installiert. Aufgrund eines Überschusses an Brennstoff und des Fehlens eines Oxidationsmittels ist die chemische Verbrennungsreaktion in der wandnahen Schicht viel weniger intensiv als in der zentralen Zone der Kammer. Als Ergebnis ist die Temperatur der wandnahen Schicht signifikant niedriger als die Temperatur in der zentralen Zone der Kammer und isoliert die Kammerwand von direktem Kontakt mit den heißesten Verbrennungsprodukten. Manchmal sind zusätzlich Düsen an den Seitenwänden der Kammer installiert, die einen Teil des Brennstoffs direkt aus dem Kühlmantel in die Kammer leiten, auch mit dem Ziel, eine wandnahe Schicht zu erzeugen.

Raketentriebwerk starten

Der Start des Raketentriebwerks ist ein verantwortungsvoller Vorgang, der im Falle von Notfallsituationen im Zuge seiner Umsetzung schwerwiegende Folgen hat.

Wenn die Komponenten des Kraftstoffs selbstentzündlich sind, d. H. Sie treten durch physikalischen Kontakt miteinander in eine chemische Verbrennungsreaktion ein (z. B. Heptyl / Salpetersäure), verursacht die Einleitung des Verbrennungsprozesses keine Probleme. In dem Fall jedoch, in dem die Komponenten nicht vorhanden sind (beispielsweise Sauerstoff / Kerosin), wird ein externer Zündinitiator benötigt, dessen Wirkung genau auf die Zufuhr der Brennstoffkomponenten zur Brennkammer abgestimmt sein muss. Unverbrannt kraftstoffgemisch  - Es ist ein Sprengstoff von großer Zerstörungskraft, und seine Ansammlung in der Kammer droht mit einem schweren Unfall.

Nach der Zündung des Brennstoffs erfolgt die Aufrechterhaltung eines kontinuierlichen Verbrennungsprozesses von selbst: Der Brennstoff, der erneut in die Verbrennungskammer eintritt, entzündet sich aufgrund der hohen Temperatur, die durch die Verbrennung der zuvor eingeführten Teile erzeugt wird.

Für die anfängliche Zündung des Brennstoffs in der Brennkammer beim Starten der LRE werden verschiedene Methoden verwendet:

• Die Verwendung von selbstzündenden Komponenten (üblicherweise basierend auf phosphorhaltigem Ausgangsbrennstoff, selbstentzündlich bei Wechselwirkung mit Sauerstoff), die zu Beginn des Motorstartprozesses durch spezielle Zusatzdüsen aus dem Hilfsbrennstoffsystem in die Kammer eingeleitet werden, und nach Beginn der Verbrennung werden die Hauptkomponenten zugeführt. Das Vorhandensein eines zusätzlichen Kraftstoffsystems erschwert die Konstruktion des Motors, ermöglicht jedoch einen wiederholten Neustart.
• Ein elektrischer Zünder, der in der Brennkammer in der Nähe des Düsenkopfes angeordnet ist und beim Einschalten einen Lichtbogen oder eine Reihe von Hochspannungs-Funkenentladungen erzeugt. Dieser Zünder ist verfügbar. Nach der Zündung des Brennstoffs brennt es.
• Pyrotechnischer Zünder. Ein kleiner pyrotechnischer Block mit Brandwirkung ist in der Kammer in der Nähe des Düsenkopfes angeordnet, der durch eine elektrische Sicherung gezündet wird.

Automatischer Motorstart koordiniert die Zeit der Zündung und der Kraftstoffzufuhr.

Der Start großer LREs mit einem Pumpensystem besteht aus mehreren Stufen: THA startet und beschleunigt (dieser Prozess kann auch aus mehreren Phasen bestehen), dann schalten sich die Hauptventile des LRE ein, normalerweise in zwei oder mehr Stufen mit einem allmählichen Schub von Stufe zu Stufe Schritte zu normal.

Bei relativ kleinen Triebwerken wird mit der Freisetzung von LREs sofort mit 100% Schub begonnen, der "Kanone" genannt wird.

LRE automatisches Kontrollsystem

Modern LRE wird mit einer ziemlich komplexen Automatisierung geliefert, die folgende Aufgaben erfüllen sollte:

• Sicherer Start des Motors und seine Ausgabe in den Hauptmodus.
• Pflegen Sie den stabilen Betrieb.
• Schubänderung nach dem Flugprogramm oder auf Befehl externer Steuerungssysteme.
• Motor abstellen, wenn die Rakete die vorgegebene Bahn (Trajektorie) erreicht.
• Regulierung des Verhältnisses des Verbrauchs von Komponenten.

Aufgrund der technologischen Variation der hydraulischen Widerstände der Brennstoff- und Oxidationswege weicht das Verhältnis der Komponentenkosten für einen echten Motor von dem berechneten ab, was eine Verringerung des Schubs und des spezifischen Impulses relativ zu den berechneten Werten zur Folge hat. Infolgedessen kann die Rakete niemals ihre Aufgabe erfüllen, nachdem sie eine der Komponenten des Treibstoffs vollständig verbraucht hat. Zu Beginn der Raketentechnik kämpften sie dagegen und sorgten für eine garantierte Versorgung mit Treibstoff (die Rakete war mit mehr als der berechneten Menge an Treibstoff gefüllt, um alle möglichen Abweichungen der tatsächlichen Flugbedingungen von den berechneten zu erfüllen). Garantiekraftstoff wird auf Kosten der Nutzlast erzeugt. Gegenwärtig sind große Raketen mit einer automatischen Steuerung für das Verhältnis des Komponentenverbrauchs ausgestattet, wodurch es möglich ist, dieses Verhältnis nahe an dem berechneten zu halten, wodurch die garantierte Brennstoffzufuhr reduziert und dementsprechend die Nutzlastmasse erhöht wird.
  System automatische Steuerung Das Antriebssystem umfasst Druck- und Durchflusssensoren an verschiedenen Stellen im Kraftstoffsystem, und seine Hauptorgane sind die Hauptventile der LRE- und Turbinensteuerventile (in Abb. 1 - Positionen 7, 8, 9 und 10).

Kraftstoffkomponenten

Die Auswahl der Kraftstoffkomponenten ist eine der wichtigsten Entscheidungen bei der Auslegung eines LRE und gibt viele Details zum Motordesign und zu den nachfolgenden technischen Lösungen vor. Daher wird die Wahl des Kraftstoffs für LRE mit einer umfassenden Berücksichtigung des Zwecks des Motors und der Rakete, auf der es installiert ist, der Bedingungen ihres Betriebs, der Technologie der Produktion, der Lagerung, des Transports zum Startplatz usw. durchgeführt.

Einer der wichtigsten Indikatoren, die die Kombination von Komponenten charakterisieren, ist der spezifische Impuls, der besonders bei der Konstruktion von Trägerraketen wichtig ist, da das Verhältnis von Treibstoffmasse und Nutzlast und damit die Größe und Masse der gesamten Rakete stark davon abhängt ( siehe Formel Tsiolkovsky), die, wenn der Wert des spezifischen Impulses nicht hoch genug ist, sich als unrealistisch herausstellen kann. Tabelle 1 zeigt die Haupteigenschaften einiger Kombinationen von Komponenten von flüssigem Brennstoff.

Einkomponenten- und Strahltriebwerke arbeiten mit komprimiertem Kaltgas (z. B. Luft oder Stickstoff). Solche Motoren werden als Gasdüsen bezeichnet und bestehen aus einem Ventil und einer Düse. Gasstrahltriebwerke werden dort eingesetzt, wo thermische und chemische Effekte des Abgasstrahls inakzeptabel sind und die Grundanforderung die Einfachheit der Konstruktion ist. Diese Anforderungen müssen z. B. von individuellen Astronauten-Bewegungs- und Manövriervorrichtungen (UPMK) erfüllt werden, die sich hinter ihrem Rücken im Rucksack befinden und für Bewegungen außerhalb des Raumfahrzeugs bestimmt sind. UPMK arbeiten aus zwei Zylindern mit komprimiertem Stickstoff, der über Magnetventile im Antriebssystem, bestehend aus 16 Motoren, gespeist wird.

