Dezvoltarea unui motor rachetă cu propulsie lichidă de tracțiune redusă, cu o cameră de ardere din material compozit carbon-ceramic. Motor rachetă cu propulsie lichidă cu tracțiune joasă și metodă de pornire a unui motor rachetă cu propulsor lichid cu tracțiune joasă Motor rachetă cu propulsor lichid cu tracțiune joasă

Motorul rachetă lichid cu tracțiune joasă este destinat utilizării ca parte a ansamblurilor de rachete pentru aplicații spațiale. În camera de ardere a motorului este introdus un element de amestecare cu o cavitate internă de reacție și un șurub care învârte componenta gazoasă, realizat pe suprafața sa interioară. În dispozitivul de aprindere, instalat în fața elementului de amestecare, există o cavitate de alimentare cu combustibil cu orificii de injecție de combustibil. La ieșirea elementului de amestecare, pe suprafața sa exterioară este instalată o bucșă, formând o cavitate cu corpul elementului de amestecare pentru rotirea fluxului de combustibil; aceasta conține găuri de combustibil tangențiale. Ieșirea cavității turbionare a combustibilului în camera de ardere principală este prinsă de o proeminență inelară realizată în bucșă. Metoda de pornire a unui astfel de motor rachetă prevede, după atingerea valorii presiunii stabilite inițial în camera de ardere principală, întreruperea alimentării cu combustibil în precameră și comutarea întregului flux de masă de combustibil în camera de ardere principală. Invențiile fac posibilă creșterea completității arderii în cameră și a impulsului specific de tracțiune al unui motor care funcționează pe componente de combustibil care nu se autoaprinde. 2 sp.f-ly, 2 ill.

