Motori i raketave presion (LRE)   - një motor kimik raketash që përdor lëngje, duke përfshirë gazrat e lëngshëm, si lëndë djegëse raketore. Sa i përket numrit të përbërësve të përdorur, motorët me raketa një, dy, dhe tre komponentë ndryshojnë.

YouTube enciklopedike

1 / 5

SI PUNE MOTORI ROCKET? [LRE]

Motori raketor i lengut RD-191

# 24 SI TË BËNI NJË MOTIN ROCKET

Si për të bërë një motor raketë në sheqer. Ne lëshojmë avionin e raketave. #olofly

Lëngu RD-180: testet e stolit Karburanti i lëngët RD-180: test i zjarrit

titra

Historia e

Mundësia e përdorimit të lëngjeve, duke përfshirë hidrogjenin dhe oksigjenin e lëngët, si lëndë djegëse për raketat u theksua nga K.E. Tsiolkovsky në artikullin "Studimi i hapësirave botërore me instrumenta jet" botuar në vitin 1903. LRE-ja e parë eksperimentale e punës u ndërtua nga Robert Goddard, shpikësi amerikan në vitin 1926. Zhvillime të ngjashme në vitet 1931-1933 u kryen në BRSS nga një grup entuziastësh të udhëhequr nga F. A. Zander. Këto vepra u vazhduan në RNII të organizuar në vitin 1933, por në vitin 1938 u mbyll tema e LPRE [ ], dhe projektuesit kryesorë S. P. Korolev dhe V. P. Glushko u shtypën si "dëmtues".

Në gjysmën e parë të shekullit të 20-të, projektuesit gjermanë Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun dhe të tjerë arritën suksesin më të madh në zhvillimin e LRE-ve. Gjatë Luftës së Dytë Botërore ata krijuan një numër LRE për raketa ushtarake: Schmetterling, Raintochter R3. Në vitin 1944, në Rajhun e Tretë, u krijua një degë e re e industrisë - shkenca raketore, nën drejtimin e përgjithshëm të V. Dornbergerndërsa në vendet e tjera zhvillimi i LRE ishte në një fazë eksperimentale.

Pas luftës, zhvillimi i projektuesve gjermanë nxori kërkime në fushën e raketave në BRSS dhe në Shtetet e Bashkuara, ku shumë emigrantë shkencëtarë dhe inxhinierë gjermanë, përfshirë V. von Braun. Fillimi i garës së armëve dhe rivaliteti midis BRSS dhe SHBA për udhëheqjen në eksplorimin e hapësirës ishin stimulues të fuqishëm për zhvillimin e LRE.

Në vitin 1957 në BRSS nën udhëheqjen e S. P. Korolev u krijua ICBM R-7, i pajisur me raketat RD-107 dhe RD-108, në atë kohë më të fuqishmit dhe të përsosur në botë, zhvilluar nën drejtimin e V. P. Glushko. Ky raketë u përdor si bartës i satelitëve të parë artificial në tokë, në anijen e parë të drejtuar dhe në sondat ndërplanetare.

Në vitin 1969 u hap në Shtetet e Bashkuara sonda e parë Apollo, e nisur në rrugën e fluturimit të Hënës nga automjeti i nisjes Saturn-5, faza e parë e së cilës u pajis me 5 motorë F-1. F-1 aktualisht është më i fuqishmi në mesin e LRE-së të dhomës së vetme, duke i dhënë motorit katër-dhomësh RD-170 të zhvilluar nga Energomash Design Bureau në Bashkimin Sovjetik më 1976.

Aktualisht LRE përdoret gjerësisht në programet hapësinore. Si rregull, këto janë LRE me dy komponentë me përbërës kriogjenikë. Në pajisjet ushtarake, motorët me raketa përdoren relativisht rrallë, kryesisht në raketa të rënda. Më shpesh ky është një motor me dy raketa në përbërës të lartë.

Fushëveprimi i përdorimit, avantazhet dhe disavantazhet

Ekziston një larmi mjaft e madhe e skemave për organizimin e LRE-së, me unitetin e parimit kryesor të funksionimit të tyre. Konsideroni pajisjen dhe parimin e LRE-së në shembullin e një motor dykomponentësh me karburant të pompimit si më të zakonshmet, skema e së cilës është bërë klasike. Llojet e tjera të LRE (me përjashtim të tre komponentëve) janë versione të thjeshta të konsideruara, dhe kur i përshkruajnë ato, do të mjaftojë për të treguar thjeshtimet.

Në fig. 1 tregon skematikisht pajisjen LRE.

Sistemi i karburantit

Sistemi i karburantit LRE përfshin të gjitha elementet e përdorura për furnizimin me karburant në dhomën e djegies - rezervuarët e karburantit, tubacionet, një tub turbopumpësh (THA) - një nyje e përbërë nga pompa dhe një turbinë montuar në një bosht të vetëm, një kokë hundësh dhe valvola që rregullojnë rrjedhën karburantit.

Pump feed karburantit ju lejon të krijoni një presion të lartë në dhomën e motorit, nga dhjetëra atmosfera deri në 250 atm (LRE 11D520 PH Zenit). Presioni i lartë siguron një shkallë më të madhe të zgjerimit të lëngut të punës, i cili është një parakusht për arritjen e një vlere të lartë impulsesh specifike. Përveç kësaj, me një presion të madh në dhomën e djegies, arrihet vlera më e mirë e futjes së motorit - raporti i vlerës së shtytjes me peshën e motorit. Sa më i madh vlera e këtij treguesi, aq më i vogël është madhësia dhe pesha e motorit (me të njëjtën sasi të goditjes), dhe sa më i lartë është shkalla e përsosjes së tij. Avantazhet e sistemit të pompimit janë veçanërisht të theksuara në një motor të madh me raketa, për shembull, në sistemet e shtytjes së raketave.

Në fig. 1, gazrat e shkarkimit nga turbina THA rrjedhin përmes kokës së hundës në dhomën e djegies së bashku me komponentët e karburantit (11). Një motor i tillë quhet një motor i mbyllur me cikle (ndryshe, me një cikël të mbyllur), në të cilin të gjitha shpenzimet e karburantit, duke përfshirë atë të përdorur në makinë TNA, kalojnë nëpër dhomën e djegies së LRE. Presioni në daljen e turbinës në një motor të tillë duhet të jetë dukshëm më i lartë se në dhomën e djegies së LRE dhe në hyrjen e gjeneratorit të gazit (6) që ushqen turbinë, madje edhe më i lartë. Për të përmbushur këto kërkesa, përdoren komponentët e njëjtë të karburantit (nën presion të lartë) për makinën e turbinës (me një raport të ndryshëm të komponentëve, zakonisht me karburant të tepërt, për të zvogëluar ngarkesën termike në turbinë).

Një alternativë për një cikël të mbyllur është një cikël i hapur, në të cilin turbina shkarkuese prodhohet direkt në mjedis nëpërmjet tubit të daljes. Zbatimi i ciklit të hapur është teknikisht më i thjeshtë, pasi që operimi i turbines nuk është i lidhur me funksionimin e dhomës së LRE-së, dhe në këtë rast, TNA në përgjithësi mund të ketë pavarësinë e vet karburantit, e cila thjeshton procedurën e fillimit të gjithë sistemit të shtytjes. Por sistemet me një cikël të mbyllur kanë vlera më pak të mira impulse specifike dhe kjo i detyron projektuesit të kapërcejnë vështirësitë teknike të zbatimit të tyre, veçanërisht për motorët e veglave të mëdha të nisjes, për të cilat kërkesa janë veçanërisht të larta për këtë tregues.

Në diagramin në fig. 1 një THA injekton të dy komponentët, e cila është e pranueshme në rastet kur komponentët kanë dendësi të përpjesëtuara. Për shumicën e lëngjeve të përdorura si komponente propellante, dendësia ndryshon në intervalin prej 1 ± 0.5 g / cm³, e cila lejon përdorimin e një makinë të vetme turbo për të dy pompat. Përjashtim është hidrogjeni i lëngët, i cili në një temperaturë prej 20 K ka një densitet prej 0.071 g / cm³. Për një lëng të tillë të lehtë, kërkohet një pompë me karakteristika krejtësisht të ndryshme, duke përfshirë një shpejtësi më të lartë rrotullimi. Prandaj, në rastin e përdorimit të hidrogjenit si lëndë djegëse, një THA i pavarur sigurohet për secilin komponent.

Me një motor të vogël (dhe, rrjedhimisht, me konsum të ulët të karburantit), asambleja e turbopumpës bëhet element tepër i rëndë, duke përkeqësuar karakteristikat e peshës së sistemit të shtytjes. Një alternativë ndaj sistemit të karburantit të pompimit është presioni, në të cilin rrjedha e karburantit në dhomën e djegies sigurohet nga presioni i nxehtësisë në tanke të karburantit të krijuar nga gaz i ngjeshur, më shpesh azoti, i cili është i padjegshëm, jo-toksik, jo-oksidues dhe relativisht i lirë për të prodhuar. Për presionizimin e tankeve me hidrogjen të lëngët përdoret heliumi, pasi që gazrat e tjerë kondensohen në temperaturë të hidrogjenit të lëngët dhe kthehen në lëng.

