Paano gumagana at gumagana ang isang makinang may likidong tumutulak
Ang mga liquid-propellant na makina ay kasalukuyang ginagamit bilang mga makina para sa mabibigat na air defense missiles, long-range at stratospheric missiles, rocket plane, rocket bomb, aerial torpedoes, atbp. Minsan ang mga LRE ay ginagamit din bilang mga panimulang makina upang mapadali ang pag-takeoff ng sasakyang panghimpapawid.
Isinasaisip ang pangunahing layunin ng LRE, makikilala natin ang kanilang disenyo at operasyon gamit ang dalawang makina bilang mga halimbawa: isa para sa isang long-range o stratospheric rocket, ang isa para sa isang rocket aircraft. Ang mga partikular na makina na ito ay hindi nangangahulugang tipikal at, siyempre, mas mababa sa kanilang data sa pinakabagong mga makina ng ganitong uri, ngunit ang mga ito ay katangian pa rin sa maraming paraan at nagbibigay ng isang medyo malinaw na ideya ng modernong likido-propellant. makina.
LRE para sa long-range o stratospheric rocket
Ang mga rocket ng ganitong uri ay ginamit bilang isang long-range na super-heavy projectile o para sa paggalugad sa stratosphere. Para sa layuning militar, ginamit sila ng mga Germans para bombahin ang London noong 1944. Ang mga missile na ito ay may halos isang toneladang paputok at may flight range na humigit-kumulang 300 km. Kapag ginalugad ang stratosphere, ang rocket head ay nagdadala ng iba't ibang kagamitan sa pagsasaliksik sa halip na mga pampasabog at kadalasan ay may aparato para sa paghihiwalay mula sa rocket at parachute descent. Taas ng rocket lift 150–180 km.
Ang hitsura ng naturang rocket ay ipinapakita sa Fig. 26, at ang seksyon nito sa Fig. 27. Ang mga pigura ng mga taong nakatayo sa tabi ng rocket ay nagbibigay ng ideya sa kahanga-hangang laki ng rocket: ang kabuuang haba nito ay 14 m, diameter tungkol sa 1.7 m, at balahibo mga 3.6 m, ang bigat ng isang gamit na rocket na may mga pampasabog ay 12.5 tonelada.
Fig. 26. Paghahanda upang ilunsad ang isang stratospheric rocket.
Ang rocket ay itinutulak ng isang liquid-propellant na makina na matatagpuan sa likuran nito. Pangkalahatang anyo engine ay ipinapakita sa Fig. 28. Ang makina ay tumatakbo sa dalawang sangkap na gasolina - ordinaryong alak (ethyl) na alkohol na 75% na lakas at likidong oxygen, na nakaimbak sa dalawang magkahiwalay na malalaking tangke, tulad ng ipinapakita sa Fig. 27. Ang stock ng gasolina sa rocket ay humigit-kumulang 9 tonelada, na halos 3/4 ng kabuuang bigat ng rocket, at sa mga tuntunin ng lakas ng tunog, ang mga tangke ng gasolina ay bumubuo ng karamihan sa buong dami ng rocket. Sa kabila ng napakalaking halaga ng gasolina, ito ay sapat lamang para sa 1 minuto ng pagpapatakbo ng makina, dahil ang makina ay kumonsumo ng higit sa 125 kg gasolina bawat segundo.
Fig. 27. Isang seksyon ng isang long-range missile.
Ang halaga ng parehong mga bahagi ng gasolina, alkohol at oxygen, ay kinakalkula upang sila ay masunog nang sabay-sabay. Dahil para sa pagkasunog 1 kg ang alkohol sa kasong ito ay kumonsumo ng humigit-kumulang 1.3 kg oxygen, ang tangke ng gasolina ay nagtataglay ng humigit-kumulang 3.8 tonelada ng alkohol, at ang tangke ng oxidizer ay may hawak na humigit-kumulang 5 tonelada ng likidong oxygen. Kaya, kahit na sa kaso ng alkohol, na nangangailangan ng makabuluhang mas kaunting oxygen para sa pagkasunog kaysa sa gasolina o kerosene, ang pagpuno sa parehong mga tangke ng gasolina lamang (alkohol) gamit ang atmospheric oxygen ay tataas ang tagal ng engine ng dalawa hanggang tatlong beses. Ito ay kung saan ang pangangailangan na magkaroon ng isang oxidizer sa board ng isang rocket ay pumapasok.
Fig. 28. Rocket engine.
Ang tanong na hindi sinasadya ay lumitaw: paano ang isang rocket ay sumasaklaw sa layo na 300 km kung ang makina ay tumatakbo lamang ng 1 minuto? Ito ay ipinaliwanag sa Fig. 33, na nagpapakita ng trajectory ng rocket, pati na rin ang pagbabago sa bilis sa kahabaan ng trajectory.
Ang paglulunsad ng rocket ay isinasagawa pagkatapos ilagay ito sa isang patayong posisyon gamit ang isang light launcher, tulad ng makikita sa Fig. 26. Pagkatapos ng paglunsad, ang rocket sa simula ay tumataas nang halos patayo, at pagkatapos ng 10-12 segundo ng paglipad, nagsisimula itong lumihis mula sa patayo at, sa ilalim ng pagkilos ng mga timon na kinokontrol ng mga gyroscope, gumagalaw sa isang tilapon na malapit sa isang arko ng isang bilog. . Ang ganitong paglipad ay tumatagal sa lahat ng oras habang tumatakbo ang makina, iyon ay, mga 60 segundo.
Kapag ang bilis ay umabot sa kinakalkula na halaga, pinapatay ng mga control device ang makina; sa oras na ito, halos wala nang gasolina sa mga rocket tank. Ang taas ng rocket sa dulo ng makina ay 35–37 km, at ang axis ng rocket ay gumagawa ng isang anggulo ng 45° sa abot-tanaw (point A sa Fig. 29 ay tumutugma sa posisyon na ito ng rocket).
Fig. 29. Ang landas ng paglipad ng isang long-range missile.
Ang elevation angle na ito ay nagbibigay ng maximum range sa kasunod na paglipad, kapag ang rocket ay gumagalaw sa pamamagitan ng inertia, tulad ng artillery shell na lilipad palabas ng baril na may sawn-off barrel sa taas na 35–37 km. Ang trajectory ng karagdagang flight ay malapit sa isang parabola, at ang kabuuang oras ng flight ay humigit-kumulang 5 minuto. Ang pinakamataas na taas na naabot ng rocket sa kasong ito ay 95-100 km, ang mga stratospheric rocket ay umabot sa mas mataas na altitude, higit sa 150 km. Sa mga larawang kinunan mula sa taas na ito ng isang aparato na naka-mount sa isang rocket, ang sphericity ng mundo ay malinaw na nakikita.
Ito ay kagiliw-giliw na makita kung paano nagbabago ang bilis ng paglipad kasama ang tilapon. Sa oras na naka-off ang makina, ibig sabihin, pagkatapos ng 60 segundo ng paglipad, umabot ang bilis ng paglipad ang pinakamalaking halaga at katumbas ng humigit-kumulang 5500 km/h, ibig sabihin, 1525 MS. Sa sandaling ito na ang lakas ng makina ay nagiging pinakamalaki din, na umaabot sa ilang mga rocket ng halos 600,000 l. Sa.! Dagdag pa, sa ilalim ng impluwensya ng grabidad, bumababa ang bilis ng rocket, at pagkatapos maabot pinakamataas na punto Para sa parehong dahilan, ang tilapon ay nagsisimulang lumaki muli hanggang ang rocket ay pumasok sa mga siksik na layer ng atmospera. Sa buong paglipad, maliban sa pinakaunang seksyon - acceleration, ang bilis ng rocket ay makabuluhang lumampas sa bilis ng tunog, ang average na bilis sa buong trajectory ay humigit-kumulang 3500 km/h at kahit sa lupa, bumagsak ang rocket sa bilis na dalawa at kalahating beses sa bilis ng tunog at katumbas ng 3000 km/h. Nangangahulugan ito na ang malakas na tunog mula sa paglipad ng rocket ay maririnig lamang pagkatapos na ito ay bumagsak. Dito hindi na posibleng mahuli ang paglapit ng isang rocket sa tulong ng mga sound pickup, kadalasang ginagamit sa aviation o hukbong-dagat, mangangailangan ito ng ganap na magkakaibang mga pamamaraan. Ang ganitong mga pamamaraan ay batay sa paggamit ng mga radio wave sa halip na tunog. Pagkatapos ng lahat, ang isang radio wave ay kumakalat sa bilis ng liwanag - ang pinakamataas na bilis na posible sa mundo. Ang bilis na ito ng 300,000 km/sec ay, siyempre, higit pa sa sapat upang markahan ang paglapit ng pinakamabilis na rocket.
Ang isa pang problema ay nauugnay sa mataas na bilis ng paglipad ng rocket. Ang katotohanan ay na sa mataas na bilis ng paglipad sa kapaligiran, dahil sa pagpepreno at compression ng hangin na tumatakbo sa rocket, ang temperatura ng katawan nito ay tumataas nang malaki. Ipinapakita ng pagkalkula na ang temperatura ng mga dingding ng rocket na inilarawan sa itaas ay dapat umabot sa 1000-1100 °C. Ipinakita ng mga pagsubok, gayunpaman, na sa katotohanan ang temperatura na ito ay mas mababa dahil sa paglamig ng mga dingding sa pamamagitan ng thermal conduction at radiation, ngunit gayunpaman umabot ito sa 600-700 ° C, i.e., ang rocket ay uminit hanggang sa isang pulang init. Habang tumataas ang bilis ng paglipad ng rocket, mabilis na tataas ang temperatura ng mga pader nito at maaaring maging seryosong hadlang sa karagdagang pagtaas ng bilis ng paglipad. Alalahanin na ang mga meteorite (mga makalangit na bato) ay sumasabog sa napakabilis na bilis, hanggang sa 100 km/s, sa mga limitasyon ng atmospera ng lupa, bilang panuntunan, "nasusunog", at kung ano ang kinukuha natin para sa isang bumabagsak na meteorite ("shooting star") ay sa katotohanan ay isang namuong mainit na gas at hangin, na nabuo bilang isang resulta ng paggalaw ng meteorite sa mataas na bilis sa atmospera. Samakatuwid, ang mga flight na may napakataas na bilis ay posible lamang sa itaas na mga layer ng atmospera, kung saan ang hangin ay bihira, o sa labas nito. Ang mas malapit sa lupa, mas mababa ang pinahihintulutang bilis ng paglipad.
Fig. 30. Scheme ng rocket engine.
Ang diagram ng rocket engine ay ipinapakita sa Fig. 30. Kapansin-pansin ang relatibong pagiging simple ng pamamaraang ito kumpara sa maginoo na piston aircraft engine; sa partikular, ang LRE ay nailalarawan sa halos kumpletong kawalan ng mga gumagalaw na bahagi sa power circuit ng engine. Ang mga pangunahing elemento ng engine ay isang combustion chamber, isang jet nozzle, isang steam generator at isang turbopump unit para sa supply ng gasolina at isang control system.
Ang pagkasunog ng gasolina ay nangyayari sa silid ng pagkasunog, ibig sabihin, ang conversion ng kemikal na enerhiya ng gasolina sa thermal energy, at sa nozzle, ang thermal energy ng mga produkto ng combustion ay na-convert sa high-speed energy ng gas jet na dumadaloy mula sa engine sa kapaligiran. Kung paano nagbabago ang estado ng mga gas sa panahon ng kanilang daloy sa makina ay ipinapakita sa Fig. 31.
Ang presyon sa silid ng pagkasunog ay 20-21 ata, at ang temperatura ay umabot sa 2,700 °C. Ang katangian ng silid ng pagkasunog ay isang malaking halaga ng init na inilabas dito sa panahon ng pagkasunog bawat yunit ng oras o, tulad ng sinasabi nila, ang density ng init ng silid. Kaugnay nito, ang LRE combustion chamber ay higit na nakahihigit sa lahat ng iba pang combustion device na kilala sa sining (boiler furnaces, cylinders ng internal combustion engine, at iba pa). Sa kasong ito, ang dami ng init na inilabas sa bawat segundo sa silid ng pagkasunog ng makina ay sapat na upang pakuluan ang higit sa 1.5 tonelada ng tubig na yelo! Upang ang silid ng pagkasunog ay hindi mabigo sa napakalaking dami ng init na inilabas dito, kinakailangan na masinsinang palamig ang mga dingding nito, pati na rin ang mga dingding ng nozzle. Para sa layuning ito, tulad ng nakikita sa FIG. 30, ang silid ng pagkasunog at nguso ng gripo ay pinalamig ng gasolina - alkohol, na unang naghuhugas ng kanilang mga dingding, at pagkatapos lamang, pinainit, ay pumapasok sa silid ng pagkasunog. Ang sistema ng paglamig na ito, na iminungkahi ni Tsiolkovsky, ay kapaki-pakinabang din dahil ang init na inalis mula sa mga dingding ay hindi nawawala at bumabalik muli sa silid (ito ang dahilan kung bakit ang ganitong sistema ng paglamig ay tinatawag minsan na regenerative). Gayunpaman, ang panlabas na paglamig ng mga dingding ng engine lamang ay hindi sapat, at ang paglamig ng mga dingding ay sabay na inilapat upang mapababa ang temperatura ng mga dingding. loobang bahagi. Para sa layuning ito, ang mga dingding sa isang bilang ng mga lugar ay may maliliit na butas na matatagpuan sa ilang mga annular belt, upang sa pamamagitan ng mga butas na ito ay pumapasok ang alkohol sa silid at nozzle (mga 1/10 ng kabuuang pagkonsumo nito). Ang malamig na pelikula ng alkohol na ito, na dumadaloy at sumingaw sa mga dingding, ay nagpoprotekta sa kanila mula sa direktang pakikipag-ugnay sa apoy ng sulo at sa gayon ay binabawasan ang temperatura ng mga dingding. Sa kabila ng katotohanan na ang temperatura ng mga gas na naghuhugas mula sa loob ng mga dingding ay lumampas sa 2500 °C, ang temperatura ng panloob na ibabaw ng mga dingding, tulad ng ipinakita ng mga pagsubok, ay hindi lalampas sa 1000 °C.
