ENGINE LEKËSE ROCKET (LRE), një motor me avion që nuk përdor mjedisin dhe shkon në lëndë djegëse me raketa të lëngët. Ajo mund të funksionojë në atmosferë dhe në hapësirën kozmike (ndërplanetar).
LRE - lloji kryesor i motorëve në anijen, gjithashtu përdoret gjerësisht në hulumtimet në lartësi të lartë dhe raketat balistike luftarake me rreze të gjatë, raketat anti-ajrore të udhëhequr; të kufizuar - në raketat luftarake të klasave të tjera, në avionë eksperimentale, etj.
Sipas qëllimit, ata dallojnë motorët kryesorë të raketave (kryesore), blloqet përshpejtuese, fazat e sipërme, korrigjimin, frenimin, drejtimin, mikro-raketat (mund të veprojnë në një mënyrë të pulsuar). LRE karburant mund të jetë një përbërës dhe dy përbërës (karburant dhe oksidues); Shumica e LRE moderne punojnë në një karburant me dy komponentë. LRE përbëhet nga një dhomë e djegies (CS), një grykë, një njësi furnizimi me karburant turbo-pompë, një gjenerator gazi, një sistem automatizimi, rregullatorë, një sistem ndezjeje, sensorë telemetrie, njësi ndihmëse (shkëmbyesit e nxehtësisë, mekanizmat drejtues etj.). LRE me tre komponentë.
Karburant dhe oksidues injektohen nën presion në CS përmes hundëve, të përziera, të avulluara dhe të ndezura. Ndezja (ndezja) e karburantit mund të kryhet me mjete kimike, piroteknike dhe elektrike. Karburantet pas ndezjes djeg në presione të larta (në disa raste deri në 15-25 MPa ose më shumë). Kur karburantit djegur, produktet e gazta të djegies (lëngjeve të punës) formohen, të nxehura në një temperaturë prej 3700-3900 K, të cilat mbarojnë nga dhoma e djegies në hapësirën përreth përmes një grykë. Për integritetin e një dizajn CS në një temperaturë të tillë, ftohja e saj e vazhdueshme është e nevojshme. Mund të bëhet, për shembull, me ndihmën e karburantit që rrjedh para se të hyjë në kokën e përzierjes nëpërmjet kanaleve të sistemit të jashtëm të ftohjes së dhomës së djegies. Kjo metodë e ftohjes quhet rigjeneruese. Derisa prodhimet e djegies lëvizin përgjatë gjatësisë së hundës, temperatura dhe presioni i tyre zvogëlohen dhe shpejtësia rritet, duke kaluar pragun e shpejtësisë së zërit në pjesën minimale (kritike) të hundës. Në daljen e hundës, shkalla e rrjedhjes arrin 2700-4500 m / s. Goditja e gjeneruar nga çdo kilogram gazash që rrjedhin nga motori në 1 s quhet impuls i veçantë i goditjes. Sa më i lartë të jetë niveli i rrjedhës, aq më i madh është impulsi specifik dhe, për rrjedhojë, aq më i përkryer karburant dhe motor. Dalloni LRE me furnizimin e karburantit me pompë turbo pa u pastruar nga produktet e djegies (qark i hapur), në të cilin produktet e gjenerimit të gazit pas aktivizimit në turbinë lëshohen në mjedis përmes suporteve ndihmëse (presioni në dhomat e djegies 4.9-7.8 MPa) dhe LRE me rimbushje mbyllur ose mbyllur), në të cilin produktet gjeneruese të gazrave, pas aktivizimit në turbinë, dërgohen në dhomën e LRE për djegie pas djegies. Këto LRE nuk kanë humbje të impulseve specifike për shkak të nevojës për të drejtuar njësinë e turbopumpës dhe niveli i presionit në CS arrin 14.7-26.5 MPa.
Historiku historik. Diagrami skematik i LRE u zhvillua nga K. E. Tsiolkovsky në vitin 1903, i cili provoi mundësinë e përdorimit të LRE për fluturim në hapësirë. Shkencëtari gjithashtu vuri në dukje karburantet më fitimprurëse të raketave dhe hetoi çështjet e rregullimit të njësive kryesore. Puna praktike për krijimin u fillua në vitin 1921 në SHBA nga R. Goddard, i cili në vitin 1926 realizoi fillimin e parë të një motori me raketa në botë. Në fund të viteve 1920 - fillim të viteve 1930, zhvillimi i LRE filloi në BRSS, Gjermani dhe vende të tjera. Në vitin 1931, u testua rruga e parë ruse LRE-ORM (motorët e raketave eksperimentale) dhe ORM-1, të krijuara nga V. P. Glushko në Laboratorin Leningrad Gas-Dynamic (GDL). Në 1933, një sistem shtytës OR-2 i projektuar nga F.A. Zander dhe motor-10, krijuar nga Grupi i Moskës për Studimin e Propulsionit Jet (GIRD), siguruan fluturimin e një rakete të lëngët.
Para fillimit të Luftës së Dytë Botërore, në Bashkimin Sovjetik dhe në SHBA u shfaqën prototipa të motorëve me raketa të lëngëta me ngarkesë deri në disa qindra kg, të destinuara për avionë eksperimentalë. Në Gjermani, gjatë Luftës së Dytë Botërore, gjatë punës intensive në fushën e teknologjisë së raketave, u krijuan lloje të ndryshme të LRE për qëllime luftarake, shumë prej të cilave u prodhuan në masë. Më të mirët ishin hedhësat e raketave të leshta të raketave anti-ajrore Wasserfal dhe raketat balistike V-2. LRE-të e para serbe ruse ishin motorët RD-1 dhe RD-1HZ, të krijuara nga fundi i luftës në GDL-OKB.