Kur shqyrton funksionimin e motorit me sistemin e injektimit të karburantit nga skema në Fig. 1 nuk lejon THA, dhe përbërësit e karburantit vijnë nga tanket direkt tek valvulat kryesore të LRE (9, 10). Presioni në rezervuarët e karburantit gjatë rrjedhës së presionit duhet të jetë më i lartë se në dhomën e djegies, tanket - më të forta (dhe më të rënda) sesa në rastin e një sistemi të karburantit të pompës. Në praktikë, presioni në dhomën e djegies së motorit me furnizim me karburant presion është i kufizuar në 10-15 në. Në mënyrë tipike, këta motorë kanë një goditje relativisht të vogël (brenda 10 ton). Avantazhet e sistemit të zhvendosjes janë thjeshtësia e dizajnit dhe shpejtësia e reagimit të motorit ndaj komandës së fillimit, veçanërisht në rastin e përdorimit të komponentëve të vetë-ndezjes së karburantit. Motorë të tillë shërbejnë për të kryer manovra të hapësirës ajrore në hapësirën e jashtme. Sistemi i zhvendosjes u përdor në të tre sistemet e shtytjes të shërbimit hënor Apollo (shtytje 9760 kgf), veshje ulëse (shtytje 4760 kgf), dhe ngritje (1950 kgf).

Kokë hundësh - njësia në të cilën janë vendosur nozzles për injektimin e komponentëve të karburantit në dhomën e djegies. (Shpesh mund të gjesh emrin e gabuar të këtij nyja "kokë përzierjeje", që është një përkthim i pasaktë, që përcjell letër nga artikujt në gjuhën angleze, thelbi i gabimit është se përbërësit e lëndës djegëse janë të përziera në të tretën e parë të dhomës së djegies dhe jo në kokën e grykës. përzierjen më të shpejtë dhe të plotë të komponentëve pas hyrjes në dhomë, sepse kjo varet nga shpejtësia e ndezjes dhe djegia.
  Përmes kokës së injektorit të motorrit F-1, për shembull, 1.8 t oksid i lëngët dhe 0.9 ton vajguri futen në dhomën e djegies çdo sekondë. Dhe koha e shpenzuar nga secila pjesë e këtij karburantit dhe produkteve të saj të djegies në dhomë është në milisekonda. Gjatë kësaj kohe, karburanti duhet të digjet sa më plotësisht që të jetë e mundur, pasi karburanti i paaluar është humbja e goditjes dhe impulsit specifik. Zgjidhja e këtij problemi është arritur me një sërë masash:

• Rritja maksimale e numrit të nozzles në kokë, me një minimizim proporcional të rrjedhjes përmes një hundë. (Në kokën e grykës së motorit F-1, janë instaluar 2600 hundë oksigjeni dhe 3700 hundë për vajgurin).
• Gjeometria e veçantë e vendndodhjes së injektorëve në kokë dhe renditja e alternimit të injektorëve të karburantit dhe oksiduesit.
• Forma e veçantë e kanalit të hundës, për shkak të të cilit rrotullimi lëviz nëpër kanalin e lëngut dhe rrotullimin, është shpërndarë në dhomën kur hyn në dhomë me anë të forcës centrifugale.

Sistemi i ftohjes

Për shkak të shpejtësisë së proceseve që ndodhin në dhomën e djegies së LRE, vetëm një pjesë e parëndësishme (fraksionet e një përqind) të të gjithë nxehtësisë së gjeneruar në dhomën transferohet në strukturën e motorit, megjithatë, për shkak të temperaturës së lartë të djegies (ndonjëherë mbi 3000 K) pjesa e tij është e mjaftueshme për shkatërrimin termik të motorit, kështu që problemi i ftohjes së motorrit të raketave është shumë i rëndësishëm.

Për LRE me pompimin e furnizimit me karburant, përdoren kryesisht dy metoda të ftohjes së mureve të dhomës LRE: ftohje rigjeneruese   dhe shtresë murtë cilat shpesh shpërndahen. Për motorët e vegjël me sistemin e injektimit të karburantit shpesh të përdorur metodë ablative ftohje.

Ftohje rigjeneruese është që në murin e dhomës së djegies dhe pjesës së sipërme, më të nxehtë të grykës, krijohet një zgavër (nganjëherë i quajtur "xhaketë ftohëse"), përmes së cilës kalon një nga përbërësit e karburantit (zakonisht lëndë djegëse) para se të futet në kokën përzierëse, pra muri i dhomës. Ngrohja e thithur nga komponenta e ftohjes kthehet në dhomë së bashku me vetë ftohjen, e cila justifikon emrin e sistemit - "rigjenerues".

Zhvilluar teknika të ndryshme teknologjike për të krijuar një xhaketë ftohëse. Dhoma e raketave raketore V-2, për shembull, përbëhej nga dy predha prej çeliku, të brendshëm dhe të jashtëm, duke përsëritur formën e njëri-tjetrit. Një përbërës ftohës (etanoli) kalonte përmes hendekut mes këtyre predhave. Për shkak të devijimeve teknologjike të trashësisë së hendekut, ndodhën parregullsi në rrjedhën e lëngut, si rezultat, u krijuan zona lokale të mbinxehjes së guaskës së brendshme, të cilat shpesh u dogjën në këto zona me pasoja katastrofike.

Në motorët modernë, brenda murit të dhomës është bërë nga lidhjet bronzi të përçueshëm të nxehtësisë së lartë. Kanale të ngushta me mure të hollë krijohen në të duke përdorur metodën e bluarjes (15D520 PH 11K77 Zenit, PH 11K25 Energia) ose gravurë me acid (SSME Space Shuttle). Nga jashtë, kjo strukturë është e mbështjellë fort rreth mbështjellës së fletëve prej çeliku ose titani, e cila percepton ngarkesën e fuqisë së presionit të brendshëm të dhomës. Një komponent i ftohjes qarkullon përmes kanaleve. Ndonjëherë xhaketa ftohëse është mbledhur nga tubat e hollë të nxehtësisë, të cilat janë të vulosura për nënshkrimin nga një aliazh prej bronzi, por dhomat e tilla janë të dizajnuara për presion më të ulët.

Shtresa e murit (Shtresa kufitare, amerikanët gjithashtu përdorin termin "perde" - perde) - kjo është një shtresë e gazit në dhomën e djegies, që ndodhet në afërsi të murit të dhomës dhe që përbëhet kryesisht nga avujt e karburantit. Për organizimin e një shtrese të tillë, vetëm periferinë e kokës së përzierjes instalohen vetëm gryka e karburantit. Për shkak të tejkalimit të karburantit dhe mungesës së një agjenti oksidues, reagimi i djegies kimike në shtresën afër murit është shumë më pak intensive sesa në zonën qendrore të dhomës. Si rezultat, temperatura e shtresës pranë murit është dukshëm më e ulët se temperatura në zonën qendrore të dhomës dhe izolon muret e dhomës nga kontakti i drejtpërdrejtë me produktet më të nxehta të djegies. Ndonjëherë, përveç kësaj, hundët janë instaluar në muret anësore të dhomës, duke e çuar një pjesë të karburantit në dhomë direkt nga xhaketa e ftohjes, gjithashtu me qëllim të krijimit të një shtrese pranë mur.

Nis motorin e raketave

Fillimi i motorrit raketor është një operacion i përgjegjshëm, i mbushur me pasoja serioze në rast të situatave emergjente gjatë zbatimit të tij.

Nëse komponentët e lëndës djegëse janë vetë-ndezëse, dmth. Ata hyjnë në një reagim të djegies kimike nga kontakti fizik me njëri-tjetrin (për shembull, heptili / acid nitrik), fillimi i procesit të djegies nuk shkakton probleme. Por në rastin kur komponentët nuk janë të tillë (për shembull, oksigjen / kerozinë), nevojitet një iniciator i ndezjes së jashtme, veprimi i të cilit duhet të koordinohet pikërisht me furnizimin e komponentëve të karburantit në dhomën e djegies. padjegur karburantit   - Është një shpërthim i fuqisë së madhe destruktive dhe akumulimi i saj në dhomën kërcënon me një aksident të rëndë.

Pas ndezjes së karburantit, mirëmbajtja e një procesi të vazhdueshëm të djegies së tij bëhet vetvetiu: karburantet që hyjnë në dhomën e djegies ndezen për shkak të temperaturës së lartë të krijuar nga djegia e pjesëve të futura më parë.

Për ndezjen fillestare të karburantit në dhomën e djegies kur fillon LRE, përdoren metoda të ndryshme:

• Përdorimi i komponentëve vetë-ndezës (zakonisht të bazuara në fosfor që përmbajnë lëndë djegëse fillestare, vetë-ndezëse kur bashkëveprojnë me oksigjenin), të cilat në fillim të procesit të fillimit të motorit futen në dhomë me anë të nozzles shtesë shtesë nga sistemi ndihmës i karburantit dhe pas fillimit të djegies, komponentët kryesorë janë furnizuar. Prania e një sistemi shtesë të karburantit e komplikon dizajnin e motorit, por lejon që ajo të rifillojë në mënyrë të përsëritur.
• Një ndezës elektrik i vendosur në dhomën e djegies pranë kokës së hundës, e cila kur është e ndezur, krijon një hark elektrik ose një seri shkarkimesh të shkëndijë të tensionit të lartë. Ky ndezës është i disponueshëm. Pas ndezjes së karburantit, ajo djeg.
• Ndezësin piroteknik. Një bllok i vogël piroteknik i veprimit ndezës është vendosur në dhomën pranë kokës së hundës, e cila është ndezur nga një siguresa elektrike.

Nisja automatike e motorit koordinon në kohë veprimin e ndezësit dhe furnizimin me karburant.