Fig. 31. Pagbabago sa estado ng mga gas sa makina.
Ang gasolina ay ibinibigay sa combustion chamber sa pamamagitan ng 18 prechamber burner na matatagpuan sa dulong dingding nito. Ang oxygen ay pumapasok sa mga prechamber sa pamamagitan ng mga central nozzle, at ang alkohol ay umaalis sa cooling jacket sa pamamagitan ng isang singsing ng maliliit na nozzle sa paligid ng bawat prechamber. Kaya, ang isang sapat na mahusay na paghahalo ng gasolina ay natiyak, na kung saan ay kinakailangan para sa kumpletong pagkasunog na mangyari sa isang napakaikling panahon habang ang gasolina ay nasa silid ng pagkasunog (daan-daan ng isang segundo).
Ang jet nozzle ng makina ay gawa sa bakal. Ang hugis nito, na malinaw na makikita sa Fig. 30 at 31, ay una ay isang makitid at pagkatapos ay lumalawak na tubo (ang tinatawag na Laval nozzle). Tulad ng nabanggit kanina, ang mga nozzle at powder rocket engine ay may parehong hugis. Ano ang nagpapaliwanag sa hugis na ito ng nozzle? Tulad ng alam mo, ang gawain ng nozzle ay upang matiyak ang kumpletong pagpapalawak ng gas upang makuha ang pinakamataas na bilis ng tambutso. Upang mapataas ang bilis ng daloy ng gas sa pamamagitan ng isang tubo, ang cross section nito ay dapat munang unti-unting bumaba, na nangyayari rin sa daloy ng mga likido (halimbawa, tubig). Ang bilis ng gas ay tataas, gayunpaman, hanggang sa ito ay maging katumbas ng bilis ng tunog sa gas. Ang isang karagdagang pagtaas sa bilis, sa kaibahan sa isang likido, ay posible lamang sa pagpapalawak ng tubo; ang pagkakaiba sa pagitan ng daloy ng gas at daloy ng likido ay dahil sa ang katunayan na ang likido ay hindi mapipigil, at ang dami ng gas ay tumataas nang malaki sa panahon ng pagpapalawak. Sa lalamunan ng nozzle, ibig sabihin, sa pinakamaliit na bahagi nito, ang bilis ng daloy ng gas ay palaging katumbas ng bilis ng tunog sa gas, sa aming kaso, mga 1000 MS. Ang bilis ng pag-agos, ibig sabihin, ang bilis sa seksyon ng labasan ng nozzle, ay 2100–2200 MS(kaya ang tiyak na thrust ay humigit-kumulang 220 kg seg/kg).
Ang supply ng gasolina mula sa mga tangke hanggang sa silid ng pagkasunog ng makina ay isinasagawa sa ilalim ng presyon sa pamamagitan ng mga bomba na hinimok ng isang turbine at inayos kasama nito sa isang solong yunit ng turbopump, tulad ng makikita sa Fig. 30. Sa ilang mga makina, ang supply ng gasolina ay isinasagawa sa ilalim ng presyon, na nilikha sa mga selyadong tangke ng gasolina gamit ang ilang uri ng inert gas - halimbawa, nitrogen, na nakaimbak sa ilalim ng mataas na presyon sa mga espesyal na cylinder. Ang ganitong sistema ng supply ay mas simple kaysa sa isang pumping, ngunit, na may sapat na malaking lakas ng engine, ito ay lumalabas na mas mabigat. Gayunpaman, kahit na nagbobomba ng gasolina sa engine na aming inilalarawan, ang mga tangke, parehong oxygen at alkohol, ay nasa ilalim ng ilang labis na presyon mula sa loob upang mapadali ang operasyon ng mga bomba at protektahan ang mga tangke mula sa pagbagsak. Ang presyon na ito (1.2–1.5 ata) ay nilikha sa tangke ng alkohol na may hangin o nitrogen, sa tangke ng oxygen - na may mga singaw ng evaporating oxygen.
Ang parehong mga bomba ay uri ng sentripugal. Ang turbine na nagpapatakbo ng mga bomba ay tumatakbo sa isang steam-gas mixture na nagreresulta mula sa agnas ng hydrogen peroxide sa isang espesyal na steam-gas generator. Ang sodium permanganate, na isang katalista na nagpapabilis sa agnas ng hydrogen peroxide, ay pinapakain sa generator ng singaw at gas na ito mula sa isang espesyal na tangke. Kapag ang isang rocket ay inilunsad, ang hydrogen peroxide sa ilalim ng nitrogen pressure ay pumapasok sa steam-gas generator, kung saan ang isang marahas na reaksyon ng peroxide decomposition ay nagsisimula sa paglabas ng singaw ng tubig at gas na oxygen (ito ang tinatawag na "cold reaction", na kung saan ay minsan ginagamit upang lumikha ng thrust, lalo na, sa paglulunsad ng mga rocket engine). Ang halo ng singaw-gas na may temperatura na humigit-kumulang 400 °C at presyon na higit sa 20 ata, pumapasok sa turbine wheel at pagkatapos ay inilabas sa atmospera. Ang kapangyarihan ng turbine ay ganap na ginugugol sa drive ng parehong fuel pump. Ang kapangyarihang ito ay hindi pa masyadong maliit - sa 4000 rpm ng turbine wheel, umabot ito sa halos 500 l. Sa.
Dahil ang pinaghalong oxygen at alkohol ay hindi isang self-reactive na gasolina, ang ilang uri ng sistema ng pag-aapoy ay dapat ibigay upang simulan ang pagkasunog. Sa makina, ang pag-aapoy ay isinasagawa gamit ang isang espesyal na piyus, na bumubuo ng isang sulo ng apoy. Para sa layuning ito, karaniwang ginagamit ang pyrotechnic fuse (isang solidong igniter gaya ng pulbura), at ang likidong igniter ay hindi gaanong karaniwang ginagamit.
Ang paglulunsad ng rocket ay isinasagawa bilang mga sumusunod. Kapag ang ignition torch ay nag-apoy, ang mga pangunahing balbula ay binuksan, kung saan ang alkohol at oxygen ay pumapasok sa silid ng pagkasunog sa pamamagitan ng gravity mula sa mga tangke. Ang lahat ng mga balbula sa makina ay kinokontrol ng naka-compress na nitrogen na nakaimbak sa rocket sa isang baterya ng mga cylinder na may mataas na presyon. Kapag nagsimula ang pagkasunog ng gasolina, ang isang tagamasid na matatagpuan sa isang distansya, gamit ang isang de-koryenteng contact, ay lumiliko sa supply ng hydrogen peroxide sa generator ng singaw at gas. Nagsisimulang gumana ang turbine, na nagtutulak sa mga bomba na nagbibigay ng alkohol at oxygen sa silid ng pagkasunog. Lumalaki ang thrust at kapag lumampas na ito sa bigat ng rocket (12-13 tonelada), lalabas ang rocket. Mula sa sandaling ang apoy ng ignisyon ay nag-apoy hanggang sa sandaling ang makina ay bumuo ng buong thrust, 7-10 segundo lamang ang lumipas.
Kapag nagsisimula, napakahalaga na tiyakin ang isang mahigpit na pagkakasunud-sunod ng pagpasok sa silid ng pagkasunog ng parehong mga bahagi ng gasolina. Ito ay isa sa mga mahahalagang gawain ng sistema ng kontrol at regulasyon ng engine. Kung ang isa sa mga sangkap ay naipon sa silid ng pagkasunog (dahil ang paggamit ng isa ay naantala), kung gayon ang isang pagsabog ay karaniwang sumusunod dito, kung saan ang makina ay madalas na nabigo. Ito, kasama ang mga random na pagkagambala sa pagkasunog, ay isa sa mga pinakakaraniwang sanhi ng mga aksidente sa panahon ng pagsubok sa LRE.
Kapansin-pansin ang hindi gaanong timbang ng makina kumpara sa thrust na nabuo nito. Kapag ang bigat ng makina ay mas mababa sa 1000 kg thrust ay 25 tonelada, upang ang tiyak na gravity ng makina, ibig sabihin, ang bigat sa bawat yunit ng thrust, ay
Para sa paghahambing, ipinapahiwatig namin na ang isang maginoo na piston aircraft engine na tumatakbo sa isang propeller ay may partikular na gravity na 1-2 kg/kg, ibig sabihin, ilang sampu-sampung beses pa. Mahalaga rin na ang tiyak na gravity ng isang rocket engine ay hindi nagbabago sa isang pagbabago sa bilis ng paglipad, habang ang tiyak na gravity ng isang piston engine ay mabilis na tumataas sa pagtaas ng bilis.
LRE para sa rocket aircraft
Fig. 32. Project LRE na may adjustable thrust.
1 - mobile na karayom; 2 - mekanismo para sa paglipat ng karayom; 3 - supply ng gasolina; 4 - supply ng oxidant.
Ang pangunahing kinakailangan para sa isang sasakyang panghimpapawid na liquid-propellant na makina ay ang kakayahang baguhin ang thrust na nabuo nito alinsunod sa mga mode ng paglipad ng sasakyang panghimpapawid, hanggang sa paghinto at pag-restart ng makina sa paglipad. Ang pinakasimpleng at pinaka-karaniwang paraan upang baguhin ang thrust ng isang engine ay upang ayusin ang supply ng gasolina sa combustion chamber, bilang isang resulta kung saan ang presyon sa kamara at thrust ay nagbabago. Gayunpaman, ang pamamaraang ito ay hindi kanais-nais, dahil sa isang pagbawas sa presyon sa silid ng pagkasunog, na ibinaba upang mabawasan ang thrust, ang proporsyon ng thermal energy ng gasolina na pumasa sa high-speed na enerhiya ng jet ay bumababa. Nagreresulta ito sa pagtaas ng konsumo ng gasolina ng 1 kg thrust, at dahil dito, ng 1 l. Sa. kapangyarihan, ibig sabihin, ang makina ay nagsisimulang gumana nang hindi gaanong matipid. Upang mabawasan ang pagkukulang na ito, ang mga sasakyang panghimpapawid rocket engine ay kadalasang mayroong dalawa hanggang apat na combustion chamber sa halip na isa, na ginagawang posible na patayin ang isa o higit pang mga chamber kapag nagpapatakbo sa pinababang kapangyarihan. Ang thrust control sa pamamagitan ng pagpapalit ng pressure sa chamber, ibig sabihin, sa pamamagitan ng pagbibigay ng gasolina, ay pinapanatili din sa kasong ito, ngunit ginagamit lamang sa isang maliit na hanay hanggang sa kalahati ng thrust ng chamber na pinapatay. Ang pinaka-kapaki-pakinabang na paraan upang makontrol ang thrust ng isang liquid-propellant rocket engine ay ang pagbabago ng daloy ng lugar ng nozzle nito habang binabawasan ang supply ng gasolina, dahil sa kasong ito, ang pagbaba sa bawat segundo na halaga ng mga escaping gas ay makakamit. habang pinapanatili ang parehong presyon sa silid ng pagkasunog, at, samakatuwid, ang bilis ng tambutso. Ang nasabing regulasyon ng lugar ng daloy ng nozzle ay maaaring isagawa, halimbawa, gamit ang isang movable needle ng isang espesyal na profile, tulad ng ipinapakita sa Fig. 32, na naglalarawan sa disenyo ng isang liquid-propellant rocket engine na may thrust na kinokontrol sa ganitong paraan.
Sa FIG. 33 ay nagpapakita ng isang single-chamber aircraft rocket engine, at Fig. 34 - ang parehong rocket engine, ngunit may karagdagang maliit na silid, na ginagamit sa cruise flight kapag kinakailangan ang maliit na thrust; ganap na naka-off ang pangunahing camera. Ang parehong mga silid ay gumagana sa maximum na mode, at ang malaki ay bumubuo ng isang thrust na 1700 kg, at maliit - 300 kg, kaya ang kabuuang thrust ay 2000 kg. Ang natitirang bahagi ng mga makina ay magkatulad sa disenyo.
Ang mga makina na ipinapakita sa Fig. 33 at 34 ay nagpapatakbo sa self-igniting fuel. Ang gasolina na ito ay binubuo ng hydrogen peroxide bilang oxidizer at hydrazine hydrate bilang gasolina, sa isang ratio ng timbang na 3:1. Mas tiyak, ang gasolina ay isang kumplikadong komposisyon na binubuo ng hydrazine hydrate, methyl alcohol at mga tansong asin bilang isang katalista na nagsisiguro ng mabilis na reaksyon (ginagamit din ang iba pang mga catalyst). Ang kawalan ng gasolina na ito ay nagiging sanhi ng kaagnasan ng mga bahagi ng makina.
