Barnens 2017

Raketbränsle (RT).

Hur en motor med flytande drivmedel fungerar och fungerar

Motorer för flytande drivmedel används för närvarande som motorer för tunga luftvärnsmissiler, långdistans- och stratosfäriska missiler, raketplan, raketbomber, lufttorpeder etc. Ibland används LRE även som startmotorer för att underlätta flygplanens start.

Med tanke på huvudsyftet med LRE kommer vi att bekanta oss med deras design och drift med två motorer som exempel: en för en långdistans- eller stratosfärisk raket, den andra för ett raketflygplan. Dessa speciella motorer är inte på något sätt typiska och, naturligtvis, underlägsna i sina data jämfört med de senaste motorerna av denna typ, men de är fortfarande karakteristiska på många sätt och ger en ganska tydlig uppfattning om det moderna flytande drivmedlet motor.

LRE för långväga eller stratosfärisk raket

Raketer av denna typ användes antingen som en långdistans supertung projektil eller för att utforska stratosfären. För militära ändamål användes de av tyskarna för att bomba London 1944. Dessa missiler hade cirka ett ton sprängämne och en flygräckvidd på cirka 300 km. I studiet av stratosfären bär rakethuvudet olika forskningsutrustning istället för sprängämnen och har vanligtvis en anordning för separation från raket- och fallskärmsnedstigningen. Raketlyfthöjd 150–180 km.

Utseendet på en sådan raket visas i fig. 26, och dess sektion i fig. 27. Figurerna på människor som står bredvid raketen ger en uppfattning om raketens imponerande storlek: dess totala längd är 14 m, diameter ca 1,7 m, och fjäderdräkt ca 3,6 m, vikten av en utrustad raket med sprängämnen är 12,5 ton.

Fikon. 26. Förbereder uppskjutning av en stratosfärisk raket.

Raketen drivs av en motor med flytande drivmedel som är placerad på dess baksida. Allmän form motorn visas i fig. 28. Motorn går på tvåkomponentsbränsle - vanlig vin (etyl) alkohol 75% styrka och flytande syre, som lagras i två separata stora tankar, som visas i Fig. 27. Förrådet av bränsle på raketen är cirka 9 ton, vilket är nästan 3/4 av raketens totala vikt, och volymmässigt utgör bränsletankarna det mesta av raketens hela volym. Trots en sådan enorm mängd bränsle räcker det bara för 1 minuts motordrift, eftersom motorn förbrukar mer än 125 kg bränsle per sekund.

Fikon. 27. En sektion av en långdistansmissil.

Mängden av båda bränslekomponenterna, alkohol och syre, beräknas så att de brinner ut samtidigt. Sedan för förbränning 1 kg alkohol förbrukar i detta fall ca 1,3 kg syre, bränsletanken rymmer cirka 3,8 ton alkohol och oxidationstanken rymmer cirka 5 ton flytande syre. Så även vid användning av alkohol, som kräver mycket mindre syre för förbränning än bensin eller fotogen, skulle fyllning av båda tankarna med enbart bränsle (alkohol) med hjälp av atmosfäriskt syre öka motorns varaktighet med två till tre gånger. Det är här behovet av att ha en oxidator ombord på en raket kommer in.

Fikon. 28. Raketmotor.

Frågan uppstår ofrivilligt: ​​hur täcker en raket en sträcka på 300 km om motorn bara går i 1 minut? Detta förklaras i fig. 33, som visar raketens bana, såväl som förändringen i hastighet längs banan.

Uppskjutningen av raketen utförs efter att ha placerat den i vertikalt läge med hjälp av en lätt bärraket, som kan ses i fig. 26. Efter uppskjutningen stiger raketen till en början nästan vertikalt, och efter 10–12 sekunders flygning börjar den avvika från vertikalen och, under verkan av roder som kontrolleras av gyroskop, rör sig längs en bana nära cirkelbågen . En sådan flygning pågår hela tiden medan motorn är igång, det vill säga i cirka 60 sekunder.

När hastigheten når det beräknade värdet stänger styranordningarna av motorn; vid det här laget finns det nästan inget bränsle kvar i rakettankarna. Höjden på raketen i änden av motorn är 35–37 km, och raketens axel bildar en vinkel på 45° med horisonten (punkt A i fig. 29 motsvarar denna position för raketen).

Fikon. 29. Flygbanan för en långdistansmissil.

Denna höjdvinkel ger maximal räckvidd i den efterföljande flygningen, när raketen rör sig med tröghet, som ett artillerigranat som skulle flyga ut ur en pistol med en avsågad pipa på en höjd av 35-37 km. Banan för den vidare flygningen är nära en parabel, och den totala flygtiden är cirka 5 minuter. Den maximala höjden som raketen når i detta fall är 95-100 km, stratosfäriska raketer når mycket högre höjder, mer än 150 km. På fotografier tagna från denna höjd av en anordning monterad på en raket, är jordens sfäricitet redan tydligt synlig.

Det är intressant att se hur flyghastigheten längs banan förändras. När motorn stängs av, dvs efter 60 sekunders flygning, når flyghastigheten det största värdet och är lika med cirka 5500 km/h, dvs 1525 Fröken. Det är i detta ögonblick som motorns kraft också blir störst, och når vissa raketer nästan 600 000 l. med.! Vidare, under påverkan av gravitationen, minskar raketens hastighet, och efter att ha nått högsta punkt Av samma anledning börjar banan växa igen tills raketen kommer in i atmosfärens täta lager. Under hela flygningen, förutom det allra första avsnittet - acceleration, överstiger rakethastigheten avsevärt ljudets hastighet, medelhastigheten längs hela banan är cirka 3500 km/h och även på marken faller raketen med en hastighet två och en halv gånger ljudets hastighet och lika med 3000 km/h. Det betyder att det kraftfulla ljudet från raketens flygning hörs först efter att den har fallit. Här kommer det inte längre att vara möjligt att fånga inflygningen av en raket med hjälp av ljudupptagningar, som vanligtvis används inom flyg eller Marin, kommer detta att kräva helt andra metoder. Sådana metoder bygger på användning av radiovågor istället för ljud. Trots allt fortplantar sig en radiovåg med ljusets hastighet - den högsta möjliga hastigheten på jorden. Denna hastighet på 300 000 km/sek är naturligtvis mer än tillräcklig för att markera närmandet för den snabbaste raketen.

Ett annat problem är relaterat till den höga hastigheten på raketflygning. Faktum är att vid höga flyghastigheter i atmosfären, på grund av bromsning och komprimering av luften som löper på raketen, stiger temperaturen på dess kropp kraftigt. Beräkningen visar att temperaturen på väggarna i raketen som beskrivs ovan bör nå 1000–1100 °C. Tester visade dock att denna temperatur i verkligheten är mycket lägre på grund av kylning av väggarna genom värmeledning och strålning, men ändå når den 600–700 ° C, det vill säga raketen värms upp till en röd värme. När raketens flyghastighet ökar kommer temperaturen på dess väggar att stiga snabbt och kan bli ett allvarligt hinder för en ytterligare ökning av flyghastigheten. Kom ihåg att meteoriter (himmelska stenar) spricker i en enorm hastighet, upp till 100 km/s, inom gränserna för jordens atmosfär, "bränns ut", och vad vi tar för en fallande meteorit ("stjärnfall") är i verkligheten bara en propp av heta gaser och luft, bildad som ett resultat av rörelse av en meteorit i hög hastighet i atmosfären. Därför är flygningar med mycket höga hastigheter möjliga endast i de övre skikten av atmosfären, där luften är sällsynt, eller utanför den. Ju närmare marken, desto lägre är tillåtna flyghastigheter.

Fikon. 30. Schema för raketmotorn.

Raketmotordiagrammet visas i fig. 30. Anmärkningsvärt är den relativa enkelheten i detta system jämfört med konventionella kolvflygplansmotorer; i synnerhet kännetecknas LRE av den nästan fullständiga frånvaron av rörliga delar i motorns kraftkrets. Huvudelementen i motorn är en förbränningskammare, ett jetmunstycke, en ånggenerator och en turbopumpenhet för bränsleförsörjning och ett styrsystem.

Bränsleförbränning sker i förbränningskammaren, det vill säga omvandlingen av bränslets kemiska energi till termisk energi, och i munstycket omvandlas den termiska energin från förbränningsprodukterna till höghastighetsenergin hos gasstrålen som strömmar från motor ut i atmosfären. Hur gasernas tillstånd förändras under deras flöde i motorn visas i fig. 31.

Trycket i förbränningskammaren är 20–21 ata, och temperaturen når 2 700 °C. Karakteristiskt för förbränningskammaren är en enorm mängd värme som frigörs i den under förbränning per tidsenhet eller, som de säger, kammarens värmedensitet. I detta avseende är LRE-förbränningskammaren avsevärt överlägsen alla andra förbränningsanordningar som är kända inom tekniken (panneugnar, cylindrar i förbränningsmotorer och andra). I det här fallet räcker mängden värme som frigörs per sekund i motorns förbränningskammare för att koka mer än 1,5 ton isvatten! För att förbränningskammaren inte ska misslyckas med en så stor mängd värme som frigörs i den, är det nödvändigt att intensivt kyla dess väggar, såväl som munstyckets väggar. För detta ändamål, såsom framgår av FIG. 30, förbränningskammaren och munstycket kyls av bränsle - alkohol, som först tvättar deras väggar, och först därefter, uppvärmd, kommer in i förbränningskammaren. Detta kylsystem, som föreslagits av Tsiolkovsky, är också fördelaktigt eftersom värmen som avlägsnas från väggarna inte går förlorad och återvänder till kammaren igen (det är därför ett sådant kylsystem ibland kallas regenerativt). Det räcker dock inte med enbart extern kylning av motorväggarna, utan kylning av väggarna appliceras samtidigt för att sänka väggarnas temperatur. inre yta. För detta ändamål har väggarna på ett antal ställen små hål placerade i flera ringformade bälten, så att genom dessa hål kommer alkohol in i kammaren och munstycket (cirka 1/10 av dess totala förbrukning). Den kalla filmen av denna alkohol, som flyter och avdunstar på väggarna, skyddar dem från direktkontakt med facklans låga och minskar därigenom väggarnas temperatur. Trots att temperaturen på de gaser som tvättar från väggarnas insida överstiger 2500 °C, överstiger inte temperaturen på väggarnas inre yta, som tester har visat, inte 1000 °C.