Fillimi i LRE-ve të mëdha me një sistem të karburantit të pompimit përbëhet nga disa faza: THA fillon së pari dhe mbledh shpejtësinë (ky proces mund të përbëhet nga disa faza), pastaj valvulat kryesore të LRE-së ndezen, zakonisht në dy ose më shumë faza me një shtytje graduale nga shkalla në hapa drejt normales.

Për motorët relativisht të vegjël, duke filluar me lirimin e LRE-ve, praktikohet menjëherë me goditje 100%, të quajtur "top".

Sistemi automatik i kontrollit LRE

Modern LRE është furnizuar me një automatizim mjaft kompleks, i cili duhet të kryejë detyrat e mëposhtme:

• Fillimi i sigurt i motorit dhe prodhimit të saj në mënyrën kryesore.
• Ruajtja e një operacioni të qëndrueshëm.
• Ndryshimi i futjes në përputhje me programin e fluturimit ose me komandën e sistemeve të kontrollit të jashtëm.
• Mbyllja e motorit kur raketa arrin orbitën e specifikuar (trajektore).
• Rregullimi i raportit të konsumit të komponentëve.

Për shkak të ndryshimit teknologjik të rezistencës hidraulike të shtigjeve të karburantit dhe oksiduesit, raporti i kostove të komponentit për një motor të vërtetë ndryshon nga ai i llogaritur, që sjell një ulje të goditjes dhe impulsit specifik në krahasim me vlerat e llogaritura. Si rezultat, raketa nuk mund ta kryejë kurrë detyrën e vet, duke konsumuar plotësisht një nga përbërësit e karburantit. Në agimin e raketave, ata luftuan kundër kësaj, duke krijuar një furnizim të garantuar të karburantit (raketa u mbush me më shumë se shuma e llogaritur e karburantit për të kënaqur të gjitha devijimet e mundshme të kushteve aktuale të fluturimit nga ato të llogaritura). Garancia e karburantit krijohet në kurriz të ngarkesës. Aktualisht, raketat e mëdha janë të pajisura me një sistem automatik kontrolli për raportin e konsumit të komponentëve, gjë që bën të mundur mbajtjen e këtij raporti afër asaj të llogaritur, duke zvogëluar furnizimin e garantuar të karburantit dhe, rrjedhimisht, duke rritur sasinë e ngarkesës.
  sistem kontroll automatik sistemi i shtytjes përfshin sensorë të presionit dhe rrjedhjes në pika të ndryshme të sistemit të karburantit dhe trupat e saj ekzekutiv janë valvulat kryesore të valvulave të kontrollit të LRE dhe turbinë (në fig. 1 - pozicionet 7, 8, 9 dhe 10).

Përbërësit e karburantit

Zgjedhja e komponentëve të karburantit është një nga vendimet më të rëndësishme gjatë hartimit të një LRE, që parashikon shumë detaje të dizajnit të motorrit dhe zgjidhjeve të mëvonshme teknike. Prandaj, zgjedhja e karburantit për LRE është kryer me një shqyrtim të plotë të qëllimit të motorit dhe raketës në të cilën është instaluar, kushtet e funksionimit të tyre, teknologjinë e prodhimit, ruajtjen, transportin në vendin e nisjes etj.

Një nga treguesit më të rëndësishëm që karakterizon kombinimin e komponentëve është impuls specifik, i cili është veçanërisht i rëndësishëm gjatë projektimit të mjeteve lundruese të anijeve hapësinore, pasi që raporti i masës së karburantit dhe ngarkesës, dhe për këtë arsye madhësia dhe masa e të gjithë raketës, varet fort nga ajo ( shih Formula Tsiolkovsky), e cila, nëse vlera e impulsit të veçantë nuk është mjaft e lartë, mund të rezultojë joreale. Tabela 1 tregon karakteristikat kryesore të disa kombinimeve të komponentëve të karburantit të lëngshëm.

Një përbërës janë motorët e avullit që drejtohen në gaz të ftohtë të ngjeshur (për shembull, ajër ose azot). Motorë të tillë quhen aeroplanë me gaz dhe përbëhen nga një valvul dhe një hundë. Motorët e gazit me avion përdoren aty ku efektet termike dhe kimike të gazit shkarkues janë të papranueshëm dhe ku kërkesa themelore është thjeshtësia e projektimit. Këto kërkesa duhet të plotësohen, për shembull, nga astronautët individualë që lëvizin dhe pajisjet e manovrimit (UPMK) të vendosura në çantë shpine prapa shpinës dhe të destinuara për lëvizje kur punojnë jashtë anijen. UPMK punon nga dy cilindra me azot të kompresuar, e cila ushqehet përmes valvulave solenoide në sistemin e shtytjes, i përbërë nga 16 motorë.

Motorë me tre raketa me raketa

Që në fillim të viteve 1970, koncepti i motorëve me tre komponentë u studiua në BRSS dhe në SHBA që do të kombinonte një impuls të lartë specifik kur përdoret si hidrogjen i djegshëm dhe një densitet mesatar më i lartë i karburantit (dhe rrjedhimisht një volum dhe peshë më të vogël të tankeve të karburantit) karakteristike e karburantit hidrokarbure. Kur filloi një motor i tillë do të punojë në oksigjen dhe vajgurin, dhe në lartësi të larta ai kaloi në përdorimin e oksigjenit të lëngët dhe hidrogjenit. Një qasje e tillë mund të lejojë krijimin e një bartësi hapësinor me një fazë. Shembulli rus i një motori me tre komponentë është RD-701 LRE, i cili është zhvilluar për sistemin e transportit hapësinor MAKS.

Gjithashtu është e mundur që të përdoren dy lëndë djegëse në të njëjtën kohë - për shembull, hidrogjeni - beriliumi - oksigjeni dhe hidrogjeni - litium - fluori (beriliumi dhe litiumi digjen dhe hidrogjeni përdoret kryesisht si një mjet pune), gjë që bën të mundur arritjen e vlerave të impulseve specifike në rajonin prej 550-560 sekonda teknikisht shumë e vështirë dhe kurrë nuk përdoret në praktikë.

Kontrollin e raketave

Në raketa të lëngëta, shpesh motorët, përveç funksionit të tyre kryesor - krijimi i shtytjes - shërbejnë gjithashtu si autoritete të kontrollit të fluturimit. Tashmë kontrolli i parë i raketave balistike V-2 u kontrollua me ndihmën e 4 rrudhave të gazit dinamik të grafit të vendosura në aeroplanin e motorit në periferi të hundës. Duke devijuar, këto rudders hodhën poshtë një pjesë të rrymës së avionit, që ndryshoi drejtimin e vektorit të goditjes së motorit dhe krijoi momentin e forcës në raport me qendrën e masës së raketës, e cila ishte veprimi i kontrollit. Kjo metodë redukton ndjeshëm goditjen e motorit, përveç rudders grafit në një rrymë jet janë subjekt i erozionit të rëndë dhe kanë një burim shumë të vogël kohe.
  Në sistemet moderne të kontrollit të raketave përdoren kamera PTZ   LRE, të cilat janë bashkangjitur elementeve mbështetëse të trupit të raketës me ndihmën e varësave, duke ju lejuar të rrotulloni kamerën në një ose dy aeroplanë. Komponentët e karburantit janë furnizuar në dhomë me anë të tubave fleksibël - shakull. Kur kamera devijon nga aksi paralel me boshtin e raketës, goditja e kamerës krijon çiftin e duhur të kontrollit. Kamerat janë kthyer nga makina drejtuese hidraulike ose pneumatike që kryejnë komandat e prodhuara nga sistemi i kontrollit të raketave.
Në zgarë hapësinor rus Soyuz-2, përveç 20 dhomave kryesore fikse të sistemit të shtytjes, ekzistojnë 12 dhoma të kontrollit të rrotullueshëm (secila në aeroplanin e vet) me një madhësi më të vogël. Dhomat e drejtimit kanë një sistem të përbashkët karburanti me motorët kryesorë.
  Nga 11 motorë mbështetës (të gjitha fazat) e automjetit të nisjes Saturn-5, nëntë (me përjashtim të fazës së parë dhe të dytë) janë duke u kthyer, secila në dy aeroplanë. Kur përdoren motorët kryesorë si kontroll, varg i punës i rrotullimit të kamerës nuk është më shumë se ± 5 °: për shkak të goditjes së madhe të dhomës kryesore dhe vendndodhjes së saj në ndarjen e pasme, domethënë në një distancë të konsiderueshme nga qendra e masës së raketës, edhe një devijim i vogël i kamerës krijon një moment të rëndësishëm kontrolli.

Përveç kamerave PTZ, ndonjëherë përdoren motorë që shërbejnë vetëm për kontrollin dhe stabilizimin e avionit. Dy dhomat me nozzle të drejtpërdrejtë të drejtuara janë të fiksuara fort në trupin e aparatit në mënyrë që futja e këtyre dhomave krijon një moment force rreth një nga boshtet kryesore të aparatit. Prandaj, për të kontrolluar dy akset e tjera janë vendosur edhe palë e tyre të motorëve të kontrollit. Këto motorë (si rregull, një përbërës) janë të ndezur dhe fikur me komandën e sistemit të kontrollit të aparatit, duke e kthyer atë në drejtimin e kërkuar. Sisteme të tilla kontrolli zakonisht përdoren për orientimin e avionit në hapësirën e jashtme.

