Din ce este făcut combustibilul pentru avioane. Principiul funcționării și caracteristicile de proiectare ale motoarelor rachete cu propulsie lichidă - fișier ZhRE.doc

ZhRD.doc

(UNIVERSITATEA TEHNICĂ A aviației)

Scaunul 602

DISCIPLINA „BAZELE AVIATIONII ȘI ECHIPAMENTULUI SPATIAL”
REZUMAT PE TEMA: PRINCIPIUL DE FUNCȚIONARE ȘI CARACTERISTICI

CONSTRUCȚII DE MOTOR-RACHETE LICHIDE.
Finalizat: student 10 - 101

Kuzkin A.Yu.

Verificat de: Profesor asociat Departamentul 602

Parafes S.G.

Moscova, 2005

Cuvinte cheie.
1. RACHETA(German Rakete) - o aeronavă care se deplasează sub influența forței reactive care decurge din respingerea masei de combustibil care arde (fluidul de lucru). Sunt necontrolate și controlate care modifică parametrii traiectoriei în zbor; cu o singură etapă și cu mai multe etape (fiecare etapă asigură accelerarea rachetei într-o anumită zonă și apoi se separă). Masa de lansare este de la câteva kg la câteva mii de tone. Sunt folosite în afaceri militare și astronautică etc.

2. ^ MOTOR DE RACHETE LICHID (LRE) - un motor de rachetă chimic care funcționează cu combustibil lichid, format în principal dintr-un oxidant (oxigen, oxizi de azot etc.) și un combustibil (hidrogen, hidrocarburi, dimetilhidrazină etc.). Combustibilul poate fi, de asemenea, un lichid degradabil catalitic, cum ar fi hidrazina.

3. ^ MOTOR DE RACHETE DE COMBUSTIBIL SOLID (SRMT) (propulsant solid - pulbere), motor de rachetă chimic alimentat cu propulsor solid. Este folosit în rachete, nave spațiale și avioane.

4. DUZĂ(din engleză forța - a injecta) - un dispozitiv cu una sau mai multe orificii pentru pulverizarea lichidului. Distingeți duzele cu jet, centrifuge și centrifuge cu jet, cu una și două componente. Folosit pentru a asigura uniformitatea și nu numai ardere completă combustibil în cuptoarele cazanelor, camerele de ardere ale motoarelor termice etc.

5. ^ CAMERA DE ARDER- spatiu inchis, destinat arderii combustibilului (gazos, lichid, solid).

6. DUZĂ- un canal închis special profilat pentru accelerarea lichidului sau gazului și a transmite o direcție dată fluxului. Folosit la abur și turbine cu gaz, motoare cu rachetă și cu reacție cu aer, lasere gaz-dinamice etc.

7. GENERATOR DE ABURI- un schimbator de caldura pentru obtinerea vaporilor de apa cu o presiune peste cea atmosferica prin incalzirea apei cu un agent de caldura.

8. ^ COMBUSTIBIL PENTRU RACHETA - o substanță sau un set de substanțe utilizate în motoarele de rachete ca sursă de energie și fluid de lucru pentru a crea o forță motrice. Se folosesc în principal combustibili lichizi și solizi. Combustibilul din combustibilul lichid pentru rachete este de obicei hidrogen lichid, kerosen sau dimetilhidrazină, agentul de oxidare este oxigenul lichid sau tetroxidul de dinazot. Propelenții solizi sunt alcătuiți în principal din propulsori pe bază de nitroceluloză (combustibil) și perclorat de amoniu (agent oxidant).

Introducere.
Acest eseu acoperă subiectul caracteristici de proiectareși principiul de funcționare a motoarelor cu reacție cu propulsie lichidă.

Motoarele cu reacție sunt utilizate pe scară largă în aviația civilă și militară modernă și în tehnologia spațială. Un motor cu reacție se numește motor cu reacție, în care energia combustibilului este convertită în energia cinetică a unui jet de gaz care curge din motor, iar forța de reacție rezultată este direct utilizată ca forță motrice. Forța de reacție a gazelor se numește împingerea (sau pur și simplu împingerea) motorului.

Un motor cu reacție îndeplinește simultan două funcții - un motor (motor termic) și o elice, în timp ce, de exemplu, un motor de avion cu piston este doar un motor, iar elicea servește ca elice.
^ Clasificarea și principiul de funcționare a principalelor tipuri de motoare cu reacție.
Motoarele cu reacție sunt împărțite în două grupuri principale - motoarele cu rachetă și cu reacție. Principala diferență dintre aceste grupuri este cea din motoarele de rachetă corp de lucru(gazul) se formează dintr-un combustibil și un oxidant transportat pe o aeronavă, iar în motoarele cu reacție de aer, mediul de lucru este aerul din atmosfera înconjurătoare. Oxigenul din aerul ambiant este folosit ca agent oxidant atunci când combustibilul este ars într-un motor.

Motoarele rachete, la rândul lor, sunt împărțite în motoare cu propulsie solidă (motoare rachetă cu propulsor solid) și motoare rachetă cu propulsie lichidă (LPRE).

Un motor rachetă cu combustibil solid este format dintr-o cameră de ardere și o duză de evacuare (Fig. 1). Combustibilul solid (adesea praf de pușcă), comprimat în dame, umple camera de ardere. Aprinderea sa la pornire se face dintr-o sursă străină. Produse de ardere a combustibilului cu presiune ridicată (până la 250 kg/cm 2) și temperatură ridicată (până la 2000 o K), s de mare viteză curge prin duza de evacuare în atmosferă. În acest caz, apare o forță de reacție a jetului de gaz, care acționează asupra corpului în direcția, direcție inversă mișcarea gazelor. Această forță de reacție este forța de împingere.

Principalul dezavantaj al unui motor de rachetă cu combustibil solid este timpul scurt de funcționare, care este determinat de cantitatea de combustibil din camera de ardere. Prin urmare, motoarele de rachete cu propulsie solidă și-au găsit aplicație ca motor principal al obuzelor de artilerie și avioane și acceleratoare de lansare pe avioane.

Principalul dezavantaj al motoarelor rachete cu combustibil solid - timpul scurt de funcționare - este eliminat odată cu trecerea de la combustibil solid la combustibil lichid transportat în rezervoarele aeronavei. În acest caz, timpul de funcționare a motorului este determinat de cantitatea de combustibil din rezervoare.

Ideea de a înlocui combustibilul solid în motoarele de rachetă cu lichid și de a crea un motor de rachetă cu propulsie lichidă îi aparține K.E. Ciolkovski. În lucrarea sa „Explorarea spațiilor lumii prin dispozitive reactive” (1903), Tsiolkovsky a propus nu numai o schemă LPRE, ci și multe Deciziile constructive pentru implementarea acestuia (pomparea combustibilului, răcirea pereților camerei și a duzei cu componente lichide, cârme de gaz pentru controlul rachetelor la altitudini mari etc.).

Motorul rachetă lichid (Fig. 2) funcționează pe același principiu ca și motoarele rachete cu combustibil solid. Singura diferență este că componentele combustibilului lichid (combustibil și oxidant) sunt alimentate continuu în camera de ardere LPRE prin duze speciale, unde sunt amestecate și arse.