Fikon. 31. Ändring av tillståndet för gaserna i motorn.

Bränsle tillförs förbränningskammaren genom 18 förkammare brännare placerade på dess ändvägg. Syre kommer in i förkammarna genom de centrala munstyckena och alkohol som lämnar kylmanteln genom en ring av små munstycken runt varje förkammare. På så sätt säkerställs en tillräckligt god blandning av bränslet, vilket är nödvändigt för genomförandet av fullständig förbränning på den mycket korta tiden medan bränslet finns i förbränningskammaren (hundradelar av en sekund).

Motorns jetmunstycke är tillverkat av stål. Dess form, som tydligt kan ses i fig. 30 och 31, är först ett avsmalnande och sedan expanderande rör (det så kallade Laval-munstycket). Som nämnts tidigare har munstycken och pulverraketmotorer samma form. Vad förklarar munstyckets form? Som ni vet är munstyckets uppgift att säkerställa fullständig expansion av gasen för att uppnå högsta avgashastighet. För att öka hastigheten på gasflödet genom ett rör måste dess tvärsnitt först gradvis minska, vilket också inträffar med flödet av vätskor (till exempel vatten). Gasens hastighet ökar dock bara tills den blir lika med ljudets hastighet i gasen. En ytterligare ökning av hastigheten, i motsats till en vätska, kommer endast att vara möjlig med rörets expansion; denna skillnad mellan gasflöde och vätskeflöde beror på att vätskan är inkompressibel, och gasvolymen ökar kraftigt under expansion. I munstyckets hals, d.v.s. i dess smalaste del, är gasflödeshastigheten alltid lika med ljudhastigheten i gasen, i vårt fall cirka 1000 Fröken. Utflödeshastigheten, det vill säga hastigheten i munstyckets utloppssektion, är 2100–2200 Fröken(Den specifika dragkraften är alltså cirka 220 kg sek/kg).

Tillförseln av bränsle från tankarna till motorns förbränningskammare sker under tryck med hjälp av pumpar som drivs av en turbin och arrangerade tillsammans med den till en enda turbopumpenhet, som kan ses i fig. 30. I vissa motorer sker bränsletillförseln under tryck, vilket skapas i förseglade bränsletankar med hjälp av någon inert gas - till exempel kväve, lagrad under högt tryck i speciella cylindrar. Ett sådant försörjningssystem är enklare än ett pumpande, men med en tillräckligt stor motoreffekt visar det sig vara tyngre. Men även när man pumpar bränsle i den motor vi beskriver är tankarna, både syre och alkohol, under ett visst övertryck från insidan för att underlätta driften av pumparna och skydda tankarna från att kollapsa. Detta tryck (1,2–1,5 ata) skapas i alkoholtanken med luft eller kväve, i syretanken - med ångor av förångande syre.

Båda pumparna är av centrifugaltyp. Turbinen som driver pumparna drivs av en ång-gasblandning som är resultatet av nedbrytningen av väteperoxid i en speciell ång-gasgenerator. Natriumpermanganat, som är en katalysator som påskyndar nedbrytningen av väteperoxid, matas in i denna ång- och gasgenerator från en speciell tank. När en raket avfyras kommer väteperoxid under kvävetryck in i ånggasgeneratorn, där en våldsam reaktion av peroxidnedbrytning börjar med frigörandet av vattenånga och gasformigt syre (detta är den så kallade "kallreaktionen", som är används ibland för att skapa dragkraft, särskilt vid start av raketmotorer). Ånggasblandning med en temperatur på cirka 400 °C och ett tryck över 20 ata, kommer in i turbinhjulet och släpps sedan ut i atmosfären. Kraften i turbinen går helt och hållet på drivningen av båda bränslepumparna. Denna effekt är inte så liten redan - vid 4000 rpm på turbinhjulet når den nästan 500 l. med.

Eftersom en blandning av syre och alkohol inte är ett självreaktivt bränsle måste någon form av tändsystem tillhandahållas för att starta förbränningen. I motorn utförs tändning med en speciell säkring, som bildar en flamma. För detta ändamål användes vanligtvis en pyroteknisk säkring (en fast tändare som krut) och en vätsketändare användes mindre vanligt.

Raketuppskjutning utförs enligt följande. När tändbrännaren tänds öppnas huvudventilerna, genom vilka alkohol och syre kommer in i förbränningskammaren genom gravitationen från tankarna. Alla ventiler i motorn styrs av komprimerat kväve som lagras på raketen i ett batteri av högtryckscylindrar. När förbränningen av bränslet börjar slår en observatör på avstånd, med hjälp av en elektrisk kontakt, på tillförseln av väteperoxid till ång- och gasgeneratorn. Turbinen börjar fungera, vilket driver pumparna som levererar alkohol och syre till förbränningskammaren. Drakraften växer och när den blir mer än raketens vikt (12-13 ton) lyfter raketen. Från det ögonblick som tändlågan tänds tills det att motorn utvecklar full dragkraft går det bara 7-10 sekunder.

Vid start är det mycket viktigt att säkerställa en strikt ordning för inträde i förbränningskammaren för båda bränslekomponenterna. Detta är en av de viktiga uppgifterna för motorstyrnings- och reglersystemet. Om en av komponenterna ackumuleras i förbränningskammaren (eftersom intaget av den andra är försenat), följer vanligtvis en explosion, där motorn ofta misslyckas. Detta, tillsammans med slumpmässiga avbrott i förbränningen, är en av de vanligaste orsakerna till olyckor under LRE-testning.

Anmärkningsvärt är motorns försumbara vikt jämfört med dragkraften den utvecklar. När motorvikten är mindre än 1000 kg dragkraften är 25 ton, så att motorns specifika vikt, dvs vikten per dragkraftsenhet, endast är

Som jämförelse anger vi att en konventionell kolvmotor som körs på en propeller har en specifik vikt på 1–2 kg/kg, dvs flera tiotals gånger mer. Det är också viktigt att den specifika vikten för en raketmotor inte förändras med en förändring i flyghastigheten, medan den specifika vikten för en kolvmotor ökar snabbt med ökande hastighet.

LRE för raketflygplan

Fikon. 32. Projekt LRE med justerbar dragkraft.

1 - mobil nål; 2 - mekanism för att flytta nålen; 3 - bränsletillförsel; 4 - oxidanttillförsel.

Huvudkravet för en flygplansmotor med flytande drivmedel är förmågan att ändra dragkraften den utvecklar i enlighet med flygplanets flyglägen, fram till att motorn stoppas och startas om under flygning. Det enklaste och vanligaste sättet att ändra dragkraften på en motor är att reglera tillförseln av bränsle till förbränningskammaren, vilket gör att trycket i kammaren och dragkraften ändras. Denna metod är emellertid ogynnsam, eftersom med en minskning av trycket i förbränningskammaren, som sänks för att minska dragkraften, minskar andelen termisk energi hos bränslet som passerar in i strålens höghastighetsenergi. Detta resulterar i en ökning av bränsleförbrukningen med 1 kg dragkraft och följaktligen med 1 l. med. motorn börjar arbeta mindre ekonomiskt. För att minska denna brist har flygplansraketmotorer ofta två till fyra förbränningskammare istället för en, vilket gör det möjligt att stänga av en eller flera kammare när man arbetar med reducerad effekt. Styrning av dragkraften genom att ändra trycket i kammaren, d.v.s. genom att tillföra bränsle, bibehålls även i detta fall, men används endast i ett litet område upp till halva dragkraften av den kammare som stängs av. Det mest fördelaktiga sättet att reglera dragkraften hos en raketmotor med flytande drivmedel skulle vara att ändra flödessektionen av dess munstycke samtidigt som man minskar bränsletillförseln, eftersom i detta fall en minskning av mängden utströmmande gaser per sekund skulle uppnås med bibehållen samma tryck i förbränningskammaren, och därmed avgashastigheten. Sådan reglering av munstycksflödesarean kan exempelvis utföras med hjälp av en rörlig nål av en speciell profil, som visas i fig. 32, som visar konstruktionen av en raketmotor med flytande drivmedel med dragkraft reglerad på detta sätt.

I FIG. 33 visar en raketmotor för flygplan med en kammare, och Fig. 34 - samma raketmotor, men med en extra liten kammare, som används i kryssningsflygning när liten dragkraft krävs; huvudkameran är helt avstängd. Båda kamrarna arbetar i maximalt läge, och den stora utvecklar en dragkraft på 1700 kg, och små - 300 kg, så den totala dragkraften är 2000 kg. Resten av motorerna har liknande design.

Motorerna som visas i fig. 33 och 34 arbetar på självantändande bränsle. Detta bränsle består av väteperoxid som oxidationsmedel och hydrazinhydrat som bränsle, i ett viktförhållande av 3:1. Närmare bestämt är bränslet en komplex sammansättning bestående av hydrazinhydrat, metylalkohol och kopparsalter som en katalysator som säkerställer en snabb reaktion (andra katalysatorer används också). Nackdelen med detta bränsle är att det orsakar korrosion av motordelar.

Vikten på en enkammarmotor är 160 kg, är den specifika vikten

per kilo dragkraft. Motorlängd - 2,2 m. Trycket i förbränningskammaren är cirka 20 ata. När du arbetar med minsta bränsletillförsel för att få minsta dragkraft, vilket är 100 kg, minskar trycket i förbränningskammaren till 3 ata. Temperaturen i förbränningskammaren når 2500 °C, gasflödet är cirka 2100 Fröken. Bränsleförbrukningen är 8 kg/s, och den specifika bränsleförbrukningen är 15,3 kg bränsle per 1 kg dragkraft per timme.

