Motoare rachete. Conversații despre motoarele de rachetă Schema unui motor de rachetă fără post-ardere gaz generator de gaz

Rusia a dezvoltat forțe nucleare strategice, a căror componentă principală sunt rachetele balistice intercontinentale de diferite tipuri, utilizate ca parte a sistemelor terestre staționare sau mobile, precum și pe submarine. În ciuda anumitor asemănări la nivelul ideilor și soluțiilor de bază, produsele din această clasă au diferențe vizibile. În special, sunt utilizate motoare rachete de diferite tipuri și clase, care corespund anumitor cerințe ale clienților.

Din punctul de vedere al caracteristicilor centralelor electrice, toate ICBM-urile învechite, actuale și promițătoare pot fi împărțite în două clase principale. Acesta poate fi echipat cu motoare rachete lichide (LPRE) sau motoare cu combustibil solid (SDTT). Ambele clase au avantajele lor, datorită cărora sunt folosite în diverse proiecte, iar până acum niciuna dintre ele nu a reușit să înlocuiască un „concurent” din domeniul său. Problema centralelor electrice este de mare interes și merită o analiză separată.

si teorie

Se știe că primele rachete, care au apărut cu multe secole în urmă, au fost echipate cu motoare cu combustibil solid folosind cel mai simplu combustibil. Această centrală și-a păstrat poziția până în secolul trecut, când au fost create primele sisteme de combustibil lichid. Ulterior, dezvoltarea celor două clase de motoare a decurs în paralel, deși motoarele de rachetă cu combustibil lichid sau motoarele de rachetă cu combustibil solid s-au înlocuit din când în când ca lideri ai industriei.

Lansarea rachetei UR-100N UTTH cu motor lichid. Fotografie Rbase.new-factoria.ru

Primele rachete cu rază lungă de acțiune, a căror dezvoltare a dus la apariția complexelor intercontinentale, au fost echipate cu motoare lichide. La mijlocul secolului trecut, motoarele cu rachete lichide au făcut posibilă obținerea caracteristicilor dorite folosind materiale și tehnologii disponibile. Mai târziu, specialiștii din țările lider au început să dezvolte noi tipuri de pulberi balistice și combustibili mixți, ceea ce a dus la apariția motoarelor de rachete cu combustibil solid, adecvate pentru utilizare pe ICBM-uri.

Până în prezent, atât rachetele cu combustibil lichid, cât și cele cu combustibil solid s-au răspândit în forțele nucleare strategice ale diferitelor țări. Este curios că ICBM-urile rusești sunt echipate cu centrale electrice din ambele clase, în timp ce Statele Unite au abandonat motoarele lichide în favoarea motoarelor cu combustibil solid în urmă cu câteva decenii. În ciuda acestei diferențe de abordări, ambele țări au reușit să construiască grupuri de rachete cu aspectul dorit, cu capacitățile necesare.

În domeniul rachetelor intercontinentale, motoarele lichide au fost primele. Astfel de produse au o serie de avantaje. Combustibilul lichid face posibilă obținerea unui impuls specific mai mare, iar designul motorului permite modificări de tracțiune în moduri relativ simple. Cea mai mare parte a volumului unei rachete cu motor de rachetă este ocupată de rezervoare de combustibil și de oxidant, ceea ce într-un anumit fel reduce cerințele pentru rezistența corpului și simplifică producția acestuia.

În același timp, motoarele de rachete cu propulsie lichidă și rachetele echipate cu acestea nu sunt lipsite de deficiențe. În primul rând, un astfel de motor se caracterizează prin cea mai mare complexitate a producției și a funcționării, ceea ce afectează negativ costul produsului. ICBM-urile primelor modele au avut dezavantajul de a fi greu de pregătit pentru lansare. Alimentarea cu combustibil și oxidant a fost efectuată imediat înainte de pornire și, în plus, în unele cazuri a fost asociată cu anumite riscuri. Toate acestea au avut un impact negativ asupra calităților de luptă ale sistemului de rachete.

Rachete lichide R-36M în containere de transport și lansare. Fotografie Rbase.new-factoria.ru

Motorul rachetă cu combustibil solid și racheta construită pe baza lui au aspecte și avantaje pozitive față de sistemul lichid. Principalul avantaj este costul de producție mai mic și designul simplificat. De asemenea, motoarele de rachetă cu combustibil solid nu prezintă riscul de a scurge combustibil agresiv și, în plus, se remarcă prin posibilitatea depozitării mai lungi. În timpul fazei active a unui zbor ICBM, un motor cu propulsie solidă oferă o dinamică de accelerație mai bună, reducând probabilitatea unei interceptări reușite.

Un motor cu combustibil solid este inferior unui motor lichid în ceea ce privește impulsul specific. Deoarece arderea unei încărcături de combustibil solid este aproape incontrolabilă, controlul împingerii motorului, oprirea sau repornirea necesită mijloace tehnice speciale care sunt complexe. Corpul motorului rachetei cu combustibil solid îndeplinește funcțiile unei camere de ardere și, prin urmare, trebuie să aibă o rezistență adecvată, ceea ce impune cerințe speciale unităților utilizate și, de asemenea, afectează negativ complexitatea și costul producției.

Motor de rachetă lichid, motor de rachetă cu combustibil solid și forțe nucleare strategice

În prezent, forțele nucleare strategice rusești sunt înarmate cu aproximativ o duzină de ICBM-uri de diferite clase, concepute pentru a rezolva misiunile de luptă curente. Forțele strategice de rachete (RVSN) operează cinci tipuri de rachete și se așteaptă la apariția a încă două sisteme noi. Același număr de sisteme de rachete sunt utilizate pe submarinele marinei, dar rachete fundamentale noi nu au fost încă dezvoltate în interesul componentei navale a „triadei nucleare”.

În ciuda vârstei lor înaintate, trupele au încă rachete UR-100N UTTH și R-36M/M2. Astfel de ICBM de clasă grea includ mai multe etape cu propriile lor motoare lichide. Cu o masă mare (mai mult de 100 de tone pentru UR-100N UTTH și aproximativ 200 de tone pentru R-36M/M2), cele două tipuri de rachete transportă o rezervă semnificativă de combustibil, asigurând că focosul greu poate fi trimis la un raza de actiune de cel putin 10 mii km.

Vedere generală a rachetei RS-28 Sarmat. Desen „Centrul de rachete de stat” / makeyev.ru

De la sfârșitul anilor cincizeci, țara noastră a studiat problemele utilizării motoarelor de rachete cu combustibil solid pe ICBM-uri promițătoare. Primele rezultate reale în acest domeniu au fost obținute la începutul anilor șaptezeci. În ultimele decenii, această direcție a primit un nou impuls, datorită căruia a apărut o întreagă familie de rachete cu combustibil solid, reprezentând o dezvoltare consecventă a ideilor generale și a soluțiilor bazate pe tehnologii moderne.

În prezent, Forțele Strategice de Rachete au rachetele RT-2PM Topol, RT-2PM2 Topol-M și RS-24 Yars. Mai mult, toate astfel de rachete sunt operate atât cu siloz, cât și cu lansatoare mobile la sol. Trei tipuri de rachete, create pe baza unor idei comune, sunt construite după un design în trei etape și sunt echipate cu motoare cu combustibil solid. După ce au îndeplinit cerințele clientului, autorii proiectelor au reușit să minimizeze dimensiunile și greutatea rachetelor finite.

Rachetele complexelor RT-2PM, RT-2PM2 și RS-24 au o lungime de cel mult 22,5-23 m cu un diametru maxim mai mic de 2 m. Greutatea de lansare a produselor este de aproximativ 45-50 de tone. Greutatea aruncabilă, în funcție de tipul de produs, ajunge la 1-1,5 tone.Linia de rachete Topol este echipată cu un focos monobloc, în timp ce Yars, conform datelor cunoscute, poartă mai multe focoase separate. Raza de zbor este de cel puțin 12 mii km.

Este ușor de observat că, în timp ce caracteristicile de zbor de bază sunt la nivelul rachetelor mai vechi cu propulsie lichidă, Topoli și Yars cu combustibil solid se disting prin dimensiunile lor mai mici și greutatea de lansare. Cu toate acestea, cu toate acestea, au o sarcină utilă mai mică.

Complexul mobil de sol „Topol”. Fotografie realizată de Ministerul rus al Apărării

În viitor, mai multe sisteme noi de rachete ar trebui să intre în serviciu cu Forțele Strategice de Rachete. Astfel, proiectul RS-26 „Rubezh”, creat ca o opțiune pentru dezvoltarea ulterioară a sistemului „Yars”, prevede din nou utilizarea unei scheme în mai multe etape cu motoare de rachetă cu combustibil solid în toate etapele. Anterior, au apărut informații că sistemul Rubezh este destinat să înlocuiască complexele vechi RT-2PM Topol, care au afectat principalele caracteristici ale arhitecturii sale. În ceea ce privește caracteristicile tehnice de bază, Rubezh nu ar trebui să difere semnificativ de Topol, deși este posibil să se utilizeze o sarcină utilă diferită.

O altă dezvoltare promițătoare este ICBM greu de tip RS-28 Sarmat. Potrivit datelor oficiale, acest proiect presupune realizarea unei rachete în trei trepte cu motoare lichide. S-a raportat că racheta Sarmat va avea o lungime de aproximativ 30 m, cu o greutate de lansare de peste 100 de tone, va putea transporta focoase speciale „tradiționale” sau un nou tip de sistem de lovitură hipersonică. Prin utilizarea motoarelor cu combustibil lichid cu caracteristici suficiente, este de așteptat să se obțină o rază de zbor maximă de 15-16 mii km.