• LRE e famshme botërore

Reaktive kuptohet si një lëvizje në të cilën një nga pjesët e saj është e ndarë nga një trup me një shpejtësi të caktuar. Forca që del nga ky proces vepron në vetvete. Me fjalë të tjera, i mungon edhe kontakti më i vogël me trupat e jashtëm.

  në natyrë

Gjatë pushimeve verore në jug pothuajse secili prej nesh, duke notuar në det, u takua me kandil deti. Por pak njerëz mendonin se këto kafshë lëviznin në të njëjtën mënyrë si një motor me avion. Parimi i veprimit në natyrë të një agregate të tillë mund të vërehet kur lëviz disa lloje të planktonit detar dhe larvat e dragonfly. Për më tepër, efikasiteti i këtyre jovertebrorëve është shpesh më i lartë se ai i mjeteve teknike.

Kush tjetër mund të tregojë qartë se çfarë motori jet ka parimin e funksionimit? Kallamar, oktapod dhe sepje. Shumë molusqe të tjera detare bëjnë një lëvizje të ngjashme. Merrni, për shembull, sepje. Thith ujin në zgavrën e tij dhe e hedh me forcë përmes një gyp, të cilin e drejton prapa ose anash. Në të njëjtën kohë, molluskët janë në gjendje të bëjnë lëvizje në drejtimin e duhur

Parimi i funksionimit jet motor mund të vërehet kur lëviz salsa. Kjo kafshë e detit e merr ujin në një zgavër të gjerë. Pas kësaj, muskujt në kontratën e tij të trupit, duke e shtyrë lëngun përmes një vrime në shpinë. Reagimi i jetit që rezulton lejon që proshutat të lëvizin përpara.

Raketat e detit

Por përsosmëria më e madhe në lundrimin jet arriti të gjithë kallamarun e njëjtë. Edhe vetë forma e raketës duket se është kopjuar nga ky banor i detit. Kur shkon me shpejtësi të ulët, kallamar periodikisht bends fin e saj rombid. Por për një gjuajtje të shpejtë ai duhet të përdorë "motorin e tij" të tij. Parimi i funksionimit të të gjitha muskujve dhe trupave të tij merret parasysh në mënyrë më të detajuar.

Kallamar ka një mantel të veçantë. Ky është indi i muskujve që e rrethon trupin e tij nga të gjitha anët. Ndërsa po lëviz, kafsha thith një vëllim të madh uji në këtë mantel, duke hedhur menjëherë një avull përmes një hose të veçantë të ngushtë. Veprime të tilla lejojnë që kallamar të lëvizë prapa me një shpejtësi deri në shtatëdhjetë kilometra në orë. kafsha mbledh në një pako të gjitha dhjetë tentacles e saj, e cila i jep trupit një formë të efektshme. Hunda ka një valvul të veçantë. Kafsha e kthen atë me tkurrje të muskujve. Kjo i lejon marinës të ndryshojë drejtimin. Roli i timonit gjatë lëvizjeve të kallamarit luhet nga tentacles e saj. Ai i drejton ato majtas ose djathtas, poshtë ose lart, me lehtësi duke i goditur goditjet me pengesa të ndryshme.

Ka një lloj kallami (stenoteutis), i cili zotëron titullin e pilotit më të mirë në mesin e molusqeve. Përshkruani parimin e funksionimit të një mjeti jetësor - dhe ju do të kuptoni pse, ndërsa përpiqen peshk, kjo kafshë nganjëherë hedh nga uji, madje edhe duke marrë në kuvertën e anijeve që lundrojnë në oqean. Si ndodh kjo? Piloti i kallamarit, ndërsa në elementin e ujit, zhvillon goditjen maksimale të avionit për të. Kjo i lejon atij të fluturojë mbi valë në një distancë deri në pesëdhjetë metra.

Nëse marrim parasysh një motor jet, parimi i funksionimit të asaj që kafsha mund të përmendim? Kjo, në shikim të parë, oktapod i trashë. Notarët nuk janë aq të shpejtë sa squids, por në rast të rrezikut, edhe sprinters më të mirë mund të zili shpejtësinë e tyre. Biologët që kanë studiuar migrimin e oktapodit, zbuluan se ato lëvizin si ajo që një motor me avion ka parimin e funksionimit.

Një kafshë me çdo rrymë uji të hedhur jashtë gypave bën një shtyrje dy ose dy dhe një gjysmë metër. Në të njëjtën kohë octopus swims në një mënyrë të veçantë - prapa.

Shembuj të tjerë të shtytjes së avionit

Ka raketa në botën e bimëve. Parimi i një motori me avion mund të vërehet kur, edhe me një prekje shumë të lehtë, një "kastravezi tërbuar" kërciton me këmbë me shpejtësi të lartë, duke hedhur poshtë të njëjtën lëng ngjitës me fara. Në të njëjtën kohë, vetë fetusi fluturon një distancë të konsiderueshme (deri në 12 m) në drejtim të kundërt.

Parimi i funksionimit të motorit të avionit mund të vërehet edhe në barkë. Nëse gurët e rëndë hidhet prej saj në ujë në një drejtim të caktuar, atëherë ajo do të lëvizë në drejtim të kundërt. Motori i avionit me raketë ka të njëjtin parim të funksionimit. Vetëm atje, në vend të gurëve, përdoren gazra. Ata krijojnë një forcë reaktive që siguron lëvizje si në ajër dhe në një hapësirë ​​të zbrazur.

Udhëtim fantastik

Njerëzimi ka ëndërruar gjatë për fluturimin e hapësirës. Kjo dëshmohet nga veprat e shkrimtarëve të shkencave fantastike të cilët, për të arritur këtë qëllim, ofruan mjete të ndryshme. Për shembull, heroi i tregimit të shkrimtarit francez, Hercule Savinen Cyrano de Bergerac, arriti në hënë në një karrocë hekuri, mbi të cilën u hodh vazhdimisht një magnet i fuqishëm. Munchhausen i famshëm arriti gjithashtu në të njëjtin planet. Një kërcell gjigand ndihmoi të bënte udhëtimin.

Propulsioni i avionit u përdor në Kinë që në fillim të mijëvjeçarit të parë pes. Tuba bambu, të mbushura me barut, shërbyen si raketa origjinale për argëtim. Nga rruga, projekti i makinës së parë në planetin tonë, e krijuar nga Njutoni, ishte gjithashtu me një motor me avion.

Historia e RD

Vetëm në shekullin e 19-të. ëndrra e njerëzimit për hapësirën filloi të fitonte karakteristika konkrete. Në fund të fundit, ishte në këtë shekull që projekti i parë revolucionar në botë me një motor me avion u krijua nga revolucioni rus N. I. Kibalçich. Të gjitha dokumentet u hartuan nga Liberator i Popullit në burg, ku ai mori pas përpjekjes për vrasjen e Aleksandrit. Por, për fat të keq, më 03/04/1881, Kibalçich u ekzekutua, dhe ideja e tij nuk gjeti zbatimin praktik.

Në fillim të shek. ideja e përdorimit të raketave për fluturim në hapësirë ​​u avancua nga shkencëtari rus K.E. Tsiolkovsky. Për herë të parë, puna e tij, që përmbante një përshkrim të lëvizjes së një trupi me masë të ndryshueshme në formën e një ekuacioni matematikor, u botua në vitin 1903. Më vonë, shkencëtari krijoi vetë skemën e një mjeti jet, të nxitur nga karburanti i lëngët.

Gjithashtu, Tsiolkovsky shpiku një raketë me shumë faza dhe sugjeroi krijimin e qytete të hapësirës reale në orbitën afër tokës. Tsiolkovsky dëshmoi bindshëm se mjeti i vetëm për fluturimin në hapësirë ​​është një raketë. Kjo do të thotë se pajisja është e pajisur me një motor me avion, të mbushur me karburant dhe oksidues. Vetëm një raketë e tillë është në gjendje të kapërcejë forcën e gravitetit dhe të fluturojë përtej atmosferës së Tokës.

Eksplorimi i hapësirës

Ideja e Tsiolkovskit u zbatua nga shkencëtarët sovjetikë. Udhëhequr nga Sergei Pavlovich Korolev, ata filluan satelitin e parë artificial të Tokës. Më 4 tetor 1957, kjo pajisje u dërgua në orbitë nga një raketë me një motor me avion. Puna e RD ishte e bazuar në konvertimin e energjisë kimike, e cila është transmetuar nga karburantit në gaz jet, duke u kthyer në energji kinetike. Në këtë rast, raketa shkon në drejtim të kundërt.

Motori i avionit, parimi i të cilit është përdorur për shumë vite, e gjen zbatimin e tij jo vetëm në astronautikë, por edhe në aviacionin. Por mbi të gjitha përdoret për të. Në fund të fundit, vetëm RD është në gjendje të lëvizë aparatin në një hapësirë ​​në të cilën mungon çdo mjedis.

Motor me leng të lëngët

Ai që shkarkoi nga një armë zjarri ose thjesht e vëzhgoi këtë proces nga ana e tij, e di se ka një forcë që sigurisht do ta shtyjë fuçinë. Dhe me një sasi më të madhe të ngarkuar, kthimi me siguri do të rritet. Motori i avionit punon në të njëjtën mënyrë. Parimi i funksionimit të tij është i ngjashëm me atë se si fuçi është shtyrë mbrapa nën veprimin e një avioni të gazrave të nxehtë.

Sa i përket raketës, në të procesi gjatë të cilit ndezja ndizet është gradual dhe i vazhdueshëm. Kjo është më e lehtë motor me djegie të ngurta. Ai është i mirënjohur për të gjithë krijuesit e raketave.

