Silnik rakietowy ciśnieniowy (LRE)   - chemiczny silnik rakietowy wykorzystujący ciecze, w tym gazy skroplone, jako paliwo rakietowe. Pod względem liczby użytych komponentów, jedno-, dwu- i trójskładnikowe silniki rakietowe różnią się.

Encyklopedyczny serwis YouTube

1 / 5

JAK DZIAŁA SILNIK ROCKET? [LRE]

Silnik rakietowy na paliwo ciekłe RD-191

# 24 JAK ZAKŁADAĆ SILNIK KĄTOWY🚀🚀🚀

Jak zrobić silnik rakietowy na cukrze. Uruchomimy szybowiec rakietowy. #olofly

Liquid RD-180: testy na stanowisku badawczym | Paliwo ciekłe RD-180: próba ogniowa

Napisy

Historia

Możliwość wykorzystania cieczy, w tym ciekłego wodoru i tlenu, jako paliwa do pocisków została wskazana przez K. E. Ciołkowskiego w artykule "Badanie przestrzeni świata za pomocą odrzutowców" opublikowanym w 1903 roku. Pierwszy eksperymentalny eksperyment LRE został zbudowany przez amerykańskiego wynalazcę Roberta Goddarda w 1926 roku. Podobne wydarzenia w latach 1931-1933 zostały przeprowadzone w ZSRR przez grupę entuzjastów kierowanych przez F. A. Zandera. Prace te kontynuowano w RNII zorganizowanym w 1933 roku, ale w 1938 roku temat LPRE został zamknięty [ ], a wiodący projektanci S. P. Korolew i V. P. Głuszka byli represjonowani jako "szkodniki".

W pierwszej połowie XX wieku niemieccy projektanci Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun i inni osiągnęli największy sukces w rozwoju LRE, podczas II wojny światowej stworzyli kilka LRE dla pocisków wojskowych: balistycznych V-2, przeciwlotniczych Vasserfal, Schmetterling, Raintochter R3. W 1944 r. W Trzeciej Rzeszy utworzono nową gałąź przemysłu - naukę o rakietach, pod ogólnym kierownictwem V. Dornbergerpodczas gdy w innych krajach rozwój LRE był na etapie eksperymentalnym.

Po wojnie rozwój niemieckich projektantów popchnął badania w dziedzinie rakiet w ZSRR i Stanach Zjednoczonych, gdzie wyemigrowało wielu niemieckich naukowców i inżynierów, w tym V. von Braun. Początek wyścigu zbrojeń i rywalizacja między ZSRR a USA o przywództwo w eksploracji kosmosu były silnymi stymulatorami rozwoju LRE.

W 1957 roku w ZSRR pod kierownictwem SP Korolow został stworzony ICBM R-7, wyposażonego w RD-107 i RD-108, w czasie najsilniejszych i najbardziej wyrafinowanych na świecie, opracowany pod kierownictwem VP Glushko. Ta rakieta została wykorzystana jako nośnik pierwszych sztucznych satelitów Ziemi, pierwszego obsługiwanego statku kosmicznego i sond międzyplanetarnych.

W 1969 roku, pierwszy statek kosmiczny „Apollo” serii, uruchomiona w trajektorii lotu w kierunku księżyca booster „Saturn 5” została utworzona w Stanach Zjednoczonych, którego pierwszy etap został wyposażony w 5 silników F-1. F-1 jest obecnie najpotężniejszym spośród jednokomorowych LRE, w wyniku czego uzyskano czterokomorowy silnik RD-170 opracowany przez biuro projektowe Energomash w Związku Radzieckim w 1976 roku.

Obecnie LRE jest szeroko stosowany w programach kosmicznych. Z reguły są to dwuskładnikowe LRE o składnikach kriogenicznych. W sprzęcie wojskowym silniki rakietowe są używane stosunkowo rzadko, głównie na ciężkich rakietach. Najczęściej jest to dwuskładnikowy silnik rakietowy na wysokowrzących komponentach.

Zakres użytkowania, zalety i wady

Istnieje dość duża różnorodność systemów organizacji LRE, z jednością głównej zasady ich działania. Rozważmy urządzenie i zasadę LRE na przykładzie dwuskładnikowego silnika z pompującym paliwem jako najbardziej powszechnym, którego schemat stał się klasykiem. Inne typy LRE (z wyjątkiem trójskładnikowego) są wersjami uproszczonymi, a przy ich opisywaniu wystarczy wskazać uproszczenia.

Na rys. 1 pokazuje schematycznie urządzenie LRE.

Układ paliwowy

Układ silnika rakiety paliwowy zawiera wszystkie elementy, które służą do doprowadzania paliwa do komory spalania, - zbiorniki na paliwo, rurociągów, jednostkę turbopompa (TPU), - zespół pompy i turbiny zamontowanej na jednym wałku, z głowicą dyszy i zaworu regulującego przepływ paliwo.

Podawanie pompy paliwo pozwala wytworzyć wysokie ciśnienie w komorze silnika, od kilkudziesięciu atmosfer do 250 atm (LRE 11D520 PH "Zenit"). Wysokie ciśnienie zapewnia większy stopień rozszerzalności płynu roboczego, co jest warunkiem uzyskania wysokiej wartości określonego impulsu. Ponadto przy dużym ciśnieniu w komorze spalania osiąga się najlepszą wartość ciągu silnika - stosunek wartości ciągu do masy silnika. Im większa wartość tego wskaźnika, tym mniejszy rozmiar i waga silnika (przy tej samej wartości ciągu) i wyższy stopień jego doskonałości. Zalety układu pompowego są szczególnie widoczne w dużym silniku rakietowym, na przykład w układach napędowych rakiet.

Na rys. 1, gazy spalinowe z turbiny THA przepływają przez głowicę dyszy do komory spalania razem z komponentami paliwowymi (11). Taki silnik nazywany jest silnikiem o zamkniętym cyklu roboczym (inaczej, z cyklem zamkniętym), w którym całe zużycie paliwa, w tym zużyte w napędzie TNA, przechodzi przez komorę spalania LRE. Ciśnienie na wylocie turbiny w takim silniku powinno oczywiście być wyższe niż w komorze spalania LRE, a na wlocie do generatora gazu (6), który zasila turbinę, jeszcze wyżej. Aby spełnić te wymagania, te same komponenty paliwa (pod wysokim ciśnieniem) są wykorzystywane do napędu turbiny (przy różnym stosunku składników, zwykle z nadmiarem paliwa, w celu zmniejszenia obciążenia termicznego turbiny).

Alternatywą dla zamkniętego cyklu jest cykl otwarty, w którym turbina wydechowa jest wytwarzana bezpośrednio do otoczenia przez rurę wylotową. Wdrożenie otwartego cyklu jest technicznie prostsze, ponieważ działanie turbiny nie jest związane z działaniem komory LRE, a w tym przypadku THA może mieć swoją własną niezależność. układ paliwowy, co upraszcza procedurę rozruchu całego układu napędowego. Jednak systemy z zamkniętym obiegiem mają nieco lepsze specyficzne wartości impulsowe, co zmusza projektantów do przezwyciężenia trudności technicznych związanych z ich wdrażaniem, zwłaszcza w przypadku dużych silników do silników zaburtowych, do których ten wskaźnik ma szczególnie wysokie wymagania.

Na schemacie na rys. 1 jeden THA wstrzykuje oba składniki, co jest dopuszczalne w przypadkach, gdy składniki mają współmierną gęstość. W przypadku większości cieczy wykorzystywanych jako komponenty miotające gęstość zmienia się w zakresie 1 ± 0,5 g / cm³, co pozwala na użycie pojedynczego napędu turbo dla obu pomp. Wyjątkiem jest ciekły wodór, który w temperaturze 20 K ma gęstość 0,071 g / cm³. W przypadku takiej cieczy lekkiej wymagana jest pompa o zupełnie innych właściwościach, w tym przy znacznie większej prędkości obrotowej. Dlatego, w przypadku użycia wodoru jako paliwa, dla każdego komponentu przewidziano niezależną THA.

Przy małym silniku (i w konsekwencji niskim zużyciu paliwa) zespół turbopompowy staje się zbyt "ciężkim" elementem, co pogarsza charakterystykę ciężaru układu napędowego. Alternatywny układ paliwowy pompowania służy wyłączenia, w którym strumień paliwa do komory spalania jest dostarczany przez zwiększonym ciśnieniem w zbiornikach paliw produkowanych za pomocą sprężonego gazu, zazwyczaj azot, który jest niepalny, nietrujący, nie jest środkiem utleniającym i stosunkowo tani do wytworzenia. Do sprężania zbiorników ciekłym wodorem stosuje się hel, ponieważ inne gazy skraplają się w temperaturze ciekłego wodoru i zamieniają się w ciecz.