Marina are la dispoziție mai multe tipuri de ICBM-uri cu diferite caracteristici și capacități. Baza componentei navale a forțelor nucleare strategice constă în prezent din rachete balistice ale submarinelor din familia R-29RM: R-29RM însuși, R-29RMU1, R-29RMU2 „Sineva” și R-29RMU2.1 „Liner” . În plus, în urmă cu câțiva ani, cea mai nouă rachetă R-30 Bulava a intrat în arsenale. Din câte știm, industria rusă dezvoltă în prezent mai multe proiecte de modernizare a rachetelor pentru submarine, dar încă nu se vorbește despre crearea unor sisteme fundamental noi.

În domeniul ICBM-urilor interne pentru submarine, se observă tendințe care amintesc de dezvoltarea sistemelor „terrestre”. Produsele R-29RM mai vechi și toate variantele de modernizare a acestora au trei etape și sunt echipate cu mai multe motoare lichide. Cu ajutorul unei astfel de centrale electrice, racheta R-29RM este capabilă să livreze patru sau zece focoase de putere variabilă cu o masă totală de 2,8 tone la o distanță de cel puțin 8300 km.Proiectul de modernizare R-29MR2 Sineva prevedea utilizarea de noi sisteme de navigație și control. În funcție de sarcina de luptă disponibilă, racheta, lungă de 14,8 m și cântărind 40,3 tone, este capabilă să zboare la o rază de până la 11,5 mii km.

Încărcarea unei rachete Topol-M într-un lansator de siloz. Fotografie realizată de Ministerul rus al Apărării

Designul mai nou al rachetei submarine R-30 Bulava, dimpotrivă, prevedea utilizarea motoarelor cu combustibil solid în toate cele trei etape. Printre altele, acest lucru a făcut posibilă reducerea lungimii rachetei la 12,1 m și reducerea greutății de lansare la 36,8 tone. În același timp, produsul poartă o sarcină de luptă cu o greutate de 1,15 tone și o livrează într-o gamă de 8- 9 mii km. Nu cu mult timp în urmă s-a anunțat că va fi dezvoltată o nouă modificare a Bulava, cu dimensiuni diferite și greutate crescută, care ar face posibilă creșterea încărcăturii de luptă.

Tendințe de dezvoltare

Este bine cunoscut faptul că în ultimele decenii comandamentul rus s-a bazat pe dezvoltarea de rachete promițătoare cu combustibil solid. Rezultatul a fost aspectul consecvent al complexelor Topol și Topol-M, apoi Yars și Rubezh, ale căror rachete sunt echipate cu motoare de rachetă cu combustibil solid. Motoarele cu rachete lichide, la rândul lor, rămân doar pe rachete „terestre” relativ vechi, a căror funcționare se apropie deja de sfârșit.

Cu toate acestea, nu există încă planuri de a abandona complet ICBM-urile alimentate cu combustibil lichid. Ca înlocuitor pentru UR-100N UTTH și R-36M/M2 existente, este creat un nou produs, RS-28 Sarmat, cu o centrală similară. Astfel, motoarele lichide în viitorul apropiat vor fi folosite numai pe rachete de clasă grea, în timp ce alte complexe vor fi echipate cu sisteme de combustibil solid.

Situația cu rachetele balistice lansate de submarin arată similară, dar are unele diferențe. În această zonă rămân și un număr semnificativ de rachete lichide, dar singurul proiect nou implică utilizarea de rachete cu combustibil solid. Dezvoltarea ulterioară a evenimentului poate fi prezisă prin studierea planurilor existente ale departamentului militar: programul de dezvoltare a flotei de submarine indică clar ce rachete au un viitor mare și care vor fi dezafectate în timp.

Lansator autopropulsat RS-24 "Yars". Foto Vitalykuzmin.net

Rachetele mai vechi R-29RM și cele mai recente modificări ale acestora sunt destinate submarinelor nucleare ale proiectelor 667BDR și 667BDRM, în timp ce R-30 au fost dezvoltate pentru a fi utilizate pe cele mai recente port-rachete ale proiectului 955. Navele familiei „667” se epuizează treptat. durata lor de viață și în cele din urmă vor fi scoase din funcțiune din cauza învechirii morale și fizice complete. Împreună cu ei, în consecință, flota va trebui să abandoneze familia de rachete R-29RM, care pur și simplu va rămâne fără transportatori.

Primele submarine cu rachete Proiect 955 Borei au fost deja acceptate în serviciu cu Marina și, în plus, construcția de noi submarine continuă. Aceasta înseamnă că, în viitorul previzibil, flota va primi un grup semnificativ de port-rachete Bulava. Serviciul Boreev va continua timp de câteva decenii și, prin urmare, rachetele R-30 vor rămâne în serviciu. Este posibil să se creeze noi modificări ale unor astfel de arme care pot completa și apoi înlocui versiunea de bază a ICBM. Într-un fel sau altul, produsele familiei R-30 vor înlocui în cele din urmă rachetele vechi ale liniei R-29RM ca bază a componentei navale a forțelor nucleare strategice.

Avantaje și dezavantaje

Diferitele clase de motoare de rachetă utilizate pe rachetele strategice moderne au propriile lor avantaje și dezavantaje de un fel sau altul. Sistemele de combustibil lichid și solid sunt superioare unul față de celălalt în unele privințe, dar inferioare în altele. Ca urmare, clienții și proiectanții trebuie să aleagă tipul de centrală electrică în conformitate cu cerințele existente.

Un motor de rachetă cu propulsor lichid convențional diferă de un motor de rachetă cu propulsor solid prin rate de impuls specifice mai mari și alte avantaje, ceea ce permite creșterea sarcinii utile. În același timp, aprovizionarea corespunzătoare cu combustibil lichid și oxidant duce la o creștere a dimensiunilor și greutății produsului. Astfel, o rachetă cu propulsie lichidă se dovedește a fi soluția optimă în contextul desfășurării unui număr mare de lansatoare de siloz. În practică, aceasta înseamnă că în prezent o parte semnificativă a silozurilor de lansare este ocupată de rachete R-36M/M2 și UR-100N UTTH, iar în viitor vor fi înlocuite cu promițătorul RS-28 Sarmat.

Rachetele de tip „Topol”, „Topol-M” și „Yars” sunt utilizate atât cu instalații de siloz, cât și ca parte a complexelor mobile de sol. Această din urmă posibilitate este oferită, în primul rând, de greutatea redusă de lansare a rachetelor. Un produs care cântărește cel mult 50 de tone poate fi plasat pe un șasiu special cu mai multe osii, ceea ce nu poate fi realizat cu rachete cu propulsie lichidă existente sau ipotetice. Noul complex RS-26 Rubezh, considerat ca un înlocuitor pentru Topol, se bazează, de asemenea, pe idei similare.

Rachetă submarină R-29RM. Desen „Centrul de rachete de stat” / makeyev.ru

Trăsătura caracteristică a rachetelor cu motoare de rachetă cu propulsie solidă sub formă de reducere a dimensiunii și greutății este, de asemenea, importantă în contextul armelor navale. O rachetă pentru un submarin trebuie să aibă dimensiuni minime. Relația dintre dimensiunile și caracteristicile de zbor ale rachetelor R-29RM și R-30 arată exact cum astfel de avantaje pot fi utilizate în practică. Astfel, spre deosebire de predecesorii lor, cele mai noi submarine nucleare Project 955 nu necesită o suprastructură mare care să acopere partea superioară a lansatoarelor.

Cu toate acestea, reducerea greutății și a dimensiunii are un preț. Rachetele mai ușoare cu combustibil solid diferă de alte ICBM interne prin faptul că au o sarcină de luptă mai mică. În plus, specificul motorului de rachetă cu combustibil solid duce la o eficiență mai scăzută a greutății în comparație cu rachetele lichide. Cu toate acestea, aparent, astfel de probleme sunt rezolvate prin crearea de unități de luptă și sisteme de control mai eficiente.

În ciuda lucrărilor științifice și de proiectare îndelungate, precum și a multor controverse, confruntarea convențională dintre motoarele cu combustibil lichid și solid nu s-a încheiat încă cu o victorie necondiționată pentru unul dintre „concurenți”. Dimpotrivă, armata și inginerii ruși au ajuns la o concluzie echilibrată. Motoare de diferite tipuri sunt utilizate în acele zone în care pot arăta cele mai bune rezultate. Astfel, rachetele ușoare pentru sistemele mobile terestre și submarinele primesc motoare rachete cu propulsie solidă, în timp ce rachetele grele lansate cu siloz, atât acum, cât și în viitor, trebuie echipate cu motoare cu propulsie lichidă.

În situația actuală, ținând cont de oportunitățile și perspectivele existente, o astfel de abordare pare cea mai logică și de succes. Permite în practică obținerea de rezultate maxime cu o reducere vizibilă a influenței factorilor negativi. Este foarte posibil ca o astfel de ideologie să persistă în viitor, inclusiv cu utilizarea unor tehnologii promițătoare. Aceasta înseamnă că, în viitorul apropiat și îndepărtat, forțele nucleare strategice ruse vor putea primi rachete balistice intercontinentale moderne, cu cele mai înalte caracteristici și calități de luptă posibile, care afectează direct eficacitatea descurajării și securitatea țării.