Ang bigat ng isang single chamber engine ay 160 kg, ang tiyak na gravity ay
bawat kilo ng tulak. Haba ng makina - 2.2 m. Ang presyon sa silid ng pagkasunog ay humigit-kumulang 20 ata. Kapag nagpapatakbo sa pinakamababang supply ng gasolina upang makuha ang pinakamababang thrust, na 100 kg, ang pressure sa combustion chamber ay bumababa sa 3 ata. Ang temperatura sa silid ng pagkasunog ay umabot sa 2500 °C, ang rate ng daloy ng gas ay halos 2100 MS. Ang pagkonsumo ng gasolina ay 8 kg/s, at ang tiyak na pagkonsumo ng gasolina ay 15.3 kg gasolina bawat 1 kg thrust kada oras.
Fig. 33. Single-chamber rocket engine para sa rocket aircraft
Fig. 34. Two-chamber aircraft rocket engine.
Fig. 35. Scheme ng supply ng gasolina sa isang aviation LRE.
Ang scheme ng supply ng gasolina sa engine ay ipinapakita sa Fig. 35. Tulad ng sa isang rocket engine, ang supply ng gasolina at oxidizer na nakaimbak sa magkahiwalay na mga tangke ay isinasagawa sa isang presyon ng halos 40 ata impeller driven na mga bomba. Ang isang pangkalahatang view ng turbopump unit ay ipinapakita sa Fig. 36. Ang turbine ay tumatakbo sa isang steam-gas mixture, na, tulad ng dati, ay nakuha bilang isang resulta ng agnas ng hydrogen peroxide sa isang steam-gas generator, na sa kasong ito ay puno ng isang solid catalyst. Bago pumasok sa combustion chamber, pinapalamig ng gasolina ang mga dingding ng nozzle at ang combustion chamber, na nagpapalipat-lipat sa isang espesyal na cooling jacket. Ang pagbabago sa supply ng gasolina na kinakailangan upang kontrolin ang engine thrust sa panahon ng paglipad ay nakakamit sa pamamagitan ng pagpapalit ng supply ng hydrogen peroxide sa steam-gas generator, na nagiging sanhi ng pagbabago sa bilis ng turbine. Ang maximum na bilis ng impeller ay 17,200 rpm. Ang makina ay sinimulan gamit ang isang de-koryenteng motor na nagtutulak sa turbopump unit.
Fig. 36. Turbopump unit ng isang aviation rocket engine.
1 - gear drive mula sa panimulang de-koryenteng motor; 2 - pump para sa oxidizer; 3 - turbina; 4 - fuel pump; 5 - turbine exhaust pipe.
Sa FIG. Ang 37 ay nagpapakita ng isang diagram ng pag-install ng isang single-chamber rocket engine sa likurang fuselage ng isa sa pang-eksperimentong rocket aircraft.
Ang layunin ng sasakyang panghimpapawid na may mga likidong makina ay natutukoy sa pamamagitan ng mga katangian ng mga makina ng rocket na likido-propellant - mataas na thrust at, nang naaayon, mataas na kapangyarihan sa mataas na bilis ng paglipad at mataas na altitude at mababang kahusayan, ibig sabihin, mataas na pagkonsumo ng gasolina. Samakatuwid, ang mga rocket engine ay karaniwang naka-install sa sasakyang panghimpapawid ng militar - mga mandirigma ng interceptor. Ang gawain ng naturang sasakyang panghimpapawid ay, kapag nakatanggap ng isang senyas tungkol sa paglapit ng sasakyang panghimpapawid ng kaaway, upang mabilis na lumipad at makakuha ng isang mataas na altitude kung saan ang mga sasakyang panghimpapawid na ito ay karaniwang lumilipad, at pagkatapos, gamit ang kanilang kalamangan sa bilis ng paglipad, magpataw ng isang labanan sa himpapawid. ang kaaway. Ang kabuuang tagal ng paglipad ng isang sasakyang panghimpapawid na may likidong-propellant na makina ay tinutukoy ng suplay ng gasolina sa sasakyang panghimpapawid at 10-15 minuto, kaya ang mga sasakyang panghimpapawid na ito ay kadalasang maaaring magsagawa ng mga operasyong pangkombat lamang sa lugar ng kanilang paliparan. .
Fig. 37. Scheme ng pag-install ng mga rocket engine sa eroplano.
Fig. 38. Rocket fighter (tingnan sa tatlong projection)
Sa FIG. 38 ay nagpapakita ng isang interceptor fighter na may LRE na inilarawan sa itaas. Ang mga sukat ng sasakyang panghimpapawid na ito, tulad ng iba pang sasakyang panghimpapawid ng ganitong uri, ay kadalasang maliit. Ang kabuuang bigat ng sasakyang panghimpapawid na may gasolina ay 5100 kg; ang reserbang gasolina (higit sa 2.5 tonelada) ay sapat lamang para sa 4.5 minuto ng pagpapatakbo ng makina nang buong lakas. Pinakamataas na bilis ng paglipad - higit sa 950 km/h; ang kisame ng sasakyang panghimpapawid, i.e. ang pinakamataas na taas na maaabot nito, ay 16,000 m. Ang rate ng pag-akyat ng isang sasakyang panghimpapawid ay nailalarawan sa pamamagitan ng katotohanan na sa 1 minuto maaari itong tumaas mula 6 hanggang 12 km.
Fig. 39. Ang aparato ng isang rocket aircraft.
Sa FIG. 39 ay nagpapakita ng aparato ng isa pang sasakyang panghimpapawid na may isang rocket engine; isa itong pang-eksperimentong sasakyang panghimpapawid na ginawa upang makamit ang bilis ng paglipad na lampas sa bilis ng tunog (ibig sabihin, 1200 km/h sa lupa). Sa eroplano, sa likuran ng fuselage, isang LRE ang naka-install, na mayroong apat na magkaparehong silid na may kabuuang thrust na 2720 kg. Haba ng makina 1400 mm, maximum na diameter 480 mm, timbang 100 kg. Ang stock ng gasolina sa eroplano, na ginagamit bilang alkohol at likidong oxygen, ay 2360 l.
Fig. 40. Four-chamber aircraft rocket engine.
Ang panlabas na view ng engine na ito ay ipinapakita sa Fig. 40.
Iba pang mga aplikasyon ng LRE
Kasama ng pangunahing paggamit ng liquid-propellant rocket engine bilang mga makina para sa mga long-range missiles at rocket aircraft, ang mga ito ay kasalukuyang ginagamit sa maraming iba pang mga kaso.
Ang mga LRE ay malawakang ginagamit bilang mga makina para sa mabibigat na rocket projectiles, katulad ng ipinapakita sa Fig. 41. Ang makina ng projectile na ito ay maaaring magsilbi bilang isang halimbawa ng pinakasimpleng rocket engine. Ang gasolina (gasolina at likidong oxygen) ay ibinibigay sa silid ng pagkasunog ng makina na ito sa ilalim ng presyon ng neutral na gas (nitrogen). Sa FIG. 42 ay nagpapakita ng isang diagram ng isang mabigat na rocket na ginamit bilang isang malakas na anti-aircraft projectile; ipinapakita ng diagram ang kabuuang sukat ng rocket.
Ginagamit din ang mga liquid-propellant rocket engine bilang panimulang makina ng sasakyang panghimpapawid. Sa kasong ito, ang isang mababang temperatura ng hydrogen peroxide decomposition reaction ay minsan ginagamit, kaya naman ang mga naturang makina ay tinatawag na "malamig".
May mga kaso ng paggamit ng LRE bilang mga booster para sa sasakyang panghimpapawid, sa partikular, sasakyang panghimpapawid na may mga turbojet engine. Sa kasong ito, ang mga pump ng supply ng gasolina ay minsan ay hinihimok mula sa turbojet engine shaft.
Ginagamit din ang mga liquid-propellant rocket engine, kasama ng mga powder engine, para sa paglulunsad at pagpapabilis ng sasakyang panghimpapawid (o ang kanilang mga modelo) na may mga ramjet engine. Tulad ng alam mo, ang mga makinang ito ay nagkakaroon ng napakataas na thrust sa mataas na bilis ng paglipad, mataas na bilis ng tunog, ngunit hindi nagkakaroon ng thrust sa lahat sa panahon ng pag-alis.
Sa wakas, dapat nating banggitin ang isa pang aplikasyon ng LRE, na nagaganap sa kamakailang mga panahon. Upang pag-aralan ang pag-uugali ng isang sasakyang panghimpapawid sa mataas na bilis ng paglipad na lumalapit sa bilis ng tunog at lumampas dito, kinakailangan ang seryoso at mamahaling gawaing pananaliksik. Sa partikular, kinakailangan upang matukoy ang paglaban ng mga pakpak ng sasakyang panghimpapawid (mga profile), na kadalasang isinasagawa sa mga espesyal na wind tunnels. Upang lumikha sa naturang mga tubo ng mga kondisyon na naaayon sa paglipad ng isang sasakyang panghimpapawid sa mataas na bilis, kinakailangan na magkaroon ng napakataas na mga halaman ng kuryente para sa pagmamaneho ng mga tagahanga na lumikha ng isang daloy sa tubo. Bilang resulta, ang pagtatayo at pagpapatakbo ng mga tubo para sa pagsubok sa supersonic na bilis ay nangangailangan ng malaking gastos.
Kamakailan lamang, kasama ang pagtatayo ng mga supersonic na tubo, ang gawain ng pag-aaral ng iba't ibang mga profile ng mga pakpak ng high-speed na sasakyang panghimpapawid, pati na rin ang pagsubok ng mga ramjet engine, sa pamamagitan ng paraan, ay nalutas din sa tulong ng liquid-propellant.
Fig. 41. Rocket projectile na may rocket engine.
mga makina. Ayon sa isa sa mga pamamaraang ito, ang sinisiyasat na profile ay naka-install sa isang long-range rocket na may isang liquid-propellant rocket engine, katulad ng inilarawan sa itaas, at lahat ng mga pagbabasa ng mga instrumento na sumusukat sa paglaban ng profile sa paglipad ay ipinadala sa sa lupa gamit ang mga radio telemetry device.
Fig. 42. Scheme ng device ng isang malakas na anti-aircraft projectile na may rocket engine.
7 - ulo ng labanan; 2 - silindro na may naka-compress na nitrogen; 3 - tangke na may oxidizer; 4 - tangke ng gasolina; 5 - likido-propellant na makina.
Ayon sa isa pang pamamaraan, ang isang espesyal na troli ng rocket ay itinatayo, na gumagalaw sa mga riles sa tulong ng isang makinang rocket na may likidong propellant. Ang mga resulta ng pagsubok ng isang profile na naka-install sa naturang troli sa isang espesyal na mekanismo ng timbang ay naitala ng mga espesyal na awtomatikong aparato na matatagpuan din sa troli. Ang nasabing rocket cart ay ipinapakita sa Fig. 43. Ang haba ng riles ay maaaring umabot sa 2–3 km.
Fig. 43. Rocket trolley para sa pagsubok ng mga profile ng pakpak ng sasakyang panghimpapawid.
Mula sa aklat na Identifying and Troubleshooting on Your Own in a Car may-akda Zolotnitsky VladimirAng makina ay hindi matatag sa lahat ng mga mode Mga malfunctions ng sistema ng pag-aapoy Pagkasira at pinsala sa contact carbon, nakabitin ito sa takip ng distributor ng ignisyon. Ang pagtagas ng kasalukuyang sa "lupa" sa pamamagitan ng soot o moisture sa panloob na ibabaw ng takip. Palitan ang pin
Mula sa aklat na Battleship na "PETER THE GREAT" may-akdaAng makina ay tumatakbo nang mali sa mababang bilis ng makina o mga stall sa idle na mga problema sa Carburettor Mababang o mataas na antas ng gasolina sa float chamber. Mababang antas - pops sa carburetor, mataas - pops sa muffler. tambutso
Mula sa aklat na Battleship "Navarin" may-akda Arbuzov Vladimir VasilievichAng makina ay tumatakbo nang normal sa idle, ngunit ang kotse ay bumibilis nang mabagal at may "dips"; mahinang engine acceleration Malfunctions ng ignition system Ang agwat sa pagitan ng mga contact ng breaker ay hindi nababagay. Ayusin ang anggulo ng pagsasara ng contact
Mula sa aklat na Planes of the World 2000 02 may-akda hindi kilala ang may-akdaAng engine "troit" - isa o dalawang cylinders ay hindi gumagana Malfunctions ng ignition system Hindi matatag na operasyon ng engine sa mababa at katamtamang bilis. Tumaas na pagkonsumo ng gasolina. Ang usok na tambutso ay asul. Medyo muffled panaka-nakang naglalabas ng mga tunog, na kung saan ay mabuti
Mula sa aklat na World of Aviation 1996 02 may-akda hindi kilala ang may-akdaSa isang matalim na pagbukas ng mga throttle valve, ang makina ay tumatakbo nang paulit-ulit Mga malfunction ng mekanismo ng pamamahagi ng gas Ang mga clearance ng balbula ay hindi nababagay. Bawat 10 libong kilometro (para sa VAZ-2108, -2109 pagkatapos ng 30 libong km) ayusin ang mga clearance ng balbula. Na may nabawasan
Mula sa aklat na We service and repair ang Volga GAZ-3110 may-akda Zolotnitsky Vladimir AlekseevichAng makina ay tumatakbo nang hindi pantay at hindi matatag sa katamtaman at mataas na bilis ng crankshaft Mga malfunctions ng ignition system Misalignment ng gap ng mga contact sa breaker. Para maayos ang agwat sa pagitan ng mga contact, huwag sukatin ang agwat mismo, at maging ang makalumang
Mula sa aklat na Rocket Engines may-akda Gilzin Karl AlexandrovichAplikasyon KUNG PAANO ORGANISADO ANG "PETER THE GREAT" 1 . Karapat-dapat sa dagat at kakayahang magamit Ang buong kumplikadong mga pagsubok na isinagawa noong 1876 ay nagsiwalat ng sumusunod na pagiging karapat-dapat sa dagat. Ang kaligtasan ng pag-navigate sa karagatan ng "Peter the Great" ay hindi nagbigay inspirasyon sa takot, at ang pagsasama nito sa klase ng mga monitor
Mula sa aklat na Jet Engines may-akda Gilzin Karl AlexandrovichPaano inayos ang barkong pandigma na "Navarin". lapad 20.42, disenyo draft 7.62 m bow at 8.4 stern at hinikayat mula sa 93 mga frame (spacing 1.2 metro). Ang mga frame ay nagbigay ng longitudinal strength at full
Mula sa aklat na History of Electrical Engineering may-akda Koponan ng mga may-akdaSu-10 - ang unang jet bomber ng OKB P.O. Sukhoi Nikolay GORDIUKOVApagkatapos ng Ikalawang Digmaang Pandaigdig, nagsimula ang panahon ng jet aviation. Ang muling kagamitan ng mga pwersang panghimpapawid ng Sobyet at dayuhan para sa mga mandirigma na may mga turbojet engine ay naganap nang napakabilis. Gayunpaman, ang paglikha
Mula sa aklat ng may-akda Mula sa aklat ng may-akdaAng makina ay tumatakbo nang mali-mali sa mababang crankshaft speed o mga stall sa idle Fig. 9. Carburetor adjusting screws: 1 - operational adjustment screw (dami ng turnilyo); 2 - pinaghalong komposisyon tornilyo, (kalidad na tornilyo) na may mahigpit
Mula sa aklat ng may-akdaAng makina ay hindi matatag sa lahat ng mga mode
Mula sa aklat ng may-akdaPaano inayos at gumagana ang isang powder rocket engine Ang mga pangunahing elemento ng istruktura ng isang powder rocket engine, tulad ng anumang iba pang rocket engine, ay isang combustion chamber at isang nozzle (Fig. 16).