Aprindere inițială amestec de combustibil produs dintr-un dispozitiv de aprindere dacă componentele combustibilului nu formează un amestec cu autoaprindere. Produsele arderii combustibilului, având o temperatură ridicată (3000 ° K și mai mare) și presiune (până la 50-80 kg/cm 2 și mai mult), se extind în duza de evacuare și curge în atmosferă la viteze foarte mari. Forța de reacție rezultată la o dimensiune mică a motorului atinge valori foarte mari.

De remarcat că ideile lui K.E. Tsiolkovsky au fost dezvoltate în continuare în lucrările unui număr de oameni de știință sovietici și în proiectele de motoare de rachete cu propulsie lichidă create de designerii sovietici V.P. Glushko, A.M. Isaev, M.K. Tihonravov, L.S. Dușkin și alții. Eforturile oamenilor de știință, proiectanților, inginerilor, tehnicienilor și muncitorilor sovietici pentru a crea un motor de rachetă cu propulsie lichidă

Încoronat cu succese fără precedent ale URSS în domeniul rachetării: lansarea de sateliți artificiali cu un bărbat la bord.
^ Procesul de lucru și parametrii principali ai motorului rachetei.

Elementul principal al motorului rachetă cu propulsie lichidă este o cameră (Fig. 3), care constă dintr-un cap 1, o cameră de ardere 2, o duză de evacuare 3, o manta de răcire 4 și un dispozitiv de aprindere 5.
Principalele procese ale motoarelor rachete cu propulsie lichidă includ: alimentarea cu combustibil în camera de ardere, arderea combustibilului, dilatarea gazelor în duza de evacuare și îndepărtarea căldurii din gaze în atmosferă. Dintre acestea, în esență procesele termice care au loc în motor sunt: ​​arderea combustibilului și expansiunea produselor de ardere. Procesul de disipare a căldurii are loc în afara motorului. Totalitatea tuturor proceselor alcătuiește un ciclu. Diagrama ciclului real este prezentată în Figura 4. În această figură, procesul de alimentare cu combustibil este reprezentat de linia 1-2, procesul de ardere a combustibilului - de linia 2-3 (presiunea scade din cauza rezistenței hidraulice și termice), procesul de îndepărtare a căldurii - de linia 4-1. Setul de procese dintr-un motor este adesea numit flux de lucru. Să luăm în considerare mai detaliat procesul de lucru al unui motor cu propulsie lichidă.

G Combustibilul și oxidantul sunt furnizate în camera motorului din rezervoarele de combustibil la o presiune puțin mai mare decât presiunea gazelor din camera de ardere. Sunt utilizate două sisteme de alimentare cu combustibil: cilindru cu gaz și pompare. Dacă aeronava are un sistem de butelie cu gaz, componentele de combustibil sunt alimentate prin deplasarea lor din rezervoare folosind gaz inert sau aer. Pomparea se realizează prin pompe, de obicei de tip centrifugal, care sunt antrenate de o turbină cu gaz. Gazul pentru turbină este produs într-un generator special, care este alimentat cu combustibil și un oxidant. Deoarece temperatura gazului din fața turbinei este limitată de rezistența la căldură a materialului paletelor turbinei, combustibilul îmbogățit cu combustibil intră în generatorul de gaz. Produșii de descompunere ai 80-90% peroxid de hidrogen Н 2 О 2, numiți abur-gaz, sunt adesea utilizați ca fluid de lucru pentru o turbină.

Combustibilul și oxidantul sunt furnizate în camera de ardere prin duze care sunt instalate în capul camerei. Numărul și amplasarea duzelor este determinată de condițiile pentru asigurarea unei bune formări a amestecului. În procesul de pornire a motorului, un amestec combustibil format din componente de combustibil trebuie aprins cu ajutorul unui dispozitiv de aprindere (bujii, aprinderi etc.). Uneori, motorul este pornit de combustibili speciali cu autoaprindere, care se aprind atunci când sunt amestecați.

După pornire, arderea se realizează continuu datorită transferului de căldură convectiv și difuzării particulelor active din produsele de ardere către amestec combustibil cat si datorita radiatiilor termice.

Temperatura produselor de ardere în motorul cu propulsie lichidă atinge valori de 3000-3500 ° K și mai mari la o presiune în cameră de 50-100 kg/cm 2 ... Prin urmare, pereții interiori ai camerei motorului trebuie să fie răciți continuu. Cea mai răspândită este metoda de răcire externă, care constă în faptul că una dintre componentele combustibilului curge prin manta, răcind pereții camerei, iar cea încălzită intră în camera de ardere a motorului prin duze.

Luați în considerare modificarea parametrilor gazului de-a lungul lungimii camerei motorului. Pe măsură ce produsele de ardere se deplasează în camera de ardere, presiunea scade din cauza rezistenței hidraulice și termice, iar temperatura și viteza de mișcare cresc (Fig. 5). În duza de evacuare, viteza gazului crește datorită scăderii presiunii sale. De asemenea, temperatura gazului scade, dar la ieșirea din duză are valori ridicate (1300 aproximativ K și mai mult). Rata de ieșire a gazelor din duza motorului rachetei ajunge la 2000-2500 m/secși poate avea valori mai mari. Când gazul se mișcă în duza de ieșire, are loc procesul de expansiune, în urma căruia volumul specific crește, iar greutatea specifică g

aza scade.
Viteze mari ieșirile de gaz din motorul rachetei cu propulsie lichidă, care sunt obținute din cauza temperaturilor ridicate și a căderilor mari de presiune, declanșate la duză, asigură o forță specifică ridicată.

Forța specifică a motoarelor rachete moderne atinge valori ridicate. Cu toate acestea, trebuie remarcat faptul că consum specific Combustibilul LRE este, de asemenea, foarte mare și depășește semnificativ consumul WFM. Spre deosebire de motoarele cu reacție de aer, parametrii specifici ai motoarelor rachete cu propulsie lichidă depind în mare măsură de tipul de combustibil utilizat.
^ Combustibil pentru motoarele rachete lichide.
Pentru motoarele cu rachete cu combustibil, întreaga linie cerințe, dintre care principalele sunt următoarele.

1. Combustibilul trebuie să aibă o putere termică mare. Cu cât puterea calorică a combustibilului este mai mare, cu atât este mai mare împingere specificăși se poate obține un consum specific de combustibil mai mic al motoarelor cu propulsie lichidă.

2. Combustibilul trebuie să aibă o greutate specifică mare. Cu greutatea specifică mare a combustibilului, puteți folosi rezervoare mai mici și astfel creșteți volumul și greutatea. încărcătură utilă... Cu dimensiunile date și designul rezervoarelor, o creștere a greutății specifice a combustibilului face posibilă creșterea intervalului și a duratei zborului aeronavei.

3. Componentele combustibilului (sau cel puțin una dintre componente) trebuie să aibă o capacitate termică și un punct de fierbere ridicate, astfel încât să poată fi utilizate ca lichid de răcire în sistemul de răcire a motorului cu propulsie lichidă.

4. Combustibilul trebuie să aibă o întârziere scurtă la aprindere, deoarece întârzierea la aprindere în timpul perioadei de pornire va duce la acumularea de combustibil în cameră și la explozia acestuia.

5. Combustibilul trebuie să aibă o stabilitate bună. proprietati fizice si chimice componentele în timpul depozitării pe termen lung, corozivitate scăzută, trebuie să aibă temperatura scazuta solidificare, sigur de manevrat și ieftin de fabricat.