Fikon. 33. Enkammarraketmotor för raketflygplan

Fikon. 34. Tvåkammarflygplansraketmotor.

Fikon. 35. System för bränsleförsörjning i en LRE för flyg.

Schemat för bränsletillförsel till motorn visas i fig. 35. Som i en raketmotor sker tillförseln av bränsle och oxidationsmedel som lagras i separata tankar vid ett tryck av cirka 40 ata pumphjulsdrivna pumpar. En allmän vy av turbopumpenheten visas i fig. 36. Turbinen går på en ång-gasblandning, som, liksom tidigare, erhålls som ett resultat av sönderdelningen av väteperoxid i en ånggasgenerator, som i detta fall är fylld med en fast katalysator. Innan det går in i förbränningskammaren kyler bränslet munstyckets och förbränningskammarens väggar och cirkulerar i en speciell kylmantel. Den förändring av bränsletillförseln som krävs för att styra motorns dragkraft under flygningen uppnås genom att ändra tillförseln av väteperoxid till ånggasgeneratorn, vilket orsakar en förändring i turbinens hastighet. Maxhastigheten för pumphjulet är 17 200 rpm. Motorn startas med hjälp av en elmotor som driver turbopumpenheten.

Fikon. 36. Turbopumpenhet för en flygraketmotor.

1 - växeldrift från startelmotorn; 2 - pump för oxidationsmedlet; 3 - turbin; 4 - bränslepump; 5 - turbinavgasrör.

I FIG. 37 visar ett diagram över installationen av en enkammarraketmotor i den bakre flygkroppen på ett av de experimentella raketflygplanen.

Syftet med flygplan med flytande drivmedelsmotorer bestäms av egenskaperna hos raketmotorer för flytande drivmedel - hög dragkraft och följaktligen hög effekt vid höga flyghastigheter och höga höjder och låg effektivitet, det vill säga hög bränsleförbrukning. Därför är raketmotorer vanligtvis installerade på militära flygplan - interceptor-jaktplan. Uppgiften för ett sådant flygplan är att, efter att ha mottagit en signal om fientliga flygplans närmande, snabbt lyfta och uppnå en hög höjd på vilken dessa flygplan vanligtvis flyger, och sedan, med hjälp av sin fördel i flyghastighet, utöva ett luftstridskamp mot fienden. Den totala varaktigheten av flygningen för ett flygplan med en vätskedriven motor bestäms av bränsletillförseln på flygplanet och är 10-15 minuter, så dessa flygplan kan vanligtvis endast utföra stridsoperationer inom området för deras flygfält .

Fikon. 37. Schema för installation av raketmotorer på planet.

Fikon. 38. Raketjaktplan (se i tre projektioner)

I FIG. 38 visar en interceptor-jaktplan med den ovan beskrivna LRE. Dimensionerna på detta flygplan, liksom andra flygplan av denna typ, är vanligtvis små. Den totala vikten av flygplanet med bränsle är 5100 kg; bränslereserven (över 2,5 ton) räcker bara till 4,5 minuters motordrift med full effekt. Maximal flyghastighet - över 950 km/h; taket på flygplanet, det vill säga den maximala höjden som det kan nå, är 16 000 m. Ett flygplans klättringshastighet kännetecknas av det faktum att det på 1 minut kan stiga från 6 till 12 km.

Fikon. 39. Anordningen i ett raketflygplan.

I FIG. 39 visar anordningen för ett annat flygplan med en raketmotor; detta är ett experimentflygplan byggt för att uppnå flyghastigheter som överstiger ljudets hastighet (dvs. 1200 km/h vid marken). På planet, i den bakre delen av flygkroppen, är en LRE installerad, som har fyra identiska kammare med en total dragkraft på 2720 kg. Motorlängd 1400 mm, maximal diameter 480 mm, vikt 100 kg. Förrådet av bränsle på planet, som används som alkohol och flytande syre, är 2360 l.

Fikon. 40. Fyrkammarflygplansraketmotor.

Den yttre vyn av denna motor visas i fig. 40.

Andra tillämpningar av LRE

Tillsammans med den huvudsakliga användningen av raketmotorer för flytande drivmedel som motorer för långdistansmissiler och raketflygplan, används de för närvarande i ett antal andra fall.

LRE har använts i stor utsträckning som motorer för tunga raketprojektiler, liknande den som visas i fig. 41. Motorn i denna projektil kan fungera som ett exempel på den enklaste raketmotorn. Bränsle (bensin och flytande syre) tillförs förbränningskammaren i denna motor under trycket av neutral gas (kväve). I FIG. 42 visar ett diagram över en tung raket som används som en kraftfull luftvärnsprojektil; diagrammet visar raketens övergripande dimensioner.

Raketmotorer med flytande drivmedel används också som startmotorer för flygplan. I detta fall används ibland en väteperoxidnedbrytningsreaktion med låg temperatur, varför sådana motorer kallas "kalla".

Det finns fall av att använda LRE som boosters för flygplan, i synnerhet flygplan med turbojetmotorer. I detta fall drivs ibland bränsletillförselpumpar från turbojetmotorns axel.

Raketmotorer med flytande drivmedel används också, tillsammans med pulvermotorer, för att starta och accelerera flygplan (eller deras modeller) med ramjetmotorer. Som ni vet utvecklar dessa motorer mycket hög dragkraft vid höga flyghastigheter, höga ljudhastigheter, men utvecklar ingen dragkraft alls under start.

Slutligen bör vi nämna ytterligare en tillämpning av LRE, som äger rum i senare tid. För att studera beteendet hos ett flygplan vid höga flyghastigheter som närmar sig ljudhastigheten och överskrider den krävs seriöst och kostsamt forskningsarbete. I synnerhet krävs det att bestämma motståndet hos flygplansvingar (profiler), vilket vanligtvis utförs i speciella vindtunnlar. För att i sådana rör skapa de förhållanden som motsvarar ett flygplans flygning i hög hastighet, är det nödvändigt att ha kraftverk med mycket hög effekt för att driva de fläktar som skapar ett flöde i röret. Som ett resultat kräver konstruktionen och driften av rör för testning vid överljudshastigheter enorma kostnader.

Nyligen, tillsammans med konstruktionen av överljudsrör, löses också uppgiften att studera olika vingprofiler för höghastighetsflygplan, samt testa ramjetmotorer, med hjälp av flytande drivmedel.

Fikon. 41. Raketprojektil med raketmotor.

motorer. Enligt en av dessa metoder är den undersökta profilen installerad på en långdistansraket med en raketmotor med flytande drivmedel, liknande den som beskrivs ovan, och alla avläsningar av instrument som mäter profilens motstånd under flygning överförs till marken med hjälp av radiotelemetrianordningar.

Fikon. 42. Schema för enheten för en kraftfull luftvärnsprojektil med en raketmotor.

7 - stridshuvud; 2 - cylinder med komprimerat kväve; 3 - tank med oxidationsmedel; 4 - bränsletank; 5 - motor med flytande drivmedel.

Enligt en annan metod byggs en speciell raketvagn som rör sig längs räls med hjälp av en raketmotor med flytande drivmedel. Resultaten av att testa en profil installerad på en sådan vagn i en speciell viktmekanism registreras av speciella automatiska enheter som också finns på vagnen. En sådan raketvagn visas i fig. 43. Rälsspårets längd kan nå 2–3 km.

Fikon. 43. Raketvagn för att testa flygplansvingprofiler.

Från boken Identifiera och felsöka på egen hand i en bil författare Zolotnitsky Vladimir

Motorn är instabil i alla lägen Funktionsstörningar i tändsystemet Försämring och skada på kontaktkolet, dess hängande i locket på tändningsfördelaren. Läckage av ström till "jord" genom sot eller fukt på lockets insida. Byt stift

Från boken Battleship "PETER THE GREAT" författare

Motorn går oregelbundet vid låga motorvarvtal eller stannar vid tomgång Förgasarproblem Låg eller hög bränslenivå i flottörkammaren. Låg nivå - poppar i förgasaren, hög - poppar i ljuddämparen. Uttömma

Från boken Battleship "Navarin" författare Arbuzov Vladimir Vasilievich

Motorn går normalt på tomgång, men bilen accelererar långsamt och med "dippar"; dålig motoracceleration Funktionsstörningar i tändsystemet Avståndet mellan brytarens kontakter är inte justerat. Justera kontaktens stängningsvinkel

Från boken Planes of the World 2000 02 författare författare okänd

Troit-motor - en eller två cylindrar fungerar inte. Fel i tändsystemet Instabil drift av motorn vid låga och medelhöga varvtal. Ökad bränsleförbrukning. Rökavgaserna är blå. Något dämpade periodiskt utsända ljud, som är särskilt bra

Från boken World of Aviation 1996 02 författare författare okänd

Med en skarp öppning av gasspjällsventilerna går motorn intermittent. Fel i gasdistributionsmekanismen Ventilspelen är inte justerade. Var 10 tusen kilometer (för VAZ-2108, -2109 efter 30 tusen km) justera ventilavstånden. Med reducerad

Från boken Vi servar och reparerar Volga GAZ-3110 författare Zolotnitsky Vladimir Alekseevich

Motorn går ojämnt och instabilt vid medelhöga och höga vevaxelhastigheter Funktionsstörningar i tändsystemet Feljustering av brytarkontakternas mellanrum. För att finjustera gapet mellan kontakterna, mät inte själva gapet, och även det gammaldags

Från boken Rocket Engines författare Gilzin Karl Alexandrovich

Ansökningar HUR "PETER THE GREAT" ORGANISERADES 1 . Sjöduglighet och manövrerbarhet Hela komplexet av tester som utfördes 1876 avslöjade följande sjöduglighet. Säkerheten för havsnavigeringen av "Peter den store" inspirerade inte rädsla, och dess inkludering i klassen av monitorer

Från boken Jet Engines författare Gilzin Karl Alexandrovich

Hur slagskeppet "Navarin" var arrangerat bredd 20,42, designdjupgående 7,62 m för och 8,4 akter och rekryterad från 93 ramar (avstånd 1,2 meter). Ramarna gav längsgående styrka och fulla

Ur boken Elektroteknikens historia författare Team av författare

Su-10 - det första jetbombplanet från OKB P.O. Sukhoi Nikolay GORDIUKOVEfter andra världskriget började jetflygets era. Omutrustningen av de sovjetiska och utländska flygvapnen för jaktplan med turbojetmotorer skedde mycket snabbt. Dock skapandet

Från författarens bok

Från författarens bok

Motorn går oregelbundet vid lågt vevaxelvarvtal eller stannar vid tomgång Fig. 9. Förgasarens justeringsskruvar: 1 - driftsjusteringsskruv (mängdskruv); 2 - blandning sammansättning skruv, (kvalitet skruv) med restriktiv

Från författarens bok

Motorn är instabil i alla lägen

Från författarens bok

Hur en pulverraketmotor är uppbyggd och fungerar De huvudsakliga strukturella elementen i en pulverraketmotor är, precis som alla andra raketmotorer, en förbränningskammare och ett munstycke (fig. 16).

