Utvärdering av effektiviteten hos en raketmotor

Det är uppenbart att effektiviteten av RD endast kan bedömas utifrån flygplanets synvinkel, d.v.s. RD-kvalitetskriterier bör följa av målen för flygplanet som ett objekt på den högsta nivån i hierarkin. Det är känt från OULA-kursen att kriteriet för effektiviteten av UBR är stegets sluthastighet eller LA i slutet av den aktiva delen: än mer värde , ju längre flygräckvidden blir med en fast nyttolast. Det ideala värdet för sluthastigheten i slutet av flygningens aktiva fas (endast framdrivningskraften verkar, det finns ingen atmosfär och jordens gravitationsfält) bestäms av formeln för K.E. Tsiolkovsky:

, (3.1)
var är masstalet;

- slutlig massa i slutet av OUT;

- bränslemassan, raketdesign respektive nyttolast;

- effektiv hastighet för utloppet av arbetsvätskan.

Av detta är det tydligt att det är nödvändigt att öka värdet på den specifika impulsen

(), öka massan av bränsle ombord och minska massan på framdrivningssystemets struktur. Det är svårt att skapa motorer, men det finns en exogen karaktär av mål, d.v.s. deras vidare klarhet till utvecklarna.

Av (3.1) följer att sluthastigheten beror linjärt på den specifika impulsen vid ett konstant masstal . Den oundvikliga hastighetsförlusten för att övervinna gravitation, atmosfäriskt motstånd och atmosfäriskt mottryck (minskning av specifik impuls) med en variation i specifik impuls i samband med övervägande av olika bränslen varierar på olika sätt beroende på begränsningarna för belastningen på dragkraft, bränslemassa , och stötte sig. Inverkan av den specifika impulsen ökar med ökande flygräckvidd. För en UBR med en räckvidd på 12 000 km och en vakuumspecifik impuls på 2 500 m/s leder en ökning med 1 % till en ökning av räckvidden med 600 km. För en medeldistans UBR (L=2500 km) med samma värde på den specifika impulsen leder en ökning med 1 % till en ökning av räckvidden med endast 70 km.

Graden av påverkan av massan av framdrivningssystemets struktur på flygplanets sluthastighet beror på i vilket skede det är installerat. För det första steget är raketens massa i huvudsak mer massa utformningen av framdrivningssystemet och därför effekten av att ändra framdrivningsstrukturens massa på sluthastigheten för det sista steget är obetydlig. Och massan av motorstrukturen i det sista steget bidrar till värdena och har en betydande effekt på flygplanets sluthastighet.

Vad är det första du tänker på när du hör frasen "raketmotorer"? Naturligtvis det mystiska rymden, interplanetära flygningar, upptäckten av nya galaxer och det lockande skenet från avlägsna stjärnor. Vid alla tidpunkter har himlen lockat människor till sig själv, samtidigt som det förblir ett olöst mysterium, men skapandet av den första rymdraketen och dess uppskjutning öppnade nya forskningshorisonter för mänskligheten.

Raketmotorer är i grunden vanliga jetmotorer med en viktig egenskap: de använder inte atmosfäriskt syre som bränsleoxidationsmedel för att skapa jetkraft. Allt som behövs för dess drift finns antingen direkt i kroppen eller i oxidations- och bränsleförsörjningssystemen. Det är denna funktion som gör det möjligt att använda raketmotorer i yttre rymden.

Det finns många typer av raketmotorer och de skiljer sig alla påfallande från varandra, inte bara i designegenskaper utan också i funktionsprincipen. Det är därför varje typ måste övervägas separat.

Bland de viktigaste prestandaegenskaperna hos raketmotorer ägnas särskild uppmärksamhet åt den specifika impulsen - förhållandet mellan jettrycket och massan av arbetsvätskan som förbrukas per tidsenhet. Det specifika impulsvärdet återspeglar motorns effektivitet och ekonomi.

Kemiska raketmotorer (CRD)

Denna typ av motor är för närvarande den enda som används allmänt för att skjuta upp rymdfarkoster i yttre rymden, dessutom har den även funnits i den militära industrin. Kemiska motorer delas in i fast och flytande bränsle beroende på aggregationstillstånd raketbränsle.

Skapelsens historia

De första raketmotorerna var fast drivmedel, och de dök upp för flera århundraden sedan i Kina. På den tiden hade de lite med rymden att göra, men med deras hjälp gick det att skjuta upp militära raketer. Ett pulver användes som bränsle, som liknade krut i sammansättning, endast andelen av dess komponenter ändrades. Som ett resultat, under oxidation, exploderade pulvret inte, utan brändes gradvis ut, släppte värme och skapade jettryck. Sådana motorer förfinades, förbättrades och förbättrades med varierande framgång, men deras specifika impuls förblev fortfarande liten, det vill säga designen var ineffektiv och oekonomisk. Snart dök det upp nya typer av fasta bränslen som gjorde det möjligt att få en större specifik impuls och utveckla större dragkraft. Forskare från Sovjetunionen, USA och Europa arbetade med dess skapelse under första hälften av 1900-talet. Redan under andra hälften av 1940-talet utvecklades en prototyp av modernt bränsle, som används än idag.

