Primul motor de rachetă. Motor rachetă cu combustibil lichid

Rachetele ca tip de armă există de foarte mult timp. Pionierii în această chestiune au fost chinezii, așa cum se menționează în imnul Imperiului Celest de la începutul secolului al XIX-lea. „Flare roșii de rachete” - așa se cântă. Au fost acuzați de praf de pușcă, inventat, după cum știți, în China. Dar, pentru ca „strălucirea roșie” să strălucească și săgețile de foc cădeau pe capul dușmanilor, erau necesare motoare de rachetă, deși cele mai simple. Toată lumea știe că praful de pușcă explodează și, pentru zbor, este necesară arderea intensivă cu eliberare direcțională de gaz. Deci, compoziția combustibilului a trebuit schimbată. În timp ce la explozivii convenționali raportul de ingrediente este de 75% azotat, 15% carbon și 10% sulf, motoarele rachete conțin 72% azotat, 24% carbon și 4% sulf.

În rachetele și acceleratoarele moderne cu combustibil solid, amestecurile mai complexe sunt folosite ca combustibil, dar principiul rămâne același, cel vechi chinezesc. Meritele sale sunt incontestabile. Aceasta este simplitatea, fiabilitatea, viteza mare de inițiere, relativul ieftin și ușurința de utilizare. Pentru ca proiectilul să înceapă, este suficient să aprinzi un solid amestec combustibil, asigură fluxul de aer - și gata, a zburat.

Cu toate acestea, această tehnologie încercată și adevărată are dezavantajele sale. În primul rând, după inițierea arderii combustibilului, nu mai este posibilă oprirea acestuia, precum și schimbarea modului de ardere. În al doilea rând, este necesar oxigen, dar într-un spațiu rarefiat sau fără aer, nu este. În al treilea rând, arderea continuă prea repede.

Soluția, pe care oamenii de știință din multe țări o caută de mulți ani, a fost în sfârșit găsită. Dr. Robert Goddard în 1926 a testat primul lichid motor rachetă... A folosit benzină amestecată cu oxigen lichid drept combustibil. Pentru ca sistemul să funcționeze stabil cel puțin două secunde și jumătate, Goddard a trebuit să rezolve seria probleme tehniceconectat cu pomparea reactivilor, sistemul de răcire și

Principiul prin care sunt construite toate motoarele rachete cu combustibil lichid este extrem de simplu. Există două tancuri în interiorul corpului. De la unul dintre ele, prin capul de amestecare, oxidantul este introdus în camera de descompunere, unde, în prezența unui catalizator, combustibilul care vine din al doilea rezervor intră într-o stare gazoasă. Un gaz incandescent apare mai întâi trece de zona subsonică îngustă a duzei și apoi de zona supersonică în expansiune, unde este alimentat și combustibilul. În realitate, totul este mult mai complicat, duza necesită răcire, iar modurile de alimentare necesită grad înalt stabilitate. Motoarele rachete moderne pot fi alimentate cu hidrogen ca combustibil, oxigenul este un agent oxidant. Acest amestec este extrem de exploziv, iar cea mai mică încălcare a modului de funcționare al oricărui sistem duce la un accident sau un dezastru. Alte substanțe, nu mai puțin periculoase, pot fi, de asemenea, componente ale combustibilului:

Kerosen și - au fost utilizate în prima etapă a programului de lansare a vehiculului Saturn V în programul Apollo;

Alcoolul și oxigenul lichid - au fost utilizate în rachetele germane V2 și în vehiculele de lansare sovietice Vostok;

Tetroxidul de azot - monometil - hidrazină - a fost utilizat în motoarele Cassini.

În ciuda complexității proiectării, motoarele rachete cu combustibil lichid sunt principalul mijloc de livrare a mărfurilor spațiale. Ele sunt, de asemenea, utilizate în modurile intercontinentale ale funcționării lor, care se pretează la o reglementare precisă, tehnologii moderne permit automatizarea proceselor care apar în unitățile și ansamblurile lor.

Cu toate acestea, nici motoarele de rachete cu combustibil solid nu și-au pierdut importanța. Sunt utilizate în tehnologia spațială ca auxiliare. Importanța lor este mare în modulele de frânare și salvare.

Motor rachetă lichidă (LRE) - un motor cu rachete chimice care folosește lichide ca propulsori, inclusiv gaze lichefiate. Motoarele cu rachetă cu una, două și trei componente diferă în ceea ce privește numărul de componente utilizate.

YouTube enciclopedic

1 / 5

CUM FUNCȚIONEAZĂ UN MOTOR ROCET? [LRE]

Motor rachetă lichid RD-191

# 24 CUM SE FACE UN MOTOR DE RACETĂOCK

Cum se face un motor rachetă de zahăr. Lansăm avionul rachetă. #olofly

Lichid RD-180: teste pe banc | Combustibil lichid RD-180: test de incendiu

Subtitrări

Istorie

Posibilitatea de a folosi lichide, inclusiv hidrogen lichid și oxigen, ca combustibil pentru rachete a fost subliniată de K.E. Tsiolkovsky în articolul său „Explorarea spațiilor lumii prin dispozitive cu jet” publicat în 1903. Primul motor de rachetă experimental funcțional construit inventator american Robert Goddard în 1926. Dezvoltări similare în 1931-1933 au fost efectuate în URSS de un grup de entuziaști sub conducerea F.A.Zander. Aceste lucrări au fost continuate în RNII organizat în 1933, dar în 1938 a fost închis subiectul motorului cu propulsie lichidă [ ], iar designerii de frunte SP Korolev și VP Glushko au fost reprimați ca „dăunători”.

Cel mai mare succes în dezvoltarea motoarelor rachete cu combustibil lichid în prima jumătate a secolului al XX-lea a fost realizat de designerii germani Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun și alții. În timpul celui de-al doilea război mondial, au creat întreaga linie LRE pentru rachete militare: balistic V-2, antiaerian "Wasserfall", "Schmetterling", "Reintochter R3". În al treilea Reich, până în 1944, industrie nouă industrie - rachetă, sub conducerea generală V. Dornberger, în timp ce în alte țări dezvoltarea motoarelor cu combustibil lichid a fost în stadiul experimental.

La sfârșitul războiului, dezvoltarea designerilor germani a împins cercetarea în domeniul rachetei în URSS și SUA, unde au emigrat mulți oameni de știință și ingineri germani, inclusiv W. von Braun. Izbucnirea cursei înarmărilor și rivalitatea dintre URSS și SUA pentru conducerea în explorarea spațiului au fost puternici stimulatori ai dezvoltării motoarelor cu rachete cu propulsie lichidă.

În 1957, în URSS, sub conducerea S.P. Korolev, a fost creat R-7 ICBM, echipat cu RD-107 și RD-108 LPRE, la acea vreme cel mai puternic și avansat din lume, dezvoltat sub conducerea V.P. Glushko. Această rachetă a fost folosită ca purtător al primilor sateliți artificiali din lume, primele nave spațiale cu echipaj și sonde interplanetare.