A crea un combustibil care să satisfacă pe deplin toate cerințele este o sarcină foarte dificilă și uneori imposibilă. După cum va rezulta din cele ce urmează, niciunul dintre combustibili moderni nu îndeplinește pe deplin toate cerințele enumerate.

Spre deosebire de motoarele cu reacție de aer, combustibilul utilizat în motoarele de rachete cu propulsie lichidă este foarte divers. Ele pot fi împărțite în trei grupe:

A) combustibili unitari;

B) combustibil în stare mixtă de agregare;

B) combustibili bicomponenti sau multicomponenti.

Un combustibil unitar este un combustibil format dintr-o componentă lichidă. Această componentă conține elemente combustibile, precum și oxigen sau alt element oxidant. În ciuda avantajelor evidente ale combustibilului unitar, acesta nu și-a găsit o utilizare pe scară largă, în principal datorită puterii sale calorice relativ scăzute și explozivității. Ca exemplu de combustibili unitari, menționăm nitratul de metil (CH 3 ONO 2) amestecat cu alcool metilic, nitrometan (CH 3 NO 2), peroxid de hidrogen concentrat (H 2 O 2), etc. de mai sus, este utilizat pe scară largă ca combustibil al generatoarelor de abur și gaz care produc abur și gaz pentru a antrena turbinele auxiliare și este, de asemenea, folosit ca combustibil principal pentru pornirea acceleratoarelor.

Combustibilii în stare mixtă de agregare includ combustibili care constau din componente solide și lichide. Componenta solidă este plasată în camera de ardere a motorului sub formă de carouri, componenta lichidă este alimentată din rezervoare folosind o pompă sau un sistem de alimentare cu balon. Un dezavantaj semnificativ acest combustibil este un stoc total mic, care este determinat de stocul de componentă solidă din camera de ardere.

Cea mai largă aplicație în motoarele de rachete cu propulsie lichidă sunt combustibilii cu două componente, constând dintr-un combustibil lichid și un oxidant. Combustibilii sunt de obicei clasificați în funcție de tipul de oxidant utilizat. În motoarele de rachetă moderne, carburanții sunt cei mai folosiți:

1. 
   pe bază de acid azotic și oxizi de azot;
2. 
   pe bază de oxigen;
3. 
   pe baza de peroxid de hidrogen.

Sisteme de alimentare LPRE
În funcție de scop, lichid motoare rachete au valori diferite ale forței și duratei de lucru. Acești factori determină aplicarea sisteme diferite alimentare cu combustibil.

Fiecare dintre sistemele de alimentare are trei părți principale: rezervoare, o unitate pentru crearea presiunii de alimentare cu combustibil și un sistem hidropneumatic. Denumirea sistemului de alimentare este determinată de tipul de unitate care creează presiunea de alimentare.

Se disting următoarele sisteme principale de alimentare:

1. 
   cilindru de gaz;
2. 
   pompare

1.Sistem de alimentare cu combustibil gaz-balon.

Una dintre cele mai simple modalități de alimentare a componentelor de combustibil este să le înlocuiți din rezervoarele de combustibil cu gaz neutru (azot) sau aer de înaltă presiune (Fig. 6). Gaz de înaltă presiune (250-300 ATM.), închis în cilindrul 1, intră în reductorul de presiune a gazului 2, unde presiunea acestuia este redusă la valoarea cerută. Gazul curge de la reductor spre rezervoare de combustibil 3. Sub acțiunea presiunii gazului, componentele combustibilului sunt deplasate din rezervoare și prin conducte intră în camera de ardere a motorului 5, rupând membranele 4 instalate pe conductă la pornire.

Presiunea de alimentare trebuie să fie mai mare decât presiunea gazului din camera de ardere cu cantitatea de pierderi hidraulice din conducta de alimentare cu combustibil (rezervor - cameră de ardere).

Principalul dezavantaj al sistemului de baloane este că rezervoarele sunt sub presiunea de alimentare a componentelor, drept urmare greutatea rezervoarelor, care trebuie să fie foarte puternică, se dovedește a fi foarte mare. În plus, butelia de gaz comprimat are și greutatea și volumul gazului care deplasează componentele.

Dacă containerele pentru componente sunt mari, atunci greutatea rezervoarelor, a buteliilor și a alimentării cu gaz atinge valori atât de mari încât devine imposibilă utilizarea acestui sistem. Prin urmare, alimentarea cilindrului cu gaz este utilizată în motoarele de rachetă cu propulsie lichidă cu tracțiune scăzută și timp de funcționare scurt, care sunt utilizate în principal ca acceleratoare de pornire.

2. Sistem de alimentare cu pompa.

O diagramă schematică a sistemului de alimentare cu pompare este prezentată în Fig. 7. Componentele combustibilului din rezervoarele 1 merg la pompele 2 și sunt pompate în continuare în camera de ardere 4. Turbina 3 este utilizată pentru a antrena pompele. În mod obișnuit, turbina și pompele pentru ambele componente de combustibil sunt montate pe același arbore, iar întreaga unitate este numită unitate de pompă turbo (abreviată ca ТНА ), iar sistemul de alimentare cu TNA se numește pompă turbo.

Pentru a activa THA, este necesar să aveți un fluid de lucru - abur sau gaz cu o anumită presiune. Pentru a obține un astfel de abur sau gaz, este instalat un generator de abur și gaz 5. Foarte des, fluidul de lucru este obținut din peroxid de hidrogen.

Într-un generator de abur-gaz, sub acțiunea unui catalizator (permanganați de metale alcaline: potasiu, sodiu, calciu), peroxidul de hidrogen se descompune, aburul-gaz rezultat (О 2 Н 2 О) într-o stare de vapori cu o temperatură de 400-500 о С și o presiune de 10-30 kg/cm 2 intră în turbina 3 și o antrenează. Peroxidul de hidrogen poate fi furnizat generatorului de abur și gaz atât prin gaz inert comprimat, cât și printr-o pompă antrenată de o turbină TNA. În acest din urmă caz, pentru a porni unitatea turbopompă, utilizați dispozitiv special(taxă de pornire), care asigură alimentarea inițială cu peroxid de hidrogen generatorului de gaz.

Pentru a conduce THA, pot fi folosite și alte tipuri de generatoare de gaz, în care gazul se obține datorită:

A) produse de ardere preluate direct din camera de ardere a motorului;

B) produse de ardere formate ca urmare a arderii lente a unei încărcături de pulbere;

B) produse de ardere formate în timpul arderii în gazeificatorul combustibilului pe care funcționează motorul principal. În acest caz, furnizarea componentelor combustibilului este realizată astfel încât combustibilul să fie îmbogățit cu combustibil, astfel încât temperatura gazului la ieșirea generatorului de gaz să nu depășească temperatura admisa gaz în fața turbinei.

În unitățile de turbopompe, se folosesc de obicei turbine cu o singură treaptă activă parțial sau turbine cu mai multe trepte cu trepte de viteză.

Este recomandabil să se folosească alimentarea cu pompă la motoarele de rachetă cu propulsie lichidă cu tracțiune mare și timp de funcționare lung.
^ Forme camerei de ardere.
V motoare rachete lichide Sunt utilizate următoarele forme de bază de camere de ardere (Fig. 8):

1) sferică;

2) cilindric;

3) conic.

^ 1. Camere de ardere sferice.