Raketmotor RD - 170 körs på flytande bränsle och oxidationsmedel.

Flytande raketmotorer är en uppfinning av K.E. Tsiolkovsky, som föreslog dem som en kraftenhet för en rymdraket 1903. På 1920-talet började arbetet med att skapa en raketmotor att utföras i USA, på 1930-talet - i Sovjetunionen. Redan i början av andra världskriget skapades de första experimentella proverna, och efter dess slut började LRE massproduceras. De användes inom den militära industrin för att utrusta ballistiska missiler. 1957, för första gången i mänsklighetens historia, lanserades en sovjetisk konstgjord satellit. För att skjuta upp den användes en raket utrustad med ryska järnvägar.

Enheten och principen för drift av kemiska raketmotorer

En motor med fast drivmedel innehåller i sin kropp bränsle och ett oxidationsmedel i fast aggregationstillstånd, och bränslebehållaren är också en förbränningskammare. Bränslet är vanligtvis i form av en stav med ett centralt hål. Under oxidationsprocessen börjar stången att brinna från mitten till periferin, och de gaser som erhålls som ett resultat av förbränning kommer ut genom munstycket och bildar dragkraft. Detta är den enklaste designen bland alla raketmotorer.

I motorer med flytande drivmedel är bränslet och oxidationsmedlet i ett flytande tillstånd av aggregering i två separata tankar. Genom tillförselkanalerna kommer de in i förbränningskammaren, där de blandas och förbränningsprocessen sker. Förbränningsprodukter kommer ut genom munstycket och bildar dragkraft. Flytande syre används vanligtvis som oxidationsmedel, och bränslet kan vara olika: fotogen, flytande väte, etc.

För- och nackdelar med kemisk RD, deras omfattning

Fördelarna med fast drivgas RD är:

• enkel design;
• jämförande säkerhet i termer av ekologi;
• lågt pris;
• pålitlighet.

Nackdelar med RDTT:

• begränsning av drifttid: bränsle brinner ut mycket snabbt;
• omöjligheten att starta om motorn, stoppa den och reglera dragkraften;
• liten specifik vikt inom 2000-3000 m/s.

Genom att analysera för- och nackdelarna med raketmotorer för fasta drivmedel kan vi dra slutsatsen att användningen av dem endast är motiverad i de fall där en medelkraftsenhet behövs, vilket är ganska billigt och lätt att implementera. Omfattningen av deras användning är ballistiska, meteorologiska missiler, MANPADS, såväl som sidoförstärkare av rymdraketer (de är utrustade med amerikanska missiler, de användes inte i sovjetiska och ryska missiler).

Fördelar med flytande RD:

• hög specifik impuls (ca 4500 m/s och över);
• förmågan att kontrollera dragkraft, stoppa och starta om motorn;
• lättare vikt och kompakthet, vilket gör det möjligt att skjuta upp även stora flertonslaster i omloppsbana.

LRE nackdelar:

• komplex design och driftsättning;
• under viktlösa förhållanden kan vätskor i tankar röra sig slumpmässigt. För deras deponering är det nödvändigt att använda ytterligare energikällor.

Omfattningen av LRE är främst astronautik, eftersom dessa motorer är för dyra för militära ändamål.

Trots det faktum att kemiska raketmotorer hittills är de enda som kan säkerställa raketuppskjutning i yttre rymden, är deras ytterligare förbättring praktiskt taget omöjlig. Forskare och designers är övertygade om att gränsen för deras kapacitet redan har nåtts, och andra energikällor behövs för att få kraftfullare enheter med en hög specifik impuls.

Nukleära raketmotorer (NRE)

Denna typ av RD, till skillnad från kemiska, genererar energi inte genom att bränna bränsle, utan genom att värma arbetsvätskan med energin från kärnreaktioner. NRE är isotopiska, termonukleära och nukleära.

Skapelsens historia

NRE:s design och funktionsprincip utvecklades redan på 50-talet. Redan på 70-talet var experimentella prover klara i Sovjetunionen och USA, som framgångsrikt testades. Den sovjetiska solidfasmotorn RD-0410 med en dragkraft på 3,6 ton testades på en bänkbas och den amerikanska NERVA-reaktorn skulle installeras på Saturn V-raketen innan sponsringen av månprogrammet stoppades. Parallellt genomfördes även arbete med att skapa NRE i gasfas. Nu aktiv naturvetenskapliga program om utvecklingen av nukleär RD genomförs experiment vid rymdstationer.

