Sviluppo di un motore a razzo a bassa spinta con camera di combustione in materiale composito carbonio-ceramica. Propulsore a propellente liquido e metodo per il lancio di un propulsore a propellente liquido

casa / Guida

Il motore a razzo a propellente liquido a bassa spinta è destinato all'uso come parte dei blocchi di razzi spaziali. Nella camera di combustione del motore, ricavata sulla sua superficie interna, viene introdotto un elemento miscelatore dotato di cavità interna di reazione e di una coclea di vorticazione della componente gassosa. Nell'accenditore installato davanti all'elemento di miscelazione è presente una cavità di alimentazione del carburante con fori di iniezione del carburante. All'uscita dell'elemento di miscelazione, sulla sua superficie esterna, è installata una boccola, che forma con il corpo dell'elemento di miscelazione una cavità per vorticare il flusso di carburante, presenta fori tangenziali del carburante. L'uscita della cavità di vortice del carburante nella camera di combustione principale è bloccata da una sporgenza anulare ricavata nella boccola. Nel metodo di lancio di un tale motore a razzo, dopo aver raggiunto la pressione inizialmente stabilita nella camera di combustione principale, l'alimentazione di carburante alla precamera viene interrotta e l'intero flusso di massa di carburante viene trasferito alla camera di combustione principale. EFFETTO: le invenzioni consentono di aumentare la completezza della combustione nella camera dell'impulso di spinta specifico di un motore che funziona su componenti di carburante non autoinfiammabili. 2 s.p.f-ly, 2 ill.

L'invenzione riguarda il campo dei motori a reazione a propellente liquido utilizzati nella tecnologia missilistica, come parte di blocchi di razzi per uso spaziale, che sono soggetti a severi requisiti di risparmio di massa e di consumo energetico, poiché mettono in orbita la massa in eccesso della struttura e fonti energetiche è associato a costi economici elevati. Tali motori devono essere lanciati ripetutamente in orbita nel profondo vuoto dello spazio. Questi possono essere motori a bassa spinta (LPRE) con un basso consumo di componenti di carburante non autoinfiammabili. L'invenzione può essere utilizzata nella tecnologia aeronautica e nei motori industriali. Noto motore a razzo a propellente liquido (LREMT) (vedi "Progettazione e progettazione di motori a razzo a propellente liquido"/ A cura di G. G. Gahun, M., Mashinostroenie, 1989, p. 159, Fig. 8.8), contenente la camera di combustione principale con linee per la fornitura di ossidante e carburante, con valvole di avviamento. I componenti del carburante si accendono quando i loro flussi si mescolano nella camera. Lo svantaggio di un dispositivo motore a spinta così bassa è che è destinato solo al funzionamento su componenti propellenti autoinfiammabili. È anche noto un motore a razzo a liquido, adottato come prototipo (vedi brevetto tedesco 1264870 M.cl. F 02 K 9/02), contenente la camera di combustione principale e la precamera, linee di alimentazione del carburante e dell'ossidante alla precamera, linea di alimentazione del carburante alla la camera principale, dispositivo di accensione. Lo svantaggio di questa soluzione, dal punto di vista della sua applicabilità ad un motore a bassa spinta, è che questo dispositivo motore, che oltre alle unità elencate comprende due turbine, tre pompe ed un complesso circuito pneumoidraulico, è ingombrante e pesante e non prevede una variazione significativa dei costi di uno dei componenti tra la camera di combustione principale e la precamera - una variazione delle portate è possibile solo all'interno della regolazione (non più del 10%). Tale soluzione non è quindi applicabile ad un propulsore avente un rapporto di flusso tra la camera principale e la precamera prossimo a uno. Un metodo noto per lanciare un motore a razzo a propellente liquido (vedi "Fondamenti della teoria e calcolo di un motore a razzo a propellente liquido" / A cura di V.M. Kudryavtsev, M., Higher School, 1975, p. inclusa la fornitura preliminare di un ossidante alla camera di combustione principale e alimentazione del combustibile alla camera di combustione principale con contemporanea accensione dei flussi di miscelazione. Allo stesso tempo, il consumo totale dei componenti del carburante e la pressione nella camera aumentano gradualmente nel tempo. Questo metodo di avvio elimina l'accumulo di pressione nella camera rispetto alla fornitura iniziale completa di componenti. Il metodo viene utilizzato, ad esempio, per i motori dei primi stadi dei veicoli di lancio con una spinta di diverse decine di tonnellate e con una pressione nella camera di diverse decine di atmosfere alla normale pressione atmosferica nella camera al momento del lancio, e un elevato consumo totale di carburante. L'uso di un tale metodo di avviamento è praticamente impossibile per i motori a bassa spinta con basse portate dei componenti, poiché una diminuzione significativa della portata di uno dei componenti (ad esempio, alimentazione a gradini) non garantirebbe un'accensione affidabile anche a portate molto basse. velocità ad una pressione della camera molto inferiore a quella atmosferica, peggiorerebbero drasticamente l'intensità della miscelazione dei componenti e ridurrebbero la completezza della combustione e la spinta specifica. Inoltre, le condizioni per il lancio di un motore a razzo a propellente liquido nello spazio a bassa pressione nella camera non richiedono di per sé un lancio graduale dal punto di vista di cui sopra. Un noto metodo di lancio di un motore a razzo a propellente liquido, adottato come prototipo, implementato secondo lo schema mostrato in Fig.4.7, p.77, nel libro "Designs and design of liquid rocket engine"/Ed. G.G. Gahuna, M., Mashinostroyeniye, 1989, che prevede la fornitura di porzioni iniziali dell'ossidante e del carburante alla precamera LRE con accensione simultanea dei componenti del carburante con una candela elettrica. Il getto risultante dei prodotti della combustione accende i componenti principali che entrano nella camera di combustione. Lo svantaggio di questo metodo di avviamento - il prototipo è che in esso il consumo totale dei componenti attraverso la camera di combustione principale (più di pochi kg / s) e quantità relativamente piccole di componenti di avviamento nella precamera, che sono meno dell'1% del consumo totale, portano al fatto che l'influenza della completezza della combustione del carburante nella precamera sulle caratteristiche energetiche della camera di combustione (spinta specifica, complesso consumabile, ecc.) è trascurabile. L'uso di un tale metodo di avviamento è giustificato per i motori ad alta spinta e praticamente non è applicabile ai motori a razzo a propellente liquido, in cui il rapporto tra le portate dei componenti nella camera principale e nella precamera è vicino a 1,0. Il funzionamento simultaneo della precamera e della camera principale in questo caso porta a perdite significative nella spinta specifica del motore, poiché l'efficienza di combustione nella precamera è bassa. L'obiettivo della presente invenzione è aumentare la completezza della combustione (k) e aumentare l'impulso specifico del motore a razzo a propellente liquido funzionante con componenti di carburante non autoinfiammabili. Il compito è svolto dalla soluzione costruttiva dell'LREMT e dal modo in cui viene lanciato. 1. Un propulsore a propellente liquido contenente una camera principale e un'anticamera, un accenditore, linee per fornire carburante e un ossidante all'anticamera e una linea per fornire carburante alla camera di combustione principale, in cui un elemento di miscelazione viene introdotto nell'anticamera con una cavità interna reazionaria e una vite ricavata sulla superficie interna, nell'accenditore installato davanti all'elemento di miscelazione, è presente una cavità di alimentazione del carburante collegata alla linea di alimentazione del carburante alla precamera, all'uscita dell'elemento di miscelazione, sulla sua superficie esterna è installato un manicotto, che forma con il corpo dell'elemento di miscelazione una cavità vorticosa per il flusso del carburante, che è collegata tramite canali tangenziali ricavati nel manicotto, con una linea per l'alimentazione del carburante alla camera di combustione principale, mentre l'uscita del condotto vorticoso cavità del combustibile nella camera di combustione principale è schiacciata da una sporgenza anulare ricavata nel manicotto, la linea di alimentazione dell'ossidante è collegata ad un collettore situato davanti all'ingresso della vite dell'elemento di miscelazione dal lato delle camere di combustione principali . 2. Metodo per avviare un motore a razzo a propellente liquido secondo la rivendicazione 1, comprendente l'alimentazione di un ossidante alla precamera e quindi l'alimentazione di carburante alla precamera con contemporanea accensione dei componenti del carburante, in cui, dopo aver raggiunto un valore stabile di pressione iniziale in la camera di combustione principale, l'alimentazione di carburante alla precamera viene interrotta e il carburante viene fornito nella camera di combustione principale, mentre la portata massica di carburante nella precamera fino all'interruzione della sua alimentazione è uguale alla portata massica di carburante nella camera di combustione principale dopo aver raggiunto il valore stabile di pressione finale nella camera di combustione principale. Il risultato tecnico del nuovo motore a razzo a propellente liquido e il modo in cui viene avviato è l'aumento dell'efficienza di combustione nella camera (un aumento del coefficiente della camera - k, in un aumento dell'impulso di spinta specifico del motore - I, operando su componenti di combustibile non autoinfiammabili.Il risultato tecnico si ottiene introducendo nuovi elementi e la loro implementazione, ovvero: - un elemento di miscelazione con una vite sulla superficie esterna, boccole con fori tangenziali, una cavità di vorticazione del combustibile con una sporgenza anulare per pizzicare la sua sezione di uscita, una cavità di alimentazione del carburante sotto il dispositivo di accensione. La vite si trova nel percorso di alimentazione del gas ossidante e fa girare il flusso di gas nella cavità di alimentazione del carburante della cavità di reazione dietro l'accenditore. Dopo che il gas ossidante fluisce attraverso la vite, nella cavità di reazione si forma un flusso vorticoso con un'intensità vorticosa superiore a quella critica. Per questo motivo, nel flusso vorticoso dell'ossidante, si forma una zona di vortice assiale del flusso di circolazione (corrente inversa), i cui parametri gasdinamici e di turbolenza sono favorevoli alla miscelazione dell'ossidante gassoso con il carburante iniettato sia nel carburante cavità di alimentazione dietro l'accenditore - nella precamera e nella camera principale attraverso la cavità di vortice del carburante per miscelare il carburante e l'ossidante all'uscita dell'elemento di miscelazione (vedere A. Gupta, D. Lilly, N. Sayred, "Swirling flussi". Mir, Mosca, 1987). La miscelazione intensiva del carburante con il flusso vorticoso dell'ossidante gassoso nella cavità di reazione e nella cavità di alimentazione del carburante dopo l'accenditore garantisce che la miscela di carburante entri nell'accenditore all'avvio e un avviamento affidabile del motore. Quando l'intero flusso di carburante viene fornito alla precamera - quando il carburante viene iniettato nella zona di circolazione parassiale, come dimostra l'esperienza di ricerca e funzionamento, la completezza della combustione del carburante è inaccettabilmente bassa, specialmente a bassa temperatura "ambiente" del gas ossidante. Si è riscontrato che la perdita di energia termica in tale organizzazione di combustione ammonta a circa il 30% dell'energia totale immagazzinata nel combustibile. Pertanto, durante il funzionamento di una camera dotata di testa di miscelazione con iniezione di carburante solo nella cavità di alimentazione del carburante dietro l'accenditore, il valore di k non supera 0,7. Il motivo della combustione inefficiente della miscela di carburante in questo caso è considerato l'intensa mescolanza di prodotti della combustione raffreddati dalla camera principale da parte del flusso di circolazione nella zona assiale del flusso inverso. Per questo motivo, la combustione della miscela di carburante zavorrata con i prodotti della combustione avviene con una quantità insufficiente di ossidante e, inoltre, parte dell'energia termica rilasciata viene spesa per riscaldare i prodotti della combustione fredda mista. Al contrario, l'iniezione di carburante nella camera di combustione principale attraverso la cavità di turbolenza e l'interazione dei flussi di carburante e ossidante all'ingresso della camera di combustione (ossidante dalla cavità di reazione e carburante dalla cavità di turbolenza) porta ad un flusso diretto e intenso miscelazione e combustione dei componenti del carburante in condizioni favorevoli, quando aumenta la scala e l'intensità della turbolenza. L'esperienza nell'uso di questo tipo di miscelazione mostra che con una tale organizzazione della combustione si ottiene una combustione quasi completa dei componenti del combustibile miscelato (k = 1). La miscelazione intensiva dell'ossidante e del flusso di carburante all'uscita della camera di combustione è promossa dall'introduzione del bloccaggio della sezione di uscita della cavità di vortice del carburante mediante una sporgenza anulare. Per questo motivo, il flusso vorticoso di carburante si avvicina al flusso vorticoso di gas che fuoriesce dalla cavità di reazione. Ciò intensifica l'espulsione del flusso di carburante da parte del flusso di gas ossidante, vale a dire la miscelazione è intensificata. Per aumentare la completezza della combustione (k) della camera di tale dispositivo in modalità di funzionamento stazionaria - a una pressione costante dei prodotti della combustione nella camera, è necessario escludere la fornitura di carburante alla precamera, ad es. escludere la miscelazione del carburante con un agente ossidante nella cavità di reazione - nella zona di corrente inversa. Ciò si ottiene interrompendo l'iniezione di carburante nella cavità di alimentazione del carburante dietro l'accenditore e commutando l'intero flusso di carburante alla camera di combustione principale attraverso la cavità di vortice del carburante. Quando l'intera portata del carburante viene iniettata nella cavità di alimentazione del carburante dietro l'accenditore nella zona del vortice del flusso vorticoso, come notato sopra, k1 = 0,7. Quando questo flusso di carburante viene interrotto e viene commutato nella camera di combustione principale attraverso la cavità di vortice del carburante, è garantita una combustione quasi completa dei componenti del carburante miscelato (k = 1). L'aumento della completezza della combustione k e, di conseguenza, il relativo aumento dell'impulso di spinta specifico - I in questo caso sarà I = k = 1 - k1 = 0,3. Se, ad esempio, quando si avvia il motore, dal punto di vista di un avviamento affidabile, è necessario fornire carburante sia alla cavità del carburante sotto l'accenditore che alla camera principale attraverso la cavità vorticosa, quindi l'aumento dell'efficienza di combustione k e il relativo aumento dell'impulso specifico, posso essere determinato dalla formula I \u003d k \u003d 1-[(0,7+) / (+1)], (1) dove \u003d m g / m gv, m gv è il portata massica del carburante nella cavità di vortice del carburante, m gv è la portata massica del carburante nella cavità di alimentazione del carburante dietro l'accenditore. La formula (1) si ottiene dalla condizione che si formi un flusso anulare a due strati, nello strato interno del quale k1 = 0,7 e nello strato esterno k2 = 1. I valori di I, k, calcolati con la formula (1), sono mostrati in Fig.2, da cui si vede che l'effetto della bassa efficienza di combustione nello strato interno - nella zona di reazione è evidente anche ad un valore = 10, cioè ad un valore della portata massica del carburante attraverso la cavità di alimentazione del carburante sotto il dispositivo di accensione, che rappresenta circa il 10% del flusso di carburante nella camera di combustione principale. Pertanto, anche in questo caso, I = k = 2,8%, e vi è motivo di interrompere l'alimentazione di carburante alla precamera dopo aver raggiunto un livello di pressione preliminare stazionario dei prodotti della combustione nella camera principale. L'essenza dell'invenzione è spiegata:
figura 1, che mostra una vista generale del motore a razzo,
figura 2, che mostra la dipendenza di I, k da .
L'LPRE comprende la camera di combustione principale (1), al cui mantello (2) è fissata la precamera (3) con il dispositivo di accensione (4). Nella precamera (3) si trovano un elemento di miscelazione (5) e un manicotto (6), ad esempio in rame M-1. Dopo il collegamento, ad esempio mediante saldatura, tra la superficie esterna dell'elemento di miscelazione (5) e la superficie interna del manicotto (6) si forma una cavità per la torsione del carburante (7). Il manicotto (6) presenta fori tangenziali (8) ed una sporgenza anulare (9). All'interno dell'elemento di miscelazione (5) è presente una cavità di reazione (12), e sulla superficie esterna è presente una vite (13). Davanti alla vite (13), tra la superficie esterna dell'elemento di miscelazione (5) e il corpo della precamera (14), è formato un collettore di alimentazione dell'ossidante (15). Ad esso è collegata una linea di alimentazione del gas ossidante (16). Davanti all'elemento di miscelazione (5) con uno spazio rispetto ad esso (17), è installato un dispositivo di accensione (4), contenente una cavità per l'alimentazione del carburante (18) alla precamera (3). Davanti ai fori di dosaggio del carburante (19) si trova un collettore (20) e una tubazione (21) per l'alimentazione del carburante alla precamera (3). Il metodo di lancio dell'LRDMT viene implementato dal dispositivo proposto nella seguente sequenza di azioni. - All'avvio, nella precamera (3) viene immesso un ossidante gassoso; contemporaneamente viene aperta una valvola di intercettazione sulla tubazione di ingresso (16) (non mostrata in figura 1), e l'ossidante gassoso entra nel collettore (15) e viene attorcigliato dalla vite (13). - Successivamente nel canale cilindrico della zona di reazione (12) si forma un flusso di gas vorticoso con una zona di vortice assiale di corrente inversa, che si estende anche nella cavità di alimentazione del carburante (18). - Successivamente, la componente liquida - carburante viene iniettata solo nella precamera (3) dalla tubazione (21) e dal collettore (20) attraverso i fori (19) nella cavità di alimentazione del carburante (18). - Nella cavità di alimentazione del combustibile (18), il combustibile si mescola con il flusso vorticoso di gas ossidante, dando luogo alla formazione di una miscela di combustibile che si diffonde sia nell'accenditore (4) che nella cavità di reazione (12). - Durante il funzionamento dell'accenditore (4), la miscela di carburante nella cavità di reazione (12) si accende e i prodotti della combustione ad alta temperatura fluiscono nella camera principale. - Dopo aver preimpostato la pressione nella camera principale (1), il flusso di carburante nella precamera (3) viene interrotto, ad esempio, chiudendo la valvola di intercettazione (non mostrata in figura 1) sul carburante linea di alimentazione (21). - Lo stesso flusso di massa di carburante viene immesso nella camera principale (1) attraverso la cavità di vortice del carburante (7). Per fare ciò, sulla tubazione di alimentazione (11), ad esempio, si apre una valvola (non mostrata in figura 1), e il carburante entra nella camera principale (1) attraverso il collettore (10), i fori tangenziali (8) e il cavità di vortice del carburante (7). In questo caso il flusso vorticoso di carburante viene deviato dalla sporgenza anulare (9) nella direzione del flusso di gas ossidante che scorre dalla cavità di reazione (12) della precamera (3). Successivamente, la pressione nella camera di combustione principale aumenta a causa dell'aumento della completezza della combustione (k) durante la transizione verso un'organizzazione più efficiente della miscelazione e della combustione dei componenti del carburante all'uscita della cavità di reazione (12) del precamera (3) e viene finalmente impostato. Il motore viene arrestato interrompendo l'alimentazione del carburante alla camera principale (1), per la quale la valvola sulla tubazione (11) è chiusa. Successivamente, l'alimentazione del gas ossidante alla precamera (3) viene interrotta, ad esempio, chiudendo la valvola installata sulla tubazione (16). Pertanto, il dispositivo proposto per il motore a razzo a propellente liquido e il metodo di avvio con la commutazione della portata massica del componente liquido - carburante dalla precamera alla camera principale dopo aver raggiunto un livello di pressione preliminare stabile, hanno permesso di risolvere il problema - ottenere un aumento dell'efficienza della combustione e, di conseguenza, un aumento dell'impulso di spinta specifico del motore durante il suo funzionamento su componenti del carburante non autoinfiammabili.