Camerele sferice de ardere au următoarele avantaje:

A) au cea mai mică suprafață a camerei de ardere pentru un volum dat, ceea ce reduce greutatea camerei și facilitează organizarea răcirii;

B) au cea mai mică grosime de perete.

Dezavantajele unei camere de ardere sferice sunt:

A) complexitatea producției;

B) complexitatea amplasării duzelor pe suprafața bilei.

În ciuda dezavantajelor existente, este recomandabil să folosiți camere sferice pentru motoarele cu rachete cu tracțiune mare.
^ 2.Camere de ardere cilindrice.

Camerele de ardere cilindrice au forma unui cilindru cu diametru constant pe toată lungimea lor.

Avantajele trebuie remarcate:

A) ușurința de fabricație;

B) comoditatea amplasării duzelor pe capul camerei de ardere;

C) comoditatea dispunerii camerelor de ardere în motoarele cu mai multe camere.

Dezavantajele acestor camere includ următoarele:

A) proprietăți de rezistență mai slabe în comparație cu cele sferice;

B) o suprafață mare de răcire, ceea ce face dificilă organizarea răcirii acestor camere.

Din motive tehnologice, camerele de ardere cilindrice sunt fabricate cu duze cu jet și capete detașabile. Camerele de ardere cilindrice sunt utilizate pe scară largă atât în ​​motoarele cu rachete cu tracțiune mică, cât și în cele mari.

^ 3. Camere de ardere conice.

În camerele de ardere conice, în esență întreaga cameră este partea de intrare a duzei. Avantajul acestor camere este simplitatea fabricării și absența posibilității de acumulare a componentelor de combustibil în cameră, ceea ce previne o explozie în cameră.

Un dezavantaj semnificativ al camerelor de ardere conice este forța specifică, care este redusă în comparație cu alte camere. Prin urmare, aceste camere nu sunt utilizate la motoarele cu tracțiune mare. Camerele conice sunt uneori folosite doar la motoarele de rapel.
^ Atomizarea combustibilului și formarea amestecului.

Funcționarea unui motor cu propulsie lichidă este foarte influențată de atomizarea componentelor combustibilului, deoarece volumul camerei de ardere, eficiența și stabilitatea funcționării acesteia depind de calitatea atomizării.

Pentru eficienta arderii combustibil lichid trebuie asigurată evaporarea sa completă într-un anumit loc din camera de ardere.

Dispozitivele de pulverizare LPRE trebuie să îndeplinească următoarele cerințe de bază.

A) Componentele combustibilului trebuie zdrobite în picături suficient de fin și uniform.

B) Zona de formare a amestecului componentelor combustibilului de-a lungul lungimii camerei de ardere ar trebui să fie cât mai scurtă posibil, deoarece în caz contrar va fi necesar un volum relativ mare al camerei de ardere, ceea ce va duce la creșterea dimensiunilor și a greutății motorului. .

C) Pulverizarea totală a componentelor combustibilului în raport cu axa camerei de ardere trebuie să fie simetrică, deoarece, în caz contrar, flacăra combustibilului care arde va atinge peretele camerei de ardere și va arde pe acesta, ceea ce poate duce la supraîncălzirea și arderea peretelui. a camerei de ardere.

D) Dispozitivul de pulverizare al motorului trebuie să fie simplu din punct de vedere structural și ieftin de fabricat.

Injectoarele de combustibil LPRE concepute pentru atomizarea combustibilului în camera de ardere pot fi împărțite în funcție de următoarele caracteristici:

A) În funcție de numărul de componente de combustibil pulverizate de o duză:

Duze monocomponente concepute pentru a atomiza o componentă a combustibilului;

Duze din două componente concepute pentru a pulveriza două componente de combustibil în același timp.

B) Conform principiului de funcționare, injectoarele se împart în:

Jet, care furnizează lichid în camera de ardere fără turbionare;

Centrifugă, în care lichidul se învârte și, datorită efectului centrifugal, curge în camera de ardere sub forma unei pelicule subțiri și ușor de dezintegrat.
^ 1. Duze cu jet.
CU

duzele cu jet sunt împărțite structural în cu jet simplu (Fig. 9, a), cu jet dublu (Fig. 9, b) și cu jet multiplu (Fig. 9, a, b).

Foarte des, duzele cu jet forează cu un diametru de 1-2,5 mmîn capul camerei. Duzele cu jet sunt cele mai ușor de fabricat. În același timp, au dezavantaje care complică organizarea formării amestecului. Unghiul conului de pulverizare este mic pentru acest tip de duză. Zonele în care jetul de combustibil se sparge în picături separate din cauza frecării cu gazele din cameră sunt departe de cap. Ca urmare, lungimea zonei de pulverizare este mare, ceea ce crește volumul necesar al camerei de ardere.

Pentru a îmbunătăți pulverizarea, se realizează duze cu jeturi intersectate (Fig. 9, b). În acest caz, jeturile componentelor, ciocnind între ele, se sparg mai repede, în urma căreia se obține o atomizare mai bună cu o flacără de combustibil mai scurtă. Conul de pulverizare al unei astfel de duze este mai mare.

Astfel, pentru a scurta zona de pulverizare, obțineți o pulverizare mai fină și o distribuție uniformă a componentelor combustibilului peste secțiune transversală Camere de ardere Duzele cu jet sunt de obicei poziționate astfel încât jeturile de lichide pulverizate să se intersecteze între ele. În acest caz, volumul camerei de ardere va fi folosit cât mai mult posibil - zona de pulverizare se va apropia de capul camerei.
^ 2.Duze centrifuge.

Duzele centrifuge sunt împărțite în următoarele, conform metodei de obținere a turbionării fluxului de lichid în ele:

A) Tangenţială, în care lichidul intră în cavitatea duzei printr-un orificiu, a cărui axă este perpendiculară pe axa duzei, dar nu se intersectează cu aceasta. Ca urmare, lichidul pulverizat primește o răsucire în jurul axei duzei, ceea ce favorizează dezintegrarea acestuia în picături (Fig. 9, c).
b

) Snec (duze cu un turbion), în care turbionarea lichidului este creată cu ajutorul unui turbion special (melc), care are canale de șuruburi pe suprafața sa exterioară (Fig. 9, d).

Duzele centrifuge oferă un con de pulverizare foarte larg (până la 120 °) și o flacără scurtă de combustibil. Acest lucru face posibilă reducerea lungimii zonei de atomizare a componentelor combustibilului și, prin urmare, reducerea volumului necesar al camerei de ardere. Astfel, duzele centrifugale produc o atomizare mai bună decât duzele subțiri, dar realizarea și poziționarea lor în capul camerei este mai dificilă.

N

O condiție prealabilă pentru o ardere mai bună este asigurarea amestecării componentelor combustibilului în motorul rachetei; de regulă, amestecarea componentelor este organizată în principal în fază lichidă. În acest caz, procesele de amestecare în faza gazoasă decurg simultan cu procesul de evaporare. Completitudinea arderii crește întotdeauna odată cu îmbunătățirea calității preamestecării în faza lichidă, în funcție de tipul de componente ale combustibilului utilizat.

Amestecarea componentelor lichide poate fi organizată prin interacțiunea jeturilor din cameră în timpul pulverizării sau prin preamestecarea lichidelor și apoi pulverizarea lor printr-o duză (Fig. 9, e).

