Motorri i parë i raketave. Motori i raketave të lëngëzuar

Raketat si një lloj armatimi kanë ekzistuar për një kohë shumë të gjatë. Pionierët në këtë biznes ishin kinezët, siç përmendet në himnin e Mbretërisë së Mesme në fillim të shekullit të 19-të. "Raketa e zjarrit të kuq" - kështu këndohet në të. I akuzoi ata me barut, të shpikur, siç dihet, në të njëjtën Kinë. Por në mënyrë që "shkëlqimet e kuqe" të shkëlqejë dhe shigjetat e zjarrit do të binin mbi kokat e armiqve, nevojiten motorë raketash, madje edhe ato më të thjeshta. Gjithkush e di se pluhuri shpërthen, dhe për fluturimin kërkon djegie intensive me evoluimin e gazit drejtuar. Pra, përbërja e karburantit duhej të ndryshohej. Ndërsa në eksplozivë konvencional, raporti i përbërësve është 75% nitrat, 15% karbon dhe 10% squfur, atëherë motorët me raketa përmbajnë 72% nitrat, 24% karbon dhe 4% squfur.

Në raketa dhe nxitës bashkëkohorë me motor të ngurtë, përzierjet më komplekse përdoren si lëndë djegëse, por parimi mbetet i njëjtë, kinezët e lashtë. Meritat e saj janë të padiskutueshme. Është thjeshtësia, besueshmëria, shpejtësia e lartë e fillimit, lehtësia relative dhe lehtësia e përdorimit. Në mënyrë që projektili të fillojë, mjafton të ndez një përzierje të ngurtë djegëse, për të siguruar rrjedhjen e ajrit - dhe kjo është e gjitha, ai fluturoi.

Megjithatë, një teknologji e tillë e provuar dhe e besueshme ka të metat e veta. Së pari, pasi ka nisur djegien e karburantit, tashmë është e pamundur ta ndaloni, si dhe të ndryshoni mënyrën e djegies. Së dyti, oksigjeni është i nevojshëm, dhe në kushtet e hapësirës së rrallë ose pa ajër nuk është. Së treti, djegia ende ndodh shumë shpejt.

Më në fund është gjetur zgjidhja që shkencëtarët kanë kërkuar gjatë viteve në shumë vende. Dr. Robert Goddard në vitin 1926 testoi lëngun e parë motor me raketa. Ai përdori benzinë ​​të përzier me oksigjen të lëngët si lëndë djegëse. Në mënyrë që sistemi të punonte stably për të paktën dy dhe gjysmë sekonda, Goddard kishte për të zgjidhur një numër të problemeve teknike lidhur me pompimin e reagents, sistemit të ftohjes dhe

Parimi me të cilin janë ndërtuar të gjithë motorët e raketave të lëngëta është shumë e thjeshtë. Brenda rastit ekzistojnë dy tanke. Nga një prej tyre, përmes kokës përzierëse, oksiduesi futet në dhomën e dekompozimit, ku, në prani të një katalizatori, karburantet që vijnë nga rezervuari i dytë shkon në gjendje të gaztë. Ekziston një gaz i nxehtë që kalon zonën subsonike të parë të ngushtë të hundës, dhe pastaj zgjeron supersonikën, e cila gjithashtu shërben si lëndë djegëse. Në realitet, gjithçka është shumë më e komplikuar, hunda kërkon ftohje dhe mënyrat e ushqimit kërkojnë një shkallë të lartë stabiliteti. Motorë me raketa moderne si lëndë djegëse mund të mundësohen nga hidrogjeni, oksiduesi është oksigjen. Kjo përzierje është jashtëzakonisht shpërthyese, dhe ndërprerja më e vogël e funksionimit të çdo sistemi çon në një aksident ose katastrofë. Substancat e tjera që nuk janë më pak të rrezikshme gjithashtu mund të jenë përbërës të karburantit:

Kerozina dhe - ato janë përdorur në fazën e parë të programit të medias Saturn V në programin Apollo;

Alkooli dhe oksigjeni i lëngët - ishin të përfshirë në raketat V2 gjermane dhe në transportuesit e Vostok sovjetik;

Tetroksidi i azotit - monometil - hidrazin - është përdorur në motorët Cassini.

Pavarësisht nga kompleksiteti i dizajnit, motorët raketorë me lëngëzim janë mjeti kryesor për shpërndarjen e ngarkesave hapësinore. Ato përdoren në mënyrat interkontinentale të punës së tyre janë të përshtatshme për rregullim të saktë, teknologjitë moderne ju lejojnë të automatizoni proceset që ndodhin në njësitë dhe nyjet e tyre.