Un motore a razzo a propellente liquido è un motore alimentato da gas liquefatti e liquidi chimici. A seconda del numero di componenti, i motori a razzo a propellente liquido sono suddivisi in motori a uno, due e tre componenti.

Breve storia dello sviluppo

Per la prima volta, l'uso dell'idrogeno liquefatto e dell'ossigeno come combustibile per i razzi fu proposto da K.E. Ciolkovskij nel 1903. Il primo prototipo del motore a razzo fu creato dall'americano Robert Howard nel 1926. Successivamente, sviluppi simili furono effettuati in URSS, USA, Germania. I maggiori successi furono ottenuti dagli scienziati tedeschi: Thiel, Walter, von Braun. Durante la seconda guerra mondiale, crearono un'intera linea di motori a razzo per scopi militari. C'è un'opinione secondo cui se avessero creato prima il Reich V-2, avrebbero vinto la guerra. Successivamente, la Guerra Fredda e la corsa agli armamenti divennero il catalizzatore per accelerare lo sviluppo di motori a razzo a propellente liquido con l’obiettivo di applicarli al programma spaziale. Con l'aiuto dell'RD-108 furono messi in orbita i primi satelliti artificiali della Terra.

Oggi, l’LRE viene utilizzato nei programmi spaziali e nelle armi missilistiche pesanti.

Ambito di applicazione

Come accennato in precedenza, l'LRE viene utilizzato principalmente come motore per veicoli spaziali e veicoli di lancio. I principali vantaggi dell’LRE sono:

l'impulso specifico più alto della classe;
la capacità di eseguire un arresto completo e di riavviare, abbinata al controllo della trazione, offre una maggiore manovrabilità;
peso significativamente inferiore del vano carburante rispetto ai motori a combustibile solido.

Tra gli svantaggi di LRE:

dispositivo più complesso e costo elevato;
maggiori requisiti per un trasporto sicuro;
in condizioni di assenza di gravità è necessario utilizzare motori aggiuntivi per depositare il carburante.

Tuttavia, il principale svantaggio dei motori a razzo a propellente liquido è il limite delle capacità energetiche del carburante, che limita l'esplorazione spaziale con il loro aiuto alla distanza di Venere e Marte.

Dispositivo e principio di funzionamento

Il principio di funzionamento dell'LRE è lo stesso, ma si ottiene utilizzando schemi di dispositivi diversi. Il carburante e l'ossidante vengono pompati da diversi serbatoi alla testa dell'ugello, iniettati nella camera di combustione e miscelati. Dopo l'accensione sotto pressione, l'energia interna del carburante viene convertita in energia cinetica e fuoriesce attraverso l'ugello, creando la spinta del getto.

Il sistema di alimentazione è costituito da serbatoi di carburante, tubazioni e pompe con una turbina per pompare il carburante dal serbatoio nella tubazione e una valvola di controllo.

Il pompaggio dell'alimentazione del carburante crea un'alta pressione nella camera e, di conseguenza, una maggiore espansione del fluido di lavoro, grazie alla quale viene raggiunto il valore massimo dell'impulso specifico.

Testa dell'iniettore: un blocco di iniettori per iniettare componenti del carburante nella camera di combustione. Il requisito principale per l'ugello è la miscelazione di alta qualità e la velocità di alimentazione del carburante alla camera di combustione.

Sistema di raffreddamento

Sebbene la percentuale di trasferimento di calore dalla struttura durante il processo di combustione sia insignificante, il problema del raffreddamento è rilevante a causa dell'elevata temperatura di combustione (>3000 K) e minaccia la distruzione termica del motore. Esistono diversi tipi di raffreddamento delle pareti della camera:

Il raffreddamento rigenerativo si basa sulla creazione di una cavità nelle pareti della camera attraverso la quale passa il carburante senza ossidante, raffreddando la parete della camera e il calore, insieme al refrigerante (carburante), ritorna nella camera.

Lo strato vicino alla parete è uno strato di gas creato da vapori combustibili vicino alle pareti della camera. Questo effetto si ottiene installando degli iniettori sulla periferia della testa che forniscono solo carburante. Pertanto, la miscela combustibile è priva di agente ossidante e la combustione vicino alla parete non è così intensa come al centro della camera. La temperatura dello strato vicino alla parete isola le alte temperature al centro della camera dalle pareti della camera di combustione.

Il metodo ablativo di raffreddamento di un motore a razzo a propellente liquido viene effettuato applicando uno speciale rivestimento di schermatura termica sulle pareti della camera e sugli ugelli. Il rivestimento ad alte temperature passa dallo stato solido a quello gassoso, assorbendo gran parte del calore. Questo metodo di raffreddamento di un motore a razzo liquido è stato utilizzato nel programma lunare Apollo.

Il lancio di un motore a razzo è un'operazione molto responsabile in termini di esplosività in caso di guasti nella sua attuazione. Esistono componenti ad autoaccensione con i quali non ci sono difficoltà, tuttavia, quando si utilizza un iniziatore esterno per l'accensione, è necessario un coordinamento ideale della sua alimentazione con i componenti del carburante. L'accumulo di carburante incombusto nella camera ha una forza esplosiva distruttiva e promette conseguenze disastrose.

Il lancio di grandi motori a razzo a propellente liquido avviene in più fasi, seguite dal raggiungimento della potenza massima, mentre i piccoli motori vengono lanciati con una potenza istantanea al cento per cento della potenza.

Il sistema di controllo automatico dei motori a razzo a propellente liquido è caratterizzato dall'implementazione di un avvio sicuro del motore e dall'uscita alla modalità principale, controllo del funzionamento stabile, regolazione della spinta in base al piano di volo, regolazione dei materiali di consumo, spegnimento al raggiungimento di una determinata traiettoria . A causa dei momenti non calcolabili, il motore a razzo a propellente liquido è dotato di una fornitura garantita di carburante in modo che il razzo possa entrare nell'orbita desiderata in caso di deviazioni dal programma.

I componenti del propellente e la loro scelta durante il processo di progettazione sono decisivi nella progettazione di un motore a razzo a liquido. Su questa base vengono determinate le condizioni di stoccaggio, trasporto e tecnologia di produzione. L'indicatore più importante della combinazione di componenti è l'impulso specifico, da cui dipende la distribuzione della percentuale della massa di carburante e carico. Le dimensioni e la massa del razzo sono calcolate utilizzando la formula Tsiolkovsky. Oltre all'impulso specifico, la densità influisce sulle dimensioni dei serbatoi con componenti di carburante, il punto di ebollizione può limitare le condizioni operative dei missili, l'aggressività chimica è caratteristica di tutti gli ossidanti e, se non vengono seguite le regole per il funzionamento dei serbatoi, può causare un incendio del serbatoio , la tossicità di alcuni composti del carburante può causare gravi danni all'atmosfera e all'ambiente . Pertanto, sebbene il fluoro sia un agente ossidante migliore dell'ossigeno, non viene utilizzato a causa della sua tossicità.

I motori a razzo a propellente liquido monocomponente utilizzano un liquido come combustibile che, interagendo con il catalizzatore, si decompone con il rilascio di gas caldo. Il vantaggio principale dei motori a razzo monocomponente è la loro semplicità di progettazione e, sebbene l'impulso specifico di tali motori sia piccolo, sono ideali come motori a bassa spinta per l'orientamento e la stabilizzazione dei veicoli spaziali. Questi motori utilizzano un sistema di alimentazione del carburante a dislocamento e, a causa della bassa temperatura di processo, non necessitano di un sistema di raffreddamento. I motori monocomponente includono anche motori a getto di gas, che vengono utilizzati in condizioni in cui le emissioni termiche e chimiche sono inaccettabili.

All'inizio degli anni '70, gli Stati Uniti e l'URSS stavano sviluppando motori a razzo a propellente liquido a tre componenti che avrebbero utilizzato idrogeno e idrocarburi come carburante. In questo modo il motore funzionerebbe con cherosene e ossigeno all'avvio e passerebbe all'idrogeno liquido e all'ossigeno in alta quota. Un esempio di motore a razzo a tre componenti in Russia è l'RD-701.

Il controllo del razzo è stato utilizzato per la prima volta nei razzi V-2 utilizzando timoni gasdinamici in grafite, ma questo ha ridotto la spinta del motore e i razzi moderni utilizzano camere rotanti fissate al corpo con cerniere che creano manovrabilità su uno o due piani. Oltre alle telecamere rotanti, vengono utilizzati anche motori di controllo, che sono fissati con ugelli nella direzione opposta e vengono accesi se è necessario controllare l'apparato nello spazio.

Un motore a razzo a ciclo chiuso è un motore, uno dei cui componenti viene gassificato mediante combustione a bassa temperatura con una piccola parte dell'altro componente, il gas risultante funge da fluido di lavoro della turbina, e quindi viene immesso nel camera di combustione, dove brucia con i resti dei componenti del carburante e crea una spinta a getto. Lo svantaggio principale di questo schema è la complessità del progetto, ma aumenta l'impulso specifico.

La prospettiva di aumentare la potenza dei motori a razzo liquido

Nella scuola russa dei creatori di LRE, guidata da molto tempo dall'accademico Glushko, si lotta per il massimo utilizzo dell'energia del carburante e, di conseguenza, il massimo impulso specifico possibile. Poiché l'impulso specifico massimo può essere ottenuto solo aumentando l'espansione dei prodotti della combustione nell'ugello, tutti gli sviluppi vengono effettuati alla ricerca della miscela di carburante ideale.

Esistono camere LRDMT che funzionano con carburanti mono e bicomponenti.

I motori a razzo a propellente liquido bicomponente hanno una maggiore efficienza e una portata in espansione.