În 1969, primul nava spatiala seria „Apollo”, lansată pe traiectoria de zbor către Lună de racheta de transport „Saturn-5”, a cărei primă etapă a fost echipată cu 5 motoare F-1. F-1 este încă cel mai puternic dintre motoarele de rachetă cu o singură cameră, cedând în tracțiune motorului RD-170 cu patru camere, dezvoltat de Energomash Design Bureau în Uniunea Sovietică în 1976.

În prezent, motoarele rachete cu combustibil lichid sunt utilizate pe scară largă în programele spațiale. De regulă, acestea sunt motoare rachete bicomponente cu componente criogenice. ÎN echipament militar LRE sunt utilizate relativ rar, în principal pe rachete grele. Cel mai adesea acestea sunt motoare rachete cu combustibil lichid cu două componente, bazate pe componente cu fierbere ridicată.

Domeniul de utilizare, avantaje și dezavantaje

Există o varietate destul de largă de scheme de dispozitive LRE, cu unitatea principiului principal al funcționării lor. Să luăm în considerare dispozitivul și principiul de funcționare al unui motor rachetă cu combustibil lichid, folosind exemplul unui motor bicomponent cu o sursă de combustibil de pompare ca fiind cel mai comun, schema căruia a devenit clasică. Alte tipuri de motoare cu rachetă (cu excepția celor cu trei componente) sunt versiuni simplificate ale celei luate în considerare și, atunci când le descrieți, va fi suficient să indicați simplificările.

În fig. 1 arată schematic dispozitivul motorului rachetă.

Sistem de alimentare

Sistemul de combustibil al motorului cu combustibil lichid include toate elementele care servesc la alimentarea cu combustibil a camerei de ardere - rezervoare de combustibil, conducte, o unitate turbo-pompă (TNA) - o unitate formată din pompe și o turbină montate pe un singur arbore, un cap de injector și supape care reglează fluxul combustibil.

Alimentarea pompei combustibilul vă permite să creați o presiune ridicată în camera motorului, de la zeci de atmosfere la 250 atm (LRE 11D520 LV "Zenith"). Presiunea ridicată asigură o expansiune mare a fluidului de lucru, care este o condiție prealabilă pentru realizarea unui impuls specific ridicat. Mai mult, pentru presiune ridicata cea mai bună valoare a raportului forță-greutate a motorului este obținută în camera de ardere - raportul de forță la greutatea motorului. Cu cât valoarea acestui indicator este mai mare, valoarea dimensiuni mai mici și masa motorului (pentru aceeași cantitate de tracțiune) și cu cât este mai mare gradul de perfecțiune al acestuia. Avantajele sistemului de pompare sunt evidente în special la motoarele cu rachete cu forță mare - de exemplu, în sistemele de propulsie ale vehiculelor de lansare.

În fig. 1, gazele de eșapament de la turbina TNA intră prin capul duzei în camera de ardere împreună cu componentele combustibilului (11). Un astfel de motor se numește motor cu ciclu închis (în caz contrar - cu ciclu închis), în care întregul consum de combustibil, inclusiv cel utilizat în unitatea THA, trece prin camera de combustie LPRE. Presiunea la ieșirea turbinei într-un astfel de motor, evident, ar trebui să fie mai mare decât în \u200b\u200bcamera de ardere a motorului cu combustibil lichid, iar la intrarea în generatorul de gaz (6) care alimentează turbina, ar trebui să fie și mai mare. Pentru a îndeplini aceste cerințe, aceleași componente de combustibil (sub presiune ridicată) sunt utilizate pentru a acționa turbina, pe care operează LPRE în sine (cu un raport diferit de componente, de regulă, cu combustibil în exces pentru a reduce sarcina termică pe turbină).

O alternativă la un ciclu închis este un ciclu deschis, în care turbina este epuizată direct mediu inconjurator prin conducta de ramificare. Implementarea unui ciclu deschis este tehnic mai simplă, deoarece funcționarea turbinei nu este asociată cu funcționarea camerei LPRE și, în acest caz, TNA poate avea în general propriile sale sistem de alimentare, care simplifică procedura de pornire a întregului sistem de propulsie. Dar sistemele cu buclă închisă au valori de impuls specifice puțin mai bune și acest lucru îi obligă pe proiectanți să depășească dificultati tehnice implementarea lor, în special pentru motoare mari vehicule de lansare, care sunt supuse unor cerințe deosebit de ridicate pentru acest indicator.

În diagrama din fig. 1, un THA pompează ambele componente, ceea ce este permis în cazurile în care componentele au densități comparabile. Pentru majoritatea fluidelor utilizate ca componente combustibil pentru racheta, densitatea fluctuează în intervalul de 1 ± 0,5 g / cm³, ceea ce face posibilă utilizarea unei unități turbo pentru ambele pompe. O excepție este hidrogenul lichid, care are o densitate de 0,071 g / cm³ la o temperatură de 20 K. Un astfel de fluid ușor necesită o pompă cu caracteristici complet diferite, inclusiv mult mai multa viteza rotație. Prin urmare, în cazul utilizării hidrogenului ca combustibil, este prevăzut un THA independent pentru fiecare componentă.

Cu tracțiune redusă a motorului (și, prin urmare, cheltuială mică combustibil), unitatea turbopompa devine un element prea "greu" care se agravează caracteristicile greutății sistem de propulsie. O alternativă la sistemul de pompare a combustibilului este un sistem de deplasare pozitivă, în care fluxul de combustibil în camera de ardere este asigurat de o presiune de creștere în rezervoare de combustibilgenerat de gaz comprimat, cel mai adesea azot, care este neinflamabil, netoxic, neoxidant și relativ ieftin de fabricat. Pentru a presuriza rezervoarele cu hidrogen lichid, se folosește heliu, deoarece alte gaze la temperatura hidrogenului lichid se condensează și se transformă în lichide.

Când se ia în considerare funcționarea unui motor cu un sistem de alimentare cu combustibil cilindric din diagrama din Fig. 1, TPA este exclus, iar componentele combustibilului provin din rezervoare direct la supapele principale ale motorului cu combustibil lichid (9, 10). Rezervoarele de combustibil cu deplasare pozitivă trebuie să aibă o presiune mai mare decât camera de ardere și să fie mai puternice (și mai grele) decât cu un sistem de combustibil pompat. În practică, presiunea din camera de ardere a unui motor cu deplasare pozitivă este limitată la 10-15 atm. De obicei, astfel de motoare au o tracțiune relativ redusă (în decurs de 10 tone). Avantajele sistemului de deplasare sunt simplitatea proiectării și viteza de reacție a motorului la comanda de pornire, în special în cazul utilizării componentelor de combustibil auto-aprinse. Astfel de motoare sunt utilizate pentru a efectua manevre ale vehiculelor spațiale în spațiul cosmic. Sistemul de deplasare a fost utilizat în toate cele trei sisteme de propulsie ale navei spațiale lunare Apollo - serviciu (forță 9760 kgf), aterizare (forță 4760 kgf) și decolare (forță 1950 kgf).