Det finns alltså redan fungerande modeller av kärnraketmotorer, men hittills har ingen av dem använts utanför laboratorier eller vetenskapliga baser. Potentialen för sådana motorer är ganska hög, men risken förknippad med deras användning är också betydande, så för närvarande finns de bara i projekt.

Enhet och funktionsprincip

Kärnraketmotorer är gas-, flytande- och fastfas, beroende på tillståndet för aggregation av kärnbränsle. Bränsle i fastfas NRE är bränslestavar, samma som i kärnreaktorer. De är placerade i motorhuset och i sönderfallsprocessen av klyvbart material frigör de termisk energi. Arbetsvätskan - gasformigt väte eller ammoniak - i kontakt med bränsleelementet, absorberar energi och värms upp, ökar i volym och krymper, varefter den kommer ut genom munstycket under högt tryck.

Funktionsprincipen för en flytande fas NRE och dess design liknar fastfas, endast bränslet är i flytande tillstånd, vilket gör det möjligt att öka temperaturen och därmed dragkraften.

NRE i gasfas arbetar på bränsle i gasformigt tillstånd. De använder vanligtvis uran. Gasformigt bränsle kan hållas i kroppen av ett elektriskt fält eller så kan det vara i en förseglad genomskinlig kolv - en kärnkraftslampa. I det första fallet finns det en kontakt mellan arbetsvätskan och bränslet, såväl som ett partiellt läckage av det senare, därför måste motorn, förutom huvuddelen av bränslet, ha sin reserv för periodisk påfyllning. När det gäller en kärnkraftslampa finns det inget läckage och bränslet är helt isolerat från flödet av arbetsvätskan.

Fördelar och nackdelar med YARD

Nukleära raketmotorer har en enorm fördel jämfört med kemiska - detta är en hög specifik impuls. För fastfasmodeller är dess värde 8000-9000 m/s, för flytande fasmodeller är det 14000 m/s, för gasfasmodeller är det 30000 m/s. Användningen av dem medför dock förorening av atmosfären med radioaktiva utsläpp. Nu pågår arbetet med att skapa en säker, miljövänlig och effektiv kärnkraftsmotor och den främsta "kandidaten" för denna roll är en gasfas NRE med en kärnlampa, där det radioaktiva ämnet ligger i en förseglad kolv och inte går utanför med en jetlåga.

Elektriska raketmotorer (EP)

En annan potentiell konkurrent till kemiska raketmotorer är en elektrisk raketmotor som drivs av elektrisk energi. ERD kan vara elektrotermisk, elektrostatisk, elektromagnetisk eller pulsad.

Skapelsens historia

Den första EJE designades på 30-talet av den sovjetiske designern V.P. Glushko, även om idén om att skapa en sådan motor dök upp i början av nittonhundratalet. På 60-talet arbetade forskare från Sovjetunionen och USA aktivt med att skapa en EJE, och redan på 70-talet började de första proverna användas i rymdskepp som styrmotorer.

Enhet och funktionsprincip

Ett elektriskt raketframdrivningssystem består av själva ERE, vars struktur beror på dess typ, arbetsvätskeförsörjningssystem, kontroll och kraftförsörjning. Elektrotermisk RD värmer flödet av arbetsvätskan på grund av värmen som genereras av värmeelementet, eller i en elektrisk ljusbåge. Helium, ammoniak, hydrazin, kväve och andra inerta gaser, mindre ofta väte, används som arbetsvätska.

Elektrostatisk RD är uppdelad i kolloidal, jonisk och plasma. I dem accelereras de laddade partiklarna i arbetsvätskan av det elektriska fältet. I kolloidala eller joniska RD:er tillhandahålls gasjonisering av en jonisator, ett högfrekvent elektriskt fält eller en gasurladdningskammare. I plasma RDs passerar arbetsvätskan, xenon, en inert gas, genom en ringformig anod och går in i en gasurladdningskammare med en kompenserande katod. Vid hög spänning antänds en gnista mellan anoden och katoden, som joniserar gasen, vilket resulterar i en plasma. Positivt laddade joner kommer ut genom munstycket med hög hastighet, förvärvade på grund av acceleration av ett elektriskt fält, och elektroner förs ut av en kompenserande katod.

Elektromagnetiska RD har sitt eget magnetfält - externt eller internt, vilket accelererar de laddade partiklarna i arbetsvätskan.

Impuls RD-arbete på grund av avdunstning av fast bränsle under inverkan av elektriska urladdningar.

Fördelar och nackdelar med ERD, användningsområde

Bland fördelarna med ERD:

• hög specifik impuls, vars övre gräns är praktiskt taget obegränsad;
• låg bränsleförbrukning (arbetsvätska).

Brister:

• hög elförbrukning;
• design komplexitet;
• lite dragkraft.