Zhvillimi i mëtejshëm i LRE-së u përcaktua nga programet për krijimin e raketave balistike ndër-kontinentale dhe automjeteve lansuese (PH) të nisur në mesin e viteve 1950 në BRSS dhe SHBA. Për zbatimin e tyre u krijuan motorë të fuqishëm, ekonomikë dhe kompakt të raketave që veprojnë në karburante me oksigjen-kerozinë. Në vitet 1960, u krijuan motorë të lartë të valëzuar dhe motorë me raketa me oksigjen dhe hidrogjen. Ideja e një qarku të mbyllur u zhvillua së fundmi në fund të viteve 1950 në BRSS në NII-1 (tani Keldysh Research Center) dhe u zbatua në vitin 1960. Që nga mesi i viteve 1960, këto LRE janë përdorur gjerësisht në PH (për shembull, Proton ", H-1). Së bashku me LRE-të e fuqishme marshuese, janë krijuar LRE polinome me shtytje të mesme dhe të ulët.
Në vitet 1970-'90, një nga LRE-të më të fuqishme me katër dhoma në botë, u krijua RD-170 (presioni në dhomën e djegies 24.5 MPa në terren / në vakum 7200/7900 kN) për fazat e para të "Energjisë - Buran "dhe modifikimet e tij RD-171 për PH" Zenith ", si dhe motorin mbështetës të lartë të resurseve RD-0120 me një ngarkesë prej 1961 kN për fazën 2 PH" Energjia "për komponentët intensive të karburantit (oksigjen - kerozinë); në një raketë strategjike R-36M ("Satan"), është instaluar një motor RD-264 prej 4520 kN me një presion në dhomën e djegies prej 20.6 MPa. Për herë të parë në praktikën botërore, orbiter "Buran" përdori një oksidues kriogjenik për anijen - oksigjen dhe lëndë djegëse të lëngshme - një sintin hidrokarbure sintetik, i cili në mënyrë të konsiderueshme rriti aftësitë energjetike të anijes orbitale dhe e bëri operimin e saj më të sigurt dhe më miqësor ndaj mjedisit. Në vitin 2001 u krye me sukses provën e parë të zjarrit të motorit RD-191 të oksigjenit me kerozinë (qark i mbyllur), i krijuar për fazën e parë të familjes ruse PH Angara; në vitin 2005, u krijua një katër-dhoma LRE RD-0124 (qark i mbyllur) për instalim në fazën e tretë të PH "Soyuz-2-1 B". Më e madhe e organizatave të huaja të përfshira në zhvillimin e LRE, janë në Shtetet e Bashkuara. Kompania kryesore është Rocketdyne, e cila ka zhvilluar: në vitin 2000, një motor me oksigjen dhe hidrogjen RS-68 (qark i hapur, fut 3230 kN) për instalim në një raketë Delta 4, në vitin 2002 - motor me raketa me oksigjen dhe hidrogjen RS-83 (qark i mbyllur) me një ngarkesë 2900 kN në kuadër të Iniciativës për Nisjen Hapësinore të NASA-s (Initiative Launch Initiative).
Shumica e motorëve raketorë të hapësirës ruse, të cilat siguruan fluturime për satelitët e parë artificialë rusë të Tokës, u krijuan nën drejtimin e satelitëve artificiale të Diellit, Hënës, Marsit, stacioneve automatike në Hënë, Venus dhe Mars, anije kozmike, të gjitha raketat gjeofizike dhe të tjera P. Glushko, A. M. Isaev, S. A. Kosberg, M. V. Melnikov dhe dizajnerë të tjerë. LRE-të janë zhvilluar gjerësisht në SHBA, Britani të Madhe, Francë dhe vende të tjera.
Zhvillimi i mëtejshëm i LRE është i lidhur me kërkimin dhe zhvillimin e karburanteve të reja dhe zhvillimin e parimeve të reja teknike për të siguruar një rritje të mëtejshme të efikasitetit dhe një rënie në madhësinë dhe masën e LRE. Puna është duke u zhvilluar për të krijuar sisteme shtytëse për automjete të leshimit të ripërdorur bazuar në LRE dhe motorë ajrorë.
Lit.: Bazat e teorisë dhe llogaritja e motorëve me raketa të lëngëta / Redaktuar nga VM Kudryavtsev. Ed. M., 1993; Dobrovolsky MV Motorët me raketa të lëngshme: bazat e projektimit. 2 ed. M., 2005.
1) Studimi i skemës dhe parimi i funksionimit të motorrit raketor të lëngëzuar (LRE).
2) Përcaktimi i ndryshimit në parametrat e lëngut të punës përgjatë rrugës së dhomës LRE.
- INFORMATA TË PËRGJITHSHME PËR LRE
2.1. Përbërja e LRE
Një motor me avion është një pajisje teknike që krijon dëshirat si rezultat i skadimit të lëngut të punës nga ai. Motorët me xham sigurojnë përshpejtimin e pajisjeve lëvizëse të llojeve të ndryshme.
Një motor me raketa është një motor jet që përdor vetëm për substancat e punës dhe burimet e energjisë që janë në magazinë në bordin e një mjeti në lëvizje.
Një motor i raketave të lëngëzuar (LRE) është një motor me raketa që përdor karburantin (burimi kryesor i energjisë dhe lëngu i punës) për operim, i cili është në një gjendje të lëngët të grumbullimit.