Drei-Komponenten-Raketentriebwerke

Seit Anfang der 1970er Jahre wurde in der UdSSR und den USA das Konzept der Drei-Komponenten-Motoren untersucht, das einen hohen spezifischen Impuls bei der Verwendung als brennbaren Wasserstoff und eine höhere durchschnittliche Kraftstoffdichte (und folglich ein geringeres Volumen und Gewicht der Kraftstofftanks) kombiniert. charakteristisch für Kohlenwasserstoffkraftstoff. Beim Start würde ein solcher Motor mit Sauerstoff und Kerosin arbeiten und in großen Höhen auf den Einsatz von flüssigem Sauerstoff und Wasserstoff umsteigen. Ein solcher Ansatz kann die Schaffung eines einstufigen Raumträgers ermöglichen. Das russische Beispiel eines Drei-Komponenten-Motors ist das RD-701 LRE, das für das wiederverwendbare Raumtransportsystem MAKS entwickelt wurde.

Es ist auch möglich, zwei Brennstoffe gleichzeitig zu verwenden - beispielsweise Wasserstoff - Beryllium - Sauerstoff und Wasserstoff - Lithium - Fluor (Beryllium und Lithium verbrennen und Wasserstoff wird meist als Arbeitsmedium verwendet), wodurch jedoch spezifische Impulswerte im Bereich von 550-560 Sekunden erreicht werden können technisch sehr schwierig und nie in der Praxis verwendet.

Raketenkontrolle

In Flüssigkeitsraketen dienen Triebwerke oft neben ihrer Hauptfunktion - der Schubbildung - auch als Flugkontrollbehörden. Bereits die erste kontrollierte ballistische Rakete V-2 wurde mit Hilfe von 4 graphitgasdynamischen Rudern gesteuert, die im Düsenstrahl am Umfang der Düse angeordnet waren. Abweichend, wiesen diese Ruder einen Teil des Strahlstroms zurück, der die Richtung des Schubvektors des Triebwerks änderte, und erzeugten das Moment der Kraft relativ zu dem Massenmittelpunkt der Rakete, was die Steueraktion war. Dieses Verfahren reduziert den Triebwerkschub erheblich, außerdem sind Graphitruder in einem Strahlstrom einer starken Erosion unterworfen und haben eine sehr geringe zeitliche Ressource.
  In modernen Raketen werden Steuersysteme verwendet pTZ-Kameras  LRE, die mit Hilfe von Scharnieren an den Stützelementen des Raketenkörpers befestigt sind, so dass Sie die Kamera in einer oder in zwei Ebenen drehen können. Die Komponenten des Brennstoffs werden der Kammer mittels flexibler Rohrleitungen - Balgen - zugeführt. Wenn die Kamera von der Achse parallel zur Achse der Rakete abweicht, erzeugt der Kameraschub das erforderliche Steuerdrehmoment. Die Kameras werden von hydraulischen oder pneumatischen Lenkmaschinen angetrieben, die Befehle ausführen, die von dem Raketensteuersystem erzeugt werden.
Im russischen Raumtransporter Soyuz-2 sind neben den 20 festen Hauptkammern des Antriebssystems 12 (jeweils in einer eigenen Ebene) Steuerkameras von kleinerer Größe drehbar. Lenkkammern haben ein gemeinsames Kraftstoffsystem mit den Hauptmotoren.
  Von den 11 Stützmotoren (alle Stufen) der Trägerrakete Saturn-5 drehen sich neun (mit Ausnahme der mittleren 1. und 2. Stufe) jeweils in zwei Ebenen. Wenn die Haupttriebwerke unter Verwendung als Steuerarbeitsdrehbereich der Kamera nicht mehr als ± 5 ° ist: in Anbetracht des großen Schubs der Hauptkammer und seiner Lage in dem hinteren Kompartment, das heißt in einem beträchtlichen Abstand von der Mitte des Geschosses Gewichts, sogar leichte schafft Abweichung Kammer signifikantes Steuerdrehmoment.

Zusätzlich zu PTZ-Kameras werden manchmal Motoren verwendet, die nur zur Steuerung und Stabilisierung des Flugzeugs dienen. Zwei Kammern mit entgegengesetzt gerichteten Düsen sind starr an dem Körper der Vorrichtung befestigt, so daß der Schub dieser Kammern ein Kraftmoment um eine der Hauptachsen der Vorrichtung erzeugt. Dementsprechend, um die anderen zwei Achsen zu steuern, sind auch ihre Paare von Steuermotoren eingestellt. Diese Motoren (in der Regel einkomponentig) werden durch den Befehl des Steuersystems der Vorrichtung ein- und ausgeschaltet, wobei sie in die erforderliche Richtung gedreht werden. Solche Steuersysteme werden üblicherweise zur Orientierung von Flugzeugen im Weltraum verwendet.

• Weltberühmter LRE

Reaktiv wird als eine Bewegung verstanden, in der einer seiner Teile mit einer bestimmten Geschwindigkeit von einem Körper getrennt ist. Die aus diesem Prozess resultierende Kraft wirkt von selbst. Mit anderen Worten, es fehlt ihr sogar der geringste Kontakt mit äußeren Körpern.

  in der Natur

Während der Sommerferien im Süden traf fast jeder von uns im Meer auf Quallen. Aber wenige Leute dachten, dass diese Tiere sich wie ein Düsentrieb bewegen. Das Funktionsprinzip in der Natur eines solchen Aggregats kann beobachtet werden, wenn bestimmte Arten von Meeresplankton und Libellenlarven bewegt werden. Darüber hinaus ist die Effizienz dieser Wirbellosen oft höher als die der technischen Mittel.

Wer kann sonst klar demonstrieren, was das Prinzip des Triebwerks ist? Tintenfisch, Oktopus und Tintenfisch. Viele andere marine Mollusken machen eine ähnliche Bewegung. Nehmen wir zum Beispiel den Tintenfisch. Es nimmt Wasser in seine Kiemenhöhle auf und wirft es kräftig durch einen Trichter nach hinten oder zur Seite. Gleichzeitig kann die Molluske Bewegungen in die richtige Richtung ausführen

Arbeitsprinzip düsentriebwerk kann beim Bewegen von Salsa beobachtet werden. Dieses Meerestier nimmt Wasser in eine weite Höhle. Danach ziehen sich die Muskeln in seinem Körper zusammen und schieben Flüssigkeit durch ein Loch im Rücken. Die Reaktion des resultierenden Strahls ermöglicht es dem Bacon, sich vorwärts zu bewegen.

Seeraketen

Aber die größte Perfektion in der Jet-Navigation erreichte alle die gleichen Tintenfische. Sogar die Form der Rakete selbst scheint von diesem Meeresbewohner kopiert zu sein. Wenn er sich mit niedriger Geschwindigkeit bewegt, biegt der Tintenfisch periodisch seine rhomboide Flosse. Aber für einen schnellen Wurf muss er seinen eigenen "Jet-Motor" benutzen. Das Prinzip der Operation aller seiner Muskeln und Körper ist eine genauere Betrachtung wert.

Tintenfisch hat einen eigenartigen Mantel. Dies ist das Muskelgewebe, das seinen Körper auf allen Seiten umgibt. Während der Bewegung saugt das Tier eine große Menge Wasser in diesen Mantel und wirft abrupt einen Strahl durch eine spezielle enge Düse. Solche Aktionen erlauben Tintenfischen, sich mit einer Geschwindigkeit von bis zu siebzig Kilometern pro Stunde rückwärts zu bewegen. das Tier sammelt alle seine zehn Tentakeln in einem Bündel, was dem Körper eine stromlinienförmige Form gibt. Die Düse hat ein spezielles Ventil. Das Tier dreht es mit Muskelkontraktion. Dies ermöglicht dem Seemann, die Richtung zu ändern. Die Rolle des Helms während der Bewegungen des Tintenfisches wird durch seine Tentakeln gespielt. Er richtet sie nach links oder rechts, nach unten oder oben, wobei er Kollisionen mit verschiedenen Hindernissen leicht ausweicht.