Hittills är användningen av ERE begränsad till deras installation på rymdsatelliter, och solbatterier används som elkällor för dem. Samtidigt är det dessa motorer som kan bli de kraftverk som gör det möjligt att utforska rymden, därför utförs arbetet med att skapa deras nya modeller aktivt i många länder. Det var dessa kraftverk som science fiction-författare oftast nämnde i sina verk dedikerade till erövringen av rymden, de kan också hittas i science fiction-filmer. Än så länge är det ERD som är förhoppningen att människor fortfarande ska kunna resa till stjärnorna.

Raketmotorer är en av topparna tekniska framsteg. Material som arbetar vid gränsen, hundratals atmosfärer, tusentals grader och hundratals ton dragkraft - detta kan inte annat än glädjas. Men det finns många olika motorer, vilka är bäst? Vems ingenjörer kommer att ta sig upp på pallen? Det är äntligen dags att besvara denna fråga med all uppriktighet.

Tyvärr, av utseende motor kan inte sägas hur underbar den är. Du måste gräva i de tråkiga siffrorna för egenskaperna hos varje motor. Men det finns många, vilken ska man välja?

Kraftfullare

Trots all kraft kan fastbränsleförstärkare knappast kallas en symbol för tekniska framsteg, eftersom de strukturellt bara är en stålcylinder (eller komposit, men det spelar ingen roll) med bränsle. För det andra dog dessa boosters ut tillsammans med skyttlarna 2011, vilket undergräver intrycket av deras framgång. Ja, de som följer nyheterna om den nya amerikanska supertunga raketen SLS kommer att berätta för mig att nya fastdrivna boosters utvecklas för den, vars dragkraft redan kommer att vara 1600 ton, men för det första kommer den här raketen inte att flyga snart, inte före slutet av 2018 . Och för det andra är konceptet "ta fler segment med bränsle så att dragkraften blir ännu större" en omfattande utvecklingsväg, om du vill kan du lägga ännu fler segment och få ännu mer dragkraft, gränsen är ännu inte nådd här , och det är omärkligt att denna väg ledde till teknisk excellens.

Den andra platsen när det gäller dragkraft innehas av den inhemska vätskemotorn RD-171M - 793 ton.

Fyra förbränningskammare är en motor. Och en man för skala

Det verkar - här är han, vår hjälte. Men om detta är den bästa motorn, var är dess framgång? Okej, Energia-raketen dog under spillrorna av en kollapsad Sovjetunionen, och "Zenith" avslutade politiken för förbindelserna mellan Ryssland och Ukraina. Men varför köper USA inte denna underbara motor av oss, utan hälften så stor som RD-180? Varför producerar RD-180, som började som en "halva" av RD-170, nu mer än hälften av dragkraften på RD-170 - så mycket som 416 ton? Konstig. Oklar.

Tredje- och fjärdeplatserna när det gäller dragkraft upptas av motorer från raketer som inte längre flyger. Av någon anledning hjälpte fastbränslet UA1207 (714 ton), som fanns på Titan IV, och stjärnan i månprogrammet, F-1-motorn (679 ton), av någon anledning inte till att överleva till denna dag, enastående kraftsiffror. Kanske någon annan parameter är viktigare?

Mer effektiv

Specifik impuls visar hur många sekunder motorn kan utveckla en dragkraft på 1 Newton på ett kilo bränsle

Drivkraftsrekordhållare är i bästa fall i mitten av listan när de sorteras efter specifik impuls, och F-1:or med solida boosters sitter djupt i svansen. Det verkar som att detta är den viktigaste egenskapen. Men låt oss titta på ledarna för listan. Med en indikator på 9620 sekunder tar den föga kända HiPEP eljetmotorn första platsen.

Det här är inte en brand i mikrovågsugnen, utan en riktig raketmotor. Det är sant att han fortfarande har en mycket avlägsen släkting till mikrovågsugnen ...

HiPEP-motorn utvecklades för det stängda Jupiter-månsondsprojektet och stoppades 2005. I tester utvecklade prototypmotorn, enligt en officiell NASA-rapport, en specifik impuls på 9620 sekunder, vilket förbrukade 40 kW energi.

De andra och tredje platserna upptas av VASIMR (5000 sekunder) och NEXT (4100 sekunder), som ännu inte har flugit, har visat sina egenskaper på testbänkar. Och motorerna som flög ut i rymden (till exempel en serie inhemska SPD-motorer från OKB Fakel) har prestanda upp till 3000 sekunder.

Motorer i SPD-serien. Vem sa "coola bakgrundsbelysta högtalare"?

Varför har inte dessa motorer ersatt alla andra än? Svaret är enkelt om vi tittar på deras andra parametrar. Eljetmotorernas dragkraft mäts, tyvärr, i gram, och i atmosfären kan de inte fungera alls. Därför kommer det inte att fungera att montera en ultraeffektiv bärraket på sådana motorer. Och i rymden kräver de kilowatt energi, vilket inte alla satelliter har råd med. Därför används elektriska framdrivningsmotorer huvudsakligen endast vid interplanetära stationer och geostationära kommunikationssatelliter.