Capul duzei - unitate în care sunt montate injectoarele, destinată injectării componentelor de combustibil în camera de ardere. (Puteți găsi adesea un nume greșit pentru această unitate „cap de amestecare”. Aceasta este o traducere inexactă, trasată din articole în limba engleză. Esența erorii este că amestecarea componentelor combustibilului are loc în prima treime a camerei de ardere și nu în capul duzei.) Cerința principală pentru injectoare este cea mai rapidă și mai amănunțită amestecare a componentelor la intrarea în cameră, deoarece viteza de aprindere și combustie a acestora depinde de aceasta.
Prin capul de injector al motorului F-1, de exemplu, 1,8 tone de oxigen lichid și 0,9 tone de kerosen sunt introduse în camera de ardere în fiecare secundă. Și timpul petrecut de fiecare parte din acest combustibil și produsele sale de ardere în cameră este calculat în milisecunde. În acest timp, combustibilul trebuie să ardă cât mai complet posibil, deoarece combustibilul ars este o pierdere a forței și a impulsului specific. Soluția la această problemă este obținută printr-o serie de măsuri:

• Creșterea maximă a numărului de duze din cap, cu o minimizare proporțională a debitului printr-o duză. (Capul de duză al motorului F-1 are 2.600 de injectoare de oxigen și 3.700 de injectoare de kerosen).
• Geometria specială a aranjării duzelor în cap și ordinea alternanței duzelor pentru combustibil și oxidant.
• Forma specială a canalului duzei, datorită căreia, atunci când se deplasează prin canal, se imparte rotația, iar când intră în cameră, este împrăștiată pe laturi prin forță centrifugă.

Sistem de răcire

Datorită rapidității proceselor care au loc în camera de ardere a unui motor rachetă cu propulsie lichidă, doar o parte nesemnificativă (fracțiuni de procent) din toată căldura generată în cameră este transferată la proiectarea motorului, totuși temperatura ridicata arderea (uneori mai mare de 3000 K) și o cantitate semnificativă de căldură degajată, chiar și o mică parte din aceasta, sunt suficiente pentru distrugerea termică a motorului, astfel încât problema răcirii motorului cu propulsie lichidă este foarte urgentă.

Pentru motoarele cu rachete cu combustibil lichid cu pompare a alimentării cu combustibil, sunt utilizate în principal două metode de răcire a pereților camerei motorului pentru rachete: răcire regenerativă și strat de peretecare sunt adesea folosite împreună. Pentru motoarele cu cilindree pozitivă mică, acest lucru este adesea folosit metoda de răcire ablativă.

Răcire regenerativă constă în faptul că în peretele camerei de ardere și în partea superioară, cea mai încălzită a duzei într-un fel sau altul, se creează o cavitate (uneori numită „manta de răcire”) prin care trece unul dintre componentele combustibilului (de obicei combustibil) înainte de a intra în capul de amestecare, răcind astfel peretele camerei. Căldura absorbită de componenta de răcire revine în cameră împreună cu lichidul de răcire în sine, ceea ce justifică denumirea sistemului - „regenerativ”.

Au fost dezvoltate diverse metode tehnologice pentru a crea o jachetă de răcire. Camera motorului de rachetă V-2, de exemplu, consta din două carcase de oțel, interioare și exterioare, care repetă forma celeilalte. O componentă de răcire (etanol) a trecut prin decalajul dintre aceste cochilii. Datorită abaterilor tehnologice în grosimea decalajului, a apărut un flux inegal de fluid, ca urmare a căruia s-au creat zone de supraîncălzire locale ale învelișului interior, care deseori au ars în aceste zone cu consecințe dezastruoase.

În motoarele moderne interior pereții camerei sunt din aliaje de bronz cu conductivitate termică ridicată. Creează canale înguste cu pereți subțiri prin frezare (15D520 RN 11K77 „Zenith”, RN 11K25 „Energy”) sau prin gravare acidă (SSME Space Shuttle). În exterior, această structură este înfășurată strâns în jurul unei învelișuri din tablă de susținere realizată din oțel sau titan, care percepe sarcina de forță a presiunii interne a camerei. O componentă de răcire circulă prin canale. Uneori, mantaua de răcire este asamblată din țevi subțiri conductoare de căldură, lipite cu aliaj de bronz pentru etanșeitate, dar astfel de camere sunt proiectate pentru o presiune mai mică.

Stratul de perete (strat de limită, americanii folosesc și termenul „perdea” - o perdea) este un strat de gaz din camera de ardere, situat în imediata vecinătate a peretelui camerei și constând în principal din vapori de combustibil. Pentru a organiza un astfel de strat în jurul periferiei capului de amestecare, sunt instalate numai duze de combustibil. Datorită excesului de combustibil și a lipsei unui oxidant, reacția chimică de ardere în stratul de perete apropiat este mult mai puțin intensă decât în \u200b\u200bzona centrală a camerei. Ca rezultat, temperatura stratului aproape de perete se dovedește a fi mult mai mică decât temperatura din zona centrală a camerei și izolează peretele camerei de contactul direct cu cei mai fierbinți produse de ardere. Uneori, în plus față de acestea, sunt instalate duze pe pereții laterali ai camerei, care descarcă o parte din combustibil în cameră direct din mantaua de răcire, de asemenea, pentru a crea un strat de perete.

Lansarea motorului rachetă

Lansarea unui motor cu propulsie lichidă este o operațiune responsabilă, plină de consecințe grave în cazul unor situații de urgență în timpul executării acestuia.

Dacă componentele combustibilului se autoaprind, adică intră reactie chimica arderea prin contact fizic între ele (de exemplu heptil / acid azotic), inițierea procesului de ardere nu cauzează probleme. Dar în cazul în care componentele nu sunt astfel (de exemplu oxigen / kerosen), este nevoie de un inițiator extern, a cărui acțiune trebuie coordonată cu precizie cu furnizarea componentelor combustibilului către camera de ardere. Ne-ars amestec de combustibil sunt explozivi de mare putere distructivă, iar acumularea lor în cameră amenință un accident grav.

După ce combustibilul s-a aprins, menținerea unui proces continuu de ardere are loc de unul singur: combustibilul care intră din nou în camera de ardere se aprinde din cauza temperaturii ridicate create în timpul arderii porțiunilor introduse anterior.