Camere di motori a razzo a propellente liquido bicomponente. Esistono camere con un'area di flusso costante e variabile della testa di miscelazione, nonché camere a ugello singolo e multiugello.

Vengono chiamate camere con area di flusso variabile strozzato; solitamente tali camere sono anche a ugello singolo.

Le camere con una sezione a flusso costante della testa di miscelazione e diversi ugelli sono semplici nel design, ma hanno valori leggermente aumentati per il tempo per raggiungere il regime e il tempo per ridurre la spinta a causa della posizione delle valvole di avviamento in corrispondenza ingresso alla testa e presenza di un certo volume tra queste valvole e il fondo della testa; questo volume dovrebbe essere il più piccolo possibile.

Nelle camere LREMT vengono utilizzati sia ugelli centrifughi che a getto.

Nelle camere LRE con spinta di 10 e 400 N del satellite Symphony e della navicella Galileo viene utilizzata una testa di miscelazione con un ugello centrifugo bicomponente, mentre nella camera viene creato un getto rotante coassiale dei componenti del propellente, fornendo un spruzzo conico di gocce. L'ugello fornisce anche il raffreddamento interno delle pareti della camera creando un eccesso di ossidante nello strato di prodotti della combustione vicino alla parete.

Nella camera dell'LRDMT k.t E-3 (motore ausiliario del telecomando del sistema di controllo del razzo dello Space Shuttle MTKK) è stato utilizzato un ugello bicomponente con getti collidenti di ossidante e carburante. Il collettore di testa ha un volume ridotto, che consente: 1) rapido riempimento e svuotamento del collettore; 2) minimizzare la variazione delle prestazioni del motore dovuta alla saturazione dei componenti del carburante con l'elio propellente; e 3) eliminare grandi picchi di pressione nella camera quando il carburante viene acceso durante il processo di avviamento.

Con una pressione costante nei serbatoi del carburante e, quindi, all'ingresso della testa di miscelazione, viene utilizzata una testa con area di iniezione variabile dei componenti del carburante per modificare la spinta della camera LRE. Ciò è più semplice da ottenere se la testa di miscelazione è l'unico iniettore bicomponente, il cui elemento mobile (ad esempio un manicotto che si muove lungo l'asse della testa) modifica contemporaneamente le sezioni del flusso di iniezione per entrambi i componenti del carburante.

In questo caso, in un dato intervallo di variazioni di spinta, la differenza di pressione tra gli iniettori può essere mantenuta praticamente invariata, il che è importante per garantire la qualità di atomizzazione dei componenti del carburante e la stabilità della camera. Con una diminuzione del consumo dei componenti del carburante, diminuisce la pressione nella camera e, di conseguenza, la completezza della combustione del carburante. Tale testa è stata utilizzata nella camera LDR di atterraggio dello stadio lunare dell'Apollo; questo motore forniva una riduzione della spinta di un fattore 10 rispetto alla spinta durante il funzionamento in modalità nominale.

Nei motori RS-2101C dei veicoli spaziali Viking-75 e R-4D-1l vengono utilizzati ugelli a getto con ossidante in collisione e getti di carburante. Gli ugelli sono disposti su un unico cerchio di raggio medio compreso tra il centro e la parete della camera di combustione.

Durante il funzionamento dell'LPRE, la temperatura della testa della camera deve essere tale da escludere la possibilità di ebollizione dei componenti del carburante nella sua cavità. Per fare questo, tra la testa e la camera di combustione viene spesso installato un distanziale cilindrico forato termoisolante a pareti sottili. La riduzione del flusso di calore nella testa e allo stesso tempo l'aumento della completezza della combustione del carburante è assicurata quando la testa di miscelazione è realizzata da una piastra in cui sono incisi numerosi canali del carburante, garantendo il suo raffreddamento poroso e che determina l'uniformità e la precisione della il flusso dei componenti del carburante nella camera di combustione.

La testa di alcune camere LRDMT era realizzata in leghe di alluminio. Tale materiale è stato utilizzato, in particolare, nella testa della camera dei motori ausiliari MA-109 della navicella Apollo con una spinta di 450 N. Nella testa della camera del motore RS-2101, lega di alluminio 2219- È stato utilizzato il T6. Poiché la camera di combustione di questo motore era in berillio, tra la testa e la camera di combustione furono posizionati un anello di tenuta a forma di V rivestito con uno strato d'oro e un anello in Viton.

La testa della camera del motore R-40 è realizzata in acciaio e lega di alluminio, la testa della camera dell'LRE con una spinta di 1 O e 400 N del satellite "Symphony" e della navicella spaziale "Galilei" è realizzata di acciaio resistente alla corrosione e nei motori R-4D-11

e lega di titanio R-1E-3.

Per indurire a temperature elevate, l'avvolgimento della flangia in alluminio che collega la testa con la camera di combustione è stato utilizzato con fibra di vetro impregnata di resina fenolica. Tuttavia, molto spesso la testa è collegata alla camera di combustione mediante saldatura (se le pareti unite sono realizzate con materiali saldabili).

Nelle camere di combustione e negli ugelli delle camere LREMT R-40A, R-4D-11, R-IE-3, R-6C e R BV sono state utilizzate cuciture saldate realizzate mediante saldatura a fascio di elettroni, garantendo un'elevata tenuta dei giunti .

Camere di motori a razzo a propellente liquido bicomponente in funzionamento continuo con carburante N 2 O 4 e MMG a RA= 40 .. .150 e spinta R.P= 2,2 ... 445 N forniscono un impulso specifico 1 c.p = 2735...2825 m/s (Tabella 8.2). Nella modalità a impulsi dell'LRDMT, l'impulso specifico è inferiore e quanto più breve è la durata dell'impulso di spinta, tanto minore è l'impulso specifico. Il tempo dell'impulso di spinta è determinato dal tempo in cui viene applicata la tensione alle valvole del carburante (valvole elettroidrauliche) installate sulla testa della camera, chiamata l'ampiezza dell'impulso elettrico. A τ min = 6…20 ms L'impulso specifico dell'LRE è solitamente 1860 ... 2350 m/s. L'impulso specifico sufficientemente elevato del motore R-IE-3 (2350 m/s) con un'ampiezza dell'impulso elettrico di 40 ms è dovuto al volume ridotto della cavità interna della testa di miscelazione.

Il secondo consumo dei componenti del carburante ha valori estremamente bassi. Ad esempio, nell'LRE R-6B, il consumo di ossidante e carburante è rispettivamente di soli 0,5 e 0,3 g/s.

Il design delle camere LRDMT dipende dal metodo di raffreddamento. Vengono utilizzati il raffreddamento rigenerativo, ablativo, interno (film), radiante e combinato.

Il più efficace è rigenerativo raffreddamento, ma la sua implementazione nelle camere LRDMT è molto difficile: a bassa spinta e basse pressioni nella camera, il rapporto tra la densità superficiale del flusso di calore e la superficie della camera determina l'alta temperatura del refrigeratore; inoltre, a causa della bassa portata del liquido refrigerante, la sua velocità nei canali di raffreddamento non è sufficiente a raffreddare le pareti della camera. Di conseguenza, la temperatura delle pareti della camera e del frigorifero può aumentare fino a valori inaccettabili, si verificano la decomposizione o l'ebollizione del film del liquido di raffreddamento e altri fenomeni inaccettabili. In particolare, l'idrazina e i combustibili a base di essa hanno un limite di temperatura nell'intero volume a causa della possibile decomposizione.

Le camere con raffreddamento rigenerativo hanno prestazioni limitate sulla spinta variabile, in particolare sui combustibili di stoccaggio a lungo termine ad autoaccensione.

La camera LPRE della navicella spaziale Mariner-9 aveva una camera di combustione al berillio a pareti spesse con elevata conduttività termica e raffreddamento a flusso esterno.

ablativo Il raffreddamento delle camere LRRE garantisce la semplicità del loro design e il minimo flusso di calore verso l'ambiente, ma le camere con raffreddamento ablativo hanno una massa maggiore rispetto alle camere con raffreddamento radiante (a causa dello strato piuttosto spesso di materiale ablativo). La massa di una camera raffreddata ablativa aumenta secondo la legge della radice quadrata del suo tempo di funzionamento. Con un lungo periodo di funzionamento, la massa di tali telecamere può diventare eccessiva.

Il raffreddamento ablativo è stato utilizzato in numerosi motori a razzo a propellente liquido della navicella spaziale Apollo (nel motore a razzo di decollo dello stadio lunare, nei motori a razzo con freno che si accendono quando si avvicinano alla Terra, ecc.), è utilizzato nel camera di combustione e ugello del motore a razzo principale (Fig. 8.7) e otto motori a razzo di orientamento delle parti di testa dello stadio di separazione dell'MBR M-X, e la camera è costituita da una billetta monolitica di berillio; uno strato di materiale ablativo è applicato sulla superficie interna della camera di combustione e sull'ugello, quest'ultimo avente una bassa densità sull'ugello. Il berillio è forte e durevole e non richiede rivestimento. Come materiale ablativo viene utilizzato in particolare un materiale a base di resina fenolica e biossido di silicio.

Radiante il raffreddamento garantisce la semplicità del design e la massa relativamente piccola della camera del motore a razzo a propellente liquido rispetto al raffreddamento ablativo, soprattutto quando il motore funziona per un lungo periodo. Il raffreddamento radiante crea un grande flusso di calore nell’ambiente. Ciò può causare danni agli elementi strutturali adiacenti dell'aereo, quindi è auspicabile un posizionamento aperto della telecamera e non all'interno del compartimento dell'aereo. Le camere con raffreddamento radiante sono caratterizzate da un'elevata temperatura delle pareti della camera, che richiede l'uso di metalli refrattari (molibdeno, tungsteno, tantalio e niobio) e leghe a base di essi. Le caratteristiche e la durata delle camere radianti sono determinate dai metalli e dai rivestimenti selezionati resistenti al calore e refrattari che impediscono l'ossidazione dei metalli resistenti al calore e refrattari a temperature elevate. In questo caso, i rivestimenti devono avere un'adesione sufficientemente elevata.

I limiti di temperatura delle pareti si ottengono anche selezionando una combinazione appropriata di configurazione della testa di miscelazione e della camera di combustione.

La camera dello ZhRDMT MA 109 SC "Apollo" con una spinta di 441 N era realizzata in niobio con rivestimento in siliciuro. La gola dell'ugello era rivestita con disiliciuro di molibdeno. Per camere simili è stata utilizzata una lega di molibdeno contenente additivi Ti e Zr o molibdeno rivestito con disiliciuro di molibdeno Mo Si 2 .

Per la produzione di ugelli per ugelli che utilizzano il raffreddamento radiante, vengono utilizzati anche metalli refrattari e resistenti al calore.

L'ugello della camera del motore a razzo a propellente liquido della navicella spaziale Mariner-9 era realizzato in acciaio resistente al calore con additivi al cobalto, tale ugello veniva riscaldato arroventato durante il funzionamento (ad una temperatura di circa 1375 A).

Oltre alla bassa resistenza chimica ai prodotti della combustione, i metalli refrattari sono materiali costosi e la loro fabbricazione/camere è difficile a causa della fragilità di questi metalli. Lo sviluppo di rivestimenti resistenti all'ossidazione di metalli refrattari con una lunga durata presenta alcune difficoltà.

In alcuni casi, il rivestimento non solo protegge la superficie della parete dall'ossidazione, ma ne aumenta anche l'emissività, con conseguente ulteriore diminuzione della temperatura della parete. Tali proprietà sono possedute, in particolare, da uno strato di ossido di alluminio depositato sulla superficie di una parete di lega di nichel.

Per creare film raffreddando le pareti della camera di combustione e l'ugello, alla periferia della testa della camera vengono posizionati degli ugelli che creano uno strato vicino alla parete con un eccesso di ossidante o carburante (quest'ultimo viene utilizzato più spesso). Ad esempio, nella testa della camera dell'R-4D-11 LRE, insieme a otto ugelli a due getti con ossidante in collisione e getti di carburante, ci sono 16 ugelli per fornire il raffreddamento della pellicola.

Il raffreddamento a film con ossidante è stato utilizzato, come sopra indicato, per le pareti della parte cilindrica della camera di combustione dell'LRE con spinta di 10 e 400 N del satellite "Symphonia" ed è utilizzato per le pareti della camera di l'LRE ausiliario del missile balistico intercontinentale Minuteman Sh, per il quale viene speso carburante (circa il 13% del consumo totale). Le pareti di quest'ultimo (così come la sua testa di miscelazione) sono realizzate in lega di niobio SCb-291. La scelta di questa lega è dovuta alla sua inerzia rispetto all'acido nitrico, che si può formare durante lo stoccaggio a lungo termine del tetrossido di azoto.

Le camere raffreddate a film sopportano valori elevati della densità del flusso di calore superficiale e hanno i valori minimi della densità specificata per l'ambiente. Tali camere sono caratterizzate da perdite causate da una diminuzione dell'efficienza di combustione nello strato vicino alla parete.

Il raffreddamento a film viene spesso utilizzato in combinazione con il raffreddamento radiante e anche la camera è realizzata con metalli refrattari. Ad esempio, in una camera raffreddata a film in niobio, la temperatura di parete consentita è 2030 K.

Un raffreddamento specifico è stato utilizzato per la camera LRE RS-2101C della navicella spaziale Viking-75. Il carburante è stato spruzzato sulla superficie interna delle pareti della parte rastremata dell'ugello, evaporato, portando via i flussi di calore che si propagano lungo la parete dalla parte specificata dell'ugello alla parte cilindrica della camera. Questa distribuzione era assicurata dall'asse dal fatto che la camera di combustione era realizzata in berillio, che ha una conduttività termica molto elevata. Nella parte cilindrica della camera, il calore viene assorbito da una cortina di film evaporante immessa al suo interno dal lato della parte rastremata dell'ugello. Questo raffreddamento si chiama interno raffreddamento rigenerativo.

Una combinazione di raffreddamento interno e radiante viene utilizzata nella camera del motore ausiliario del sistema di controllo remoto del sistema di controllo del razzo Space Shuttle Space Shuttle, mentre uno strato di prodotti della combustione con carburante in eccesso viene creato vicino alla parete della camera di combustione e all'ugello. Ciò avviene modificando l'angolo di iniezione di parte del carburante utilizzato per il raffreddamento del film. Un angolo più ripido migliora il raffreddamento all'interfaccia tra la testa di nebulizzazione e la camera di combustione, determinando temperature più basse

teste durante il ciclo motore. Uno strato di materiale termicamente isolante con bassa conduttività termica può funzionare ad una temperatura della parete della camera di combustione di 1700 K. Ad una temperatura massima della parete nella sezione minima dell'ugello di 1285 K, viene fornita una risorsa della camera di 7,2-105 s. il tempo di funzionamento è di 125 s.