Pe baza materialelor de pe site-uri:
http://ria.ru/
http://tass.ru/
http://interfax.ru/
http://flot.com/
http://rbase.new-factoria.ru/
http://kapyar.ru/
http://missiles.ru/
http://makeyev.ru/

Inginerii de propulsie ai Biroului de Proiectare Yuzhnoye au finalizat o sarcină responsabilă și complexă - dezvoltarea unității de propulsie 11D410 pentru nava spațială lunară.

Blocul motor 11D410 a constat din motorul principal RD858 și motorul de rezervă RD859 și a rezolvat următoarele sarcini: efectuarea unei aterizări ușoare pe suprafața lunară, decolarea de pe suprafața lunii și plasarea unei nave lunare pe orbita eliptică a unui satelit lunar artificial. .

Deoarece a fost avut în vedere zborul unei nave lunare cu un echipaj la bord, cele mai mari cerințe au fost puse în ceea ce privește fiabilitatea motoarelor. Fiabilitatea a trebuit să fie confirmată de un număr mare de teste care simulează condiții de funcționare la scară maximă. Pentru a asigura o aterizare ușoară pe Lună și o decolare de pe suprafața sa, motorul RD858 are două moduri de tracțiune: principal și deep throttling mode (DG) și oferă două activări. În modul principal, domeniul de control al împingerii este de ±9,8%, în modul RGD – ±35%. O astfel de accelerare profundă a necesitat utilizarea unor măsuri speciale de proiectare pentru a asigura funcționarea stabilă a camerei motorului cu o răcire fiabilă.

Motorul de rezervă RD859 este monomod cu control al tracțiunii în intervalul de ±9,8%.

Cele mai mari cerințe au fost puse în ceea ce privește fiabilitatea unităților de turbopompe ale motoarelor: în special, etanșările mecanice care separă cavitățile pompei de oxidare și ale turbinei. A fost necesară o cantitate semnificativă de muncă experimentală, în urma căreia a fost selectată cea mai fiabilă și eficientă pereche de frecare. Designul s-a dovedit a fi de succes - TNA-urile au avut o durată de viață estimată la mii de secunde.

Pentru a asigura o răcire fiabilă, corpul camerei în zona fluxurilor mari de căldură are caneluri frezate în spirală de secțiune transversală optimă variabilă pe piesele cu profil complex.

Numărul de porniri la un motor a ajuns la douăsprezece în loc de două în zbor. Motorul de așteptare este unic prin capacitatea sa de a porni după o întârziere de trei secunde între oprire și repornire. Procesele de oprire a motorului, golirea căilor camerei și repornirea după o pauză de trei secunde au fost studiate cu atenție pentru a confirma convergența caracteristicilor. Parametrii de repornire în timpul testării au fost identici cu primii. Niciunul dintre motoarele existente cu un sistem de alimentare cu turbopompă nu a oferit această capacitate. Pentru motoarele cu un sistem de alimentare cu turbopompe care oferă o gamă largă de control al tracțiunii, aceste motoare cu propulsie lichidă au valori specifice de impuls foarte mari. Greutatea și dimensiunile blocului motor indică un grad ridicat de perfecțiune a designului, chiar și ținând cont de faptul că acesta includea sisteme de control al motorului și controlul tracțiunii. Masa totală a motoarelor este de 110 kg cu o tracțiune totală de 4100 kgf. Pentru comparație: masa motorului din treapta superioară a vehiculului de lansare Ariane-5 cu o tracțiune de 2700 kgf depășește 100 kg.

Volumul de dezvoltare a fost foarte mare: 181 de motoare RD858 cu un timp total de funcționare de 253.281 s și 181 de motoare RD859 cu un timp total de funcționare de 209.463 s. Au fost testate 11 blocuri motoare 11D410, simulând situații de urgență.

În general, blocul motor cu combustibil lichid al modulului de aterizare lunară este unul dintre cele mai fiabile motoare din clasa sa. Trei blocuri motoare au fost testate cu succes pe orbită în jurul Pământului, ca parte a unei nave spațiale speciale T-2K lansate de vehiculul de lansare R-7.

Motoarele principale

Istoria motoarelor cu rachete lichide

Prima experiență de creare independentă a motoarelor de rachetă cu lichid (LPRE) la Biroul de proiectare Yuzhnoye a fost lucrările începute în 1958 privind dezvoltarea motoarelor de direcție pentru prima și a doua etapă a ICBM 8K64. Principala caracteristică a acestei rachete a fost utilizarea pentru prima dată, în combinație cu oxidatorul AK-27, a unui nou combustibil - dimetilhidrazină nesimetrică (UDMH), care a devenit principalul pentru mai multe generații de motoare cu propulsie lichidă.

Succesul obținut în crearea primelor motoare de rachetă cu propulsie lichidă de direcție a făcut posibilă începerea în 1960 a dezvoltării unui nou motor RD853, mai complex și mai multifuncțional pentru a doua etapă a rachetei 8K66.

În 1961, au început lucrările la crearea motoarelor de direcție pentru prima și a doua etapă a rachetei 8K67, care funcționează pe o nouă pereche de componente de combustibil - tetroxid de dinazot (AT) și UDMH.

În 1962, proiectarea și dezvoltarea motorului de rachetă cu propulsie lichidă RD854 a început să utilizeze combustibil AT+UDMH fără arderea ulterioară a gazului generatorului pentru sistemul de propulsie de frânare a secțiunii capului orbital al ICBM 8K69. La proiectarea motorului, pentru prima dată în practica construcției motoarelor casnice, a fost dezvoltată și pusă în producție o duză tubulară pentru camera motorului.

În 1964, au început lucrările la crearea motorului principal RD857 pentru a doua etapă a rachetei combinate 8K99, pentru care a fost dezvoltată pentru prima dată o schemă cu arderea ulterioară a reducerii gazului generatorului în camera de ardere. Acest motor a fost, de asemenea, primul care a controlat vectorul de tracțiune folosind injecția de gaz generator în partea supersonică a duzei.

Yuzhnoye SDO a luat parte și la programul lunar sovietic, în cadrul căruia în 1965 a început dezvoltarea unității de rachete (blocul E) a navei lunare a complexului 11A52. Blocul motor al navei spațiale lunare creat la Yuzhnoye Design Bureau a constat din motorul principal RD858 și motorul de rezervă RD859 și a rezolvat următoarele sarcini: efectuarea unei aterizări ușoare pe suprafața lunii, decolarea de pe suprafața lunii și plasarea vehiculului lunar în eliptică. orbita unui satelit artificial lunar. În general, blocul motor cu combustibil lichid al modulului de aterizare lunară a fost unul dintre cele mai fiabile motoare din clasa sa. Trei blocuri de motoare au fost testate cu succes pe orbită în jurul Pământului, ca parte a unei nave spațiale speciale T-2K lansate cu vehiculul de lansare Soyuz.

Proiectarea motorului RD861 pentru cea de-a treia etapă a vehiculului de lansare Cyclone-3 a început în 1966. Acest motor are caracteristici de masă energetică foarte ridicată.

În 1976, în timpul creării ICBM 15A18, au început lucrările la dezvoltarea unui motor RD864 cu patru camere care funcționează pe AT și UDMH conform unei scheme fără arderea ulterioară a gazului generatorului. Motorul a furnizat funcționarea în două moduri: principal și accelerat cu comutare multiplă (de până la 25 de ori) de la un mod la altul. Pentru acest motor, au fost dezvoltate și utilizate pentru prima dată unități de comandă pentru contrajeturi de înaltă presiune, caracterizate prin precizie și viteză ridicate.

O modificare a acestui motor a fost motorul RD869 pentru ICBM 15A18M, care are performanțe și mai mari.

O nouă etapă pentru Biroul de Proiectare Yuzhnoye a fost dezvoltarea vehiculului de lansare Zenit-2, care a început în 1977. O caracteristică a acestui vehicul de lansare este utilizarea componentelor de combustibil criogenic pe el: kerosen și oxigen lichid și pentru prima dată în practica de construcție a motoarelor, un motor de direcție bazat pe aceste componente de combustibil S-a decis proiectarea conform schemei cu post-ardere a gazului generatorului. Datorită experienței acumulate în proiectarea motoarelor cu combustibil lichid și introducerea de soluții tehnice avansate în timpul proiectării motorului RD-8, a fost posibilă obținerea unor caracteristici de energie și masă ridicate, asigurarea unei fiabilitate ridicată și o durată lungă de viață.

Motoare de direcție

Sub influența ideilor lui F.A. Zander și K.E. Tsiolkovsky, precum și perspectivele tehnice favorabile în crearea motoarelor cu propulsie lichidă, calculate la calcularea caracteristicilor de zbor ale aeronavelor cu motoare cu propulsie lichidă, experții sovietici au ajuns la concluzia că limitele de utilizare a motoarelor cu piston în ceea ce privește viteza și altitudinea poate fi depășită prin utilizarea motoarelor cu combustibil lichid.