Tja, tja, kommer läsaren att säga, låt oss kassera de elektriska framdrivningsmotorerna. Vem kommer att hålla rekordet för specifik impuls bland kemiska motorer?

Med en indikator på 462 sekunder kommer den inhemska KVD1 och den amerikanska RL-10 att vara bland de ledande bland kemiska motorer. Och om KVD1 bara flög sex gånger som en del av den indiska GSLV-raketen, är RL-10 en framgångsrik och respekterad motor för övre och övre stadier, som har fungerat perfekt i många år. I teorin är det möjligt att montera en bärraket helt och hållet från sådana motorer, men dragkraften hos en motor på 11 ton innebär att dussintals av dem måste sättas på första och andra etappen, och det finns inga människor som vill gör det här.

Är det möjligt att kombinera hög dragkraft och hög specifik impuls? Kemiska motorer vilade mot vår världs lagar (tja, väte med syre med en specifik impuls större än ~ 460 brinner inte, fysiken förbjuder det). Det fanns projekt med atommotorer (,), men detta har ännu inte gått längre än projekt. Men i allmänhet, om mänskligheten kan korsa hög dragkraft med hög specifik impuls, kommer detta att göra rymden mer tillgänglig. Finns det några andra indikatorer som du kan utvärdera motorn med?

mer intensiv

Brännkammare RD-180 i museet. Var uppmärksam på antalet reglar som håller brännkammarens lock och avståndet mellan dem. Man ser tydligt hur svårt det är att hålla de som vill riva av locket 258 atmosfärers tryck

Fjärde plats tillhör den sovjetiska RD-0120 (216 atm), som har ledningen bland väte-syremotorer och flög två gånger på Energia bärraket. Femte plats är också med vår motor - RD-264 på ett bränslepar av asymmetrisk dimetylhydrazin / kvävetetroxid på Dnepr-raketen arbetar med ett tryck på 207 atm. Och bara på sjätte plats kommer den amerikanska rymdfärjan RS-25-motorn med tvåhundratre atmosfärer.

mer pålitlig

Stor fotolänk

Motsatsen är också sant - en motor som inte har enastående dragkraft eller specifika impulsvärden, men som är pålitlig, kommer att bli populär. Ju längre historia av att använda motorn, desto mer statistik och desto fler buggar lyckades den fånga på olyckor som redan har inträffat. RD-107/108-motorerna på Soyuz härstammar från samma motorer som lanserade de första Sputnik och Gagarin, och har, trots uppgraderingarna, ganska låga parametrar idag. Men den högsta tillförlitligheten på många sätt betalar för det.

mer tillgänglig

Merlin-1D motor. Avgas från gasgeneratorn som på Atlasen för sextio år sedan, men tillgänglig

TWR

Pris

Slutsats

Den bästa raketmotorn är en sådan som du kan producera/köpa, medan det kommer att ha dragkraft inom det område du behöver(inte för stor eller liten) och kommer att vara så effektiv( specifik impuls, tryck i förbränningskammaren) att det pris kommer inte att bli outhärdlig för dig.

Och, avslutningsvis, en liten hitparad av motorer som jag personligen anser vara de bästa:

RD-170/180/190 familj. Om du kommer från Ryssland eller kan köpa ryska motorer och du behöver kraftfulla motorer för det första steget, då skulle RD-170/180/190-familjen vara ett utmärkt alternativ. Dessa motorer är effektiva, med hög prestanda och utmärkt tillförlitlighetsstatistik och ligger i framkanten av tekniska framsteg.

Be-3 och RocketMotorTwo. Motorerna hos privata företag som är involverade i suborbital turism kommer bara att vara i rymden i några minuter, men detta hindrar dem inte från att beundra skönheten i de tekniska lösningar som används. BE-3-vätgasmotorn, brett omstartbar och strypbar, upp till 50 ton dragkraft och original öppenfasdesign, utvecklad av ett relativt litet team är cool. När det gäller RocketMotorTwo, trots all skepsis mot Branson och SpaceShipTwo, kan jag inte låta bli att beundra skönheten och enkelheten i hybridmotorns design för fast bränsle/gasformig oxidationsmedel.

F-1 och J-2 På 1960-talet var dessa de kraftfullaste motorerna i sin klass. Och det är omöjligt att inte älska motorerna som gav oss sådan skönhet.

Som sitter i själva fordonet. En raketmotor är den enda typen av motor som har praktiskt taget bemästrats för att skjuta upp en nyttolast i en konstgjord jordsatellits omloppsbana och använda den i vakuum. Andra typer av motorer som är lämpliga för användning i rymden (till exempel) har ännu inte lämnat det teoretiska och/eller experimentella utvecklingsstadiet.