La temperatura massima delle pareti della camera di LRDMT R-4OA, R-4D-1l, R-1E.3, R-6C e R-6B è relativamente bassa (nell'intervallo 1313 ... 1563 K). Ciò consente di fornire margini di resistenza sufficienti nella fabbricazione delle pareti della camera di combustione e dell'ugello in leghe di niobio e titanio.

Nella camera LRDMT DU RSPE, che fornisce la manovra della testa del missile balistico intercontinentale Minuteman IP, anche la testa, la camera di combustione e l'ugello sono realizzati in niobio (la temperatura calcolata della camera è 2030 K).

Alcune camere utilizzano il rivestimento di fusione R-512A. È classificato per temperature massime di 1800...1920 K. Il rivestimento R-512A è uno speciale materiale in siliciuro vetroso ruvido per la protezione dall'ossidazione e una lunga durata. Lo spessore del rivestimento applicato è di circa 75..125 micron; lo spessore e l'omogeneità specificati del rivestimento devono essere misurati dopo l'applicazione con un sensore speciale (in particolare nei punti di turbolenza).

La combinazione della lega di niobio C-I03 e del rivestimento R-512A sulle superfici interne esterne della camera del motore principale e ausiliario del sistema di controllo remoto del sistema di controllo del jet dello Space Shuttle MTKK (R-40A e R-lЕ-3 ) fornisce un ampio margine di risorse e affidabilità per il volo dell'ITKK , nonché una maggiore duttilità nell'intero intervallo di temperature durante il volo.

La superficie esterna delle camere "D R-40A e R-1E-3" è ricoperta da un isolamento termico in materiale Dynaflex con una densità di 400 kg / m 3, posto all'interno di una custodia in titanio.riscaldamento eccessivo dovuto ai flussi di calore, in quanto mantiene la temperatura della superficie esterna della camera non superiore a 450 K in qualsiasi condizione operativa al suolo e nel vuoto.

Per garantire la temperatura della camera dell'LRE ausiliario della navicella spaziale lunare Surveyor, tra i cicli operativi nell'intervallo di -17 ... ± 37 °C, è stato applicato un rivestimento dorato sulla maggior parte della superficie esterna della camera.

Nella fig. 8i mostra l'LRE del sistema di propulsione all'apogeo del satellite Lisyat, la cui camera è raffreddata in modo radiante.

La combinazione di raffreddamento interno e radiante viene utilizzata nel motore a razzo R-4D. Una parte del carburante in eccesso penetra nello strato vicino alla parete, il che migliora anche il raffreddamento nella zona tra la testa di miscelazione e la camera di combustione. La temperatura minima delle pareti della camera di combustione in funzionamento continuo è di 1300 K.

Molto efficace è il raffreddamento combinato (rigenerativo, interno e radiante) delle camere LRE del satellite "Symphony" con una spinta di 10 e 400 N. Una caratteristica del raffreddamento di queste camere è quella nella camera con una spinta di 400 N 10 N - per la parte inferiore della camera di combustione.

Il raffreddamento radiante è stato applicato al collo e alla parte espandibile dell'ugello delle camere LRE realizzate in nimonico con una spinta di 10 e 400 N del satellite Symphony.

Il tempo massimo di funzionamento continuo della camera con una spinta di 10 N durante le prove di tiro al banco ha superato i 3.103 s. Lo stato termico costante della camera LRE con una spinta di 400 N con il raffreddamento combinato di cui sopra è stato garantito anche durante il funzionamento a lungo termine (più di 10,8 103 s). Non si osserva quasi alcun fenomeno di assorbimento termico. Con uno spessore della parete della camera di 1;i mm, la sua capacità termica è bassa. La temperatura del carburante nel tratto di raffreddamento della camera è aumentata di soli 10 K dopo lo spegnimento del motore.

L'ugello della camera del principale motore a razzo a propellente liquido dello stadio M-X è realizzato in Kevlar.

Alcuni LRDMT possono funzionare con vari combustibili. Ad esempio, nel motore R-4D -11, oltre all'MMG, è possibile utilizzare idrazina e aerozine-50.

LRDMT (e quindi le telecamere) possono funzionare sia in modalità pulsata che continua. La modalità a impulsi viene utilizzata principalmente per manovre di controllo dell'assetto e del rollio. Una caratteristica del funzionamento in modalità pulsata è il valore relativamente piccolo dell'impulso di spinta generato durante un ciclo di funzionamento, anche se la camera sviluppa una spinta relativamente grande; ciò consente di evitare lunghe modalità operative della fotocamera, che impongono requisiti più rigorosi sul suo raffreddamento; inoltre è possibile fornire valori diversi dell'impulso di spinta a spinta costante variando solo il tempo ciclo.

Tuttavia, la modalità di funzionamento a impulsi impone restrizioni sulla scelta del carburante (i motori a razzo a combustione multipla sono stati testati solo su combustibili autoinfiammabili) e, come già notato, provoca una diminuzione dell'impulso specifico della camera.

Un motore a razzo ad alta spinta, quando i componenti del carburante vengono forniti sotto pressurizzazione dei serbatoi con pompe al minimo, può sviluppare una spinta corrispondente alla spinta di un motore a razzo. Ad esempio, con questa modalità operativa, il motore a razzo RL-10 fornisce una spinta di 854 N e un impulso specifico nel vuoto di circa 4000 m/s.

Valori ct per il carburante N 2 0 4 + MMG per la maggior parte dei motori a razzo a propellente liquido viene scelto pari a 1,60 ... 1,65 (con una tolleranza di ± 0,03 ... 0,05).

Per ridurre le dimensioni e la massa della camera LRDMT, è possibile aumentare la pressione R ma ad alte pressioni R Ciò porta a requisiti di raffreddamento più severi, soprattutto nella zona della gola dell'ugello.

Per smorzare le oscillazioni ad alta frequenza durante la combustione nella camera di combustione di una serie di motori a razzo a propellente liquido (R40A, R-4D-ll, RS-2101C, ecc.), delle cavità acustiche (smorzatori acustici risonanti) sono posizionate alla periferia di la testa di miscelazione.

Con l'aiuto delle cavità acustiche si ottiene la stabilità dinamica della combustione, fornendo un'insensibilità quasi completa a tutti i disturbi naturali e artificiali, nonché un funzionamento stabile della camera in un'ampia gamma di condizioni operative, compresi i transitori.

Numerosi LPRE hanno una risorsa molto lunga, ad esempio il tempo di funzionamento dell'R-4D LPRE in modalità nominale può raggiungere 3,6 106 s. Si prevede inoltre di aumentare a 106 s la risorsa dei motori ausiliari del controllo remoto del sistema di controllo del razzo dello Space Shuttle attraverso l'uso di tecnologie e metodi di applicazione migliorati della fotocamera, rivestimenti protettivi e metodi di manutenzione migliorati.

La risorsa della fotocamera dipende non solo dai materiali strutturali e dai rivestimenti utilizzati, ma anche dai parametri selezionati. In particolare, al diminuire della temperatura dei prodotti della combustione nella camera, la sua risorsa aumenta.

Solitamente il piano della sezione di uscita dell'ugello delle camere LREMT è perpendicolare al loro asse longitudinale. Tuttavia, i motori principali e ausiliari del sistema di controllo remoto del sistema di controllo del razzo Space Shuttle dello Space Shuttle sono affondati nella fusoliera della nave e la loro sezione di uscita è profilata a filo con la superficie della fusoliera. A causa delle diverse posizioni delle telecamere rispetto alla fusoliera, si ottengono 17 diversi angoli degli ugelli per i motori a razzo principali e quattro per quelli ausiliari.

L'asse dell'ugello della camera LRE è solitamente una continuazione dell'asse della camera di combustione, ma l'ugello può essere posizionato ad angolo (in alcuni casi con un ampio angolo (fino a 1000)) rispetto alla continuazione dell'asse della camera di combustione; la necessità di ciò può sorgere principalmente per il motore a razzo del sistema di rotta. A seconda delle condizioni di layout, la sezione di uscita dell'ugello può avere forma rettangolare (ad esempio con proporzioni pari a due).

Camere di motori a razzo a propellente liquido monocomponente. Il design e i parametri delle camere monocomponente, nonché dei generatori di gas monocomponente, dipendono dal metodo di decomposizione del carburante. Hayes sta sviluppando camere di decomposizione catalitica CIIIA. Nelle camere di decomposizione termica, il componente del carburante si decompone al contatto con una superficie riscaldata, di cui i riscaldatori elettrici sono i più comuni. Il riscaldatore elettrico è stato utilizzato, in particolare, nella camera di decomposizione LRE con una spinta di 0,3 N da TRW, utilizzata nel satellite per comunicazioni "Intelsat V".

Fattibile. decomposizione dell'idrazina mediante fornitura costante alla camera di una portata relativamente bassa di tetrossido di azoto, che forma un combustibile autoinfiammabile con idrazina; l'idrazina si decompone termicamente sotto l'influenza del calore rilasciato durante la combustione di parte dell'idrazina con tetrossido di azoto.

Il numero di ugelli nelle camere di un motore a razzo monocomponente può essere molto diverso: da un ugello (ad esempio, nell'orientamento LREMT del satellite di ricerca della RPC) a un gran numero di ugelli. Gli ugelli di tali camere hanno un diametro dell'ugello molto piccolo. Pertanto, quando il motore era in funzione, si sono verificati casi di forte diminuzione dell'area di flusso dell'ugello, fino alla sua completa sovrapposizione.

La testa della telecamera può essere costituita da una pluralità di tubi capillari diffusori. Questo design della testa, utilizzato nel motore Hamilton REA 20-4, limita la velocità di iniezione a un livello basso e garantisce una distribuzione uniforme dell'idrazina nel pacco fognario. Ciò aumenta l'area del catalizzatore lavata dall'idrazina, migliora le prestazioni dinamiche, garantisce un funzionamento più fluido del motore e riduce l'usura del pacco. La superficie della testa è protetta da una doppia rete per impedire l'ingresso di particelle di catalizzatore nella testa e nella valvola, che possono essere causate da vibrazioni o sobbalzi del motore. Allo stesso scopo, nell'LPRE del satellite per comunicazioni "Intelsat IV A" (spinta 24,5 N), gli ugelli sono ricoperti da una rete sottile. Per le camere LRE con spinte molto basse (0,1...0,4 N), l'idrazina può essere gassificata prima di essere immessa nella camera (il punto di ebollizione normale dell'idrazina è 387 K).

Il pacchetto catalitico deve essere fissato saldamente nella cavità della camera di decomposizione per impedire il trascinamento di particelle di catalizzatore (Fig. 8.9) e i materiali utilizzati per gli elementi strutturali devono essere resistenti alla nitrazione. In particolare, il pacchetto catalitico LRE del satellite "Intelsat IV A" è posto in una doppia griglia di lega di platino.

Il pacchetto catalizzatore del motore REA 204 è diviso in due sezioni da uno schermo forato. La sezione superiore utilizza un catalizzatore "lIIell-405" a grana fine, che garantisce una rapida decomposizione dell'idrazina e un funzionamento stabile del motore. Per ridurre la resistenza idraulica del pacchetto catalizzatore, nella sezione inferiore è posizionato un catalizzatore Shell 405 a grana grossa.

Il catalizzatore ha un'attività insufficiente alle basse temperature. Inoltre, il tempo per raggiungere il regime risulta sovrastimato, poiché inizialmente il calore rilasciato viene speso per riscaldare il catalizzatore e le pareti della camera. In numerosi motori, incluso il REA 204 LRE, viene utilizzato un riscaldatore elettrico del pacchetto per mantenere una temperatura che escluda la distruzione del pacchetto associata all'avviamento a freddo del motore. Nel motore specificato vengono utilizzati due elementi riscaldanti elettrici in nichelcromo. (N= 3,8 W; V= 28 V) collocato in un alloggiamento in Inconel 600. Il pacchetto catalizzatore può essere riscaldato per un tempo sufficientemente lungo - fino a 30 minuti.

Per migliorare le caratteristiche di resistenza dei granuli, il catalizzatore viene sottoposto ad uno speciale trattamento intensivo, che ne garantisce una maggiore sfericità; utilizzare, in particolare, granuli di forma quasi sferica del diametro di 0,6 mm con coefficiente di sfericità pari a circa 0,75 (tale coefficiente è pari al rapporto tra la superficie della sfera e la superficie della granuli catalizzatori). Il riempimento sufficientemente denso della camera è fornito su un vibratore elettrodinamico.

Decisivo per. calcolo del diametro della camera di decomposizione ha la sua portata, che solitamente viene scelta pari a 0,75..3,5 g/(cm 2 s).

Di seguito i valori tipici dei parametri della camera di idrazina con una spinta di 10 N: portata 3,5 g/(cm 2 s); 1" 1.P= 2256 m/s; R k = = 1,5 MPa; "P] \u003d 0,95; v \u003d 4,7 cm" / s; dimensione dei granuli 0,6 mm; coefficiente della loro sfericità 0,75; D K = 13 mm; L K = 16,3 mm; D* = 2,23 mm; caduta di pressione attraverso la testa di nebulizzazione capillare 0,4 MPa; la caduta di pressione nel pacchetto del catalizzatore è di 0,25 MPa.

Il pacchetto catalizzatore delle camere LREMT KA è esposto al vuoto ambientale.

Nelle camere LRDMT vengono solitamente utilizzati ugelli profilati. L'ugello profilato viene utilizzato, in particolare, nella camera REA 204 LRE 204; è accorciato, con una superficie minima. La forma dell'ugello è stata ottimizzata per fornire la massima quantità di moto con lunghezza e massa minime. Lo spessore della parete dell'ugello lungo la lunghezza viene ridotto al valore minimo dall'uscita, il che garantisce una riduzione della massa con una resistenza sufficiente.

Per l'isolamento termico della valvola del carburante dai flussi termici della camera, la sua flangia è collegata alla camera con un sottile distanziale forato e, inoltre, l'idrazina viene fornita dalla valvola alla testa attraverso sottili tubi capillari. Inoltre, i flussi di calore provenienti dai tubi capillari e dai distanziali vengono percepiti dalla flangia di montaggio del motore.