LRE përgjithësisht përbëhet nga:
Njësitë e turbopullit (THA);
3 gjeneratorë të gazit;
4- tubacionet;
5 njësi të automatizimit;
6 pajisje ndihmëse
Një ose më shumë LRE, së bashku me sistemin pneumatik-hidraulik (PGS) për furnizimin e karburantit në dhomat e motorit dhe njësitë ndihmëse të fazës së raketave, përbëjnë një sistem shtytës të raketave të lëngëzuar (LREP).
Si një lëndë djegëse e lëngët raketore (LRT), përdoret një substancë ose disa substanca (oksidues, karburant), të cilët janë në gjendje të formojnë produkte të djegies me temperaturë të lartë (dekompozim) si rezultat i reaksioneve kimike ekzotermike. Këto produkte janë trupi punues i motorit.
Çdo dhomë LRE përbëhet nga një dhomë djegëse dhe një hundë. Në dhomën e LRE-së, energjia primare kimike e lëndës djegëse të lëngshme konvertohet në energjinë kinetike përfundimtare të lëngut të gaztë pune, si rezultat i skadimit të së cilës krijohet forca reaktive e dhomës.
Një asamble e veçantë turbopumpësh e LRE përbëhet nga pompa dhe një turbinë që i drejton ato. TNA siguron furnizimin e komponentëve të lëndës djegëse të lëngshme në dhomat dhe gjeneratorët e gazit të LRE.
Gjeneratori i gazit LRE është një agregat në të cilin karburanti kryesor ose ndihmës është konvertuar në produkte të gjenerimit të gazit të përdorur si lëngu i punës i turbinës dhe lëngjeve të punës të sistemit të presionit të tankeve me komponentët e LRS.
Sistemi i automatizimit të LRE është një kombinim i pajisjeve (valvola, rregullatorë, sensorë, etj.) Të llojeve të ndryshme: elektrike, mekanike, hidraulike, pneumatike, piroteknike etj. Njësitë e automatizimit sigurojnë fillimin, kontrollimin, rregullimin dhe ndalimin e LRE.
Parametrat e LRE
Parametrat kryesore të shtytjes së LRE janë:
Fuqia reaktive e motorit raketor të lëngëzuar - R është forca gjeneruese dhe hidrodinamike që vepron në sipërfaqet e brendshme të motorrit raketor kur një substancë del nga ajo;
LRE - R është rezultat i forcës reaktive të LRE (R) dhe të gjitha forcave të presionit mjedisor që veprojnë në sipërfaqet e jashtme të motorit me përjashtim të forcave aerodinamike të jashtme;
Impuls i shtytjes LRE - I - integral i goditjes së motorit të raketës në kohën e punës së tij;
Impulsi specifik LRE - I y - raporti i goditjes (P) me konsumin e karburantit në masë () LRE.
Parametrat kryesore që karakterizojnë proceset që ndodhin në dhomën LRE janë presioni (p), temperatura (T) dhe norma e rrjedhjes (W) e produkteve të djegies (dekompozimi) i karburantit të raketave të lëngshme. Në këtë rast, theksohen vlerat e parametrave në hyrjen e hundës (indeksi i seksionit "c"), si dhe në seksionet kritike ("*") dhe dalje ("a") të hundës.
Llogaritja e vlerave të parametrave në seksione të ndryshme të rrugës së grykës së LPRE-së dhe përcaktimi i parametrave të futjes së motorrit kryhet sipas ekuacioneve përkatëse të dinamikës së termogasit. Një metodologji e përafërt për një llogaritje të tillë është diskutuar në Seksionin 4 të këtij manuali.
- SKEMA DHE PARIMI I PUNËS SË RD-214 LRE
3.1. Karakteristikat e përgjithshme të LRE "RD-214"
Motor me raketa të lëngët "RD-214" është përdorur në praktikën e brendshme që nga viti 1957. Që nga viti 1962, ajo është instaluar në fazën e parë të raketës bartëse shumëkombëshe të Kosmos-ut, me ndihmën e të cilave shumë satelitë të serive Kosmos dhe Interkomos janë nisur në orbitë.
LRE "RD-214" ka një sistem furnizimi me karburant të pompës. Motor vepron në një oksidues nitrik të lartë të valëzuar (një zgjidhje e oksideve të azotit në acid nitrik) dhe karburantit hidrokarbon (produktet e përpunimit të vajgurit). Për gjeneratorin e gazit përdoret një përbërës i veçantë - peroksid hidrogjeni i lëngët.
Parametrat kryesore të motorit kanë këto kuptime:
Tërheqja në zbrazëti φ = 726 kN;
Shtytje impulse specifike në zbrazëti In = 2590 N × s / kg;
Presioni i gazit në dhomën e djegies p deri në = 4.4 MPa;
Shkalla e zgjerimit të gazit në hundë e = 64
RD-214 LRE, (fig.1) përbëhet nga:
Katër kamera (pos 6);
Një asamble turbopumpash (THA) (pozitat 1, 2, 3, 4);
Gjeneratori i gazit (pos. 5);
tubacionit;
Njësitë e automatizimit (pos 7, 8)
Motori TNA përbëhet nga një pompë oksiduese (pozicioni 2), një pompë e karburantit (pozicioni 3), një pompë peroksid hidrogjeni (pozitë 4) dhe një turbinë (pozicioni 1). Rotorët (pjesët rrotulluese) të pompave dhe turbinave janë të lidhura me një bosht.
Njësitë dhe komponentët që furnizojnë komponentët në dhomën e motorit, gjeneratorin e gazit dhe turbinën kombinohen në tre sisteme të ndara - linjat:
Sistemi i furnizimit oksidues
Sistemi i furnizimit me karburant
Sistemi i gjenerimit të avujve të hidrogjenit të peroksidit.