Pentru aprinderea inițială a combustibilului în camera de ardere la pornirea motorului rachetă, se utilizează diferite metode:

• Utilizarea componentelor cu autoaprindere (de obicei pe bază de combustibili de pornire care conțin fosfor, autoaprindere atunci când interacționează cu oxigenul), care la începutul procesului de pornire a motorului sunt introduse în cameră prin duze speciale, suplimentare din sistemul auxiliar de combustibil, iar după începerea arderii, sunt furnizate componentele principale. Prezența unui sistem suplimentar de combustibil complică proiectarea motorului, dar permite repornirea sa repetată.
• Un aprindător electric situat în camera de ardere lângă capul duzei, care, la pornire, creează un arc electric sau o serie de scântei de înaltă tensiune. Acest aprindător este de unică folosință. După ce combustibilul se aprinde, acesta se arde.
• Aprindere pirotehnică. Un mic dispozitiv pirotehnic incendiar este plasat în camera din apropierea capului duzei, care este aprins de un aprindător electric.

Pornirea automată a motorului reglează în timp acțiunea aprinderii și alimentarea cu combustibil.

Lansarea motoarelor mari cu rachete cu combustibil lichid cu sistem de pompare a combustibilului constă în mai multe etape: mai întâi, TNA pornește și crește viteza (acest proces poate consta și din mai multe faze), apoi supapele principale ale motorului rachetă sunt pornite, de regulă, în două sau mai multe etape, cu o creștere treptată a tracțiunii de la etapă la pași spre normal.

Pentru motoarele relativ mici, se practică pornirea cu ieșirea unui motor cu propulsie lichidă la o tracțiune de 100%, numit „tun”.

Sistem de control automat LPRE

Un motor modern cu propulsie lichidă este echipat cu o automatizare destul de complexă, care trebuie să îndeplinească următoarele sarcini:

• Pornirea sigură a motorului și ieșirea acestuia în modul principal.
• Menținerea unui mod de funcționare stabil.
• Modificarea tracțiunii în conformitate cu programul de zbor sau la comandă sisteme externe management.
• Oprirea motorului atunci când racheta atinge o orbită (traiectorie) dată.
• Reglarea raportului consumului de componente.

Datorită răspândirii tehnologice a rezistențelor hidraulice ale traseelor \u200b\u200bcombustibilului și oxidantului, raportul consumului de componente motor real diferă de cel calculat, ceea ce implică o scădere a impulsului și a impulsului specific în raport cu valorile calculate. Ca rezultat, racheta poate să nu-și îndeplinească niciodată sarcina, după ce a consumat complet una dintre componentele combustibilului. La începutul rachetei, ei s-au luptat cu acest lucru, creând o sursă garantată de combustibil (racheta este alimentată cu mai mult decât cantitatea calculată de combustibil, astfel încât ar fi suficientă pentru orice abatere condiții reale zbor din calculat). Alimentarea cu combustibil garantată este creată de sarcina utilă. În prezent, rachetele mari sunt echipate cu un sistem automat de control al raportului consumului de componente, care permite menținerea acestui raport aproape de cel calculat, reducând astfel alimentarea cu combustibil garantată și, în consecință, mărind masa sarcinii utile.
Sistem control automat Sistemul de propulsie include senzori de presiune și debit în diferite puncte ale sistemului de alimentare cu combustibil, iar corpurile sale executive sunt principalele supape LPRE și supape de control ale turbinei (în Fig. 1 - pozițiile 7, 8, 9 și 10).

Componentele combustibilului

Alegerea componentelor combustibilului este una dintre cele mai importante decizii în proiectarea unui motor rachetă, care predetermină multe detalii despre proiectarea motorului și ulterior soluții tehnice... Prin urmare, alegerea combustibilului pentru un motor de rachetă se efectuează cu o analiză cuprinzătoare a scopului motorului și a rachetei pe care este instalat, condițiile de funcționare a acestora, tehnologia de producție, depozitare, transport la locul de lansare etc.

Una dintre indicatori criticicaracterizarea combinației de componente este impulsul specific, care are o particularitate esenţial în proiectarea vehiculelor de lansare pentru nave spațiale, deoarece raportul dintre masa combustibilului și sarcina utilă și, în consecință, dimensiunile și masa întregii rachete (a se vedea formula lui Tsiolkovsky), care, cu o valoare insuficient de mare a impulsului specific, se poate dovedi a fi nerealist, depinde în cea mai mare măsură de el. Tabelul 1 prezintă principalele caracteristici ale unor combinații de componente pentru păcură.

O componentă sunt și motoare cu reactiealimentat cu gaz rece comprimat (cum ar fi aerul sau azotul). Astfel de motoare sunt numite motoare cu jet de gaz și constau dintr-o supapă și o duză. Motoarele cu jet de gaz sunt utilizate acolo unde efectele termice și chimice ale jetului de evacuare sunt inacceptabile și unde cerința principală este simplitatea proiectării. Aceste cerințe trebuie îndeplinite, de exemplu, de dispozitivele individuale de mișcare și manevră ale cosmonauților (UPMK) situate într-un rucsac la spate și concepute pentru a se deplasa atunci când lucrează în afara navei spațiale. UPMK funcționează din doi cilindri cu azot comprimat, care este alimentat prin electrovalve către un sistem de propulsie format din 16 motoare.

Motoare rachete cu trei componente

De la începutul anilor 1970 în URSS și SUA, a fost studiat conceptul de motoare cu trei componente, care ar combina un impuls specific ridicat atunci când se utilizează ca hidrogen de combustibil și o densitate medie mai mare a combustibilului (și, în consecință, un volum și o greutate mai mici a rezervoarelor de combustibil). caracteristică pentru combustibilii cu hidrocarburi. La lansare, un astfel de motor ar funcționa cu oxigen și kerosen, iar la altitudini mari ar trece la utilizarea oxigenului lichid și a hidrogenului. Această abordare, posibil, va face posibilă crearea unui purtător spațial cu o singură etapă. Un exemplu rus de motor cu trei componente este RD-701 LPRE, care a fost dezvoltat pentru sistemul de transport spațial reutilizabil MAKS.

De asemenea, este posibil să se utilizeze doi combustibili în același timp - de exemplu, hidrogen - beriliu - oxigen și hidrogen - litiu - fluor (beriliu și litiu arde, iar hidrogenul este utilizat în principal ca corpul de lucru), ceea ce face posibilă obținerea unor valori de impuls specifice în regiunea de 550-560 secunde, cu toate acestea, este foarte dificil din punct de vedere tehnic și nu a fost niciodată folosit în practică.