Sono stati raggiunti i seguenti valori massimi delle camere di idrazina: a 560 N e oltre; impulso specifico 2300 m/s; numero di cicli di manovra 5∙10 5 ;tempo di manovra totale 1,5 105 s; impulso di spinta totale 5,5 MN s. Il tempo di funzionamento continuo di alcuni motori a idrazina (ad esempio LRE REA 20-4) non è affatto limitato. CIIIA sviluppa motori a razzo a propellente liquido con idrazina con un numero di cicli di funzionamento di 10 6 con un impulso di spinta totale di 0,89 MN s, con il problema principale che è l'affaticamento termico dei materiali.

I motori a razzo a propellente liquido monocomponente, a differenza di quelli a due componenti, non hanno restrizioni sul livello di spinta inferiore. Uno dei valori più piccoli di u - 0,212 N - ha una camera LRE utilizzata in un veicolo spaziale, progettato per i voli verso i pianeti esterni del sistema solare.

È possibile ottenere una spinta ancora inferiore utilizzando il propano evaporante. Un tale sistema, progettato per fornire un'elevata precisione di orientamento, insieme alla propulsione con idrazina, viene utilizzato nel satellite "Ekzo" dell'Agenzia spaziale dell'Europa occidentale, lanciato nel 1983, la cui spinta può essere modificata nell'intervallo di 30 .. .50 mN.

Per aumentare l'impulso specifico di circa il 30%, vengono utilizzati alcuni satelliti artificiali riscaldamento elettrico dei prodotti di decomposizione. Questo aumento è spiegato dal fatto che in LRE, operando in modalità pulsata, una parte significativa del calore rilasciato durante la decomposizione dell'idrazina viene spesa per riscaldare il catalizzatore e le pareti della camera, e in LRE con decomposizione termica dell'idrazina e riscaldamento elettrico della camera di decomposizione, tutto il calore rilasciato durante la decomposizione va quasi esclusivamente all'accelerazione dei prodotti della decomposizione.

In quattro LRE con una spinta di 0,3 N provenienti dal satellite TRW "Intelsat U", i prodotti della decomposizione entrano in una camera aggiuntiva, dove passano attraverso un ruggente riscaldatore elettrico, a seguito del quale la temperatura dei prodotti della decomposizione sale a 2200 K prima entrando nell'ugello Poiché questo motore viene acceso raramente (circa una volta al mese), non richiede pannelli solari aggiuntivi. I riscaldatori elettrici (incluso il riscaldatore elettrico del pacchetto catalizzatore) sono alimentati dalle batterie solari principali, mentre una corrente di 15 A viene fornita ai riscaldatori elettrici attraverso un bus batteria separato. L'impulso specifico medio di questa camera raggiunge i 2900 m/s. Il risparmio di massa di idrazina derivante dal riscaldamento elettrico dei prodotti di decomposizione è di circa 20 kg.

Quattro LRE simili di Rokit Research, 0,36 N ciascuno, sono utilizzati dai satelliti GTE G Star, GTE Spacenet e ASC. Questi motori a razzo forniscono anche un impulso di spinta totale fino a 311,5 kN s. I motori del satellite funzionano solo in modalità di spinta costante e vengono utilizzati per mantenere l'orientamento nord-sud del satellite. Tali motori a razzo a propellente liquido sono stati testati per i satelliti "Satcom" IR e IIR, sui quali hanno accumulato più di 6,12 10 4 s. Sebbene il satellite disponga di quattro LRE con riscaldamento elettrico dei prodotti di decomposizione, solo due di essi vengono utilizzati per ogni manovra (gli altri due motori sono in standby).

Una sezione di un LRE con riscaldamento elettrico dei prodotti di decomposizione è mostrata in fig. 8.10. Come parte del motore si possono distinguere i seguenti componenti: una valvola del carburante con riscaldatore elettrico; camera di decomposizione con tubo uscita gas; riscaldatori elettrici del pacchetto catalizzatore con scudi termici; blocco del riscaldamento elettrico dei prodotti di decomposizione; un blocco di scambiatori di calore con schermi radianti e termici e un'unità di montaggio per il fissaggio delle unità e dei blocchi di cui sopra.

Il pacchetto di catalizzatori per questi motori è simile al pacchetto di un LRE di idrazina standard da 0,89 N (12 di questi motori sono inclusi nei sistemi di propulsione degli stessi satelliti), sviluppato per il programma Voyager e attualmente utilizzato su tutti i satelliti RCA.

La camera di decomposizione ha uno scudo termico conico dorato.

La bocchetta è stata sostituita da un tubo fumi collegato ad uno scambiatore di calore.

È costituito da due sezioni cilindriche concentriche con elementi assiali che dirigono il flusso verso un ugello conico. Nella parte centrale dello scambiatore di calore è presente un riscaldatore elettrico per i prodotti di decomposizione. È dotato di schermi radianti per impedire flussi di calore in direzione assiale. I flussi di calore radiante provenienti dal riscaldatore elettrico raggiungono la sezione interna dello scambiatore di calore. I prodotti di decomposizione che lambiscono questa sezione assorbono calore con un corrispondente aumento della loro temperatura. Lo scambiatore di calore è dotato di una serie di schermi che impediscono la dispersione del calore nell'ambiente.

In caso di guasto del motore elettrico dei prodotti di decomposizione, queste camere funzionano nella modalità di decomposizione dell'idrazina in presenza di un catalizzatore.

La durata dei motori a razzo a propellente liquido monocomponente è molto ampia, diminuisce solo quando si utilizzano riscaldatori elettrici, che hanno una risorsa limitata.

I motori a razzo a propellente liquido con idrazina sono ampiamente utilizzati nel controllo dell'orientamento di veicoli spaziali e satelliti.

Tali motori di solito funzionano in modalità impulsi di breve durata (fino a 7...10 ms), e pertanto i processi nella camera e in altre unità di tali motori non sono stazionari.

Le leghe resistenti al calore vengono solitamente scelte come materiali per le camere dei motori a razzo a propellente liquido monocomponente, poiché i materiali devono resistere a lungo alle alte temperature e agli effetti complessi dei prodotti gassosi (in particolare i nitruri) della decomposizione dell'idrazina; ad esempio la telecamera LRE del satellite artificiale "Intelsat N A" è realizzato in lega di cobalto I-605.

Vengono utilizzati anche la lega Hastelloy-B, acciaio resistente alla corrosione e altri materiali. La camera della navicella spaziale LRDMT, destinata al volo verso i pianeti esterni del sistema solare, dovrebbe essere realizzata in alluminio anodizzato per ridurre la riflessione della radiazione solare.

Il margine di sicurezza nella progettazione delle camere LRDMT è scelto pari a uno e mezzo e la pressione di rottura è due volte la pressione massima di esercizio.

La fabbricazione delle camere LRDMT è relativamente difficile a causa del piccolo diametro della sezione minima dell'ugello (0,8 mm o meno); in particolare, è piuttosto difficile garantire una transizione graduale dalla parte convergente dell'ugello alla parte espandibile con elevata precisione.

Motore a razzo liquido (LPRE)- un motore a razzo chimico che utilizza liquidi come carburante per missili, compresi i gas liquefatti. In base al numero di componenti utilizzati, si distinguono i motori a razzo a uno, due e tre componenti.

YouTube enciclopedico

1 / 5

✪ COME FUNZIONA UN MOTORE A RAZZA? [LPRE]

✪ Motore a razzo a propellente liquido RD-191

✪ motori a razzo

✪ 🌑 PARADOSSO DEL MOTORE A RAZZO o paradossi del razzo Fantastico esperimento Igor Beletsky

✪ RDM-60-5 N. 36 (NN-Fruttosio-Sorbitolo-S-Fe2O3 61,4% -25% -8% -5% -0,6%)

Sottotitoli

Storia

La possibilità di utilizzare liquidi, inclusi idrogeno liquido e ossigeno, come carburante per i razzi è stata sottolineata da K.E. Il primo LRE sperimentale funzionante fu costruito dall'inventore americano Robert Goddard nel 1926. Sviluppi simili furono effettuati in URSS nel 1931-1933 da un gruppo di appassionati guidati da F.A.Zander. Questi lavori furono continuati nell'RNII organizzato nel 1933 e nel 1939 furono effettuate prove di volo del missile da crociera 212 con il motore ORM-65.

Il più grande successo nello sviluppo dell'LRE nella prima metà del XX secolo fu ottenuto dai progettisti tedeschi Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun e altri. Durante la seconda guerra mondiale, crearono una serie di LRE per missili militari: " Schmetterling", "Reintochter R3". Nel Terzo Reich, nel 1944, fu effettivamente creato un nuovo ramo dell'industria: la scienza missilistica, sotto la guida generale W. Dornberger, mentre in altri paesi lo sviluppo dell'LRE era in fase sperimentale.

Alla fine della guerra, gli sviluppi dei progettisti tedeschi stimolarono la ricerca nel campo della scienza missilistica nell'URSS e negli Stati Uniti, dove emigrarono molti scienziati e ingegneri tedeschi, tra cui W. von Braun. La corsa agli armamenti iniziata e la rivalità tra URSS e USA per la leadership nell’esplorazione spaziale furono potenti stimolatori per lo sviluppo di motori a razzo a propellente liquido.

Nel 1957, in URSS, sotto la guida di S. P. Korolev, fu creato il missile balistico intercontinentale R-7, equipaggiato con i motori a propellente liquido RD-107 e RD-108, a quel tempo i più potenti e avanzati nel settore mondo, sviluppato sotto la guida di V. P. Glushko. Questo razzo è stato utilizzato come vettore dei primi satelliti terrestri artificiali del mondo, dei primi veicoli spaziali con equipaggio e delle sonde interplanetarie.

Nel 1969 fu lanciata negli Stati Uniti la prima navicella spaziale della serie Apollo, lanciata su una traiettoria di volo verso la Luna dal veicolo di lancio Saturn-5, il cui primo stadio era equipaggiato con 5 motori F-1. L'F-1 è attualmente il più potente tra i motori a razzo a camera singola, inferiore in termini di spinta al motore a quattro camere RD-170, sviluppato dall'Energomash Design Bureau in Unione Sovietica nel 1976.

Attualmente, gli LRE sono ampiamente utilizzati nei programmi spaziali. Di norma, si tratta di motori a razzo a due componenti con componenti criogenici. Nella tecnologia militare, i motori a razzo a propellente liquido vengono utilizzati relativamente raramente, principalmente su missili pesanti. Molto spesso si tratta di motori a razzo a due componenti su componenti altobollenti.

Ambito di utilizzo, vantaggi e svantaggi

Il dispositivo e il principio di funzionamento di un motore a razzo a due componenti

Esiste una varietà abbastanza ampia di schemi di progettazione LRE, con l'unità del principio fondamentale del loro funzionamento. Consideriamo il dispositivo e il principio di funzionamento di un motore a razzo a propellente liquido utilizzando l'esempio di un motore a due componenti con alimentazione di carburante pompato come il più comune, il cui schema è diventato un classico. Altri tipi di motori a razzo (ad eccezione di quelli a tre componenti) sono versioni semplificate di quello in esame e, nel descriverli, sarà sufficiente indicare le semplificazioni.

Nella fig. 1 mostra schematicamente il dispositivo LRE.

Sistema di alimentazione carburante

Il sistema di alimentazione LRE comprende tutti gli elementi utilizzati per fornire carburante alla camera di combustione: serbatoi del carburante, tubazioni, un'unità turbopompa (TPU) - un gruppo costituito da pompe e una turbina montate su un unico albero, una testa dell'iniettore e valvole che controllano il flusso di carburante.

alimentazione di pompaggio il carburante consente di creare un'alta pressione nella camera del motore, da decine di atmosfere a 250 atm (LRE 11D520 RN "Zenith"). L'alta pressione fornisce un ampio grado di espansione del fluido di lavoro, che è un prerequisito per ottenere un valore elevato dell'impulso specifico. Inoltre, ad alta pressione nella camera di combustione, si ottiene il miglior valore del rapporto spinta-peso del motore, il rapporto tra spinta e peso del motore. Maggiore è il valore di questo indicatore, minori saranno le dimensioni e il peso del motore (a parità di spinta) e maggiore sarà il suo grado di perfezione. I vantaggi del sistema di pompaggio sono particolarmente evidenti nei motori a razzo con elevata spinta, ad esempio nei sistemi di propulsione dei veicoli di lancio.

Nella fig. 1, i gas di scarico della turbina HP entrano attraverso la testa dell'ugello nella camera di combustione insieme ai componenti del carburante (11). Un tale motore è chiamato motore a ciclo chiuso (in altre parole, a ciclo chiuso), in cui l'intero consumo di carburante, compreso quello utilizzato nella trasmissione TNA, passa attraverso la camera di combustione LRE. La pressione all'uscita della turbina in un tale motore, ovviamente, dovrebbe essere maggiore che nella camera di combustione dell'LRE, e all'ingresso del generatore di gas (6) che alimenta la turbina dovrebbe essere ancora più alta. Per soddisfare questi requisiti, per azionare la turbina vengono utilizzati gli stessi componenti di carburante (ad alta pressione) su cui funziona lo stesso LRE (con un diverso rapporto di componenti, solitamente con un eccesso di carburante, per ridurre il carico termico sulla turbina ).

Un'alternativa al ciclo chiuso è il ciclo aperto, in cui lo scarico della turbina viene prodotto direttamente nell'ambiente attraverso un tubo di scarico. La realizzazione di un ciclo aperto è tecnicamente più semplice, poiché il funzionamento della turbina non è legato al funzionamento della camera LRE, e in questo caso l'HP può generalmente avere un proprio sistema di alimentazione indipendente, il che semplifica la procedura di avvio del intero sistema di propulsione. Ma i sistemi a ciclo chiuso hanno valori di impulso specifico leggermente migliori, e questo costringe i progettisti a superare le difficoltà tecniche della loro implementazione, soprattutto per i grandi veicoli di lancio, che sono soggetti a requisiti particolarmente elevati per questo indicatore.

Nel diagramma di fig. 1 One HP pompa entrambi i componenti, il che è accettabile nei casi in cui i componenti hanno densità comparabili. Per la maggior parte dei liquidi utilizzati come componenti del propellente, la densità varia da 1 ± 0,5 g/cm³, il che consente di utilizzare un turbocompressore per entrambe le pompe. Fa eccezione l'idrogeno liquido, che alla temperatura di 20 K ha una densità di 0,071 g/cm³. Un liquido così leggero richiede una pompa con caratteristiche completamente diverse, inclusa una velocità di rotazione molto più elevata. Pertanto, nel caso di utilizzo dell'idrogeno come combustibile, per ciascun componente è prevista una THA indipendente.