Rozważając działanie silnika z układem wtrysku paliwa ze schematu na Rys. 1 nie pozwala na THA, a składniki paliwa pochodzą ze zbiorników bezpośrednio do zaworów głównych LRE (9, 10). Ciśnienie w zbiornikach paliwa podczas przepływu ciśnienia musi być wyższe niż w komorze spalania, zbiorniki - silniejsze (i cięższe) niż w przypadku układu paliwowego pompy. W praktyce ciśnienie w komorze spalania silnika przy zasilaniu paliwem ciśnieniowym jest ograniczone do 10-15 at. Zazwyczaj silniki te mają stosunkowo niewielki ciąg (do 10 ton). Zaletami systemu przesuwu są prostota konstrukcji i szybkość reakcji silnika na polecenie startu, szczególnie w przypadku stosowania samozapłonu składników paliwa. Takie silniki służą do wykonywania manewrów kosmicznych w kosmosie. System wykluczenie był używany we wszystkich trzech napędowego księżycowego kosmicznego „Apollo” - usługa (pchnięcie 9760 kilogramów), lądowania (4760 kG oporowe), a starcie (nacisk 1950 kG).

Głowica dyszy - urządzenie, w którym zamontowane są dysze do wtrysku składników paliwa do komory spalania. (Często można znaleźć złą nazwę węzła „mieszanie głowę” To jest -. Tłumaczenie niedokładne, kalka z angielskiego artykułów charakter błędu. -. Mieszaniny składników paliwowych pojawia się w pierwszej trzeciej części komory spalania, a nie w głowicy dyszy) Głównym wymogiem jest to, że wtryskiwacze - najszybsze i najbardziej dokładne wymieszanie składników po wejściu do komory, ponieważ zależy to od prędkości zapłonu i spalania.
  Na przykład przez głowicę wtryskiwacza silnika F-1, co sekundę do komory spalania doprowadza się 1,8 tony ciekłego tlenu i 0,9 tony nafty. Czas spędzony przez każdą porcję tego paliwa i produktów spalania w komorze jest w milisekundach. W tym czasie paliwo powinno spalać się jak najpełniej, ponieważ niespalone paliwo jest utratą ciągu i określonego impulsu. Rozwiązaniem tego problemu jest szereg działań:

• Maksymalny wzrost liczby dysz w głowicy przy proporcjonalnej minimalizacji przepływu przez jedną dyszę. (W głowicy dyszy silnika F-1 zainstalowano 2600 dysz tlenu i 3700 dysz nafty).
• Specjalna geometria położenia wtryskiwaczy w głowicy i kolejność naprzemienności wtryskiwaczy paliwa i utleniacza.
• Specjalny kształt kanału dyszy, dzięki któremu obrót przemieszcza się przez kanał płynu, a obrót jest rozproszony, gdy wchodzi do komory przez siłę odśrodkową.

Układ chłodzenia

W związku z szybkością procesów zachodzących w LRE komory spalania, tylko bardzo mała część (ułamek procenta) całego ciepła wytwarzanego w komorze przeszły konstrukcji silnika, jednak ze względu na wysokie temperatury spalania (czasami - 3000 K), a znaczna ilość ciepła generowanego nawet małych jego część jest wystarczająca do termicznego zniszczenia silnika, dlatego problem chłodzenia silnika rakietowego jest bardzo ważny.

W przypadku LRE z pompowaniem paliwa stosowane są głównie dwa sposoby chłodzenia ścian komory LRE: chłodzenie regeneracyjne   i warstwa ścianyktóre są często udostępniane. Do małych silników z często używanym układem wtrysku paliwa ablacyjna metoda chłodzenia.

Chłodzenie regeneracyjne jest to, że w ścianie komory spalania i górnej, najbardziej ogrzanej części dyszy, powstaje wgłębienie (czasami nazywane "płaszczem chłodzącym"), przez które przechodzi jeden ze składników paliwa (zwykle paliwa) przed wejściem do głowicy mieszającej, chłodzenie w ten sposób ściana komory. Ciepło pochłonięte przez element chłodzący powraca do komory wraz z samym chłodziwem, co uzasadnia nazwę układu - "regeneracyjny".

Opracowano różne techniki technologiczne, aby stworzyć kurtkę chłodzącą. Komora pocisków rakietowych V-2 składała się na przykład z dwóch stalowych skorup, wewnętrznych i zewnętrznych, powtarzających się nawzajem. Składnik chłodzący (etanol) przeszedł przez szczelinę między tymi powłokami. Ze względu na odchylenia technologiczne grubości szczeliny, wystąpiły nieregularności przepływu cieczy, w wyniku czego powstały lokalne strefy przegrzania powłoki wewnętrznej, które często ulegają spaleniu w tych strefach z katastrofalnymi konsekwencjami.

W nowoczesnych silnikach wnętrze ściany komory wykonane jest z wysoce przewodzących ciepło stopów brązu. Wąskie cienkościenne kanały są w nim tworzone za pomocą metody frezowania (15D520 PH 11K77 Zenit, PH 11K25 Energia) lub wytrawiania kwasem (SSME Space Shuttle). Z zewnątrz struktura ta jest ciasno owinięta wokół pochwy arkusza nośnika ze stali lub tytanu, który dostrzega obciążenie mocy wewnętrznego ciśnienia w komorze. Element chłodzący krąży w kanałach. Czasami płaszcz chłodzący jest montowany z cienkich rur przewodzących ciepło, które są uszczelnione do uszczelnienia za pomocą stopu brązu, ale takie komory są przeznaczone do niższego ciśnienia.

Warstwa ściany (warstwa graniczna, Amerykanie również używają terminu "kurtyna" - kurtyna) - jest to warstwa gazu w komorze spalania, znajdująca się w bezpośrednim sąsiedztwie ściany komory i składająca się głównie z oparów paliwa. W celu organizacji takiej warstwy, tylko dysze paliwowe są zainstalowane wzdłuż obrzeża głowicy mieszającej. Ze względu na nadmiar paliwa i brak czynnika utleniającego, chemiczna reakcja spalania w warstwie bliskiej ściany jest znacznie mniej intensywna niż w centralnej strefie komory. W wyniku tego temperatura warstwy bliskiej ściany jest znacznie niższa niż temperatura w centralnej strefie komory, a także izoluje ścianę komory od bezpośredniego kontaktu z najgorętszymi produktami spalania. Czasami dodatkowo dysze instaluje się na bocznych ściankach komory, prowadząc część paliwa do komory bezpośrednio z płaszcza chłodzącego, również w celu utworzenia warstwy zbliżonej do ściany.

Uruchom silnik rakietowy

Uruchomienie silnika rakietowego jest odpowiedzialną operacją, obarczoną poważnymi konsekwencjami w przypadku sytuacji awaryjnych w trakcie jej realizacji.

Jeżeli składniki paliwa ulegają samozapłonowi, to znaczy wchodzą w reakcję chemicznego spalania przez fizyczny kontakt ze sobą (na przykład heptyl / kwas azotowy), inicjacja procesu spalania nie powoduje problemów. Ale w przypadku, gdy składniki nie są takie (na przykład tlen / nafta), potrzebny jest zewnętrzny inicjator zapłonu, którego działanie musi być precyzyjnie skoordynowane z dostarczaniem składników paliwa do komory spalania. Unburned mieszanka paliwowa   - Jest to materiał wybuchowy o wielkiej niszczycielskiej sile, a jego nagromadzenie w komorze grozi poważnym wypadkiem.

Po zapłonie paliwa utrzymanie ciągłego procesu jego spalania następuje samoistnie: paliwo, które ponownie wchodzi do komory spalania, zapala się z powodu wysokiej temperatury wytworzonej przez spalanie wcześniej wprowadzonych porcji.

Do początkowego zapłonu paliwa w komorze spalania podczas uruchamiania LRE stosowane są różne metody:

• Stosowanie elementów samozapłonowych (zwykle opartych na fosforze zawierającym palny nośnik, samozapłon w kontakcie z tlenem), które na samym początku procesu uruchamiania silnika są wprowadzane do komory przez specjalne dodatkowe dysze z pomocniczego układu paliwowego, a po rozpoczęciu spalania dostarczane są główne składniki. Obecność dodatkowego układu paliwowego komplikuje konstrukcję silnika, ale pozwala na wielokrotne ponowne uruchamianie.
• Elektryczny zapalnik umieszczony w komorze spalania w pobliżu głowicy dyszy, który po włączeniu tworzy łuk elektryczny lub serię wyładowań iskrowych wysokiego napięcia. Ten zapalnik jest jednorazowy. Po zapaleniu paliwa pali się.
• Zapalarka pirotechniczna. Mały pirotechniczny blok działający w wyniku zapalenia jest umieszczony w komorze w pobliżu głowicy dyszy, która jest zapalana przez elektryczny bezpiecznik.