Në një motor me lëng të lëngët (LRE), një përzierje e përbërë nga lëndë djegëse dhe një oksidues përdoret për të krijuar një lëng pune ose një avion shtytës. Ky i fundit, si rregull, është acidi nitrik ose Karburant në LRE është vajguri.

Parimi i funksionimit të motorit të avionit, i cili ishte në mostrat e para, është ruajtur deri tani. Vetëm tani përdoret. Kur kjo substancë oksidohet, impulsi specifik rritet me 30% në krahasim me LRE-të e para. Vlen të thuhet se ideja e përdorimit të hidrogjenit u propozua nga Tsiolkovsky vetë. Megjithatë, vështirësitë për të punuar me këtë substancë jashtëzakonisht shpërthyese në atë kohë ishin thjesht të pakapërcyeshme.

Cili është parimi i punës i një mjeti jet? Karburant dhe oksidues hyjnë në dhomën e punës nga rezervuarë të veçantë. Tjetra është transformimi i komponentëve në përzierje. Dje, ndërkohë që lëshon një sasi të madhe të nxehtësisë nën presion në dhjetëra atmosfera.

Komponentët në dhomën e punës të një motori me avion bien në mënyra të ndryshme. Oxidanti është futur këtu direkt. Por karburanti shkon më gjatë midis mureve të dhomës dhe hundës. Këtu ajo ngroh dhe tashmë ka një temperaturë të lartë, hidhet në zonën e djegies përmes shufrave të shumta. Tjetra, plani i formuar nga hunda, shpërthen dhe siguron avionin me një moment të shtytjes. Kjo është se si ju mund të tregoni se cili motor jet ka parimin e funksionimit (shkurtimisht). Në këtë përshkrim nuk përmenden shumë komponentë, pa të cilat operacioni i LRE-së do të ishte i pamundur. Midis tyre janë kompresorët e nevojshëm për të krijuar presionin e nevojshëm për injeksion, një valvul, turbinat ushqimore etj.

Përdorim modern

Përkundër faktit që puna e një mjeti jetësh kërkon një sasi të madhe lëndësh djegëse, LRE vazhdon t'u shërbejë njerëzve sot. Ato përdoren si motorët kryesorë të shtytjes në automjetet e nisjes, si dhe shmangia e anijeve të ndryshme të anijeve dhe stacioneve orbitale. Në aviacionin përdoren lloje të tjera të rrugëve lidhëse, të cilat kanë performancë dhe dizajn disi të ndryshëm.

Zhvillimi i aviacionit

Që nga fillimi i shekullit të 20-të, deri në periudhën kur shpërtheu Lufta e Dytë Botërore, njerëzit fluturuan vetëm me avionë të shtyrë nga helika. Këto automjete ishin të pajisura me motorë. djegie të brendshme. Megjithatë, përparimi nuk qëndroi ende. Me zhvillimin e saj, kishte një nevojë për të krijuar avionë më të fuqishëm dhe të shpejtë. Megjithatë, këtu, projektuesit e avionëve u përballën me një problem të dukshëm të pazgjidhshëm. Fakti është se edhe me një rritje të lehtë rritet ndjeshëm pesha e avionit. Megjithatë, një rrugëdalje nga krijuesi i situatës u gjet nga anglezi Frank Will. Ai krijoi rrënjësisht motor i riquajtur reaktive. Kjo shpikje dha një shtysë të fuqishme për zhvillimin e aviacionit.

Parimi i funksionimit të motorit të avionit të avionit është i ngjashëm me veprimet e një zjarri. Gete e saj ka një fund të ngushtë. Duke rrjedhur përmes një hapje të ngushtë, uji rrit ndjeshëm shpejtësinë e saj. Forca e presionit të krijuar nga kjo është aq e fortë sa që zjarrfikësi vështirë se mban çorape në duart e tij. Kjo sjellje e ujit mund të shpjegojë gjithashtu parimin e funksionimit të motorrit të avionit të një avioni.

Linjat e drejtimit të drejtpërdrejtë

Ky lloj i motorit të avionit është më i thjeshtë. Ju mund ta paraqisni atë në formën e një tubi me skaj të hapur, i cili është i instaluar në një aeroplan lëvizës. Në frontin e seksionit kryq të saj zgjerohet. Falë këtij dizajni, ajri në hyrje zvogëlon shpejtësinë e tij dhe rritet presioni i saj. Vendi më i gjerë i një tubi të tillë është një dhomë djegëse. Këtu është injektimi i karburantit dhe djegia e tij e mëtejshme. Një proces i tillë kontribuon në ngrohjen e gazeve rezultuese dhe zgjerimin e tyre të fortë. Kur kjo ndodh, futja e motorit të avionit. Është prodhuar të gjitha gazrat e njëjta, kur me një forcë të tërhequr nga fundi i ngushtë i tubit. Është kjo rrymë që e bën avionin të fluturojë.

Problemet e përdorimit

Motorët Ramjet kanë disa të meta. Ata mund të punojnë vetëm në aeroplan që është në lëvizje. Avioni, i cili është në gjendje pushimi, nuk mund të shkaktojë rrjedhat e drejtimit të drejtpërdrejtë. Për të ngritur në ajër një avion i tillë ka nevojë për ndonjë motor tjetër fillestar.

Zgjidhja e problemeve

Parimi i funksionimit të avionit të avionit të një avioni tip turbojet, i cili është i liçensuar nga disavantazhet e një rruge lidhëse me rrjedhje të drejtpërdrejtë, mundësoi që projektuesit e aeroplanëve të krijonin avionin më të avancuar. Si funksionon kjo shpikje?

Elementi kryesor në motorin turbojet është turbinë me gaz. Me ndihmën e tij, aktivizohet një kompresor ajri, duke kaluar përmes së cilës ajri i kompresuar drejtohet në një dhomë të veçantë. Djegia që rezulton e produkteve të karburantit (zakonisht vajguri) bien në blades turbinë, çka e sjell atë në veprim. Tjetra, rrjedha e gazit ajror futet në hundë, ku përshpejton shpejtësinë e lartë dhe krijon një goditje të madhe të avionit.

Rritja e energjisë

Tërheqja reaktive mund të rritet ndjeshëm në një periudhë të shkurtër kohore. Për këtë, përdoret paszbulimi. Është injektimi i karburantit shtesë në rrymën e gazit që ikën nga turbina. Oksigjeni i papërdorur në turbinë kontribuon në djegien e vajgurit, gjë që rrit shtytjen e motorit. Me shpejtësi të lartë, rritja në vlerën e saj arrin 70%, dhe me shpejtësi të ulët - 25-30%.

dhomëz djegie motor rocket likuid permban nje gazovod mbyllur qark, një kokë me dy pllaka përfundimtarë dhe të montuar në një gaz të lëngshme të çarat dy-përbërëse janë formuar si njëpasnjëshme të vogël diameter cilindër gji vepron gazovod dhe dalje të madhe. Në kanalin qendror të hundës, dy rreshta të hapjeve tangjenike për furnizimin e përbërësit të lëngshëm janë të vendosura në pikën e kalimit të një diametri më të vogël në atë më të madh. Dhoma e përzierjes është bërë me një gjatësi prej 1.4 - 1.5 diametri i prodhimit të hundës së hundës. Kanali qendror direkt në frontin e vrimave tangjenciale bëhet në formën e një diffuser. Shpikja mbron varësinë e përkufizimit të diametrave të hyrjes dhe të daljes së shpërndarësit dhe shiritave të dalë në daljen e gazit. Kjo mishërim i dhomës së djegies rrit efikasitetin dhe qëndrueshmërinë e procesit të punës të motorit. 4 il.

Shpikja ka të bëjë me dhomat e djegies të motorëve me raketa të lëngshme të një qarku të mbyllur.

Motori i njohur i raketave të dhomës së djegies J-2 kompani Rokitdaydn (SHBA), duke punuar në komponentët e karburantit të hidrogjenit-oksigjenit. Kreu i kësaj dhome përmban hundë dy komponentësh, përmes kanalit qendror të të cilit furnizohet oksigjeni i lëngët, përmes vrimave radiale - hidrogjen. Një mëngë cilindrikë ndarës është prerë ndërmjet kanaleve të oksigjenit dhe hidrogjenit nga një sasi e caktuar nga hunda (JA Schelke Astronatics 1962, Vor 7, N 2, f. 41, 98. Një koleksion i përkthimeve të artikujve të botuar në shtypin e huaj "Hidrogjen motorë me raketa"TsIAM, Inv. 8942, 1963 YG). Megjithatë, për shkak të izolimit të ulët trim mëngë pengon përzierjen e përbërësve brenda injeksion dhe për këtë arsye kërkon një gjatësi të madhe të dhomës së djegies për të siguruar plotësinë e kërkuar të djegies karburantit.

Ngjashëm bicomponent hundë centrifugale jet përdoret në motor raketë karburantit të lëngët të dhomës së djegies mbyllur qark SSME amerikan fortë Rokidayn për sistemin reusable transportit hapësirë ​​"Space Shuttle" (Levin VR, Ilin DV, Lipatov IN, Galankin E. Moskë, Oksigjen-Hidrogjenik Amerikan LRE Rokidain SSME, Procesi CIAM, Inv 1018, 1982), Në ​​këto hundë oksigjeni i lëngët furnizohet edhe nëpërmjet kanalit qendror dhe gazit gjenerator të pasur me hidrogjen ushqehen përmes vrimave radiale. Për të përmirësuar përzierjen e komponentëve të karburantit brenda hundës, mëngja e ndarjes është shkurtuar në 6.1 mm me diametër të dhomës së përzierjes prej 6.35 mm (l / d = 0.96).