Från författarens bok

Bränsle för en flytande drivmedelsmotor De viktigaste egenskaperna och egenskaperna hos en flytande drivmedelsmotor, och dess utformning, beror i första hand på bränslet som används i motorn. Huvudbehovet för bränsle för en flytande raketmotor är

Från författarens bok

Kapitel fem Pulserande jetmotor Vid första anblicken verkar möjligheten till en betydande förenkling av motorn under övergången till höga flyghastigheter konstigt, kanske till och med otroligt. Hela flygets historia talar fortfarande om motsatsen: kampen

Från författarens bok

6.6.7. HALVLEDARENHETER I ELDRIVNING. SYSTEMS TYRISTOROMVÄNDARE - MOTOR (TP - D) OCH STRÖMKÄLLA - MOTOR (IT - D)

En raketmotor för flytande drivmedel är en motor som drivs av flytande gaser och kemiska vätskor. Beroende på antalet komponenter är raketmotorer för flytande drivmedel uppdelade i en-, två- och trekomponentsmotorer.

Kort utvecklingshistoria

För första gången föreslogs användningen av flytande väte och syre som bränsle för raketer av K.E. Tsiolkovsky 1903. Den första prototypen av raketmotorn skapades av amerikanen Robert Howard 1926. Därefter genomfördes liknande utvecklingar i Sovjetunionen, USA, Tyskland. De största framgångarna uppnåddes av tyska forskare: Thiel, Walter, von Braun. Under andra världskriget skapade de en hel rad raketmotorer för militära ändamål. Det finns en åsikt att om de hade skapat V-2 Reich tidigare, skulle de ha vunnit kriget. Därefter blev det kalla kriget och kapprustningen katalysatorn för att påskynda utvecklingen av raketmotorer för flytande drivmedel i syfte att tillämpa dem på rymdprogrammet. Med hjälp av RD-108 sattes de första konstgjorda jordsatelliterna i omloppsbana.

Idag används LRE i rymdprogram och tunga raketvapen.

Tillämpningsområde

Som nämnts ovan används LRE främst som motor för rymdfarkoster och uppskjutningsfarkoster. De främsta fördelarna med LRE är:

  • den högsta specifika impulsen i klassen;
  • förmågan att utföra ett helt stopp och omstart tillsammans med traction control ger ökad manövrerbarhet;
  • betydligt mindre vikt av bränsleutrymmet jämfört med fastbränslemotorer.

Bland nackdelarna med LRE:

  • mer komplex enhet och höga kostnader;
  • ökade krav på säker transport;
  • i ett tillstånd av viktlöshet är det nödvändigt att använda ytterligare motorer för att deponera bränsle.

Den största nackdelen med raketmotorer med flytande drivmedel är dock gränsen för bränslets energikapacitet, vilket begränsar rymdutforskningen med deras hjälp till avståndet mellan Venus och Mars.

Enhet och funktionsprincip

Funktionsprincipen för LRE är densamma, men den uppnås med hjälp av olika enhetsscheman. Bränsle och oxidationsmedel pumpas från olika tankar till munstyckshuvudet, sprutas in i förbränningskammaren och blandas. Efter antändning under tryck omvandlas den inre energin i bränslet till kinetisk energi och strömmar ut genom munstycket, vilket skapar jettryck.

Bränslesystemet består av bränsletankar, rörledningar och pumpar med en turbin för att pumpa bränsle från tanken in i rörledningen och en reglerventil.

Pumpande bränsletillförsel skapar ett högt tryck i kammaren och, som ett resultat, en större expansion av arbetsvätskan, på grund av vilken det maximala värdet av den specifika impulsen uppnås.

Injektorhuvud - ett block av injektorer för att spruta in bränslekomponenter i förbränningskammaren. Huvudkravet för munstycket är högkvalitativ blandning och hastigheten på bränsletillförseln till förbränningskammaren.

Kylsystem

Även om andelen värmeöverföring från strukturen under förbränningsprocessen är obetydlig, är problemet med kylning relevant på grund av den höga förbränningstemperaturen (>3000 K) och hotar med termisk förstörelse av motorn. Det finns flera typer av kammarväggskylning:

    Regenerativ kylning bygger på att skapa ett hålrum i kammarväggarna, genom vilket bränsle passerar utan oxidationsmedel, kyler kammarväggen, och värmen, tillsammans med kylvätskan (bränsle), återgår till kammaren.

    Det nära vägglagret är ett lager av gas som skapas av brännbara ångor nära kammarens väggar. Denna effekt uppnås genom att installera injektorer på huvudets periferi som endast levererar bränsle. Således saknar den brännbara blandningen ett oxidationsmedel, och förbränningen nära väggen är inte lika intensiv som i mitten av kammaren. Temperaturen på skiktet nära väggen isolerar de höga temperaturerna i mitten av kammaren från väggarna i förbränningskammaren.

    Den ablativa metoden för att kyla en raketmotor med flytande drivmedel utförs genom att applicera en speciell värmeskyddande beläggning på kammarens väggar och munstycken. Beläggningen vid höga temperaturer övergår från fast till gasformigt tillstånd och absorberar en stor del av värmen. Denna metod för att kyla en flytande raketmotor användes i Apollo-månprogrammet.

Lanseringen av en raketmotor är en mycket ansvarsfull operation när det gäller explosivitet i händelse av misslyckanden i dess genomförande. Det finns självantändande komponenter med vilka det inte finns några svårigheter, men när man använder en extern initiator för tändning är idealisk koordinering av dess tillförsel med bränslekomponenterna nödvändig. Ansamlingen av oförbränt bränsle i kammaren har en destruktiv explosiv kraft och lovar fruktansvärda konsekvenser.

Uppskjutningen av stora flytande raketmotorer sker i flera steg, följt av att man når maximal effekt, medan små motorer avfyras med omedelbar utgång till hundraprocentig effekt.

Det automatiska styrsystemet för raketmotorer för flytande drivmedel kännetecknas av implementeringen av en säker motorstart och utgång till huvudläget, kontroll av stabil drift, dragkraftsjustering enligt färdplanen, justering av förbrukningsvaror, avstängning när en given bana nås . På grund av de moment som inte kan beräknas är raketmotorn med flytande drivmedel utrustad med en garanterad tillförsel av bränsle så att raketen kan komma in i önskad omloppsbana vid avvikelser i programmet.

Drivmedelskomponenterna och deras val under designprocessen är avgörande för konstruktionen av en flytande raketmotor. På grundval av detta bestäms villkoren för lagring, transport och produktionsteknik. Den viktigaste indikatorn på kombinationen av komponenter är den specifika impulsen, på vilken fördelningen av procentandelen av massan av bränsle och last beror på. Raketens dimensioner och massa beräknas med hjälp av Tsiolkovsky-formeln. Förutom specifik impuls påverkar densiteten storleken på tankar med bränslekomponenter, kokpunkten kan begränsa driftförhållandena för missiler, kemisk aggressivitet är karakteristisk för alla oxidationsmedel och kan, om reglerna för drift av tankar inte följs, orsaka en tankbrand , toxiciteten hos vissa bränsleföreningar kan orsaka allvarliga skador på atmosfären och miljön . Därför, även om fluor är ett bättre oxidationsmedel än syre, används det inte på grund av dess toxicitet.

Enkomponents vätska raketmotorer som bränsle används en vätska som, i växelverkan med katalysatorn, sönderdelas under frigörandet av het gas. Den största fördelen med enkomponents raketmotorer är deras enkelhet i design, och även om den specifika impulsen hos sådana motorer är liten, är de idealiskt lämpade som motorer med låg dragkraft för orientering och stabilisering av rymdfarkoster. Dessa motorer använder ett deplacement bränsletillförselsystem och, på grund av den låga processtemperaturen, behöver de inget kylsystem. Enkomponentsmotorer inkluderar även gasjetmotorer, som används under förhållanden där termiska och kemiska utsläpp är oacceptabla.

I början av 1970-talet utvecklade USA och Sovjetunionen trekomponents raketmotorer för flytande drivmedel som skulle använda väte- och kolvätebränslen som bränsle. På så sätt skulle motorn gå på fotogen och syre vid start och byta till flytande väte och syre på hög höjd. Ett exempel på en trekomponents raketmotor i Ryssland är RD-701.

Raketkontroll användes först i V-2-raketer med grafitgas-dynamiska roder, men denna reducerade motorkraft, och moderna raketer använder roterande kammare fästa vid kroppen med gångjärn som skapar manövrerbarhet i ett eller två plan. Förutom roterande kammare används också styrmotorer, som är fixerade med munstycken i motsatt riktning och slås på om det är nödvändigt att styra apparaten i rymden.