Automatyczny rozruch silnika koordynuje na czas działanie zapalnika i zasilanie paliwem.

Uruchomienie dużych LRE z pompującym układem paliwowym składa się z kilku etapów: THA najpierw uruchamia się i odbiera prędkość (proces ten może również składać się z kilku faz), następnie włączają się główne zawory LRE, zwykle w dwóch lub więcej etapach ze stopniowym pchnięciem od etapu do kroki do normy.

W przypadku stosunkowo małych silników, począwszy od wydania LRE, natychmiast praktykuje się przy 100% ciągu, zwanego "armatą".

Automatyczny system kontroli LRE

Współczesny LRE jest wyposażony w dość złożoną automatyzację, która powinna wykonywać następujące zadania:

• Bezpieczne uruchomienie silnika i jego wyjścia do trybu głównego.
• Utrzymaj stabilną pracę.
• Zmiana ciągu zgodnie z programem lotu lub na polecenie zewnętrznych systemów sterowania.
• Wyłączanie silnika, gdy rakieta osiągnie określoną orbitę (trajektoria).
• Regulacja stosunku zużycia składników.

Ze względu na technologiczną zmienność oporności hydraulicznych ścieżek paliwa i utleniacza, stosunek kosztów komponentów do rzeczywistego silnika różni się od obliczonego, co pociąga za sobą zmniejszenie ciągu i określonego impulsu względem obliczonych wartości. W rezultacie rakieta może nigdy nie dokończyć zadania, ponieważ całkowicie zużyła jeden ze składników paliwa. Na początku rakiety walczyli przeciwko temu, tworząc gwarantowaną dostawę paliwa (rakieta była wypełniona więcej niż obliczoną ilością paliwa, aby zaspokoić wszystkie możliwe odchylenia rzeczywistych warunków lotu od obliczonych). Gwarancja paliwa jest tworzona kosztem ładunku. Obecnie duże rakiety są wyposażone w automatyczny system kontroli stosunku zużycia składników, co pozwala utrzymać ten stosunek blisko stosunku do obliczonego, zmniejszając w ten sposób gwarantowane dostawy paliwa i odpowiednio zwiększając masę ładunku.
  System automatyczne sterowanie Układ napędowy zawiera ciśnieniem i czujników przepływu w różnych punktach w układzie paliwowym i organów uruchamiające są zawory główne, a zawory sterujące ekspandera turbiny (fig. 1 - w pozycjach 7, 8, 9 i 10).

Składniki paliwa

Wybór komponentów paliwowych jest jedną z najważniejszych decyzji przy projektowaniu LRE, z góry ustalając wiele szczegółów dotyczących konstrukcji silnika i późniejszych rozwiązań technicznych. Dlatego też wybór paliwa dla silnika rakietowego jest wykonywana z pełnym uwzględnieniem celów i silnikiem rakietowym na którym jest zamontowana, warunków pracy, technologii produkcji, magazynowania, transportu do miejsca startu, i tak dalej. N.

Jednym z najważniejszych wskaźników składników mieszanki jest swoisty impuls, co jest szczególnie ważne przy projektowaniu rakiet kosmicznych, ze względu na to w najwyższym stopniu wagowy paliwa i ładowność zależy, a co za tym idzie wielkość i ciężar całego pojazdu ( patrz Formuła Ciołkowskiego), która, jeśli nie wystarczająco wysoka wartość konkretnego impulsu, może być nierealistyczna. Tabela 1 pokazuje główne cechy niektórych kombinacji składników ciekłego paliwa.

Jednoskładnikowe i są silnikami odrzutowymi działającymi na sprężonym zimnym gazie (na przykład powietrze lub azot). Takie silniki nazywane są strumieniami gazu i składają się z zaworu i dyszy. Silniki odrzutowe są stosowane tam, gdzie nie można zaakceptować termicznego i chemicznego oddziaływania strumienia spalin, a podstawowym wymaganiem jest prostota projektu. Wymagania te muszą być spełnione, na przykład, przez indywidualnych astronautów, którzy poruszają się i manewrują urządzeniami (UPMK) umieszczonymi w plecaku za plecami i przeznaczonymi do ruchu podczas pracy poza statkiem kosmicznym. Prace UPMK z dwóch butli ze sprężonym azotem, które są zasilane przez zawory elektromagnetyczne w układzie napędowym, składające się z 16 silników.

Trójskładnikowe silniki rakietowe

Od wczesnych lat siedemdziesiątych koncepcja silników trójskładnikowych była badana w ZSRR i USA, która łączyłaby wysoki impuls właściwy, gdy byłaby używana jako paliwo wodorowe i większa średnia gęstość paliwa (i, w konsekwencji, mniejsza objętość i ciężar zbiorników paliwa), charakterystyka paliwa węglowodorowego. Po uruchomieniu taki silnik pracowałby na tlen i nafty, a na dużych wysokościach przestawiał się na użycie ciekłego tlenu i wodoru. Takie podejście może pozwolić na stworzenie jednoetapowego nośnika przestrzeni. Rosyjskim przykładem silnika trójskładnikowego jest RD-701 LRE, który został opracowany dla systemu transportu kosmicznego MAKS wielokrotnego użytku.

Możliwe jest również użycie dwóch paliw jednocześnie - na przykład wodoru - berylu - tlenu i wodoru - litu - fluoru (spalanie berylu i litu, a wodór jest najczęściej wykorzystywany jako medium robocze), co umożliwia uzyskanie określonych wartości impulsów w zakresie 550-560 sekund, jednak technicznie bardzo trudne i nigdy nie używane w praktyce.

Kontrola rakiet

W płynnych rakietach często silniki, oprócz ich głównej funkcji - tworzenia ciągu - służą również jako organy kontroli lotów. Już pierwsza kontrolowana rakieta balistyczna V-2 była sterowana za pomocą 4 grafitowych dynamicznych sterów gazowych umieszczonych w strumieniu silnika na obrzeżu dyszy. Odchylając się, te stery odrzuciły część strumienia, który zmienił kierunek wektora ciągu silnika i stworzyły moment siły względem środka masy rakiety, który był działaniem kontrolnym. Ta metoda znacznie redukuje ciąg silnika, poza tym, że stery grafitowe w strumieniu strumienia są narażone na silną erozję i mają bardzo mały zasób czasowy.
  W nowoczesnych systemach kontroli rakiet są używane kamery PTZ   LRE, które są przymocowane do elementów nośnych korpusu rakiety za pomocą zawiasów, umożliwiając obrócenie kamery w jednej lub dwóch płaszczyznach. Składniki paliwa są dostarczane do komory za pomocą elastycznych przewodów - mieszków. Kiedy kamera odchyla się od osi równoległej do osi rakiety, ciąg kamery wytwarza wymagany moment obrotowy. Kamery są obracane za pomocą hydraulicznych lub pneumatycznych maszyn sterujących, które wykonują polecenia generowane przez system kontroli rakiet.
W rosyjskim lotniskowcu Soyuz-2, oprócz 20 głównych, nieruchomych komór układu napędowego, znajduje się 12 obrotowych (każda w swojej własnej płaszczyźnie) kamer kontrolnych o mniejszym rozmiarze. Komory sterujące mają wspólny układ paliwowy z silnikami głównymi.
  Z 11 silników stabilizujących (wszystkie etapy) pojazdu startowego Saturn-5, dziewięć (z wyjątkiem centralnego pierwszego i drugiego stopnia) obraca się, każdy w dwóch płaszczyznach. W przypadku stosowania silników głównych jako sterowania, zakres roboczy obrotu kamery jest nie większy niż ± 5 °: ze względu na duży ciąg głównej komory i jej usytuowanie w przedziale rufowym, to znaczy w znacznej odległości od środka masy rakiety, nawet niewielkie ugięcie kamery tworzy znaczący moment kontrolny.

Oprócz kamer PTZ, czasami używane są silniki, które służą wyłącznie do sterowania i stabilizacji samolotu. Dwie komory z przeciwnie skierowanymi dyszami są sztywno zamocowane na korpusie urządzenia w taki sposób, że nacisk tych komór wytwarza moment siły wokół jednej z głównych osi urządzenia. W związku z tym, aby kontrolować pozostałe dwie osie, ustawia się również ich pary silników sterujących. Silniki te (z reguły jednoskładnikowe) są włączane i wyłączane za pomocą polecenia układu sterowania urządzenia, obracając go w wymaganym kierunku. Takie systemy sterowania są powszechnie stosowane do orientacji samolotu w kosmosie.