Motorul rachetă lichid este un motor rachetă care funcționează cu componente de combustibil lichid. În cazul general, un motor cu propulsie lichidă este format din una sau mai multe camere, unități de alimentare și sistem de automatizare, dispozitive pentru crearea forțelor și momentelor de control, un cadru, linii și dispozitive și unități auxiliare. Unitățile de automatizare LRE sunt incluse într-un set de dispozitive care asigură controlul, reglarea și întreținerea LRE. aeronave-rachetă Ciolkovsky motor-rachetă

Un sistem de propulsie cu un motor rachetă cu propulsie lichidă constă din următoarele părți principale: unul sau mai multe motoare rachetă cu propulsie lichidă, rezervoare cu un fluid de lucru, unități pentru presurizarea rezervoarelor de combustibil sau alimentarea cu combustibil lichid, transmisii de direcție, linii de conectare a motoarelor cu rezervoare. , și dispozitive auxiliare, automatizări concepute pentru a regla atât componentele individuale ale motorului rachetei, cât și sistemul de propulsie în ansamblu.

Pentru a opera un motor cu propulsie lichidă, este necesar să existe la bordul aeronavei fluide de lucru care sunt capabile să intre în reacții chimice exoterme, de ex. reacții care eliberează căldură. Dacă se eliberează căldură ca urmare a descompunerii unei substanțe, atunci vorbim de combustibil unitar. Cei mai obișnuiți sunt combustibilii cu două componente, al căror combustibil și oxidant sunt amestecate numai în camera de ardere.

Combustibilii lichizi pentru motorul rachetei trebuie să îndeplinească o serie de cerințe serioase și uneori contradictorii. Una dintre cerințele principale este o căldură specifică ridicată de ardere, sau putere calorică, de exemplu. efectul termic al reacției pentru 1 kg de combustibil sau combustibil în ansamblu. Dacă componentele combustibilului conțin încă atomi de balast care nu iau parte la reacții, atunci căldura specifică de ardere poate deveni insuficientă pentru a obține viteze mari de curgere a produselor de reacție.

O altă cerință pentru carburanții pentru motoarele de rachetă cu propulsie lichidă este ca reacția să ducă la formarea unui amestec de gaze cu o greutate moleculară relativă minimă. După cum rezultă din legea conservării energiei, pentru aceeași energie furnizată, substanțele cu o masă moleculară relativă mai mică au un debit mai mare.

Cerințele pentru motoarele de rachetă cu combustibil lichid sunt că carburanții în stare lichidă trebuie să aibă densitate mare, rezistență la coroziune la materialele structurale, toxicitate și sensibilitate la șoc

Există o serie de alte cerințe, dar chiar și dintr-o comparație a celor deja enumerate, este clar cât de importantă este alegerea corectă a componentelor combustibilului. Datorită cerințelor diferite impuse aeronavelor și, prin urmare, asupra motoarelor cu combustibil lichid, sunt folosite destul de multe substanțe chimice diferite. Utilizarea, în special, a componentelor agresive toxice cu punct de fierbere scăzut provoacă o serie de dificultăți suplimentare în crearea și funcționarea produselor. Cu toate acestea, majoritatea dificultăților pot fi depășite.

Hidrocarburile, hidrogenul etc. sunt folosite ca combustibil în motoarele de rachete lichide. Ca agent oxidant se folosesc oxigenul, acidul azotic, peroxidul de hidrogen etc.

În unele cazuri, pentru a facilita pornirea motorului, sunt utilizate componente cu autoaprindere care interacționează activ între ele. Impulsul specific al motoarelor care utilizează combustibili cu autoaprindere nu depășește 3500 m/s.

Să aruncăm o privire mai atentă la câteva elemente ale motorului. În camera de ardere a unui motor cu combustibil lichid, au loc procesele de evaporare, deplasare și ardere a componentelor combustibilului. Capul camerei de ardere este echipat cu un număr mare de duze, prin care lichidul este pulverizat în picături mici. Acest lucru crește semnificativ intensitatea evaporării și amestecării vaporilor componentelor combustibilului între ele, ceea ce face posibilă reducerea lungimii camerei necesară pentru arderea completă. Deoarece se folosesc combustibili foarte eficienți, temperatura gazelor din interiorul camerei poate depăși 3000 de grade. Camerele motorului sunt realizate relativ ușoare și compacte. Un flux puternic de căldură acționează asupra pereților camerei, de obicei de formă cilindrică. Pentru a proteja pereții camerelor de distrugere, aceștia trebuie răciți intens. În acest scop, jachetele camerei sunt realizate duble. Una dintre componentele combustibilului este introdusă în cavitatea dintre pereții exteriori și interiori. Curgând prin golul dintre carcase de-a lungul întregii camere, lichidul se încălzește și duce căldura care vine din partea de foc a camerei. Componenta încălzită este injectată prin duze în camera de ardere. Din punct de vedere structural, pereții camerelor de ardere ale diferitelor motoare sunt realizați fie sub formă de doi cilindri legați unul de celălalt prin inserții interne prin care curge componenta de răcire etc. Cu toate acestea, o astfel de răcire externă nu este uneori suficientă, iar temperatura gazului trebuie redusă la peretele din interiorul camerei de ardere. Acest lucru se realizează de obicei prin furnizarea unei părți din combustibil direct în stratul de perete. Pentru camerele motoarelor rachete cu propulsie lichidă care funcționează pentru o perioadă foarte scurtă de timp, uneori nu se utilizează o răcire specială, iar căldura care intră în pereții camerei este cheltuită pentru încălzirea structurii camerei destul de masive.

Un motor de rachetă cu combustibil lichid poate avea una sau mai multe camere. În funcție de scopul motorului și de mărimea forței sale, diametrele și lungimile camerelor variază în limite largi. Camera motorului rachetă cu propulsie lichidă constă dintr-un cap de amestecare cu duze, o cameră de ardere și o duză. Secțiunea cea mai îngustă a duzei, unde gazul accelerează până la viteza sunetului, se numește secțiune critică. În zona secțiunii critice, pereții duzei trebuie să fie răciți mult mai intens decât părțile cele mai solicitate termic ale camerei motorului. În partea supersonică a duzei, alimentarea cu căldură a pereților este redusă atât de mult încât părțile de capăt ale duzei pot fi realizate fără răcire cu lichid.

Orez. 1. Schema unui motor rachetă lichid.

Expansiunea duzei afectează în mod semnificativ impulsul specific și depinde de raportul presiunilor din motor și din mediu.

Dezvoltarea motoarelor de rachetă cu propulsie lichidă datează aproximativ de la începutul secolelor XIX și XX. În această perioadă s-au pus bazele teoriei propulsiei cu reacție și ale mecanicii corpurilor de masă variabilă. În dezvoltarea acestor probleme, rolul remarcabililor savanți ruși N.E. este semnificativ. Jukovski (1847-1921), I.V. Meshchersky (1859-1935) și alții.

Cu toate acestea, cea mai mare contribuție la dezvoltarea problemelor de propulsie cu reacție a fost opera celebrului om de știință rus K.E. Ciolkovski (1857-1935), considerat pe bună dreptate fondatorul cosmonauticii moderne și al tehnologiei rachetelor. Devenind interesat de problemele propulsiei cu reacție în 1883, K.E. Ciolkovski publicat în 1903. lucrarea „Explorarea spațiilor mondiale cu instrumente reactive”, care a câștigat ulterior faima mondială. În această lucrare, Tsiolkovsky a subliniat elementele fundamentale ale dinamicii rachetelor și a descris racheta ca un mijloc de zbor în spațiu. Schema de motor rachetă cu combustibil lichid pe care a propus-o a devenit baza dezvoltărilor realizate de adepții săi. Declarațiile sale despre alegerea combustibilului și unele caracteristici ale designului unui astfel de motor s-au dovedit a fi profetice. Ciolkovski a propus: combustibili oxigen-hidrocarburi și oxigen-hidrogen; răcirea regenerativă a camerei de ardere și a duzei motorului cu componente de combustibil lichid; izolarea ceramică a acestor elemente structurale; depozitarea și pomparea separată a componentelor combustibilului în capul de amestec al camerei cu ardere ulterioară; controlul vectorului de tracțiune prin rotirea orificiului de evacuare a duzei și a cârmelor de gaz. Ei au arătat importanța primordială a debitului mare al fluidului de lucru din motor și au descris modalități de a-l crește.

Primii adepți ai lui Tsiolkovsky în țara noastră au fost oameni de știință talentați și inventatori Yu.V. Kondratyuk (1897-1942), F.A. Zander (1887-1933) și V.P. Glushko (1908-1989).

Yu.V. Kondratyuk a lucrat independent de Ciolkovski. Principalul său studiu teoretic, „Cucerirea spațiilor interplanetare” (1929), a repetat și completat parțial munca lui Ciolkovski, iar unele întrebări au găsit o nouă soluție. În special, Kondratyuk a propus unele metale și compușii lor de hidrogen ca combustibil pentru motoare.

F. Chiar și ca student, Zander a studiat lucrările lui Tsiolkovsky și a fost interesat de problemele zborului spațial. În 1924 El și-a conturat ideea de bază - combinarea unei rachete cu un avion pentru a decola de pe Pământ și apoi arderea pieselor metalice ale avionului ca combustibil pentru motorul cu reacție. Zander a efectuat studii teoretice asupra diferitelor probleme ale motoarelor de aer și rachete și a început să lucreze la implementarea lor practică.