Megjithatë, motorët me raketa me karburant të ngurtë gjithashtu nuk kanë humbur vlerën e tyre. Ato përdoren në teknologjinë e hapësirës si ndihmëse. Vlera e tyre është e madhe në modulet e frenimit dhe shpëtimit.

Motori i raketave presion (LRE)  - motor me raketa kimike duke përdorur lëngje, duke përfshirë gazrat e lëngshëm, si lëndë djegëse raketore. Me numrin e komponentëve të përdorur, motorët me një, dy, dhe tre komponentë të raketave 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, 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 e parë eksperimentale e punës u ndërtua nga shpikësi amerikan Robert Goddard 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, projektuesit gjermanë Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun dhe të tjerë arritën suksesin më të madh në zhvillimin e LRE-ve. 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. Dornberger, ndërsa 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 stimulantë të fuqishëm për zhvillimin e LRE.

Në vitin 1957, në BRSS, ICBM R-7, i pajisur me raketa RD-107 dhe RD-108, më e fuqishme dhe më e përsosur në botë, e zhvilluar nën udhëheqjen e V. P. Glushko, u krijua nën udhëheqjen e S. P. Korolev. 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 është aktualisht më i fuqishmi në mesin e LRE-së të dhomës së vetme, duke i dhënë atij motori RD-170 me katër dhoma të zhvilluara nga Byroja e Dizajnit Energomash 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 kjo është një motor me dy raketa në përbërës të lartë.

Fushëveprimi i përdorimit, avantazhet dhe disavantazhet

Ekziston një larmi shumë e madhe e skemave për pajisjen LRE, me unitetin e parimit kryesor të funksionimit të tyre. Konsideroni pajisjen dhe parimin e LRE në shembullin e një motor dy komponentësh me karburantin e pompimit si më të zakonshmet, skema e së cilës është bërë një klasik. 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 injektimit të karburantit të LRE përfshin të gjitha elementet e përdorura për të furnizuar karburantin në dhomën e djegies - tanket e karburantit, tubacionet, një tub turbopump (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 dhjetra atmosfera 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 presion të lartë në dhomën e djegies, arrihet vlera më e mirë e futjes së motorit - raporti i vlerës së goditjes 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 LRE me një barrë të madhe - për shembull, në sistemet shtytëse të automjeteve të nisjes.

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 (ndryshe, me një cikël të mbyllur), në të cilin të gjitha shpenzimet e karburantit, duke përfshirë atë të përdorur në një makinë THA, 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 të njëjtat përbërës të karburantit (nën presion të lartë) për makinën e turbinës (ku vetë LRE punon (me një raport të ndryshëm të komponentëve, zakonisht me një tepricë të karburantit, 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 përmes tubit të daljes. Zbatimi i ciklit të hapur është teknikisht më i thjeshtë, pasi operimi i turbinës nuk lidhet me funksionimin e dhomës së LRE-së, dhe në këtë rast, TNA mund të ketë operacionin e vet të pavarur. karburantit, e cila thjeshton procedurën e fillimit të gjithë sistemit të shtytjes. Por sistemet e mbyllura me sy kanë vlera disi më të mira impulse specifike, dhe kjo forcon projektuesit për të kapërcyer 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 krahasueshme. Për shumicën e lëngjeve të përdorura si komponente karburant me raketa, dendësia ndryshon në intervalin prej 1 ± 0.5 g / cm ³, e cila lejon përdorimin e një makinë 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 nxitjes në rezervuarët e karburantit të krijuar nga gaz i ngjeshur, më shpesh azoti, i cili nuk është i djegshëm, jo-toksik, nuk është oksidues dhe është relativisht i lirë për tu prodhuar. Heliumi përdoret për të shtypur tanket me hidrogjen të lëngët, 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 TNA është përjashtuar, dhe përbërësit e karburantit vijnë nga tanket drejtpërdrejt në valvulat kryesore të LRE (9, 10). Presioni në rezervuarët e karburantit gjatë rrjedhës së zhvendosjes duhet të jetë më i lartë se në dhomën e djegies, tanket janë 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 në hapësirën e jashtme. Sistemi i zhvendosjes u përdor në të tre sistemet e shtytjes të shërbimit detar hënor Apollo (shtytje 9760 kgf), veshje ulëse (4760 kgf shtytje), 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 më të plotë të komponentëve pas hyrjes në dhomë, sepse shkalla e ndezjes së tyre dhe djegia varet nga ajo.
Përmes kokës injektuese të motorrit F-1, për shembull, 1.8 ton oksigjen të lëngët dhe 0.9 ton vajguri hyjnë 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, karburantet duhet të digjen sa më plotësisht që të jetë e mundur, pasi që karburanti i pangopur 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 ka 2600 hundë për oksigjen dhe 3700 hundë për vajgurin e instaluar).
• 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 së cilës rrotullimi i fluidit lëviz nëpër kanalin dhe kur ajo hyn në dhomën, ajo është e shpërndarë në anën me forcë centrifugale.