• Światowej sławy LRE

Reaktywny rozumiany jest jako ruch, w którym jedna z jego części jest oddzielona od ciała z określoną prędkością. Siła wynikająca z tego procesu działa sama. Innymi słowy, nie ma nawet najmniejszego kontaktu z ciałami zewnętrznymi.

  w naturze

Podczas letnich wakacji na południu prawie każdy z nas, pływając w morzu, spotkał się z meduzami. Ale niewiele osób myślało, że te zwierzęta poruszają się w taki sam sposób, jak silnik odrzutowy. Zasada działania w naturze takiego agregatu może być obserwowana podczas przemieszczania niektórych gatunków morskich planktonów i larw ważek. Co więcej, wydajność tych bezkręgowców jest często większa niż środków technicznych.

Kto jeszcze może jasno pokazać, co silnik odrzutowy ma zasadę działania? Kalmary, ośmiornice i mątwy. Wiele innych morskich mięczaków wykonuje podobny ruch. Weźmy na przykład mątwy. Wchłania wodę do jamki skrzeli i energicznie wyrzuca ją przez lejek, który kieruje do tyłu lub na boki. W tym przypadku mięczak jest w stanie wykonać ruch w pożądanym kierunku.

Zasada działania silnik odrzutowy można zaobserwować podczas przesuwania salsy. To morskie zwierzę bierze wodę do szerokiej wnęki. Potem mięśnie jego ciała kurczą się, przepychając płyn przez dziurę w plecach. Reakcja powstałego strumienia pozwala boczku iść do przodu.

Pociski morskie

Ale największa perfekcja w nawigacji odrzutowej dosięgła wszystkich tych samych kalmarów. Nawet forma samej rakiety wydaje się być skopiowana z tego mieszkańca morza. Podczas poruszania się z małą prędkością kałamarnica okresowo wygina rombową płetwę. Ale aby szybko rzucić, musi użyć własnego "silnika odrzutowego". Zasada działania wszystkich jej mięśni i ciała warto rozważyć bardziej szczegółowo.

Kalmary mają osobliwy płaszcz. To jest tkanka mięśniowa, która otacza jego ciało ze wszystkich stron. Podczas ruchu zwierzę zasysa dużą ilość wody do tego płaszcza, gwałtownie wyrzucając strumień przez specjalną wąską dyszę. Takie działania umożliwiają kalmakowi cofanie się z prędkością do siedemdziesięciu kilometrów na godzinę. zwierzę gromadzi w pakiecie wszystkie swoje dziesięć macek, które nadają mu opływowy kształt. Dysza posiada specjalny zawór. Zwierzę obraca je skurczem mięśni. To pozwala marynarzowi zmienić kierunek. Rolą steru podczas ruchów kałamarnicy grają jego macki. Kieruje nimi w lewo lub w prawo, w dół lub w górę, łatwo unikając kolizji z różnymi przeszkodami.

Istnieje rodzaj kalmara (stenoteutis), który posiada tytuł najlepszego pilota wśród mięczaków. Opisz zasadę działania silnika odrzutowego - a zrozumiesz, dlaczego, podczas gonienia ryb, to zwierzę czasami wyskakuje z wody, nawet dostając się na pokłady statków płynących po oceanie. Jak to się dzieje? Pilot kałamarnicy, gdy znajduje się w elemencie wodnym, rozwija dla niego maksymalną siłę odrzutu. To pozwala mu latać nad falami w odległości do pięćdziesięciu metrów.

Jeśli weźmiemy pod uwagę silnik odrzutowy, zasadę działania jakiego zwierzęcia możemy wymienić? To, na pierwszy rzut oka, workowaty ośmiornica. Pływacy nie są tak szybcy jak kałamarnicy, ale w razie niebezpieczeństwa nawet najlepsi sprinterzy mogą zazdrościć ich prędkości. Biolodzy, którzy badali migrację ośmiornicy, odkryli, że poruszają się jak to, co silnik odrzutowy ma zasadę działania.

Zwierzę z każdym strumieniem wody wyrzuconym z lejka wytwarza zryw dwu-, a nawet dwu i półmetrowy. W tym samym czasie ośmiornica pływa osobliwie - do tyłu.

Inne przykłady napędu odrzutowego

W świecie roślin są rakiety. Zasada działania silnika odrzutowego może być obserwowana, gdy nawet przy bardzo lekkim dotknięciu "wściekły ogórek" odbija się od nasady z dużą prędkością, jednocześnie odrzucając lepką ciecz z nasionami. W tym samym czasie sam płód leci na znaczną odległość (do 12 m) w przeciwnym kierunku.

Zasada działania silnika odrzutowego można również zaobserwować podczas przebywania w łodzi. Jeśli ciężkie kamienie zostaną zrzucone z niej do wody w określonym kierunku, wówczas przesunie się w przeciwnym kierunku. Silnik rakietowy ma tę samą zasadę działania. Tylko tam, zamiast kamieni, używane są gazy. Tworzą one siłę reaktywną, która zapewnia ruch zarówno w powietrzu, jak i w przestrzeni wyładowanej.

Fantastyczna podróż

Ludzkość od dawna marzy o lotach kosmicznych. Potwierdzają to prace pisarzy science fiction, którzy, aby osiągnąć ten cel, oferowali różnorodne środki. Na przykład bohater historii francuskiego pisarza Herkulesa Savinena Cyrano de Bergerac dotarł do księżyca na żelaznym wozie, nad którym nieustannie rzucano potężny magnes. Słynny Munchhausen dotarł również do tej samej planety. Olbrzymi łodyg fasoli pomógł mu wyruszyć w podróż.

Napęd odrzutowy był używany w Chinach już w pierwszym tysiącleciu pne. Bambusowe tuby, które zostały wypchane prochem, służyły jako oryginalne rakiety dla zabawy. Nawiasem mówiąc, projekt pierwszego samochodu na naszej planecie, stworzonego przez Newtona, był również wyposażony w silnik odrzutowy.

Historia RD

Dopiero w XIX wieku. Ludzkie marzenie o kosmosie zaczęło przybierać konkretne cechy. W końcu to właśnie w tym stuleciu pierwszy rewolucyjny projekt na świecie z silnikiem odrzutowym został stworzony przez rosyjskiego rewolucjonistę N. I. Kibalchicha. Wszystkie gazety zostały sporządzone przez Oswobodziciela Ludu w więzieniu, gdzie dostał się po zamachu na Aleksandra. Niestety, w dniu 04.04.1881 r. Kibalchich został stracony, a jego pomysł nie znalazł praktycznego zastosowania.

Na początku XX wieku. pomysł wykorzystania rakiet do lotu w kosmos został rozwinięty przez rosyjskiego naukowca K. E. Ciołkowskiego. Po raz pierwszy jego praca, zawierająca opis ruchu ciała o zmiennej masie w postaci równania matematycznego, została opublikowana w 1903 roku. Później naukowiec opracował sam schemat silnika odrzutowego napędzanego paliwem ciekłym.

Ponadto Ciołkowski wynalazł wielostopniowy rakietowy i zaproponował stworzenie prawdziwych kosmicznych miast na orbicie okołoziemskiej. Ciołkowski przekonująco udowodnił, że jedynym sposobem na lot kosmiczny jest rakieta. Oznacza to, że urządzenie jest wyposażone w silnik odrzutowy, uzupełniany paliwem i utleniaczem. Tylko taka rakieta jest w stanie pokonać siłę grawitacji i latać poza ziemską atmosferą.

Eksploracja kosmosu

Idea Ciołkowskiego została wdrożona przez radzieckich naukowców. Kierowani przez Siergieja Pawłowicza Korolewa, uruchomili pierwszego sztucznego satelitę Ziemi. 4 października 1957 r. Urządzenie to zostało dostarczone na orbitę rakietą z silnikiem odrzutowym. Prace RD opierały się na konwersji energii chemicznej, która jest przekazywana przez paliwo do strumienia gazu, zamieniając się w energię kinetyczną. W tym przypadku rakieta porusza się w przeciwnym kierunku.

Silnik odrzutowy, którego zasada jest wykorzystywana od wielu lat, znajduje zastosowanie nie tylko w astronautyce, ale także w lotnictwie. Ale przede wszystkim jest on używany W końcu tylko RD jest w stanie przenieść aparat w przestrzeń, w której nie ma żadnego środowiska.

Ciekły silnik odrzutowy

Ten, który wystrzelił z broni palnej lub po prostu obserwował ten proces z boku, wie, że istnieje siła, która z pewnością zepchnie beczkę z powrotem. I z większą opłatą, zwrot z pewnością wzrośnie. Silnik odrzutowy działa w ten sam sposób. Zasada działania jest podobna do tego, jak lufa jest odpychana pod działaniem strumienia gorących gazów.