Fig.1. Skema e motorrit raketor të lëngët
1 - turbinë; 2 - pompë oxidizer; 3 - pompë e karburantit;
4 - pompë peroksid hidrogjeni; 5 - gjenerator i gazit (reaktori);
6 - dhomë motor; 7, 8 - elemente automatizimi.
3.2. Karakteristikat e njësive RRE-214
3.2.1. Kamera LRE
Katër dhomat e LRE janë të lidhura në një njësi të vetme në dy seksione me ndihmën e bulonave.
Çdo dhomë LRE (pos. 6) përbëhet nga një kokë përzierëse dhe një strehim. Kreu i përzierjes përfshin fundet e sipërme, të mesme dhe të ulëta (zjarri). Një zgavër për oksidues është formuar midis fundeve të sipërme dhe të mesme, dhe një zgavër për karburantin në mes të mesit dhe kokat e zjarrit. Secila nga kavitetet është e lidhur me vëllimin e brendshëm të strehimit motorik duke përdorur shirita të përshtatshëm.
Në procesin e LRE përmes kokës përzierës dhe shiritave të saj furnizohet, mbulohet dhe përzihen komponente të lëngshme të lëndës djegëse.
Strehimi i dhomës LRE përfshin një pjesë të dhomës së djegies dhe një hundë. Supersonik i shiritit LRE, ka pjesë konvergjente dhe divergjente.
Dhoma e LRE-së është e dyfishtë. Muret e brendshme (të zjarrit) dhe të jashtme (fuqia) të trupit janë të ndërlidhura me spacers. Në të njëjtën kohë, me ndihmën e spacers, kanalet janë formuar në mes të mureve të rrugës lëngshme-ftohjes e strehimit. Karburant është përdorur si një pije freskuese.
Gjatë operimit të motorit, karburantit furnizohet me rrugën e ftohjes përmes shufrave të veçanta të shpërndarësve të vendosura në fund të hundës. Duke kaluar rrugën e ftohjes, karburantit hyn në zgavrën korresponduese të kokës përzierëse dhe futet përmes shiritave në dhomën e djegies. Në të njëjtën kohë, përmes zgavrës së tjera të kokës përzierëse dhe nyjeve korresponduese, një oksidues hyn në dhomën e djegies.
Në vëllimin e dhomës së djegies është mbuluar, përzierja dhe djegia e komponentëve të lëngshëm të karburantit. Rezultati është një lëng pune i gaztë me temperaturë të lartë të motorit.
Pastaj, në hundën supersonike, energjia e nxehtësisë e mjedisit të punës konvertohet në energjinë kinetike të avionit të tij, pas skadimit të së cilës krijohet një shtytje.
3.2.2. Gjenerator i gazit dhe njësia e turbopumpës
Gjeneratori i gazit (figura 1, pika 5) është një agregat në të cilin peroksidi i hidrogjenit të lëngshëm konvertohet në një temperaturë pune të lartë të avullit të turbinës si rezultat i dekompozimit ekzotermik.
Asambleja e turbopumpës siguron një furnizim me presion të komponentëve të lëndëve djegëse të lëngëta në dhomën dhe në gjeneratorin e gazit motorik.
THA përbëhet nga (Figura 1):
Pompë oksiduese Shnakocentrifuge (pos 2);
Pompë e karburantit centrifugal Auger (pos 3);
Pompë centrifugale peroksid hidrogjeni (pos 4);
Turbina me gaz (pos. 1).
Çdo pompë dhe turbinë ka një stator fiks dhe një rotor rrotullues. Rotorët e pompave dhe turbinave kanë një bosht të përbashkët të përbërë nga dy pjesë, të cilat janë të lidhura me një pranverë.
Turbina (pozita 1) drejton pompat. Elementet kryesore të statorit të turbinës janë aparati i strehimit dhe aparatura e hundës, dhe rotor - bosht dhe shtytës me brisk. Gjatë rrjedhës së operimit, një gaz me avull peroksid është ushqyer me turbinë nga gjeneratori i gazit. Kur gazit kalon përmes aparatit të hundës dhe kunjat e turbinës, energjia termike e saj konvertohet në energji mekanike të rrotullimit të timonit dhe boshtit të rotorit të turbinës. Gazit me avull të shpenzuar grumbullohen në tubacionin e shkarkimit të strehimit të turbinës dhe derdhen në atmosferë përmes grykës speciale të mbeturinave. Kjo krijon një motor shtytës shtesë të raketave.
Pompat e oksiduesit (pozicioni 2) dhe karburantet (pozicioni 3) janë tipi centrifugal. Elementet kryesore të secilës prej pompave janë strehimi dhe rotori. Rotori ka një bosht, gozhdë dhe rrotë centrifugale me blades. Gjatë operimit, energjia mekanike furnizohet nga turbina në pompë përmes një boshe të përbashkët, i cili siguron rotacionin e rotorit të pompës. Si rezultat i ndikimit të blades auger dhe rrota centrifugale në lëngun e pompuar (komponenti i karburantit), energjia mekanike e rotacionit të rotorit të pompës konvertohet në energji potenciale të presionit të lëngut, i cili siguron që përbërësi të futet në dhomën e motorit. Vidhosja para rrotës centrifugale të pompës është e instaluar për të para-rritur presionin e lëngut në hyrje të kanaleve intersapapulare të shtytës, me qëllim që të parandalojë zierjen e ftohtë të lëngut (cavitation) dhe të thyejnë vazhdimësinë e tij. Shkeljet e vazhdimësisë së rrjedhës së komponentit mund të shkaktojnë paqëndrueshmëri të procesit të djegies së karburantit në dhomën e motorit, dhe rrjedhimisht paqëndrueshmërinë e LRE-së si tërësi.