V.P. Chiar și în tinerețe, Glushko era interesat de problemele de astronautică. Într-o scrisoare către Ciolkovski din 26 septembrie 1923. a scris că a fost absorbit de ideea călătoriei interplanetare de mai bine de 2 ani. Din 1924 Glushko începe să publice lucrări științifice și științifice populare despre rachete și tehnologie spațială. În 1930 Glushko a propus acid azotic, un amestec de acid azotic cu tetroxid de azot, tetranitrometan, peroxid de hidrogen, amestecuri de fluor și oxigen, combustibil cu trei componente etc., ca componente ale combustibilului pentru rachete; a fost dezvoltată izolația termică ceramică a camerei de ardere cu dioxid de zirconiu. . În 1931 Glushko a propus, iar în 1933. a introdus aprinderea chimică și combustibilul cu autoaprindere. În același timp, au fost dezvoltate o duză profilată, un suport de motor cardan pentru a controla zborul rachetei și proiectarea unei unități de turbopompe cu pompe centrifuge de combustibil.

Glushko a efectuat numeroase studii teoretice și experimentale cu privire la cele mai importante probleme ale creării și dezvoltării motoarelor cu propulsie lichidă, a dezvoltat un număr mare de modele de motoare de la primele motoare de rachetă experimentale interne (ORM) până la cele mai recente modele care zboară în spațiu. Fiind unul dintre pionierii tehnologiei rachetelor, Glushko este considerat pe bună dreptate fondatorul industriei autohtone de motoare de rachete.

În același mod ca și Tsiolkovsky, dar mai târziu decât el, au abordat ideea de a crea rachete cu motoare cu combustibil lichid în țări străine.

Tsiolkovsky nu a efectuat lucrări experimentale privind crearea de motoare de rachetă cu combustibil lichid. Această problemă a fost rezolvată de studenții și adepții săi, atât din URSS, cât și din străinătate.

În SUA, lucrările experimentale au fost începute de R. Goddard (1882-1945), care a propus multe soluții tehnice diferite în domeniul creării de motoare de rachete cu propulsie lichidă și de rachete cu acestea.

În SUA deja în 1921. Goddard a efectuat teste pe banc ale unui motor experimental de rachetă cu propulsie lichidă care funcționează cu combustibil oxigen-eter. 16 martie 1926 a efectuat prima lansare a unei rachete experimentale cu propulsie lichidă.

În Germania, testele pe banc ale motoarelor de rachete cu propulsie lichidă au fost începute de Oberth în 1929, iar testele de zbor ale rachetelor cu propulsie lichidă de către Winkler în 1931. Din 1937 Sub conducerea lui Wernher von Braun, a fost dezvoltată racheta V-2, cea mai puternică la acea vreme, a cărei teste de zbor au început în 1942.

În URSS, începutul lucrărilor experimentale privind implementarea ideilor lui Tsiolkovsky datează din 15 mai 1929, când a fost creată prima unitate de proiectare experimentală pentru dezvoltarea rachetelor și a motoarelor de rachete electrice și lichide pentru ele, ca parte a dinamicii gazelor. Laborator din Leningrad și a început activități practice. El a condus divizia lui Glushko. În această unitate în anii 30. a fost creată o familie de motoare rachete experimentale cu propulsie lichidă, cu o tracțiune de la 60 la 300 kgf, care funcționează cu diverși oxidanți și combustibili lichizi. Motoarele au fost desemnate ORM (motor rachetă experimental).

Primul motor experimental sovietic de rachetă cu propulsie lichidă ORM-1 a fost dezvoltat și construit în 1930-1931. Combustibilul motorului este tetroxid de azot și toluen sau oxigen lichid și benzină. Când a fost testat pe combustibil cu oxigen, ORM-1 a dezvoltat o tracțiune de până la 20 kgf.

Orez. 2. Primul motor intern de rachetă cu propulsie lichidă ORM-1.

În perioada 1930-1933. O serie de motoare cu combustibil lichid de la ORM-1 la ORM-52 a fost creată la GDL. Cel mai puternic motor de rachetă lichid ORM-52 a funcționat cu acid azotic și kerosen și a dezvoltat o tracțiune de până la 250...300 kgf la o presiune în camera de ardere de 2...2,5 MPa.

În GDL, multe probleme practice de creare a motoarelor de rachetă cu combustibil lichid au fost rezolvate cu succes pentru prima dată și au fost determinate căi de dezvoltare ulterioare.

Problemele tehnologiei rachetelor, care au atras atenția pe scară largă, au fost dezvoltate de mulți entuziaști sovietici pe bază de voluntariat. Asociațiile lor au fost numite Jet Propulsion Study Groups (GIRD). Astfel de organizații publice au fost create în Osoviakhim în 1931. la Moscova (MosGIRD) și Leningrad (LenGIRD), mai târziu - în alte orașe. Printre organizatorii și lucrătorii activi ai MosGIRD s-au numărat F.A. Zander, S.P. Korolev, V.P. Vetchinkin, M.K. Tikhonravov, Yu.A. Pobedonostsev și alții. MosGIRD a lansat o prelegere extinsă și a tipărit propagandă, a organizat cursuri despre teoria propulsiei cu reacție și a început lucrările la proiectarea motorului de aviație cu propulsie lichidă OR-2 de către F.A. Tsander pentru avionul rachetă RP-1. În 1932 la Moscova, pe baza MosGIRD, a fost creată o organizație de cercetare și dezvoltare pentru dezvoltarea rachetelor și motoarelor, numită și GIRD, iar S.P. a devenit șeful acesteia. Korolev.

Motoarele dezvoltate la GIRD foloseau oxigen lichid ca oxidant, iar benzina și alcool etilic drept combustibil. Primul motor de rachetă cu propulsie lichidă al lui Zander, OR-2, a fost testat în 1933; funcționa cu oxigen și benzină.

La sfârşitul anului 1933 La Moscova, pe baza GDL și GIRD, a fost creat primul Institut de Cercetare cu Jet (RNII) de stat din lume. Specialiștii LRE care au crescut în GDL s-au dezvoltat la RNII în anii 1934-1938. o serie de motoare experimentale de la ORM-53 la ORM-102 și un generator de gaz GG-1, care a funcționat ore întregi pe acid azotic și kerosen cu apă la o temperatură de 850 K și o presiune de 2,5 MPa. Motorul ORM-65, care a trecut testele oficiale în 1936, a fost cel mai avansat motor al timpului său. Motorul a funcționat pe acid azotic și kerosen, tracțiunea era reglată în 50...175 kgf, porniri multiple, inclusiv automate. Testele de foc ale ORM-65 au avut loc pe aeronave proiectate de S.P. Korolev, racheta de croazieră 212 și planorul rachetă RP-318-1. 28 februarie 1940 pilotul V.P. Fedorov a efectuat primul zbor pe un planor-rachetă cu un motor RDA-1 - 150, care a fost o modificare a ORM-65.

Au început lucrările experimentale reale privind utilizarea motoarelor cu combustibil lichid pe planoare și avioane. Această muncă a continuat pe tot parcursul războiului și în primii ani postbelici.

Cum funcționează și funcționează un motor cu reacție cu propulsie lichidă

Motoarele cu reacție cu propulsie lichidă sunt utilizate în prezent ca motoare pentru rachete grele de apărare aeriană, rachete cu rază lungă și stratosferică, avioane-rachete, bombe-rachetă, torpile aeriene etc. -dezvoltarea aeronavei.

Ținând cont de scopul principal al motoarelor de rachete cu propulsie lichidă, ne vom familiariza cu proiectarea și funcționarea lor folosind exemple de două motoare: unul pentru o rachetă cu rază lungă sau stratosferică, celălalt pentru o rachetă. Aceste motoare speciale nu sunt tipice în toate și, desigur, sunt inferioare în datele lor față de cele mai recente motoare de acest tip, dar sunt încă caracteristice în multe privințe și oferă o idee destul de clară despre propulsorul lichid modern. motor turboreactor.

Motor de rachetă lichid pentru rachetă cu rază lungă sau stratosferică

Rachetele de acest tip au fost folosite fie ca proiectile super-grele cu rază lungă de acțiune, fie pentru explorarea stratosferei. În scopuri militare, au fost folosite de germani pentru a bombarda Londra în 1944. Aceste rachete aveau aproximativ o tonă de explozibili și o rază de zbor de aproximativ 300. km. Când explorează stratosfera, capul rachetei poartă diverse echipamente de cercetare în loc de explozibili și are de obicei un dispozitiv pentru separarea de rachetă și coborârea cu parașuta. Înălțimea de ridicare a rachetei 150–180 km.

Aspectul unei astfel de rachete este prezentat în Fig. 26, iar secțiunea sa din Fig. 27. Cifrele oamenilor care stau lângă rachetă oferă o idee despre dimensiunea impresionantă a rachetei: lungimea sa totală este de 14 m, diametru aproximativ 1,7 m, iar în penaj aproximativ 3,6 m, greutatea unei rachete încărcate cu explozibili este de 12,5 tone.

Smochin. 26. Pregătirea pentru lansarea unei rachete stratosferice.

Racheta este propulsată de un motor cu reacție cu propulsie lichidă situat în partea din spate a rachetei. O vedere generală a motorului este prezentată în Fig. 28. Motorul funcționează cu combustibil din două componente - alcool vin (etil) obișnuit cu 75% și oxigen lichid, care sunt depozitate în două rezervoare mari separate, așa cum se arată în Fig. 27. Alimentarea cu combustibil a rachetei este de aproximativ 9 tone, ceea ce reprezintă aproape 3/4 din greutatea totală a rachetei, iar din punct de vedere al volumului, rezervoarele de combustibil alcătuiesc cea mai mare parte din volumul total al rachetei. În ciuda unei cantități atât de uriașe de combustibil, este suficient doar pentru 1 minut de funcționare a motorului, deoarece motorul consumă mai mult de 125 kg combustibil pe secundă.