Jeśli chodzi o rakietę, proces, podczas którego mieszanina jest zapalana, jest stopniowy i ciągły. To jest najłatwiejsze silnik na paliwo stałe. Jest dobrze znany wszystkim twórcom rakiet.

W silniku z ciekłym strumieniem (LRE) stosuje się mieszaninę składającą się z paliwa i utleniacza, aby wytworzyć płyn roboczy lub strumień pchający. Ten ostatni, z reguły, jest kwasem azotowym lub paliwem w LRE jest nafta.

Zasada działania silnika odrzutowego, który znajdował się w pierwszych próbkach, została zachowana do dziś. Dopiero teraz, gdy ta substancja jest utleniana, specyficzny impuls zwiększa się o 30% w porównaniu z pierwszymi LRE. Warto powiedzieć, że pomysł użycia wodoru zaproponował sam Ciołkowski. Jednak trudności w pracy z tą niezwykle wybuchową substancją w tym czasie były po prostu nie do pokonania.

Jaka jest zasada działania silnika odrzutowego? Paliwo i utleniacz dostają się do komory roboczej z oddzielnych zbiorników. Następnie transformacja składników do mieszaniny. Pali się, uwalniając ogromną ilość ciepła pod ciśnieniem w dziesiątkach atmosfer.

Komponenty w komorze roboczej silnika odrzutowego padają na różne sposoby. Utleniacz wprowadza się tu bezpośrednio. Ale paliwo przechodzi dłuższą drogę między ściankami komory i dyszą. Tutaj rozgrzewa się i już o wysokiej temperaturze jest wrzucany do strefy spalania przez liczne dysze. Następnie strumień utworzony przez dyszę wyskakuje i zapewnia samolotowi moment pchania. W ten sposób można stwierdzić, który silnik odrzutowy ma zasadę działania (krótko). W tym opisie wiele elementów nie jest wymienionych, bez których działanie LRE nie byłoby możliwe. Wśród nich są sprężarki potrzebne do wytworzenia ciśnienia potrzebnego do wtrysku, zaworu, turbin zasilających itp.

Współczesne użycie

Pomimo faktu, że praca silnika odrzutowego wymaga dużej ilości paliwa, LRE nadal służy ludziom dzisiaj. Są używane jako główne silniki napędowe w pojazdach nośnych, a także w manewrach dla różnych statków kosmicznych i stacji orbitalnych. W lotnictwie stosowane są inne typy dróg kołowania, które mają nieco inną wydajność i wygląd.

Rozwój lotnictwa

Od początku XX wieku do wybuchu II wojny światowej ludzie latali tylko na śmigłowcowych samolotach. Pojazdy te były wyposażone w silniki. spalanie wewnętrzne. Postęp jednak nie ustał. Wraz z rozwojem pojawiła się potrzeba stworzenia mocniejszych i szybszych samolotów. Jednak tutaj projektanci samolotów stanęli przed pozornie nierozwiązywalnym problemem. Faktem jest, że nawet przy niewielkim wzroście znacznie zwiększył ciężar samolotu. Jednak Anglik Frank Will znalazł wyjście z twórcy sytuacji. Stworzył całkowicie nowy silniknazywany reaktywnym. Ten wynalazek dał potężny impuls rozwojowi lotnictwa.

Zasada działania silnika odrzutowego samolotu jest podobna do działania silnika strażackiego. Wąż ma zwężający się koniec. Przepływając przez wąski otwór, woda znacznie zwiększa prędkość. Wytworzona przez niego siła nacisku jest tak silna, że ​​strażak ledwo trzyma w rękach wąż. Takie zachowanie wody może również wyjaśniać zasadę działania silnika odrzutowego samolotu.

Drogi kołowania z bezpośrednim przepływem

Ten typ silnika odrzutowego jest najprostszy. Możesz przedstawić go w postaci rury z otwartymi końcami, która jest zainstalowana na płaszczyźnie ruchu. Przed swoim przekrojem rozszerza się. Dzięki tej konstrukcji, wchodzące powietrze zmniejsza prędkość, a ciśnienie wzrasta. Najszerszym miejscem takiej rury jest komora spalania. Oto wtrysk paliwa i jego dalsze spalanie. Taki proces przyczynia się do ogrzewania powstałych gazów i ich silnego rozszerzania. Kiedy to nastąpi, ciąg silnika odrzutowego. Wytwarzane są wszystkie te same gazy, gdy z siłą wyciągniętą z wąskiego końca rury. To ten ciąg sprawia, że ​​samolot leci.

Problemy z użytkowaniem

Silniki Ramjet mają pewne wady. Mogą pracować tylko na płaszczyźnie, która jest w ruchu. Statek powietrzny, który znajduje się w stanie spoczynku, drogi kołowania z przepływem bezpośrednim nie mogą zostać uruchomione. Aby unieść się w powietrze, taki statek powietrzny wymaga innego silnika rozruchowego.

Rozwiązywanie problemów

Zasada działania silnika odrzutowego samolotu typu turboodrzutowego, pozbawionego wad drogi kołowania z przepływem bezpośrednim, pozwoliła projektantom statków powietrznych stworzyć najbardziej zaawansowane samoloty. Jak działa ten wynalazek?

Głównym elementem silnika turboodrzutowego jest turbina gazowa. Przy jego pomocy uruchamiana jest sprężarka powietrza, przez którą sprężone powietrze kierowane jest do specjalnej komory. Wynikające z tego spalanie produktów paliwowych (zwykle nafty) spada na łopatki turbiny, co wprowadza ją w życie. Następnie strumień powietrza i gazu dostaje się do dyszy, gdzie przyspiesza do dużych prędkości i wytwarza olbrzymi strumień.

Wzrost mocy

Trakcja reaktywna może znacznie wzrosnąć w krótkim okresie czasu. Do tego wykorzystuje się dopalanie. Jest to wtrysk dodatkowego paliwa do strumienia gazu wydobywającego się z turbiny. Niewykorzystany tlen w turbinie przyczynia się do spalania nafty, co zwiększa ciąg silnika. Przy dużych prędkościach wzrost jego wartości osiąga 70%, a przy niskich prędkościach 25-30%.

Komora spalania silnika rakietowego z ciekłym paliwem o zamkniętym obwodzie zawiera zasilanie gazem, w którym osadzona jest głowica z dwoma dnami i dwuskładnikowymi dyszami gazowo-cieczowymi, wykonanymi w postaci kolejnych cylindrów o mniejszej średnicy na wlocie, wystających do źródła gazu i większej mocy. W centralnym kanale dysz, dwa rzędy stycznych otworów do dostarczania ciekłego składnika znajdują się w punkcie przejścia o mniejszej średnicy do większego. Komora mieszania wykonana jest o długości 1,4 - 1,5 średnicy wyjściowej dyszy dyszy. Centralny kanał bezpośrednio przed otworami stycznymi jest wykonany w postaci dyfuzora. Wynalazek chroni zależność definicji średnicy wejściowej i wyjściowej dyfuzora i wystających dysz w wylocie gazu. Ten przykład wykonania komory spalania zwiększa wydajność i trwałość procesu roboczego silnika. 4 il.

Wynalazek dotyczy komór spalania ciekłych silników rakietowych w obiegu zamkniętym.

Znany silnik rakietowy na paliwo stałe J-2 firmy Rokitdaydn (USA), pracujący na elementach paliwa wodorowo-tlenowego. Głowica tej komory zawiera dysze dwuskładnikowe, przez kanał centralny, z którego dostarczany jest ciekły tlen, przez promieniowe otwory - wodór. Oddzielająca cylindryczna tuleja jest wycinana między kanałami tlenu i wodoru o pewną ilość z dyszy (JA Schelke Astronatics 1962, Vor 7, N 2, str. 41, 98. Zbiór tłumaczeń artykułów opublikowanych w zagranicznej prasie "Wodór silniki rakietowe", CIAM, Inventory 8942, 1963) Jednakże, z uwagi na małe przycinanie, tuleja rozdzielająca zapobiega mieszaniu składników wewnątrz dyszy, a zatem wymaga dużej długości komory spalania, aby zapewnić niezbędne całkowite spalanie paliwa.

Podobne odśrodkowe dysze dwuskładnikowe są stosowane w komorze spalania silnika rakietowego z zamkniętym obiegiem SSME amerykańskiej firmy Rokidain dla promu kosmicznego wahadłowca kosmicznego (Levin VR, Ilyin DV, Lipatov I.N., Galankin E. Moscow, American Oxygen-Hydrogenic LRE Rokidain SSME, CIAM Proceedings, Inv. 1018, 1982), w tych dyszach ciekły tlen jest również dostarczany przez kanał centralny, a gaz generatorowy bogaty w wodór jest podawany przez otwory promieniowe. Aby poprawić mieszanie składników paliwa wewnątrz dyszy, rękaw separacyjny jest przycinany do 6,1 mm przy średnicy komory mieszania 6,35 mm (l / d = 0,96).