En raketmotor för flytande drivmedel med sluten cykel är en motor, vars ena komponenter förgasas genom förbränning vid låg temperatur med en liten del av den andra komponenten, den resulterande gasen fungerar som en arbetsvätska för turbinen, och sedan matas in i förbränningskammaren, där den brinner med rester av bränslekomponenter och skapar jet-framstöt. Den största nackdelen med detta schema är designens komplexitet, men den specifika impulsen ökar.

Utsikten att öka kraften hos flytande raketmotorer

I den ryska skolan för LRE-skapare, under ledning av akademiker Glushko under lång tid, strävar de efter maximal användning av bränsleenergi och, som ett resultat, den maximala möjliga specifika impulsen. Eftersom den maximala specifika impulsen endast kan erhållas genom att öka expansionen av förbränningsprodukter i munstycket, utförs alla utvecklingar på jakt efter den ideala bränsleblandningen.

R-7 ICBM skapades, utrustad med RD-107 och RD-108 raketmotorer, på den tiden de mest kraftfulla och avancerade i världen, utvecklade under ledning av V. P. Glushko. Denna raket användes som bärare av världens första konstgjorda jordsatelliter, den första bemannade rymdfarkosten och interplanetära sonder.

1969 lanserades det första rymdskeppet i Apollo-serien i USA, uppskjutet på en flygbana till månen av en Saturn-5 bärraket, vars första steg var utrustad med 5 F-1-motorer. F-1 är för närvarande den kraftfullaste bland enkammarraketmotorer, och ger efter i dragkraften till fyrkammarmotorn RD-170, utvecklad av Energomash Design Bureau i Sovjetunionen 1976.

För närvarande rymdprogram av alla länder är baserade på användningen av LRE.

Användningsomfång, fördelar och nackdelar

Katorgin, Boris Ivanovich, akademiker vid Ryska vetenskapsakademin, tidigare ledare NPO "Energomash"

Enheten och principen för driften av en tvåkomponents raketmotor

Ris. 1 Schema för en tvåkomponents raketmotor
1 - oxidationslinje
2 - bränsleledning
3 - oxidationspump
4 - bränslepump
5 - turbin
6 - gasgenerator
7 - gasgeneratorventil (oxidationsmedel)
8 - gasgeneratorventil (bränsle)
9 - huvudoxidationsventil
10 - huvudbränsleventil
11 - turbinavgaser
12 - blandningshuvud
13 - förbränningskammare
14 - munstycke

Det finns ett ganska stort utbud av LRE-designscheman, med enheten i huvudprincipen för deras funktion. Låt oss överväga enheten och principen för driften av en raketmotor med flytande drivmedel med exemplet på en tvåkomponentsmotor med pumpad bränsletillförsel, som den vanligaste, vars schema har blivit en klassiker. Andra typer av raketmotorer (med undantag för trekomponenterna) är förenklade versioner av den som övervägs, och när du beskriver dem kommer det att räcka med att indikera förenklingar.

På fig. 1 visar schematiskt LRE-anordningen.

Bränslesystem

LRE-bränslesystemet inkluderar alla element som används för att tillföra bränsle till förbränningskammaren - bränsletankar, rörledningar, turbopumpsenhet(TNA) - en enhet som består av pumpar och en turbin monterad på en enda axel, ett munstyckshuvud och ventiler som reglerar bränsletillförseln.

pumpar foder bränsle gör att du kan skapa ett högt tryck i motorkammaren, från tiotals atmosfärer till 250 atm (LRE 11D520 RN "Zenith"). Högt tryck ger en stor grad av expansion av arbetsvätskan, vilket är en förutsättning för att uppnå ett högt värde på den specifika impulsen. Dessutom, med ett högt tryck i förbränningskammaren, uppnås ett bättre värde. dragkraft-viktförhållande motor - förhållandet mellan dragkraft och motorvikt. På vilket sätt mer värde av denna indikator, desto mindre storlek och vikt på motorn (med samma dragkraftsvärde) och desto högre grad av dess perfektion. Fördelarna med pumpsystemet är särskilt uttalade i raketmotorer med hög dragkraft, till exempel i framdrivningssystem för bärraketer.

I fig. 1 kommer avgaserna från HP-turbinen in genom munstyckshuvudet in i förbränningskammaren tillsammans med bränslekomponenterna (11). En sådan motor kallas en motor sluten slinga(annars - med en stängd cykel), där hela bränsleförbrukningen, inklusive den som används i TNA-drivningen, passerar genom LRE-förbränningskammaren. Trycket vid turbinens utlopp i en sådan motor bör givetvis vara högre än i raketmotorns förbränningskammare, och vid inloppet till gasgeneratorn (6) som matar turbinen bör det vara ännu högre. För att uppfylla dessa krav används samma bränslekomponenter för att driva turbinen (under högt tryck), på vilken LRE själv arbetar (med ett annat förhållande av komponenter, som regel, med ett överskott av bränsle för att minska den termiska belastningen på turbinen).

Ett alternativ till en sluten slinga är öppen cykel, där turbinens avgaser produceras direkt i miljö genom utloppsröret. Implementeringen av en öppen cykel är tekniskt enklare, eftersom driften av turbinen inte är relaterad till driften av LRE-kammaren, och i detta fall kan HP i allmänhet ha sitt eget oberoende bränslesystem, vilket förenklar proceduren för att starta hela framdrivningssystemet. Men slutna system har något bättre värden för specifik impuls, och detta tvingar designers att övervinna de tekniska svårigheterna med deras implementering, särskilt för stora bärraketer, som är föremål för särskilt höga krav för denna indikator.

I diagrammet i fig. 1 en HP pumpar båda komponenterna, vilket är acceptabelt i de fall komponenterna har jämförbara densiteter. För de flesta vätskor som används som komponenter raketbränsle, fluktuerar densiteten i intervallet 1 ± 0,5 g/cm³, vilket gör det möjligt att använda en turbodrift för båda pumparna. Undantaget är flytande väte, som vid en temperatur på 20°K har en densitet på 0,071 g/cm³. En sådan lätt vätska kräver en pump med helt andra egenskaper, inklusive en mycket högre rotationshastighet. Därför, i fallet med användning av väte som bränsle, tillhandahålls en oberoende THA för varje komponent.

Med en liten motorkraft (och följaktligen låg bränsleförbrukning) blir turbopumpenheten för "tung" ett element som försämrar framdrivningssystemets viktegenskaper. Ett alternativ till ett pumpat bränslesystem är förflyttning, vid vilken flödet av bränsle in i förbränningskammaren tillhandahålls av laddtrycket i bränsletankarna, skapat av komprimerad gas, oftast kväve, som är obrännbart, ogiftigt, icke-oxiderande och relativt billigt att tillverka. Helium används för att trycksätta tankar med flytande väte, eftersom andra gaser kondenserar och förvandlas till vätskor vid temperaturen för flytande väte.

När man överväger driften av en motor med ett deplacement bränsletillförselsystem från diagrammet i fig. 1, är THA utesluten, och bränslekomponenterna kommer från tankarna direkt till LRE-huvudventilerna (9) och (10). Trycket i bränsletankarna vid deplacementtillförsel måste vara högre än i förbränningskammaren, tankarna är starkare (och tyngre) än i fallet med ett pumpat bränslesystem. I praktiken är trycket i förbränningskammaren hos en motor med deplacementbränsletillförsel begränsat till 10–15 kl. Typiskt har sådana motorer en relativt liten dragkraft (inom 10 ton). Fördelarna med deplacementsystemet är enkel konstruktion och hastigheten på motorns svar på startkommandot, särskilt vid användning av självantändande bränslekomponenter. Sådana motorer används för att utföra rymdskeppsmanövrar i yttre rymden. Förskjutningssystemet användes i alla tre framdrivningssystem av månfarkosten Apollo - service (dragkraft 9 760 kG), landning (dragkraft 4 760 kG) och start (dragkraft 1 950 kG).

munstyckshuvud- noden där de är monterade munstycken utformad för att spruta in bränslekomponenter i förbränningskammaren. Huvudkravet för injektorer är den snabbaste och mest noggranna blandningen av komponenterna när de kommer in i kammaren, eftersom hastigheten för deras antändning och förbränning beror på detta.
Genom munstyckshuvudet på F-1-motorn kommer till exempel 1,8 ton flytande syre och 0,9 ton fotogen in i förbränningskammaren varje sekund. Och uppehållstiden för varje del av detta bränsle och dess förbränningsprodukter i kammaren beräknas i millisekunder. Under denna tid måste bränslet brinna så fullständigt som möjligt, eftersom oförbränt bränsle är en förlust av dragkraft och specifik impuls. Lösningen på detta problem uppnås genom ett antal åtgärder:

  • Den maximala ökningen av antalet munstycken i huvudet, med en proportionell minimering av flödet genom ett munstycke. (Det finns 2 600 syrgasmunstycken och 3 700 fotogenmunstycken i motorns munstyckshuvud).
  • Den speciella geometrin hos injektorerna i huvudet och växlingen av bränsle- och oxidationsinjektorerna.
  • Den speciella formen på munstyckskanalen, på grund av vilken, när den rör sig genom kanalen, roteras vätskan, och när den kommer in i kammaren, sprids den till sidorna med centrifugalkraft.

Kylsystem

På grund av snabbheten i de processer som sker i förbränningskammaren i LRE, överförs endast en obetydlig del (bråkdelar av en procent) av all värme som genereras i kammaren till motorstrukturen, dock på grund av den höga förbränningstemperaturen ( ibland över 3000 ° K), och en betydande mängd värme som genereras, till och med en liten del av den räcker för termisk förstörelse av motorn, så problemet med LRE-kylning är mycket relevant.

För LRE med pumpad bränsletillförsel används huvudsakligen två metoder för att kyla väggarna i LRE-kammaren: regenerativ kylning och väggskikt, som ofta används tillsammans. För små motorer med positivt deplacement bränslesystem används det ofta ablativ kylningsmetod.