Mula sa aklat ng may-akdaFuel para sa isang liquid-propellant engine Ang pinakamahalagang katangian at katangian ng isang liquid-propellant engine, at sa katunayan ang disenyo nito, ay pangunahing nakadepende sa fuel na ginagamit sa engine. Ang pangunahing kinakailangan para sa fuel para sa liquid-propellant rocket engine ay
Mula sa aklat ng may-akdaIkalimang Kabanata Pulsating Jet Engine Sa unang tingin, ang posibilidad ng isang makabuluhang pagpapasimple ng makina sa panahon ng paglipat sa mataas na bilis ng paglipad ay tila kakaiba, marahil kahit na hindi kapani-paniwala. Ang buong kasaysayan ng aviation ay nagsasalita pa rin ng kabaligtaran: ang pakikibaka
Mula sa aklat ng may-akda6.6.7. MGA SEMICONDUCTOR DEVICES SA ELECTRIC DRIVE. SYSTEMS THYRISTOR CONVERTER - ENGINE (TP - D) AT CURRENT SOURCE - ENGINE (IT - D)
Ang liquid propellant rocket engine ay isang makina na pinapagana ng mga tunaw na gas at kemikal na likido. Depende sa bilang ng mga bahagi, ang mga liquid-propellant rocket engine ay nahahati sa isa, dalawa at tatlong bahagi.
Maikling kasaysayan ng pag-unlad
Sa unang pagkakataon, ang paggamit ng liquefied hydrogen at oxygen bilang gasolina para sa mga rocket ay iminungkahi ni K.E. Tsiolkovsky noong 1903. Ang unang prototype ng rocket engine ay nilikha ng Amerikanong si Robert Howard noong 1926. Kasunod nito, ang mga katulad na pag-unlad ay isinagawa sa USSR, USA, Germany. Ang pinakadakilang tagumpay ay nakamit ng mga siyentipikong Aleman: Thiel, Walter, von Braun. Noong Ikalawang Digmaang Pandaigdig, lumikha sila ng isang buong linya ng mga rocket engine para sa mga layuning militar. May opinyon na kung nilikha nila ang V-2 Reich nang mas maaga, nanalo sila sa digmaan. Kasunod nito, ang Cold War at ang karera ng armas ay naging katalista para sa pagpapabilis ng pagbuo ng mga likidong propellant na rocket engine na may layuning ilapat ang mga ito sa programa sa kalawakan. Sa tulong ng RD-108, ang mga unang artipisyal na satellite ng Earth ay inilagay sa orbit.
Ngayon, ang LRE ay ginagamit sa mga programa sa kalawakan at mabibigat na sandata ng rocket.
Saklaw ng aplikasyon
Tulad ng nabanggit sa itaas, ang LRE ay pangunahing ginagamit bilang isang makina para sa spacecraft at paglulunsad ng mga sasakyan. Ang pangunahing bentahe ng LRE ay:
- ang pinakamataas na tiyak na salpok sa klase;
- ang kakayahang magsagawa ng full stop at restart na ipinares sa kontrol ng traksyon ay nagbibigay ng mas mataas na kakayahang magamit;
- makabuluhang mas kaunting bigat ng kompartimento ng gasolina kumpara sa mga solidong makina ng gasolina.
Kabilang sa mga disadvantages ng LRE:
- mas kumplikadong aparato at mataas na gastos;
- nadagdagan ang mga kinakailangan para sa ligtas na transportasyon;
- sa isang estado ng walang timbang, kinakailangan na gumamit ng mga karagdagang makina upang magdeposito ng gasolina.
Gayunpaman, ang pangunahing kawalan ng liquid-propellant rocket engine ay ang limitasyon ng mga kakayahan ng enerhiya ng gasolina, na naglilimita sa paggalugad ng espasyo sa kanilang tulong sa distansya ng Venus at Mars.
Device at prinsipyo ng pagpapatakbo
Ang prinsipyo ng pagpapatakbo ng LRE ay pareho, ngunit ito ay nakamit gamit ang iba't ibang mga scheme ng aparato. Ang gasolina at oxidizer ay ibinobo mula sa iba't ibang tangke patungo sa ulo ng nozzle, na ini-inject sa combustion chamber at pinaghalo. Pagkatapos ng pag-aapoy sa ilalim ng presyon, ang panloob na enerhiya ng gasolina ay na-convert sa kinetic energy at dumadaloy palabas sa pamamagitan ng nozzle, na lumilikha ng jet thrust.
Ang sistema ng gasolina ay binubuo ng mga tangke ng gasolina, mga pipeline at mga bomba na may turbine para sa pagbomba ng gasolina mula sa tangke papunta sa pipeline at isang control valve.
Ang pumping fuel supply ay lumilikha ng isang mataas na presyon sa kamara at, bilang isang resulta, isang mas malaking pagpapalawak ng gumaganang likido, dahil sa kung saan ang pinakamataas na halaga ng tiyak na salpok ay nakamit.
Injector head - isang bloke ng mga injector para sa pag-inject ng mga bahagi ng gasolina sa combustion chamber. Ang pangunahing kinakailangan para sa nozzle ay ang mataas na kalidad na paghahalo at ang bilis ng supply ng gasolina sa silid ng pagkasunog.
Sistema ng paglamig
Kahit na ang proporsyon ng paglipat ng init mula sa istraktura sa panahon ng proseso ng pagkasunog ay hindi gaanong mahalaga, ang problema ng paglamig ay may kaugnayan dahil sa mataas na temperatura ng pagkasunog (>3000 K) at nagbabanta sa thermal pagkasira ng makina. Mayroong ilang mga uri ng paglamig sa dingding ng silid:
Ang regenerative cooling ay batay sa paglikha ng isang lukab sa mga dingding ng silid kung saan ang gasolina ay dumadaan nang walang oxidizer, paglamig sa dingding ng silid, at ang init, kasama ang coolant (gasolina), ay bumalik sa silid.
Ang malapit sa dingding na layer ay isang layer ng gas na nilikha mula sa mga nasusunog na singaw malapit sa mga dingding ng silid. Ang epekto na ito ay nakakamit sa pamamagitan ng pag-install ng mga injector sa paligid ng ulo na nagbibigay lamang ng gasolina. Kaya, ang nasusunog na timpla ay walang oxidizing agent, at ang pagkasunog malapit sa dingding ay hindi kasing tindi ng nasa gitna ng kamara. Ang temperatura ng malapit sa dingding na layer ay naghihiwalay sa mataas na temperatura sa gitna ng silid mula sa mga dingding ng silid ng pagkasunog.
Ang ablative na paraan ng paglamig ng liquid-propellant rocket engine ay isinasagawa sa pamamagitan ng paglalagay ng espesyal na heat-shielding coating sa mga dingding ng chamber at nozzles. Ang patong sa mataas na temperatura ay nagbabago mula sa isang solido patungo sa isang gas na estado, na sumisipsip ng isang malaking bahagi ng init. Ang pamamaraang ito ng paglamig ng likidong rocket engine ay ginamit sa programang Apollo lunar.
Ang paglulunsad ng isang rocket engine ay isang napaka responsableng operasyon sa mga tuntunin ng pagsabog sa kaso ng mga pagkabigo sa pagpapatupad nito. Mayroong mga sangkap na nag-aapoy sa sarili kung saan walang mga paghihirap, gayunpaman, kapag gumagamit ng isang panlabas na initiator para sa pag-aapoy, ang perpektong koordinasyon ng supply nito sa mga bahagi ng gasolina ay kinakailangan. Ang akumulasyon ng hindi nasusunog na gasolina sa silid ay may mapanirang puwersa ng pagsabog at nangangako ng mga kahihinatnan.
Ang paglulunsad ng malalaking likidong rocket na makina ay nagaganap sa ilang yugto, na sinusundan ng pag-abot sa pinakamataas na kapangyarihan, habang ang maliliit na makina ay inilulunsad na may agarang output na isang daang porsyentong kapangyarihan.
Ang awtomatikong sistema ng kontrol ng mga liquid-propellant rocket engine ay nailalarawan sa pamamagitan ng pagpapatupad ng isang ligtas na pagsisimula at paglabas ng makina sa pangunahing mode, kontrol ng matatag na operasyon, pagsasaayos ng thrust ayon sa plano ng paglipad, pagsasaayos ng mga consumable, pagsara kapag naabot ang isang naibigay na tilapon . Dahil sa mga sandali na hindi makalkula, ang liquid-propellant rocket engine ay nilagyan ng garantisadong supply ng gasolina upang ang rocket ay makapasok sa nais na orbit kung sakaling magkaroon ng mga paglihis sa programa.
Ang mga bahagi ng propellant at ang kanilang pagpili sa panahon ng proseso ng disenyo ay mapagpasyahan sa disenyo ng isang likidong rocket engine. Sa batayan na ito, ang mga kondisyon ng imbakan, transportasyon at teknolohiya ng produksyon ay tinutukoy. Ang pinakamahalagang tagapagpahiwatig ng kumbinasyon ng mga sangkap ay ang tiyak na salpok, kung saan nakasalalay ang pamamahagi ng porsyento ng masa ng gasolina at kargamento. Ang mga sukat at masa ng rocket ay kinakalkula gamit ang Tsiolkovsky formula. Bilang karagdagan sa tiyak na salpok, ang density ay nakakaapekto sa laki ng mga tangke na may mga bahagi ng gasolina, ang punto ng kumukulo ay maaaring limitahan ang mga kondisyon ng pagpapatakbo ng mga missile, ang pagiging agresibo ng kemikal ay katangian ng lahat ng mga oxidizer at, kung ang mga patakaran para sa pagpapatakbo ng mga tangke ay hindi sinusunod, maaaring maging sanhi ng sunog ng tangke. , ang toxicity ng ilang fuel compound ay maaaring magdulot ng malubhang pinsala sa kapaligiran at kapaligiran. Samakatuwid, kahit na ang fluorine ay isang mas mahusay na ahente ng oxidizing kaysa sa oxygen, hindi ito ginagamit dahil sa toxicity nito.
Isang sangkap na likido mga rocket engine bilang isang gasolina, ginagamit ang isang likido, na, na nakikipag-ugnayan sa katalista, nabubulok sa pagpapalabas ng mainit na gas. Ang pangunahing bentahe ng single-component rocket engine ay ang kanilang pagiging simple ng disenyo, at kahit na ang partikular na salpok ng naturang mga makina ay maliit, ang mga ito ay perpektong angkop bilang mga low-thrust engine para sa oryentasyon at pagpapapanatag ng spacecraft. Ang mga makinang ito ay gumagamit ng isang displacement fuel supply system at, dahil sa mababang temperatura ng proseso, hindi kailangan ng isang cooling system. Kasama rin sa mga single-component engine ang mga gas-jet engine, na ginagamit sa mga kondisyon kung saan hindi katanggap-tanggap ang mga thermal at chemical emissions.