Invenția se referă la domeniul motoarelor cu reacție cu propulsie lichidă utilizate în tehnologia rachetelor, ca parte a unităților de rachete pentru aplicații spațiale, care sunt supuse unor cerințe stricte de economisire a masei și a consumului de energie, de la lansarea excesului de masă a structurii și a energiei. sursele pe orbită este asociată cu costuri economice mari. Astfel de motoare trebuie aprinse în mod repetat pe orbită în vidul profund al spațiului cosmic. Acestea pot fi motoare cu tracțiune redusă (LPRE) cu un consum redus de componente de combustibil care nu se autoaprinde. Invenția poate fi utilizată în tehnologia aviației și în unitățile energetice industriale. Este cunoscut un motor de rachetă cu propulsie lichidă (LPREM) cu tracțiune joasă (vezi „Proiectarea și proiectarea motoarelor de rachetă cu propulsie lichidă” / Editat de G.G. Gahun, M., Mashinostroenie, 1989, p. 159, Fig. 8.8), care conține camera de ardere principală cu conducte de alimentare cu oxidant și combustibil, cu supape de închidere la pornire. Componentele combustibilului se aprind atunci când fluxurile lor sunt amestecate în cameră. Dezavantajul acestui design de motor cu tracțiune redusă este că este proiectat doar pentru a funcționa pe componente de combustibil cu autoaprindere. Este cunoscut și un motor rachetă cu lichid, adoptat ca prototip (vezi brevetul german 1264870 M. clasa F 02 K 9/02), care conține o cameră principală de ardere și o precamera, conducte de alimentare cu combustibil și oxidant către precamera, o linie de alimentare cu combustibil. la camera principală, un dispozitiv de aprindere. Dezavantajul acestei soluții, din punct de vedere al aplicabilității sale pentru un motor cu tracțiune redusă, este că acest dispozitiv motor, care include, pe lângă componentele enumerate, două turbine, trei pompe și un circuit pneumohidraulic complex, este voluminos. și grele și nu prevede o modificare semnificativă a costurilor uneia dintre componentele dintre camera de ardere principală și precamera - modificările debitelor sunt posibile numai în limitele de control (nu mai mult de 10%). Prin urmare, această soluție nu este aplicabilă pentru un motor cu tracțiune joasă având un raport de curgere între camera principală și precamera aproape de unitate. Există o metodă cunoscută pentru lansarea unui motor de rachetă cu propulsie lichidă (vezi „Fundamentals of the theory and calculating of a liquid-propellent motor rachete” /Ed. V.M. Kudryavtsev, M., Higher School, 1975, p. 462, Fig. 13.23), care efectuează o lansare treptată a unui motor rachetă cu propulsie lichidă, inclusiv alimentarea preliminară cu oxidant la camera de ardere principală și alimentarea cu combustibil la camera de ardere principală cu aprinderea simultană a fluxurilor de amestec. În acest caz, consumul total de componente de combustibil și presiunea din cameră cresc treptat în timp. Această metodă de pornire elimină acumularea de presiune în cameră în comparație cu alimentarea inițială completă de componente. Metoda este utilizată, de exemplu, pentru motoarele din primele etape ale vehiculelor de lansare cu o tracțiune de câteva zeci de tone și o presiune în cameră de câteva zeci de atmosfere la presiunea atmosferică normală din cameră în momentul lansării și consum total ridicat de combustibil. Utilizarea acestei metode de pornire este practic imposibilă pentru motoarele cu tracțiune scăzută cu debite reduse ale componentelor, deoarece o reducere semnificativă a debitului uneia dintre componente (adică, alimentarea în trepte), chiar și la debite foarte mici, nu ar asigura o aprindere sigură. la o presiune în cameră mult mai mică decât cea atmosferică, ar înrăutăți brusc intensitatea amestecării componentelor și ar reduce completitudinea arderii și împingerea specifică. În plus, condițiile de lansare a unui motor de rachetă cu combustibil lichid în spațiu la presiune scăzută în cameră nu necesită ele însele o lansare în trepte din punctul de vedere declarat. Există o metodă cunoscută de lansare a unui motor de rachetă cu propulsie lichidă, adoptată ca prototip, implementată de circuitul prezentat în Fig. 4.7, p. 77, în cartea „Construcții și proiectare a motoarelor de rachetă cu lichid” / Ed. G.G. Gakhuna, M., Inginerie mecanică, 1989, inclusiv furnizarea porțiunilor de pornire de oxidant și combustibil în precamera motorului cu propulsie lichidă cu aprinderea simultană a componentelor combustibilului cu o bujie electrică. Fluxul rezultat de produse de ardere aprinde principalele componente care intră în camera de ardere. Dezavantajul acestei metode de pornire prototip este că în ea fluxul total de componente prin camera de ardere principală (mai mult de câteva kg/sec) și cantități relativ mici de componente de pornire în precameră, în valoare de mai puțin de 1% din debitul total, conduc la faptul că influența completitudinii arderii combustibilului în precamera asupra caracteristicilor energetice ale camerei de ardere (împingerea specifică, complexul de consum etc.) este neglijabilă. Utilizarea acestei metode de pornire este justificată pentru motoarele cu tracțiune mare și practic nu este aplicabilă pentru motoarele de rachete cu propulsie lichidă, în care raportul de curgere a componentelor în camera principală și precamera este aproape de 1,0. Funcționarea simultană a precamerei și a camerei principale în acest caz duce la pierderi semnificative în tracțiunea specifică a motorului, deoarece completitatea arderii în precamera este scăzută. Obiectivul prezentei invenţii este de a creşte eficienţa de ardere (k) şi de a creşte impulsul specific al unui motor rachetă cu combustibil lichid care funcţionează pe componente de combustibil care nu se autoaprinde. Sarcina este îndeplinită de soluția de proiectare a motorului de rachetă cu combustibil lichid și metoda de lansare a acestuia. 1. Un motor rachetă lichid cu tracțiune joasă, care conține o cameră principală și o precamera, un dispozitiv de aprindere, linii pentru alimentarea cu combustibil și oxidant în precamera și o linie pentru alimentarea cu combustibil în camera principală de ardere, în care un element de amestec cu o reacție cavitatea interioară și un șurub realizat pe acesta este introdus în precameră pe suprafața interioară, în dispozitivul de aprindere instalat în fața elementului de amestec, există o cavitate de alimentare cu combustibil conectată la conducta de alimentare cu combustibil la precamera, la ieșire a elementului de amestec, pe suprafața sa exterioară există o bucșă care formează o cavitate turbionantă pentru fluxul de combustibil cu corpul elementului de amestec, care este conectată prin canale tangențiale realizate în bucșă cu o linie de alimentare cu combustibil la camera de ardere principală, în timp ce ieșirea cavității turbionare a combustibilului în camera de ardere principală este prinsă de o proeminență inelară realizată în bucșă, linia de alimentare cu oxidant este conectată la un colector situat în fața intrării la șurubul elementului de amestec din camerele de ardere laterale principale. . 2. Metodă de pornire a unui motor de rachetă cu propulsie lichidă conform revendicării 1, care include alimentarea cu un oxidant în precameră și alimentarea ulterioară cu combustibil a precamerului cu aprinderea simultană a componentelor combustibilului, în care, după atingerea valoarea inițială a presiunii stabilite în camera de ardere principală, alimentarea cu combustibil în precameră este oprită și combustibilul este furnizat în camera de ardere principală, în timp ce debitul de masă de combustibil în precamera înainte de oprirea alimentării sale este egal la debitul masic de combustibil în camera de ardere principală după atingerea valorii finale stabilite a presiunii în camera de ardere principală. Rezultatul tehnic al noului motor de rachetă cu combustibil lichid și metoda de lansare a acestuia este de a crește gradul de combustie completă în cameră (creșterea coeficientului camerei - k, pentru a crește impulsul specific de tracțiune al motorului - I, funcționând pe -componente de combustibil cu autoaprindere.Rezultatul tehnic se obține prin introducerea de noi elemente și implementarea acestora, adică - un element de amestecare cu șurub pe suprafața sa exterioară, o bucșă cu orificii tangenţiale, o cavitate de turbionare a combustibilului cu o proeminenţă inelară pentru comprimarea acestuia. secțiunea de evacuare, o cavitate de alimentare cu combustibil sub dispozitivul de aprindere.