Smochin. 27. Secțiunea transversală a unei rachete cu rază lungă de acțiune.

Cantitatea ambelor componente ale combustibilului, alcool și oxigen, este calculată astfel încât acestea să se ardă simultan. Deoarece pentru ardere 1 kgÎn acest caz, se consumă aproximativ 1,3 alcool kg oxigen, apoi rezervorul de combustibil conține aproximativ 3,8 tone de alcool, iar rezervorul de oxidant conține aproximativ 5 tone de oxigen lichid. Astfel, chiar și în cazul utilizării alcoolului, care necesită mult mai puțin oxigen pentru ardere decât benzina sau kerosenul, umplerea ambelor rezervoare doar cu combustibil (alcool) folosind oxigenul atmosferic ar crește timpul de funcționare al motorului de două până la trei ori. La asta duce nevoia de a avea un oxidant la bordul rachetei.

Smochin. 28. Motor rachetă.

Apare inevitabil întrebarea: cum parcurge o rachetă o distanță de 300 km dacă motorul funcționează doar 1 minut? O explicație pentru aceasta este dată în Fig. 33, care arată traiectoria rachetei și, de asemenea, indică schimbarea vitezei de-a lungul traiectoriei.

Racheta este lansată după plasarea ei în poziție verticală cu ajutorul unui lansator ușor, așa cum se poate observa în Fig. 26. După lansare, racheta se ridică inițial aproape vertical, iar după 10–12 secunde de zbor începe să se abată de la verticală și, sub influența cârmelor controlate de giroscoape, se deplasează pe o traiectorie apropiată de un arc de cerc. Un astfel de zbor durează atâta timp cât motorul funcționează, adică aproximativ 60 de secunde.

Când viteza atinge valoarea calculată, dispozitivele de control opresc motorul; În acest moment, aproape că nu a mai rămas combustibil în rezervoarele rachetei. Înălțimea rachetei la sfârșitul funcționării motorului este de 35-37 km, iar axa rachetei face un unghi de 45° cu orizontul (punctul A din Fig. 29 corespunde acestei poziții a rachetei).

Smochin. 29. Traiectoria de zbor a unei rachete cu rază lungă.

Acest unghi de elevație oferă o rază maximă de acțiune în zborul următor, când racheta se mișcă prin inerție, ca un obuz de artilerie care ar zbura dintr-un tun a cărui margine a țevii se află la o altitudine de 35-37. km. Traiectoria zborului ulterior este aproape de o parabolă, iar timpul total de zbor este de aproximativ 5 minute. Înălțimea maximă pe care o atinge racheta este de 95-100 km, în timp ce rachetele stratosferice ating altitudini semnificativ mai mari, mai mult de 150 km. În fotografiile făcute de la această înălțime de un dispozitiv montat pe o rachetă, forma sferică a pământului este deja clar vizibilă.

Este interesant de văzut cum se modifică viteza de zbor de-a lungul traiectoriei. În momentul în care motorul este oprit, adică după 60 de secunde de zbor, viteza de zbor atinge cea mai mare valoare și este de aproximativ 5500 km/oră, adică 1525 m/sec. În acest moment, puterea motorului devine și ea cea mai mare, ajungând la aproape 600.000 pentru unele rachete. l. Cu.! Mai departe, sub influența gravitației, viteza rachetei scade, iar după atingerea celui mai înalt punct al traiectoriei, din același motiv, începe să crească din nou până când racheta intră în straturile dense ale atmosferei. Pe parcursul întregului zbor, cu excepția secțiunii inițiale - accelerație - viteza rachetei depășește semnificativ viteza sunetului, viteza medie de-a lungul întregii traiectorii este de aproximativ 3500 km/orăși chiar și o rachetă cade la pământ cu o viteză de două ori și jumătate mai mare decât viteza sunetului și egală cu 3000 km/oră. Aceasta înseamnă că sunetul puternic din zborul rachetei se aude numai după ce aceasta cade. Aici nu va mai fi posibilă detectarea apropierii unei rachete cu ajutorul detectoarelor de sunet, utilizate de obicei în aviație sau marina; aceasta va necesita metode complet diferite. Astfel de metode se bazează pe utilizarea undelor radio în loc de sunet. La urma urmei, o undă radio se deplasează cu viteza luminii - cea mai mare viteză posibilă pe pământ. Această viteză de 300.000 km/sec este, desigur, mai mult decât suficientă pentru a marca apropierea celei mai rapide rachete care zboară.

Există o altă problemă asociată cu viteza mare a zborului rachetei. Cert este că la viteze mari de zbor în atmosferă, datorită frânării și comprimării aerului care curge pe rachetă, temperatura corpului acesteia crește foarte mult. Calculele arată că temperatura pereților rachetei descrise mai sus ar trebui să atingă 1000–1100 °C. Testele au arătat însă că, în realitate, această temperatură este mult mai scăzută datorită răcirii pereților prin conducție termică și radiație, dar ajunge totuși la 600–700 °C, adică racheta se încălzește până la căldură roșie. Pe măsură ce viteza de zbor a rachetei crește, temperatura pereților acesteia va crește rapid și poate deveni un obstacol serios în calea creșterii în continuare a vitezei de zbor. Să ne amintim că meteoriții (pietre cerești), izbucnind cu o viteză enormă, până la 100 km/sec, în atmosfera Pământului, de regulă, „arde”, iar ceea ce luăm pentru un meteorit în cădere („stea căzătoare”) este de fapt doar un cheag de gaze fierbinți și aer, format ca urmare a mișcării meteorit cu viteză mare în atmosferă. Prin urmare, zborurile la viteze foarte mari sunt posibile doar în straturile superioare ale atmosferei, unde aerul este subțire, sau dincolo. Cu cât este mai aproape de sol, cu atât vitezele de zbor admisibile sunt mai mici.

Smochin. 30. Schema unui motor rachetă.

O diagramă a motorului rachetei este prezentată în Fig. 30. De remarcat este relativa simplitate a acestui design în comparație cu motoarele convenționale de avioane cu piston; O caracteristică deosebită a motoarelor cu combustibil lichid este absența aproape completă a pieselor mobile în circuitul de putere al motorului. Elementele principale ale motorului sunt camera de ardere, duza cu jet, generatorul de abur și gaz și unitatea de turbopompă pentru alimentarea cu combustibil și sistemul de control.

În camera de ardere are loc arderea combustibilului, adică energia chimică a combustibilului este convertită în energie termică, iar în duză, energia termică a produselor de ardere este transformată în energia de mare viteză a unui flux de gaze care curge din motor în atmosferă. Modul în care starea gazelor se schimbă pe măsură ce acestea curg în motor este prezentat în Fig. 31.

Presiunea în camera de ardere este de 20-21 la o, iar temperatura ajunge la 2.700 °C. Caracteristica unei camere de ardere este cantitatea uriașă de căldură care este eliberată în ea în timpul arderii pe unitatea de timp sau, după cum se spune, intensitatea termică a camerei. În acest sens, camera de ardere a unui motor rachetă cu propulsie lichidă este semnificativ superioară tuturor celorlalte dispozitive de ardere cunoscute în tehnologie (cuptoare de cazane, cilindri ai motoarelor cu ardere internă și altele). În acest caz, cantitatea de căldură eliberată pe secundă în camera de ardere a motorului este suficientă pentru a fierbe mai mult de 1,5 tone de apă cu gheață! Pentru a vă asigura că camera de ardere nu eșuează cu o cantitate atât de mare de căldură generată în ea, este necesar să se răcească intens pereții acesteia, precum și pereții duzei. În acest scop, după cum se poate observa în fig. 30, camera de ardere și duza sunt răcite cu combustibil - alcool, care mai întâi își spală pereții și abia apoi, încălzite, intră în camera de ardere. Acest sistem de răcire, propus de Tsiolkovsky, este, de asemenea, benefic pentru că căldura îndepărtată de pe pereți nu se pierde și revine din nou în cameră (acest sistem de răcire este deci uneori numit regenerativ). Cu toate acestea, doar răcirea externă a pereților motorului nu este suficientă și, pentru a reduce temperatura pereților, se utilizează simultan răcirea suprafeței interne a acestora. În acest scop, pereții din mai multe locuri au mici foraje amplasate în mai multe curele inelare, astfel încât alcoolul să curgă în cameră și duză prin aceste orificii (aproximativ 1/10 din consumul său total). Pelicula rece a acestui alcool, care curge și se evaporă pe pereți, îi protejează de contactul direct cu flacăra torței și reduce astfel temperatura pereților. În ciuda faptului că temperatura gazelor care spală interiorul pereților depășește 2500 °C, temperatura suprafeței interioare a pereților, după cum au arătat testele, nu depășește 1000 °C.

Smochin. 31. Schimbarea stării gazelor din motor.

Combustibilul este furnizat în camera de ardere prin intermediul a 18 arzătoare precamerale situate pe peretele său de capăt. Oxigenul intră în precamere prin duzele centrale, iar alcoolul părăsind mantaua de răcire printr-un inel de duze mici în jurul fiecărei precamere. Acest lucru asigură o amestecare suficient de bună a combustibilului necesar pentru arderea completă în timpul foarte scurt în care combustibilul se află în camera de ardere (sutimi de secundă).