Noong unang bahagi ng 1970s, ang Estados Unidos at ang USSR ay nagbuo ng tatlong sangkap na liquid-propellant rocket engine na gagamit ng hydrogen at hydrocarbon fuels bilang gasolina. Sa ganitong paraan tatakbo ang makina sa kerosene at oxygen sa pagsisimula at lilipat sa likidong hydrogen at oxygen sa mataas na altitude. Ang isang halimbawa ng isang three-component rocket engine sa Russia ay ang RD-701.
Unang ginamit ang rocket control sa V-2 rockets gamit ang graphite gas-dynamic rudders, ngunit pinababa nito ang engine thrust, at ang mga modernong rocket ay gumagamit ng rotary chamber na nakakabit sa katawan na may mga bisagra na lumilikha ng kakayahang magamit sa isa o dalawang eroplano. Bilang karagdagan sa mga rotary camera, ginagamit din ang mga control motor, na naayos na may mga nozzle sa kabaligtaran na direksyon at naka-on kung kinakailangan upang kontrolin ang apparatus sa espasyo.
Ang isang closed cycle na rocket engine ay isang makina, ang isa sa mga bahagi na kung saan ay gasified sa pamamagitan ng pagkasunog sa isang mababang temperatura na may isang maliit na bahagi ng iba pang bahagi, ang nagresultang gas ay kumikilos bilang isang gumaganang likido ng turbine, at pagkatapos ay pinapakain sa combustion chamber, kung saan nasusunog ito kasama ng mga labi ng mga bahagi ng gasolina at lumilikha ng jet thrust. Ang pangunahing kawalan ng pamamaraang ito ay ang pagiging kumplikado ng disenyo, ngunit ang tiyak na pagtaas ng salpok.
Ang pag-asam ng pagtaas ng kapangyarihan ng mga likidong rocket engine
Sa paaralan ng Russian ng mga tagalikha ng LRE, na pinamumunuan ng Academician Glushko sa loob ng mahabang panahon, nagsusumikap sila para sa maximum na paggamit ng enerhiya ng gasolina at, bilang isang resulta, ang maximum na posibleng tiyak na salpok. Dahil ang maximum na tiyak na salpok ay maaaring makuha lamang sa pamamagitan ng pagtaas ng pagpapalawak ng mga produkto ng pagkasunog sa nozzle, ang lahat ng mga pagpapaunlad ay isinasagawa sa paghahanap ng perpektong pinaghalong gasolina.
Ang R-7 ICBM ay nilikha, nilagyan ng RD-107 at RD-108 rocket engine, sa oras na iyon ang pinakamalakas at advanced sa mundo, na binuo sa ilalim ng pamumuno ni V. P. Glushko. Ang rocket na ito ay ginamit bilang carrier ng unang artipisyal na earth satellite sa mundo, ang unang manned spacecraft at interplanetary probes.
Noong 1969, ang unang spacecraft ng serye ng Apollo ay inilunsad sa USA, na inilunsad sa isang landas ng paglipad patungo sa Buwan ng isang sasakyang paglulunsad ng Saturn-5, ang unang yugto kung saan ay nilagyan ng 5 F-1 na makina. Ang F-1 ay kasalukuyang pinakamalakas sa mga single-chamber rocket engine, na nagbibigay ng thrust sa four-chamber engine na RD-170, na binuo ng Energomash Design Bureau sa Soviet Union noong 1976.
Kasalukuyan mga programa sa kalawakan ng lahat ng bansa ay nakabatay sa paggamit ng LRE.
Saklaw ng paggamit, pakinabang at disadvantages
Katorgin, Boris Ivanovich, Academician ng Russian Academy of Sciences, dating pinuno NPO "Energomash"
Ang aparato at prinsipyo ng pagpapatakbo ng isang two-component rocket engine
kanin. 1 Scheme ng isang two-component rocket engine
1 - linya ng oxidizer
2 - linya ng gasolina
3 - oxidizer pump
4 - fuel pump
5 - turbina
6 - generator ng gas
7 - gas generator valve (oxidizer)
8 - gas generator valve (gasolina)
9 - pangunahing balbula ng oxidizer
10 - pangunahing balbula ng gasolina
11 - tambutso ng turbine
12 - paghahalo ng ulo
13 - silid ng pagkasunog
14 - nguso ng gripo
Mayroong isang medyo malaking pagkakaiba-iba ng mga scheme ng disenyo ng LRE, na may pagkakaisa ng pangunahing prinsipyo ng kanilang operasyon. Isaalang-alang natin ang aparato at prinsipyo ng pagpapatakbo ng isang likidong-propellant na rocket engine gamit ang halimbawa ng isang dalawang-sangkap na makina na may pumped na supply ng gasolina, bilang ang pinaka-karaniwan, ang pamamaraan na kung saan ay naging isang klasiko. Ang iba pang mga uri ng mga rocket engine (maliban sa tatlong bahagi) ay pinasimple na mga bersyon ng isa na isinasaalang-alang, at kapag inilalarawan ang mga ito, ito ay sapat na upang ipahiwatig ang mga pagpapasimple.
Sa fig. 1 sa eskematiko na nagpapakita ng LRE device.
Sistema ng gasolina
Kasama sa sistema ng gasolina ng LRE ang lahat ng mga elemento na ginagamit upang magbigay ng gasolina sa silid ng pagkasunog - mga tangke ng gasolina, mga pipeline, yunit ng turbopump(TNA) - isang yunit na binubuo ng mga bomba at isang turbine na naka-mount sa isang baras, isang nozzle head, at mga balbula na kumokontrol sa supply ng gasolina.
pumping feed Pinapayagan ka ng gasolina na lumikha ng isang mataas na presyon sa silid ng makina, mula sa sampu-sampung mga atmospheres hanggang 250 atm (LRE 11D520 RN "Zenith"). Ang mataas na presyon ay nagbibigay ng isang malaking antas ng pagpapalawak ng gumaganang likido, na isang kinakailangan para sa pagkamit ng isang mataas na halaga ng tiyak na salpok. Bilang karagdagan, na may mataas na presyon sa silid ng pagkasunog, ang isang mas mahusay na halaga ay nakamit. ratio ng thrust-weight engine - ang ratio ng thrust sa timbang ng engine. Paano higit na halaga ng indicator na ito, mas maliit ang laki at bigat ng makina (na may parehong halaga ng thrust), at mas mataas ang antas ng pagiging perpekto nito. Ang mga bentahe ng pumping system ay lalo na binibigkas sa mga rocket engine na may mataas na thrust, halimbawa, sa mga sistema ng propulsion ng mga sasakyang inilunsad.
Sa Fig. 1, ang mga maubos na gas mula sa HP turbine ay pumapasok sa nozzle head papunta sa combustion chamber kasama ang mga bahagi ng gasolina (11). Ang ganitong makina ay tinatawag na makina saradong loop(kung hindi man - na may saradong cycle), kung saan ang buong pagkonsumo ng gasolina, kasama ang ginamit sa TNA drive, ay dumadaan sa LRE combustion chamber. Ang presyon sa labasan ng turbine sa naturang engine, malinaw naman, ay dapat na mas mataas kaysa sa combustion chamber ng rocket engine, at sa pumapasok sa gas generator (6) na nagpapakain sa turbine, dapat itong mas mataas pa. Upang matugunan ang mga kinakailangang ito, ang parehong mga bahagi ng gasolina ay ginagamit upang himukin ang turbine (sa ilalim ng mataas na presyon), kung saan ang LRE mismo ay nagpapatakbo (na may ibang ratio ng mga bahagi, bilang panuntunan, na may labis na gasolina upang mabawasan ang thermal load sa turbine).
Ang isang alternatibo sa isang closed loop ay bukas na loop, kung saan direktang ginagawa ang tambutso ng turbine kapaligiran sa pamamagitan ng outlet pipe. Ang pagpapatupad ng isang bukas na siklo ay teknikal na mas simple, dahil ang pagpapatakbo ng turbine ay hindi nauugnay sa pagpapatakbo ng silid ng LRE, at sa kasong ito, ang HP ay karaniwang maaaring magkaroon ng sarili nitong independiyenteng sistema ng gasolina, na nagpapadali sa pamamaraan para sa pagsisimula ng buong propulsion system. Ngunit ang mga closed-loop system ay may medyo mas mahusay na mga halaga ng tiyak na salpok, at pinipilit nito ang mga taga-disenyo na pagtagumpayan ang mga teknikal na paghihirap ng kanilang pagpapatupad, lalo na para sa mga malalaking sasakyang paglulunsad, na napapailalim sa partikular na mataas na mga kinakailangan para sa tagapagpahiwatig na ito.
Sa diagram sa fig. Ang 1 isang HP ay nagbobomba ng parehong mga bahagi, na katanggap-tanggap sa mga kaso kung saan ang mga bahagi ay may maihahambing na densidad. Para sa karamihan ng mga likido na ginagamit bilang mga bahagi rocket fuel, ang density ay nagbabago sa hanay na 1 ± 0.5 g/cm³, na ginagawang posible na gumamit ng isang turbo drive para sa parehong mga bomba. Ang pagbubukod ay ang likidong hydrogen, na sa temperatura na 20°K ay may density na 0.071 g/cm³. Ang ganitong magaan na likido ay nangangailangan ng isang bomba na may ganap na magkakaibang mga katangian, kabilang ang isang mas mataas na bilis ng pag-ikot. Samakatuwid, sa kaso ng paggamit ng hydrogen bilang gasolina, isang independiyenteng THA ang ibinibigay para sa bawat bahagi.
Sa isang maliit na thrust ng engine (at, dahil dito, mababang pagkonsumo ng gasolina), ang turbopump unit ay nagiging masyadong "mabigat" na elemento na nagpapalala sa mga katangian ng timbang ng sistema ng pagpapaandar. Ang isang alternatibo sa isang pumped fuel system ay displacement, kung saan ang daloy ng gasolina sa silid ng pagkasunog ay ibinibigay ng boost pressure sa mga tangke ng gasolina, na nilikha ng compressed gas, kadalasang nitrogen, na hindi nasusunog, hindi nakakalason, hindi nag-oxidizing at medyo mura sa paggawa. Ang helium ay ginagamit upang i-pressure ang mga tangke na may likidong hydrogen, dahil ang iba pang mga gas ay nagpapalapot at nagiging mga likido sa temperatura ng likidong hydrogen.
Kapag isinasaalang-alang ang pagpapatakbo ng isang engine na may isang displacement fuel supply system mula sa diagram sa fig. 1, ang THA ay hindi kasama, at ang mga sangkap ng gasolina ay nagmumula sa mga tangke nang direkta sa pangunahing mga balbula ng LRE (9) at (10). Ang presyon sa mga tangke ng gasolina sa panahon ng supply ng displacement ay dapat na mas mataas kaysa sa silid ng pagkasunog, ang mga tangke ay mas malakas (at mas mabigat) kaysa sa kaso ng isang pumped fuel system. Sa pagsasagawa, ang presyon sa combustion chamber ng isang makina na may displacement fuel supply ay limitado sa 10–15 at. Kadalasan, ang mga naturang makina ay may medyo maliit na thrust (sa loob ng 10 tonelada). Ang mga bentahe ng displacement system ay ang pagiging simple ng disenyo at ang bilis ng reaksyon ng engine sa start command, lalo na sa kaso ng paggamit ng self-igniting fuel components. Ang ganitong mga makina ay ginagamit upang magsagawa ng mga maneuver ng spacecraft sa outer space. Ginamit ang displacement system sa lahat ng tatlong propulsion system ng Apollo lunar spacecraft - serbisyo (thrust 9,760 kG), landing (thrust 4,760 kG), at takeoff (thrust 1,950 kG).
ulo ng nozzle- ang node kung saan sila naka-mount mga nozzle idinisenyo upang mag-iniksyon ng mga bahagi ng gasolina sa silid ng pagkasunog. Ang pangunahing kinakailangan para sa mga injector ay ang pinakamabilis at pinaka-masusing paghahalo ng mga sangkap sa pagpasok sa silid, dahil ang rate ng kanilang pag-aapoy at pagkasunog ay nakasalalay dito.
Sa pamamagitan ng nozzle head ng F-1 engine, halimbawa, 1.8 tonelada ng likidong oxygen at 0.9 tonelada ng kerosene ang pumapasok sa combustion chamber bawat segundo. At ang oras ng paninirahan ng bawat bahagi ng gasolina na ito at ang mga produkto ng pagkasunog nito sa silid ay kinakalkula sa millisecond. Sa panahong ito, ang gasolina ay dapat magsunog nang ganap hangga't maaari, dahil ang hindi nasusunog na gasolina ay isang pagkawala ng thrust at tiyak na salpok. Ang solusyon sa problemang ito ay nakamit sa pamamagitan ng isang bilang ng mga hakbang:
- Ang maximum na pagtaas sa bilang ng mga nozzle sa ulo, na may proporsyonal na pag-minimize ng rate ng daloy sa pamamagitan ng isang nozzle. (Mayroong 2,600 oxygen nozzle at 3,700 kerosene nozzle sa nozzle head ng engine).
- Ang espesyal na geometry ng mga injector sa ulo at ang paghahalili ng mga fuel at oxidizer injector.
- Ang espesyal na hugis ng nozzle channel, dahil sa kung saan, kapag gumagalaw sa channel, ang likido ay pinaikot, at kapag ito ay pumasok sa silid, ito ay nakakalat sa mga gilid sa pamamagitan ng centrifugal force.