Megjithatë, edhe në hundë të tillë, efikasiteti i përzierjes së komponentëve të karburantit është i pamjaftueshëm për shkak të gjatësisë së vogël të kontaktit të tyre, prania e një mëngë të ndarjes midis baterisë së gazit të hidrogjenit dhe rrjedhës së lëngshme të oksigjenit. Përveç kësaj, përçueshmëria akustike e vrimave tangjentale është e vogël dhe nuk furnizohet me rregullimin. Përçueshmëria akustike e kanalit qendror të hundës është gjithashtu i vogël për shkak të diametrit të vogël dhe gjatësisë jo optimale. Prandaj, dizajni i dhomës së djegies është i ndërlikuar nga ndarjet antipulsion dhe absorbuesi akustik.

Shpikja e tanishme është të përmirësojë tërësinë e djegies së karburantit dhe stabilitetit akustik të frekuencës së lartë të procesit të punës në dhomën e djegies me hundëzime gazi-lëngësh dy përbërësish që kanë një kanal qendror për furnizimin e komponentit të gaztë dhe hapjeve tangjenciale për furnizimin e përbërësit të lëngshëm.

Kjo detyrë është arritur me faktin se dy rreshta të vrimave tangjenike janë të vendosura në kanalin qendror të hundëve në pikën e kalimit të një diametri më të vogël në atë më të madh, gjatësia e dhomës së zhvendosjes l1 është e barabartë me l 1 = (1.4 ... 1.5) d 1, ku d 1 - diametri i prizës së hundës. Kanali qendror direkt në frontin e vrimave tangjentike bëhet në formën e një difuzuesi (figura 2). Diametri i hyrjes d 3 i difuzuesit caktohet nga gjendja e sigurimit të përshkueshmërisë maksimale totale të nozzles për gaz, ku Dc është diametri i dhomës, n f është numri i nozzles.

Diametri i daljes d 2 difuzor i caktuar nga gjendja e sigurimit të lartësisë së hapit, e barabartë me diametrin e vrimave tangjentale dhe, rrjedhimisht, trashësia fillestare e velloit të lëngëzuar të lëngshëm. Pjesa e injektorëve që dalin në kanalin e gazit bëhet jo më pak se 0.5 në gjatësinë e përgjithshme të kanalit qendror. Gjatësia e përgjithshme e kanalit të qendrës zgjidhet nga gjendja e sigurimit të përçueshmërisë akustike maksimale.

Ekzekutimi i gjatësisë së dhomës përzierëse, i barabartë me l 1 = (1,4 ... 1,5) d 1, zgjidhet sipas të dhënave eksperimentale. Kur l 1< 1,4 d 1 полнота сгорания топлива существенно снижается (фиг.3), при l 1 > 1.5 d 1 fillon të mbushet me grykën e grykës. Rregullimi me dy rreshta i vrimave tangjentike në kushtet e kontaktit të hapur të qafës së lëngët dhe avujt e gazit optimizon karakteristikat e kthesës dhe përzierjes së përbërësit të lëngët me komponentin e gazit. Rreshti i parë i avionëve të lëngshëm që qarkullojnë është nënshtruar një impakti më të fortë të rrjedhjes së gazit dhe është më i përzier me të, duke ruajtur karakteristikat e kthesës së rreshtit të dytë dhe kohëzgjatjen e kontaktit të lëngut të zhurmshëm me gaz. Implementimin e shpërndarës në kanalin qendror menjëherë përpara vrima tangjencial rrit gjatësinë e përbërësve të kontaktit brenda injectors në një l 1 / d 1 raport konstant dhe më tej përmirëson efikasitetin e djegies prej më shumë se 0.5% (p.sh., deri ne pH = 0,984 në vend të 0.977). Prania e hapit në dalje të diffuser para vrima tangjencial gjithashtu siguron funksionim optimal në trajtë të lëngshme qefin dhe në këtë mënyrë promovon përzierjen më të mirë të përbërësve brenda injeksion karburanti dhe për këtë arsye të rritur efikasitetin e djegies.

Kryerja e pėrshkueshmėrisė maksimale për nozzles gazit, optimization qendrore e gjatësisë kanalit dhe hundë zgjatje në gazovode siguron rritje largimin e energjisë së tundur nga të dhomës së djegies në gazovod, maksimale shpërndarje të energjisë valë dhe në këtë mënyrë të rrisë qëndrueshmërinë e procesit të punës në lidhje me oshilacione akustike frekuencë të lartë. Ndikimi i këtyre faktorëve është konfirmuar nga testimet eksperimentale në shkallë të gjerë të motorëve.

FIG. 4 paraqet dhënat krahasues eksperimental të amplituda e pulsimesh presionit në qark të mbyllur të dhomës motor me djegie në varësi në temperaturën e hundëzat gji gaz gjenerator në kokë për një l gjatësi / D = 0.13 dhe l / D = 0.23 në një unazë zvogëlimin duke i ndarë l 1 / d 1 = 0.66, 0.73 me l / D k = 0.13 dhe në l 1 / d 1 = 0.98 me l / D k = 0.23.

Këtyre të dhënave, tregojnë se në dhomën me nozzles gjatësi sub-optimale për një përçueshmërisë akustike (L / D = 0.13 a) zvogëlimin e ndarë unazë të l 1 / d 1 = 0.66 rritet pulsation amplitudë me rritjen e regjimit temperatura e gazit të oksiduar në 200 o C deri në 400 o C 3 herë, duke u zvogëluar në l 1 / d 1 = 0.73 - 6 herë tashmë në gazin e t = 300 o C. Me hundëzat e zgjatura (l / D deri = 0.23), duke dalë poshtë mesatares në pjesën e poshtme të kanalit të gazit (l 1 / d 1 = 0.5), amplituda e pulses në dhomë rritet vetëm 1.7 herë edhe në regjimin me gaz t = 540 o C. Në regjimin nominal me gaz t = 300 o C përafërsisht me l / D = 0.13 në një l / D = 0.23 deri reduktuar amplituda pulsation prej më shumë se 5 herë (Figura 4).

FIG. 3 tregon varësinë eksperimentale të rritjes së djegies së karburantit në prerjen e mëngës së ndarjes me një kanal cilindrik dhe difuzor para vrimave tangjenciale. Nga kjo shifër del se zvogëlimi i mëngës së ndarjes në l 1 / D 1 = 0.5 nuk ndikon në plotësinë e djegies së karburantit, një rritje e mëtejshme në zvogëlimin e l 1 / d 1 = 1,46 rritur plotësinë e djegies së karburantit për 3%, performanca e diffuser në kanali qendror direkt në frontin e hapjeve tangjenciale - me një tjetër 0.5%.

FIG. 1 përshkruan dhomën e djegies.

FIG. 2 - kanali i hundës qendrore.

FIG. 3 - varësia e plotësisë së djegies në raportin l 1 / d 1.

FIG. 4 - varësia e amplitudës së pulsimit të presionit në temperaturë.

Një skicë e dhomës së propozuar të djegies është paraqitur në FIG. 2. Trupi djegie permban gazovod 1, 2 dhe parietal bërthamë bicomponent grykë 3, mesatare e poshtme 4, injeksion fytyrë 9. kanali qendror 5 është formuar me një diametër d 3 në gji 6 ka një diffuser me një diametër dalje d 2 dhe një dhomë përzierjen 11 me vrima tangjencial 7 . në bashkimin e shpërndarës 6 me përzierjen e dhomës 11 është hapi 10, e cila eshte e barabarte me diameter d t e vrimave tangjencial. kryesore injeksion 3 zgjatet lart mesme poshtme 4 dhe 1 gazovode me gjatësi l 3 nuk është më pak se 0.5 të gjatësi totale prej kanali qendror. Gjatësia e dhomës së përzierjes 11 është bërë nga një gjatësi l 1 = (1.4 ... 1.5). Pėrshkueshmėria e grykesave tė gazit, e barabarte me raportin e zonės sė pėrgjithshme tė kanalit qendror tė hundės pėr zonėn e zonės sė djegies 11 tė dhomės, ėshtė caktuar sipas kushtit:   Gjatësia e përgjithshme e kanalit qendror të hundës përzgjidhet nga gjendja e sigurimit të përçueshmërisë akustike maksimale.

Gazi i gjeneratorit i pasuruar me rrjedhje të oksigjenit nga kanali i gazit 1 përmes kanalit qendror 5 të hundëve 3 dhe përmes difuzorit 6 në dhomën e përzierjes 11, përbërësi i lëngët përmes vrimave tangjent 7 në dhomën e përzierjes 11 swirls rreth lumit të gazit dhe përzihet me të. Përzierja që rezulton hyn në zonën e djegies 8. Energjia e valës e gjeneruar në zonën e djegies kryhet nëpërmjet kanaleve qendrore të 5 shiritave në kanalin e gazit 1 ku shpërndahet midis 4 shiritave që dalin mbi pjesën e mesme. Heqja maksimale e energjisë së valës sigurohet duke optimizuar gjatësinë dhe diametrin e kanalit qendror për të arritur një përçueshmëri maksimale akustike.