Duza de jet motor este realizată din oțel. Forma sa, așa cum se poate observa clar în Fig. 30 și 31, este mai întâi o țeavă conică și apoi o țeavă de expansiune (așa-numita duză Laval). După cum am menționat mai devreme, duzele motoarelor cu rachete cu pulbere au aceeași formă. Ce explică această formă a duzei? După cum se știe, sarcina duzei este de a asigura o expansiune completă a gazului pentru a obține cea mai mare viteză de evacuare. Pentru a crește viteza de curgere a gazului printr-o țeavă, secțiunea transversală a acesteia trebuie mai întâi să scadă treptat, ceea ce are loc și atunci când curge lichide (de exemplu, apă). Viteza gazului va crește, totuși, numai până când devine egală cu viteza sunetului în gaz. O creștere suplimentară a vitezei, spre deosebire de un lichid, va deveni posibilă numai atunci când conducta se extinde; Această diferență între fluxul de gaz și fluxul de lichid se datorează faptului că lichidul este incompresibil, iar volumul gazului crește foarte mult în timpul expansiunii. În gâtul duzei, adică în partea sa cea mai îngustă, viteza fluxului de gaz este întotdeauna egală cu viteza sunetului în gaz, în cazul nostru aproximativ 1000. m/sec. Viteza de evacuare, adică viteza la secțiunea de ieșire a duzei, este 2100–2200 m/sec(astfel, forța specifică este de aproximativ 220 kg sec/kg).

Combustibilul este furnizat din rezervoare în camera de ardere a motorului sub presiune folosind pompe antrenate de o turbină și combinate cu aceasta într-o singură unitate de turbopompă, așa cum se poate vedea în Fig. 30. La unele motoare, combustibilul este furnizat sub presiune, care este creat în rezervoare de combustibil sigilate folosind niște gaz inert - de exemplu, azot, stocat sub presiune înaltă în cilindri speciali. Un astfel de sistem de alimentare este mai simplu decât un sistem de pompă, dar, cu o putere suficient de mare a motorului, se dovedește a fi mai greu. Cu toate acestea, chiar și cu alimentarea cu combustibil pompată în motorul pe care îl descriem, rezervoarele, atât oxigenul cât și alcoolul, sunt supuse unei presiuni excesive din interior pentru a facilita funcționarea pompelor și pentru a proteja rezervoarele de colaps. Această presiune (1,2–1,5 la o) se creează într-un rezervor de alcool prin aer sau azot, într-un rezervor de oxigen prin vapori de oxigen în evaporare.

Ambele pompe sunt de tip centrifugal. Turbina care antrenează pompele funcționează pe un amestec abur-gaz rezultat din descompunerea peroxidului de hidrogen într-un generator special de abur-gaz. Permanganatul de sodiu este furnizat acestui generator de abur și gaz dintr-un rezervor special, care este un catalizator care accelerează descompunerea peroxidului de hidrogen. Când o rachetă este lansată, peroxidul de hidrogen sub presiunea azotului intră într-un generator de abur și gaz, în care începe o reacție violentă de descompunere a peroxidului, eliberând vapori de apă și oxigen gazos (aceasta este așa-numita „reacție rece”, uneori folosită pentru crea tracțiune, în special în motoarele de lansare a rachetei). Un amestec vapori-gaz având o temperatură de aproximativ 400 °C și o presiune de peste 20 la o, intră în roata turbinei și apoi este eliberat în atmosferă. Puterea turbinei este cheltuită în întregime pentru acționarea ambelor pompe de combustibil. Această putere nu este atât de mică - la 4000 rpm a roții turbinei ajunge la aproape 500 l. Cu.

Deoarece un amestec de oxigen și alcool nu este un combustibil care reacționează singur, este necesar să se prevadă un fel de sistem de aprindere pentru a începe arderea. În motor, aprinderea se realizează cu ajutorul unui aprindetor special care formează o torță cu flacără. În acest scop, se folosea de obicei o siguranță pirotehnică (un aprinzător solid, cum ar fi praful de pușcă); mai rar, se folosea un aprindetor lichid.

Racheta este lansată după cum urmează. Când pistolul de aprindere este aprins, supapele principale sunt deschise, prin care alcoolul și oxigenul curg gravitațional din rezervoare în camera de ardere. Toate supapele din motor sunt controlate de azot comprimat stocat pe rachetă într-o baterie de cilindri de înaltă presiune. Când începe arderea combustibilului, un observator situat la distanță folosește un contact electric pentru a porni alimentarea cu peroxid de hidrogen către generatorul de abur și gaz. Începe să funcționeze turbina, care antrenează pompele care furnizează alcool și oxigen în camera de ardere. Împingerea crește și când devine mai mare decât greutatea rachetei (12-13 tone), racheta decolează. Din momentul în care flacăra pilot este aprinsă până când motorul dezvoltă tracțiunea maximă, trec doar 7-10 secunde.

La pornire, este foarte important să se asigure o ordine strictă în care ambele componente ale combustibilului intră în camera de ardere. Aceasta este una dintre sarcinile importante ale sistemului de control și reglare a motorului. Dacă una dintre componente se acumulează în camera de ardere (pentru că intrarea celeilalte este întârziată), urmează de obicei o explozie, care provoacă adesea defecțiunea motorului. Aceasta, împreună cu întreruperile aleatorii ale arderii, este una dintre cele mai frecvente cauze de accidente în timpul testelor motoarelor cu rachete lichide.

De remarcat este greutatea nesemnificativă a motorului în comparație cu forța pe care o dezvoltă. Cu greutatea motorului mai mică de 1000 kg tracțiunea este de 25 de tone, deci greutatea specifică a motorului, adică greutatea pe unitatea de tracțiune, este doar egală cu

Pentru comparație, subliniem că un motor de avion convențional cu piston alimentat de o elice are o greutate specifică de 1-2 kg/kg, adică de câteva zeci de ori mai mult. De asemenea, este important ca greutatea specifică a unui motor de rachetă cu propulsie lichidă să nu se modifice odată cu modificările vitezei de zbor, în timp ce greutatea specifică a unui motor cu piston crește rapid odată cu creșterea vitezei.

Motor rachetă lichid pentru avioane rachete

Smochin. 32. Proiect motor rachetă cu combustibil lichid cu tracțiune reglabilă.

1 - ac mobil; 2 - mecanism de mișcare a acului; 3 - alimentare cu combustibil; 4 - alimentarea cu oxidant.

Principala cerință pentru un motor de aviație cu reacție lichidă este capacitatea de a modifica forța pe care o dezvoltă în funcție de condițiile de zbor ale aeronavei, până la oprirea și repornirea motorului în zbor. Cea mai simplă și cea mai comună modalitate de a schimba tracțiunea motorului este reglarea alimentării cu combustibil a camerei de ardere, ca urmare a modificării presiunii din cameră și a tracțiunii. Cu toate acestea, această metodă este neprofitabilă, deoarece atunci când presiunea din camera de ardere scade, coborâtă pentru a reduce tracțiunea, proporția energiei termice a combustibilului care se transformă în energia de mare viteză a jetului scade. Acest lucru duce la o creștere a consumului de combustibil cu 1 kgîmpingere și, prin urmare, cu 1 l. Cu. putere, adică motorul începe să funcționeze mai puțin economic. Pentru a reduce acest dezavantaj, motoarele de rachete cu propulsie lichidă a aeronavelor au adesea două până la patru camere de ardere în loc de una, ceea ce face posibilă oprirea uneia sau mai multor camere atunci când funcționează la putere redusă. Reglarea împingerii prin schimbarea presiunii în cameră, adică prin alimentarea cu combustibil, este reținută în acest caz, dar este utilizată numai într-un interval mic de până la jumătate din împingerea camerei care este oprită. Cea mai avantajoasă modalitate de a regla forța unui motor de rachetă cu propulsie lichidă ar fi schimbarea zonei de curgere a duzei sale, reducând simultan alimentarea cu combustibil, deoarece în acest caz ar fi o scădere a cantității pe secundă de gaze care scăpa. realizate menținând constantă presiunea în camera de ardere și, prin urmare, viteza de evacuare. O astfel de reglare a zonei de curgere a duzei ar putea fi efectuată, de exemplu, utilizând un ac mobil cu un profil special, așa cum se arată în Fig. 32, ilustrând un proiect al unui motor de rachetă cu propulsie lichidă cu tracțiune controlată în acest mod.

În fig. 33 prezintă un motor de rachetă de aviație cu propulsie lichidă cu o singură cameră, iar Fig. 34 - același motor de rachetă cu propulsie lichidă, dar cu o cameră mică suplimentară, care este utilizat în modul de zbor de croazieră atunci când este necesară o forță mică; Camera principală se oprește complet. Ambele camere funcționează la modul maxim, cea mai mare dezvoltând o forță de 1700 kg,și mici - 300 kg, deci tracțiunea totală este 2000 kg. În rest, motoarele sunt similare ca design.