Controlul rachetelor

În rachetele cu combustibil lichid, motoarele joacă adesea, pe lângă funcția principală de generare a tracțiunii, și rolul de control al zborului. Deja prima rachetă balistică ghidată V-2 a fost controlată folosind 4 cârme dinamice cu gaz din grafit plasate în fluxul de jet al motorului de-a lungul periferiei duzei. Prin devierea, aceste cârme au deviat partea jet stream, care a schimbat direcția vectorului de împingere a motorului și a creat un moment de forță relativ la centrul de masă al rachetei, care a fost acțiunea de control. Această metodă reduce semnificativ împingerea motorului; în plus, volanele din grafit din interior jet stream sunt supuse eroziunii severe și au o resursă de timp foarte scurtă.
ÎN sisteme moderne controlul rachetelor utilizat camere PTZ Motoare rachete, care sunt atașate la elemente portante corpul rachetei folosind balamale care permit camerei să se rotească în unul sau două planuri. Componentele combustibilului sunt furnizate camerei folosind conducte flexibile - burduf. Când camera se abate de la axa paralelă cu axa rachetei, forța camerei creează cuplul de control necesar. Camerele sunt rotite de mașini de direcție hidraulice sau pneumatice, care execută comenzile generate de sistemul de control al rachetelor.
În transportatorul spațial rus Soyuz-2, pe lângă cele 20 de camere principale, fixe ale sistemului de propulsie, există 12 camere de control rotative (fiecare în planul său) de dimensiuni mai mici. Camerele de direcție împărtășesc un sistem de combustibil comun cu motoarele principale.
Dintre cele 11 motoare de propulsie (toate etapele) vehiculului de lansare Saturn-5, nouă (cu excepția etapelor centrale 1 și 2) sunt rotative, fiecare în două planuri. Atunci când utilizați motoarele principale ca motoare de control, domeniul de funcționare al rotației camerei nu depășește ± 5 °: datorită forței mari a camerei principale și a poziției sale în compartimentul din spate, adică la o distanță considerabilă de centrul de masă al rachetei, chiar și o mică deviere a camerei creează un cuplu de control semnificativ.

În plus față de camerele PTZ, uneori sunt utilizate motoare care servesc doar pentru controlul și stabilizarea aeronavei. Două camere cu duze îndreptate opus sunt fixate rigid de corpul aparatului în așa fel încât împingerea acestor camere creează un moment de forță în jurul uneia dintre axele principale ale aparatului. În consecință, pentru controlul de-a lungul celorlalte două axe, sunt instalate și propriile perechi de motoare de comandă. Aceste motoare (de obicei monocomponente) sunt pornite și oprite prin comanda sistemului de control al aparatului, rotindu-l în direcția necesară. Astfel de sisteme de control sunt utilizate în mod obișnuit pentru a orienta aeronavele în spațiul cosmic.

• Motoare cu rachete de renume mondial

Istorie

Posibilitatea de a folosi lichide, inclusiv hidrogen lichid și oxigen, ca combustibil pentru rachete a fost subliniată de K.E. Tsiolkovsky în articolul său „Explorarea spațiilor lumii prin dispozitive cu jet” publicat în 1903. Primul motor experimental cu propulsie lichidă a fost construit de inventatorul american Robert Goddard în 1926. Evoluții similare în 1931-1933. au fost efectuate în URSS de un grup de entuziaști sub conducerea lui F. A. Tsander. Aceste lucrări au fost continuate în RNII organizat în 1933, dar în 1938 subiectul motoarelor cu propulsie lichidă a fost închis acolo, iar designerii de frunte SP Korolev și VP Glushko au fost reprimați ca „dăunători”.

Cel mai mare succes în dezvoltarea motoarelor cu combustibil lichid în prima jumătate a secolului XX. realizat de proiectanții germani Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun și alții. În timpul celui de-al doilea război mondial au creat o serie de motoare cu rachete cu propulsie lichidă pentru rachete militare: balistic V-2, antiaerian Wasserfall, Schmetterling, Reintochter R3. În cel de-al treilea Reich, până în 1944, a fost creată de fapt o nouă ramură a industriei - racheta, sub conducerea generală a lui V. Dornberger, în timp ce în alte țări dezvoltarea motoarelor rachete cu propulsie lichidă se afla în stadiul experimental.

După sfârșitul războiului, dezvoltarea designerilor germani a împins cercetarea în domeniul rachetei în URSS și SUA, unde au emigrat mulți oameni de știință și ingineri germani, inclusiv W. von Braun. Cursa incipientă a armamentelor și rivalitatea dintre URSS și Statele Unite pentru conducerea în explorarea spațiului au fost puternici stimulatori ai dezvoltării motoarelor cu rachete cu propulsie lichidă.

În 1957, în URSS, sub conducerea S.P. Korolev, a fost creat R-7 ICBM, echipat cu RD-107 și RD-108 LPRE, la acea vreme cel mai puternic și avansat din lume, dezvoltat sub conducerea V.P. Glushko. Această rachetă a fost folosită ca purtător al primilor sateliți artificiali din lume, primele nave spațiale cu echipaj și sonde interplanetare.

În 1969, Statele Unite au lansat prima navă spațială din seria Apollo, lansată pe o cale de zbor către Lună de către vehiculul de lansare Saturn-5, a cărui primă etapă a fost echipată cu 5 motoare F-1. F-1 este în continuare cel mai puternic motor rachetă cu o singură cameră, cedând în tracțiune motorului RD-170 cu patru camere, dezvoltat de biroul de proiectare Energomash din Uniunea Sovietică în 1976.

În prezent, programele spațiale ale tuturor țărilor se bazează pe utilizarea LPRE.

Dispozitivul și principiul de funcționare al unui motor rachetă cu două componente

Figura: 1 Diagrama unui LPRE bicomponent 1 - linia de oxidare 2 - conducta de combustibil 3 - pompa de oxidare 4 - pompa de combustibil 5 - turbină 6 - generator de gaz 7 - supapă generator de gaz (oxidant) 8 - supapă generator de gaz (combustibil) 9 - supapă oxidantă principală 10 - supapă principală de combustibil 11 - evacuare turbină 12 - cap de amestecare 13 - cameră de ardere 14 - duză

Există o varietate destul de largă de scheme de dispozitive LRE, cu unitatea principiului principal al funcționării lor. Să luăm în considerare dispozitivul și principiul de funcționare al unui motor rachetă cu propulsie lichidă, folosind exemplul unui motor bicomponent cu o sursă de combustibil de pompare, ca fiind cel mai comun, a cărui schemă a devenit clasică. Alte tipuri de motoare pentru rachete (cu excepția celor cu trei componente) sunt versiuni simplificate ale celei luate în considerare și, atunci când le descrieți, va fi suficient să indicați simplificările.

În fig. 1 arată schematic dispozitivul motorului rachetă.

Componentele combustibilului - combustibilul (1) și oxidantul (2) sunt furnizate din rezervoare către pompele centrifuge (3, 4), acționate turbina de gaz (cinci). La presiune ridicată, componentele combustibilului intră în capul duzei (12) - o unitate în care sunt amplasate duzele, prin care componentele sunt pompate în camera de ardere (13), se amestecă și se ard, formând un fluid de lucru gazos încălzit la o temperatură ridicată, care se extinde în duză, efectuează lucrări și transformă energia internă a gazului în energia cinetică a mișcării sale dirijate. Gazul curge prin duza (14) cu viteza mare, împărțind propulsia jetului la motor.