Es gibt eine Art Tintenfisch (Stenoteutis), die den Titel des besten Piloten unter den Mollusken besitzt. Beschreibe das Prinzip der Funktionsweise eines Düsentriebwerks - und du wirst verstehen, warum dieses Tier manchmal, während es Fische jagt, aus dem Wasser springt und sogar auf die Decks von Schiffen fährt, die auf dem Ozean segeln. Wie passiert das? Der Tintenfischpilot entwickelt im Wasserelement den maximalen Strahlschub für ihn. Dadurch kann er in einer Entfernung von bis zu 50 Metern über die Wellen fliegen.

Wenn wir ein Düsentriebwerk betrachten, können wir das Prinzip der Operation von welchem ​​Tier erwähnen? Dies, auf den ersten Blick, Baggy Octopus. Die Schwimmer sind nicht so schnell wie Tintenfische, aber im Falle einer Gefahr können sogar die besten Sprinter ihre Geschwindigkeit beneiden. Biologen, die die Migration von Tintenfischen studiert haben, fanden heraus, dass sie sich so bewegen, wie ein Strahltriebwerk das Prinzip der Operation hat.

Ein Tier mit jedem Wasserstrahl, der aus dem Trichter geworfen wird, macht einen zwei oder sogar zweieinhalb Meter langen Spurt. Zur gleichen Zeit schwimmt der Oktopus in einer eigenartigen Weise - rückwärts.

Andere Beispiele für Strahlantrieb

In der Pflanzenwelt gibt es Raketen. Das Prinzip eines Strahltriebwerkes kann beobachtet werden, wenn eine "tollwütige Gurke" selbst bei sehr leichter Berührung mit hoher Geschwindigkeit vom Stiel abprallt und gleichzeitig die klebrige Flüssigkeit mit Samen zurückweist. Gleichzeitig fliegt der Fetus selbst eine beträchtliche Entfernung (bis zu 12 m) in die entgegengesetzte Richtung.

Das Funktionsprinzip des Strahltriebwerks kann auch während des Bootes beobachtet werden. Wenn schwere Steine ​​in einer bestimmten Richtung aus dem Wasser geworfen werden, bewegt es sich in die entgegengesetzte Richtung. Das Raketentriebwerk hat das gleiche Funktionsprinzip. Nur dort werden Gase statt Steine ​​verwendet. Sie erzeugen eine reaktive Kraft, die Bewegung sowohl in der Luft als auch in einem entladenen Raum ermöglicht.

Fantastische Reise

Die Menschheit hat lange von Raumflug geträumt. Dies wird durch die Werke von Science-Fiction-Autoren belegt, die, um dieses Ziel zu erreichen, eine Vielzahl von Mitteln zur Verfügung stellten. Zum Beispiel erreichte der Held der Geschichte des französischen Schriftstellers Hercule Savinen Cyrano de Bergerac den Mond auf einem eisernen Wagen, über den ständig ein starker Magnet geworfen wurde. Auch der berühmte Münchhausen erreichte den gleichen Planeten. Ein riesiger Bohnenstiel half ihm, die Reise zu machen.

Der Jetantrieb wurde bereits im ersten Jahrtausend v. Chr. In China eingesetzt. Die Bambusrohre, die mit Schießpulver gefüllt waren, dienten als originale Raketen zum Spaß. Übrigens, das Projekt des ersten Autos auf unserem Planeten, von Newton erstellt, war auch mit einem Düsentriebwerk.

Die Geschichte des RD

Nur im 19. Jahrhundert. Der Weltraumtraum der Menschheit begann sich konkrete Merkmale anzueignen. Schließlich wurde in diesem Jahrhundert das erste revolutionäre Projekt der Welt mit einem Düsentriebwerk vom russischen Revolutionär N. I. Kibalchich geschaffen. Alle Papiere wurden vom Volksbefreier im Gefängnis erstellt, wo er nach dem Attentat auf Alexander kam. Aber am 03.04.181 wurde Kibalchich leider hingerichtet, und seine Idee fand keine praktische Umsetzung.

Anfang des 20. Jahrhunderts Die Idee, Raketen für die Raumfahrt einzusetzen, wurde vom russischen Wissenschaftler K. E. Tsiolkovsky vorgeschlagen. Zum ersten Mal wurde seine Arbeit, die eine Beschreibung der Bewegung eines Körpers mit variabler Masse in Form einer mathematischen Gleichung enthielt, 1903 veröffentlicht. Später entwickelte der Wissenschaftler das Schema eines Düsentriebwerks, das von flüssigem Treibstoff angetrieben wurde.

Außerdem erfand Tsiolkovsky eine mehrstufige Rakete und schlug die Schaffung von realen Weltraumstädten in erdnaher Umlaufbahn vor. Tsiolkovsky hat überzeugend bewiesen, dass die einzige Möglichkeit für die Raumfahrt eine Rakete ist. Das heißt, das Gerät ist mit einem Düsentriebwerk ausgestattet, das mit Brennstoff und Oxidationsmittel betankt wird. Nur eine solche Rakete kann die Schwerkraft überwinden und über die Erdatmosphäre fliegen.

Weltraumforschung

Die Idee von Tsiolkovsky wurde von sowjetischen Wissenschaftlern umgesetzt. Angeführt von Sergei Pawlowitsch Koroljow haben sie den ersten künstlichen Erdsatelliten gestartet. Am 4. Oktober 1957 wurde dieses Gerät von einer Rakete mit einem Düsentriebwerk in den Orbit gebracht. Die Arbeit von RD basierte auf der Umwandlung von chemischer Energie, die vom Brennstoff zum Gasstrahl übertragen wird, in kinetische Energie. In diesem Fall bewegt sich die Rakete in die entgegengesetzte Richtung.

Der Jet-Motor, dessen Prinzip seit vielen Jahren angewendet wird, findet nicht nur in der Raumfahrt, sondern auch in der Luftfahrt Anwendung. Aber vor allem wird es benutzt. Immerhin ist nur der RD in der Lage, das Gerät in einem Raum zu bewegen, in dem keine Umgebung vorhanden ist.

Flüssigkeitsstrahlmaschine

Derjenige, der von einer Feuerwaffe abgefeuert hat oder einfach diesen Prozess von der Seite beobachtet hat, weiß, dass es eine Kraft gibt, die den Lauf sicher zurückdrängen wird. Und mit einer größeren Gebühr wird die Rendite sicherlich steigen. Das Jet-Triebwerk funktioniert auf die gleiche Weise. Das Prinzip seiner Funktionsweise ist ähnlich wie der Lauf unter der Wirkung eines Strahls heißer Gase zurückgedrückt wird.

Was die Rakete betrifft, so ist der Vorgang, bei dem die Mischung gezündet wird, allmählich und kontinuierlich. Das ist am einfachsten festbrennstoffmotor. Er ist allen Raketenbauern bekannt.

In einem Flüssigkeitsstrahltriebwerk (LRE) wird eine Mischung aus Brennstoff und einem Oxidationsmittel verwendet, um ein Arbeitsfluid oder einen Druckstrahl zu erzeugen. Letzteres ist in der Regel Salpetersäure oder Fuel in der LRE ist Kerosin.

Das Funktionsprinzip des Strahltriebwerks, das in den ersten Proben enthalten war, ist bis heute erhalten geblieben. Erst jetzt wird es verwendet: Wenn diese Substanz oxidiert wird, erhöht sich der spezifische Impuls um 30% im Vergleich zu den ersten LREs. Es ist erwähnenswert, dass die Idee der Verwendung von Wasserstoff von Ziolkowski selbst vorgeschlagen wurde. Die Schwierigkeiten, mit dieser extrem explosiven Substanz zu arbeiten, waren damals jedoch unüberwindbar.