Sistema di spostamento. Con una spinta del motore ridotta (e, di conseguenza, un basso consumo di carburante), il gruppo turbopompa diventa un elemento troppo "pesante", il che peggiora le caratteristiche di peso del sistema di propulsione. Un'alternativa al sistema di pompaggio del carburante è un sistema di spostamento, in cui l'alimentazione del carburante nella camera di combustione è fornita dalla pressione di sovralimentazione nei serbatoi del carburante creata da gas compresso, molto spesso azoto, che non è infiammabile, non tossico , non ossidante e relativamente economico da produrre. L'elio viene utilizzato per pressurizzare i serbatoi con idrogeno liquido, poiché altri gas si condensano e si trasformano in liquidi alla temperatura dell'idrogeno liquido.

Quando si considera il funzionamento di un motore con un sistema di alimentazione del carburante a cilindrata dallo schema di fig. 1, il TNA è escluso, e i componenti del carburante arrivano dai serbatoi direttamente alle valvole principali LRE (9, 10). La pressione nei serbatoi del carburante durante l'alimentazione dislocante deve essere maggiore rispetto a quella nella camera di combustione, i serbatoi sono più resistenti (e più pesanti) rispetto al caso di un sistema di carburante pompato. In pratica la pressione nella camera di combustione di un motore con alimentazione di carburante dislocante è limitata a 10-15 atm. In genere, tali motori hanno una spinta relativamente piccola (entro 10 tonnellate). I vantaggi del sistema di spostamento sono la semplicità del design e la velocità di reazione del motore al comando di avviamento, soprattutto nel caso di utilizzo di componenti di carburante autoinfiammabili. Tali motori vengono utilizzati per eseguire manovre di veicoli spaziali nello spazio. Il sistema di spostamento è stato utilizzato in tutti e tre i sistemi di propulsione della navicella lunare Apollo: servizio (spinta 9760 kgf), atterraggio (spinta 4760 kgf) e decollo (spinta 1950 kgf).

testa dell'ugello- un'unità in cui sono montati ugelli, progettati per iniettare componenti del carburante nella camera di combustione. (Spesso puoi trovare il nome sbagliato per questa unità "testa di miscelazione". Questa è una traduzione imprecisa, carta da lucido da articoli in lingua inglese. L'essenza dell'errore è che la miscelazione dei componenti del carburante avviene nel primo terzo della combustione camera e non nella testa dell'iniettore.) Il requisito principale per gli iniettori è: la miscelazione più rapida e completa dei componenti quando entrano nella camera, poiché la velocità della loro accensione e combustione dipende da questo.
Attraverso la testa dell'ugello del motore F-1, ad esempio, ogni secondo entrano nella camera di combustione 1,8 tonnellate di ossigeno liquido e 0,9 tonnellate di cherosene. E il tempo di permanenza di ciascuna porzione di questo carburante e dei suoi prodotti di combustione nella camera è calcolato in millisecondi. Durante questo periodo, il carburante dovrebbe bruciare il più completamente possibile, poiché il carburante incombusto comporta una perdita di spinta e di impulso specifico. La soluzione a questo problema si ottiene attraverso una serie di misure:

L'aumento massimo del numero di ugelli nella testa, con una proporzionale minimizzazione della portata attraverso un ugello. (La testa dell'ugello del motore F-1 ha 2.600 ugelli per l'ossigeno e 3.700 ugelli per il cherosene.)
La particolare geometria degli iniettori in testa e l'alternanza degli iniettori del carburante e dell'ossidante.
La forma speciale del canale dell'ugello, grazie alla quale, quando si muove attraverso il canale, il liquido viene ruotato e quando entra nella camera viene disperso ai lati dalla forza centrifuga.

Sistema di raffreddamento

A causa della rapidità dei processi che si verificano nella camera di combustione dell'LRE, solo una parte insignificante (frazioni percentuali) di tutto il calore generato nella camera viene trasferita alla struttura del motore, tuttavia, a causa dell'elevata temperatura di combustione ( a volte oltre 3000 K) e una quantità significativa di calore rilasciata, anche piccola, è sufficiente per la distruzione termica del motore, quindi il problema di proteggere la parte materiale del motore a razzo dalle alte temperature è molto rilevante. Per risolverlo, esistono due modi fondamentali che spesso vengono combinati: raffreddamento e protezione termica.

Per LRE con alimentazione di carburante pompato, un metodo di raffreddamento viene utilizzato principalmente insieme a un metodo di protezione termica delle pareti della camera LRE: raffreddamento a flusso E strato di muro [termine sconosciuto ] . Per i piccoli motori con un sistema di alimentazione volumetrico, viene spesso utilizzato raffreddamento metodo ablativo.

Raffreddamento a flusso consiste nel fatto che nella parete della camera di combustione e nella parte superiore e più riscaldata dell'ugello si crea in un modo o nell'altro una cavità (a volte chiamata “camicia di raffreddamento”) attraverso la quale uno dei componenti del carburante (solitamente carburante) passa prima di entrare nella testa dell'ugello, raffreddando così la parete della camera.

Se il calore assorbito dal componente di raffreddamento ritorna nella camera insieme al liquido di raffreddamento stesso, tale sistema viene chiamato " rigenerativo, se il calore sottratto non entra nella camera di combustione, ma viene scaricato all'esterno, allora si parla di " indipendente» mediante il metodo del raffreddamento a flusso.

Sono stati sviluppati vari metodi tecnologici per creare una camicia di raffreddamento. La camera del motore a razzo V-2, ad esempio, era costituita da due gusci d'acciaio, quello interno (il cosiddetto "muro di fuoco") e quello esterno, che ripetevano la forma l'uno dell'altro. Un componente di raffreddamento (etanolo) passava attraverso lo spazio tra questi gusci. A causa delle deviazioni tecnologiche nello spessore della fessura, si è verificato un flusso di fluido irregolare, di conseguenza si sono create zone di surriscaldamento locale del guscio interno, che spesso bruciavano in queste zone con conseguenze catastrofiche.

Nei motori moderni, la parte interna della parete della camera è realizzata in leghe di bronzo altamente conduttrici di calore. Al suo interno vengono creati canali stretti a pareti sottili mediante fresatura (15D520 RN 11K77 Zenit, RN 11K25 Energy) o incisione con acido (SSME Space Shuttle). Dall'esterno, questa struttura è strettamente avvolta attorno ad un guscio portante in lamiera di acciaio o titanio, che percepisce il carico di potenza della pressione interna della camera. Il componente di raffreddamento circola attraverso i canali. A volte la camicia di raffreddamento è assemblata da sottili tubi termoconduttori saldati con una lega di bronzo per garantire la tenuta, ma tali camere sono progettate per una pressione inferiore.

Strato di muro [termine sconosciuto ] (strato limite, gli americani usano anche il termine “cortina” - cortina) è uno strato di gas nella camera di combustione, situato in prossimità della parete della camera e costituito principalmente da vapore di carburante. Per organizzare un tale strato, lungo la periferia della testa di miscelazione sono installati solo gli ugelli del carburante. A causa dell'eccesso di carburante e della mancanza di ossidante, la reazione chimica della combustione nello strato vicino alla parete avviene molto meno intensamente che nella zona centrale della camera. Di conseguenza, la temperatura dello strato vicino alla parete è molto inferiore alla temperatura della zona centrale della camera e isola la parete della camera dal contatto diretto con i prodotti della combustione più caldi. Talvolta, oltre a questo, sulle pareti laterali della camera vengono installati degli ugelli che portano parte del combustibile nella camera direttamente dalla camicia di raffreddamento, anche per creare uno strato in prossimità delle pareti.

Lancio dell'LRE

Il lancio di un LRE è un'operazione responsabile, carica di gravi conseguenze in caso di situazioni di emergenza durante la sua esecuzione.

Se i componenti del carburante sono autoinfiammabili, cioè entrano in una reazione di combustione chimica in seguito al contatto fisico tra loro (ad esempio acido eptilico/nitrico), l'avvio del processo di combustione non causa problemi. Ma nel caso in cui i componenti non siano tali (ad esempio ossigeno/kerosene), è necessario un accenditore esterno, la cui azione deve essere perfettamente coordinata con l'alimentazione dei componenti del carburante alla camera di combustione. La miscela di carburante incombusto è un esplosivo di grande potere distruttivo e il suo accumulo nella camera rischia di provocare un grave incidente.

Dopo l'accensione del combustibile, il mantenimento del processo continuo della sua combustione avviene da solo: il combustibile che rientra nella camera di combustione si accende a causa dell'elevata temperatura creata durante la combustione delle porzioni precedentemente introdotte.

Per l'accensione iniziale del carburante nella camera di combustione durante il lancio dell'LRE vengono utilizzati diversi metodi:

L'uso di componenti autoinfiammabili (di norma basati su combustibili di avviamento contenenti fosforo, autoinfiammabili quando interagiscono con l'ossigeno), che vengono introdotti nella camera all'inizio del processo di avviamento del motore attraverso speciali ugelli aggiuntivi da il sistema di alimentazione ausiliario e, dopo l'inizio della combustione, vengono forniti i componenti principali. La presenza di un sistema di alimentazione aggiuntivo complica la progettazione del motore, ma ne consente il ripetuto riavvio.
Accenditore elettrico posto nella camera di combustione vicino alla testa dell'ugello che, quando acceso, crea un arco elettrico o una serie di scariche di scintille ad alta tensione. Questo accenditore è usa e getta. Dopo che il carburante si è acceso, brucia.
Accenditore pirotecnico. Vicino alla testa dell'ugello nella camera c'è una piccola pedina pirotecnica incendiaria, che viene accesa da una miccia elettrica.

L'avviamento automatico del motore coordina tempestivamente l'azione dell'accenditore e l'alimentazione del carburante.

Il lancio di un LRE di grandi dimensioni con un sistema di carburante pompato consiste in diverse fasi: in primo luogo, l'HP viene lanciato e guadagna slancio (questo processo può consistere anche in più fasi), quindi le valvole principali dell'LRE vengono aperte, di regola, in due o più fasi con un aumento graduale della spinta da una fase all'altra passi alla normalità.

Per motori relativamente piccoli, è prassi iniziare con l'uscita del motore a razzo immediatamente al 100% di spinta, chiamata "cannone".

Sistema di controllo automatico LRE

Un moderno motore a razzo a propellente liquido è dotato di un'automazione piuttosto complessa, che deve svolgere i seguenti compiti:

Avvio sicuro del motore e passaggio alla modalità principale.
Mantenere un funzionamento stabile.
Cambio di spinta in conformità con il programma di volo o su comando di sistemi di controllo esterni.
Spegnimento del motore quando il razzo raggiunge una determinata orbita (traiettoria).
Regolazione del rapporto tra il consumo dei componenti.

A causa della dispersione tecnologica delle resistenze idrauliche dei percorsi del carburante e dell'ossidante, il rapporto tra i costi dei componenti in un motore reale differisce da quello calcolato, il che comporta una diminuzione della spinta e dell'impulso specifico rispetto ai valori calcolati. Di conseguenza, il razzo potrebbe non completare mai il suo compito, avendo consumato completamente uno dei componenti del carburante. Agli albori della scienza missilistica, hanno lottato con questo creando una fornitura di carburante garantita (il razzo è riempito con una quantità di carburante superiore a quella calcolata, in modo che sia sufficiente per eventuali deviazioni delle condizioni di volo effettive da quelle calcolate). L'approvvigionamento garantito di carburante viene creato a scapito del carico utile. Attualmente, i razzi di grandi dimensioni sono dotati di un sistema di controllo automatico del rapporto di consumo dei componenti, che consente di mantenere questo rapporto vicino a quello calcolato, riducendo così la fornitura di carburante garantita e, di conseguenza, aumentando la massa del carico utile.
Il sistema di controllo automatico del sistema di propulsione comprende sensori di pressione e flusso in diversi punti del sistema di carburante, e i suoi organi esecutivi sono le principali valvole LRE e le valvole di controllo della turbina (in Fig. 1 - posizioni 7, 8, 9 e 10).

Componenti del carburante

La scelta dei componenti del carburante è una delle decisioni più importanti nella progettazione di un motore a razzo, che predetermina molti dettagli della progettazione del motore e delle conseguenti soluzioni tecniche. Pertanto, la scelta del carburante per LRE viene effettuata tenendo conto dello scopo del motore e del razzo su cui è installato, delle condizioni per il loro funzionamento, della tecnologia di produzione, stoccaggio, trasporto al sito di lancio, ecc. .

Uno degli indicatori più importanti che caratterizzano la combinazione dei componenti è l'impulso specifico, che è di particolare importanza nella progettazione dei veicoli di lancio di veicoli spaziali, poiché il rapporto tra la massa del carburante e del carico utile e, di conseguenza, le dimensioni e la massa del intero razzo ( vedi Formula di Tsiolkovsky), che, se il valore dell'impulso specifico non è sufficientemente alto, potrebbe rivelarsi irrealistico. Nella tabella seguente sono riportate le principali caratteristiche di alcune combinazioni di oli combustibili.