Șurubul este situat pe calea de alimentare cu gaz oxidant și rotește fluxul de gaz în cavitatea de reacție și cavitățile de alimentare cu combustibil din spatele dispozitivului de aprindere. După ce gazul oxidant curge prin șurub, în ​​cavitatea de reacție se formează un flux turbitor cu o intensitate a turbionării care o depășește pe cea critică. Din această cauză, în curgerea turbionară a oxidantului, se formează o zonă de vortex paraxial a fluxului de circulație (curent invers), ai cărui parametri gazodinamici și parametrii de turbulență sunt favorabili pentru amestecarea oxidantului gazos cu combustibilul injectat atât în ​​combustibil. cavitatea de alimentare din spatele dispozitivului de aprindere - în pre-camera și în cea principală. o cameră prin cavitatea de turbionare a combustibilului pentru amestecarea combustibilului și a oxidantului la ieșirea din elementul de amestec (vezi A. Gupta, D. Lilly, N. Saired, „Swirling Flows.” Mir, Moscova, 1987). Amestecarea intensivă a combustibilului cu un flux turbulent de oxidant gazos în cavitatea de reacție și cavitatea de alimentare cu combustibil din spatele dispozitivului de aprindere asigură fluxul amestecului de combustibil în dispozitivul de aprindere la pornire și pornirea fiabilă a motorului. Când întregul flux de combustibil este furnizat în precamera - când combustibilul este injectat în zona de circulație paraxială, după cum arată cercetările și experiența operațională, gradul de combustie a combustibilului este inacceptabil de scăzut, în special la temperatura scăzută a gazului oxidant. S-a stabilit că pierderea de energie termică în timpul unei astfel de organizări a arderii se ridică la aproximativ 30% din energia totală stocată în combustibil. Astfel, atunci când se operează o cameră cu cap de amestecare cu injecție de combustibil numai în cavitatea de alimentare cu combustibil din spatele aprindetorului, valoarea lui k nu depășește 0,7. Motivul arderii ineficiente a amestecului de combustibil în acest caz este considerat a fi amestecarea intensivă a produselor de ardere răcite din camera principală cu fluxul de circulație în zona axială a fluxului de retur. Din această cauză, arderea amestecului de combustibil balastat cu produse de ardere are loc cu o cantitate insuficientă de oxidant și, în plus, o parte din energia termică eliberată este cheltuită pentru încălzirea produselor de combustie rece amestecate. În schimb, injectarea combustibilului în camera de ardere principală prin cavitatea turbionară a combustibilului și interacțiunea fluxurilor de combustibil și oxidant la intrarea în camera de ardere (oxidant din cavitatea de reacție și combustibil din cavitatea de turbion) duce la o intensitate directă și intensă. amestecarea și arderea componentelor combustibilului în condiții favorabile, cu valori crescute ale scalei și intensității turbulenței. Experiența în utilizarea acestui tip de amestecare arată că cu acest tip de organizare a arderii se realizează arderea aproape completă a componentelor combustibilului amestecat (k = 1). Amestecarea intensivă a fluxului de oxidant și combustibil la ieșirea în camera de ardere este facilitată de introducerea constrângerii secțiunii de evacuare a cavității turbionare a combustibilului cu o proeminență inelară. Din această cauză, fluxul turbulent de combustibil se apropie de curentul turbulent de gaz care curge din cavitatea de reacție. Aceasta intensifică ejecția debitului de combustibil de către fluxul de gaz oxidant, adică. amestecarea se intensifică. Pentru a crește gradul de combustie (k) complet al camerei unui astfel de dispozitiv într-un mod de funcționare staționar - cu o presiune constantă a produselor de ardere în cameră, este necesar să se excludă alimentarea cu combustibil în precameră, de exemplu. previne amestecarea combustibilului cu oxidant în cavitatea de reacție - în zona de curgere inversă. Acest lucru se realizează prin oprirea injecției de combustibil în cavitatea de alimentare cu combustibil din spatele dispozitivului de aprindere și comutarea întregului flux de combustibil către camera de ardere principală prin cavitatea de turbionare a combustibilului. La injectarea întregului debit de combustibil în cavitatea de alimentare cu combustibil din spatele dispozitivului de aprindere în zona de vortex a fluxului turbitor, așa cum s-a menționat mai sus, k1 = 0,7. Când acest flux de combustibil este oprit și comutat în camera de ardere principală prin cavitatea de turbion al combustibilului, este asigurată arderea aproape completă a componentelor combustibilului amestecat (k = 1). Creșterea randamentului de ardere k, și deci creșterea relativă a impulsului specific de tracțiune - I, va fi I = k = 1 - k1 = 0,3. Dacă, de exemplu, la pornirea unui motor, din punctul de vedere al pornirii fiabile, este necesară alimentarea cu combustibil atât în ​​cavitatea de combustibil de sub dispozitivul de aprindere, cât și în camera principală prin cavitatea de turbionare, atunci crește eficiența arderii k și creșterea relativă a impulsului specific, I, poate fi determinată prin formula I = k = 1-[(0,7+)/(+1)], (1) unde = m gg /m gv, m gg - masa fluxul de combustibil în cavitatea de turbionare a combustibilului, m gv - debitul de masă de combustibil în cavitatea de alimentare cu combustibil din spatele dispozitivului de aprindere. Formula (1) este derivată din condiția că se formează un flux inelar cu două straturi, în stratul interior al căruia k1 = 0,7, iar în stratul exterior k2 = 1. Valorile lui I, k, calculate prin formula (1), sunt prezentate în Fig. 2, din care arată că influența eficienței scăzute de ardere în stratul interior - în zona de reacție este vizibilă chiar și la valoarea = 10, adică. când debitul masic de combustibil prin cavitatea de alimentare cu combustibil de sub dispozitivul de aprindere este de aproximativ 10% din debitul de combustibil în camera de ardere principală. Astfel, chiar și în acest caz, I = k = 2,8% și există motive pentru a opri alimentarea cu combustibil a pre-camera după atingerea unui nivel preliminar stabil de presiune a produsului de ardere în camera principală. Esența invenției este explicată:
Fig.1, care prezintă o vedere generală a motorului rachetei cu combustibil lichid,
Fig.2, care arată dependența lui I, k de .
Motorul rachetă cu combustibil lichid include camera de ardere principală (1), la carcasa căreia (2) este conectată o precamera (3) cu un dispozitiv de aprindere (4). În anticamera (3) există un element de amestecare (5) și un manșon (6), realizate, de exemplu, din cupru M-1. După conectare, de exemplu, prin lipire, între suprafața exterioară a elementului de amestecare (5) și suprafața interioară a manșonului (6) se formează o cavitate pentru răsucirea combustibilului (7). Bucșa (6) are găuri tangențiale (8) și o proeminență inelară (9). În interiorul elementului de amestecare (5) există o cavitate de reacție (12), iar pe suprafața exterioară există un șurub (13). În fața șurubului (13), între suprafața exterioară a elementului de amestecare (5) și corpul antecamerei (14), este format un colector de alimentare cu oxidant (15). Conducta de alimentare cu gaz oxidant (16) este conectată la aceasta. Un dispozitiv de aprindere (4) este instalat în fața elementului de amestecare (5) cu un spațiu în raport cu acesta (17), conținând o cavitate pentru alimentarea cu combustibil (18) la precamera (3). În fața orificiilor de dozare a combustibilului (19) există un colector (20) și o conductă (21) pentru alimentarea cu combustibil la precamera (3). Metoda de lansare a unui motor de rachetă cu combustibil lichid este implementată de dispozitivul propus în următoarea secvență de acțiuni. - La pornire se alimentează precamera (3) cu un oxidant gazos; în acest caz, o supapă de închidere de pornire este deschisă pe conducta de alimentare (16) (neprezentată în Fig. 1), iar oxidantul gazos intră în colector (15) și este înșurubat cu un șurub (13). . - După aceasta, în canalul cilindric al zonei de reacție (12) apare un flux de gaz turbulent cu o zonă de vortex axială de curgere inversă, care se extinde în cavitatea de alimentare cu combustibil (18). - După aceasta, componenta lichidă - combustibil este injectată numai în precamera (3) de la conductă (21) și colectorul (20) prin orificiile (19) în cavitatea de alimentare cu combustibil (18). - În cavitatea de alimentare cu combustibil (18), combustibilul este amestecat cu un flux turbulent de gaz oxidant, rezultând formarea unui amestec de combustibil care se răspândește atât în ​​dispozitivul de aprindere (4), cât și în cavitatea de reacție (12). - Când dispozitivul de aprindere (4) funcționează, amestecul de combustibil din cavitatea de reacție (12) se aprinde și produsele de ardere la temperatură înaltă curg în camera principală. - După stabilirea prealabilă a presiunii în camera principală (1), fluxul de combustibil în precamera (3) este oprit, de exemplu, prin închiderea supapei de închidere (neprezentată în Fig. 1) de pe conductă de alimentare cu combustibil (21). - Același flux de masă de combustibil este furnizat către camera principală (1) prin cavitatea de turbionare a combustibilului (7). Pentru a face acest lucru, pe conducta de alimentare (11), de exemplu, o supapă (neprezentată în Fig. 1) se deschide, iar combustibilul intră în camera principală (1) prin galeria (10), orificiile tangenţiale (8) şi cavitatea de răsucire a combustibilului (7). În acest caz, fluxul turbionar de combustibil este deviat de proeminența inelară (9) în direcția fluxului de gaz oxidant care curge din cavitatea de reacție (12) a precamerei (3). După aceasta, presiunea în camera de ardere principală crește datorită creșterii completității arderii (k) în timpul tranziției la o organizare mai eficientă a amestecării și arderii componentelor combustibilului la ieșirea din cavitatea de reacție (12) a precamera (3) si se infiinteaza in final. Motorul este oprit prin oprirea alimentării cu combustibil a camerei principale (1), pentru care supapa de pe conducta (11) este închisă. După aceasta, alimentarea cu gaz oxidant către precamera (3) este oprită, de exemplu, prin închiderea supapei instalate pe conducta (16). Astfel, dispozitivul LPRE propus și metoda de lansare cu comutarea debitului de masă al componentei lichide - combustibil din precameră în camera principală după atingerea unui nivel de presiune preliminar constant au făcut posibilă rezolvarea problemei - pentru a obține o creștere a completității arderii , și, în consecință, o creștere a impulsului specific de tracțiune al motorului în timpul funcționării acestuia pe componente de combustibil care nu se autoaprinde.