Was ist das Arbeitsprinzip eines Düsentriebwerks? Brennstoff und Oxidationsmittel gelangen aus getrennten Tanks in die Arbeitskammer. Als nächstes folgt die Umwandlung der Komponenten in die Mischung. Es brennt, während es in Dutzenden von Atmosphären eine große Menge Hitze unter Druck freisetzt.

Komponenten in der Arbeitskammer eines Düsentriebwerks fallen auf verschiedene Arten. Das Oxidationsmittel wird hier direkt eingeführt. Aber der Brennstoff geht einen längeren Weg zwischen den Wänden der Kammer und der Düse. Hier erwärmt es sich und wird bereits durch eine hohe Temperatur durch zahlreiche Düsen in die Verbrennungszone geschleudert. Als nächstes bricht der durch die Düse gebildete Strahl aus und versieht das Flugzeug mit einem Schubmoment. So können Sie erkennen, welches Triebwerk (kurz) das Funktionsprinzip hat. In dieser Beschreibung werden viele Komponenten nicht erwähnt, ohne die der Betrieb des LRE unmöglich wäre. Unter ihnen sind die Kompressoren, die benötigt werden, um den Druck zu erzeugen, der für die Einspritzung benötigt wird, ein Ventil, Zufuhrturbinen, etc.

Moderne Nutzung

Trotz der Tatsache, dass die Arbeit eines Düsentriebwerks eine große Menge an Treibstoff benötigt, dient das LRE auch heute noch den Menschen. Sie werden als Hauptantriebsmotoren in Trägerraketen sowie als Rangierflugzeug für verschiedene Raumfahrzeuge und Orbitalstationen verwendet. In der Luftfahrt werden andere Arten von Rollbahnen verwendet, die etwas unterschiedliche Leistung und Design haben.

Luftfahrt-Entwicklung

Vom Beginn des 20. Jahrhunderts bis zu dem Ausbruch des Zweiten Weltkriegs flog man nur mit Propellerflugzeugen. Diese Fahrzeuge waren mit Motoren ausgestattet. interne Verbrennung. Der Fortschritt stand jedoch nicht still. Mit seiner Entwicklung war es notwendig, leistungsfähigere und schnellere Flugzeuge zu schaffen. Hier sahen sich Flugzeugdesigner jedoch einem scheinbar unlösbaren Problem gegenüber. Fakt ist, dass schon bei einem leichten Anstieg das Gewicht des Flugzeugs deutlich zugenommen hat. Einen Ausweg aus dem Schöpfer der Situation fand jedoch der Engländer Frank Will. Er schuf grundlegend neuer Motorreaktiv genannt. Diese Erfindung gab der Entwicklung der Luftfahrt starke Impulse.

Das Funktionsprinzip des Düsentriebwerks des Flugzeugs ähnelt dem eines Feuerwehrfahrzeugs. Sein Schlauch hat ein verjüngtes Ende. Durch eine enge Öffnung fließt Wasser deutlich schneller. Die Kraft des Gegendrucks, die dadurch erzeugt wird, ist so stark, dass der Feuerwehrmann den Schlauch kaum in seinen Händen hält. Dieses Verhalten von Wasser kann auch das Funktionsprinzip des Strahltriebwerks eines Flugzeugs erklären.

Direkt-Rollbahnen

Diese Art von Düsentriebwerk ist die einfachste. Sie können es in Form eines Rohres mit offenen Enden, das auf einer beweglichen Ebene installiert ist, präsentieren. Vor seinem Querschnitt erweitert. Dank dieser Konstruktion reduziert die einströmende Luft ihre Geschwindigkeit und ihr Druck erhöht sich. Die breiteste Stelle eines solchen Rohres ist eine Brennkammer. Hier ist die Einspritzung von Kraftstoff und seine weitere Verbrennung. Ein solcher Prozess trägt zur Erwärmung der resultierenden Gase und ihrer starken Expansion bei. Wenn dies geschieht, der Schub des Strahltriebwerks. Es werden die gleichen Gase erzeugt, wenn eine Kraft aus dem engen Ende des Rohres herausgezogen wird. Es ist dieser Schub, der das Flugzeug zum Fliegen bringt.

Probleme der Verwendung

Ramjet-Motoren haben einige Nachteile. Sie können nur auf der Ebene arbeiten, die in Bewegung ist. Das Flugzeug, das sich in einem Ruhezustand befindet, kann in direkten Rollbahnen nicht auslösen. Um ein solches Flugzeug in die Luft zu heben, braucht es einen anderen Startmotor.

Lösung

Das Prinzip des Betriebs des Strahltriebwerks eines Flugzeugs vom Turbojet-Typ, das frei von den Nachteilen eines Direktstrom-Rollweges ist, erlaubte Flugzeugkonstrukteuren, das am weitesten fortgeschrittene Flugzeug zu schaffen. Wie funktioniert diese Erfindung?

Das Hauptelement im Turbojet-Motor ist gasturbine. Mit seiner Hilfe wird ein Luftkompressor aktiviert, durch den die Druckluft in eine spezielle Kammer geleitet wird. Die dabei entstehende Verbrennung von Kraftstoff (meist Kerosin) fällt auf die Turbinenschaufeln, was sie in Aktion bringt. Als nächstes tritt der Luft-Gas-Strom in die Düse ein, wo er auf hohe Geschwindigkeiten beschleunigt und einen enormen Strahlschub erzeugt.

Leistungssteigerung

Reaktive Traktion kann in kurzer Zeit signifikant ansteigen. Dazu wird Nachverbrennung verwendet. Es ist die Einspritzung von zusätzlichem Brennstoff in den aus der Turbine entweichenden Gasstrom. Der ungenutzte Sauerstoff in der Turbine trägt zur Verbrennung von Kerosin bei, was den Triebwerksschub erhöht. Bei hohen Geschwindigkeiten erreicht der Anstieg seines Wertes 70% und bei niedrigen Geschwindigkeiten - 25-30%.

Die Brennkammer eines Flüssigtreibstoff-Raketenmotors mit geschlossenem Kreislauf enthält eine Gaszuführung, einen Kopf mit zwei Böden und darin eingebettete Zweikomponenten-Gas-Flüssigkeits-Düsen, die in Form von aufeinanderfolgenden Zylindern mit kleinerem Durchmesser am Einlaß ausgebildet sind und in die Gaszuführung hineinragen. In dem zentralen Kanal der Düsen sind zwei Reihen von tangentialen Öffnungen zum Zuführen der flüssigen Komponente an dem Übergangspunkt von einem kleineren Durchmesser zu einem größeren angeordnet. Die Mischkammer ist mit einer Länge von 1,4 - 1,5 der Austrittsdurchmesser der Düsendüse hergestellt. Der zentrale Kanal direkt vor den tangentialen Löchern ist in Form eines Diffusors ausgeführt. Die Erfindung schützt die Abhängigkeiten der Definition der Eingangs- und Ausgangsdurchmesser des Diffusors und der vorstehenden Düsen im Gasauslaß. Diese Ausführungsform der Brennkammer erhöht die Effizienz und Nachhaltigkeit des Arbeitsprozesses des Motors. 4 il.

Die Erfindung bezieht sich auf Brennkammern von Flüssigkeitsraketentriebwerken eines geschlossenen Kreislaufs.