Caratteristiche delle coppie di carburante bipropellente

Ossidante	Carburante	Densità media carburante, g/cm³	Temperatura della camera combustione, K	Vuoto specifico slancio, s
Ossigeno	Idrogeno	0,3155	3250	428
Ossigeno	Cherosene	1,036	3755	335
Ossigeno		0,9915	3670	344
Ossigeno	Idrazina	1,0715	3446	346
Ossigeno	Ammoniaca	0,8393	3070	323
Tetrossido di diazoto	Cherosene	1,269	3516	309
Tetrossido di diazoto	Dimetilidrazina asimmetrica	1,185	3469	318
Tetrossido di diazoto	Idrazina	1,228	3287	322
Fluoro	Idrogeno	0,621	4707	449
Fluoro	Idrazina	1,314	4775	402
Fluoro	Pentaborano	1,199	4807	361

Oltre all'impulso specifico, altri indicatori delle proprietà del carburante possono svolgere un ruolo decisivo nella scelta dei componenti del carburante, tra cui:

Densità, influenzando le dimensioni dei serbatoi componenti. Come segue dalla tabella, l'idrogeno è un combustibile, con il maggiore impulso specifico (per qualsiasi agente ossidante), ma ha una densità estremamente bassa. Pertanto, i primi (più grandi) stadi dei veicoli di lancio utilizzano solitamente altri tipi di carburante (meno efficienti, ma più densi), come il cherosene, che consente di ridurre le dimensioni del primo stadio a un livello accettabile. Esempi di tali "tattiche" sono il razzo Saturn-5, il cui primo stadio utilizza componenti di ossigeno / cherosene, e il 2o e 3o stadio - ossigeno / idrogeno, e il sistema Space Shuttle, in cui il primo stadio utilizza booster a propellente solido .
Temperatura di ebollizione, che può imporre gravi restrizioni alle condizioni operative del razzo. Secondo questo indicatore, i componenti del combustibile liquido sono suddivisi in gas criogenici - liquefatti raffreddati a temperature estremamente basse e liquidi altobollenti con un punto di ebollizione superiore a 0 ° C.
- criogenico i componenti non possono essere immagazzinati per un lungo periodo e trasportati su lunghe distanze, quindi devono essere fabbricati (almeno liquefatti) in speciali industrie ad alta intensità energetica situate nelle immediate vicinanze del sito di lancio, il che rende il lanciatore completamente immobile. Inoltre, i componenti criogenici hanno altre proprietà fisiche che impongono requisiti aggiuntivi al loro utilizzo. Ad esempio, la presenza anche di una piccola quantità di acqua o vapore acqueo nei serbatoi con gas liquefatti porta alla formazione di cristalli di ghiaccio molto duri che, quando entrano nel sistema di propellente per razzi, agiscono sulle sue parti come materiale abrasivo e possono provocare un grave incidente. Durante le numerose ore di preparazione del razzo al lancio, una grande quantità di brina si ghiaccia su di esso, trasformandosi in ghiaccio, e la caduta dei suoi pezzi da una grande altezza rappresenta un pericolo per il personale coinvolto nella preparazione, nonché per il razzo stesso e l'attrezzatura di lancio. I gas liquefatti dopo averli riempiti con i razzi iniziano ad evaporare e fino al momento del lancio devono essere continuamente reintegrati attraverso uno speciale sistema di ricarica. Il gas in eccesso formato durante l'evaporazione dei componenti deve essere rimosso in modo tale che l'ossidante non si mescoli con il carburante formando una miscela esplosiva.
- Altobollente i componenti sono molto più convenienti per il trasporto, lo stoccaggio e la movimentazione, quindi negli anni '50 hanno costretto i componenti criogenici a uscire dal campo della scienza missilistica militare. In futuro, quest'area iniziò sempre più a occuparsi di combustibili solidi. Ma quando si creano vettori spaziali, i combustibili criogenici mantengono ancora la loro posizione grazie alla loro elevata efficienza energetica, e per le manovre nello spazio, quando il carburante deve essere immagazzinato nei serbatoi per mesi o addirittura anni, i componenti altobollenti sono i più accettabili. Un esempio di tale "divisione del lavoro" può servire come motore a razzo a propellente liquido coinvolto nel progetto Apollo: tutte e tre le fasi del veicolo di lancio Saturn-5 utilizzano componenti criogenici e i motori della nave lunare, progettati per correggere la traiettoria e per le manovre in orbita lunare, sono la dimetilidrazina asimmetrica altobollente e il tetrossido di diazoto.
Aggressività chimica. Tutti gli ossidanti hanno questa qualità. Pertanto, la presenza nei serbatoi destinati all'ossidante, anche di piccole quantità di sostanze organiche (ad esempio macchie di grasso lasciate dalle dita umane) può provocare un incendio, a seguito del quale il materiale del serbatoio stesso può incendiarsi (alluminio, magnesio, titanio e ferro bruciano molto vigorosamente in un ambiente ossidante a razzo). A causa dell'aggressività, gli ossidanti, di norma, non vengono utilizzati come refrigeranti nei sistemi di raffreddamento LRE, ma nei generatori di gas HP, per ridurre il carico termico sulla turbina, il fluido di lavoro è sovrasaturato con il carburante e non con un ossidante. A basse temperature, l'ossigeno liquido è forse l'ossidante più sicuro perché ossidanti alternativi come il tetrossido di diazoto o l'acido nitrico concentrato reagiscono con i metalli e, sebbene siano ossidanti altobollenti che possono essere conservati per lungo tempo a temperatura normale, la durata di servizio serbatoi in cui si trovano è limitato.
Tossicità i componenti del carburante e i prodotti della loro combustione rappresentano una grave limitazione del loro utilizzo. Ad esempio, il fluoro, come segue dalla tabella sopra, come agente ossidante è più efficace dell'ossigeno, tuttavia, se accoppiato con l'idrogeno, forma acido fluoridrico, una sostanza estremamente tossica e aggressiva, e il rilascio di diverse centinaia, anche di più di migliaia di tonnellate di tale prodotto di combustione nell'atmosfera quando si avviano grandi razzi costituiscono di per sé un grave disastro causato dall'uomo, anche se lanciati con successo. E in caso di incidente e di fuoriuscita di una tale quantità di questa sostanza, il danno non può essere giustificato. Pertanto, il fluoro non viene utilizzato come componente del carburante. Anche il tetrossido di azoto, l'acido nitrico e la dimetilidrazina asimmetrica sono tossici. Attualmente l'ossidante preferito (dal punto di vista ecologico) è l'ossigeno e il combustibile è l'idrogeno, seguito dal cherosene.

UDC. 621.454.2

A.G. Vorobyov, I.N. Borovik, I.S. Kazennov, A.V. Lakhin, E.A. Bogachev,

A. N. Timofeev.

Sviluppo di un motore a razzo a bassa spinta con camera di combustione in materiale composito carbonio-ceramica.

Alexey Gennadievich Vorobyov, docente senior, ricercatore presso il MAI, formula1_ av@ posta. en

Igor Nikolaevich Borovik, docente senior presso l'Istituto di aviazione di Mosca, Borra2000@ posta. en

Ivan Sergeyevich Kazennov, studente MAI, heavigot@

Lakhin Anton Vladislavovich, capo del gruppo per lo studio dei materiali compositi presso Composite OJSC, Ph.D. informazioni@.

Bogachev Evgeny Akimovich, capo del dipartimento di materiali compositi a matrice ceramica, Ph.D. informazioni@.

Timofeev Anatoly Nikolaevich, primo vicedirettore generale di JSC Composite, Ph.D. informazioni@.

L'articolo è dedicato al problema dello sviluppo di motori a razzo a propellente liquido (LRE) con camera di combustione (CC) in materiale composito carbonio-ceramico (CCCM). Il documento offre una panoramica dello stato attuale del problema. Viene fornita un'analisi dell'efficienza energetica dell'uso di un materiale composito nella progettazione del motore a razzo a propellente liquido sviluppato dall'Istituto di aviazione di Mosca.

Parole chiave: motore a razzo a bassa spinta, camera di combustione, materiale composito ceramico.

Sviluppo motore a razzo liquido di piccola spinta con camera di combustione from materiale composito carbonio-ceramico.

A.G. Vorobiev, I.N. Borovik, I.S. Kazennov, A.V. Lahin, E.A. Bogachev,

Il documento tecnico sul problema dello sviluppo di un motore a razzo liquido di piccola spinta con camera di combustione in composito ceramico. Viene presentata la revisione dello stato attuale del problema. L'analisi dell'efficienza energetica viene presentata per un motore a razzo di piccola spinta con camera di combustione in composito ceramico sviluppato in MAI.

Parole chiave: LRE di piccola spinta, camera di combustione, materiale composito carbonio-ceramico.

Alexey G. Vorobiev, è assistente senior del professore presso il MAI. E-mail: formula1_av@

Igor N. Borovik, è assistente senior del professore presso il MAI. E-mail: borra2000@

Ivan S. Kazennov, è uno studente del MAI. E-mail: pesante@

Anton V. Lahin, capo del gruppo di ricerca sui materiali compositi, società "Kompozit", cand. tecnologia. sci., info@.

Evgeny A. Bogachev, capo del dipartimento dei materiali compositi ceramici, società "Kompozit", cand. tecnologia. sci., info@.

Timofeev Anatoly Nikolaevich, primo vicedirettore generale della società "Kompozit", cand. tecnologia. sci., info@.

Introduzione.

I progressi nel campo della creazione di materiali compositi ad alta temperatura e rivestimenti a base di vetro e ceramica sono serviti come base per la loro applicazione nell'aviazione, nello spazio e in altri rami della tecnologia. I materiali compositi carbonio-ceramici (CCCM) hanno caratteristiche uniche di schermatura termica, resistenza all'erosione e resistenza a bassa densità.

Attualmente, i materiali compositi vengono utilizzati come rivestimenti protettivi per elementi di motori a turbina a gas per aerei, un'unità turbopompa per motori a razzo a propellente liquido, apparecchiature ipersoniche, protezione delle piastrelle di veicoli spaziali, rivestimenti nel blocco ugelli di motori a combustibile solido e in altri settori della tecnologia dove il problema della protezione è più acuto strutture ad alta temperatura in un ambiente ossidante.

Al MAI, il dipartimento 202 conduce ricerche sullo sviluppo di motori a razzo a bassa spinta. La possibilità di utilizzare il CCCM come materiale per la camera di combustione è considerata una delle aree più promettenti per migliorare i piccoli motori a spinta.

Panoramica del problema e dichiarazione del problema

Il desiderio di utilizzare materiali compositi (CM) per creare una camera di combustione per motori a razzo a propellente liquido è associato ad un indispensabile aumento dell'impulso specifico del motore, che ne caratterizza l'efficienza. I primi tentativi di introdurre materiali compositi carbonio-carbonio (CCCM) come materiale per la camera di combustione del motore a razzo a propellente liquido sono stati fatti già dall'inizio alla metà dello scorso decennio. Tuttavia, i progetti risultanti, di norma, non soddisfacevano uno o più requisiti per le camere LRDMT. La soluzione al problema dell'applicazione della CM si basava sulla risoluzione dei seguenti problemi:

disponibilità della tecnologia per formare un guscio dal profilo a pareti sottili, tipico dei motori a razzo a propellente liquido di CM;

protezione del materiale dalle alte temperature in possibili condizioni di ambiente ossidante;

sviluppo di un progetto per una connessione affidabile di una camera di combustione composita (CCC) con una testa di miscelazione metallica;

garantire la tenuta al gas della parete;

la possibilità di lavorare pezzi grezzi da CM;

garantire la resistenza del materiale con un brusco cambiamento di pressione e la presenza di stress termici caratteristici delle modalità operative pulsate del motore a razzo a propellente liquido.

Come risultato dello sviluppo e del miglioramento della tecnologia per la produzione di CM, legati alla scelta dei parametri ottimali del processo tecnologico, al livello tecnico delle attrezzature e degli strumenti utilizzati, alla disponibilità di metodi affidabili per controlli non distruttivi di strutture composite e prodotti semilavorati per la loro produzione, è stato possibile sviluppare basi scientifiche e, sulla base, creare un ampio elenco di materiali compositi e tecnologie per la loro produzione. Attualmente esistono tutti i presupposti per un’applicazione pratica di successo del CCCM come materiale per il motore a razzo a propellente liquido.

Per molto tempo, le leghe di niobio con rivestimenti protettivi in siliciuro sono stati i principali materiali utilizzati nel CS della LREMT nel nostro paese e all'estero. Sono in grado di resistere a temperature non superiori a 1200 °C, anche se la temperatura dei prodotti della combustione del carburante può raggiungere i 3500 °C. Per ridurre la temperatura della parete del CS, la miscelazione di carburante e ossidante è organizzata con un rapporto di componenti non ottimale. Ciò riduce l'efficienza dell'uso del carburante, che generalmente si riflette nella perfezione dell'aereo. I motori seriali domestici a bassa spinta (KBKhM, Istituto di ricerca di ingegneria meccanica) utilizzano ancora le leghe a base di niobio come materiale principale. Ad oggi, il valore dell'impulso specifico per la DMT domestica sui componenti tetrossido di azoto (AT) + dimetilidrazina asimmetrica (UDMH) / monometilidrazina (MMH) non supera i 310 s (Fig. Fig. 1, Fig. 2).

I motori a razzo stranieri a propellente liquido utilizzano leghe a base di niobio (motori TR-308, TR-312-100MN (Northrop Grumman), LEROS 1R, LEROS 1C American Pacific Corporation (AMPAC) USA), platino (motori S400-12, S400 - 15 EADS Astrium, Europa), iridium (motori R-4D, R-4D-15 (HiPAT) (Fig. Fig. 3) di Aerojet, USA) con rivestimenti protettivi (Fig. Fig. 4). Per ridurre gli effetti della temperatura sulla parete, viene utilizzata una tenda di pellicola. La temperatura operativa della parete della camera utilizzando preziosi platinoidi può raggiungere i 2200 °C. L'impulso specifico dei moderni motori stranieri basati su componenti AT + UDMH / MMG) raggiunge 327 s.

Con l'avvento dei materiali compositi, che non sono inferiori nelle loro caratteristiche, e ad un prezzo molto più economico rispetto alle leghe di cui sopra, i produttori stranieri sono passati allo sviluppo di camere di combustione per motori a razzo a propellente liquido utilizzando CM. L'uso di un composito non metallico è promettente poiché, essendo paragonabile nel prezzo alla tradizionale lega di niobio, ha una densità inferiore, importante dal punto di vista della riduzione della massa del motore, e un costo notevolmente inferiore rispetto ai metalli del gruppo del platino.

In Russia, lo sviluppo dei CM è effettuato da OJSC Kompozit, VIAM, OJSC Iskra e una serie di altre organizzazioni. Nel nostro paese, l'uso dei CM nei motori a razzo si riduce all'uso del CCCM per l'ugello di raffreddamento a radiazione del motore 11D58M, tuttavia, vi è una comprensione delle prospettive per l'uso dei CM negli elementi della tecnologia missilistica.

All'estero sono numerose le organizzazioni coinvolte nei materiali compositi (ULTRAMet, SNECMA, DuPont). In numerosi paesi esistono programmi separati per lo sviluppo dell'industria aerospaziale con l'uso diffuso di veicoli spaziali avanzati. Alcuni sviluppatori stranieri di motori a razzo a propellente liquido stanno già introducendo camere di combustione di CM nei loro sistemi di propulsione.

Un esempio dell'implementazione di successo delle moderne tecnologie composite è lo sviluppo da parte di EADS di un motore a bassa spinta all'apogeo chiamato European Apogee Motor. Il Motore Europeo Apogee, con una spinta di 500N, in cui la camera di combustione e l'ugello sono realizzati contemporaneamente (Fig. Fig. 5, Fig. 6), ha un peso ridotto e un impulso specifico elevato, che è più superiore a 325 secondi L’European Apogee Motor sarà il motore principale della piattaforma AlphaBus.

Insieme ad un CM progressivo che resiste alle alte temperature, alle vibrazioni e ai carichi d'urto, una testa di miscelazione micro-spray ottimizzata ha permesso di raggiungere questo livello di impulso specifico.