Sistema ng paglamig
Dahil sa bilis ng mga prosesong nagaganap sa LRE combustion chamber, isang maliit na bahagi lamang (mga fraction ng isang porsyento) ng lahat ng init na nabuo sa chamber ang inililipat sa istraktura ng makina, gayunpaman, dahil sa mataas na temperatura ng pagkasunog (minsan ay higit pa. 3000 ° K), at isang makabuluhang halaga ng init na nabuo, kahit na isang maliit na bahagi nito ay sapat na para sa thermal pagkasira ng makina, kaya ang problema ng paglamig ng LRE ay napaka-kaugnay.
Para sa LRE na may pumped fuel supply, dalawang paraan ng paglamig sa mga dingding ng LRE chamber ang pangunahing ginagamit: regenerative cooling at layer ng dingding, na kadalasang ginagamit nang magkasama. Para sa maliliit na makina na may positibong displacement fuel system, madalas itong ginagamit ablative paraan ng paglamig.
Regenerative na paglamig ay binubuo sa katotohanan na sa dingding ng silid ng pagkasunog at sa itaas, pinaka-pinainit na bahagi ng nozzle, sa isang paraan o iba pa, ang isang lukab ay nilikha (kung minsan ay tinatawag na "cooling jacket") kung saan ang isa sa mga sangkap ng gasolina ( kadalasang gasolina) ay dumadaan bago pumasok sa ulo ng paghahalo, kaya pinapalamig ang dingding ng silid. Ang init na hinihigop ng bahagi ng paglamig ay ibinalik sa silid kasama ang coolant mismo, na nagbibigay-katwiran sa pangalan ng system - "regenerative".
Ang iba't ibang mga teknolohikal na pamamaraan ay binuo upang lumikha ng isang cooling jacket. Ang silid ng LRE ng V-2 rocket, halimbawa, ay binubuo ng dalawang bakal na shell, panloob at panlabas, na inuulit ang hugis ng bawat isa. Isang cooling component (ethanol) ang dumaan sa pagitan ng mga shell na ito. Dahil sa mga teknolohikal na paglihis sa kapal ng puwang, naganap ang hindi pantay na daloy ng likido, bilang isang resulta, ang mga lokal na overheating zone ng panloob na shell ay nilikha, na madalas na "nasusunog" sa mga zone na ito, na may mga sakuna na kahihinatnan.
Sa modernong mga makina, ang panloob na bahagi ng dingding ng silid ay gawa sa mga haluang tanso na mataas ang pagsasagawa ng init. Ang mga makitid na channel na may manipis na pader ay ginagawa dito sa pamamagitan ng paggiling (15D520 RN 11K77 Zenith, RN 11K25 Energia), o acid etching (SSME Space Shuttle). Mula sa labas, ang istraktura na ito ay mahigpit na nakabalot sa isang load-bearing steel o titanium sheet shell, na nakikita ang power load ng panloob na presyon ng kamara. Ang bahagi ng paglamig ay umiikot sa mga channel. Minsan ang cooling jacket ay binuo mula sa manipis na heat-conducting tubes na soldered na may tansong haluang metal para sa higpit, ngunit ang mga naturang kamara ay dinisenyo para sa mas mababang presyon.
Patong ng dingding(boundary layer, ginagamit din ng mga Amerikano ang terminong "curtain" - curtain) ay isang gas layer sa combustion chamber, na matatagpuan malapit sa chamber wall, at pangunahing binubuo ng fuel vapor. Upang ayusin ang gayong layer, ang mga fuel injector lamang ang naka-install sa kahabaan ng periphery ng mixing head. Dahil sa labis na gasolina at kakulangan ng isang oxidizer, ang kemikal na reaksyon ng pagkasunog sa malapit na pader na layer ay nangyayari nang hindi gaanong intensive kaysa sa gitnang zone ng kamara. Bilang isang resulta, ang temperatura ng malapit sa dingding na layer ay mas mababa kaysa sa temperatura sa gitnang zone ng silid, at hinihiwalay nito ang dingding ng silid mula sa direktang pakikipag-ugnay sa mga pinakamainit na produkto ng pagkasunog. Minsan, bilang karagdagan dito, ang mga nozzle ay naka-install sa mga dingding sa gilid ng silid, na nagdadala ng bahagi ng gasolina sa silid nang direkta mula sa cooling jacket, upang lumikha din ng isang malapit sa dingding na layer.
Paglulunsad ng LRE
Ang paglulunsad ng isang LRE ay isang responsableng operasyon, na puno ng malubhang kahihinatnan sa kaganapan ng mga sitwasyong pang-emergency sa panahon ng pagpapatupad nito.
Kung ang mga sangkap ng gasolina ay nagniningas sa sarili, iyon ay, pagpasok sa isang kemikal na reaksyon ng pagkasunog sa pisikal na pakikipag-ugnay sa bawat isa (halimbawa, heptyl / nitric acid), ang pagsisimula ng proseso ng pagkasunog ay hindi nagiging sanhi ng mga problema. Ngunit sa kaso kung saan ang mga bahagi ay hindi ganoon, ang isang panlabas na igniter ay kinakailangan, ang pagkilos na kung saan ay dapat na tiyak na coordinated sa supply ng mga bahagi ng gasolina sa combustion chamber. Ang hindi nasusunog na pinaghalong gasolina ay isang paputok ng mahusay na mapanirang kapangyarihan, at ang akumulasyon nito sa silid ay nagbabanta sa isang matinding aksidente.
Matapos ang pag-aapoy ng gasolina, ang pagpapanatili ng isang tuluy-tuloy na proseso ng pagkasunog nito ay nangyayari nang mag-isa: ang gasolina na muling pumapasok sa silid ng pagkasunog ay nagniningas dahil sa mataas na temperatura na nilikha sa panahon ng pagkasunog ng mga naunang ipinakilala na mga bahagi.
Para sa paunang pag-aapoy ng gasolina sa silid ng pagkasunog sa panahon ng paglulunsad ng LRE, iba't ibang mga pamamaraan ang ginagamit:
- Ang paggamit ng mga sangkap na nagniningas sa sarili (bilang isang panuntunan, batay sa mga panimulang gasolina na naglalaman ng posporus, nagniningas sa sarili kapag nakikipag-ugnayan sa oxygen), na ipinakilala sa silid sa pinakadulo simula ng proseso ng pagsisimula ng engine sa pamamagitan ng espesyal, karagdagang mga nozzle mula sa ang auxiliary fuel system, at pagkatapos ng simula ng combustion, ang mga pangunahing bahagi ay ibinibigay. Ang pagkakaroon ng isang karagdagang sistema ng gasolina ay kumplikado sa disenyo ng makina, ngunit pinapayagan ang paulit-ulit na pag-restart nito.
- Isang electric igniter na inilagay sa combustion chamber malapit sa mixing head, na, kapag binuksan, ay lumilikha ng isang electric arc o isang serye ng mga high voltage spark discharges. Ang igniter na ito ay disposable. Pagkatapos mag-apoy ang gasolina, ito ay nasusunog.
- Pyrotechnic igniter. Malapit sa ulo ng paghahalo sa kamara ay inilalagay ang isang maliit na incendiary pyrotechnic checker, na sinisindi ng electric fuse.
Ang awtomatikong pagsisimula ng makina ay nagkoordina sa pagkilos ng igniter at ang supply ng gasolina sa oras.
Ang paglulunsad ng malaking LRE na may pumped fuel system ay binubuo ng ilang mga yugto: una, ang HP ay inilunsad at nakakakuha ng momentum (ang prosesong ito ay maaari ding binubuo ng ilang mga phase), pagkatapos ay ang mga pangunahing balbula ng LRE ay naka-on, bilang panuntunan, sa dalawa o higit pang mga yugto na may unti-unting pagtaas ng thrust mula sa yugto hanggang sa yugto.mga hakbang patungo sa normal.
Para sa mga medyo maliit na makina, ito ay isinasagawa upang magsimula sa output ng rocket engine kaagad sa 100% thrust, na tinatawag na "cannon".
Awtomatikong sistema ng kontrol ng LRE
Ang isang modernong liquid-propellant rocket engine ay nilagyan ng medyo kumplikadong automation, na dapat gawin ang mga sumusunod na gawain:
- Ligtas na pagsisimula ng makina at dalhin ito sa pangunahing mode.
- Pagpapanatili ng matatag na operasyon.
- Pagbabago ng thrust alinsunod sa programa ng paglipad o sa utos ng mga panlabas na sistema ng kontrol.
- Pagsara ng makina kapag ang rocket ay umabot sa isang partikular na orbit (trajectory).
- Regulasyon ng ratio ng pagkonsumo ng mga bahagi.
Ang sistema ng awtomatikong kontrol ng propulsion ay kinabibilangan ng mga sensor ng presyon at daloy sa iba't ibang mga punto ng sistema ng gasolina, at ang mga executive body nito ay ang mga pangunahing LRE valve at turbine control valve (sa Fig. 1 - mga posisyon 7, 8, 9 at 10).
Mga bahagi ng gasolina
Ang pagpili ng mga bahagi ng gasolina ay isa sa pangunahing desisyon kapag nagdidisenyo ng isang rocket engine, na paunang tinutukoy ang maraming mga detalye ng disenyo ng engine at kasunod na mga teknikal na solusyon. Samakatuwid, ang pagpili ng gasolina para sa LRE ay isinasagawa na may komprehensibong pagsasaalang-alang sa layunin ng makina at ang rocket kung saan ito naka-install, ang mga kondisyon para sa kanilang operasyon, ang teknolohiya ng produksyon, imbakan, transportasyon sa lugar ng paglulunsad, atbp. .
Ang isa sa mga pinakamahalagang tagapagpahiwatig na nagpapakilala sa kumbinasyon ng mga bahagi ay tiyak na salpok, na partikular na kahalagahan sa disenyo ng mga sasakyang panglunsad ng spacecraft, dahil ang ratio ng masa ng gasolina at kargamento, at, dahil dito, ang mga sukat at masa ng buong rocket (tingnan ang Tsiolkovsky formula), na, na may hindi sapat na mataas ang halaga ng tiyak na momentum ay maaaring hindi makatotohanan. Ipinapakita ng talahanayan 1 ang mga pangunahing katangian ng ilang kumbinasyon ng mga bahagi ng likidong gasolina.
Talahanayan 1.| Oxidizer | panggatong | Average na density gasolina, g / cm³ |
Temperatura ng silid pagkasunog, °K |
Walang bisa tiyak momentum, s |
|---|---|---|---|---|
| Oxygen | Hydrogen | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Kerosene | 1,036 | 3755 | 335 | |
| 0,9915 | 3670 | 344 | ||
| Hydrazine | 1,0715 | 3446 | 346 | |
| Ammonia | 0,8393 | 3070 | 323 | |
| dinitrogen tetroxide | Kerosene | 1,269 | 3516 | 309 |
| Hindi simetriko dimethylhydrazine | 1,185 | 3469 | 318 | |
| Hydrazine | 1,228 | 3287 | 322 | |
| Fluorine | Hydrogen | 0,621 | 4707 | 449 |
| Hydrazine | 1,314 | 4775 | 402 | |
| Pentaborane | 1,199 | 4807 | 361 |
Ang isang bahagi ay mga jet engine din na tumatakbo sa naka-compress na malamig na gas (halimbawa, hangin o nitrogen). Ang ganitong mga makina ay tinatawag na gas-jet engine at binubuo ng isang balbula at isang nozzle. Ginagamit ang mga gas-jet engine kung saan hindi katanggap-tanggap ang thermal at chemical effect ng exhaust jet, at kung saan ang pangunahing kinakailangan ay ang pagiging simple ng disenyo. Dapat matugunan ang mga kinakailangang ito, halimbawa, ng indibidwal na paggalaw ng kosmonaut at mga maneuvering device (UPMK) na matatagpuan sa isang knapsack sa likod at inilaan para sa paggalaw habang nagtatrabaho sa labas ng spacecraft. Ang UPMK ay nagpapatakbo mula sa dalawang cylinder na may compressed nitrogen, na ibinibigay sa pamamagitan ng solenoid valves sa propulsion system, na binubuo ng 16 na makina.
Mga makinang rocket na may tatlong bahagi
Mula sa simula ng 1970s, ang konsepto ng tatlong bahagi na mga makina ay pinag-aralan sa USSR at USA, na pagsasamahin mataas na halaga tiyak na salpok kapag gumagamit ng hydrogen bilang gasolina, at isang mas mataas na average na densidad ng gasolina (at, dahil dito, isang mas maliit na dami at bigat ng mga tangke ng gasolina) na katangian ng mga hydrocarbon fuel. Sa pagsisimula, ang naturang makina ay tatakbo sa oxygen at kerosene, at sa matataas na lugar ay lilipat ito sa paggamit ng likidong oxygen at hydrogen. Ang ganitong diskarte ay maaaring gawing posible na lumikha ng isang single-stage space carrier. Ang isang halimbawang Ruso ng isang three-component engine ay ang RD-701 liquid propellant rocket engine, na binuo para sa MAKS reusable transport at space system.
Posible ring gumamit ng dalawang gasolina nang sabay-sabay - halimbawa, hydrogen-beryllium-oxygen at hydrogen-lithium-fluorine (beryllium at lithium burn, at ang hydrogen ay kadalasang ginagamit bilang isang gumaganang likido), na ginagawang posible upang makamit ang mga tiyak na halaga ng impulse. sa rehiyon na 550-560 segundo, gayunpaman napakahirap sa teknikal at hindi pa nagagamit sa pagsasanay.