Tryckkraften i en raketmotor uppstår som ett resultat av omvandlingen av den initiala energin till en jetström av arbetsvätskan. Beroende på vilken typ av energi som omvandlas till strålens kinetiska energi finns det kemiska raketmotorer, kärnraketmotorer och elektriska raketmotorer.

Kännetecknet för effektiviteten hos en raketmotor är (ett annat namn är specifik dragkraft) är förhållandet mellan dragkraften som utvecklas av raketmotorn och den andra massflödeshastigheten för arbetsvätskan. Den specifika impulsen har dimensionen (N × s) / kg och reduceras i praktiken vanligtvis till m / s, det vill säga dimensionen. För en idealisk raketmotor är den specifika impulsen numeriskt lika med hastigheten för utflödet av arbetsvätskan från munstycket.

Kemiska raketmotorer

De vanligaste kemiska raketmotorerna, i vilka, som ett resultat av en exoterm kemisk reaktion, och (sammantaget kallade) förbränningsprodukter värms till höga temperaturer, accelereras i överljudsmunstycket och flyter ut.

Den enklaste designen (RDTT), där bränslet och oxidationsmedlet lagras i form av fasta ämnen, och bränsletanken samtidigt fungerar som en förbränningskammare. Motorer med fast drivmedel är lätta att använda och lagra, men är mindre effektiva än flytande. Den specifika impulsen för motorer med fast drivmedel är 2-3 km/s.

Nukleära raketmotorer

Kärnraketmotor (NRE)- en motor i vilken arbetsvätskan (till exempel väte, ammoniak etc.) värms upp på grund av den energi som frigörs vid en kärnreaktion eller radioaktivt sönderfall. Det finns radioisotop-, kärn- och termonukleära raketmotorer.

Nukleära raketmotorer gör det möjligt att uppnå ett betydligt högre (jämfört med kemiska raketmotorer) värde på den specifika impulsen på grund av den höga hastigheten för utloppet av arbetsvätskan (från 8 000 m/s till 50 km/s eller mer). Samtidigt kan dragkraften hos kärnraketmotorer vara jämförbar med dragkraften hos kemiska raketmotorer, vilket skapar förutsättningar för att ersätta kemiska raketmotorer med kärnkraftsmotorer i framtiden.

Det största problemet med användningen av NRE är radioaktiv kontaminering. miljö, som inte tillåter användning av NRE (utom, möjligen, gasfas - se nedan) på de två första stegen av bärraketer.

NRE är indelade i fast- och gasfas. I fastfas NRE placeras det klyvbara ämnet, som i konventionella, i stavenheter med en utvecklad yta, vilket möjliggör effektiv uppvärmning (strålningsenergi kan försummas i detta fall) (vanligtvis -), som samtidigt är ett kylmedel som kyler de strukturella elementen och själva monteringarna. RT-temperaturen begränsas av den maximalt tillåtna temperaturen för strukturelementen (högst 3 000 °K), vilket begränsar utflödeshastigheten.

I gasfas-NRE är det klyvbara materialet, såväl som RT, i ett gasformigt tillstånd och hålls i arbetsområdet elektromagnetiskt fält. I det här fallet finns det ett litet läckage av klyvbart material in i yttre miljön. RT (väte) innehåller partiklar eftersom det värms upp på grund av absorption av strålningsenergi. Strukturella element i NRE av denna typ är inte avskräckande, så avgashastigheten för RT kan överstiga 30 000 m/s vid en betydande flödeshastighet. Man tror att gasfas-NRE kan användas som förstastegsmotorer, trots läckage av klyvbart material.

För närvarande befinner sig kärnraketmotorer med klyvbart material i fast fas i experimentstadiet. I Sovjetunionen och i USA testades sådana NRE aktivt under århundradets år. Nerva-reaktorn var redo att användas som motor för det tredje steget av en bärraket, men månprogrammet var stängt vid den tiden, och det fanns inga andra uppgifter för dessa bärraketer.

Gasfas-NRE befinner sig för närvarande på det teoretiska utvecklingsstadiet, men både i Sovjetunionen och i USA, experimentella studier. Det förväntas att en ny impuls till arbetet med gasfasmotorer kommer att ges av resultaten av plasmakristallexperimentet, som utfördes på raketmotorer och elektromagnetiska raketmotorer.

Funktionerna (vanligtvis betraktade som nackdelar) hos elektriska raketmotorer inkluderar låg dragkraft (som inte överstiger enheter för de mest kraftfulla elektriska raketmotorerna) och oförmågan att arbeta under atmosfäriska förhållanden på höjder mindre än 100 km. Allt detta begränsar omfattningen av elektriska raketmotorer.

För närvarande används elektriska raketmotorer som huvudmotorer och orienteringsmotorer på automatiska. På grund av den höga specifika impulsen (avgashastighet) är förbrukningen av arbetsvätskan (RT) liten, vilket gör det möjligt att säkerställa en lång period av aktiv existens av rymdfarkosten.