Bekannte Brennkammerflüssigkeit Raketentriebwerk J-2 Firma Rokitdaydn (USA), arbeitet an den Komponenten des Wasserstoff-Sauerstoff-Brennstoffs. Der Kopf dieser Kammer enthält Zweistoffdüsen, durch deren zentralen Kanal flüssiger Sauerstoff durch die radialen Löcher - Wasserstoff - zugeführt wird. Eine trennende zylindrische Hülse ist zwischen den Sauerstoff- und Wasserstoffkanälen um einen bestimmten Betrag von der Düse abgeschnitten (JA Schelke Astronatics 1962, Vor 7, N 2, S. 41, 98. Eine Sammlung von Übersetzungen von Artikeln, die in der ausländischen Presse veröffentlicht wurden "Wasserstoff raketentriebwerkeCIAM, Inventory 8942, 1963. Aufgrund der kleinen Trimmung verhindert die Trennhülse jedoch ein Vermischen der Komponenten innerhalb der Düse und erfordert daher eine große Länge der Brennkammer, um die notwendige vollständige Verbrennung des Brennstoffs sicherzustellen.

Ähnliche Strahl-Zentrifugal-Zweistoffdüsen werden in der Brennkammer eines Flüssigkeitsraketenmotors des geschlossenen Kreises SSME der amerikanischen Firma Rokidain für die Raumfähre Space Shuttle (Levin VR, Ilyin DV, Lipatov I. N., Galankin E) verwendet. Moskau, American Oxygen-Hydrogenic LRE Rokidain SSME, CIAM Proceedings, Inv. 1018, 1982). In diesen Düsen wird auch flüssiger Sauerstoff durch den zentralen Kanal zugeführt, und wasserstoffreiches Generatorgas wird durch die radialen Löcher geführt. Um die Durchmischung der Brennstoffkomponenten im Inneren der Düse zu verbessern, wird die Trennhülse auf 6,1 mm mit einem Mischkammerdurchmesser von 6,35 mm (l / d = 0,96) getrimmt.

Jedoch ist selbst bei solchen Düsen die Effizienz des Mischens der Komponenten des Brennstoffs aufgrund der geringen Länge ihres Kontakts, des Vorhandenseins einer Trennhülse zwischen der Wasserstoffgasdecke und dem flüssigen Sauerstoffstrom unzureichend. Außerdem ist die akustische Leitfähigkeit der tangentialen Löcher klein und wird der Regelung nicht zugeführt. Die akustische Leitfähigkeit des mittleren Düsenkanals ist aufgrund seines kleinen Durchmessers und seiner nicht optimalen Länge ebenfalls gering. Daher ist die Gestaltung der Brennkammer durch Antipulsationstrennwände und Schallabsorber kompliziert.

Die vorliegende Erfindung soll die Vollständigkeit der Verbrennung von Brennstoff und die hochfrequente akustische Stabilität des Arbeitsprozesses in der Brennkammer mit Zweikomponenten-Gas-Flüssigkeits-Düsen verbessern, die einen zentralen Kanal zum Zuführen der gasförmigen Komponente und tangentiale Öffnungen zum Zuführen der flüssigen Komponente aufweisen.

Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, dass sich zwei Reihen tangentialer Löcher im zentralen Kanal der Düsen an der Übergangsstelle eines kleineren Durchmessers zu einem größeren befinden, wobei die Länge der Verdrängungskammer 11 gleich l 1 = (1,4 ... 1,5) d 1 ist, wobei d 1 - Düsenauslassdurchmesser. Der zentrale Kanal direkt vor den Tangentialbohrungen ist in Form eines Diffusors ausgeführt (Bild 2). Der Eingangsdurchmesser d 3 des Diffusors wird unter der Bedingung zugewiesen, dass die maximale Gesamtdurchlässigkeit der Düsen für Gas sichergestellt wird, wobei D c der Durchmesser der Kammer ist, n f die Anzahl der Düsen ist.

Der Austrittsdurchmesser d 2 Diffusoren wird aus dem Zustand der Gewährleistung der Höhe der Stufe, gleich dem Durchmesser der tangentialen Löcher und folglich der Anfangsdicke des wirbelnden Flüssigkeitsschleiers, zugeordnet. Der Teil der Injektoren, der in den Gaskanal hineinragt, ist nicht kleiner als 0,5 in der Gesamtlänge des zentralen Kanals. Die Gesamtlänge des Mittelkanals wird unter der Bedingung ausgewählt, dass eine maximale akustische Leitfähigkeit sichergestellt wird.

Die Ausführung der Länge der Mischkammer, die gleich 1 1 = (1,4 ... 1,5) d 1 ist, wird gemß experimentellen Daten ausgewählt. Wenn l 1< 1,4 d 1 полнота сгорания топлива существенно снижается (фиг.3), при l 1 > 1,5 d 1 beginnt die Düse zu überhitzen. Die zweireihige Anordnung von tangentialen Löchern in den Bedingungen des offenen Kontakts der Flüssigkeitsumhüllung und des Gasstrahls optimiert die Eigenschaften des Verdrehens und Mischens der flüssigen Komponente mit der Gaskomponente. Die erste Reihe von wirbelnden Flüssigkeitsstrahlen wird einem stärkeren Einfluss der Gasströmung ausgesetzt und vermischt sich mehr damit, während die Eigenschaften der Verdrillung der zweiten Reihe und die Dauer des Kontakts der Verwirbelungsflüssigkeit mit Gas beibehalten werden. Die Ausführung eines Diffusors in dem zentralen Kanal direkt vor den tangentialen Öffnungen erhöht die Kontaktlänge der Komponenten innerhalb der Düsen bei einem konstanten Verhältnis von 1 1 / d 1 und erhöht weiter die Vollständigkeit der Kraftstoffverbrennung um mehr als 0,5% (zum Beispiel pk = 0,984 anstelle von 0,977). Das Vorhandensein einer Stufe am Ausgang des Diffusors vor den tangentialen Öffnungen stellt auch optimale Eigenschaften des wirbelnden Flüssigkeitsschleiers sicher und trägt dadurch zu einer besseren Vermischung der Brennstoffkomponenten innerhalb der Düse bei und erhöht folglich die Verbrennungseffizienz des Brennstoffes.

Die Durchführung der maximalen Durchlässigkeit der Düsen für Gas, die Optimierung der Länge des zentralen Kanals und das Vorstehen der Düse im Gaskanal bewirkt eine Erhöhung der Entfernung von Wellenenergie von der Brennkammer zum Gaskanal, maximale Abgabe von Wellenenergie und dadurch Erhöhung der Stabilität des Arbeitsprozesses gegenüber hochfrequenten akustischen Schwingungen. Der Einfluss dieser Faktoren wird durch experimentelle Tests von Motoren in großem Maßstab bestätigt.

ABB. Fig. 4 zeigt vergleichende experimentelle Daten zu den Amplituden der Druckpulsationen in der Brennkammer eines Motors mit geschlossenem Kreislauf in Abhängigkeit von der Temperatur des Generatorgases am Kopfeinlauf für Düsen der Länge l / D bis = 0,13 und l / D bis = 0,23 mit Trimmen der Trennhülse an l 1 / d 1 = 0,66, 0,73 mit 1 / D k = 0,13 und bei 1 1 / d 1 = 0,98 mit 1 / D k = 0,23.

Diese Daten zeigen, dass in einer Kammer mit Düsen mit einer für die akustische Leitfähigkeit nicht optimalen Länge (1 / D k = 0,13) die Trimmung der Trennhülse um l 1 / d 1 = 0,66 die Amplitude der Pulsationen erhöht, wenn der Temperaturbereich des oxidierenden Gases von 200 ° ansteigt C bis 400 ° C 3 mal, Trimmen auf l 1 / d 1 = 0,73 - 6 mal schon bei t Gas = 300 o C. Mit langgestreckten Düsen (l / D bis = 0,23), die unter den Durchschnitt hinausragen unten im Gaskanal (l 1 / d 1 = 0,5), erhöhte sich die Amplitude der Pulsationen in der Kammer gerade im Modus mit t gas = 540 o C nur 1,7 mal. Im Nennmodus mit t gas = 300 o C ca. mit L / D = 0,13 auf einen L / D = 0,23 bis reduziert Pulsationsamplitude von mehr als 5-mal (Abbildung 4).