Un motor de rachetă lichid este un motor care utilizează gaze lichefiate și lichide chimice drept combustibil. În funcție de numărul de componente, motoarele cu rachete lichide sunt împărțite în motoarele cu una, două și trei componente.

Scurt istoric al dezvoltării

Pentru prima dată, utilizarea hidrogenului și oxigenului lichefiat ca combustibil pentru rachete a fost propusă de K.E. Ciolkovski în 1903. Primul prototip al unui motor de rachetă cu propulsie lichidă a fost creat de americanul Robert Howard în 1926. Ulterior, evoluții similare au fost realizate în URSS, SUA și Germania. Cele mai mari succese au fost obținute de oamenii de știință germani: Thiel, Walter, von Braun. În timpul celui de-al Doilea Război Mondial, au creat o întreagă linie de motoare de rachetă în scopuri militare. Există opinia că, dacă Reich-ul ar fi creat V-2 mai devreme, ar fi câștigat războiul. Ulterior, Războiul Rece și cursa înarmărilor au devenit un catalizator pentru accelerarea dezvoltării motoarelor de rachete cu combustibil lichid pentru utilizare în programul spațial. Cu ajutorul RD-108, primii sateliți artificiali de pe Pământ au fost lansați pe orbită.

Astăzi, motoarele de rachete cu propulsie lichidă sunt folosite în programele spațiale și în armele grele de rachete.

Scopul aplicatiei

După cum sa menționat mai sus, motoarele de rachete cu propulsie lichidă sunt utilizate în principal ca motoare pentru nave spațiale și vehicule de lansare. Principalele avantaje ale motoarelor cu combustibil lichid sunt:

• cel mai mare impuls specific din clasă;
• capacitatea de a efectua o oprire completă și repornire asociată cu controlul tracțiunii oferă o manevrabilitate sporită;
• greutate semnificativ mai mică a compartimentului de combustibil în comparație cu motoarele cu combustibil solid.

Printre dezavantajele motoarelor cu rachete lichide:

• dispozitiv mai complex și cost ridicat;
• cerințe crescute pentru transport în siguranță;
• Într-o stare de imponderabilitate, este necesar să folosiți motoare suplimentare pentru a deconta combustibilul.

Cu toate acestea, principalul dezavantaj al motoarelor cu propulsie lichidă este limita capacităților energetice ale combustibilului, care limitează explorarea spațiului cu ajutorul lor la distanța dintre Venus și Marte.

Dispozitiv și principiu de funcționare

Principiul de funcționare al unui motor de rachetă cu combustibil lichid este același, dar se realizează folosind diferite circuite de dispozitiv. Folosind pompe, combustibilul și oxidantul sunt furnizate din diferite rezervoare către capul duzei, pompate în camera de ardere și amestecate. După arderea sub presiune, energia internă a combustibilului se transformă în energie cinetică și curge prin duză, creând tracțiunea jetului.

Sistemul de combustibil este format din rezervoare de combustibil, conducte și pompe cu o turbină pentru pomparea combustibilului din rezervor în conductă și o supapă de control.

Alimentarea cu combustibil prin pompare creează o presiune ridicată în cameră și, ca urmare, o expansiune mai mare a fluidului de lucru, datorită căreia se atinge valoarea maximă a impulsului specific.

Cap injector - un bloc de injectoare pentru injectarea componentelor de combustibil în camera de ardere. Principala cerință pentru un injector este amestecarea de înaltă calitate și viteza de alimentare cu combustibil în camera de ardere.

Sistem de răcire

Deși proporția de transfer de căldură din structură în timpul procesului de ardere este nesemnificativă, problema răcirii este relevantă din cauza temperaturii ridicate de ardere (>3000 K) și amenință cu distrugerea termică a motorului. Există mai multe tipuri de răcire a peretelui camerei:

Răcirea regenerativă se bazează pe crearea unei cavități în pereții camerei prin care combustibilul trece fără un oxidant, răcirea peretelui camerei, iar căldura, împreună cu lichidul de răcire (combustibil), este returnată înapoi în cameră.

Stratul de perete este un strat de gaz creat din vaporii de combustibil din apropierea pereților camerei. Acest efect se realizează prin instalarea unor duze în jurul periferiei capului care furnizează doar combustibil. Astfel, amestecului combustibil lipsește un oxidant, iar arderea la perete nu are loc la fel de intens ca în centrul camerei. Temperatura stratului de perete izolează temperaturile ridicate din centrul camerei de pereții camerei de ardere.

Metoda ablativă de răcire a unui motor rachetă lichid se realizează prin aplicarea unui strat special de protecție împotriva căldurii pe pereții camerei și ai duzelor. La temperaturi ridicate, stratul de acoperire trece de la o stare solidă la o stare gazoasă, absorbind o mare parte de căldură. Această metodă de răcire a unui motor de rachetă lichid a fost folosită în programul lunar Apollo.