Regenerativ kylning består i det faktum att i förbränningskammarens vägg och den övre, mest uppvärmda delen av munstycket på ett eller annat sätt skapas ett hålrum (ibland kallat en "kylmantel") genom vilken en av bränslekomponenterna (vanligtvis bränsle) passerar innan det kommer in i blandningshuvudet, vilket kyler kammarväggen. Värmen som absorberas av kylkomponenten återförs till kammaren tillsammans med själva kylvätskan, vilket motiverar systemets namn - "regenerativ".

Olika tekniska metoder har utvecklats för att skapa en kyljacka. LRE-kammaren i V-2-raketen bestod till exempel av två stålskal, inre och yttre, som upprepade varandras form. En kylande komponent (etanol) passerade genom gapet mellan dessa skal. På grund av tekniska avvikelser i gapets tjocklek uppstod ojämnt vätskeflöde, som ett resultat skapades lokala överhettningszoner i det inre skalet, som ofta "brände ut" i dessa zoner, med katastrofala konsekvenser.

I moderna motorer är den inre delen av kammarväggen gjord av mycket värmeledande bronslegeringar. Smala tunnväggiga kanaler skapas i den genom fräsning (15D520 RN 11K77 Zenith, RN 11K25 Energia), eller syraetsning (SSME Space Shuttle). Från utsidan är denna struktur tätt lindad runt ett bärande stål- eller titanplåtskal, som uppfattar kraftbelastningen från kammarens inre tryck. Den kylande komponenten cirkulerar genom kanalerna. Ibland är kylmanteln sammansatt av tunna värmeledande rör lödda med en bronslegering för täthet, men sådana kammare är utformade för lägre tryck.

Väggskikt(gränsskikt, amerikanerna använder också termen "gardin" - gardin) är ett gasskikt i förbränningskammaren, beläget i nära anslutning till kammarväggen, och består huvudsakligen av bränsleånga. För att organisera ett sådant lager installeras endast bränsleinjektorer längs blandningshuvudets periferi. På grund av överskottet av bränsle och avsaknaden av ett oxidationsmedel sker den kemiska reaktionen av förbränning i skiktet nära väggen mycket mindre intensivt än i den centrala zonen av kammaren. Som ett resultat är temperaturen på det nära vägglagret betydligt lägre än temperaturen i den centrala zonen av kammaren, och det isolerar kammarväggen från direkt kontakt med de hetaste förbränningsprodukterna. Ibland, utöver detta, installeras munstycken på kammarens sidoväggar, som för en del av bränslet in i kammaren direkt från kylmanteln, också för att skapa ett nära vägglager.

LRE lansering

Lanseringen av en LRE är en ansvarsfull operation som kan få allvarliga konsekvenser i händelse av nödsituationer under dess genomförande.

Om bränslekomponenterna är självantändande, det vill säga går in i en kemisk förbränningsreaktion vid fysisk kontakt med varandra (till exempel heptyl/salpetersyra), orsakar inte initieringen av förbränningsprocessen problem. Men i fallet där komponenterna inte är sådana, behövs en extern tändare, vars verkan måste koordineras exakt med tillförseln av bränslekomponenter till förbränningskammaren. Den oförbrända bränsleblandningen är ett sprängämne med stor destruktiv kraft, och dess ansamling i kammaren hotar en allvarlig olycka.

Efter antändningen av bränslet sker upprätthållandet av en kontinuerlig process för dess förbränning av sig själv: bränslet som kommer in i förbränningskammaren igen antänds på grund av den höga temperaturen som skapas under förbränningen av tidigare införda delar.

För den första antändningen av bränslet i förbränningskammaren under lanseringen av LRE används olika metoder:

  • Användningen av självantändande komponenter (som regel baserade på fosforhaltiga startbränslen, självantändande vid interaktion med syre), som införs i kammaren redan i början av motorstartprocessen genom speciella, extra munstycken från hjälpbränslesystemet, och efter förbränningens start levereras huvudkomponenterna. Närvaron av ett extra bränslesystem komplicerar motorns design, men tillåter dess upprepade omstart.
  • En elektrisk tändare placerad i förbränningskammaren nära blandningshuvudet, som när den slås på skapar en ljusbåge eller en serie högspänningsgnistanladdningar. Denna tändare är av engångstyp. Efter att bränslet har antänts brinner det.
  • Pyroteknisk tändare. Nära blandningshuvudet i kammaren placeras en liten brandfarlig pyroteknisk checker, som antänds av en elektrisk säkring.

Automatisk motorstart koordinerar tändarens verkan och bränsletillförseln i tid.

Lanseringen av stora LRE med ett pumpat bränslesystem består av flera steg: först lanseras HP och tar fart (denna process kan också bestå av flera faser), sedan slås huvudventilerna på LRE på som regel, i två eller flera steg med en gradvis ökning av dragkraften från steg till steg steg till normal.

För relativt små motorer övas man på att starta med raketmotorns effekt omedelbart på 100 % dragkraft, så kallad "kanon".

LRE automatiskt styrsystem

En modern raketmotor för flytande drivmedel är utrustad med ganska komplex automation, som måste utföra följande uppgifter:

  • Säker start av motorn och för den till huvudläget.
  • Upprätthålla stabil drift.
  • Dragkraftsändring i enlighet med flygprogrammet eller på kommando av externa styrsystem.
  • Avstängning av motorn när raketen når en given bana (bana).
  • Reglering av förhållandet mellan förbrukningen av komponenter.
På grund av den tekniska spridningen av bränsle- och oxidationsvägarnas hydrauliska motstånd skiljer sig förhållandet mellan komponentkostnaderna i en riktig motor från den beräknade, vilket innebär en minskning av dragkraften och den specifika impulsen i förhållande till de beräknade värdena. Som ett resultat kan raketen inte uppfylla dess uppgift, efter att ha helt förbrukat en av bränslekomponenterna. Vid raketvetenskapens gryning bekämpades detta genom att skapa garanterad bränsletillförsel(raketen är fylld med mer än den beräknade mängden bränsle, så att den räcker för eventuella avvikelser av de faktiska flygförhållandena från de beräknade). Den garanterade bränsletillförseln skapas på bekostnad av nyttolasten. I dagsläget är stora raketer utrustade med ett system automatisk reglering komponentförbrukningsförhållande, vilket gör det möjligt att bibehålla detta förhållande nära det beräknade, vilket minskar den garanterade bränsletillförseln och därmed ökar nyttolastmassan.

Framdrivningssystemets automatiska styrsystem inkluderar tryck- och flödessensorer vid olika punkter i bränslesystemet, och dess verkställande organ är de viktigaste LRE-ventilerna och turbinstyrventilerna (i fig. 1 - positionerna 7, 8, 9 och 10).

Bränslekomponenter

Valet av bränslekomponenter är ett av stora beslut vid konstruktion av en raketmotor, vilket förutbestämmer många detaljer i motordesignen och efterföljande tekniska lösningar. Därför utförs valet av bränsle för LRE med en omfattande övervägande av syftet med motorn och raketen på vilken den är installerad, villkoren för deras drift, tekniken för produktion, lagring, transport till uppskjutningsplatsen, etc. .

En av de viktigaste indikatorerna som kännetecknar kombinationen av komponenter är specifik impuls, vilket är av särskild betydelse vid utformningen av rymdfarkoster, eftersom förhållandet mellan massan av bränsle och nyttolast, och följaktligen, dimensionerna och massan av hela raketen (se Tsiolkovsky-formeln), som med en otillräckligt hög värdet av det specifika momentumet kan vara orealistiskt. Tabell 1 visar de viktigaste egenskaperna hos vissa kombinationer av flytande bränslekomponenter.

Bord 1.
Oxidationsmedel Bränsle Genomsnittlig densitet
bränsle, g/cm³		 Kammartemperatur
förbränning, °K		 Void specifik
fart, s
Syre Väte 0,3155 3250 428
Fotogen 1,036 3755 335
0,9915 3670 344
Hydrazin 1,0715 3446 346
Ammoniak 0,8393 3070 323
dikvävetetroxid Fotogen 1,269 3516 309
Osymmetrisk dimetylhydrazin 1,185 3469 318
Hydrazin 1,228 3287 322
Fluor Väte 0,621 4707 449
Hydrazin 1,314 4775 402
Pentaborane 1,199 4807 361

Enkomponent är också jetmotorer som körs på komprimerad kall gas (till exempel luft eller kväve). Sådana motorer kallas gasjetmotorer och består av en ventil och ett munstycke. Gasjetmotorer används där de termiska och kemiska effekterna av avgasstrålen är oacceptabla och där huvudkravet är enkel design. Dessa krav måste exempelvis uppfyllas av individuella kosmonautrörelse- och manöveranordningar (UPMK) placerade i en ryggsäck bakom ryggen och avsedda för rörelse under arbete utanför rymdfarkosten. UPMK arbetar från två cylindrar med komprimerat kväve, som tillförs genom magnetventiler till framdrivningssystemet, bestående av 16 motorer.

Trekomponents raketmotorer

Sedan början av 1970-talet har konceptet med trekomponentsmotorer studerats i Sovjetunionen och USA, vilket skulle kombinera högt värde specifik impuls vid användning av väte som bränsle, och en högre genomsnittlig bränsledensitet (och följaktligen en mindre volym och vikt av bränsletankar) som är karakteristisk för kolvätebränslen. Vid start skulle en sådan motor gå på syre och fotogen och på höga höjder skulle den gå över till att använda flytande syre och väte. Ett sådant tillvägagångssätt kan göra det möjligt att skapa en enstegs rymdbärare. Ett ryskt exempel på en trekomponentsmotor är raketmotorn RD-701 för flytande drivmedel, som utvecklades för MAKS återanvändbara transport- och rymdsystem.

Det är också möjligt att använda två bränslen samtidigt - till exempel väte-beryllium-syre och väte-litium-fluor (beryllium och litium brinner, och väte används mest som arbetsvätska), vilket gör det möjligt att uppnå specifika impulsvärden i området 550-560 sekunder, dock tekniskt mycket svårt och har aldrig använts i praktiken.