Componentele combustibilului

Alegerea componentelor combustibilului este una dintre cele mai importante decizii în proiectarea unui motor rachetă, care predetermină multe detalii despre proiectarea motorului și soluțiile tehnice ulterioare. Prin urmare, alegerea combustibilului pentru un motor de rachetă se efectuează cu o analiză cuprinzătoare a scopului motorului și a rachetei pe care este instalat, condițiile de funcționare a acestora, tehnologia de producție, depozitare, transport la locul de lansare etc.

Unul dintre cei mai importanți indicatori care caracterizează combinația de componente este impulsul specific, care este deosebit de important în proiectarea vehiculelor de lansare pentru nave spațiale, deoarece raportul dintre masa combustibilului și sarcina utilă și, în consecință, dimensiunile și masa întregii rachete, care dacă impulsul specific nu este suficient de mare, se poate dovedi a fi nerealist.

Controlul rachetelor

În rachetele cu combustibil lichid, motoarele joacă adesea, pe lângă funcția principală de generare a tracțiunii, și rolul de control al zborului. Deja prima rachetă balistică ghidată V-2 a fost controlată folosind 4 cârme dinamice cu gaz din grafit plasate în fluxul de jet al motorului de-a lungul periferiei duzei. Deviind, aceste cârme au deviat o parte a curentului de jet, care a schimbat direcția vectorului de împingere a motorului și a creat un moment de forță relativ la centrul de masă al rachetei, care a fost acțiunea de control. Această metodă reduce semnificativ forța motorului; în plus, cârmele de grafit dintr-un jet sunt supuse eroziunii severe și au o resursă de timp foarte scurtă.

În sistemele moderne de control al rachetelor, se utilizează motoare rachete rotative, care sunt atașate elementelor portante ale corpului rachetei folosind balamale care permit rotirea camerei în unul sau două planuri. Componentele combustibilului sunt furnizate camerei folosind conducte flexibile - burduf. Când camera se abate de la axa paralelă cu axa rachetei, forța camerei creează cuplul de control necesar. Camerele sunt rotite de mașini de direcție hidraulice sau pneumatice care execută comenzile generate de sistemul de control al rachetelor.

În transportatorul spațial intern Soyuz, pe lângă cele 20 de camere principale, fixe ale sistemului de propulsie, există 12 camere rotative (fiecare în planul său), camere de control de dimensiuni mai mici. Camerele de direcție împărtășesc un sistem comun de alimentare cu motoarele principale.

Dintre cele 11 motoare de propulsie (toate etapele) vehiculului de lansare Saturn-5, nouă (cu excepția etapelor centrale 1 și 2) sunt rotative, fiecare în două planuri. Atunci când utilizați motoarele principale ca motoare de control, domeniul de funcționare al rotației camerei nu depășește ± 5 °: datorită forței mari a camerei principale și a poziției sale în compartimentul din spate, adică la o distanță considerabilă de centrul de masă al rachetei, chiar și o mică deviere a camerei creează un cuplu de control semnificativ.

În plus față de camerele PTZ, uneori sunt utilizate motoare care servesc doar pentru controlul și stabilizarea aeronavei. Două camere cu duze direcționate opus sunt fixate rigid de corpul aparatului, astfel încât împingerea acestor camere creează un moment de forță în jurul uneia dintre axele principale ale aparatului. În consecință, pentru controlul de-a lungul celorlalte două axe, sunt instalate și propriile perechi de motoare de comandă. Aceste motoare (de regulă, monocomponente) sunt pornite și oprite la comanda sistemului de control al aparatului, rotindu-l în direcția necesară. Astfel de sisteme de control sunt utilizate în mod obișnuit pentru a orienta aeronavele în spațiul cosmic.

Invenția se referă la rachete și spațiu. tehnologie și poate fi utilizat ca parte a etapelor superioare ale rachetelor purtătoare, precum și ca motor de propulsie pentru spațiu. dispozitive. Conform invenției, motorul cuprinde o cameră de ardere cu o duză, un evaporator, pompe de alimentare pentru componente, un generator de gaz și o turbină. În același timp, este introdus în el un condensator, cu intrarea căruia ieșirea din pompa uneia dintre componentele combustibilului este conectată prin conducta de agent frigorific. Ieșirea evaporatorului este conectată la intrarea turbinei prin conducta de agent frigorific, iar ieșirea turbinei este conectată la intrarea condensatorului prin conducta de lichid de răcire. Ieșirea condensatorului este conectată prin conducta de lichid de răcire la intrarea pompei corespunzătoare. Intrarea la evaporator este conectată prin conducta de lichid de răcire cu ieșirea generatorului de gaz. Acesta din urmă este alimentat de pompele de alimentare a componentelor. Ieșirea evaporatorului prin conducta de lichid de răcire este conectată la intrarea în camera de ardere. Când motorul funcționează, se poate crea o presiune mai mare în camera sa și se poate reduce consumul de componente pentru crearea unei perdele de răcire. Invenția îmbunătățește eficiența motorului și extinde domeniul de aplicare al acestuia. 1 bolnav.

Acest motor rachetă cu propulsie lichidă (LRE) este destinat utilizării în trepte superioare spațiale (RB), trepte ale vehiculelor de lansare (LV) și ca motor de propulsie pentru nave spațiale.

Un analog al acestui LPRE este un circuit închis LPRE cu arderea după gazul de lucru al turbinei unei turbopompe (TNA). De regulă, gazul de lucru este unul dintre componentele combustibilului care este gazificat în generatorul de gaz (GG). Utilizarea unei componente speciale sau a alimentării cu gaz pentru GG duce la o creștere a complexității LPRE și la o creștere a masei sale, dar nu elimină dezavantajele inerente acestei scheme.

În majoritatea cazurilor, pe lângă motoarele cu rachete cu combustibil lichid alimentate cu hidrogen + oxigen, un oxidant este gazificat în GG, deoarece la bord este întotdeauna de câteva ori mai mult decât combustibil, datorită căruia este posibilă creșterea semnificativă a presiunii din camera de combustie (CC), care în rotația duce la o scădere a masei motorului rachetă, o reducere bruscă a dimensiunilor sale și o creștere a eficienței consumului de combustibil.

Mai detaliat, sistemele de alimentare cu combustibil cu GG sunt descrise în ,.

Turbina ТНА, alimentată cu gaz de lucru de la generatorul principal de gaz, acționează pompele pentru alimentarea componentelor de combustibil, care alimentează componentele către generatorul de gaz și arzător. Gazul de lucru de la generatorul de gaz, după ce a fost declanșat de turbina TNA, este alimentat către stația de compresor, unde este ars după. Astfel, energia chimică a combustibilului este utilizată cât mai complet posibil, datorită căreia se obține o eficiență ridicată a motorului rachetă.