Kontrol ng misayl
Sa liquid-propellant rockets, ang mga makina ay madalas, bilang karagdagan sa kanilang pangunahing pag-andar - ang paglikha ng thrust, ay gumaganap din ng papel ng mga kontrol sa paglipad. Ang unang V-2 guided ballistic missile ay kinokontrol na gamit ang 4 na graphite gas-dynamic na rudder na inilagay sa jet stream ng engine kasama ang periphery ng nozzle. Lumihis, ang mga timon na ito ay nagpalihis sa bahagi ng jet stream, na nagbago sa direksyon ng engine thrust vector, at lumikha ng isang sandali ng puwersa na nauugnay sa gitna ng masa ng rocket, na siyang kontrol na aksyon. Ang pamamaraang ito ay makabuluhang binabawasan ang engine thrust, bukod pa, ang mga graphite rudder sa isang jet stream ay napapailalim sa matinding pagguho at may napakaikling oras na mapagkukunan.
Ang mga modernong sistema ng kontrol ng misayl ay ginagamit Mga PTZ camera LRE, na naka-attach sa mga elemento ng tindig ng rocket body sa tulong ng mga bisagra na nagbibigay-daan sa iyo upang paikutin ang camera sa isa o dalawang eroplano. Ang mga bahagi ng gasolina ay dinadala sa silid sa tulong ng nababaluktot na mga pipeline - bellows. Kapag lumihis ang camera mula sa isang axis na parallel sa axis ng rocket, ang thrust ng camera ay lumilikha ng kinakailangang control moment of force. Ang mga camera ay pinaikot ng hydraulic o pneumatic steering machine, na nagpapatupad ng mga utos na nabuo ng rocket control system.
Sa domestic space carrier na Soyuz (tingnan ang larawan sa pamagat ng artikulo), bilang karagdagan sa 20 pangunahing, nakapirming camera ng propulsion system, mayroong 12 rotary (bawat isa sa sarili nitong eroplano), mas maliit na control camera. Ang mga silid ng pagpipiloto ay may karaniwang sistema ng gasolina kasama ang mga pangunahing makina.
Sa 11 sustainer engine (lahat ng mga yugto) ng Saturn-5 launch vehicle, siyam (maliban sa gitnang 1st at 2nd stage) ay rotary, bawat isa sa dalawang eroplano. Kapag ginagamit ang mga pangunahing engine bilang mga control engine, ang operating range ng pag-ikot ng camera ay hindi hihigit sa ±5 °: dahil sa malaking thrust ng pangunahing camera at ang lokasyon nito sa aft compartment, iyon ay, sa isang malaking distansya mula sa sentro ng masa ng rocket, kahit na ang isang maliit na paglihis ng camera ay lumilikha ng isang makabuluhang kontrol
Sa ngayon, ang mga missile ng iba't ibang klase ay naging isa sa mga pangunahing sandata ng iba't ibang klase, kabilang ang kanilang sariling uri ng mga tropa - mga estratehikong puwersa ng misayl, at ang tanging paraan upang dalhin ang kargamento at sangkatauhan sa kalawakan.
Ang isa sa mga pinaka-kumplikadong elemento ng rockets ay at nananatiling isang rocket engine. Ang pagkakaroon ng lumitaw higit sa dalawang libong taon na ang nakalilipas, ang mga rocket at makina ay umunlad hanggang sa araw na ito, na umaabot sa pagiging perpekto, at tungkol sa mga makina, maaari nating sabihin na ang teoretikal na limitasyon.Liquid propellant rocket engine RD-0124
Sa kasaysayan, ang mga unang rocket ay gumamit ng isang simpleng propellant na makina. Sa modernong terminolohiya, ito ay isang solid propellant rocket engine (RDTT). Sa panahon ng kanilang pag-unlad, ang mga naturang makina ay nakatanggap ng mga bagong gasolina, mga pabahay na gawa sa mga bagong materyales, kinokontrol na mga nozzle ng iba't ibang mga pagsasaayos, habang pinapanatili ang pagiging simple ng disenyo at mataas na pagiging maaasahan, na paunang natukoy ang malawakang paggamit ng ganitong uri ng mga makina sa teknolohiya ng militar. Ang pangunahing bentahe ng naturang mga makina ay ang patuloy na kahandaan para sa paggamit at ang pagliit ng mga operasyon at oras ng paghahanda bago ang paglunsad. Kasabay nito, kailangang tiisin ng isang tao ang mga pagkukulang ng solidong propellant na mga rocket na motor gaya ng pagiging kumplikado ng pagsasaayos ng pagsara ng makina, paulit-ulit na pag-on at kontrol ng traksyon.
Ang mga pangunahing parameter ng solid propellant rocket engine ay tinutukoy ng gasolina na ginamit dito, ang kakayahang kontrolin ang thrust vector, pati na rin ang disenyo ng hull. Gayundin, nararapat na tandaan na ang pagsasaalang-alang ng mga solid-fuel engine sa paghihiwalay mula sa mga rocket ay walang kabuluhan, dahil ang silid ng pagkasunog ng makina ay isang tangke ng gasolina at kasama sa disenyo ng rocket.
Kung pinag-uusapan natin ang paghahambing ng mga solidong propellant na rocket na makina ng mga domestic at Western, kung gayon nararapat na tandaan na sa Kanluran ang solidong halo-halong mga gasolina na may mas mataas na enerhiya ay ginagamit, na ginagawang posible na lumikha ng mga makina na may isang malaking tiyak na salpok. Sa partikular, ang ratio ng maximum na binuo ng engine sa mass ng pagtaas ng gasolina. Pinapayagan ka nitong bawasan ang paglulunsad ng mga missile. Ito ay lalo na kapansin-pansin kapag isinasaalang-alang ang mga katangian ng ballistic missiles.
Ang unang combat ICBMs na may solid propellant rocket engine ay lumitaw sa USA noong 60s (Polaris at Minuteman), ngunit sa USSR lamang noong 80s (Topol at R-39).
Dahil, sa naturang mga missiles, ang pangunahing panimulang masa ay ang supply ng gasolina, paghahambing ng mga ito at ang hanay ng paglulunsad, maaaring hatulan ng isa ang pagiging epektibo ng inilapat na solidong propellant na mga rocket na motor.
Para sa modernong American Minuteman-3 ICBM, ang launch weight at launch range ay 35,400 kg at 11,000-13,000 km. Para sa Russian rocket RS-24 "Yars" - 46500 - 47200 kg at 11000 km. Sa isang throw weight para sa parehong missiles sa rehiyon na 1200 kg, ang American missile ay may malinaw na kalamangan sa mga tuntunin ng power plant. Gayundin, sa mas magaan na klase ng solid propellant rocket engine, kabilang ang mga aircraft missiles, ang mga Amerikano ay mas madalas na gumagamit ng thrust vector control gamit ang isang deflectable nozzle. Sa aming kaso, ito ay mga spoiler sa isang gas jet. Binabawasan ng huli ang kahusayan ng engine sa pamamagitan ng 5%, ang deflected nozzle - sa pamamagitan ng 2-3%.
Sa kabilang banda, ang mga chemist ng Russia ay nakabuo ng isang tuyong pinaghalong para sa mga solidong propellant na rocket engine, ang mga labi nito ay maaaring masira. Ang isang makina na may ganoong gasolina ay ginagamit sa Igla-S MANPADS, kung saan ang epektong ito ay ginagamit upang mapahusay ang epekto ng mga warhead. Kasabay nito, ang American analogue na "Stinger" ay bubuo ng mataas na bilis sa aktibong bahagi ng flight, ang tagal nito ay mas maikli dahil sa pinakamabilis na pagkasunog ng gasolina.
Ang isa pang militar na aplikasyon ng solid propellant rocket engine ay bilang malambot na landing engine sa mga landing platform. Sa kasalukuyan, tanging sa Russia, ang mga landing platform ay patuloy na binuo, na nagbibigay para sa pag-drop ng mga nakabaluti na sasakyan na may mga crew. Ang isa sa mga tampok ng naturang mga sistema ay ang paggamit ng mga solidong propellant rocket na motor ng pagpepreno. Ang teknolohiyang ito ay hiniram mula sa industriya ng kalawakan, kung saan ang mga naturang makina ay ginagamit para sa malambot na paglapag ng mga sasakyang pagbaba.
Sa mapayapang espasyo, ang mga solidong propellant na rocket na makina ay naging laganap bilang mga planta ng kuryente para sa mga itaas na yugto ng mga sasakyang pang-launch at mga launch booster, mga upper stage ng spacecraft, pati na rin ang mga soft landing engine. Sa ngayon, ang isa sa pinakamakapangyarihang solid propellant rocket launcher ay nilikha para sa European Arian launch vehicle.
Gayundin, sa kanluran, ang mga solidong propellant na rocket engine ay naging laganap bilang light-class na paglulunsad ng mga power plant ng sasakyan, tulad ng European Vega.
Pinananatili ng Russia ang priyoridad sa pagtatayo ng descent spacecraft na nilagyan ng soft landing solid propellant rocket engine. Ngayon, ang pagbaba ng sasakyan ng Soyuz spacecraft.
Ginagamit din ang mga solidong propellant na rocket engine upang iligtas ang mga crew ng spacecraft bago ilunsad. Mga ejection seat sa aviation, masyadong. Ang mga ito ay binibigyan ng solidong propellant rocket engine, at ang Russian rescue complex na may K-36 seat ay kinikilala bilang ang pinakamahusay sa mundo ngayon.
Ngunit sa itaas na mga yugto ng spacecraft solid propellant rocket engine ay ginagamit lamang sa USA at Europa. Ang paggamit ng mga solidong propellant na rocket engine sa itaas na mga yugto ng mga sibilyang paglulunsad ng mga sasakyan sa Russia ay tipikal para sa mga sasakyang paglulunsad ng conversion na nilikha batay sa mga ICBM.
Nararapat ding ituro na ang NASA ay gumawa ng teknolohiya ng magagamit muli na mga turbofan engine, na, pagkatapos masunog ang gasolina, ay maaaring ma-refuel at magamit muli. Pinag-uusapan natin ang tungkol sa mga launch booster ng space shuttle, at kahit na ang posibilidad na ito ay hindi pa nagamit, ang mismong pag-iral nito ay nagsasalita ng isang mayamang naipon na karanasan sa disenyo at pagpapatakbo ng mga makapangyarihang turbofan engine. Ang backlog ng Russia sa larangan ng paglikha ng mga high-thrust solid propellant rocket engine para sa spacecraft, na higit sa lahat ay dahil sa kakulangan ng mga pag-unlad sa larangan ng high-energy solid fuel, ay sanhi ng makasaysayang diin sa mga liquid-propellant rocket engine. , bilang mas malakas at nagbibigay ng higit na kahusayan sa gasolina. Kaya, hanggang ngayon, para sa domestic solid at mixed fuels, ang panahon ng pag-iimbak ng warranty ay 10-15 taon, habang sa Estados Unidos ang panahon ng imbakan para sa solidong propellant rockets na 15-25 taon ay nakamit. Sa larangan ng micro at mini solid propellant rocket engine para magamit sa mga sistema ng iba't ibang layunin ng militar at sibil, ang Russia ay maaaring makipagkumpitensya sa mga pamantayan ng mundo, at sa ilang mga lugar ng aplikasyon mayroon itong mga natatanging teknolohiya.
Sa mga tuntunin ng mga teknolohiya para sa mga kaso ng pagmamanupaktura, sa ngayon, imposibleng iisa ang hindi malabo na priyoridad ng sinuman. Iba't ibang Pamamaraan ay inilapat depende sa kung aling rocket iuugnay ang nilikhang solidong propellant na rocket engine. Ito ay nagkakahalaga lamang na ituro na dahil sa mas malaking enerhiya ng American mixed fuels, ang mga case ng engine ay idinisenyo para sa higit pa mataas na temperatura nasusunog.
Lumitaw sa ibang pagkakataon, ang mga liquid rocket engine (LRE) para sa higit pa panandalian ng kanilang pag-iral ay umabot sa pinakamataas na posibleng teknikal na pagiging perpekto. Ang posibilidad ng paulit-ulit na pag-on at maayos na kontrol ng thrust ay nagpasiya sa paggamit ng naturang mga makina sa paglulunsad ng mga sasakyan at sasakyan sa kalawakan. Ang mga makabuluhang pag-unlad sa larangan ng paglikha ng mga makina para sa mga sistema ng labanan ay nakamit sa USSR. Sa partikular, ang mga rocket ng LRE ay nasa tungkulin pa rin bilang bahagi ng Strategic Missile Forces, sa kabila ng mga likas na pagkukulang ng ganitong uri. Kabilang sa mga disadvantages, una sa lahat, ang pagiging kumplikado ng pag-iimbak at pagpapatakbo ng isang fueled rocket, ang pagiging kumplikado ng mismong fueling. Gayunpaman, ang mga inhinyero ng Sobyet ay pinamamahalaang lumikha ng mga teknolohiya para sa mga tangke ng gasolina ng ampoule, na tinitiyak ang pagpapanatili ng mga sangkap na may mataas na kumukulo na gasolina sa kanila hanggang sa 25 taon, bilang isang resulta kung saan ang pinakamalakas na ICBM sa mundo ay nilikha. Ngayon, habang ang mga ito ay tinanggal mula sa tungkulin sa labanan, ang mga ICBM na ito ay ginagamit upang maglunsad ng mga kargamento sa outer space, kabilang ang mga sibilyan. Samakatuwid, isasaalang-alang natin ang mga ito kasama ng iba pang mga sasakyang panglunsad ng sibilyan.