Jednak nawet w takich dyszach wydajność mieszania składników paliwa jest niewystarczająca ze względu na niewielką długość ich kontaktu, obecność tulei rozdzielającej pomiędzy warstwą gazową wodoru i ciekłym strumieniem tlenu. Ponadto przewodność akustyczna otworów stycznych jest mała i nie jest dostarczana do regulacji. Przewodność akustyczna kanału środkowego dyszy jest również mała ze względu na jego małą średnicę i nieoptymalną długość. Dlatego konstrukcja komory spalania jest skomplikowana przez przegródki antypulsacyjne i absorber akustyczny.

Niniejszy wynalazek ma na celu poprawę kompletności spalania paliwa i wysokiej częstotliwości akustycznej stabilności procesu roboczego w komorze spalania z dwuskładnikowymi dyszami gaz-ciecz mającymi centralny kanał do dostarczania gazowego komponentu i styczne otwory do dostarczania ciekłego składnika.

Zadanie to osiąga się przez to, że dwa rzędy otworów stycznych znajdują się w środkowym kanale dysz w punkcie przejścia o mniejszej średnicy do większego, długość komory przemieszczenia l1 jest równa l 1 = (1,4 ... 1,5) d 1, gdzie d 1 - średnica wylotu dyszy. Centralny kanał bezpośrednio przed stycznymi otworami jest wykonany w postaci dyfuzora (rysunek 2). Średnicę wejściową d3 dyfuzora przypisuje się od warunku zapewnienia maksymalnej całkowitej przepuszczalności dysz dla gazu, gdzie Dc jest średnicą komory, n f jest liczbą dysz.

Średnica wyjściowa d 2 dyfuzorów jest wyznaczona z warunku zapewnienia wysokości stopnia, równego średnicy otworów stycznych, a w konsekwencji początkowej grubości zawirowania cieczy. Część wtryskiwaczy wystających do kanału gazowego jest wykonana nie mniej niż 0,5 w całkowitej długości kanału centralnego. Całkowita długość środkowego kanału jest wybierana od warunku zapewnienia maksymalnej przewodności akustycznej.

Wykonanie długości komory mieszania, równe l 1 = (1,4 ... 1,5) d 1, dobiera się zgodnie z danymi doświadczalnymi. Kiedy l 1< 1,4 d 1 полнота сгорания топлива существенно снижается (фиг.3), при l 1 > 1,5 d 1 zaczyna się przegrzewać dyszę dyszy. Dwurzędowe rozmieszczenie stycznych otworów w warunkach otwartego kontaktu osłony cieczy i strumienia gazu optymalizuje charakterystykę skręcania i mieszania ciekłego składnika ze składnikiem gazowym. Pierwszy rząd wirujących strumieni cieczy poddawany jest silniejszemu wpływowi przepływu gazu i jest bardziej mieszany z nim, przy zachowaniu charakterystyk skrętu drugiego rzędu i czasu kontaktu wirującej cieczy z gazem. Wykonanie dyfuzora w centralnym kanale bezpośrednio przed otworami stycznymi zwiększa długość kontaktu elementów wewnątrz dysz w stałym stosunku l 1 / d 1 i dodatkowo zwiększa kompletność spalania paliwa o więcej niż 0,5% (na przykład pk = 0,984 zamiast 0,977). Obecność stopnia przy wyjściu z dyfuzora przed otworami stycznymi zapewnia również optymalną charakterystykę wirującej osłony cieczy i przez to przyczynia się do lepszego mieszania składników paliwa wewnątrz dyszy, a w konsekwencji do zwiększenia wydajności spalania paliwa.

Wykonywanie maksymalnej przepuszczalności dysz gazu, optymalizacja długości centralnego kanału i wysunięcie dyszy w kanale gazowym zapewnia zwiększenie usuwania energii falowej z komory spalania do kanału gazu, maksymalne rozproszenie energii fal i tym samym zwiększenie stabilności procesu roboczego w odniesieniu do oscylacji akustycznych o wysokiej częstotliwości. Wpływ tych czynników potwierdzają pełnowymiarowe testy eksperymentalne silników.

RYS. 4 przedstawia porównawcze dane doświadczalne dotyczące amplitud pulsacji ciśnienia w komorze spalania silnika o zamkniętym obwodzie w zależności od temperatury gazu generatorowego na wlocie do głowicy dla dysz o długości l / D do = 0,13 i l / D do = 0,23 z przycięciem tulei separacyjnej l 1 / d 1 = 0,66, 0,73 z l / D k = 0,13 i przy l 1 / d 1 = 0,98 przy l / D k = 0,23.

Dane te wskazują, że w komorze z dyszami o długości, która nie jest optymalna dla przewodnictwa akustycznego (l / Dk = 0,13), przycięcie tulei rozdzielającej o 1 / d1 = 0,66 zwiększa amplitudę pulsacji, gdy reżim temperatury gazu utleniającego wzrasta z 200 o C do 400 o C 3 razy, przycinanie na l 1 / d 1 = 0,73 - 6 razy już przy t gaz = 300 o C. Przy wydłużonych dyszach (l / D do = 0,23), wystające poniżej średniej dno w kanale gazowym (1 / d 1 = 0,5), amplituda pulsacji w komorze zwiększyła się zaledwie 1,7 razy, nawet w trybie z t = 540 oC. W trybie nominalnym przy t = 300 o C ok o L / D = 0,13 do l / d = 0,23 do zmniejszenia amplitudy pulsacji o więcej niż 5 razy (Figura 4).

RYS. 3 pokazuje eksperymentalną zależność wzrostu spalania paliwa na przycięciu tulei rozdzielającej z cylindrycznym i kanałem dyfuzora z przodu stycznych otworów. Z tego rysunku wynika, że ​​przycięcie tulei rozdzielającej do l1 / D1 = 0,5 nie wpływa na kompletność spalania paliwa, dalszy wzrost przycinania do l1 / d1 = 1.46 zwiększył kompletność spalania paliwa o 3%, działanie dyfuzora w kanał centralny bezpośrednio przed otworami stycznymi - o kolejne 0,5%.

RYS. 1 przedstawia komorę spalania.

RYS. 2 - centralny kanał dysz.

RYS. 3 - zależność kompletności spalania od stosunku l 1 / d 1.

RYS. 4 - zależność amplitudy pulsacji ciśnienia od temperatury.

Schemat proponowanej komory spalania przedstawiono na RYS. 2. Komora spalania zawiera gaz 1, blisko ściany 2 i główne 3 dwuskładnikowe dysze, środkowe dno 4, ogniowe dno 9. Centralny kanał 5 ma średnicę d3 przy wejściu, ma dyfuzor 6 o średnicy wyjściowej d2 i komorę mieszania 11 z otworami stycznymi 7 Na styku dyfuzora 6 z komorą mieszania 11 znajduje się stopień 10 równy średnicy stycznych otworów dt. Główne dysze 3 wystają ponad środkowym dnem 4, a kanał gazowy 1 ma długość l3 nie mniejszą niż 0,5 całkowitej długości centralnego kanału. Długość komory mieszania 11 jest wykonana z długości l1 = (1,4 ... 1,5). Przepuszczalność dysz gazowych, równa stosunkowi całkowitej powierzchni centralnych kanałów dyszy do obszaru strefy spalania 11 komory, przypisana jest zgodnie z warunkiem:   Całkowita długość środkowego kanału dyszy jest wybierana z warunku zapewnienia maksymalnej przewodności akustycznej.

Gaz generatorowy wzbogacony w tlen przepływa z przewodu gazowego 1 przez centralny kanał 5 dysz 3 i przez dyfuzor 6 do komory mieszania 11, płynny składnik przez styczne otwory 7 w komorze mieszania 11 wiruje wokół strumienia gazu i miesza się z nim. Uzyskana mieszanina wchodzi do strefy spalania 8. Energia fal wytworzona w strefie spalania jest prowadzona przez centralne kanały 5 dysz w kanale gazowym 1, gdzie jest rozpraszana pomiędzy 4 dyszami wystającymi ponad środkowe dno. Maksymalne usuwanie energii falowej zapewnia optymalizacja długości i średnicy kanału centralnego w celu uzyskania maksymalnej przewodności akustycznej.

Charakterystyka akustyczna cylindrycznej rury, a w konsekwencji strumienia wtryskiwacze gazowe   określone w pracy A. Kukinova. "Jednowymiarowe oscylacje przepływu w rurce cylindrycznej", Proceedings of TsAGI, Issue 1231, M, wyd. Departament Tsagi, 1970

Zatem zastosowanie proponowanej komory spalania poprawi wydajność i trwałość procesu roboczego w ciekłych silnikach rakietowych w obiegu zamkniętym.