Lansarea unui motor de rachetă cu propulsie lichidă este o operațiune foarte importantă în ceea ce privește pericolul de explozie în cazul unor defecțiuni în implementarea acestuia. Există componente cu autoaprindere cu care nu există dificultăți, dar atunci când se utilizează un inițiator extern pentru aprindere, este necesară o coordonare perfectă a alimentării sale cu componentele de combustibil. Acumularea de combustibil nears în cameră are forță explozivă distructivă și promite consecințe grave.

Lansarea motoarelor rachete mari cu propulsie lichidă are loc în mai multe etape, urmate de atingerea puterii maxime, în timp ce motoarele mici sunt lansate cu acces imediat la puterea sută la sută.

Sistemul de control automat pentru motoarele de rachetă cu propulsie lichidă se caracterizează prin pornirea în siguranță a motorului și intrarea în modul principal, controlul funcționării stabile, reglarea forței conform planului de zbor, reglarea consumabilelor și oprirea la atingerea unui anumit nivel. traiectorie. Din cauza unor factori care nu pot fi calculați, motorul rachetei cu propulsie lichidă este echipat cu o aprovizionare garantată cu combustibil, astfel încât racheta să poată intra pe o orbită dată în cazul unor abateri în program.

Componentele combustibilului și selecția lor în timpul procesului de proiectare sunt esențiale pentru proiectarea unui motor de rachetă cu combustibil lichid. Pe baza acesteia se determină condițiile de depozitare, transport și tehnologie de producție. Cel mai important indicator al combinației de componente este impulsul specific, de care depinde distribuția procentului de combustibil și a masei încărcăturii. Dimensiunile și masa rachetei sunt calculate folosind formula Tsiolkovsky. Pe lângă impulsul specific, densitatea afectează dimensiunea rezervoarelor cu componente de combustibil, punctul de fierbere poate limita condițiile de funcționare a rachetelor, agresivitatea chimică este caracteristică tuturor oxidanților și, dacă rezervoarele nu sunt operate în conformitate cu regulile, poate provoca un incendiu al rezervorului, toxicitatea unor compuși ai combustibilului poate provoca daune grave atmosferei și mediului. Prin urmare, deși fluorul este un agent oxidant mai bun decât oxigenul, nu este utilizat din cauza toxicității sale.

Motoarele rachete cu lichid monocomponent folosesc drept combustibil lichid, care, interacționând cu un catalizator, se dezintegrează odată cu eliberarea de gaz fierbinte. Principalul avantaj al motoarelor rachete cu un singur propulsor este simplitatea designului lor și, deși impulsul specific al unor astfel de motoare este mic, ele sunt ideale ca motoare cu tracțiune joasă pentru orientarea și stabilizarea navelor spațiale. Aceste motoare folosesc un sistem de alimentare cu combustibil și, din cauza temperaturii scăzute a procesului, nu necesită un sistem de răcire. Motoarele cu o singură componentă includ și motoarele cu reacție pe gaz, care sunt utilizate în condițiile în care emisiile termice și chimice sunt inadmisibile.

La începutul anilor '70, SUA și URSS dezvoltau motoare rachete lichide cu trei componente care să folosească hidrogen și hidrocarburi drept combustibil. În acest fel, motorul ar funcționa cu kerosen și oxigen la pornire și ar trece la hidrogen lichid și oxigen la altitudine mare. Un exemplu de motor cu propulsie lichidă cu trei componente în Rusia este RD-701.

Controlul rachetei a fost folosit pentru prima dată în rachetele V-2 folosind cârme dinamice cu gaz de grafit, dar acest lucru a redus forța motorului, iar rachetele moderne folosesc camere rotative atașate corpului cu balamale, creând manevrabilitate în unul sau două planuri. Pe lângă camerele rotative, se folosesc și motoare de control, care sunt fixate cu duze în direcția opusă și sunt pornite atunci când este necesar să controlați dispozitivul în spațiu.

Un motor rachetă cu propulsie lichidă cu ciclu închis este un motor în care una dintre componente este gazeificată atunci când este ars la o temperatură scăzută cu o mică parte din cealaltă componentă; gazul rezultat acționează ca fluid de lucru al turbinei și apoi este introdus în camera de ardere, unde arde cu restul componentelor combustibilului și creează propulsie de jet. Principalul dezavantaj al acestei scheme este complexitatea designului, dar, în același timp, impulsul specific crește.

Perspectiva creșterii puterii motoarelor cu rachete lichide

În școala rusă de creatori de motoare de rachetă cu propulsie lichidă, liderul căreia a fost academicianul Glushko pentru o lungă perioadă de timp, ei se străduiesc pentru utilizarea maximă a energiei combustibilului și, în consecință, impulsul specific maxim posibil. Deoarece impulsul specific maxim poate fi obținut doar prin creșterea expansiunii produselor de ardere în duză, toate dezvoltările sunt realizate în căutarea unui amestec de combustibil ideal.

Există camere LPRE care funcționează cu combustibili mono și bicomponent.

Motoarele rachete cu propulsie lichidă din două componente au o eficiență mai mare și o gamă în extindere de aplicații.

Camere ale motoarelor rachete cu combustibil lichid din două componente. Există camere cu o zonă de curgere constantă și variabilă a capului de amestecare, precum și camere cu o singură duză și cu mai multe duze.

Se numesc camere cu aria de curgere variabilă stropit; De obicei, astfel de camere sunt, de asemenea, cu o singură duză.

Camerele cu o zonă de curgere constantă a capului de amestecare și mai multe duze au un design simplu, dar au valori ușor crescute ale timpului pentru a ajunge la modul și timpul de decădere a tracțiunii datorită locației pornirii și supape de închidere la intrarea în cap și prezența unui anumit volum între aceste supape și partea inferioară a capului; acest volum ar trebui să fie cât mai mic posibil.

Atât duzele centrifugale, cât și cele cu jet sunt utilizate în camerele LPRE.

În camerele motorului rachete lichide cu o tracțiune de 10 și 400 N a satelitului Symphony și a navei spațiale Galileo, se folosește un cap de amestecare cu o duză centrifugă cu două componente, în timp ce în cameră este creat un jet rotativ coaxial de componente de combustibil, oferind o pulverizare conică de picături. Duza asigură, de asemenea, răcirea internă a pereților camerei prin crearea unui exces de oxidant în stratul apropiat al peretelui de produse de ardere.