Ang mga modernong rocket engine ay maaaring nahahati sa ilang mga klase ayon sa iba't ibang pamantayan. Kabilang sa mga ito ay ang paraan ng pagbibigay ng gasolina sa combustion chamber (sarado at bukas na uri ng turbopump, displacement), ang bilang ng mga engine combustion chamber (single at multi-chamber), at higit sa lahat, ang mga bahagi ng gasolina.
Dapat sabihin na ang pagpili ng gasolina para sa makina ay isang input para sa paglikha ng isang makina, dahil sa mas malaking lawak ang uri ng gasolina at oxidizer ay tinutukoy ng disenyo at mga parameter ng rocket.
Dahil ang karamihan sa mga modernong LRE rocket ay ginagamit lamang para sa paglulunsad ng spacecraft, posible na magsagawa ng mahahabang paghahanda bago ang paglunsad. Ginagawa nitong posible na gumamit ng mga bahagi ng gasolina na mababa ang kumukulo - iyon ay, ang mga may punto ng kumukulo ay mas mababa sa zero. Kabilang dito, una sa lahat, ang likidong oxygen na ginagamit bilang isang oxidizer at likidong hydrogen bilang isang gasolina. Ang pinakamalakas na oxygen-hydrogen engine ay nananatiling American RS-25 engine, na nilikha sa ilalim ng reusable transport spacecraft program. Iyon ay, bilang karagdagan sa pagiging pinakamalakas na makina sa tinukoy na mga bahagi ng gasolina, ang mapagkukunan nito ay 55 na mga siklo ng paglipad (na may ipinag-uutos na pag-overhaul pagkatapos ng bawat paglipad). Ang engine ay binuo ayon sa scheme na may generator gas afterburning (closed cycle). Ang thrust ng rocket engine na ito ay 222 toneladang puwersa sa vacuum at 184 sa antas ng dagat.
Ang analogue nito sa USSR ay ang makina para sa ikalawang yugto ng sasakyang paglulunsad ng Energia - RD-0120, ngunit may medyo mas masahol na mga parameter, sa kabila ng mas mataas na presyon ng gas sa combustion chamber (216 atmospheres kumpara sa 192), habang ang masa nito ay mas mataas, at ang thrust ay mas mababa.
Ang mga modernong oxygen-hydrogen engine, tulad ng "Volcano" ng European "Arian" launch vehicle, ay nilikha gamit ang isang bukas na gas generator cycle (discharge ng gas generator gas), at bilang isang resulta, ay may mas masahol na mga parameter.
Ang isa pang pares ng gasolina - low-boiling oxygen bilang isang oxidizer at high-boiling kerosene - ay ginagamit sa pinakamalakas na rocket engine na RD-170. Itinayo ayon sa isang four-chamber scheme (isang turbopump unit ay nagbibigay ng gasolina sa 4 na combustion chamber), na may closed cycle, ang engine ay nagbibigay ng thrust na 806 tonelada-force sa isang vacuum, habang ito ay dinisenyo para sa 10 flight cycle. Nilikha ang makina para sa unang yugto ng sasakyang paglulunsad ng Energia (launch boosters). Ngayon, ang bersyon nito ng RD-171, na nagbibigay ng gas-dynamic na kontrol sa lahat ng tatlong axes (RD-170 sa dalawa lamang) ay ginagamit sa Zenit launch vehicle, na, sa katunayan, isang independiyenteng launch booster mula sa Energia launch. sasakyan. Ang pag-scale ng makina ay naging posible upang lumikha ng isang dalawang silid na RD-180 at isang solong silid na RD-191, para sa sasakyang paglulunsad ng American Atlas at ang Russian Angara, ayon sa pagkakabanggit.
Ang pinakamalakas na sasakyan sa paglulunsad hanggang ngayon ay ang Russian Proton-M, na nilagyan ng high-boiling liquid-propellant rocket engine na RD-275 (unang yugto) at RD-0210 (ikalawang yugto). Ang paggamit ng mga high-boiling na bahagi ay nagpapahiwatig, sa bahagi, ang nakaraan ng militar ng sasakyang ito ng paglulunsad.
Ang RD-275 ay ginawa ayon sa isang single-chamber scheme, isang closed cycle. Ang mga bahagi ng gasolina - heptyl at oxidizer - N2O4, ay lubhang nakakalason. Tulak sa walang bisa - 187 tonelada. Tila, ito ang rurok ng pag-unlad ng mga makinang rocket na may likidong tumutulak sa mga high-boiling na bahagi, dahil ang mga non-toxic na oxygen-kerosene o oxygen-hydrogen engine ay gagamitin sa mga promising space launch na sasakyan, at ang mga solidong propellant na rocket engine ay gagamitin sa labanan ang mga ballistic missiles, kabilang ang mga ICBM.
Ang lugar kung saan nananatili ang posibilidad at mga prospect ng paggamit ng LRE sa mga nakakalason na sangkap ay open space. Iyon ay, ang paggamit ng naturang mga rocket engine ay posible sa itaas na mga yugto. Kaya, sa Russian RB "Breeze-M" ang C5.98M engine ay naka-install, na tumatakbo sa parehong mga bahagi tulad ng RD-275.
Sa pangkalahatan, nararapat na tandaan na ngayon ang Russian liquid-propellant rocket engine ay nangunguna sa merkado ng mundo kapwa sa mga tuntunin ng dami ng output load at sa mga tuntunin ng pamamahagi sa mga paglulunsad ng mga sasakyan ng iba't ibang mga estado.
Kasabay nito, ang trabaho ay nagpapatuloy sa paglikha ng mga bagong uri ng mga makina, tulad ng tatlong sangkap na likido-propellant na rocket engine, na nagbibigay ng unibersal na aplikasyon sa kapaligiran at higit pa. Dahil ang mga nilikha na makina ay umabot sa limitasyon ng teknikal na pagiging perpekto, magiging napakahirap na malampasan ang mga ito, at isinasaalang-alang ang mga gastos sa pananalapi na kinakailangan para dito, ito ay ganap na walang kabuluhan. Kaya, mayroon kaming pinakamahusay na paaralan ng disenyo sa mundo sa lugar na ito, ang tanging tanong ay sapat na pondo para sa pangangalaga at pag-unlad nito.
Khudzitsky Mikhail, inhinyero ng disenyo ng mga sistema ng paggabay
Disenyo solidong makina ng gasolina(TTRD) ay simple; ito ay binubuo ng isang pabahay (combustion chamber) at isang jet nozzle. Ang silid ng pagkasunog ay ang pangunahing elemento ng tindig ng makina at ang rocket sa kabuuan. Ang materyal para sa paggawa nito ay bakal o plastik. nozzle dinisenyo upang mapabilis ang mga gas sa isang tiyak na bilis at bigyan ang daloy ng kinakailangang direksyon. Ito ay isang saradong channel ng isang espesyal na profile. Ang katawan ay naglalaman ng gasolina. Ang casing ng engine ay karaniwang gawa sa bakal, minsan fiberglass. Ang bahagi ng nozzle na nakakaranas ng pinakamalaking stress ay gawa sa graphite, refractory metal at kanilang mga haluang metal, ang iba ay gawa sa bakal, plastik, at grapayt.
Kapag ang gas na nagreresulta mula sa pagkasunog ng gasolina ay dumaan sa nozzle, lumilipad ito sa bilis na maaaring mas malaki kaysa sa bilis ng tunog. Bilang isang resulta, lumitaw ang isang puwersa ng pag-urong, ang direksyon kung saan ay kabaligtaran sa pag-agos ng gas jet. Ang puwersang ito ay tinatawag reaktibo, o traksyon lang. Ang katawan at nguso ng gripo ng mga tumatakbong makina ay dapat na protektahan mula sa pagkasunog, para dito gumagamit sila ng heat-insulating at heat-resistant na mga materyales.
Kung ikukumpara sa iba pang mga uri ng rocket engine, ang mga turbojet engine ay medyo simple sa disenyo, ngunit nabawasan ang thrust, maikling oras ng pagpapatakbo, at mga problema sa pagkontrol. Samakatuwid, bilang lubos na maaasahan, ito ay pangunahing ginagamit upang lumikha ng thrust sa "auxiliary" na mga operasyon at sa mga makina ng intercontinental ballistic missiles.
Sa ngayon, ang mga turbojet engine ay bihirang ginagamit sa board spacecraft. Ang isa sa mga dahilan nito ay ang labis na acceleration na ibinibigay sa istraktura at kagamitan ng rocket sa panahon ng pagpapatakbo ng isang solidong propellant na makina. At upang maglunsad ng isang rocket, kinakailangan na ang makina ay bumuo ng isang maliit na halaga ng thrust sa loob ng mahabang panahon.
Pinahintulutan ng mga solidong propellant na makina ang Estados Unidos na ilunsad ang una nitong artipisyal na satellite noong 1958 pagkatapos ng USSR at ilunsad ito noong 1959 sasakyang pangkalawakan sa isang landas ng paglipad patungo sa ibang mga planeta. Sa ngayon, nasa Estados Unidos na ang pinakamalakas na space turbojet engine, ang DM-2, ay nilikha, na may kakayahang bumuo ng thrust na 1634 tonelada.
Ang mga prospect para sa pagbuo ng mga solidong propellant space engine ay:
- pagpapabuti ng mga teknolohiya sa pagmamanupaktura ng makina;
- pagbuo ng mga jet nozzle na maaaring gumana nang mas matagal;
- paggamit ng mga modernong materyales;
- pagpapabuti ng halo-halong mga komposisyon ng gasolina, atbp.
Solid propellant rocket engine (TTRD)- ang solid fuel engine ay kadalasang ginagamit sa rocket artillery at mas madalas sa astronautics; ay ang pinakamatanda sa mga heat engine.
Bilang isang gasolina sa naturang mga makina, ang isang solidong substansiya (isang pinaghalong indibidwal na mga sangkap) ay ginagamit na maaaring sumunog nang walang access sa oxygen, habang naglalabas ng malaking halaga ng mga mainit na gas na ginagamit upang lumikha ng jet thrust.
Mayroong dalawang klase ng propellants para sa mga rocket: dual base propellants at blended propellants.
Dual base fuels- ay mga solidong solusyon sa isang non-volatile solvent (madalas na nitrocellulose sa nitroglycerin). Mga kalamangan - mahusay na mekanikal, temperatura at iba pang mga katangian ng istruktura, panatilihin ang kanilang mga katangian sa pangmatagalang imbakan, simple at mura sa paggawa, palakaibigan sa kapaligiran (walang mga nakakapinsalang sangkap sa panahon ng pagkasunog). Ang kawalan ay ang medyo mababang kapangyarihan at nadagdagan ang sensitivity sa shock. Ang mga singil mula sa gasolina na ito ay kadalasang ginagamit sa maliliit na corrective engine.
Mga pinaghalong gasolina- Ang mga modernong mixture ay binubuo ng ammonium perchlorate (bilang isang oxidizing agent), aluminyo sa anyo ng pulbos at isang organikong polimer - upang magbigkis sa pinaghalong. Ang aluminyo at polimer ay gumaganap ng papel ng gasolina, na ang metal ang pangunahing pinagmumulan ng enerhiya at ang polimer ang pangunahing pinagmumulan ng mga produktong may gas. Ang mga ito ay nailalarawan sa pamamagitan ng insensitivity sa mga epekto, mataas na intensity ng combustion sa mababang presyon at napakahirap patayin.
Ang gasolina sa anyo ng mga singil sa gasolina ay inilalagay sa silid ng pagkasunog. Pagkatapos ng pagsisimula, magpapatuloy ang pagkasunog hanggang sa ganap na masunog ang gasolina, nagbabago ang thrust ayon sa mga batas na tinutukoy ng pagkasunog ng gasolina, at halos hindi kinokontrol. Nakakamit ang thrust variation sa pamamagitan ng paggamit ng mga fuel na may iba't ibang rate ng pagkasunog at pagpili ng naaangkop na configuration ng singil.
Sa tulong ng isang igniter, ang mga bahagi ng gasolina ay pinainit, ang isang kemikal na reaksyon ng pagbabawas ng oksihenasyon ay nagsisimula sa pagitan nila, at ang gasolina ay unti-unting nasusunog. Gumagawa ito ng gas na may mataas na presyon at temperatura. Ang presyon ng mga mainit na gas sa tulong ng isang nozzle ay nagiging jet thrust, na proporsyonal sa magnitude sa masa ng mga produkto ng pagkasunog at ang bilis ng kanilang pag-alis mula sa nozzle ng engine.
Sa kabila ng pagiging simple, ang eksaktong pagkalkula ng mga operating parameter ng isang turbojet engine ay isang mahirap na gawain.
Ang mga solidong propellant na makina ay may isang bilang ng mga pakinabang kaysa sa mga likidong rocket na makina: ang makina ay medyo simple sa paggawa, maaaring maiimbak ng mahabang panahon, habang pinapanatili ang mga katangian nito, at medyo patunay ng pagsabog. Gayunpaman, hindi gaanong makapangyarihan ang mga ito mga likidong makina sa pamamagitan ng tungkol sa 10-30%, nahihirapan sa pag-regulate ng kapangyarihan at isang malaking masa engine sa kabuuan.
Sa ilang mga kaso, ang isang uri ng turbojet engine ay ginagamit, kung saan ang isang bahagi ng gasolina ay nasa isang solidong estado, at ang pangalawa (madalas na isang oxidizer) ay nasa isang likidong estado.