Utvecklingen av ett projekt för en fungerande modell av en raket är nära kopplat till frågan om motorn. Vilken motor är bättre att sätta på modellen? Vilka av dess egenskaper är de viktigaste? Vad är deras essens? Det är nödvändigt för modelleraren att förstå dessa problem.

I det här kapitlet, så elementärt som möjligt, talar om motorns egenskaper, det vill säga de faktorer som bestämmer dess egenskaper. En tydlig förståelse av värdet av motorkraft, dess drifttid, totala och specifika impuls och deras inverkan på flygkvaliteten för modellraketen kommer att hjälpa modell-stu-designern att välja rätt motor för modellraketen, och därför säkerställa framgång i tävlingar.

De viktigaste egenskaperna hos en raketmotor är:

• 1. Motorkraft P (kg)
• 2. Drifttid t (sek)
• 3. Specifik dragkraft Р ud (kg s/kg)
• 4. Totalt (totalt) momentum J ∑ (10 n s ≈ 1 kg s)
• 5. Bränslevikt G T (kg)
• 6. Sekundär bränsleförbrukning ω (kg)
• 7. Hastighet för utflöde av gaser W (m/s)
• 8. Motorvikt G dv (kg)
• 9. Motormått l, d (mm)

1. Motorkraft

Vid öppet munstycke (bild 11, b) rusar gaserna i förbränningskammaren under tryck genom munstycket med hög hastighet. I detta fall är den del av kammaren som är motsatt munstycket obalanserad. Tryckkrafterna som verkar på den del av kammarens bottenyta, som ligger mittemot munstycksöppningen, är också obalanserade, varigenom tryck uppstår.

Om vi ​​endast betraktar den translationella rörelsen av gaser längs förbränningskammaren och munstycket, kan fördelningen av gashastighet längs denna väg karakteriseras av en kurva (fig. 12, a). Trycket på ytelementen i kammaren och munstycket fördelas som visas i fig. 12b.

Värdet på det okompenserade området i botten av förbränningskammaren är lika med området för den minsta delen av munstycket. Uppenbarligen, ju större yta av denna sektion, desto stor kvantitet gaser kommer att kunna lämna förbränningskammaren på en tidsenhet.

Således kan vi dra slutsatsen att motorns dragkraft beror på mängden gaser som lämnar förbränningskammaren per tidsenhet som ett resultat av det okompenserade området och hastigheten för utflöde av gaser på grund av tryckobalans.

För att få ett kvantitativt beroende, överväg förändringen i rörelsemängden hos gaser när de strömmar ut ur förbränningskammaren. Låt oss anta att under tiden t lämnar en viss mängd gas motorns förbränningskammare, vars massa betecknas med m. Om vi ​​antar att translationshastigheten för gaser i förbränningskammaren är noll, och vid utgången från munstycket når värdet W m/s, då blir förändringen i gashastighet lika med W m/sek. I det här fallet kommer förändringen i rörelsemängden för den nämnda gasmassan att skrivas som en ekvation:

En förändring av gasernas rörelsemängd kan dock bara ske om en viss kraft P verkar på gasen under en tid t, då

Genom att ersätta värdet på ΔQ i formel (1) med J ∑ =P t får vi:

I enlighet med mekanikens lagar är kraften med vilken kammarens och munstyckets väggar verkar på gasen lika stor som kraften P, med vilken gasen i sin tur verkar på kammarens och munstyckets väggar. Denna kraft P är motorns dragkraft.

Ersätter i formel (5) istället för gasmassan m dess analoga värde från formel (6), får vi:

Således är den slutliga raketmotorns dragkraftsformel:

För att beräkna dragkraft kan du använda en formel som har liknande betydelse som formel (5), med P=konst:

Med ett konstant värde på dragkraft används formeln ofta

I fall av icke-konstant dragkraft, till exempel, när man bestämmer den initiala, maximala, genomsnittliga dragkraften och dragkraften när som helst under motorns drift, är det nödvändigt att ange de sanna U- och F-värdena för givna motorn i denna formel.

Så dragkraften är produkten av den effektiva gasutflödeshastigheten W och massan per sekund bränsleförbrukning ω/g.

Uppgift 1. Bestäm dragkraften för en raketmotor typ DB-Z-SM-10, med följande data: R slag =45,5 kg·s/kg; G T = 0,022 kg; t=4 sek.

Lösning. Den effektiva hastigheten för utflödet av gaser från munstycket:

Uppgift 2. Bestäm dragkraften för raketmotorn typ DB-Z-SM-10, med följande data: 1 kg s; G T = 0,022 kg; t=4 sek.