Motoarele prezentate în fig. 33 și 34, funcționează cu combustibil cu autoaprindere. Acest combustibil constă din peroxid de hidrogen ca oxidant și hidrat de hidrazină ca combustibil, într-un raport de greutate de 3:1. Mai exact, combustibilul este o compoziție complexă formată din hidrat de hidrazină, alcool metilic și săruri de cupru ca catalizator care asigură o reacție rapidă (se folosesc și alți catalizatori). Dezavantajul acestui combustibil este că provoacă coroziunea pieselor motorului.

Greutatea unui motor cu o singură cameră este de 160 kg, greutatea specifică este

Pe kilogram de tracțiune. Lungimea motorului - 2.2 m. Presiunea în camera de ardere este de aproximativ 20 la o. Când funcționează la o sursă minimă de combustibil pentru a obține cea mai mică forță, care este 100 kg, presiunea din camera de ardere scade la 3 la o. Temperatura din camera de ardere atinge 2500 °C, debitul de gaz este de aproximativ 2100 m/sec. Consumul de combustibil este de 8 kg/sec, iar consumul specific de combustibil este de 15,3 kg combustibil pentru 1 kgîmpingere pe oră.

Smochin. 33. Motor-rachetă cu o singură cameră pentru o aeronavă-rachetă

Smochin. 34. Motor de rachetă de aviație cu două camere.

Smochin. 35. Schema de alimentare cu combustibil într-un motor de rachetă de aviație cu propulsie lichidă.

Diagrama de alimentare cu combustibil a motorului este prezentată în Fig. 35. Ca și în cazul unui motor de rachetă, combustibilul și oxidantul, depozitate în rezervoare separate, sunt furnizate la o presiune de aproximativ 40 la o pompe antrenate de o turbină. O vedere generală a unității turbopompă este prezentată în Fig. 36. Turbina funcționează pe un amestec abur-gaz, care, ca și înainte, se obține ca urmare a descompunerii peroxidului de hidrogen într-un generator de abur-gaz, care în acest caz este umplut cu un catalizator solid. Înainte de a intra în camera de ardere, combustibilul răcește pereții duzei și ai camerei de ardere, circulând într-o manta specială de răcire. Modificarea alimentării cu combustibil necesară pentru a regla forța motorului în timpul zborului se realizează prin schimbarea alimentării cu peroxid de hidrogen către generatorul de abur și gaz, ceea ce determină o modificare a vitezei turbinei. Viteza maximă a turbinei este de 17.200 rpm. Motorul este pornit folosind un motor electric care antrenează unitatea turbopompă.

Smochin. 36. Unitate de turbopompă a unui motor de rachetă de aviație cu propulsie lichidă.

1 - angrenaj de antrenare de la motorul electric de pornire; 2 - pompa pentru oxidant; 3 - turbină; 4 - pompa de combustibil; 5 - teava de evacuare turbina.

În fig. Figura 37 prezintă o diagramă a instalării unui motor rachetă cu o singură cameră în fuzelajul din spate al uneia dintre aeronavele rachetă experimentale.

Scopul aeronavelor cu motoare cu reacție cu propulsie lichidă este determinat de proprietățile motorului rachetă cu propulsie lichidă - tracțiune mare și, în consecință, putere mare la viteze mari de zbor și altitudini mari și eficiență scăzută, adică consum mare de combustibil. Prin urmare, motoarele de rachete lichide sunt de obicei instalate pe aeronavele militare - interceptoare de luptă. Sarcina unei astfel de aeronave este de a, la primirea unui semnal despre apropierea aeronavelor inamice, să decoleze rapid și să câștige altitudinea mare la care zboară de obicei aceste aeronave și apoi, folosind avantajul său în viteza de zbor, să impună o luptă aeriană asupra dusmanul. Durata totală a zborului unei aeronave cu motor cu propulsie lichidă este determinată de alimentarea cu combustibil a aeronavei și este de 10-15 minute, astfel încât aceste aeronave pot efectua de obicei operațiuni de luptă numai în zona aerodromului lor.

Smochin. 37. Schema de instalare a unui motor rachetă pe o aeronavă.

Smochin. 38. Rachetă de luptă (vedere cu trei proiecții)

În fig. Figura 38 prezintă un avion de luptă interceptor cu motorul cu combustibil lichid descris mai sus. Dimensiunile acestei aeronave, ca și alte aeronave de acest tip, sunt de obicei mici. Greutatea totală a aeronavei cu combustibil este de 5100 kg; Rezerva de combustibil (peste 2,5 tone) este suficientă doar pentru 4,5 minute de funcționare a motorului la putere maximă. Viteza maximă de zbor - peste 950 km/oră; plafonul aeronavei, adică înălțimea maximă pe care o poate atinge, este de 16.000 m. Rata de urcare a aeronavei se caracterizează prin faptul că în 1 minut poate crește de la 6 la 12 km.

Smochin. 39. Proiectarea unui avion rachetă.

În fig. 39 prezintă proiectarea unei alte aeronave cu un motor cu combustibil lichid; este un prototip de aeronavă construit pentru a atinge viteze de zbor care depășesc viteza sunetului (adică 1200 km/oră aproape de sol). În avion, în partea din spate a fuzelajului, este instalat un motor cu propulsie lichidă, care are patru camere identice cu o tracțiune totală de 2720 kg. Lungimea motorului 1400 mm, diametru maxim 480 mm, greutate 100 kg. Rezerva de combustibil a aeronavei, care folosește alcool și oxigen lichid, este de 2360 l.

Smochin. 40. Motor de rachetă de aviație cu patru camere.

Aspectul acestui motor este prezentat în Fig. 40.

Alte aplicații ale motoarelor rachete cu combustibil lichid

Împreună cu utilizarea principală a motoarelor cu propulsie lichidă ca motoare pentru rachete cu rază lungă de acțiune și avioane rachete, acestea sunt utilizate în prezent într-un număr de alte cazuri.

Motoarele de rachete lichide au devenit destul de folosite ca motoare pentru proiectile de rachete grele, similar cu cel prezentat în Fig. 41. Motorul acestui proiectil poate servi ca exemplu de motor de rachetă simplu. Combustibilul (benzină și oxigen lichid) este furnizat în camera de ardere a acestui motor sub presiunea unui gaz neutru (azot). În fig. 42 prezintă o diagramă a unei rachete grele folosită ca proiectil antiaerian puternic; Diagrama arată dimensiunile totale ale rachetei.

Motoarele cu rachete lichide sunt, de asemenea, folosite ca motoare de pornire a aeronavelor. În acest caz, se folosește uneori o reacție de descompunere la temperatură joasă a peroxidului de hidrogen, motiv pentru care astfel de motoare sunt numite „reci”.

Există cazuri de utilizare a motoarelor cu rachete lichide ca acceleratoare pentru aeronave, în special, aeronavele cu motoare cu turboreacție. În acest caz, pompele de alimentare cu combustibil sunt uneori antrenate de la arborele motorului cu turboreacție.

Alături de motoarele cu pulbere, motoarele cu propulsie lichidă sunt folosite și pentru lansarea și accelerarea vehiculelor zburătoare (sau modelele acestora) cu motoare ramjet. După cum se știe, aceste motoare dezvoltă tracțiune foarte mare la viteze mari de zbor, peste viteza sunetului, dar nu dezvoltă deloc tracțiune în timpul decolării.

În cele din urmă, merită menționată încă o aplicație a motoarelor rachete cu combustibil lichid, care a avut loc recent. Pentru a studia comportamentul unei aeronave la viteze mari de zbor, apropiindu-se și depășind viteza sunetului, necesită o muncă serioasă și costisitoare de cercetare. În special, este necesar să se determine rezistența aripilor (profilurilor) aeronavei, care se realizează de obicei în tuneluri speciale de vânt. Pentru a crea condiții în astfel de conducte care să corespundă zborului unei aeronave cu viteză mare, este necesar să existe centrale electrice de foarte mare putere pentru a antrena ventilatoarele care creează fluxul în conductă. Ca urmare, construcția și funcționarea tuburilor pentru testare la viteze supersonice necesită costuri enorme.

Recent, odată cu construcția tuburilor supersonice, problema studierii diferitelor profiluri de aripi ale aeronavelor de mare viteză, precum și testarea avioanelor ramjet, de altfel, este rezolvată și cu ajutorul jeturilor cu propulsie lichidă.

Smochin. 41. Proiectil rachetă cu motor cu combustibil lichid.

motoare. Conform uneia dintre aceste metode, profilul studiat este instalat pe o rachetă cu rază lungă de acțiune cu motor de rachetă cu propulsor lichid, similar celui descris mai sus și se transmit toate citirile de la instrumentele care măsoară rezistența profilului în zbor. la sol folosind dispozitive de radio-telemetrie.

Smochin. 42. Diagrama de proiectare a unui proiectil antiaerian puternic cu un motor de rachetă.

7 - cap de lupta; 2 - cilindru de azot comprimat; 3 - rezervor cu oxidant; 4 - rezervor de combustibil; 5 - motor cu reacție cu propulsie lichidă.

O altă metodă este de a construi un cărucior special de rachetă care se deplasează de-a lungul șinelor folosind un motor de rachetă cu propulsie lichidă. Rezultatele testelor unui profil instalat pe un astfel de cărucior într-un mecanism special de cântărire sunt înregistrate de instrumente automate speciale amplasate tot pe cărucior. Un astfel de cărucior cu rachete este prezentat în Fig. 43. Lungimea căii ferate poate ajunge la 2–3 km.

Smochin. 43. Cărucior rachetă pentru testarea profilurilor aripilor aeronavelor.