ABB. Fig. 3 zeigt die experimentelle Abhängigkeit der Zunahme der Brennstoffverbrennung von der Trimmung der Trennhülse mit einem zylindrischen und Diffusorkanal vor den tangentialen Löchern. Aus dieser Figur folgt, dass das Trimmen der Trennhülse auf l 1 / D 1 = 0,5 keinen Einfluss auf die Vollständigkeit der Kraftstoffverbrennung hat, eine weitere Erhöhung des Trimmens auf 1 1 / d 1 = 1,46 erhöht die Vollständigkeit der Kraftstoffverbrennung um 3%, die Leistung des Diffusors der zentrale Kanal direkt vor den tangentialen Öffnungen - um weitere 0,5%.

ABB. 1 zeigt die Brennkammer.

ABB. 2 - zentraler Düsenkanal.

ABB. 3 - Abhängigkeit der Vollständigkeit der Verbrennung vom Verhältnis 1 1 / d 1.

ABB. 4 - Abhängigkeit der Amplitude der Druckpulsationen von der Temperatur.

Eine Skizze der vorgeschlagenen Brennkammer ist in Fig. 1 dargestellt. Die Brennkammer enthält ein Gas 1, eine wandnahe Zweistoffdüse 2 und eine Hauptdüse 3, einen mittleren Boden 4, einen Feuerboden 9. Der zentrale Kanal 5 ist am Eingang mit einem Durchmesser d 3 versehen, weist einen Diffusor 6 mit dem Ausgangsdurchmesser d 2 und eine Mischkammer 11 mit tangentialen Löchern 7 auf An der Verbindung des Diffusors 6 mit der Mischkammer 11 ist eine Stufe 10 gleich dem Durchmesser der tangentialen Löcher dt. Die Hauptdüsen 3 stehen über den mittleren Boden 4 und den Gaskanal 1 auf eine Länge l3 von nicht weniger als 0,5 der Gesamtlänge des zentralen Kanals vor. Die Länge der Mischkammer 11 ist aus einer Länge 11 = (1,4 ... 1,5) gemacht. Die Permeabilität der Düsen für Gas, die gleich dem Verhältnis der Gesamtfläche der zentralen Kanäle der Düse zu der Fläche der Verbrennungszone 11 der Kammer ist, wird entsprechend der Bedingung zugewiesen:   Die Gesamtlänge des zentralen Kanals der Düse wird unter der Bedingung ausgewählt, dass eine maximale akustische Leitfähigkeit sichergestellt wird.

Mit Sauerstoff angereichertes Generatorgas strömt aus dem Gaskanal 1 durch den zentralen Kanal 5 der Düsen 3 und durch den Diffusor 6 in die Mischkammer 11, wobei die flüssige Komponente durch die tangentialen Löcher 7 in der Mischkammer 11 den Gasstrom verwirbelt und sich mit diesem vermischt. Die resultierende Mischung tritt in die Verbrennungszone 8 ein. Die in der Verbrennungszone erzeugte Wellenenergie wird durch die zentralen Kanäle von 5 Düsen in der Gasleitung 1 ausgeführt, wo sie zwischen 4 Düsen verteilt wird, die über den mittleren Boden hinausragen. Die maximale Entfernung der Wellenenergie wird durch die Optimierung der Länge und des Durchmessers des zentralen Kanals erreicht, um eine maximale akustische Leitfähigkeit zu erreichen.

Akustische Eigenschaften eines zylindrischen Rohrs und folglich des Strahls gasinjektoren  in der Arbeit von A. Kukinova dargelegt. "Eindimensionale Strömungsoszillationen in einer zylindrischen Röhre", Proceedings of TsAGI, Ausgabe 1231, M, ed. Abteilung für TsAGI, 1970

Somit wird die Verwendung der vorgeschlagenen Brennkammer die Effizienz und Nachhaltigkeit des Arbeitsprozesses in Flüssigkeitsraketenmotoren eines geschlossenen Kreislaufs verbessern.

Die Brennkammer eines Flüssigkeits-Treibgas-Raketenmotors mit geschlossenem Kreis, der einen Gaskanal, einen Kopf mit zwei Böden und darin eingebettete Zweikomponenten-Gas-Flüssigkeits-Düsen enthält, die in Form von aufeinanderfolgenden Zylindern mit kleinerem Durchmesser am Einlaß in den Gaskanal hinein und am Auslaß größer ausgebildet sind, dadurch gekennzeichnet, daß im zentralen Kanal Düsen an der Übergangsstelle eines kleineren Durchmessers in einen größeren sind zwei Reihen von tangentialen Löchern mit einem Durchmesser von d t zum Zuführen der flüssigen Komponente, wobei die Mischkammer aus einer Länge l 1 = (1,4 - 1,5) d 1 besteht wobei d 1 der Ausgangsdurchmesser der Düse der Düse ist, ist der zentrale Kanal direkt vor den tangentialen Löchern in der Form eines Diffusors ausgebildet, dessen Eingangsdurchmesser d 3 unter der Bedingung der Gewährleistung der maximalen Gesamtpermeabilität der Düsen für Gas zugeordnet ist   wo D zu - der Durchmesser der Kammer;

Die Erfindung betrifft Weltraumraketen. Technologie und kann in der Zusammensetzung der Beschleunigungseinheiten der Stufen der Trägerraketen, sowie ein Hauptmotor kosmich verwendet werden. Geräte. Gemäß der Erfindung umfasst der Motor eine Brennkammer mit einer Düse, einen Verdampfer, Pumpen zum Zuführen von Komponenten, einen Gasgenerator und eine Turbine. In diesem Fall wird ein Kondensator in ihn eingeführt, dessen Einlass entlang der Kältemittelleitung mit dem Auslass von der Pumpe einer der Brennstoffkomponenten verbunden ist. Der Verdampferauslass ist durch die Kühlmittelleitung mit dem Turbineneinlass verbunden, und der Turbinenauslass ist durch die Kühlmittelleitung mit dem Kondensatoreinlass verbunden. Der Ausgang des Kondensators durch die Kühlmittelleitung ist mit dem Eingang der entsprechenden Pumpe verbunden. Der Eingang zum Verdampfer durch die Kühlmittelleitung ist mit dem Ausgang des Gasgenerators verbunden. Letzterer wird von Komponenten-Förderpumpen angetrieben. Der Ausgang des Verdampfers durch die Kühlmittelleitung ist mit dem Eingang der Brennkammer verbunden. Wenn der Motor in seiner Kammer arbeitet, kann ein höherer Druck erzeugt werden und der Komponentenverbrauch zum Erzeugen eines Kühlvorhangs kann reduziert werden. Die Erfindung verbessert die Effizienz des Motors und erweitert seinen Umfang. 1 il.

Dieser Flüssigtreibstoffraketenmotor (LRE) ist zur Verwendung als Teil von Raumbeschleunigungseinheiten (RB), Boosterstufen (LV) und als Reiseflugmotor von Raumfahrzeugen vorgesehen.

Ein Analogon dieses LRE ist der LRE eines geschlossenen Kreislaufs mit der Nachverbrennung des Arbeitsgases der Turbine der Turbopumpeinheit (THA). Als Arbeitsgas ist es in der Regel einer der Bestandteile des im Gasgenerator (GG) vergasten Brennstoffs. Die Verwendung einer speziellen Komponente oder Gaszufuhr für ein GG führt zu einer Erhöhung der Komplexität des LRE und einer Zunahme seiner Masse, beseitigt jedoch nicht die Nachteile dieses Schemas.

In den meisten Fällen, mit Ausnahme des Flüssigtreibstoffmotors, Wasserstoff + Sauerstoff, wird das Oxidationsmittel im GG vergast, weil immer mehr Brennstoff an Bord ist als der Brennstoff, wodurch es möglich ist, den Druck in der Brennkammer (CS) deutlich zu erhöhen die Wendung führt zu einer Verringerung der Masse von LRE, einer starken Verringerung seiner Abmessungen und einer Erhöhung der Kraftstoffeffizienz.