Preamestecarea ar trebui să dea cele mai bune rezultate în ceea ce privește completitatea arderii, deoarece este mai ușor să se asigure un raport constant între componente pe secțiunea transversală a camerei de ardere.

Totuși, din punct de vedere al siguranței, este mai oportun să amestecați componentele combustibilului după ce părăsesc injectoarele, care este cel mai des utilizat (Fig. 10, a, b).

De mare importanță pentru formarea amestecului este poziția relativă a duzelor de combustibil și oxidant pe capul camerei. Trebuie remarcat faptul că pe capul camerei de ardere este necesar să se plaseze cel mai mare număr posibil de injectoare cu dispunerea lor uniformă.

Pentru combustibilii cu două componente se folosesc următoarele metode de aranjare reciprocă a duzelor: eșalonat, alveolat și concentric. În oricare dintre aceste metode, injectoarele de combustibil trebuie să fie amplasate la periferia capului camerei de ardere. Acest lucru este dat pentru a preveni arderea pereților camerei de ardere atunci când fluxurile de oxidant îi lovesc.
^ Dispunerea duzelor în șah.
V

În acest caz, duzele de combustibil și de oxidare sunt eșalonate, alternând între ele (Fig. 11, a). Dezavantajul unui astfel de aranjament de duze este că numărul de duze de combustibil este aproximativ egal cu numărul de duze de oxidare și, deoarece debitul de greutate al oxidantului este de obicei de 2-4 ori mai mare decât debitul de greutate al combustibilului, apoi, cu acest aranjament, duzele de oxidare au un debit de oxidant mult mai mare decât combustibilul. Această circumstanță are un efect negativ asupra formării amestecului, deoarece un jet puternic de oxidant se amestecă slab cu un jet de combustibil relativ slab.

^ Dispunerea celulară a injectoarelor.
Cu această metodă, se realizează o creștere a numărului de duze de oxidare în comparație cu numărul de duze de combustibil (Fig. 11, b). Într-un aranjament de tip fagure, fiecare duză de combustibil este înconjurată de șase duze de oxidare. În același timp, debitele duzelor de oxidare sunt apropiate de debitele injectoarelor de combustibil, ceea ce asigură o bună atomizare a combustibilului.
^ Dispunerea concentrică a duzelor.
În acest caz, curelele injectoarelor de combustibil și de oxidare alternează (Fig. 11, c). Comoditatea acestei metode este că simplifică alimentarea injectoarelor cu componente de combustibil.
^ Arderea combustibilului într-un motor de rachetă.
Procesul de ardere a combustibilului într-un motor de rachetă cu propulsie lichidă diferă semnificativ de un proces similar într-un motor cu reacție de mare viteză. Să luăm în considerare modul de funcționare stabil al camerei motorului rachetei.

Principalele caracteristici ale procesului de ardere sunt:

A) Stresul termic ridicat în volumul camerei de ardere.

B) În camera LPRE arderea are loc la presiuni mari, ajungând la 50-100 kg/cm 2 și altele. Datorită temperaturilor și presiunilor ridicate din camera motorului, cerinte speciale la rezistența la căldură a metalului din care este fabricat și la răcirea acestuia, deoarece în aceste condiții apar fluxuri de căldură foarte mari în peretele camerei.

C) Timp scurt de rezidență a combustibilului în cameră. Timpul de rezidență al combustibilului în camera motorului se înțelege ca valoarea medie timpul în care combustibilul și produsele de ardere formate din acesta se află în cameră. Pentru arderea cât mai completă într-un timp scurt, este necesar să se asigure o amestecare foarte bună a componentelor combustibilului.

NS

despre cursul procesului de ardere, camera motorului cu propulsie lichidă trebuie împărțită în trei zone pe lungimea sa (Fig. 12).
Prima zona ( 2- k) - zona de atomizare a componentelor combustibilului. Este situat în zona imediată a duzelor. Lungimea acestei zone este determinată de designul capului de ardere și de tipul de injectoare. Această zonă este mai lungă pentru duzele cu jet simple decât pentru duzele centrifuge.

A doua zona ( k- l) - zona de incalzire, evaporare si amestecare a combustibilului. Este încălzit, evaporat și amestecat componente de combustibil. Arderea începe parțial în această zonă. Căldura necesară pentru încălzire și evaporare în prima și a doua zonă este condusă către picăturile de combustibil din cauza radiațiilor puternice din produsele de ardere și datorită curenților turbionari inversi de gaz care au loc la cap.

Zona a treia ( l-3 ) - zona de ardere. Procesul de ardere în sine are loc în această zonă. La sfârșitul celei de-a treia zone în amestec de gaze produsele de ardere sunt stabilite termodinamic

Echilibru. Complot ( ^ 3-4 ) se referă la duza motorului.

În zonele inițiale (până la secțiunea m- m) temperatura gazului este încă relativ scăzută și, în consecință, viteza reacției chimice este de asemenea scăzută. Deci totul s-a evaporat și combustibil mixt arde aici nu imediat, ci treptat, în funcție de viteza reacției chimice. Această parte a zonei se numește regiunea de ardere cinetică.

Creșterea temperaturii duce la o creștere bruscă a vitezei reacții chimice... Pornind de la o anumită valoare a temperaturii, tot combustibilul care a fost amestecat arde aproape instantaneu. Aici, viteza de ardere depinde de viteza de amestecare a componentelor.
^ Motoare de rachetă cu lichid de răcire.
Una dintre sarcinile principale în crearea unui motor de rachetă cu propulsie lichidă este de a asigura o răcire fiabilă a camerei de ardere și a duzei acesteia.

Asigurarea unei răciri fiabile determină durata de viață a motorului cu propulsie lichidă, adică resursa acestuia.

În comparație cu răcirea altor motoare termice, organizarea camerei de ardere și a duzei motorului rachetă cu propulsie lichidă este semnificativ complicată. Procesul de ardere într-un motor de rachetă cu propulsie lichidă are loc la temperaturi ridicate și presiune ridicata... Ambii acești factori contribuie la creșterea fluxurilor de căldură către pereții camerei.

Deci, de exemplu, temperaturile gazelor din camera de ardere ating valori de ~ 3500 о С și mai mari. Materialele structurale obișnuite se topesc la temperaturi mult mai scăzute:

Oțel - 1400-1500 о С

Cupru - 1083 o C

Aluminiu - 675 o C

Magneziu - 651 o C.

Materialele de încălzire duce la o scădere a acestora proprietăți mecanice, precum și la decolorarea materialului peretelui.

Deoarece motoarele de rachete cu propulsie lichidă sunt folosite pentru proiectile sau pe diferite avioane, acestea pot fi folosite pentru a răci motorul lichid special iraţional. De obicei, motoarele de rachete cu propulsie lichidă sunt răcite cu componente de propulsie, trecându-le în camera de ardere printr-o manta de răcire (răcire externă). Acest lucru creează cerințe speciale pentru componentele combustibilului și sistemul de răcire, deoarece debitul componentelor de răcire care trec prin manta este limitat.

Există trei tipuri principale de răcire a motorului cu propulsie lichidă: externă, internă și capacitivă.

1. 
   ^ Răcire externă.

Pentru o rată mare de îndepărtare a căldurii, mișcarea componentei de răcire este opusă mișcării gazelor în camera motorului (contracurent).