Sistemi i ftohjes

Për shkak të shpejtësisë së proceseve që ndodhin në dhomën e djegies së LRE-së, vetëm një pjesë e parëndësishme (fraksionet e një përqind) të të gjithë nxehtësisë së gjeneruar në dhomën transferohet në dizajnin e motorit, megjithatë, për shkak të temperaturës së lartë të djegies (ndonjëherë mbi 3000 K) dhe një sasi të konsiderueshme të nxehtësisë, 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) përpara se të hyjë 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 midis këtyre predhave. Për shkak të devijimeve teknologjike të trashësisë së hendekut, u formua mos-uniformiteti i rrjedhës së lëngut, si rezultat i krijimit të zonave të mbinxehjes lokale të guaskës së brendshme, të cilat shpesh u dogjën në këto zona me pasoja katastrofike.

Në motorët modernë, pjesa e brendshme e murit të dhomës është bërë nga lidhjet prej bronzi të përçueshëm me nxehtësi të 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 mbështjellë fort rreth mbështjellësave të fletëve të çelikut ose titanit, që 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 të organizuar një shtresë të tillë, vetëm periferinë e kokës përzierëse instalohen vetëm gryka e karburantit. Për shkak të tejkalimit të karburantit dhe mungesës së një agjenti oksidues, reagimi i djegies kimike në shtresën sipërfaqësore është shumë më pak intensiv se sa 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 afër mur.

Nis motorin e raketave

Nis motorin e raketave - një operacion i përgjegjshëm, i mbushur me pasoja serioze në rast të situatave emergjente gjatë zbatimit të tij.

Nëse komponentët e karburantit janë të vetë-ndezur, dmth. Ata hyjnë në një reagim të djegies kimike nga kontakti fizik me njëri-tjetrin (për shembull, acid heptil / nitrik), nisja e 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 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 ndërveprojnë me oksigjenin), të cilat në fillim të procesit të fillimit të motorit futen në dhomëz përmes hundëzave 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.

Nisja e LRE-ve të mëdha me një sistem të karburantit të pompimit përbëhet nga disa faza: THA fillimisht fillon dhe mbledh shpejtësinë (ky proces gjithashtu mund të përbëhet nga disa faza), atëherë valvulat kryesore të LRE-së aktivizohen, 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 e pajisur me një automatizim mjaft kompleks që 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 rrugëve të karburantit dhe oksiduesit, raporti i kostos së komponentëve për një motor të vërtetë ndryshon nga ai i llogaritur, gjë që çon në një rënie në shtytjen dhe impulsin 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 agim të 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, kështu që do të mjaftojë për çdo devijim 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 kryesorë të sistemit të raketave të lëngëzimit dhe valvulave të kontrollit të turbinës (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 LRE, duke paracaktuar shumë detaje të dizajnit të motorrit dhe zgjidhjeve të mëvonshme teknike. Prandaj, zgjedhja e karburantit për LRE kryhet 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 impulsi specifik, i cili është veçanërisht i rëndësishëm gjatë projektimit të mjeteve lundruese të anijeve hapësinore, që nga raporti i masës së karburantit dhe ngarkesës dhe, rrjedhimisht, madhësisë dhe masës së raketës së tërë ( 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.

Janë një përbërës dhe motorë të avionitduke punuar në gaz të ftohtë të ngjeshur (si ajri ose azoti). 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 përmbushen, për shembull, nga astronautët individualë që lëvizin dhe pajisjet e manovrimit (UPMK) të vendosura në çantë shpine prapa shpinës dhe kanë për qëllim të lëvizin gjatë punës 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 nga fillim të viteve 1970 në SHBA dhe BRSS studiuar koncept motorët treshe, të cilat do të kombinojnë një impuls të lartë të veçantë duke përdorur hidrogjenin si lëndë djegëse, dhe një dendësi më të lartë mesatar të karburantit (dhe kështu një vëllim më të vogël dhe pesha e tanket e 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.