Für weitere Einzelheiten sind Kraftstoffversorgungssysteme mit GG beschrieben in.

Die Turbine THA, angetrieben durch das Arbeitsgas der GG, treibt die Brennstoffversorgungspumpen an, welche die Komponenten an die GG und CS liefern. Das Arbeitsgas von der GG wird nach dem Betrieb an der Turbine TNA der CS zugeführt, wo es nachverbrannt wird. Somit wird die chemische Energie des Kraftstoffs so vollständig wie möglich genutzt, wodurch eine größere Effizienz des LRE erreicht wird.

Dieses Schema hat jedoch auch Nachteile: die Komplexität der Ausarbeitung des LRE (da in der LRE der geschlossenen Systeme alle Elemente strukturell eng miteinander verwandt sind und es sehr schwierig ist, ihre störungsfreie Interaktion während des Startprozesses sicherzustellen, wenn alle Elemente des LRE maximale Spitzenlasten erfahren); die Schwierigkeit, den normalen Betrieb der Hochtemperaturturbine THA und anderer heißer Elemente des LRE zu gewährleisten, wenn diese zum Antreiben des Turbinenoxidationsgases wegen der Möglichkeit ihrer Höhe (insbesondere der Turbine THA) verwendet werden; muss arbeiten nachhaltige Arbeit  JJ; verglichen mit der LRE anderer Schemata, die Instabilität der Arbeit mit Druckfluktuationen in der CS, die während des Betriebs des LPRE auftritt, was zu einer Resonanz oder Störung der Prozesse in der CS führen kann, da der Druck in der CS den Gegendruck zur gleichen Zeit ändert (d. h. Die Energie, die erforderlich ist, um einen bestimmten Kraftstoffverbrauch an den CS zu liefern, ändert sich und in Gegenphase misst er den Druckabfall an den THA-Turbinen (dh die verfügbaren mechanischen Energieänderungen, um die Komponentenspeisepumpen gegenphasig anzutreiben); Verringern der Strömungsrate der Verbrennungsprodukte des Brennstoffs und seiner Dichte aufgrund der Notwendigkeit, eine interne Vorhangkühlung der Wände des COP zu verwenden, weil regenerative Kühlung Komponenten des Kraftstoffs bei hohen Drücken in der COP ist nicht genug.

Der Prototyp ist das RF-Patent N 2095608, IPC 6: F 02 K 9/48 (BI, N 31, 1997) für die Erfindung eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks, das eine Brennkammer mit einer Düse, einen Verdampfer, Komponentenzuführpumpen (Brennstoff und Oxidationsmittel), einen Gasgenerator und eine Turbine enthält .

Die Nachteile des Prototyps sind sehr niedrige Energie eines solchen Zyklus. Berechnungen für den Motor mit einem Turbinenwirkungsgrad von 0,7, der Wirkungsgrad der Komponentenförderpumpen 0,6 mit einem Massenverhältnis von Oxidator und Kraftstoff K m = 2,6 zeigten, dass die maximal mögliche Menge an verdampftem Sauerstoff, der auf die Kraftstofftemperatur erwärmt wurde, 0 ist. 5 kg / s für jedes Kilogramm Massenkraftstoffverbrauch bei voller Ausnutzung des möglichen Temperaturbereichs -50. .. + 50 o C. Gleichzeitig darf der maximal mögliche Druck der Komponenten des Brennstoffs nicht mehr als 65 Atmosphären betragen, wenn der Druckabfall über die Turbine 5 hinausgeht. Unter Berücksichtigung der Druckverluste an den Reglern, Injektoren und anderen Motorelementen beträgt der Druck im CS 40 ... 50 Ata, das nicht erlaubt, einen Motor mit hohen Massenenergieeigenschaften zu schaffen.

Es sollte angemerkt werden, dass der Wärmetauscher für die Sauerstoffvergasung in dem Prototyp immer mit einem niedrigen Temperaturdifferential erhalten wird und dies zu einer großen Masse und Abmessungen eines solchen Wärmetauschers führen wird, da ansonsten der mögliche Temperaturbereich nicht vollständig verwendet werden kann, was den Druck im Motor CS reduziert. Außerdem kann das Prototypschema nur im Falle von großer Unterschied  Temperaturen zwischen den Komponenten (z. B. brennbare hochsiedende und oxidierende - kryogene), in einem anderen Fall (beide Komponenten sind kryogen oder hochsiedend) ist das Prototypschema nicht anwendbar.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, die Effizienz von LRE zu erhöhen und die Möglichkeiten der Verwendung von LRE zu erweitern.

Dies wird durch die Verwendung eines Flüssigtreibstoffraketenmotors erreicht, der eine Brennkammer mit einer Düse, einen Verdampfer, Komponentenzuführpumpen (Brennstoff und Oxidator), einen Gasgenerator, eine Turbine, in die zusätzlich ein Kondensator eingesetzt ist, und der Ausgang der Pumpe eines der Bauteile über Autobahnen verbindet der Kondensatoreinlass durch die Kühlmittelleitung, der Kondensatorauslass ist mit dem Verdampfereinlass durch die Kühlmittelleitung verbunden, der Verdampferauslass durch die Kühlmittelleitung ist mit dem Turbineneinlass und der Turbinenauslass mit dem Einlass verbunden Kondensator durch die Kühlmittelleitung, der Kondensatorauslass durch die Kühlmittelleitung ist mit dem Einlass der entsprechenden Komponentenversorgungspumpe verbunden, der Verdampfereinlass durch die Kühlmittelleitung ist mit dem Gasgeneratorauslass von den Komponentenspeisepumpen versorgt, und der Verdampferauslass ist mit dem Brennkammereinlass durch die Kühlmittelleitung verbunden .

Die Zeichnung zeigt das vorgeschlagene LRE, wobei: 1 - Kraftstoffpumpe; 2 - Oxidationsmittel-Förderpumpe; 3 - Turbine; 4 - Brennkammer (CS); 5 - Verdampfer; 6 - Kondensator; 7 - Gasgenerator.

Präsentiert LRE enthält Pumpen-Förderkomponenten (Brennstoff und Oxidationsmittel) 1 bzw. 2. Die Pumpe 1 führt dem CS 4 Kraftstoff direkt zu. Der Oxidator nach der Oxidationsmittelversorgungspumpe 2 tritt durch die Kältemittelleitung in den Einlass zum Kondensator 6 ein. Aus dem Kondensator 6 kommend wird das Oxidationsmittel nacheinander dem Verdampfer 5, der Turbine 3 und dem Kondensator 6 durch die Kühlmittelleitung zugeführt. Der Ausgang des Kondensators 6 durch die Kühlmittelleitung ist mit dem Einlass der Oxidationspumpe 2 verbunden.

Während des LRE-Betriebes werden die Pumpen 1 und 2 durch den Betrieb der Turbine 3 von dem im Verdampfer 5 vorvergasten (Wärme für die Vergasung wird vom Gasgenerator 7 versorgt) einer der Brennstoffkomponenten (beispielsweise ein Oxidator) mit Energie versorgt. Nach der Turbine 5 tritt der gasförmige Oxidator in den Kondensator 6 ein, wo er zu einem flüssigen Zustand kondensiert und etwas unterkühlt wird, um das nachfolgende Aufkochen der Komponente zu verhindern, wenn sie nach dem Kondensator 6 dem Eingang der Oxidationsmittel-Förderpumpe 2 zugeführt wird Oxidationsmittel durch den COP 4 + -Oxidationsmittelverbrauch der Versorgungspumpenkomponenten 1 und 2) in den Kondensator 6 gelangt, wo es als Kältemittel wirkt. Nach dem Kondensator 6 erfolgt die Aufteilung des Oxidationsmittelstroms: ein (großer) Teil davon tritt in CS 4 ein und der andere (kleinere) tritt in den geschlossenen Zufuhrzyklus der Komponentenzuführpumpen 1 und 2 ein.