Componentele combustibilului utilizate ca lichide de răcire trebuie să aibă următoarele proprietăți: nu trebuie să fiarbă și să se descompună sub influența temperatura ridicatași, de asemenea, nu ar trebui să reacționeze cu materialele pereților cămășii.

Soluția problemei de răcire a motorului cu propulsie lichidă se reduce la faptul că, în condițiile de funcționare date ale motorului (presiunea în camera de ardere, debitul lichidului de răcire și temperatura produselor de ardere), îndeplinesc următoarele condiții:

A) temperatura peretelui pe partea de gaz trebuie să fie o astfel de valoare care să asigure rezistența necesară a peretelui;

B) temperatura lichidului (componenta combustibilului la ieșirea din mantaua de răcire nu trebuie să depășească punctul de fierbere.
^ 2. Răcire internă.

Cu răcire internă, camera motorului este protejată de ardere, creând un strat de gaz și lichid lângă perete cu o temperatură scăzută în comparație cu temperatura miezului de curgere. Acest strat este denumit în mod obișnuit stratul parietal.

Dacă în timpul răcirii externe sarcina este redusă la cea mai eficientă îndepărtare posibilă a căldurii provenite de la gaze către perete, atunci cu răcirea internă sarcina este de a utiliza de obicei combustibil prin crearea unui strat de perete. În unele cazuri, la răcirea internă poate fi furnizată apă sau un lichid special. Alimentarea combustibilului se face prin duze situate concentric la periferia capului camerei motorului și prin curele de transmisie speciale care pot fi instalate pe toată lungimea camerei (Fig. 13). Combustibilul care intră în camera motorului sub influența fluxului de produse de ardere se răspândește de-a lungul peretelui camerei într-un strat gros. Sub influența fluxurilor de căldură se răspândește și se creează un strat protector de vapori de gaz sub stratul lichid (Fig. 14). Astfel, se obțin două straturi de protecție, formate din vapori și lichid,

V

Sub formă de evaporare a lichidului, grosimea stratului de vapori deasupra lichidului crește în direcția de mișcare a fluxului de produse de ardere și, în cele din urmă, tot lichidul se evaporă. În spatele acestei secțiuni are loc o eroziune treptată a cortinei de abur. Cu toate acestea, intensitatea eroziunii stratului de vapori este relativ scăzută și, prin urmare, efectul protector al stratului de vapori rămâne pentru o anumită cantitate (aproximativ 10 cm).

NS

Deoarece stratul de vapori este mai gros decât stratul de lichid, iar conductivitatea termică a vaporilor este de multe ori mai mică decât conductivitatea termică a lichidului, rezistența termică a stratului de vapori este de câteva ori mai mare decât rezistența termică a stratului lichid. Prin urmare, principalul strat protector este stratul de vapori.

varietate răcire internă este așa-numita „răcire poroasă”. În acest caz, peretele camerei motorului este realizat din metal poros. Lichidul de răcire intră prin găuri foarte mici, distanțate uniform pe întreaga suprafață a camerei (Fig. 15). Ca lichid de răcire, cu perete poros, se pot folosi atât lichid, cât și gaz.

Un dezavantaj major al materialelor poroase existente este rezistența lor scăzută și posibilitatea de a înfunda porii în timpul funcționării motorului.

Cu răcirea internă, răcitorul, care intră suplimentar în camere, nu participă pe deplin la procesul de ardere, iar consumul total de combustibil specific al motorului cu propulsie lichidă în acest caz este mai mare decât consumul specific de combustibil al motoarelor cu răcire externă. Prin urmare, în prezent, pereții camerei LPRE sunt protejați de ardere prin răcire combinată.

1. 
   ^ Răcire combinată.

În cazul răcirii combinate, eliminarea principală a căldurii se realizează prin răcire externă și mai mult locuri periculoaseîn plus, perdelele de protecție sunt dispuse folosind răcirea internă (Fig. 16). Secțiunea critică a duzei este cea mai periculoasă.

^ 4. Protecția pereților camerei motorului cu combustibil lichid împotriva arderii cu acoperiri de protectie sau prin acumularea de căldură.
Pentru a proteja pereții camerei motorului de ardere, se utilizează și ceramică refractară, care este așezată pe interiorul peretelui camerei. Cea mai bună aplicație are „Niofax”, care este un compus de carborundum cu nitrați de siliciu. Această acoperire permite temperatura gazelor din camera de ardere până la 3000 ° K, la muncă continuă motor 40-50 sec.

Într-un motor rachetă cu propulsie lichidă cu acțiune pe termen scurt (o singură dată) (10-15 sec) camerele motoarelor pentru protecția împotriva arderii sunt uneori realizate cu pereți foarte groși din material extrem de termoconductor. Fluxul de căldură care intră în pereții camerei, datorită conductivității sale termice bune, este rapid absorbit și se răspândește în întreaga masă de metal și astfel, așa cum spune, se acumulează în pereții camerei.
Concluzie.

Motoarele cu reacție lichidă sunt utilizate pe scară largă în aviație și tehnologia spațială. Datorită prezenței unui oxidant, rachetele cu motoare cu propulsie lichidă pot fi folosite și în spațiul fără aer. Datorită acestei calități, rachetele cu combustibili lichizi sunt utilizate pe scară largă pentru zborurile spațiale. Cu toate acestea, motoarele de rachetă au o serie de dezavantaje, dintre care unul este complexitatea și costul ridicat de producție, în unele cazuri este mai potrivit să se utilizeze alte tipuri de motoare pe rachete.

^ Lista literaturii folosite.

1. 
   Motoare de avioane. Burtsev O.N., Govorov A.N., Malkov A.N., Nikitin D.G., Orlov P.V. Editat de D.G. Nikitin. 1964 g.
2. 
   Baze teoretice pentru proiectarea motoarelor rachete cu propulsie lichidă. Shevelyuk M.I. 1960 g.
3. 
   Teoria motoarelor cu reacție. Flux de lucru și caracteristici. Stechkin B.S. şi alţii.1958

1) Studiul schemei și principiului de funcționare a unui motor rachetă cu propulsie lichidă (LRE).

2) Determinarea modificării parametrilor fluidului de lucru de-a lungul traseului camerei LPRE.

1. INFORMAȚII GENERALE DESPRE LRE

2.1. Compoziția LPRE

Se numește motorul cu reacție dispozitiv tehnic, creând împingere ca urmare a curgerii fluidului de lucru din acesta. Motoarele cu reacție asigură accelerarea vehiculelor în mișcare tipuri diferite.

Motorul rachetei este motor turboreactor, folosind pentru lucru numai substanțele și sursele de energie disponibile la bordul vehiculului în mișcare.

Un motor de rachetă cu propulsie lichidă (LRE) este un motor de rachetă care utilizează combustibil (sursă de energie primară și fluid de lucru) în stare de agregat lichid pentru funcționare.

Motorul rachetă intră caz general cuprinde:

2- unități turbopompe (TNA);

3- generatoare de gaz;

4- conducte;

5- unități de automatizare;

6- dispozitive de asistare

Unul sau mai multe motoare rachete cu propulsie lichidă, împreună cu un sistem pneumohidraulic (PGS) pentru alimentarea cu combustibil a camerelor motoarelor și unitati auxiliare etapele rachetei, constituie un sistem de propulsie a rachetei cu propulsie lichidă (LRE).