Është gjithashtu e mundur që të përdorin dy lëndë djegëse të njëjtën kohë - p.sh. hidrogjen - beriliumit - hidrogjen dhe oksigjen - Li - fluoro (beryllium dhe litium janë ndezur, dhe hidrogjeni është përdorur kryesisht si lëngun e punës) që mund të arrijnë vlerat e veçanta të impulseve në rajonin e 550-560 sekonda, por 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, të cilat lejojnë rrotullimin e kamerës në një ose dy aeroplanë. Komponentët e karburantit janë furnizuar në dhomë me ndihmën e 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 hapësinore ruse Soyuz-2, përveç 20 dhomave kryesore fikse të sistemit të propulsionit, ekzistojnë 12 kamera të kontrollit të rrotullueshëm (secila në aeroplanin e vet) me 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 duke përdorur motorët kryesore si kontrolli punuar varg rrotullimin e kamera jo më shumë se ± 5 ° është: në funksion të fut të madhe të dhomës kryesore dhe vendndodhjen e saj në pjesën e përparme, dmth në një distancë të konsiderueshme nga qendra e peshës raketore, edhe dhoma e vogël devijim krijon çift rrotullues të rëndësishme të kontrollit.

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 në komandën e sistemit të kontrollit të aparatit, duke e kthyer atë në drejtimin e kërkuar. Sisteme të tilla kontrolli zakonisht përdoren për orientimin e avionëve në hapësirën e jashtme.

• LRE e famshme botërore

  Historia e

Mundësia e përdorimit të lëngjeve, 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 shpikësi amerikan Robert Goddard në vitin 1926. Zhvillime të ngjashme në vitet 1931-1933. u zhvilluan në BRSS nga një grup entuziastësh nën udhëheqjen e F. A. Zander. Këto vepra u vazhduan në RNII të organizuar në vitin 1933, por në vitin 1938 lenda e LRE-së u mbyll aty dhe projektuesit kryesorë S. P. Korolev dhe V. P. Glushko u shtypën si "dëmtues".

Suksesi më i madh në zhvillimin e motorëve me raketa në gjysmën e parë të shekullit XX. designers gjermane kanë bërë Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun dhe të tjerët gjatë Luftës së Dytë Botërore, ata krijuan një numër të LRE për raketat për përdorim ushtarak :. V-2 balistike, anti-ajrore Wasserfall, Schmetterling, Rayntohter R3. Në vitin 1944, në Rajhun e Tretë, u krijua një degë e re e industrisë - prodhimi i raketave, nën drejtimin e përgjithshëm të V. Dornberger, ndërsa në vende të 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 stimulantë të fuqishëm për zhvillimin e LRE.

Në vitin 1957 në Bashkimin Sovjetik nën udhëheqjen e PS Korolev u krijua ICBM R-7, të pajisur me RD-107 dhe RD-108, në atë kohë nga ana e fuqishme dhe të sofistikuara në botë, i zhvilluar nën udhëheqjen e VP Glushko. Ky raketë u përdor si bartës i satelitëve të parë artificialë të Tokës në botë, anija kozmike e parë dhe sondat ndërplanetare.

Në vitin 1969 u hap në Shtetet e Bashkuara sonda e parë Apollo, e nisur në rrugën e fluturimit në Hënë nga automjeti i nisjes Saturn-5, faza e parë e së cilës u pajis me motorët e 5-të F-1. F-1 është aktualisht më i fuqishmi në mesin e LRE-së të dhomës së vetme, duke i dhënë atij motori RD-170 me katër dhoma të zhvilluara nga Byroja e Dizajnit Energomash në Bashkimin Sovjetik më 1976.

Aktualisht, programet hapësinore të të gjitha vendeve janë të bazuara në përdorimin e LRE.

  Pajisja dhe parimi i funksionimit të një motorr rakete dykomponentësh

Fig. 1 Skema LRE dy perberes 1 - linjë oksidant 2 - vija e karburantit 3 - pompë oksidant 4 - pompë e karburantit 5 - turbinë 6 - gazifikuesi 7 - gazifikuesi valvul (oksidant) 8 - valvula e gjeneratorit gazit (gaz) 9 - kryesor valvul oksidues 10 - karburantit kryesor valvul 11 - shkarkimi i turbines 12 - kreu i përzierjes 13 - dhoma e djegies 14 - grykë

Ekziston një larmi shumë e madhe e skemave për pajisjen LRE, me unitetin e parimit kryesor të funksionimit të tyre. Konsideroni pajisjen dhe parimin e LRE në shembullin e një motor dy komponentësh me karburant pompimi, si më të zakonshmet, skema e së cilës është bërë klasike. Llojet e tjera të LRE (me përjashtim të tre komponentëve) janë variantet e thjeshtuar të asaj që konsiderohet dhe në përshkrimin e tyre do të jetë e mjaftueshme për të treguar thjeshtësimet.