Totuși, o astfel de schemă are și dezavantaje: complexitatea lucrării la lansarea unui motor cu propulsie lichidă (deoarece într-un motor cu propulsie lichidă din circuite închise, toate elementele sunt strâns legate între ele și este foarte dificil să se asigure interacțiunea lor fără probleme în timpul procesului de pornire, când toate elementele unui motor rachetă cu propulsor lichid experimentează sarcini maxime maxime); complexitatea furnizării munca normala o turbină cu temperatură înaltă ТНА și alte elemente fierbinți ale unui motor cu propulsie lichidă atunci când se utilizează gaze oxidante pentru a acționa o turbină din cauza posibilității de ardere a acestora (în special a unei turbine ТНА); necesitatea de a lucra munca durabilă YY; a crescut, în comparație cu LPRE din alte scheme, instabilitatea de funcționare cu fluctuații de presiune în camera de ardere care apar în timpul funcționării LPRE, ceea ce poate duce la rezonanță sau întreruperea proceselor din camera de ardere, deoarece atunci când presiunea fluctuează în camera de combustie, contrapresiunea asupra pompelor se schimbă simultan (adică energia necesară pentru a furniza un anumit consum de combustibil către stația compresorului se schimbă) și în antifază se măsoară căderea de presiune pe turbine ale TNA (adică în antifază se schimbă energia mecanică disponibilă pentru a acționa pompele de alimentare cu componente); scăderea ratei de ieșire a produselor de ardere a combustibilului și a densității acestuia datorită necesității de a utiliza răcirea interioară, cortină, a pereților camerei de ardere, deoarece răcirea regenerativă de către componentele combustibilului la presiuni ridicate în camera de ardere nu este suficientă.

Prototipul este brevetul Federației Ruse N 2095608, IPC 6: F 02 K 9/48 (BI, N 31, 1997) pentru invenția unui motor rachetă cu combustibil lichid care conține o cameră de combustie cu o duză, un evaporator, pompe pentru alimentarea componentelor (combustibil și oxidant), un generator de gaz și o turbină ...

Dezavantajele prototipului includ energia foarte redusă a unui astfel de ciclu. Calculele efectuate pentru un motor cu o eficiență a turbinei de 0,7, o eficiență de 0,6 pompe de alimentare cu componente, cu un raport de masă oxidant și combustibil K m \u003d 2,6, a arătat că valoarea maximă suma posibila oxigenul evaporat încălzit la temperatura combustibilului va fi de 0,5 kg / s pentru fiecare kilogram fluxul de masă combustibil cu utilizare deplină interval de temperatură posibil -50. .. + 50 o C. În acest caz, presiunea maximă posibilă a componentelor combustibilului nu poate fi mai mare de 65 ata la o cădere de presiune peste turbină 5. Ținând cont de pierderile de presiune de pe corpurile de reglare, injectoare și alte elemente ale motorului, presiunea în stația compresorului va fi de 40 ... 50 ata, care nu permite crearea unui motor cu caracteristici de masă-energie ridicate.

Trebuie remarcat faptul că schimbătorul de căldură pentru gazificarea oxigenului din prototip va fi întotdeauna obținut cu o diferență de temperatură scăzută și acest lucru va duce la o masă și dimensiuni mari ale unui astfel de schimbător de căldură, altfel este posibil interval de temperatură nu poate fi utilizat complet, ceea ce va reduce presiunea din compresorul motorului. În plus, schema prototipului poate fi aplicată numai dacă mare diferență temperaturile dintre componente (de exemplu, un combustibil cu fierbere ridicată și un oxidant criogenic), într-un alt caz (ambele componente sunt criogenice sau cu fierbere ridicată), schema prototip nu este aplicabilă.

Obiectivul invenției este îmbunătățirea eficienței motorului rachetă și extinderea posibilităților de utilizare a motorului rachetă.

Acest lucru se realizează prin utilizarea unui motor rachetă cu combustibil lichid, care include o cameră de ardere cu o duză, un evaporator, pompe pentru alimentarea componentelor (combustibil și oxidant), un generator de gaz, o turbină, în care este introdus suplimentar un condensator, în timp ce ieșirea din pompa unuia dintre componente este conectată prin linii la intrarea în condensator prin conducta de agent frigorific, ieșirea din condensator este conectată la intrarea în evaporator prin conducta de agent frigorific, ieșirea din evaporator prin conducta de agent frigorific este conectată la intrarea în turbină, iar ieșirea turbinei la intrarea în condensator prin conducta de răcire, ieșirea condensatorului prin conducta de răcire este conectată la intrare în pompă pentru alimentarea componentei corespunzătoare, în timp ce intrarea către evaporator prin conducta de căldură este conectată la ieșirea generatorului de gaz alimentat de pompele de alimentare cu componente, iar ieșirea evaporatorului prin conducta de căldură este conectată la intrarea în camera de combustie.

Desenul arată motorul rachetă propus, unde: 1 - pompa de alimentare cu combustibil; 2 - pompa de alimentare cu oxidant; 3 - turbină; 4 - camera de ardere (CC); 5 - evaporator; 6 - condensator; 7 - generator de gaz.

Motorul cu propulsie lichid prezentat include pompe pentru alimentarea componentelor (combustibil și oxidant) 1 și respectiv 2. Pompa 1 furnizează combustibil direct către CS 4. Oxidantul după pompa 2 de alimentare cu oxidant intră în orificiul de admisie al condensatorului 6 prin conducta de agent frigorific. Ieșind din condensatorul 6, oxidantul este alimentat secvențial în evaporatorul 5, turbina 3 și în condensatorul 6 prin conducta de lichid de răcire. Ieșirea condensatorului 6 prin conducta de lichid de răcire este conectată la intrarea la pompa oxidantă 2.

În timpul funcționării motorului cu combustibil lichid, pompele 1 și 2 sunt alimentate prin funcționarea pe turbina 3 a uneia dintre componentele combustibilului (de exemplu, un oxidant), gazificată anterior în evaporatorul 5 (căldura pentru gazificare este furnizată de la generatorul de gaz 7). După turbina 5, oxidantul gazificat intră în condensatorul 6, unde se condensează la o stare lichidă și este oarecum subrăcit pentru a preveni fierberea ulterioară a componentului atunci când este alimentat după condensatorul 6 la intrarea în pompa de alimentare a oxidantului 2. După pomparea pompei de alimentare a oxidantului 2, consumul crescut de oxidant (debit oxidantul prin CS 4 + debitul oxidantului pentru alimentarea pompelor care furnizează componentele 1 și 2) intră în condensatorul 6, unde acționează ca agent frigorific. După condensatorul 6, fluxul de oxidant este împărțit: o parte (mare) a acestuia intră în CS 4, iar cealaltă (mai mică) - într-un ciclu de putere închis al pompelor care furnizează componentele 1 și 2.

Energia necesară pentru acționarea pompelor pentru alimentarea componentelor 1 și 2 se obține datorită diferenței dintre lucrările efectuate la turbina 3 și munca de creștere a presiunii componentului din pompa 2.