Camera motorului rachetei E-3 (motor auxiliar al sistemului de control al rachetei navetei spațiale) folosește o duză din două componente cu jeturi care se ciocnesc de oxidant și combustibil. Colectorul de cap are un volum mic, ceea ce asigura: 1) umplerea si golirea rapida a colectorului; 2) reducerea la minimum a modificărilor caracteristicilor motorului din cauza saturației componentelor combustibilului cu heliu deplasant și 3) eliminarea creșterilor mari de presiune în cameră atunci când combustibilul se aprinde în timpul procesului de pornire.

La o presiune constantă în rezervoarele de combustibil și, în consecință, la intrarea în capul de amestecare, pentru a schimba tracțiunea camerei motorului rachetei cu propulsie lichidă, se folosește un cap cu o zonă de injecție variabilă a componentelor combustibilului. Acest lucru se realizează cel mai ușor dacă capul de amestecare este o duză unică cu două componente, al cărei element mobil (de exemplu, un manșon care se mișcă de-a lungul axei capului) modifică simultan zonele de curgere de injecție pentru ambele componente de combustibil.

În acest caz, într-un interval dat de modificări de tracțiune, căderea de presiune la nivelul injectoarelor poate fi menținută practic neschimbată, ceea ce este important pentru asigurarea calității atomizării componentelor combustibilului și a stabilității camerei. Odată cu scăderea consumului de componente de combustibil, presiunea în cameră și, în consecință, completitatea arderii combustibilului scade. Un astfel de cap a fost folosit în camera de aterizare a etapei lunare Apollo; acest motor a oferit o reducere a tracțiunii de 10 ori în comparație cu tracțiunea atunci când funcționează în modul nominal.

Motoarele RS-2101C ale navelor spațiale Viking-75 și R-4D-1l folosesc duze cu jet cu jeturi care se ciocnesc de oxidant și combustibil. Injectoarele sunt plasate pe un singur cerc având o rază medie între centrul și peretele camerei de ardere.

Atunci când funcționează un motor de rachetă cu combustibil lichid, temperatura capului camerei trebuie să fie astfel încât să fie exclusă posibilitatea de fierbere a componentelor combustibilului în cavitatea sa. Pentru a face acest lucru, între cap și camera de ardere este adesea instalat un distanțier izolator termic perforat cilindric cu pereți subțiri. Reducerea fluxului de căldură în cap și în același timp creșterea completității arderii combustibilului este asigurată prin fabricarea capului de amestecare dintr-o placă în care sunt gravate numeroase canale de combustibil, asigurând răcirea sa poroasă și care determină uniformitatea și acuratețea fluxul componentelor combustibilului în camera de ardere.

Capul unor camere de motor rachete lichide era realizat din aliaje de aluminiu. Un astfel de material a fost folosit, în special, în capul camerei motoarelor auxiliare MA-109 ale navei spațiale Apollo cu o tracțiune de 450 N. În capul camerei motorului RS-2101 a fost folosit aliajul de aluminiu 2219-T6. Întrucât camera de ardere a acestui motor era făcută din beriliu, între cap și camera de ardere au fost plasate un inel de etanșare în formă de V acoperit cu un strat de aur și un inel de Viton.

Capul camerei motorului R-40 este realizat din oțel și aliaj de aluminiu, capul camerei motorului rachetă cu propulsie lichidă cu o tracțiune de 1 O și 400 N a satelitului Symphony, iar nava spațială Galileo este realizată din rezistent la coroziune. oțel și în motoarele R-4D-11

și R-1E-3 - din aliaj de titan.

În scopul întăririi la temperaturi ridicate, flanșa de aluminiu care leagă capul de camera de ardere a fost învelită cu fibră de sticlă impregnată cu rășină fenolică. Cu toate acestea, cel mai adesea capul este conectat la camera de ardere prin sudare (dacă pereții de îmbinare sunt din materiale sudabile).

În camerele de ardere și duzele camerelor motorului rachetă lichidă R-40A, R-4D-11, R-IE-3, R-6C și R·BV se folosesc cusături sudate.În camerele motorului rachetă lichid cu o tracțiune de 1 O și 400 N a satelitului Symphony, toate conexiunile realizate prin sudare cu fascicul de electroni, asigurând o etanșeitate ridicată a îmbinărilor.

Camere ale motoarelor rachete cu propulsie lichidă din două componente în timpul funcționării continue cu combustibil N 2 O 4 și MMG la R a= 40...150 și împingerea R P= 2,2 ... 445 N asigură un impuls specific 1 u.p = 2735 ... 2825 m/s (Tabelul 8.2). În modul pulsat al motorului rachetă lichidă, impulsul specific este mai mic, iar cu cât timpul pulsului de tracțiune este mai scurt, cu atât impulsul specific este mai mic. Timpul impulsului de tracțiune este determinat de momentul în care tensiunea este aplicată supapelor de combustibil (supape electro-hidraulice) instalate pe capul camerei, care se numește lățimea impulsului electric. La τ min = 6…20 ms impuls specific al motorului rachetă cu combustibil lichid este de obicei egal cu 1860 ... 2350 m/s. Impulsul specific destul de mare al motorului R-IE-3 (2350 m/s) cu o lățime a impulsului electric de 40 ms se datorează volumului mic al cavității interne a capului de amestecare.

Al doilea consum de componente de combustibil este extrem de mic. De exemplu, în motorul rachetă lichid R-6B, consumul de oxidant și de combustibil este de numai 0,5 și, respectiv, 0,3 g/s.

Designul camerelor LPRE depinde de metoda de răcire. Se utilizează răcirea regenerativă, ablativă, internă (film), radiantă și combinată.

Cel mai eficient este regenerativ răcire, dar implementarea ei în camerele LPRE este foarte dificilă: la forță mică și presiuni scăzute în cameră, raportul dintre densitatea fluxului de căldură la suprafață și suprafața camerei determină temperatura ridicată a lichidului de răcire; Mai mult, datorită debitului scăzut al lichidului de răcire, viteza acestuia în canalele de răcire este insuficientă pentru a răci pereții camerei. Ca urmare, temperatura pereților camerei și ai răcitorului poate crește la valori inacceptabile, apar descompunerea sau fierberea peliculei a lichidului de răcire și alte fenomene inacceptabile. În special, hidrazina și combustibilii pe bază de ea au o limitare de temperatură pe întregul lor volum din cauza posibilei descompunere.