Në fig. 1 tregon skematikisht pajisjen LRE.

Komponentët e karburantit - karburantit (1) dhe oksiduesit (2) vijnë nga tanket tek pompat centrifugale (3, 4), të vendosur në lëvizje turbinë me gaz  (5). Nën presion të lartë komponentëve të karburantit të furnizuar me kokë hundë (12), - nyje që pret hundë përmes të cilit komponentët janë injektuar në dhomën e djegies (13) janë të përziera dhe të digjen për të formuar nxehtë në një temperaturë të lartë lëngu të gaztë të punës e cila zgjeron në hundë, kryen punen dhe konverton energjine e brendshme te nje gazi ne energjine kinetike te levizjes se tij drejtuar. Nëpërmjet hundës (14), gazi skadon me shpejtësi të lartë, duke i dhënë motorit një shtytje.

  Përbërësit e karburantit

Zgjedhja e komponentëve të karburantit është një nga vendimet më të rëndësishme gjatë hartimit të LRE, duke paracaktuar shumë detaje të dizajnit të motorrit dhe zgjidhjeve të mëvonshme teknike. Prandaj, zgjedhja e karburantit për LRE kryhet 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, që nga raporti i masës së karburantit dhe ngarkesës, dhe kështu madhësia dhe masa e të gjithë raketës, e cila nëse impulsi specifik nuk është mjaft i lartë, ato mund të rezultojnë jorealiste.

  Kontrollin e raketave

Në raketa të lëngëta, shpesh motorët, përveç funksionit kryesor të krijimit të shtytjes, gjithashtu shërbejnë 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 kamerat që drejtojnë LRE, të cilat janë të bashkangjitura me elementët mbështetëse të trupit të raketës me ndihmën e varësave, të cilat lejojnë që kamera të rrotullohet në një ose dy aeroplanë. Komponentët e karburantit janë furnizuar në dhomë me ndihmën e 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 hapësirën e brendshme hapësinore Soyuz, përveç 20 kamerave kryesore fikse të sistemit të shtytjes, ekzistojnë 12 kamera të kontrollit (secili në aeroplanin e vet) me një madhësi më të vogël. Dhomat e drejtimit kanë një sistem të përbashkët karburanti me motorët kryesorë.

Nga 11 motorët kryesorë (të gjitha fazat) e automjetit të nisjes Saturn-5, nëntë (me përjashtim të fazës së parë dhe të dytë) po kthehen, secila në dy aeroplanë. Kur përdorin motorët kryesorë si kontroll, sfera e punës së 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 në komandën e sistemit të kontrollit të aparatit, duke e kthyer atë në drejtimin e kërkuar. Sisteme të tilla kontrolli zakonisht përdoren për orientimin e avionëve në hapësirën e jashtme.

Shpikja lidhet me raketën hapësinore. teknologji dhe mund të përdoret në përbërjen e njësive përshpejtuese të fazave të mjeteve të nisjes, si dhe si 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 të njëjtën kohë, një kondensator futet në të, me hyrjen e të cilit është e lidhur me daljen e pompës së njërit prej përbërësve të karburantit nëpërmjet linjës së ftohësit. 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 i raketave të lëngëzuar (LRE) është i destinuar për t'u përdorur në përbërjen e njësive për përshpejtimin e hapësirës (RB), fazat e përforcimit (LV) dhe si një motor lundrues i anijes.

Analogu i këtij LRE është LRE i një qarku të mbyllur me pasmbuljen e gazit të punës të turbinës së njësisë së turbopumpës (THA). Si një gaz i punës, si rregull, një nga komponentët e karburantit, gasified në gjenerator të gazit (GG), vepron. Përdorimi i një komponenti të veçantë ose furnizimi me gaz për GG çon në një rritje në kompleksitetin e LRE dhe një rritje në masë të saj, por nuk eliminon disavantazhet e kësaj skeme.