Karakteristikat akustike të një tubi cilindrik, dhe rrjedhimisht, jet injectors gazit   të përcaktuara në punën e A. Kukinovës. "Një luhatje njëdimensionale të rrjedhjes në një tub cilindrik", Proceedings of TsAGI, Issue 1231, M, ed. Departamenti i TsAGI, 1970

Kështu, përdorimi i dhomës së propozuar të djegies do të përmirësojë efikasitetin dhe qëndrueshmërinë e procesit të punës në motorët me raketa të lëngshme të një qarku të mbyllur.

Djegie dhomëz likuid motor rocket mbyllur qark permban gazovod, një kokë me dy pllaka përfundimtarë dhe të montuar në të dy-komponent grykë gazi-lëngshme bërë në formë të cilindrave të njëpasnjëshme të diametrit më të vogël në gji vepron gazovod dhe më e madhe në dalje, karakterizuar në atë që në kanali qendror nozzles në pikën e tranzicionit të një diametri më të vogël në një më të madhe janë dy rreshta të vrimave tangjenike me një diametër prej d t për furnizimin e përbërësit të lëngshëm, dhoma e përzierjes është bërë nga një gjatësi l 1 = (1.4 - 1.5) d 1 ku d1 është diametri i prodhimit të hundës së hundës, kanali qendror drejtpërdrejt në frontin e vrimave tangjentike bëhet në formën e një difuzuesi, diametri i hyrjes d 3 prej të cilit caktohet nga gjendja e sigurimit të përshkueshmërisë maksimale totale të hundëve për gaz   ku D deri - diametri i dhomës;

Shpikja lidhet me raketën hapësinore. teknologji dhe mund të përdoret në përbërjen e njësive të përshpejtimit të fazave të automjeteve të nisjes, si dhe një motor kryesor kosmich. automjetet. Sipas shpikjes, motori përmban një dhomë të djegies me një hundë, një avullues, pompa për ushqimin e komponentëve, një gjenerator të gazit dhe një turbinë. Në këtë rast, një kondensator futet në të, me hyrjen e së cilës është e lidhur përgjatë linjës së ftohësit në daljen nga pompën e njërit prej përbërësve të karburantit. Dalja e avulluesit është e lidhur me hyrjen e turbinës përmes linjës së ftohësit dhe priza e turbinës është e lidhur me hyrjen e kondensatorit përmes linjës së ftohësit. Prodhimi i kondensatorit përmes linjës së ftohësit lidhet me hyrjen e pompës përkatëse. Hyrja në avullues përmes linjës së ftohësit lidhet me daljen e gjeneratorit të gazit. Ky i fundit është mundësuar nga pompat ushqyese të komponentëve. Prodhimi i avulluesit përmes linjës së ftohësit lidhet me hyrjen në dhomën e djegies. Kur motor vepron në dhomën e tij, mund të krijohet një presion më i lartë dhe konsumi i komponentit për të krijuar një perde ftohëse mund të reduktohet. Shpikja përmirëson efikasitetin e motorit dhe zgjeron fushën e saj. 1 il.

Ky motor me raketa lëngu-nxitës (LRE) është menduar për përdorim si pjesë e njësive për përshpejtimin e hapësirës (RB), fazat e përforcimit (LV) dhe si një motor lundrues i anijes.

Një analog i këtij LRE është LRE i një qarku të mbyllur me pasmbuljen e gazit të punës të turbinës së njësisë së turbopumpës (THA). Si gaz i punës, zakonisht është një nga përbërësit e karburantit që gasifikohet në gjeneratorin e gazit (GG). Përdorimi i një komponenti të veçantë ose furnizimi me gaz për një GG çon në një rritje të kompleksitetit të LRE dhe një rritje në masë të saj, por nuk eliminon disavantazhet e kësaj skeme.

Në shumicën e rasteve, me përjashtim të motorit me raketa të lëngëzuar, hidrogjenit + oksigjenit, oksiduesi gazsohet në GG, sepse në bord ka gjithmonë disa herë më shumë karburant sesa karburant, për shkak të të cilit është e mundur të rritet ndjeshëm presioni në dhomën e djegies (CS) kthesa çon në një rënie në masën e LRE, një reduktim të mprehtë në përmasat e tij dhe një rritje në efikasitetin e karburantit.

Për më shumë detaje, sistemet e furnizimit me karburant me GG janë përshkruar në ,.

Turbina THA, e pajisur me gazin e punës nga GG, drejton pompat e furnizimit me karburant, të cilat ushqejnë komponentët tek GG dhe CS. Gazi i punës nga GG pas operacionit në TNA të turbinës ushqehet në CS, ku ajo është pas rënies. Kështu, energjia kimike e karburantit përdoret sa më plotësisht që është e mundur, për shkak të të cilave arrihet efikasiteti më i madh i LRE.

Megjithatë, kjo skemë ka disavantazhe: kompleksiteti i përpunimit të lançimit të LRE (pasi që në LRE të skemave të mbyllura të gjitha elementet janë strukturalisht të lidhura ngushtë me njëri-tjetrin dhe është shumë e vështirë të sigurohet ndërveprimi pa probleme gjatë procesit të nisjes kur të gjithë elementët e LRE përjetojnë ngarkesa maksimale maksimale); vështirësia e sigurimit të funksionimit normal të turbinës me temperaturë të lartë THA dhe elementëve të tjerë të nxehtë të LRE kur përdoret për të drejtuar gazin oksidues të turbinës për shkak të mundësisë së lartësisë së tyre (sidomos turbinë THA); duhet të punojnë punë të qëndrueshme   YY; rritur, në krahasim me qarqet e tjera LRE, operacion i paqëndrueshëm në një ndryshim të presionit të COP ndodh gjatë operacionit të zgjerues, e cila mund të çojë në rezonancë apo të pengojë proceset në SHC, pasi luhatje presion në COP ndryshon njëkohësisht backpressure në pompa (p.sh. energjia e nevojshme për furnizimin e një sasie të caktuar të karburantit me ndryshimet CS dhe në antifazë mat rënien e presionit në turbinat THA (dmth. ndryshimet e disponueshme mekanike të energjisë për të drejtuar pompat e ushqimit të komponentit në antifazë); reduktimin e normës së rrjedhës së produkteve të djegies së karburantit dhe dendësisë së saj për shkak të nevojës për të përdorur ftohjen e brendëshme të perdes së mureve të COP, sepse komponimet ftohëse rigjeneruese të karburantit në presione të larta në COP nuk mjafton.

Prototipi është RF Patentave N 2095608, IPC 6: F 02 K 9/48 (Bi, N 31, 1997) per shpikjes të motorit raketë likuid qe permban nje dhome e djegies që ka një grykë, një aparat avullimi, të ushqyerit pompa e komponentëve (karburantit dhe oksidues), dhe një gjenerator me gaz turbinë .

Disavantazhet e prototipit janë energjia shumë e ulët e një cikli të tillë. Llogaritjet për motor me një efikasitet të turbinës prej 0.7, efikasiteti i pompave ushqyese të komponentit 0.6, me një raport masiv të oksiduesit dhe karburantit K m = 2.6, tregoi se sasia maksimale e mundshme e oksigjenit të avulluar të nxehtë në temperaturën e karburantit do të jetë 0, 5 kg / s për çdo kilogram të konsumit të karburantit në masë me përdorimin e plotë të vargut të mundshëm të temperaturës -50. .. + 50 o C. Në këtë rast presioni maksimal i mundshëm i komponentëve të karburantit mund të jetë jo më shumë se 65 atm në një presion diferencial në turbinë 5. Në funksion të humbjeve të presionit mbi agjencitë rregullatore, injectors dhe komponentëve të tjerë motor në presionin COP 40 ... 50 Ata që nuk lejojnë të krijojnë një motor me karakteristika të larta të energjisë në masë.

Duhet të theksohet se exchanger ngrohjes për gazifikimin e oksigjenit në arritjeve të mëparshme gjithmonë do të jenë të përgatitur me ndryshim temperaturë të ulët, dhe kjo do të çojë në peshë të madhe dhe dimensionet e tillë një exchanger ngrohjes, përndryshe varg mundur temperatura nuk mund të përdoren plotësisht, që do të reduktojë presionin në COP motor. Përveç kësaj, skema e prototipit mund të përdoret vetëm në rastin e ndryshim i madh   temperatura në mes të komponentëve (për shembull, me zjarr të lartë të valë, dhe oksidues - kriogjenik), në një rast tjetër (të dy komponentët janë kriogjenik ose me valë të lartë) skema e prototipit nuk është e aplikueshme.

Qëllimi i shpikjes është rritja e efikasitetit të LRE dhe zgjerimi i mundësive të përdorimit të LRE.

Kjo është arritur nëpërmjet përdorimit të lëngshme karburanti motori raketë permban nje dhome e djegies me grykë, aparat avullimi, përbërësit e ushqimit pompa (karburant dhe oksidimit), një gjenerator me gaz, një turbinë, në të cilën plotësuese futur kondensator, ku prodhimi e pompës është një nga përbërësit është i lidhur me anë të linjave me hyrja e kondensatorit nëpërmjet linjës së ftohësit, dalja e kondensatorit është e lidhur me hyrjen e avulluesit përmes linjës së ftohësit, dalja e avulluesit përmes linjës së ftohësit është e lidhur me hyrjen e turbinës dhe dalja e turbinës me hyrjen e ajrit ndensator nga linjë ftohës kondensator rendimentit të linjës ftohës lidhur me grykën e ushqimit të pompës komponent respektiv ku gji në aparatin e avullimit për linjat ftohës të lidhura me prodhimin e gjeneratorit gazit, mundësuar nga një pompë komponent furnizimit dhe dalje aparat avullimi në vijën e ftohës lidhur në gji në dhomën e djegies .