Një pompë centrifugale (pozita 4) përdoret për furnizimin e peroksidit të hidrogjenit me gjeneratorin e gazit. Konsumi relativisht i ulët i përbërësit krijon kushtet për funksionimin pa kavitacion të një pompë centrifugale pa instalimin e para-pompave të cigares përpara saj.
3.3. Parimi i funksionimit të motorit
Motori fillon, kontrollohet dhe ndalet automatikisht nga komandat elektrike nga bordi i raketës në elementet përkatëse të automatizimit.
Për ndezjen fillestare të komponentëve të karburantit, përdoret një karburant i posaçëm fillestar që ndez vetë-oksiduesin. Fillimi i karburantit fillimisht mbush një pjesë të vogël të tubacionit përpara pompës së karburantit. Në momentin e fillimit të LRE, karburant fillestar dhe oksidues hyjnë në dhomë, ata vetë-ndezen, dhe vetëm atëherë komponentët kryesorë të karburantit fillojnë të rrjedhin në dhomë.
Në rrjedhën e funksionimit të motorrit, oksiduesi kalon në mënyrë të njëpasnjëshme përmes elementëve dhe agregateve të linjës (sistemit), duke përfshirë:
Valvula ndarëse;
Pompë oksidues;
Valvula oksiduese;
Përzierja e kokës së dhomës së motorit.
Rrjedha e karburantit rrjedh përmes linjës, duke përfshirë:
Valvulat e ndarjes;
Pompë e karburantit;
Kolektori dhe rruga e ftohjes e dhomës së motorit;
Kreu i dhomës përzierëse.
Peroksidi i hidrogjenit dhe gazi me avull rezulton përmes elementëve dhe agregateve të sistemit të gjenerimit të avullit dhe gazit, duke përfshirë:
Valvula ndarëse;
Pompë peroksid hidrogjeni;
Kutia e shpejtësisë hidraulike;
Gjenerator i gazit;
Grykë turbinë;
Blades turbinë;
Koleksionist turbinë;
Nozzles mbeturinave.
Si rezultat i furnizimit të vazhdueshëm nga ana e tubit turbopump të komponentëve të karburantit në dhomën e motorit, djegia e tyre me formimin e një lëngu pune të temperaturës së lartë dhe skadimin e lëngjeve të punës nga dhoma, krijohet një shtytje.
Variacioni i vlerës së goditjes së motorit gjatë operimit të tij sigurohet duke ndryshuar shkallën e rrjedhës së peroksidit të hidrogjenit të furnizuar me gjeneratorin e gazit. Kjo ndryshon fuqinë e turbinës dhe pompave, dhe rrjedhimisht furnizimin e komponentëve të karburantit në dhomën e motorit.
LRE ndalet në dy faza me ndihmën e elementeve të automatizimit. Nga mënyra kryesore, motori fillimisht transferohet në mënyrën përfundimtare të operimit me një barrë më të vogël dhe vetëm atëherë ndizet plotësisht.
- TEKNIKA E PUNËS
4.1. Qëllimi dhe rendi i punës
Në procesin e kryerjes së punës, veprimet e mëposhtme kryhen në mënyrë sekuenciale.
1) Skema e LRE "RD-214". Ne e konsiderojmë qëllimin dhe përbërjen e LRE, hartimin e njësive, parimin e funksionimit të motorrit.
2) Është bërë matja e parametrave gjeometrik të grykës së motorit me raketa. Ndodhet diametri i hyrjes ("c"), pjesët kritike ("*") dhe dalja ("a") të shpërndarjes (D c, D *, D a).
3) Llogaritni vlerën e parametrave të lëngjeve të punës të LRE në seksionet hyrëse, kritike dhe dalëse të hundës së LRE.
Sipas rezultateve të llogaritjeve, është ndërtuar një grafik i përgjithësuar i ndryshimeve në temperaturën (T), presionin (p) dhe shpejtësinë (W) e lëngut të punës përgjatë shtegut të hundës (L) të motorit raketor të lëngëzuar të raketave.
4) Parametrat e goditjes së motorrit raketor të lëngëzuar përcaktohen për mënyrën e përdorimit të hundës ().
4.2. Të dhënat fillestare për llogaritjen e parametrave të LRE "RD-214"
Presioni i gazit në dhomë (shih opsionin)
Temperatura e gazeve në dhomë
Konstante e gazit
Indeksi isentropik
funksion 
Supozohet se proceset në dhomë vazhdojnë pa humbje të energjisë. Në këtë rast, koeficientët e humbjes së energjisë në dhomën e djegies dhe në hundë, përkatësisht, janë të barabarta 
Mënyra e funksionimit të hundës llogaritet (indeksi " r»).
Duke matur janë përcaktuar:
Diametri i grykës;
Diametri i seksionit të prodhimit të hundës.
4.3. Sekuenca e llogaritjes së parametrave të LRE
A) Parametrat në pjesën dalëse të hundës ("a") përcaktohen në sekuencën e mëposhtme.
1) Zona e seksionit të prodhimit të hundës
2) zona e grykës së grykës
3) Shkalla gjeometrike e zgjerimit të gazit
dizajni motor me djegie të ngurta (TTRD) është e thjeshtë; Ai përbëhet nga një trup (dhoma e djegies) dhe një hundë. Dhoma e djegies është elementi kryesor mbështetës i motorit dhe i raketës në tërësi. Materiali për prodhimin e tij është çeliku ose plastika. hundë i projektuar për të përshpejtuar gazrat në një shpejtësi të caktuar dhe për t'i dhënë rrjedhjes drejtimin e dëshiruar. Është një kanal i mbyllur i një profili të veçantë. Në rast se ka lëndë djegëse. Trupi i motorrit është zakonisht prej çeliku, ndonjëherë - prej tekstil me fije qelqi. Pjesa e hundës që vuan nga stresi më i madh është bërë nga grafit, metalet refraktare dhe lidhjet e tyre, pjesa tjetër është prej çeliku, plastika, grafiti.