Camerele cu răcire regenerativă au performanțe limitate la tracțiune variabilă, în special la combustibilii cu autoaprindere cu stocare pe termen lung.

Camera motorului rachetei cu combustibil lichid a navei spațiale Mariner-9 avea o cameră de ardere cu pereți groși, realizată din beriliu, cu conductivitate termică ridicată și răcire cu flux extern.

Ablativ Răcirea camerelor motoarelor rachete cu propulsie lichidă asigură simplitatea proiectării lor și fluxul minim de căldură în mediu, dar camerele cu răcire ablativă au o masă mai mare în comparație cu camerele cu răcire radiantă (datorită unui strat destul de gros de material ablativ). Masa unei camere cu răcire ablativă crește conform legii rădăcinii pătrate a timpului său de funcționare. Cu un timp lung de funcționare, masa unor astfel de camere poate deveni excesivă.

Răcirea ablativă a fost utilizată într-un număr de motoare de rachetă ale navei spațiale Apollo (în motoarele de rachetă de decolare ale etapei lunare, motoarele de rachetă de frânare care sunt pornite la apropierea de Pământ etc.), utilizate în camera de ardere și duza. a motorului principal de rachetă (Fig. 8.7) și a opt motoare de rachetă ale etapei de separare orientează părțile capului ICBM M-X, camera fiind realizată dintr-o țagle de beriliu monolit; Pe suprafața interioară a camerei de ardere și a duzei se aplică un strat de material ablativ, aceasta din urmă având o densitate scăzută pe duză. Beriliul este puternic și durabil și nu necesită acoperire. Materialul ablativ utilizat este, în special, un material pe bază de rășină fenolică și silice.

Radiant Răcirea este asigurată de designul simplu și masa relativ mică a camerei motorului rachetei cu combustibil lichid în comparație cu răcirea ablativă, în special cu un timp de funcționare lung al motorului. Cu răcirea radiantă, se creează un flux mare de căldură în mediu. Acest lucru poate cauza deteriorarea elementelor structurale adiacente a aeronavei, de aceea este recomandabil să plasați camera în mod deschis și nu în interiorul compartimentului aeronavei. Camerele cu răcire radiantă se caracterizează printr-o temperatură ridicată a pereților camerei, ceea ce necesită utilizarea metalelor refractare (molibden, wolfram, tantal și niobiu) și aliaje pe bază de acestea. Performanța și durata de viață a camerelor răcite cu radiant sunt determinate de metalele și acoperirile refractare și rezistente la căldură selectate, care împiedică oxidarea metalelor rezistente la căldură și refractare la temperaturi ridicate. În acest caz, acoperirile trebuie să aibă o aderență suficient de mare.

Limitarea temperaturii peretelui se realizează, de asemenea, prin selectarea combinației adecvate de configurație a capului de amestecare și a camerei de ardere.

Camera motorului rachetă lichidă MA·109 a navei spațiale Apollo cu o tracțiune de 441 N a fost realizată din niobiu cu un strat de siliciu. Gâtul duzei a fost acoperit cu disilicid de molibden. Pentru camere similare, a fost utilizat un aliaj de molibden care conține aditivi Ti și Zr, sau molibden acoperit cu disilicid de molibden Mo Si 2.

Pentru fabricarea atașamentelor de duză folosind răcire radiantă, se folosesc și metale refractare și rezistente la căldură.

Duza camerei motorului rachetei cu combustibil lichid a navei spațiale Mariner-9 a fost realizată din oțel rezistent la căldură cu aditivi de cobalt; o astfel de duză a fost încălzită la roșu în timpul funcționării (la o temperatură de aproximativ 1375 LA).

Pe lângă rezistența lor chimică scăzută la produsele de ardere, metalele refractare sunt materiale scumpe, iar fabricarea camerelor din acestea este dificilă din cauza fragilității acestor metale. Dezvoltarea de acoperiri rezistente la oxidare pentru metale refractare cu o durată mare de viață prezintă anumite dificultăți.

În unele cazuri, stratul de acoperire nu numai că protejează suprafața peretelui de oxidare, dar crește și emisivitatea acestuia, ceea ce determină o reducere suplimentară a temperaturii peretelui. Astfel de proprietăți sunt posedate, în special, de un strat de oxid de aluminiu depus pe suprafața unui perete din aliaj de nichel.

Pentru a crea film Pentru a răci pereții camerei de ardere și ai duzei, duzele sunt plasate la periferia capului camerei, creând un strat de perete cu un exces de oxidant sau combustibil (acesta din urmă este folosit mai des). De exemplu, în capul camerei motorului rachetă lichid R-4D-11, împreună cu opt duze cu două jeturi cu jeturi de oxidant și combustibil care se ciocnesc, există 16 duze pentru a asigura răcirea filmului.

Răcirea cu peliculă cu un oxidant a fost utilizată, după cum s-a indicat mai sus, pentru pereții părții cilindrice a camerei de ardere a motoarelor rachete cu propulsie lichidă cu împingeri de 10 și 400 N ale satelitului Symphony și este utilizată pentru pereții camerei de motoarele rachete auxiliare cu propulsie lichidă ale ICBM Minuteman Sh, pentru care se consumă combustibil (aproximativ 13% din consumul total). Pereții acestuia din urmă (precum și capul său de amestecare) sunt fabricați din aliaj de niobiu SCb-291. Alegerea acestui aliaj se datorează inerției sale față de acidul azotic, care se poate forma în timpul depozitării pe termen lung a tetroxidului de azot.

Camerele cu răcire pe film pot rezista la valori mari ale densității fluxului de căldură la suprafață și au valori minime ale densității specificate în mediu. Astfel de camere se caracterizează prin pierderi cauzate de scăderea eficienței arderii în stratul de perete.

Răcirea cu film este adesea folosită în combinație cu răcirea radiantă, iar camera este, de asemenea, realizată din metale refractare. De exemplu, o cameră răcită cu peliculă făcută din niobiu are o temperatură admisă a peretelui de 2030 K.