Missilkontroll

I raketer med flytande drivmedel spelar motorer ofta, förutom sin huvudfunktion - att skapa dragkraft, också rollen som flygkontroller. Redan den första V-2-styrda ballistiska missilen styrdes med hjälp av 4 grafitgasdynamiska roder placerade i motorns jetström längs munstyckets periferi. Dessa roder avböjde en del av jetströmmen, vilket ändrade riktningen på motorns dragkraftsvektor, och skapade ett kraftmoment i förhållande till raketens masscentrum, vilket var kontrollåtgärden. Denna metod minskar motorns dragkraft avsevärt, dessutom är grafitroder i en jetström utsatta för kraftig erosion och har en mycket kort tidsresurs.
Moderna missilkontrollsystem använder PTZ-kameror LRE, som är fästa på raketkroppens lagerelement med hjälp av gångjärn som gör att du kan rotera kameran i ett eller två plan. Bränslekomponenterna förs till kammaren med hjälp av flexibla rörledningar - bälgar. När kameran avviker från en axel parallell med raketens axel, skapar kamerans dragkraft det erforderliga kontrollkraftmomentet. Kamerorna roteras av hydrauliska eller pneumatiska styrmaskiner som utför kommandon som genereras av missilkontrollsystemet.
I den inhemska rymdfarkosten Soyuz (se foto i artikelns rubrik), förutom 20 huvudsakliga, fasta kameror i framdrivningssystemet, finns det 12 roterande (var och en i sitt eget plan), mindre kontrollkameror. Styrkammare har ett gemensamt bränslesystem med huvudmotorerna.
Av de 11 stödmotorerna (alla steg) i Saturn-5 bärraketen är nio (förutom det centrala första och andra steget) roterande, var och en i två plan. När man använder huvudmotorerna som styrmotorer är kamerarotationens arbetsområde inte mer än ±5°: på grund av huvudkamerans stora dragkraft och dess placering i det akterre utrymmet, det vill säga på ett avsevärt avstånd från raketens massa, skapar även en liten kameraavvikelse en betydande kontroll

Hittills har missiler av olika klasser blivit ett av de viktigaste vapnen i olika klasser, inklusive deras egen sorts trupper - strategiska missilstyrkor, och det enda sättet att skjuta upp nyttolaster och mänskligheten i yttre rymden.

En av de mest komplexa delarna av raketer var och förblir en raketmotor. Uppträdde för mer än två tusen år sedan, raketer och motorer har utvecklats till denna dag, nått perfektion, och när det gäller motorer kan vi säga att den teoretiska gränsen.

Raketmotor för flytande drivmedel RD-0124

Historiskt sett använde de första raketerna en enkel drivmedelsmotor. I modern terminologi är det en raketmotor med fast drivmedel (RDTT). Under deras utveckling fick sådana motorer nya bränslen, höljen gjorda av nya material, kontrollerade munstycken av olika konfigurationer, samtidigt som designens enkelhet och hög tillförlitlighet bibehölls, vilket förutbestämde den utbredda användningen av denna typ av motorer i militär teknik. Den största fördelen med sådana motorer är den ständiga beredskapen för användning och minimering av operationer och förberedelsetid före lansering. Samtidigt måste man stå ut med sådana brister hos raketmotorer för fasta drivmedel som komplexiteten i att organisera motoravstängning, upprepad påslagning och traction control.

Huvudparametrarna för raketmotorer för fasta drivmedel bestäms av bränslet som används i det, förmågan att styra dragkraftsvektorn, såväl som skrovdesignen. Det är också värt att notera att övervägande av fastdrivna motorer isolerat från raketer är meningslöst, eftersom motorns förbränningskammare också är en bränsletank och ingår i raketens design.

Om vi ​​pratar om att jämföra raketmotorer med fasta drivmedel av inhemska och västerländska, är det värt att notera att i väst används fasta blandade bränslen med högre energi, vilket gör det möjligt att skapa motorer med en stor specifik impuls. I synnerhet ökar förhållandet mellan det maximalt utvecklade av motorn och bränslemassan. Detta gör att du kan minska utskjutningsmassorna av missiler. Detta är särskilt märkbart när man överväger egenskaperna hos ballistiska missiler.

De första strids-ICBM:erna med raketmotorer för fasta drivmedel dök upp i USA på 60-talet (Polaris och Minuteman), men i Sovjetunionen först på 80-talet (Topol och R-39).

Eftersom den huvudsakliga startmassan i sådana missiler är bränsletillförseln, genom att jämföra dem och lanseringsområdet, kan man bedöma effektiviteten hos de applicerade raketmotorerna för fast drivmedel.

För den moderna amerikanska Minuteman-3 ICBM är uppskjutningsvikten och uppskjutningsräckvidden 35 400 kg och 11 000-13 000 km. För den ryska raketen RS-24 "Yars" - 46500 - 47200 kg och 11000 km. Med en kastvikt för båda missilerna i området 1200 kg har den amerikanska missilen en klar fördel vad gäller kraftverk. Dessutom, i lättare klasser av raketmotorer för fasta drivmedel, inklusive flygplansmissiler, använder amerikaner oftare dragkraftsvektorstyrning med hjälp av ett böjbart munstycke. I vårt fall är det spoilers i en gasjet. De senare minskar motorns effektivitet med 5%, det avböjda munstycket - med 2-3%.

Å andra sidan har ryska kemister utvecklat en torr blandning för raketmotorer för fasta drivmedel, vars rester kan undermineras. En motor med sådant bränsle används i Igla-S MANPADS, där denna effekt används för att förstärka inverkan av stridsspetsar. Samtidigt utvecklar dess amerikanska analog "Stinger" hög hastighet i den aktiva delen av flygningen, vars varaktighet är mycket mindre på grund av den snabbaste bränsleutbränningen.

En annan militär tillämpning av raketmotorer för fasta drivmedel är som mjuklandningsmotorer på landningsplattformar. För närvarande, bara i Ryssland, fortsätter landningsplattformar att utvecklas, vilket ger möjlighet att släppa pansarfordon med besättningar. En av egenskaperna hos sådana system är användningen av bromsande raketmotorer för fast drivmedel. Denna teknik är lånad från rymdindustrin, där sådana motorer används för mjuklandningar av nedstigningsfordon.

I fridfulla rymden har raketmotorer med fasta drivmedel blivit utbredda som kraftverk för de övre stadierna av uppskjutningsfarkoster och uppskjutningsboosters, övre stadier av rymdfarkoster, såväl som motorer för mjuklandning. Hittills har en av de mest kraftfulla raketuppskjutarna för fasta drivmedel skapats för den europeiska Arian-raketen.

Också i väster har raketmotorer med fasta drivmedel blivit utbredda som kraftverk för lätta uppskjutningsfordon, som den europeiska Vega.

Ryssland behåller prioritet i konstruktionen av rymdfarkoster för nedstigning utrustade med mjuklandande raketmotorer för fast drivmedel. Idag, nedstigningsfordonet för rymdfarkosten Soyuz.

Raketmotorer med fasta drivmedel används också för att rädda rymdfarkoster före uppskjutning. Utkastplatser inom flyget också. De är försedda med raketmotorer med fasta drivmedel, och det ryska räddningskomplexet med K-36-sätet är erkänt som det bästa i världen idag.

Men på de övre stadierna av rymdfarkoster används raketmotorer med fast drivmedel endast i USA och Europa. Användningen av raketmotorer med fasta drivmedel i de övre stadierna av civila bärraketer i Ryssland är typiskt för ombyggnadsraketer skapade på basis av ICBM.

Det är också värt att påpeka att NASA har arbetat fram tekniken för återanvändbara turbofläktmotorer, som efter bränsleutbränning skulle kunna tankas och återanvändas. Vi pratar om startförstärkare för rymdfärjan, och även om denna möjlighet aldrig har använts, talar dess existens om en rik samlad erfarenhet av design och drift av kraftfulla turbofläktmotorer. Rysslands eftersläpning när det gäller att skapa raketmotorer för fasta drivmedel med hög dragkraft för rymdfarkoster, vilket främst beror på bristen på utveckling inom området för högenergifast bränsle, orsakas av den historiska betoningen på raketmotorer med flytande drivmedel. , som kraftfullare och ger högre bränsleeffektivitet. Så, tills nu, för inhemska fasta och blandade bränslen, är garantilagringstiden 10-15 år, medan lagringsperioden för fasta drivmedelsraketer på 15-25 år i USA har uppnåtts. Inom området för mikro- och miniraketmotorer för fasta drivmedel för användning i system för olika militära och civila ändamål kan Ryssland konkurrera med världsstandarder, och inom vissa applikationsområden har det unika teknologier.

När det gäller teknik för tillverkning av fodral är det för närvarande omöjligt att peka ut någons entydiga prioritet. Olika metoder tillämpas beroende på vilken raket den skapade raketmotorn för fast drivmedel ska kopplas till. Det är bara värt att påpeka att på grund av den större energin hos amerikanska blandade bränslen är motorhöljen designade för mer hög temperatur brinnande.

Dök upp mycket senare, flytande raketmotorer (LRE) för mer kortsiktigt av deras existens har nått högsta möjliga tekniska perfektion. Möjligheten till upprepad påslagning och smidig kontroll av dragkraften bestämde användningen av sådana motorer i rymdraketbärare och fordon. Betydande utvecklingar inom området för att skapa motorer för stridssystem uppnåddes i Sovjetunionen. I synnerhet är LRE-raketer fortfarande i tjänst som en del av de strategiska missilstyrkorna, trots de inneboende bristerna av denna typ. Nackdelarna inkluderar först och främst komplexiteten i att lagra och driva en raket med bränsle, komplexiteten i själva tankningen. Ändå lyckades sovjetiska ingenjörer skapa teknik för ampullbränsletankar, som säkerställer bevarandet av högkokande bränslekomponenter i dem i upp till 25 år, som ett resultat av vilket de mest kraftfulla ICBM i världen skapades. Idag, när de dras tillbaka från stridstjänst, används dessa ICBM:er för att skjuta upp nyttolaster i yttre rymden, inklusive civila. Därför kommer vi att överväga dem tillsammans med andra civila bärraketer.