Komora spalania silnika rakietowego z ciekłym paliwem o zamkniętym obwodzie, zawierająca kanał gazowy, głowicę z dwoma denkami i osadzonymi w nich dwuskładnikowymi dyszami gazowo-cieczowymi, wykonanymi w postaci kolejnych cylindrów o mniejszej średnicy na wlocie wystających do kanału gazowego i większych na wylocie, charakteryzujących się tym, że w kanale środkowym dysze w punkcie przejścia o mniejszej średnicy do większego są dwoma rzędami otworów stycznych o średnicy dt do dostarczania składnika ciekłego, komora mieszania wykonana jest z długości l 1 = (1,4 - 1,5) d 1 gdzie d 1 jest średnicą wyjściową dyszy dyszy, środkowy kanał bezpośrednio przed otworami stycznymi jest wykonany w postaci dyfuzora, którego średnica wejściowa d3 jest przypisana od warunku zapewnienia maksymalnej całkowitej przepuszczalności dysz dla gazu   gdzie D do - średnica komory;

Wynalazek dotyczy rakiety kosmicznej. technologii i może być stosowany w składzie jednostek przyspieszających etapy pojazdów nośnych, a także jako silnik główny kosmich. urządzenia. Zgodnie z wynalazkiem silnik zawiera komorę spalania z dyszą, parownik, pompy do zasilania komponentów, generator gazu i turbinę. W tym przypadku wprowadza się do niej skraplacz, którego wlot jest połączony wzdłuż przewodu czynnika chłodniczego z wylotem z pompy jednego ze składników paliwa. Wylot parownika jest podłączony do wlotu turbiny przez przewód czynnika chłodniczego, a wylot turbiny jest podłączony do wlotu skraplacza przez przewód czynnika chłodzącego. Wyjście skraplacza przez przewód chłodziwa jest podłączone do wejścia odpowiedniej pompy. Wejście do parownika przez przewód chłodzący jest podłączone do wylotu generatora gazu. Ten ostatni zasilany jest przez pompy zasilające komponenty. Wyjście parownika przez przewód chłodziwa jest połączone z wejściem do komory spalania. Gdy silnik pracuje w swojej komorze, można wytworzyć wyższe ciśnienie i zmniejszyć zużycie komponentów w celu utworzenia kurtyny chłodzącej. Wynalazek poprawia sprawność silnika i rozszerza jego zakres. 1 il.

Ten silnik rakietowy na paliwo płynne (LRE) jest przeznaczony do użytku jako część jednostek przyspieszania kosmosu (RB), stopni wspomagania (LV) i jako silnik rejsowy statku kosmicznego.

Analogiem tego LRE jest LRE obwodu zamkniętego z dopalaniem gazu roboczego turbiny jednostki turbopompy (THA). Jako gaz roboczy jest zwykle jednym ze składników paliwa zgazowanego w generatorze gazu (GG). Zastosowanie specjalnego składnika lub gazu dla GG prowadzi do zwiększenia złożoności LRE i zwiększenia jego masy, ale nie eliminuje wad tego schematu.

W większości przypadków, z wyjątkiem silnika rakietowego na paliwo ciekłe, wodoru i tlenu, utleniacz jest zgazowywany w gazie ziemnym, ponieważ na pokładzie zawsze jest kilka razy więcej paliwa niż paliwo, dzięki czemu można znacznie zwiększyć ciśnienie w komorze spalania (CS) skręt prowadzi do zmniejszenia masy LRE, ostrego zmniejszenia jego wymiarów i wzrostu efektywności paliwowej.

Aby uzyskać więcej szczegółów, systemy zasilania paliwem z GG są opisane w.

Turbina THA, zasilana gazem roboczym z GG, napędza pompy zasilające paliwo, które zasilają elementy do GG i CS. Roboczy gaz z GG po operacji na turbinie TNA jest podawany do CS, gdzie jest dopalanie. W ten sposób energia chemiczna paliwa jest wykorzystywana w pełni, jak to możliwe, dzięki czemu uzyskuje się większą skuteczność LRE.

Jednak ten schemat ma również wady: złożoność opracowywania uruchomienia LRE (ponieważ w LRE zamkniętych schematów wszystkie elementy są strukturalnie blisko ze sobą powiązane i bardzo trudno jest zapewnić ich bezproblemową interakcję podczas procesu uruchamiania, gdy wszystkie elementy LRE doświadczają maksymalnych szczytowych obciążeń); trudności w zapewnieniu normalnej pracy turbiny wysokotemperaturowej THA i innych gorących elementów LRE, gdy są wykorzystywane do napędzania gazowego utleniacza turbiny z powodu możliwości ich wysokości (zwłaszcza turbiny THA); trzeba pracować zrównoważona praca   YY; zwiększono, w porównaniu z LRE innych schematów, niestabilność pracy z fluktuacjami ciśnienia w CS, pojawiającą się podczas działania LPRE, co może prowadzić do rezonansu lub zakłócenia procesów w CS, ponieważ ciśnienie w CS zmienia jednocześnie przeciwciśnienie (tj. energia potrzebna do dostarczenia określonego zużycia paliwa do zmian w CS i w przeciwfazie mierzy spadek ciśnienia w turbinach THA (to znaczy dostępnych zmianach energii mechanicznej napędzających pompy zasilające komponenty w przeciwfazie); zmniejszenie natężenia przepływu produktów spalania paliwa i jego gęstości ze względu na potrzebę zastosowania wewnętrznego, kurtynowego chłodzenia ścian COP, ponieważ regeneracyjne chłodzące komponenty paliwa przy wysokich ciśnieniach w COP nie wystarczą.

Prototypem jest patent RF N 2095608, IPC 6: F 02 K 9/48 (BI, N 31, 1997) do wynalezienia silnika rakietowego na paliwo ciekłe zawierającego komorę spalania z dyszą, parownikiem, pompami składowymi (paliwo i utleniacz), generatorem gazu i turbiną .

Wady prototypu to bardzo niska energia takiego cyklu. Obliczenia dla silnika o wydajności 0,7 turbiny, wydajności pomp dostarczających komponenty 0,6, przy stosunku masowym utleniacza i paliwa K m = 2,6, wykazały, że maksymalna możliwa ilość odparowanego tlenu ogrzanego do temperatury paliwa będzie wynosić 0, 5 kg / s na każdy kilogram masowego zużycia paliwa przy pełnym wykorzystaniu możliwego zakresu temperatur -50. .. + 50 o C. Jednocześnie maksymalne ciśnienie komponentów paliwa może wynosić nie więcej niż 65 atmosfer, gdy spadek ciśnienia na turbinie 5. Uwzględniając straty ciśnienia na regulatorach, wtryskiwaczach i innych elementach silnika, ciśnienie w CS wynosi 40 ... 50 Ata, która nie pozwala na stworzenie silnika o wysokich właściwościach energetycznych.

Należy zauważyć, że wymiennik ciepła do zgazowywania tlenowego w prototypie będzie zawsze uzyskiwany przy niskiej różnicy temperatur, co doprowadzi do dużej masy i wymiarów takiego wymiennika ciepła, w przeciwnym razie możliwy zakres temperatur nie może być całkowicie wykorzystany, co zmniejszy ciśnienie w CS silnika. Ponadto schemat prototypowy można stosować tylko w przypadku duża różnica   temperatury między składnikami (np. palne, wysokowrzące i utleniające - kriogeniczne), w innym przypadku (oba składniki są kriogeniczne lub wysokowrzące) schemat prototypowy nie ma zastosowania.

Celem wynalazku jest zwiększenie wydajności LRE i rozszerzenie możliwości stosowania LRE.

Osiąga się to dzięki zastosowaniu silnika rakietowego na paliwo ciekłe, zawierającego komorę spalania z dyszą, parownik, pompy zasilające komponenty (paliwo i utleniacz), generator gazu, turbinę, do której dodatkowo wmontowany jest skraplacz, a wyjście z pompy jednego z elementów jest połączone autostradami wlot skraplacza przez przewód czynnika chłodniczego, wylot skraplacza jest podłączony do wlotu parownika przez przewód czynnika chłodniczego, wylot parownika przez przewód czynnika chłodniczego jest podłączony do wlotu turbiny, a wylot turbiny z wlotem do skraplacz przez przewód płynu chłodzącego, wylot skraplacza przez przewód czynnika chłodzącego jest podłączony do wlotu odpowiedniej pompy zasilającej komponent, wlot parownika przez przewód czynnika chłodzącego jest podłączony do wylotu generatora gazu zasilanego z pomp zasilających komponenty, a wylot parownika jest połączony z wlotem komory spalania przez przewód chłodzący .