Die erforderliche Energie zum Antreiben der Pumpenversorgungsteile 1 und 2 wird aufgrund der unterschiedlichen Arbeit an der Turbine 3 erhalten und arbeitet, um den Druck der Komponente in der Pumpe 2 zu erhöhen.

Wenn der LRE gestartet wird, ist es möglich, den in dem Verdampfer 5 vergasten Oxidationsmittel aus dem geschlossenen Zufuhrzyklus der Zufuhrpumpen der Komponenten 1 und 2. Dies reduziert die Zeit für den LRE, den vollen Schub zu erreichen und die Zuverlässigkeit seines Starts zu erhöhen, da er die während seines Kontakts gebildeten Oxidationsmitteldämpfe freisetzen kann mit beheizten Raketenelementen.

Die LRE des vorgeschlagenen Schemas ermöglicht aufgrund der Möglichkeit, Turbinen mit hohem Gradienten und eine ausreichend große Massenströmungsrate der vergasten Komponente zu verwenden, einen Druck in der CS 2-4 mal größer als der Prototyp bereitzustellen. Dies gewährleistet einen hohen Druck in dem CS der Motoren bei niedriger Temperatur der vergasten Komponente, was das Problem des Verbrennens von heißen Strukturelementen (zum Beispiel einer Turbine) in überhitztem Sauerstoff während der Vergasung des Oxidationsmittels vollständig beseitigt.

Berechnungen zeigen, dass unter Verwendung eines solchen LRE-Stromversorgungssystems beispielsweise ein Druck von 180 atm für einen Motor mit 8 Tonnen Sauerstoff + Kerosin bei einer vergasten Sauerstofftemperatur von 600 K erzeugt werden kann, während das klassische Schema mit Nachverbrennung des oxidierenden Gas erzeugenden Gases vorsieht Gasgenerator-Gastemperatur von 700 K und andere Bedingungen sind gleich, der Druck in der CS ist etwa 120 atm.

Moderne LREs zeichnen sich durch hohe Drücke und Wärme fließt zu der CS und erreicht einen kritischen Abschnitt von 40-60 MW / m². In diesem Zusammenhang sind sie zum Wärmeschutz der CS-Wände gezwungen, Vorhangkühlung anzuwenden, wenn ein Teil des Brennstoffs oder Oxidationsmittels in die CS eingespritzt wird, um eine wandnahe Niedrigtemperaturschicht zu erzeugen, die Wärmeflüsse zur CS-Wand reduziert, aber auch die Brennstoffdichte und die Strömungsgeschwindigkeit seiner Verbrennungsprodukte verringert. für die Verschiebung des Massenverhältnisses der Komponenten in der Richtung von weniger als optimal und erhöhen die Ungleichgewichtsströmung der Verbrennungsprodukte von Brennstoff.

In der vorgeschlagenen LRE kann dieses Problem aufgrund der Möglichkeit gelöst werden, die Geschwindigkeitskopfhöhe der Kühlkomponente in dem regenerativen Pfad des CS zu erhöhen. Die Zunahme des hydraulischen Verlusts in dem Pfad kann kompensiert werden, indem der Druck an dem Kühlkomponentenauslass von der Pumpe erhöht wird, da bei der vorgeschlagenen LRE das Fehlen mechanischer Arbeit zum Antreiben der Kraftstoffkomponentenpumpen durch Erhöhen der Flussrate der vergasten Komponente oder Erhöhen der Differenzrate an der Hochgradientturbine kompensiert werden kann ( LRE mit Nachverbrennung von Gas erzeugendem Gas, ist die Änderung im Turbinendifferential begrenzt).

Der Gewinn aus dem Fehlen eines Kühlvorhangs wird nach thermodynamischen Berechnungen für den spezifischen Impuls 5-15 s betragen und die Brennstoffdichte um 5-15% erhöhen.

Darüber hinaus schlug die LRE Regelungen für die mögliche Regulierung des Betriebs von LRE in weiten Bereichen unter Verwendung von Strukturelementen vor, die die THA-Turbine mit dem Arbeitsgas versorgen: Der gesamte Brennstoffverbrauch (und folglich die Gesamtleistung der Pumpen) kann durch Umgehen eines Teils des vergasten Oxidationsmittels nach der Turbine bereitgestellt werden das Verhältnis der Brennstoffkomponenten (und daher die Nettoleistung bei jeder der Komponentenpumpen) wird gesteuert, indem die Pumpe von dem Auslaß zu dem Teil des Oxidationsmittels umgeleitet wird. Darüber hinaus sind die Elemente der Regulierung des LRE in diesem Fall tief in das Design des LRE integriert. Die Leichtigkeit der Einstellung der Parameter des Flüssigtreibstoffraketenmotors und der beträchtliche mögliche Einstellbereich ermöglicht eine Tiefenregulierung des Raketenmotors des vorgeschlagenen Schemas: eine Erhöhung des Triebwerksschubs um 20-30% (praktisch begrenzt nur durch CS-Festigkeit und Hitzebeständigkeit der Triebwerkskonstruktionselemente) und glattes Tiefdrosseln (Verringerung des Schubs) 6 mal. Dies kann sehr wichtig für den Einsatz auf dem LV sein, wo erhöhte Anforderungen für die Fähigkeit zur Steuerung der Motoren (die meisten moderne Motoren Deep Throttling wird in Schritten durchgeführt und vielleicht nicht mehr als 2 mal).

Diese LRE hat eine höhere Zuverlässigkeit als LRE mit Nachverbrennung von Gas erzeugendem Gas, da das LRE-Design zusätzlich zum Problem der hohen Temperatur des Turbinenarbeitsfluids das Eindringen von Kraftstoffkomponentendämpfen in den Pumpeneinlass dieser Komponente beim Starten von LRE verhindert (in modernen LREs ist dies ohne Reduzierung nicht möglich) Energieeigenschaften des Motors oder dessen Zuverlässigkeit), die zur Kavitation der Pumpen und zur Unterbrechung der Arbeit des LRE führen können (bis zu 70% der Unfälle moderner LREs treten zu ihrem Start auf).

Gleichzeitig ist ein solcher LRE gegenüber den hochfrequenten Druckoszillationen in der CS während seines Betriebs resistenter als sein Prototyp und seine Gegenstücke aufgrund der offensichtlichen Trägheit des Komponentenvergasungssystems, das verwendet wird, um die LRE-Turbine anzutreiben, und einer größeren Dämpfung von Druckänderungen im Gas.

Berechnungen zeigen, dass die Massenzunahme des LRE im Vergleich zu LREP mit der Nachverbrennung von Gas gering ist (zum Beispiel für einen Motor von 2000 kgf Kerosin + Sauerstoff beträgt die Massenzunahme weniger als 10 kg), was durch den spezifischen Impuls und die Zuverlässigkeit des LRE mehr als kompensiert wird ( für den gleichen Motor für Beschleunigungseinheiten vom Typ DM, die derzeit zur Beförderung von Fracht zu geostationären Umlaufbahnen verwendet werden, gewinnt die Masse der Ausgangsnutzlast nur durch Erhöhen der Strömungsrate der Cr-Produkte Rania Kraftstofferhöhung von 250 kg).

Alle Elemente dieses LRE sind in Wissenschaft und Technik bekannt und stellen keine großen Schwierigkeiten bei der Herstellung dar. Daher ist die Produktion des LRE auf der Grundlage der bestehenden Industriezweige möglich, ohne diese zu verändern.

Referenzen 1. Kozlov A.A. Power-Systeme und Kontrolle flüssiger Raketenantriebssysteme. - M .: Mashinostroenie, 1988 - 352 pp., Ill. - S. 115-125.