Kur gazi që rezulton nga djegia e karburantit kalon nëpër hundë, ai fluturon me një shpejtësi që mund të jetë më e madhe se shpejtësia e zërit. Si rezultat, shfaqja e një forme rrotulluese, drejtimi i së cilës është i kundërt me daljen e një avioni gaz. Kjo forcë quhet reaktiv, ose vetëm një barrë. Trupi dhe hunda e motorëve të punës duhet të mbrohen nga djegia e tyre, për këtë qëllim ata përdorin materiale izoluese të nxehtësisë dhe ngrohjes.
Krahasuar me llojet e tjera të motorëve me raketa, TTRD është rregulluar në mënyrë të drejtë, por ka ulur shtytjen, kohën e shkurtër të operimit dhe vështirësinë në kontrollin. Prandaj, duke qenë mjaft i besueshëm, përdoret kryesisht për të krijuar goditje gjatë operacioneve "ndihmëse" dhe në motorët raketistë balistikë ndërkontinentalë.
Deri më sot, TTRDs janë përdorur rrallë në anijen e anijeve. Një nga arsyet për këtë është përshpejtimi i tepruar, i cili raportohet në projektimin dhe pajisjen e raketës kur vepron një shtytës i ngurtë. Dhe për fillimin e një rakete, është e domosdoshme që motori të zhvillojë një sasi të vogël të futjes gjatë një periudhe të zgjatur kohore.
Makinat e ngurta shtytëse lejuan Shtetet e Bashkuara të kryejnë në 1958, pas BRSS, nisjen e satelitit të parë artificial dhe të sillnin anijen në rrugën e fluturimit drejt planeteteve të tjera në vitin 1959. Deri më sot, është në SHBA që është krijuar TTRD-ja me hapësirë më të fuqishme, DM-2, e aftë për të zhvilluar shtytje në 1634 ton.
Perspektivat për zhvillimin e motorëve me hapësirë të ngurtë me karburant janë:
- teknikat e përmirësuara të prodhimit të motorëve;
- zhvillimi i hundëve që mund të punojnë më shumë kohë;
- përdorimi i materialeve moderne;
- përmirësimin e përbërjes së karburantit përzierës, etj.
Motor me raketa të ngurta (TTRD) - motori që punon në lëndë djegëse solide përdoret më së shumti në artileri me raketa dhe shumë më rrallë në astronautikë; është motori më i vjetër i nxehtësisë.
Një substancë e ngurtë (një përzierje e substancave individuale) të aftë për të djegur pa oksigjen, përdoret si një lëndë djegëse në motorë të tillë, duke emetuar një sasi të madhe të gazrave të nxehtë, të cilat përdoren për të krijuar rrëshqitje të ujit.
Ka dy klasa të karburantit për raketa: lëndë djegëse dibazi dhe lëndë djegëse të përziera.
Karburantet dibase - janë solide zgjidhje në një tretës jo të paqëndrueshme (më së shumti nitroceluloza në nitroglicerinë). Avantazhet - karakteristika të mira mekanike, temperatura dhe karakteristika të tjera strukturore, mbajnë pronat e tyre gjatë ruajtjes afatgjatë, janë të thjeshta dhe të lira për t'u prodhuar dhe janë miqësore me mjedisin (nuk ka substanca të dëmshme kur digjet). Disavantazhi është fuqia relativisht e ulët dhe ndjeshmëria ndaj goditjeve. Ngarkesat nga kjo lëndë djegëse përdoren më shpesh në motorët e vegjël korrektues.
Lëndët djegëse të përbëra - Përzierjet moderne përbëhen nga perklorat e amonit (si një agjent oksidues), alumini në formë pluhuri dhe një polimer organik për të lidhur përzierjen. Alumini dhe polimeri luajnë rolin e karburantit, metali është burimi kryesor i energjisë dhe polimeri është burimi kryesor i produkteve të gazta. Ato karakterizohen nga ndjeshmëria ndaj goditjeve, intensiteti i lartë i djegies në presione të ulëta dhe janë shumë të vështira për t'u shuar.
Karburant në formën e ngarkesave të karburantit vendoset në dhomën e djegies. Pas fillimit, djegja vazhdon derisa karburant të jetë plotësisht i djegur, futja ndryshon sipas ligjeve të shkaktuara nga djegia e karburantit dhe është praktikisht e parregulluar. Ndryshimi në fut është arritur duke përdorur karburant me norma të djegies të ndryshme dhe duke zgjedhur konfigurimin e duhur të ngarkimit.
Me ndihmën e një ndezës, komponentët e karburantit janë të nxehtë, një reaksion kimik i reduktimit të oksidimit fillon mes tyre, dhe karburanti gradualisht djeg. Kjo prodhon gaz me presion dhe temperaturë të lartë. Presioni i gazrave të nxehtë me ndihmën e një hundë kthehet në një rrymë të rrymës, e cila në madhësinë e saj është proporcionale me masën e produkteve të djegies dhe shpejtësinë e largimit të tyre nga hunda e motorit.
Për të gjithë thjeshtësinë e tij, një llogaritje e saktë e parametrave të performancës së një TTRD është një detyrë komplekse.