Rysunek pokazuje proponowaną LRE, gdzie: 1 - pompa paliwa; 2 - pompa zasilająca utleniacza; 3 - turbina; 4 - komora spalania (CS); 5 - parownik; 6 - kondensator; 7 - generator gazu.

Prezentowane LRE obejmuje elementy zasilania pomp (paliwo i utleniacz) odpowiednio 1 i 2. Pompa 1 podaje paliwo bezpośrednio do CS 4. Utleniacz za pompą 2 dostarczającą utleniacz wchodzi do wlotu do skraplacza 6 przez przewód czynnika chłodniczego. Wychodzi ze skraplacza 6, utleniacz jest sukcesywnie podawany do parownika 5, turbiny 3 i do skraplacza 6 przez przewód chłodziwa. Wyjście skraplacza 6 przez przewód czynnika chłodzącego jest połączone z wlotem pompy 2 utleniacza.

Podczas pracy LRE pompy 1 i 2 zasilane są przez działanie turbiny 3 wstępnie zgazowanej w wyparce 5 (ciepło do zgazowania jest dostarczane z generatora gazu 7) jednego ze składników paliwa (na przykład utleniacza). Po turbinie 5 zgazowany utleniacz wchodzi do skraplacza 6, gdzie skrapla się do stanu ciekłego i jest nieco przechłodzony, aby wyeliminować późniejsze podgrzanie składnika, gdy jest on dostarczany za skraplaczem 6 do wejścia do pompy zasilającej utleniacza 2. Po pompowaniu pompy zasilającej utleniacz 2, zwiększone zużycie utleniacza (natężenie przepływu utleniacz poprzez zużycie COP4 + utleniacza zasilających komponentów zasilających pompy 1 i 2) wchodzi do skraplacza 6, gdzie działa jako czynnik chłodniczy. Po skraplaczu 6 następuje podział strumienia utleniacza: jedna (duża) jego część wchodzi w CS 4, a druga (mniejsza) wchodzi w zamknięty cykl zasilania pomp 1 i 2 składowych.

Wymagana energia do napędzania elementów zasilających pompy 1 i 2 jest uzyskiwana z powodu różnicy w pracy wykonanej na turbinie 3, i pracuje nad zwiększeniem ciśnienia składnika w pompie 2.

Po uruchomieniu LRE można zresetować utleniacz zgazowany w parowniku 5 z zamkniętego cyklu zasilania pomp dostarczających komponenty 1 i 2. Spowoduje to skrócenie czasu, w którym LRE osiągnie pełny ciąg i zwiększy niezawodność jego rozruchu, ponieważ może uwolnić opary utleniacza powstałe podczas jego kontaktu z podgrzewanymi elementami rakietowymi.

LRE proponowanego schematu pozwala, z uwagi na możliwość zastosowania turbin o wysokim gradiencie i dostatecznie dużym natężeniu przepływu masowego zgazowanego komponentu, aby zapewnić ciśnienie w CS 2-4 razy większe niż prototyp. Zapewni to wysokie ciśnienie w CS silników w niskiej temperaturze zgazowanego składnika, co całkowicie eliminuje problem spalania gorących elementów konstrukcyjnych (na przykład turbiny) w przegrzanym tlenie podczas gazyfikacji utleniacza.

Obliczenia pokazują, że przy użyciu takiego systemu zasilania LRE możliwe jest na przykład wytworzenie ciśnienia 180 atm dla silnika z 8 tonami tlenu i nafty przy temperaturze gazu zgazowanego 600 K, podczas gdy klasyczny schemat z dopalaniem gazu utleniającego dostarcza temperatura gazu generatorowego 700 K i inne warunki są równe, ciśnienie w CS wynosi około 120 atm.

Współczesne LRE charakteryzują się wysokie ciśnienia a ciepło płynie do CS, osiągając krytyczny przekrój 40-60 MW / m 2. W związku z tym, dla ochrony cieplnej ścian CS, są one zmuszane do stosowania chłodzenia kurtynowego, gdy część paliwa lub utleniacza jest wstrzykiwana do CS, aby utworzyć niskotemperaturową warstwę przyścienną, która zmniejsza strumienie ciepła do ściany CS, ale także zmniejsza gęstość paliwa i natężenie przepływu jego produktów spalania. do przesuwania się stosunku masowego składników w kierunku mniejszym niż optymalny i zwiększenia przepływu nierównomierności produktów spalania paliwa.

W proponowanym LRE problem ten można rozwiązać dzięki możliwości zwiększenia prędkości głowicy elementu chłodzącego w ścieżce regeneracyjnej CS. Zwiększenie strat hydraulicznych na ścieżce można skompensować przez zwiększenie ciśnienia na wylocie komponentu chłodzącego z pompy, ponieważ w proponowanym LRE brak pracy mechanicznej dostępnej do napędzania pomp komponentów paliwowych może być kompensowany przez zwiększenie natężenia przepływu zgazowywanego komponentu lub zwiększenie szybkości różnicowej w turbinie o wysokim gradiencie ( LRE z dopalaniem gazu wytwarzającego gaz, zmiana w dyferencjał turbiny jest ograniczona).

Zyski z braku kurtyny chłodzącej będą, zgodnie z obliczeniami termodynamicznymi, 5-15 s dla określonego impulsu i zwiększą gęstość paliwa o 5-15%.

Ponadto zaproponowano schematy LRE dla możliwej regulacji działania LRE w szerokim zakresie za pomocą elementów konstrukcyjnych, które dostarczają turbinie THA energii z gazu roboczego: całkowite zużycie paliwa (i, w konsekwencji, całkowita moc pomp) można uzyskać przez ominięcie części zgazowanego utleniacza za turbiną, oraz stosunek składników paliwa (a zatem i mocy netto w każdej z pomp składowych) jest kontrolowany przez obejście pompy od wylotu do części utleniacza. Ponadto elementy regulacji LRE w tym przypadku są głęboko zintegrowane z projektem LRE. Łatwość regulacji parametrów silnika rakietowego na paliwo ciekłe i znaczny margines regulacji pozwala na przeprowadzenie głębokiej regulacji na silniku rakietowym proponowanego schematu: zwiększenie ciągu silnika o 20-30% (praktycznie ograniczone tylko wytrzymałością CS i wytrzymałością cieplną elementów konstrukcyjnych silnika) i płynne dławienie (zmniejszenie ciągu) 6 razy. Może to być bardzo ważne w przypadku stosowania na LV, gdzie występują zwiększone wymagania dotyczące zdolności do sterowania silnikami (większość nowoczesne silniki głębokie dławienie odbywa się krokowo, a być może nie więcej niż 2 razy).

Ten LRE będzie miał większą niezawodność niż LRE z dopalaniem gazu wytwarzającego gaz, ponieważ oprócz rozwiązania problemu wysokiej temperatury turbiny płynu roboczego, konstrukcja LRE eliminuje wnikanie oparów składników paliwowych do wlotu pompy tego składnika podczas uruchamiania LRE (we współczesnych LRE jest to niemożliwe bez zmniejszenia charakterystyka energetyczna silnika lub jego niezawodność), co może prowadzić do kawitacji pomp i zakłóceń w pracy LRE (do 70% wypadków współczesnych LRE występują podczas ich startu).

Jednocześnie, taki LRE będzie bardziej odporny na oscylacje ciśnienia o wysokiej częstotliwości w CS podczas jego działania niż jego prototyp i odpowiedniki z powodu oczywiście bezwładności układu zgazowania składników używanego do zasilania turbiny LRE i większego tłumienia zmian ciśnienia w gazie.

Obliczenia pokazują, że wzrost masy LRE w porównaniu z LREP z dopalaniem gazu generującego gaz będzie nieznaczny (na przykład dla silnika o masie 2000 kgf na nafcie + tlen, wzrost masy będzie mniejszy niż 10 kg), co jest z nawiązką kompensowane wynikającym z tego specyficznym impulsem i niezawodnością LRE ( dla tego samego silnika dla jednostek przyspieszających typu DM, obecnie wykorzystywanych do przejęcia ładunku na orbity geostacjonarne, przyrost masy ładunku wyjściowego tylko poprzez zwiększenie prędkości przepływu produktów CR Rania wzrost paliwa o 250 kg).

Wszystkie elementy tego LRE są dobrze znane w nauce i technologii i nie stanowią wielkich trudności w produkcji. W związku z tym produkcja LRE jest możliwa na podstawie istniejących gałęzi przemysłu bez żadnej zmiany tego ostatniego.

Referencje 1. Kozlov A.A. Systemy zasilania i sterowania układami napędowymi rakiet płynnych. - M .: Mashinostroenie, 1988 - 352 pp., Ill. - str. 115-125.