Ca combustibil lichid pentru rachete (LRT), se utilizează o substanță sau mai multe substanțe (oxidant, combustibil) care sunt capabile să formeze produse de combustie (descompunere) la temperatură înaltă ca urmare a reacțiilor chimice exoterme. Aceste produse sunt fluidul de lucru al motorului.

Fiecare cameră LRE este formată dintr-o cameră de ardere și o duză. În camera LPRE, energia chimică primară a combustibilului lichid este convertită în energia cinetică finală a fluidului de lucru gazos, în urma căreia se creează forța reactivă a camerei.

O unitate separată de turbopompă LPRE constă din pompe și o turbină care le antrenează. TNA asigură furnizarea de componente de combustibil lichid pentru camerele și generatoarele de gaz ale motorului rachetă cu propulsie lichidă.

Generatorul de gaz LPRE este o unitate în care combustibilul principal sau auxiliar este transformat în produse de generare a gazelor utilizate ca fluid de lucru al turbinei și corpurilor de lucru ale sistemului de presurizare a rezervoarelor cu componente LPR.

Sistemul de automatizare a motorului cu propulsie lichidă este o combinație de dispozitive (supape, regulatoare, senzori etc.) de diferite tipuri: electrice, mecanice, hidraulice, pneumatice, pirotehnice etc. Unitățile de automatizare asigură pornirea, controlul, reglarea și oprirea motor cu propulsie lichidă.

Parametrii LPRE

Principalii parametri de tracțiune ai motorului rachetei sunt:

Forța reactivă a motorului rachetă - R - forțele de gaz și hidrodinamice rezultate care acționează pe suprafețele interioare ale motorului rachetă atunci când substanța iese din acesta;

Impingerea LRE - R - rezultanta forței reactive a motorului cu propulsie lichidă (R) și a tuturor forțelor de presiune mediu inconjurator care acționează asupra suprafețelor exterioare ale motorului, cu excepția forțelor externe rezistență aerodinamică;

Impulsul de tracțiune LPRE - I - integrală a tracțiunii LPRE în termeni de timp de funcționare;

Impulsul specific de tracțiune a motorului rachetei - I y - raportul de tracțiune (P) la flux de masă fuel () motor rachetă.

Principalii parametri care caracterizează procesele care au loc în camera motorului rachetei sunt presiunea (p), temperatura (T) și debitul (W) al produselor de combustie (descompunere) a combustibilului lichid pentru rachetă. În același timp, sunt evidențiate în mod deosebit valorile parametrilor de la intrarea duzei (secțiunea index „c”), precum și în secțiunile critice („*”) și de ieșire („a”) ale duzei.

Calculul valorilor parametrilor în diferite secțiuni ale traseului duzei motorului cu propulsie lichidă și determinarea parametrilor de tracțiune ai motorului se efectuează conform ecuațiilor corespunzătoare ale termogazdinamicii. O tehnică aproximativă pentru un astfel de calcul este discutată în secțiunea 4 a acestui manual.

1. SCHEMA SI PRINCIPIUL DE FUNCTIONARE LRE "RD-214"

3.1. caracteristici generale Motor rachetă „RD-214”

Motorul rachetă cu propulsie lichidă RD-214 a fost folosit în practica casnică din 1957. Din 1962, a fost instalat pe prima treaptă a vehiculelor de lansare în mai multe etape Kosmos, cu ajutorul cărora au fost lansați mulți sateliți din seria Kosmos și Interkomos pe orbite apropiate de Pământ.

Motorul rachetă RD-214 are un sistem de pompare a combustibilului. Motorul funcționează cu un oxidant de acid azotic cu punct de fierbere ridicat (o soluție de oxizi de azot în acid azotic) și combustibil cu hidrocarburi (produse de prelucrare a kerosenului). O componentă specială este utilizată pentru generatorul de gaz - peroxid de hidrogen lichid.

Parametrii principali ai motorului au următoarele semnificații:

Împingerea în gol P p = 726 kN;

Impulsul specific de tracțiune în pachetul I vide = 2590 N × s / kg;

Presiunea gazului în camera de ardere p k = 4,4 MPa;

Raportul de dilatare a gazului în duză e = 64

LPRE "RD-214", (Fig. 1) este format din:

Patru camere (poz. 6);

O unitate turbopompă (TNA) (poz. 1, 2, 3, 4);

Generator de gaz (articolul 5);

Conductă;

Unități de automatizare (poz. 7, 8)

Motorul TNA este format dintr-o pompă de oxidant (poz. 2), o pompă de combustibil (poz. 3), o pompă de peroxid de hidrogen (poz. 4) și o turbină (poz. 1). Rotorul (părțile rotative) ale pompelor și turbinei sunt conectate printr-un singur arbore.

Unitățile și ansamblurile care asigură alimentarea cu componente pentru camera motorului, generatorul de gaz și turbina sunt combinate în trei sisteme separate - autostrăzi:

Sistem de alimentare cu oxidant

Sistem de alimentare cu combustibil

Sistem de generare de abur și gaz cu peroxid de hidrogen.

Fig. 1. Diagrama unui motor de rachetă cu combustibil lichid

1 - turbină; 2 - pompa de oxidant; 3 - pompa de combustibil;

4 - pompa de peroxid de hidrogen; 5 - generator de gaz (reactor);

6 - camera motorului; 7, 8 - elemente de automatizare.

3.2. Caracteristicile unităților de motoare rachetă RD-214

3.2.1. Camera LRE

Patru camere de motor rachetă sunt conectate într-un singur bloc în două secțiuni cu șuruburi.

Fiecare cameră a motorului cu propulsie lichidă (poz. 6) este formată dintr-un cap de amestecare și o carcasă. Capul de amestecare include fundul superior, mijlociu și inferior (foc). O cavitate pentru oxidant este formată între fundul superior și mijlociu, iar o cavitate pentru combustibil este formată între fundul mijlociu și de foc. Fiecare dintre cavități este conectată cu volumul intern al carcasei motorului prin intermediul duzelor corespunzătoare.

În procesul de funcționare a motorului cu propulsie lichidă prin capul de amestecare și duzele acestuia, se realizează alimentarea, atomizarea și amestecarea componentelor combustibilului lichid.

Carcasa camerei motorului cu propulsie lichidă include o parte a camerei de ardere și o duză. Duza motorului rachetei cu propulsie lichidă este supersonică, are părți convergente și divergente.

Corpul camerei motorului cu propulsie lichidă este cu pereți dubli. Pereții interior (foc) și exterior (putere) ai corpului sunt interconectați prin distanțiere. În acest caz, cu ajutorul distanțierilor, se formează canale ale tractului între pereți răcire cu lichid locuințe. Combustibilul este folosit ca lichid de răcire.

În timpul funcționării motorului, combustibilul este furnizat pe calea de răcire prin conducte speciale ale colectorului situate la capătul duzei. După ce a trecut pe calea de răcire, combustibilul intră în cavitatea corespunzătoare a capului de amestecare și este introdus prin duze în camera de ardere. În același timp, un oxidant intră în camera de ardere printr-o altă cavitate a capului de amestecare și duzele corespunzătoare.

În volumul camerei de ardere au loc atomizarea, amestecarea și arderea componentelor combustibilului lichid. Ca rezultat, se formează un fluid de lucru gazos la temperatură ridicată al motorului.

Apoi, într-o duză supersonică, energia termică a fluidului de lucru este convertită în energia cinetică a jetului său, la expirarea căreia se creează forța motorului cu propulsie lichidă.