Vizatimi tregon LRE të propozuar, ku: 1 - pompë e karburantit; 2 - pompë ushqimi oksidues; 3 - turbinë; 4 - dhoma e djegies (CS); 5 - avullues; 6 - kondensator; 7 - gjenerator i gazit.

Prezantimi i LRE përfshin pompat e ushqimit të komponentëve (karburant dhe oksidues) 1 dhe 2, respektivisht. Pompë 1 ushqen karburant direkt në CS 4. Oxidizer pasi pompën e furnizimit me oksidues 2 hyn në hyrjen e kondensatorit 6 përmes linjës së ftohësit. Duke dalë nga kondensuesi 6, oksidanti ushqohet në mënyrë të vazhdueshme në avulluesin 5, turbinë 3 dhe kondensatorin 6 përmes linjës së ftohësit. Prodhimi i kondensatorit 6 përmes linjës së ftohësit është i lidhur me hyrjen e pompës 2 të oksiduesit.

Gjatë funksionimit të LRE, pompat 1 dhe 2 mundësohen nga operimi i turbines 3 të para-gazifikuar në aparatin e avullimit 5 (ngrohja për gazifikim është furnizuar nga gjeneruesi i gazit 7) të një prej përbërësve të karburantit (për shembull, një oksidues). Pas turbinë 5 oxidant gasified hyn në kondensator 6, ku është kondensuar në një gjendje të lëngët dhe disa subcooled për të parandaluar komponent pasuese vlimit, kur të aplikoni kondensator 6 për kontributin e ushqyer pompë 2. Pas injektimit oxidant në ushqim oxidant pompë 2 është një rrjedhë e zgjeruar oxidant (flow oksidanti përmes konsumit COP 4 + të oksidantëve të komponentëve të furnizimit me pompat e furnizimit me energji 1 dhe 2) hyn në kondensator 6, ku vepron si një ftohje. Pas kondensatorit 6 ndodh ndarja e rrymës së oksiduesit: një pjesë e madhe e tij futet në CS 4 dhe tjetra (më e vogël) futet në ciklin e furnizimit të mbyllur të pompave ushqyese të komponentit 1 dhe 2.

Energjia e kërkuar për të përzënë komponentët e furnizimit me pompat 1 dhe 2 merret për shkak të ndryshimit në punën e bërë në turbinë 3 dhe punon për të rritur presionin e komponentit në pompën 2.

Kur fillon LRE, është e mundur të rivendoset oksiduesi i gazifikuar në avulluesin 5 nga cikli i furnizimit të mbyllur të pompave ushqyese të komponentëve 1 dhe 2. Kjo do të zvogëlojë kohën që LRE të arrijë goditjen e plotë dhe të rrisë besueshmërinë e fillimit të saj, pasi mund të lirojë avujt oksidues të formuar gjatë kontaktit të tij me elemente me nxehtesi te nxehte.

LRE e skemës së propozuar lejon, për shkak të mundësisë së përdorimit të turbinave të gradientit të lartë dhe një shkallë mjaft të madhe të rrjedhjes së masës së përbërësit të gazifikuar, për të siguruar presion në CS 2-4 herë më të madh se prototipi. Kjo do të sigurojë presion të lartë në CS të motorëve në temperaturë të ulët të komponentit të gazifikuar, i cili eliminon plotësisht problemin e djegies së elementeve të nxehtë strukturorë (për shembull, një turbinë) në oksigjen të mbinxehur gjatë gazifikimit të oksiduesit.

Llogaritjet tregojnë se duke përdorur një sistem të tillë të furnizimit me energji LRE është e mundur, për shembull, të krijojë një presion prej 180 atm për një motor me 8 ton oksigjen + kerozinë në një temperaturë të oksiduar të oksigjenit prej 600 K, ndërsa skema klasike me pasmbuljen e gazit gjenerues të gazit oksidues temperatura e gazit gjenerator gazit 700 K dhe kushtet e tjera janë të barabarta, presioni në CS është rreth 120 atm.

LRE-të moderne karakterizohen nga presione të larta dhe rrjedhjet e nxehtësisë në CS, duke arritur një seksion kritik prej 40-60 MW / m 2. Në këtë drejtim, COP për mure të mbrojtjes termike janë të detyruar të aplikojnë ftohje zavesnoe kur një pjesë të karburantit ose oxidant është injektuar në SHC për të gjeneruar temperaturë të ulët shtresë kufitare që redukton rrjedhjen e nxehtësisë në murin e COP, por dendësia e karburantit dhe të reduktuar shter shpejtësinë e produkteve të djegies iz për zhvendosjen e raportit masiv të komponentëve në drejtim të më pak se optimale dhe për të rritur rrjedhën e ekuilibrit të produkteve të djegies së karburantit.

Në LRE të propozuar, ky problem mund të zgjidhet për shkak të mundësisë së rritjes së kokës së shpejtësisë së komponentit ftohës në shtegun rigjenerues të CS. Rritja e humbjes hidraulike në rrugën mund të kompensohet duke rritur presionin në daljen e komponentit ftohës nga pompë, pasi që në LRE të propozuar mungesa e punës mekanike në dispozicion për ngasjen e pompave të komponentëve të karburantit mund të kompensohet duke rritur shkallën e rrjedhjes së komponentit të gazifikuar ose duke rritur normën diferenciale në turbinë me gradient të lartë LRE me ndertimin e gazit gjenerues, ndryshimi ne diferencen e turbines eshte i kufizuar).

Fitimi nga mungesa e një perde ftohëse do të jetë, sipas llogaritjeve termodinamike, 5-15 s për impulset specifike dhe do të rrisë densitetin e karburantit me 5-15%.

Për më tepër, LRE, skemat e mundshme expander puna rregullim brenda vargjet e gjerë duke përdorur elementet strukturore siguruar turbinë pushtet TSNAs gaz pune: konsumin e përgjithshëm të karburantit (dhe prandaj pompa totale të energjisë) mund të sigurohet nga anashkaluar një pjesë të oxidizer gasified kaluar turbinave, dhe raporti i komponentëve të karburantit (dhe, rrjedhimisht, fuqia neto në secilën prej pompave përbërëse) kontrollohet duke anashkaluar pompën nga priza në pjesën e oksiduesit. Për më tepër, elementet e rregullimit të LRE në këtë rast janë thellësisht të integruara në hartimin e LRE. Easy parametrat rregulluese LRE dhe një diferencë e konsiderueshme e aftësive rregullimit lejon expander në rregulloren e propozuar skemës thellë: rritje prej 20-30% në motor fut (praktikisht vetëm i kufizuar qëndrueshmëri dhe rezistencë për ngrohje elemente COP motor të projektimit) throttling të thellë dhe të qetë (reduktimin e fut) në 5- 6 herë. Kjo mund të jetë shumë e rëndësishme për përdorim në LV, ku ka kërkesa në rritje për aftësinë për të kontrolluar motorët (shumica motorë modernë mbytje e thellë kryhet në hapa dhe ndoshta jo më shumë se 2 herë).

Kjo expander do të ketë një besueshmëri më të lartë se LRE djegurit gaz gjenerator gazit, pasi që përveç zgjidhjen e problemit të lartë të punës dizajnit të mesme temperatura turbinë expander lejon për të parandaluar avujt shtytës për të hyrë në pompën e këtij komponenti, kur running LRE (në motor moderne raketa nuk është e mundur pa uljen karakteristikat e energjisë së motorit ose besueshmëria e tij), të cilat mund të çojnë në cavitation e pompave dhe prishjen e punës së LRE (deri në 70% të aksidenteve të LRE moderne ndodhin në nisjen e tyre).

Në të njëjtën kohë, një LRE tillë do të jetë më rezistent ndaj lëkundjeve të presionit të lartë të frekuencës në CS gjatë operimit të tij sesa prototipi dhe homologët e tij për shkak të inercisë së dukshme të sistemit të gazifikimit të komponentit që përdoret për të fuqizuar turbinën e LRE dhe zvogëlimin më të madh të ndryshimeve të presionit në gaz.

Llogaritjet tregojnë se një peshë rritje LRE krahasuar me ZHRDU djegurit gjenerator gaz gaz do të jenë të papërfillshme (për shembull, motor fut 2.000 karburantit KGF vajguri + oksigjen të rritur në masë është më pak se 10 kg), e cila është kompensuar me një fitim në impuls specifik dhe besueshmërinë LRE ( për të njëjtin motor për përshpejtimin e njësive të tipit DM, të përdorura aktualisht për marrjen e ngarkesave në orbita gjeostacionare, fitojnë në masë të ngarkesës së prodhimit vetëm duke rritur normën e rrjedhës së produkteve të cr Rania rritje të karburantit nga 250 kg).

Të gjitha elementet e këtij LRE janë të njohura në shkencë dhe teknologji dhe nuk paraqesin vështirësi të mëdha në prodhim. Prandaj, prodhimi i LRE është i mundur në bazë të industrive ekzistuese pa asnjë ndryshim të këtyre të fundit.

Referencat 1. Kozlov A.A. Sistemet e energjisë dhe sistemet e lëngshme të shtytjes së raketave. - M .: Mashinostroenie, 1988 - 352 f., Ill. - f. 115-125.