Në shumicën e rasteve, përveç LRE karburantit-hidrogjen + oksigjen në SG oxidant gasified, t. K. bordin ajo është gjithmonë disa herë më e madhe se karburantit, për shkak të asaj që mund të rrisë ndjeshëm presionin në dhomën e djegies (CC), të cilat në saj të kthesa çon në një rënie në masën e LRE, një reduktim të mprehtë në përmasat e tij dhe një rritje në efikasitetin e karburantit.

Më hollësisht sistemet e furnizimit me karburant me GG janë përshkruar në ,.

Turbina THA, e pajisur nga gazet e punës nga GG, drejton pompat e furnizimit me karburant, të cilat i ushqejnë komponentët 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, një skemë e tillë meta e natyrshme: kompleksiteti i LRE fillojë off (që nga qarqet e mbyllura LRE gjitha elementet strukturore të lidhura ngushtë me njëra-tjetrën dhe shumë e vështirë për të siguruar që ato janë pa probleme bashkëveprim gjatë procesit të nisjes, kur të gjitha elementet LRE përjetuar ngarkesën maksimale pik); 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 kërkuar për furnizimin e një sasie të caktuar të karburantit me ndryshimet CS dhe në antifazë mat rënien e presionit në turbopumpë THA (p.sh. ndryshimet e disponueshme të energjisë mekanike për të përzënë pompat e ushqimit të komponentit në antiphase); 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 e bëra për motor me 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 që nxehet 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, lëndë djegëse me valë të lartë 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.

Paraqitur LRE përfshin komponentët e furnizimit me pompa (karburant dhe oksidant) 1 dhe 2, respektivisht. Pump 1 dërgon karburant direkt në CS 4. Oksiduesi pas pompës 2 të furnizimit me oksidues 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 operacionit LRE, pompat 1 dhe 2 mundësohen nga operimi i turbines 3 që është para-gazifikuar në avulluesin 5 (nxehtësia 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 ndahet ndarja e rrjedhës 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 gazifikuar resettable në aparat avullimi 5 të pompave të mbyllura cikli oxidant furnizimit me komponentë të furnizimit me 1 dhe 2. Kjo do të zvogëlojë kohën e prodhimit modalitetit expander për tërheqje të plotë dhe për të rritur besueshmërinë e garën e saj, pasi në këtë rast mund të jenë avujt reset oxidant në kontakt e saj me elemente të nxehta të motorrit raketor.

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 me të tillë një furnizimit me energji elektrike qark LRE mundur, për shembull, duke krijuar një presion COP prej 180 ATM për powertrain 8 m mbi karburantit oksigjen + vajguri në një temperaturë të oksigjenit gasified në 600 K, ndërsa skema klasike me gaz të djegurit oksidativ gazifikimit ofron në 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 lidhje me këtë, për mbrojtjen termike të mureve të CS, ato janë të detyruara të aplikojnë ftohjen e perdeve kur një pjesë e karburantit ose oksiduesit është injektuar në CS për të krijuar një shtresë afër temperaturës së ulët afërsisë, e cila redukton flukse të nxehtësisë në muret e CS por në të njëjtën kohë zvogëlon dendësinë e karburantit 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 gidropoter rruga mund të kompensohen për duke rritur presionin në dalje nga komponenti ftohje të pompë, si në pengesë propozuar LRE është rregulluar për të përzënë e karburantit pompë perberesit mekanike të punës mund të kompensohet duke rritur rrjedhjen e komponentit gasified ose rritur shkallën e dallimit të turbine vysokoperepadnoy (në 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, për rrjedhojë, fuqia neto në secilën prej pompave përbërëse) kontrollohet duke anashkaluar nga priza në hyrjen e pompës në një pjesë të 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 performanca e motorit ose besueshmëria e tij), të cilat mund të çojnë në cavitation e pompave dhe ndërprerjen e punës së LRE (deri në 70% të aksidenteve të LRE moderne ndodhin në nisjen e tyre).

Në të njëjtën kohë, një motor raketë do të jenë më rezistente ndaj ndodhin kur luhatjet e frekuencë të lartë presion në CM se prototip dhe analoge të saj për shkak të përbërës i madh inerci sistemet njohur gazifikimit të përdorura në pushtet një expander turbinë dhe ndryshimet më të mëdha presion fikje 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 blloqet e përshpejtimit të tipit DM të përdorura aktualisht për marrjen e ngarkesave në orbita gjeostacionare, fitimin në masë të ngarkesës së prodhimit vetëm duke rritur normën e rrjedhjes 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.