3.2.2. Generator de gaz și unitate turbopompă

Generatorul de gaz (Fig. 1, elementul 5) este o unitate în care peroxidul de hidrogen lichid, ca urmare a descompunerii exoterme, este transformat într-un fluid de lucru vaporos la temperatură înaltă al turbinei.

Unitatea de pompă turbo asigură o alimentare cu presiune a componentelor de combustibil lichid către camera și generatorul de gaz al motorului.

TNA constă din (Fig. 1):

Pompă centrifugă cu șurub oxidant (poz. 2);

Pompă centrifugă de combustibil cu șurub (articolul 3);

Pompă centrifugă cu peroxid de hidrogen (articolul 4);

Turbina de gaz(articolul 1).

Fiecare pompă și turbină are un stator staționar și un rotor rotativ. Rotoarele pompelor și turbinelor sunt arbore comun, format din două părți, care sunt legate printr-un arc.

Turbina (articolul 1) antrenează pompele. Elementele principale ale statorului turbinei sunt carcasa și aparatul duzei, iar rotorul este arborele și rotorul cu palete. În timpul funcționării, abur-gaz peroxid este furnizat turbinei de la generatorul de gaz. Când gazul de abur trece prin aparatul de duză și paletele rotorului turbinei, energia sa termică este transformată în energie mecanică de rotație a roții și a arborelui rotorului turbinei. Aburul-gazul uzat este colectat în galeria de evacuare a carcasei turbinei și evacuat în atmosferă prin duze speciale pentru deșeuri. Acest lucru creează o forță suplimentară pentru motorul cu propulsie lichidă.

Pompele de oxidant (poz. 2) și de combustibil (poz. 3) sunt de tip centrifugal cu șurub. Elementele principale ale fiecăreia dintre pompe sunt carcasa și rotorul. Rotorul are un arbore, melc și un rotor centrifugal cu palete. În timpul funcționării, energie mecanică este furnizată de la turbină la pompă prin arborele comun, care asigură rotația rotorului pompei. Ca urmare a acțiunii paletelor melcului și a roții centrifuge asupra lichidului (componenta combustibilului) pompat de pompe, energia mecanică de rotație a rotorului pompei este convertită în energie potențială a presiunii fluidului, care asigură alimentarea componentelor către camera motorului. Snecul din fața rotorului centrifugal al pompei este instalat pentru a crește preliminar presiunea fluidului la intrarea în canalele interscapulare ale rotorului pentru a preveni fierberea la rece a fluidului (cavitația) și întreruperea continuității acestuia. Încălcări ale continuității fluxului componentelor pot cauza instabilitatea procesului de ardere a combustibilului în camera motorului și, în consecință, instabilitatea funcționării motorului cu propulsie lichidă în ansamblu.

O pompă centrifugă (articolul 4) este utilizată pentru a furniza peroxid de hidrogen generatorului de gaz. Consumul relativ scăzut al componentei creează condiții pentru funcționarea fără cavitații a pompei centrifuge fără a instala o pre-pompă cu șurub în fața acesteia.

3.3. Cum funcționează motorul

Pornirea, controlul și oprirea motorului se efectuează automat prin comenzi electrice de la placa rachetă către elementele de automatizare corespunzătoare.

Pentru aprinderea inițială a componentelor combustibilului, se folosește un combustibil special de pornire, care se autoaprinde cu un oxidant. Combustibilul de pornire umple inițial o mică secțiune a conductei în fața pompei de combustibil. În momentul lansării motorului cu propulsie lichidă, combustibilul de pornire și oxidantul intră în cameră, se autoaprind și numai atunci componentele principale ale combustibilului încep să fie furnizate în cameră.

În procesul de funcționare a motorului, oxidantul trece secvenţial prin elementele și ansamblurile liniei (sistemului), inclusiv:

Supapa de separare;

Pompa de oxidare;

Supapă oxidant;

Capul de amestec al camerei motorului.

Fluxul de combustibil trece printr-o linie care include:

Supape de separare;

Pompă de combustibil;

Colectorul și calea de răcire a camerei motorului;

Cap de amestecare camera.

Peroxidul de hidrogen și aburul și gazul rezultat trec succesiv prin elementele și unitățile sistemului de generare a aburului și a gazului, inclusiv:

Supapa de separare;

pompă de peroxid de hidrogen;

Reductor hidraulic;

generator de gaz;

Duza turbinei;

Pale ale rotorului turbinei;

Colector turbină;

Duze de deșeuri.

Ca urmare a alimentării continue cu componente de combustibil de către unitatea de pompare turbo către camera motorului, arderea lor cu formarea unui fluid de lucru la temperatură înaltă și scurgerea fluidului de lucru din cameră, o împingere a combustibilului lichid. motorul este creat.

Variarea valorii de tracțiune a motorului în timpul funcționării acestuia este asigurată prin modificarea debitului de peroxid de hidrogen furnizat generatorului de gaz. Aceasta modifică puterea turbinei și a pompelor și, în consecință, alimentarea cu componente de combustibil a camerei motorului.

Motorul cu propulsie lichidă este oprit în două etape folosind elemente de automatizare. Din modul principal, motorul este mai întâi transferat în modul final de funcționare cu o forță mai mică și abia apoi este complet oprit.

1. PROCEDURA DE LUCRU

4.1. Domeniul de aplicare și ordinea lucrărilor

În procesul de realizare a lucrării, următoarele acțiuni sunt efectuate succesiv.

1) Se studiază schema motorului rachetă RD-214. Sunt luate în considerare scopul și compoziția motorului cu propulsie lichidă, proiectarea unităților, principiul de funcționare a motorului.

2) Se efectuează măsurarea parametrii geometrici duze pentru motorul rachetei. Se găsește diametrul secțiunilor de intrare ("c"), critice ("*") și de ieșire ("a") ale duzei (D c, D *, D a).

3) Se calculează valoarea parametrilor fluidului de lucru al motorului rachetă cu propulsie lichidă în secțiunile de admisie, critice și de ieșire ale duzei motorului rachetă cu propulsie lichidă.

Pe baza rezultatelor calculelor, se construiește un grafic generalizat al schimbărilor de temperatură (T), presiune (p) și viteza (W) ale fluidului de lucru de-a lungul traseului duzei (L) a motorului cu propulsie lichidă.

4) Parametrii de tracțiune ai motorului rachetă sunt determinați în modul de proiectare al funcționării duzei ().

4.2. Date inițiale pentru calcularea parametrilor motorului rachetă RD-214

Presiunea gazului în cameră (vezi opțiunea)

Temperatura gazelor din cameră

Constanta de gaz

Exponent izoentrop

Funcţie

Se presupune că procesele din cameră decurg fără pierderi de energie. În acest caz, coeficienții de pierdere de energie în camera de ardere și, respectiv, duza sunt egale cu

Se calculează modul de funcționare al duzei (indice " r»).

Măsurarea determină:

Diametrul gâtului duzei;

Diametrul secțiunii de evacuare a duzei.

4.3. Secvența de calcul a parametrilor motorului cu propulsie lichidă

A) Parametrii din secțiunea de evacuare a duzei ("a") sunt determinați în următoarea secvență.

1) Zona de evacuare a duzei

2) Zona gâtului duzei

3) Raportul geometric de expansiune a gazului