La pornirea motorului cu propulsie lichidă, este posibil să se descarce oxidantul gazificat în evaporatorul 5 din ciclul de putere închis al pompelor de alimentare pentru componentele 1 și 2. Acest lucru va scurta timpul în care motorul cu propulsie lichidă atinge modul de împingere completă și va crește fiabilitatea pornirii sale, deoarece este posibil să se descarce vaporii de oxidant generați în timpul contactului său cu elemente de motor rachetă încălzite.

LPRE al schemei propuse permite, datorită posibilității de a utiliza turbine cu diferențial ridicat și a unui debit de masă suficient de mare al componentei gazificate, să ofere o presiune în camera de ardere, de 2 până la 4 ori mai mare decât prototipul. Acest lucru va asigura presiuni ridicate în camera de ardere a motorului la o temperatură scăzută a componentei gazificate, ceea ce elimină complet problema aprinderii elementelor structurale fierbinți (de exemplu, o turbină) în oxigenul supraîncălzit în timpul gazificării oxidantului.

Calculele arată că, cu ajutorul unei astfel de scheme de alimentare cu energie LPRE, este posibil, de exemplu, să se creeze o presiune de 180 atm în camera de ardere pentru un motor cu o forță de 8 tone pe oxigen + combustibil kerosen la o temperatură de oxigen gazificat de 600 K, în timp ce schema clasică cu arderea după un generator de gaz oxidant furnizează temperatura gazului generatorului de gaz 700 K și alte condiții fiind egale, presiunea din camera de ardere este de aproximativ 120 ata.

Motoarele rachete moderne se caracterizează prin presiuni ridicate și căldura curge în camera de ardere, ajungând în secțiunea critică până la 40-60 MW / m 2. În acest sens, pentru protecția termică a pereților combustorului, este forțat să utilizeze răcirea cortinei, atunci când o parte a combustibilului sau oxidantului este injectată în combustibil pentru a crea un strat de perete aproape de temperatură scăzută, care reduce fluxurile de căldură la peretele combustorului, dar în același timp, densitatea combustibilului și viteza de ieșire a produselor sale de ardere din pentru o schimbare a raportului de masă al componentelor spre mai puțin optimă și o creștere a neechilibrului de ieșire a produselor de ardere a combustibilului.

În motorul propulsor cu lichid propus, această problemă poate fi rezolvată datorită posibilității de creștere a vitezei capului componentei de răcire în calea regenerativă a camerei de ardere. În acest caz, creșterea pierderilor hidraulice pe cale poate fi compensată prin creșterea presiunii la ieșirea pompei componente de răcire, deoarece în motorul propulsor cu lichid propus există o lipsă de componente de combustibil disponibile pentru acționarea pompelor munca mecanica poate fi compensat printr-o creștere a debitului componentei gazificate sau o creștere a gradului diferențialului într-o turbină cu diferențial ridicat (într-un motor cu propulsie lichidă cu arderea după gazul generatorului de gaz, modificarea diferențialului pe turbină este limitată).

Câștigul din absența unei perdele de răcire va constitui, conform calculelor termodinamice, 5-15 s din punct de vedere al impulsului specific și va crește densitatea combustibilului cu 5-15%.

În plus, în motorul cu propulsie lichidă, scheme de reglare posibilă a funcționării motorului cu propulsor lichid în game largi folosind elemente structurale care furnizează energie turbinei ТНА cu gaz de lucru: cheltuiala totală combustibilul (și, prin urmare, puterea totală a pompei) poate fi furnizat prin ocolirea unei părți a oxidantului gazificat pe lângă turbină, iar raportul dintre componentele combustibilului (și, prin urmare, puterea netă la fiecare dintre pompele componente) este controlat prin ocolirea intrării pompei la partea oxidantă ... Mai mult, elementele reglementării LPRE din în acest caz sunt profund integrate în proiectarea motorului rachetă. Simplitatea reglării parametrilor motorului de rachetă cu propulsie lichidă și o marjă semnificativă, dacă este posibil, permite reglarea profundă a motorului cu propulsie lichidă din schema propusă: o creștere a forței motorului cu 20-30% (practic limitată doar de rezistența camerei de ardere și rezistența la căldură a elementelor structurale ale motorului) și o reglare profundă lină (scăderea forței) De 6 ori. Acest lucru se poate dovedi a fi foarte important pentru utilizarea pe un vehicul de lansare, unde sunt impuse cerințe sporite capacității de reglare a motoarelor (majoritatea motoare moderne strangularea profundă se efectuează brusc și posibil nu mai mult de 2 ori).

Acest motor rachetă va avea mai mult fiabilitate ridicatădecât LPRE cu generare de gaz după arderea gazului, deoarece, pe lângă rezolvarea problemei temperaturii ridicate a fluidului de lucru al turbinei, designul LPRE face posibilă excluderea pătrunderii vaporilor componentelor de combustibil în pompa acestei componente la pornirea LPRE (în LPRE modern acest lucru este imposibil fără a reduce caracteristicile energetice ale motorului sau fiabilitatea acestuia) , ceea ce poate duce la cavitația pompei și la întreruperea funcționării motoarelor cu rachete cu combustibil lichid (până la 70% din accidentele motoarelor rachete cu combustibil lichid moderne au loc în timpul lansării lor).

În același timp, un astfel de motor rachetă cu combustibil lichid va fi mai rezistent la fluctuațiile de presiune de înaltă frecvență din camera de ardere care apar în timpul funcționării sale decât prototipul și analogii săi, datorită inerției evident mai mari a sistemului de gazificare a componentei utilizate pentru alimentarea turbinei motorului rachetei și a amortizării mai mari a modificărilor de presiune din gaz.

Calculele arată că creșterea masei motorului cu rachetă cu propulsie lichidă în comparație cu motorul cu propulsie lichidă cu arderea gazului generator de gaz va fi nesemnificativă (de exemplu, pentru un motor cu o presiune de 2000 kgf alimentat cu kerosen + oxigen, creșterea masei va fi mai mică de 10 kg), ceea ce este mai mult decât compensat de câștigul în impulsul specific și fiabilitatea motorului pentru același motor pentru etapele superioare ale tipului DM, care sunt folosite în prezent pentru lansarea încărcăturii pe orbite geostaționare, câștigul din masa sarcinii utile retrase va crește cu 250 kg numai datorită creșterii ratei de ieșire a produselor de ardere a combustibilului).

Toate elementele acestui LRE sunt bine cunoscute în știință și tehnologie și nu prezintă mari dificultăți în producție. Prin urmare, producția LRE prezentată este posibilă pe baza instalațiilor de producție existente, fără nicio modificare a acestora.

Lista literaturii folosite 1. Kozlov А.А. Sisteme de alimentare și control pentru sisteme de propulsie cu rachete cu combustibil lichid. - M.: Inginerie mecanică, 1988 - 352 p.: Bolnav. - pp. 115-125.