Motorët ngadalësues të ngurta kanë një numër përparësish mbi motorët e raketave të lëngëta: motori është mjaft i thjeshtë për t'u prodhuar, mund të ruhet për një kohë të gjatë, duke ruajtur karakteristikat e tij, është relativisht shpërthyes. Megjithatë, në pushtet ata janë më të ulët se motorët e lëngët me rreth 10-30%, ata kanë vështirësi në kontrollin e fuqisë dhe një masë të madhe të motorit në tërësi.
Në disa raste përdoret një lloj TTRD, në të cilin një përbërës i karburantit është në një gjendje të ngurtë dhe i dyti (më shpesh oksiduesi) është në lëng.
Motori raketor i lëngëzuar është një motor, karburant për të cilin janë gazrat e lëngshëm dhe lëngjet kimike. Në varësi të numrit të komponentëve të LRE-së ndahen në një, dy dhe tre përbërës.
Historia e shkurtër e zhvillimit
Për herë të parë përdorimi i hidrogjenit të lëngshëm dhe oksigjenit si lëndë djegëse për raketa u propozua nga K.E. Tsiolkovsky në 1903. Prototipi i parë i LRE-së u krijua nga amerikan Robert Howard në vitin 1926. Më pas, zhvillime të tilla u kryen në BRSS, SHBA, Gjermani. Suksesi më i madh u arrit nga shkencëtarët gjermanë: Thiel, Walter, von Braun. Gjatë Luftës së Dytë Botërore, ata krijuan një linjë të tërë të LRE për qëllime ushtarake. Besohet se krijojnë Reich "V-2" më parë, ata do të kishin fituar luftën. Më pas, Lufta e Ftohtë dhe raca e armëve u bënë një katalizator për të përshpejtuar zhvillimin e LRE-së me qëllim zbatimin e tyre në programin hapësinor. Me ndihmën e RD-108, satelitët e parë artificialë të Tokës u futën në orbitë.
Sot, motori raketor përdoret në programet e hapësirës dhe në armatimin e rëndë të raketave.
Fushëveprimi i aplikimit
Siç u përmend më lart, LRE është përdorur kryesisht si një motor për anijen dhe automjetet e nisjes. Përparësitë kryesore të LRE janë:
- impulsi më i lartë specifik në klasë;
- aftësia për të kryer një ndalesë të plotë dhe të rifillojë në një palë me trajtimin e tërheqjes jep manovrueshmëri në rritje;
- pesha shumë më e vogël e ndarjes së karburantit në krahasim me motorët me lëndë djegëse solide.
Ndër disavantazhet e LRE:
- pajisje më komplekse dhe kosto të lartë;
- kërkesat e rritura për transport të sigurt;
- në një gjendje të mungesës së peshës, është e nevojshme të përdoren motorë shtesë për depozitimin e karburantit.
Megjithatë, disavantazhi kryesor i LRE është kufiri i mundësive energjetike të karburantit, i cili kufizon eksplorimin e hapësirës me ndihmën e tyre në distancën e Venusit dhe Marsit.
Pajisja dhe parimi i funksionimit
Parimi i LRE është një, por arrihet me ndihmën e skemave të ndryshme të pajisjeve. Karburant dhe oksidues duke përdorur pompat vijnë nga tanke të ndryshme në kokën e injektorit, injektohen në dhomën e djegies dhe janë të përziera. Pas ndezjes nën presion, energjia e brendshme e karburantit shndërrohet në energji kinetike dhe rrjedh përmes hundës, duke krijuar rrymë të rrymës.
Sistemi i karburantit përbëhet nga tanket e karburantit, tubacionet dhe pompat me një turbinë për të detyruar karburantin nga rezervuari në tubacion dhe valvula e kontrollit.
Pompimi i furnizimit me karburant krijon një presion të lartë në dhomë dhe si rezultat një zgjerim më i madh i lëngjeve të punës, për shkak të së cilës arrihet vlera maksimale e impulsit specifik.
Kreu i hundës - një njësi e hundëzave për injektimin e komponentëve të karburantit në dhomën e djegies. Kërkesa kryesore për grykën - përzierja me cilësi të lartë dhe shkalla e furnizimit me karburant në dhomën e djegies.
Sistemi i ftohjes
Ndonëse fraksioni i transferimit të nxehtësisë nga struktura gjatë procesit të djegies është i parëndësishëm, problemi i ftohjes është i rëndësishëm për shkak të temperaturës së lartë të djegies (\u003e 3000 K) dhe rrezikon të shkatërrojë termikisht motorin. Ekzistojnë disa lloje të mureve të ftohjes së dhomës:
Ftohja rigjeneruese bazohet në krijimin e një zgavër në muret e dhomës, përmes së cilës karburanti kalon pa një oksidues, ftohjen e murit të dhomës, dhe nxehtësia, së bashku me ftohësin (karburantin), kthehet në dhomë.
Shtresa e murit është një shtresë e gazit e krijuar nga avujt e djegshëm pranë mureve të dhomës. Ky efekt arrihet duke instaluar në periferi të kokës së hundës që furnizon vetëm lëndë djegëse. Kështu, përzierja e djegshme nuk ka një agjent oksidues dhe djegia pranë murit nuk është aq e fortë sa në qendër të dhomës. Temperatura e shtresës së mureve izolon temperaturat e larta në qendër të dhomës nga muret e dhomës së djegies.
Metoda ablazione e ftohjes së një motor rakete me raketa lëngëzuese kryhet duke aplikuar një shtresë të posaçme mbrojtëse ndaj nxehtësisë në muret e dhomës dhe hundëzave. Veshje në temperatura të larta kalon nga një gjendje e ngurtë në një gjendje të gaztë, duke absorbuar një pjesë të madhe të nxehtësisë. Kjo metodë e ftohjes së një rakete të lëngët u përdor në programin hënor Apollo.