Moderna raketmotorer kan delas in i flera klasser enligt olika kriterier. Bland dem är metoden för att tillföra bränsle till förbränningskammaren (turbopump av stängd och öppen typ, deplacement), antalet motorförbränningskammare (enkel- och flerkammare) och viktigast av allt, bränslekomponenterna.

Det bör sägas att valet av bränsle för motorn är en ingång för att skapa en motor, eftersom typen av bränsle och oxidationsmedel i större utsträckning bestäms av raketens design och parametrar.

Eftersom majoriteten av moderna raketer med flytande drivmedel uteslutande används för uppskjutning av rymdfarkoster, är det möjligt att utföra långa förberedelser före lanseringen. Detta gör det möjligt att använda lågkokande bränslekomponenter i dem - det vill säga de vars kokpunkt är långt under noll. Dessa inkluderar först och främst flytande syre som används som oxidationsmedel och flytande väte som bränsle. Den mest kraftfulla syre-vätemotorn är fortfarande den amerikanska RS-25-motorn, skapad under det återanvändbara transportrymdfarkostprogrammet. Det vill säga, förutom att vara den mest kraftfulla motorn på de specificerade bränslekomponenterna, är dess resurs 55 flygcykler (med en obligatorisk översyn efter varje flygning). Motorn är byggd enligt schemat med generatorgas efterbränning (sluten cykel). Drakraften för denna raketmotor var 222 ton i vakuum och 184 ton vid havsnivån.

Dess analog i Sovjetunionen var motorn för det andra steget av Energia launch vehicle - RD-0120, men med något sämre parametrar, trots det högre gastrycket i förbränningskammaren (216 atmosfärer mot 192), medan dess massa var högre, och dragkraften var mindre.

Moderna syre-vätemotorer, som "Vulkanen" i den europeiska "Arian" bärraketen, skapas med en öppen gasgeneratorcykel (utsläpp av gasgeneratorgas), och har som ett resultat sämre parametrar.

Ett annat bränslepar - lågkokande syre som oxidationsmedel och högkokande fotogen - används i den mest kraftfulla raketmotorn RD-170. Byggd enligt ett fyrkammarschema (en turbopumpenhet ger bränsle till 4 förbränningskammare), med en sluten cykel, ger motorn en kraft på 806 ton i vakuum, medan den är designad för 10 flygcykler. Motorn skapades för den första etappen av Energia bärraket (launch boosters). Idag används dess version av RD-171, som ger gasdynamisk kontroll i alla tre axlarna (RD-170 i endast två) på Zenit bärraket, som i själva verket är en oberoende startförstärkare från Energias lansering fordon. Skalningen av motorn gjorde det möjligt att skapa en tvåkammar RD-180 och en enkammar RD-191, för den amerikanska Atlas bärraket och den ryska Angara.

Den mest kraftfulla bärraketen hittills är den ryska Proton-M, utrustad med en raketmotor för flytande drivmedel baserad på högkokande komponenter RD-275 (första steget) och RD-0210 (andra steget). Användningen av högkokande komponenter indikerar delvis det militära förflutna för denna bärraket.

RD-275 är gjord enligt ett enkammarschema, en sluten cykel. Bränslekomponenter - heptyl och oxidationsmedel - N2O4, är mycket giftiga. Drag i tomrummet - 187 ton. Tydligen är detta höjdpunkten av utvecklingen av raketmotorer på högkokande komponenter, eftersom giftfria syre-fotogen- eller syre-vätemotorer kommer att användas på lovande rymdfarkoster, och raketmotorer för fasta drivmedel används på ballistiska stridsmissiler inklusive ICBM.

Platsen där möjligheten och utsikterna att använda LRE på giftiga komponenter kvarstår är öppen yta. Det vill säga att användningen av sådana raketmotorer är möjlig på de övre scenerna. Så på den ryska RB "Breeze-M" är C5.98M-motorn installerad, som fungerar på samma komponenter som RD-275.

I allmänhet är det värt att notera att idag leder ryska raketmotorer världsmarknaden både när det gäller mängden last som tas bort och när det gäller distribution till bärraketerna i olika stater.

Samtidigt fortsätter arbetet med att skapa nya typer av motorer, såsom trekomponents raketmotorer för flytande drivmedel, som ger universell tillämpning i atmosfären och utanför. Eftersom de skapade motorerna har nått gränsen för teknisk perfektion kommer det att vara mycket svårt att överträffa dem, och med hänsyn till de ekonomiska kostnaderna som krävs för detta är det helt meningslöst. Därmed har vi världens bästa designskola inom detta område, frågan är bara tillräckliga medel för att bevara och utveckla den.

Khudzitsky Mikhail, konstruktör av styrsystem

Design fastbränslemotor(TTRD) är enkelt; den består av ett hus (förbränningskammare) och ett jetmunstycke. Förbränningskammarenär huvudlagerelementet i motorn och raketen som helhet. Materialet för dess tillverkning är stål eller plast. Munstycke utformad för att accelerera gaser till en viss hastighet och ge flödet den önskade riktningen. Det är en sluten kanal av en speciell profil. Kroppen innehåller bränsle. Motorhöljet är vanligtvis tillverkat av stål, ibland glasfiber. Den del av munstycket som utsätts för störst påkänning är gjord av grafit, eldfasta metaller och deras legeringar, resten är gjord av stål, plast och grafit.

När gasen från förbränningen av bränslet passerar genom munstycket, flyger den ut med en hastighet som kan vara högre än ljudets hastighet. Som ett resultat uppstår en rekylkraft, vars riktning är motsatt gasstrålens utflöde. Denna kraft kallas reaktiv, eller bara dragkraft. Kroppen och munstycket på drivande motorer måste skyddas från att brinna igenom, för detta använder de värmeisolerande och värmebeständiga material.

Jämfört med andra typer av raketmotorer är turbojetmotorer ganska enkla i design, men har minskad dragkraft, kort drifttid och kontrollsvårigheter. Därför, eftersom den är ganska tillförlitlig, används den främst för att skapa dragkraft i "hjälpoperationer" och i motorer för interkontinentala ballistiska missiler.

Hittills har turbojetmotorer sällan använts ombord på rymdfarkoster. En av anledningarna till detta är den överdrivna accelerationen som tilldelas raketens struktur och utrustning under driften av en motor med fast drivmedel. Och för att skjuta upp en raket är det nödvändigt att motorn utvecklar en liten mängd dragkraft under en lång tid.

Motorer med fasta drivmedel gjorde det möjligt för USA att skjuta upp sin första konstgjorda satellit 1958 efter Sovjetunionen och skjuta upp den 1959 rymdskepp på en flygväg till andra planeter. Hittills är det i USA som den mest kraftfulla rymdturbojetmotorn, DM-2, har skapats, som kan utveckla en dragkraft på 1634 ton.

Utsikterna för utveckling av rymdmotorer för fasta drivmedel är:

  • förbättring av motortillverkningsteknik;
  • utveckling av jetmunstycken som kan arbeta längre;
  • användning av moderna material;
  • förbättring av blandade bränslesammansättningar m.m.

Raketmotor för fast drivmedel (TTRD)- en fastbränslemotor används oftast i raketartilleri och mycket mindre ofta inom astronautik; är den äldsta av värmemotorerna.

Som bränsle i sådana motorer används ett fast ämne (en blandning av enskilda ämnen) som kan brinna utan tillgång till syre, samtidigt som det släpper ut en stor mängd heta gaser som används för att skapa jettryck.

Det finns två klasser av drivmedel för raketer: dubbelbasdrivmedel och blandade drivmedel.

Dubbla basbränslen- är fasta lösningar i ett icke-flyktigt lösningsmedel (oftast nitrocellulosa i nitroglycerin). Fördelar - goda mekaniska, termiska och andra strukturella egenskaper, behåller sina egenskaper under långtidslagring, enkel och billig att tillverka, miljövänlig (det finns inga skadliga ämnen vid förbränning). Nackdelen är den relativt låga effekten och ökade känsligheten för stötar. Avgifter från detta bränsle används oftast i små korrigeringsmotorer.

Blandade bränslen- moderna blandningar består av ammoniumperklorat (som oxidationsmedel), aluminium i pulverform och en organisk polymer - för att binda blandningen. Aluminium och polymer spelar rollen som bränsle, där metallen är den huvudsakliga energikällan och polymeren den huvudsakliga källan för gasformiga produkter. De kännetecknas av okänslighet för stötar, hög förbränningsintensitet vid låga tryck och är mycket svåra att släcka.

Bränsle i form av bränsleladdningar placeras i förbränningskammaren. Efter starten fortsätter förbränningen tills bränslet brinner ut helt, dragkraften ändras enligt de lagar som bestäms av bränslets förbränning, och är praktiskt taget inte reglerad. Dragkraftsvariation uppnås genom att använda bränslen med olika förbränningshastigheter och välja en lämplig laddningskonfiguration.

Med hjälp av en tändare värms bränslekomponenterna upp, en kemisk oxidationsreduktionsreaktion börjar mellan dem och bränslet brinner gradvis ut. Detta ger en gas med högt tryck och hög temperatur. Trycket av heta gaser med hjälp av ett munstycke förvandlas till jettryck, vilket är proportionellt i storlek mot massan av förbränningsprodukter och hastigheten för deras avgång från motormunstycket.

Trots enkelheten är den exakta beräkningen av driftsparametrarna för en turbojetmotor en svår uppgift.

Motorer med fasta drivmedel har ett antal fördelar jämfört med raketmotorer med flytande bränsle: motorn är ganska enkel att tillverka, kan lagras under lång tid, samtidigt som den behåller sina egenskaper och är relativt explosionssäker. De är dock mindre kraftfulla flytande motorer med ca 10-30%, har svårt att reglera effekt och en stor massa motorn som helhet.

I vissa fall används en typ av turbojetmotor, där en komponent av bränslet är i fast tillstånd och den andra (oftast ett oxidationsmedel) är i flytande tillstånd.