Lösning. Vi använder formel (11):

2. Hastighet för utflöde av gaser

Hastigheten för utflöde av gaser beror på olika faktorer. Den viktigaste parametern som kännetecknar gasernas tillstånd i förbränningskammaren är temperatur (T°K). Flödeshastigheten är direkt proportionell roten ur från temperaturen på gaserna i kammaren. Temperaturen beror i sin tur på mängden värme som frigörs vid förbränning av bränsle. Sålunda beror utflödeshastigheten i första hand på bränslets kvalitet, dess energiresurs.

3. Specifik dragkraft och specifik impuls

Moderna raketmotorer för fast drivmedel har låga värden på specifik dragkraft: från 28 till 50 kg s/kg. Det finns också nya motorer med en specifik dragkraft på 160 kg·s/kg och högre, med en lägre tryckgräns på högst 3 kg/cm 2 och en relativt hög specifik vikt av bränslet - mer än 2 g/cm 3 .

Specifik dragkraft visar effektiviteten av att använda ett kilo bränsle i en given motor. Ju högre dragkraft motorn har, desto mindre bränsle går åt för att få samma totala motorimpuls. Det betyder att med samma bränslevikt och motorstorlekar kommer den med den högre specifika dragkraften att vara att föredra.

Uppgift 3. Bestäm vikten av bränslet i var och en av de fyra motorerna med en total impuls på 1 kg s, men med olika specifika dragkrafter: a) Р slag =28 kg-s/kg; b) R-slag =45,5 kg·s/kg; c) R-slag =70 kg·s/kg; d) R-slag =160 kg s/kg.

Lösning. Bränslets vikt bestäms utifrån formeln:

Den specifika impulsen J-slag förstås som förhållandet mellan den totala dragkraftsimpulsen under tiden t för motordrift och vikten av det bränsle som förbrukas under denna tid G T .

Vid konstant dragkraft, dvs vid konstant tryck i förbränningskammaren och motordrift på marken, slår J =P slag.

4. Beräkning av egenskaperna hos motorn DB-1-SM-6

Uppgift 4. Beräkna huvudegenskaperna hos DB-1-SM-6-motorn, där kroppen är en 12-gauge pappersjakthylsa. Bränslet är blandning nr 1 (kaliumnitrat - 75, svavel - 12 och träkol - 26 delar). Packningsdensitet (bränslespecifik vikt) γ=1,3-1,35 g/cm2, R slag =30 kg·sek/kg, K=100. Vi ställer in det maximala trycket i förbränningskammaren inom 8 kg / cm 2. Förbränningshastigheten för detta bränsle som en funktion av trycket vid normal omgivningstemperatur visas i grafen i fig. 13.

Lösning. Först och främst är det nödvändigt att rita motorhöljet, det vill säga en 12-gauge-hylsa (Zhevelot), vilket gör det möjligt att visuellt följa beräkningarnas framsteg (Fig. 14). Motorhuset (hylsan) har ett färdigt munstycke (hål för Zhevelo-kolven). Håldiameter 5,5 mm, hylslängd 70 mm, innerdiameter 18,5 mm, ytterdiameter 20,5 mm, munstyckslängd 9 mm. Motorns bränsleblock måste ha ledigt utrymme - en längsgående kanal, tack vare vilken det är möjligt att få bränsleförbränningsområdet i motorn till ett maximalt värde. Kanalens form är en stympad kon, vars nedre bas motsvarar storleken på hålet i hylsan (5,5 mm), och under kalibreringen kan den vara lika med 6 mm. Diameter på toppbasen - 4 mm. Den övre basen görs något mindre på grund av tekniska hänsyn och säkerhetsåtgärder när man tar bort metallkonen från pulvermassan. För att bestämma längden på konen (staven) krävs de initiala data, som erhålls i följande ordning.

Med hjälp av formel (15) bestäms den möjliga maximala brinnarean:

Kanallängd l \u003d h 1 -r \u003d 4,27-0,7 \u003d 3,57 cm. Vi kommer omedelbart att sätta de resulterande dimensionerna på ritningen (Fig. 15). Längden på stången för pressning: 3,57 + 0,7 \u003d 4,27 cm (0,7 cm - höjden på ärmens bas).

Låt oss gå vidare till att bestämma höjden på den marscherande delen av bränslecheckaren. Denna del av bränslepatronen har ingen kanal, dvs den är pressad fast. Dess syfte är att, efter att ha nått det största värdet dragkraft för att få en marschsträcka, gärna med konstant dragkraft. Höjden på den marscherande delen av schacket måste vara strikt definierad. Förbränningen av huvuddelen av drivmedlet fortsätter i motorn med ett lätt tryck på 0,07-0,02 kg/cm 2 . Baserat på detta, enligt grafen i fig. 13 bestämmer vi förbränningshastigheten för huvuddelen av bränslet: U = 0,9 cm / s.

Höjden på den marscherande delen h 2 för brinntiden t=1,58 sek. kommer att göra upp.