Nisja e motorrit raketor është një operacion shumë i rëndësishëm në kuptimin e shpërthimit në rast të dështimeve në zbatimin e tij. Ka komponente vetë-ndezëse me të cilat nuk ka vështirësi, megjithatë, kur përdoret një iniciator i jashtëm për të ndezur, është i nevojshëm qëndrueshmëria perfekte e furnizimit të saj me përbërësit e karburantit. Akumulimi i karburantit të padjegur në dhomë ka një fuqi shkatërruese shpërthyese dhe premton pasoja të tmerrshme.
Lansimi i motorëve me raketa të mëdha lëngu-propulues zhvillohet në disa faza, duke arritur fuqinë maksimale, ndërsa motorët e vegjël fillojnë me një prodhim të menjëhershëm me një fuqi prej njëqind për qind.
Sistemi automatik i kontrollit të motorëve të raketave të lëngëzimit karakterizohet nga kryerja e një nisje të sigurt të motorit dhe hyrja në mënyrën kryesore, monitorimi i funksionimit të qëndrueshëm, rregullimi i goditjes sipas planit të fluturimit, rregullimi i materialeve konsumuese, mbyllja kur del nga trajektorja e paracaktuar. Për shkak të momenteve të pallogaritshme, LRE është e pajisur me një rezervë të garantuar të karburantit në mënyrë që raketa të arrijë një orbitë të caktuar me devijime në program.
Komponentët e karburantit dhe zgjedhja e tyre në procesin e projektimit janë vendimtare në hartimin e motorit raketor të lëngët. Bazuar në këtë, përcaktohen kushtet e magazinimit, transportit dhe teknologjisë së prodhimit. Treguesi më i rëndësishëm i kombinimit të komponentëve është impulsi specifik, në të cilin varet shpërndarja e përqindjes së masës së karburantit dhe ngarkesës. Dimensionet dhe masa e raketës llogariten duke përdorur formulën Tsiolkovsky. Përveç impulsit specifik, dendësia ndikon në madhësinë e tankeve me komponente të karburantit, pika e vlimit mund të kufizojë kushtet operative të raketave, agresiviteti kimik është karakteristik i të gjithë oxidizers dhe nëse tanket nuk ndiqen, mund të shkaktojnë zjarr tank, toksiciteti i disa komponimeve të karburantit mund të shkaktojë dëm serioz për atmosferën dhe mjedisin. . Prandaj, edhe pse fluori është një agjent oksidues më i mirë se oksigjeni, nuk përdoret për shkak të toksicitetit të tij.
Makinat raketore me lëngun e vetme-përbërës përdorin karburantin si lëndë djegëse, e cila, duke ndërvepruar me katalizatorin, shpërbëhet me lëshimin e gazit të nxehtë. Avantazhi kryesor i LRE-ve me një përbërës është thjeshtësia e dizajnit të tyre dhe megjithëse impulsi specifik i motorëve të tillë është i vogël, ato janë përshtatur në mënyrë ideale si motorë të propulsionit të ulët për orientimin dhe stabilizimin e anijen. Këta motorë përdorin sistemin e zhvendosjes së karburantit dhe, për shkak të temperaturës së ulët të procesit, nuk kanë nevojë për një sistem ftohës. Motorët me një komponentë gjithashtu përfshijnë motorët me gaz, të cilat përdoren në kushtet e papranueshmërisë së shkarkimeve termike dhe kimike.
Në fillim të viteve 1970, Shtetet e Bashkuara dhe BRSS zhvilluan motorë raketorë me lëng trekomponentë që do të përdorin karburantet hidrogjen dhe karburantet e hidrokarbureve si lëndë djegëse. Kështu, motori do të kandidojë në vajguri dhe oksigjen në fillim dhe do të kalojë në hidrogjen dhe oksigjen të lëngët në lartësi të lartë. Një shembull i një LRE me tre komponentë në Rusi është RD-701.
Kontrollimi i raketës përdoret për herë të parë në raketa V-2 duke përdorur rrëshqitësa të gazit dinamik të grafit, por kjo rrëshqitje e zvogëluar e motorëve, dhe raketa moderne përdorin kamerat e kthyera bashkangjitur në anije me varka që krijojnë manovërueshmëri në një ose dy aeroplanë. Përveç kamerave PTZ përdoren edhe motorë kontrolli, të cilët janë të fiksuar me hundë në drejtim të kundërt dhe aktivizohen kur pajisja duhet të kontrollohet në hapësirë.
Një LRE i ciklit të mbyllur është një motor, një nga përbërësit e të cilit gazsohet kur digjet në një temperaturë të ulët me një pjesë të vogël të komponentit tjetër, gazi që rezulton vepron si një lëng pune për turbinë dhe pastaj futet në dhomën e djegies, ku digjet me komponentët e mbetur të karburantit dhe krijon rrymë. Disavantazhi kryesor i kësaj skeme është kompleksiteti i dizajnit, por në të njëjtën kohë impulsi specifik rritet.
Perspektiva e rritjes së fuqisë së motorëve me raketa të lëngëta
Në shkollën ruse të krijuesve të LRE-së, të kryesuar nga Akademik Glushko për një kohë të gjatë, ata përpiqen për përdorimin maksimal të energjisë së karburantit dhe, si rezultat, impulsin maksimal të mundshëm të mundshëm. Meqenëse impulsi maksimal maksimal mund të merret vetëm duke rritur zgjerimin e produkteve të djegies në hundë, të gjitha zhvillimet zhvillohen në kërkim të përzierjes së përsosur të karburantit.