Sono stati esplorati e applicati vari metodi di test non distruttivi, inclusi ultrasuoni, termografici e tomografici. Il motore europeo Apogee può essere utilizzato per vari compiti come parte di satelliti commerciali e militari, veicoli di trasporto interorbitali, veicoli riutilizzabili. Il peso ridotto del motore e le elevate caratteristiche specifiche consentono di risparmiare carburante, il che ha un effetto positivo sul carico utile rispetto ad altri motori. Il prezzo moderato di produzione e gli spazi vuoti del materiale composito consentono al motore di competere con successo sul mercato.

Le caratteristiche di LREMT della produzione nazionale ed estera con la designazione del materiale utilizzato sono riportate nella tabella Tabella 1.

Tabella 1. Caratteristiche del motore a razzo a propellente liquido.


Componenti:				ALLE, LUN-1, LUN-3		MMH, NTO, LUN-1, LUN-3
Spinta nominale nel vuoto (N):
Impulso specifico nel vuoto (sec):
Rapporto dei componenti:
Pressione nel COP (bar):
Voltaggio della valvola (V)
Lunghezza (mm)
Peso (kg):
Grado di espansione
Materiale COP	Lega a base di niobio	Lega a base di niobio	Lega a base di niobio	Lega a base di platino	Lega di iridio rivestita di renio	Composito

Pertanto, nel contesto dello sviluppo di tecnologie per la produzione di strutture in materiali compositi, il desiderio degli sviluppatori di veicoli spaziali e piattaforme di aumentare la massa del carico utile, il compito di creare un motore a razzo a propellente liquido con una camera di combustione in CM carbonio-ceramica è rilevante.

Sviluppo di CS da KM per LREMT MAI-202

Il dipartimento 202 dell'Istituto di aviazione di Mosca lavora da molto tempo nello sviluppo e nella creazione di motori sperimentali a razzo a propellente liquido. Su questo argomento sono stati stipulati numerosi contratti e diversi contratti sono in corso. Il design della testa di miscelazione dei motori ZhRDMT MAI-202 si basa sull'uso di piastre componenti separate saldate insieme e sulla presenza di uno strato di cortina a bassa caduta con la capacità di controllarne la portata relativa.

I seguenti motori sono i principali LPRE per i quali è in fase di sviluppo il CS di KM: MAI-202-200 con una spinta di 200 N su componenti AT + UDMH (tenda di recupero), MAI-202-500-VPVK con una spinta di 500 N su componenti ERW (96%) + cherosene (cortina ossidante), MAI-202-200-OK con una spinta di 200 N sui componenti di ossigeno gassoso e cherosene (cortina ossidante). Il rapporto di espansione per tutti i motori è 70, la pressione nel COP è 9-12 atm.

Per ridurre i costi di produzione dei motori, le camere di combustione sono state realizzate in lega resistente al calore EP-202 e KhN60VT con un rivestimento protettivo antiossidante a base di ossido di cromo. La temperatura massima della parete CS durante il test non ha superato i 1200 K.

Come risultato della collaborazione con JSC "Composite", sulla base delle tecnologie a disposizione degli sviluppatori in quel momento per la fabbricazione di tali prodotti, è stato possibile sviluppare un programma per la creazione di camere di combustione sperimentali da un composito a matrice ceramica materiale per i motori di cui sopra.

La tabella 2 mostra le caratteristiche del materiale C-SiC CCCM sviluppato per il LRE CS rispetto al materiale tradizionale: la lega di niobio 5VMT e il materiale C-SiC simile utilizzato negli LRE stranieri.

JSC "Composite" ha una serie di ricette e la capacità di applicare rivestimenti di ossido mediante nanotecnologia sulla superficie del CCCM al fine di aumentare l'emissività della parete esterna della camera e la riflettività della parete interna. Queste misure hanno lo scopo di aumentare la temperatura dello strato vicino alla parete dei prodotti della combustione senza aumentare la temperatura della parete del CS.

La tecnologia per la produzione di camere in composito ceramico è rispettosa dell'ambiente, non richiede grandi costi per attrezzature e costose apparecchiature di produzione, a differenza degli analoghi stranieri. Il metodo di formazione della matrice non danneggia i componenti di rinforzo. Il reagente MS non è stato precedentemente utilizzato per ottenere materiali strutturali e rivestimenti protettivi.

Tabella 2 - Confronto delle caratteristiche del materiale in fase di sviluppo per il CS ZHREMT con le caratteristiche del materiale tradizionale e dell'analogo straniero

Il nome degli indicatori	Significato degli indicatori
	Oggetto di sviluppo	Oggetti domestici con scopo simile	Oggetti estranei con scopo simile
	CS da CCCM C-SiC	CS seriale in lega refrattaria 5VMT rivestita con disiliciuro di molibdeno, Federazione Russa	Novoltex C-SiC-KM, (SNECMA, Francia)
Temperatura di lavoro, o C
Densità del materiale, g / cm 3
Riduzione del peso del CS,%

La tecnologia esistente di formazione della matrice offre la possibilità di connessione con estremità metalliche - flange grazie alla formazione di una transizione metallo-composito, che consente di garantire un forte fissaggio ermetico della camera ceramica-composita alle parti metalliche del motore - la testa dell'ugello e l'ugello dell'ugello.

Durante la progettazione (Fig. Fig. 7) di nuove camere di combustione, sono state soddisfatte le seguenti condizioni:

conservazione del profilo geometrico interno del CS e dell'ugello;

utilizzo di teste di miscelazione già pronte esistenti dei motori corrispondenti;

conservazione della struttura del motore pieghevole come parte delle parti principali (testa, CS, ugello ugello) per testare le singole unità con la possibilità di creare una struttura non pieghevole;

la possibilità di installare un raccordo per la misurazione della pressione nel CS durante lo sviluppo del processo di lavoro.

I campioni fabbricati di camere di combustione (CC) (Fig. Fig. 8) sono stati sottoposti alle seguenti operazioni tecnologiche:

Formazione del telaio di grezzi in fibra di carbonio;

Prelavorazione;

Carbonizzazione e trattamento ad alta temperatura (HTT);

Formazione di una matrice di carburo di silicio resistente all'ossidazione mediante saturazione in fase gassosa utilizzando metilsilano come reagente di partenza;

Formazione di un rivestimento composito isolante dai gas

Come risultato del lavoro, sono stati identificati e risolti una serie di problemi:

tecnologia migliorata per la disposizione dei modelli per creare un profilo complesso del CS con piccole dimensioni diametrali nella regione della sezione critica;

sono stati sviluppati collegamenti rimovibili della camera con una testa di miscelazione e un ugello in acciaio resistente al calore.

Attualmente, i nuovi motori con la designazione MAI-202K, dove la lettera K indica l'uso di un CS composito a matrice ceramica come parte dell'LRE (Fig. Fig. 9), sono in fase di preparazione per le prove antincendio.

Riso. 8. Pezzi grezzi per camere di combustione in composito ceramico.

Riso. Fig. 9. Modello del motore MAI-202-200-OK, sviluppato dal MAI, assemblato con una camera in composito ceramico.

Oltre a ridurre la massa della struttura e ad aumentare l'impulso specifico dovuto all'aumento della temperatura dei prodotti della combustione, l'utilizzo di materiali compositi con rivestimento antiossidante consentirà in futuro di passare ad una cortina ossidante con una portata bassa, che influirà positivamente sull'efficienza del motore.

Analisi dell'efficacia dell'uso dei CM per le camere di combustione del motore a razzo a propellente liquido

Aumentando la temperatura dei prodotti della combustione e la temperatura di esercizio della parete della camera di combustione, modificando la formazione della miscela e riducendo la portata del componente alla cortina, è possibile ottenere un impulso specifico elevato quando si utilizza CM nella costruzione di la camera di combustione.

Sulla base degli esperimenti di accensione del motore MAI-202-200 (AT + UDMH), è stata effettuata un'analisi dell'aumento dell'impulso specifico in caso di utilizzo di una camera di combustione in CM. Come risultato dei calcoli utilizzando il modello teorico-sperimentale dello stato termico dell'LRE, è stato dimostrato che l'uso di un nuovo materiale per il motore MAI-202-200, che può resistere a una temperatura di 1800 K, rende possibile per ottenere un impulso specifico di 325 sec. e per il motore MAI-202-500-VPVK, l'impulso specifico sarà di 326 secondi, che è al livello dei principali produttori mondiali di motori a razzo a propellente liquido (Fig. Fig. 10, Fig. 11).

I risultati del calcolo mostrano che un aumento dell'impulso specifico dell'apogeo LRE di 5 s aumenta la massa del carico utile di 7 kg per un satellite geostazionario modello con una massa di 4800 kg, che può essere sostituita in modo equivalente prolungando la vita utile dell'apparato . Un'analisi più dettagliata dell'aumento della massa del carico utile derivante da un aumento dell'impulso specifico dell'LRE richiede il riferimento a un veicolo specifico.

Per i motori MAI-202-200, MAI-202-500K-VPVK sono in preparazione prove antincendio per valutarne l'efficienza energetica con un CS composito a matrice ceramica. Si prevede inoltre di studiare CS compositi nei motori MAI-202 in modalità operativa pulsata al fine di dimostrare le prestazioni del materiale sotto stress termici e meccanici ciclici.

Conclusioni.

Presso il dipartimento 202 dell'MAI, insieme a JSC "Composite", è in corso uno sviluppo attivo di motori a razzo a bassa spinta con camere di combustione in materiali compositi carbonio-ceramica. L'analisi mostra che l'uso del CM consente di ottenere un impulso specifico che supera i modelli di volo nazionali e corrisponde agli analoghi esteri sviluppati.

Informazioni dettagliate possono essere trovate sul sito web.

Elenco della letteratura usata.

1. Bulanov I.M., Vorobei V.V. Tecnologia delle strutture missilistiche e aerospaziali in materiali compositi: Proc. per le università. M.: Casa editrice MSTU im. NE Bauman, 1998, 516 p.

2. Vorobyov A.G. Modello matematico dello stato termico del motore a razzo a propellente liquido. Vestnik MAI. Т14, №4. Mosca. 2007. - P. 42-49.

3. Kozlov A.A., Abashev V.M. Calcolo e progettazione di un motore a razzo a propellente liquido a bassa spinta. Mosca, MAI, 2006.

4. Koshlakov V.V., Mironov V.V. Prospettive per l'uso di materiali compositi nei motori a razzo. Sistemi di propulsione spaziale e missilistica: raccolta di materiali della conferenza scientifica e tecnica tutta russa. M.: Casa editrice dell'Università tecnica statale di Mosca intitolata a N.E. Bauman, 2008. - 22-11 pag.

5. Lakhin A.V. Processi per ottenere materiali compositi e rivestimenti a base di carburo di silicio mediante deposizione chimica in fase vapore da metilsilano a temperature e pressioni relativamente basse: Cand. candelina. Scienze. - Mosca, 2006. - 140 p.

6. Pavlov S.V., Grachev V.D., Tokarev A.S. I risultati dello sviluppo e della ricerca sulle prestazioni delle camere di combustione dell'LREMT del CCCM // Rocket and Space Technology, vol. 3 (136). Istituto di ricerca sui processi termici, 1992. 30-33 p.

7. Solntsev S.S., Isaeva N.V. Materiale composito ceramico di unità e parti caricate termicamente. Il primo seminario tecnico-scientifico interdipartimentale sulle problematiche delle camere di combustione a basse emissioni degli impianti turbogas. Esperienza di sviluppo, problemi di realizzazione e prospettive per lo sviluppo di camere di combustione di turbine a gas a basse emissioni. 14-16 dicembre. Mosca, CIAM

8. Solntsev S.S. Materiali compositi ceramici ad alta temperatura e rivestimenti con risorse antiossidanti. // 75 anni. Materiali per l'aviazione. Opere scelte di "VIAM" 1932-2007. Ed. Kablova E.N. - M.: "VIAM", 2007. - 438 p.

9. Timofeev A.N., Bogachev E.A., Gabov A.V., Abyzov A.M., Smirnov E.P., Persin M.I. Il metodo per ottenere un materiale composito. - Brevetto della Federazione Russa n. 2130509 del 20/05/1999, priorità del 26/01/1998.

10. Pagina Web Astrium.EADS: /sp/ /SpacecraftPropulsion/BipropellantThrusters.html

11. Kozlov A.A., Abashev V.M., Denisov K.P. ets. Finitura sperimentale del motore d'apogeo bipropellente con spinta 200 N. 51° Congresso Astronautico Internazionale. Rio de Janeiro, Brasile. 2-6 ottobre 2000.

Materiale per creare... sviluppando tecnologia di produzione macchine fotografichecombustioneda materiali promettenti ad alta temperatura, inclusi compositivo...per ricercato carbonio-ceramica materiali. ...

Incontro

... da idrocarburi e da... in lavorazione compositivo E ceramica materiali,... LREpiccolospinta piccolospinta...turbine, macchine fotografichecombustione E... carbonio sviluppo ... questione ...

Il progetto di previsione a lungo termine dello sviluppo scientifico e tecnologico della Federazione Russa (fino al 2025) è stato presentato dai suoi sviluppatori alla riunione del gruppo di coordinamento ed è attualmente in fase di elaborazione in conformità con i commenti formulati.

Incontro

... da idrocarburi e da... in lavorazione compositivo E ceramica materiali,... LREpiccolospinta con prestazioni migliorate, motori compresi piccolospinta...turbine, macchine fotografichecombustione E... carbonio(nanotubi di carbonio), dove russo sviluppo ... questione ...

Sono "hai" GP "ivchenko-progress"

Rapporto

disegni dacompositivo ... Sviluppo sistema di misurazione piccolo ... carbonio marino... lubrificante Materiale. ...diagnostica LRE in... Valutazione spinta Con... Sviluppo ugello a doppio circuito per basse emissioni macchine fotografichecombustione...premendo ceramica canne...

Ambito di applicazione

Dispositivo e principio di funzionamento

Sistema di raffreddamento

YouTube enciclopedico

Sottotitoli

Storia

Ambito di utilizzo, vantaggi e svantaggi

Il dispositivo e il principio di funzionamento di un motore a razzo a due componenti

Sistema di alimentazione carburante

Sistema di raffreddamento

Lancio dell'LRE

Sistema di controllo automatico LRE

Componenti del carburante

Panoramica del problema e dichiarazione del problema

Sviluppo di CS da KM per LREMT MAI-202

Analisi dell'efficacia dell'uso dei CM per le camere di combustione del motore a razzo a propellente liquido

Il progetto di previsione a lungo termine dello sviluppo scientifico e tecnologico della Federazione Russa (fino al 2025) è stato presentato dai suoi sviluppatori alla riunione del gruppo di coordinamento ed è attualmente in fase di elaborazione in conformità con i commenti formulati.

Sono "hai" GP "ivchenko-progress"

Scelta dell'editore