Răcirea specifică a fost utilizată pentru camera motorului rachetei cu propulsie lichidă RS-2101C a navei spațiale Viking-75. Combustibilul a fost pulverizat pe suprafața interioară a pereților părții conice a duzei, s-a evaporat, eliminând fluxurile de căldură care se răspândesc de-a lungul peretelui de la partea specificată a duzei către partea cilindrică a camerei. Această distribuție a fost asigurată de faptul că camera de ardere era realizată din beriliu, care are o conductivitate termică foarte mare. În partea cilindrică a camerei, căldura este absorbită de perdeaua de film de evaporare furnizată acesteia din partea conică a duzei. Această răcire se numește intern răcire regenerativă.

O combinație de răcire internă și radiantă este utilizată în camera motorului auxiliar al sistemului de control al rachetei navetei spațiale, în timp ce un strat de produse de ardere cu combustibil în exces este creat lângă peretele camerei de ardere și al duzei. Acest lucru se realizează prin modificarea unghiului de injecție a unei părți din combustibil care merge la răcirea filmului. Un unghi mai abrupt îmbunătățește răcirea la interfața dintre capul de pulverizare și camera de ardere, rezultând temperaturi mai scăzute

capete în timpul ciclului de funcționare a motorului. Un strat de material termoizolant cu conductivitate termică scăzută poate funcționa la o temperatură a peretelui camerei de ardere de 1700 K. La o temperatură maximă a peretelui în secțiunea transversală minimă a duzei de 1285 K, se asigură o durată de viață a camerei de 7,2"105 s. timpul maxim de funcționare continuă este de 125 s.

Temperatura maximă a pereților camerei motoarelor de rachete cu combustibil lichid R-4OA, R-4D-1l, R-1E.3, R-6C și R-6B este relativ scăzută (în intervalul 1313 ... 1563 K) . Acest lucru face posibilă asigurarea unor marje de siguranță suficiente la fabricarea pereților camerei de ardere și a duzelor din aliaje de niobiu și titan.

În camera motorului rachete cu combustibil lichid DU RSPE, care asigură manevrarea părții de cap a ICBM Minuteman IP, capul, camera de ardere și duza sunt de asemenea realizate din niobiu (temperatura camerei de proiectare 2030 K).

Un număr de camere utilizează acoperirea R-512A aplicată prin fuziune. Este proiectat pentru temperaturi maxime de 1800...1920 K. Acoperirea R-512A este un material de siliciu dur sticlos special pentru a proteja împotriva oxidării și pentru a asigura o durată lungă de viață. Grosimea stratului aplicat este de aproximativ 75...125 microni; Grosimea specificată și uniformitatea stratului de acoperire trebuie măsurate după aplicare folosind un senzor special (în special, în punctele de vortex).

Combinația de acoperire cu aliaj de niobiu C-I03 și R-512A pe suprafețele interioare exterioare ale camerei motorului principal și auxiliar al sistemului de control al navetei spațiale (R-40A și R-lE-3) oferă o durată de viață mare. și fiabilitatea pentru zborul navetei spațiale. , precum și o ductilitate crescută pe întregul interval de temperatură în timpul zborului.

Suprafața exterioară a camerelor „D R-40A și R-1E-3 este acoperită cu izolație termică din material Dynaflex cu o densitate de 400 kg/m 3, plasată în interiorul unei carcase de titan. Aceste motoare cu propulsie lichidă sunt amplasate în interiorul fuselajul navetei spațiale și izolația termică protejează elementele structurale interne ale navei de încălzirea excesivă din cauza fluxurilor de căldură puternice, deoarece menține temperatura suprafeței exterioare a camerei nu mai mult de 450 K în orice condiții de funcționare la sol. și în gol.

Pentru a asigura temperatura camerei motorului auxiliar de rachetă cu combustibil lichid al navei spațiale lunare „Surveyor” între ciclurile de funcționare în intervalul -17 ... ± 37 ° C, a fost aplicat un strat de aur pe cea mai mare parte a suprafeței exterioare. a camerei.

În fig. 8I prezintă motorul rachetei cu combustibil lichid al sistemului de propulsie apogeu al satelitului Lisyat, a cărui cameră are răcire radiantă.

O combinație de răcire internă și radiantă este utilizată în motorul rachetei R-4D. O parte din combustibil în exces pătrunde în stratul de perete, ceea ce îmbunătățește și răcirea în zona dintre capul de amestecare și camera de ardere. Temperatura minimă a pereților camerei de ardere în timpul funcționării continue este de 1300 K.

Răcirea combinată (regenerativă, internă și radiantă) a camerelor motorului rachetă cu propulsie lichidă a satelitului artificial „Symphony” cu o tracțiune de 10 și 400 N este foarte eficientă. Particularitatea răcirii acestor camere este că în camera cu o tracțiune de 400 N, răcirea regenerativă cu combustibil este aplicată în zona gâtului duzei, iar în camera cu tracțiune de 10 N - pentru partea inferioară a camerei de ardere.

Răcirea radiantă a fost utilizată pentru gâtul și porțiunea în expansiune a duzei camerelor motorului rachetei cu propulsie lichidă cu tracțiuni de 10 și 400 N, din nimonic, ale satelitului Symphony.

Timpul maxim de funcționare continuă a camerei cu o forță de 10 N în timpul încercărilor la foc pe banc a depășit 3.103 s. Starea termică constantă a camerei motorului rachetei cu propulsie lichidă cu o tracțiune de 400 N cu răcirea combinată menționată mai sus a fost asigurată și în timpul funcționării pe termen lung (mai mult de 10,8 103 s). Fenomenul de absorbție termică aproape că nu este observat. Cu o grosime a peretelui camerei de 1.i mm, capacitatea sa de căldură este mică. Temperatura combustibilului din calea de răcire a camerei după oprirea motorului a crescut doar cu 10 K.

Duza de cameră a motorului principal de rachetă cu combustibil lichid al etapei M-X este realizată din Kevlar.

Unele motoare rachete cu combustibil lichid pot funcționa cu diverși combustibili. De exemplu, în motorul R-4D -11, pe lângă MMG, pot fi utilizate hidrazină și aerozină-50.

Motoarele rachete cu combustibil lichid (și, prin urmare, camerele) pot funcționa atât în ​​modul pulsat, cât și în modul continuu. Modul puls este utilizat în principal pentru manevrele de control al poziției spațiale și al rulării. O caracteristică a funcționării în modul de impuls este valoarea relativ mică a impulsului de tracțiune creat în timpul unui ciclu de funcționare, chiar dacă camera dezvoltă o forță relativ mare; acest lucru vă permite să evitați funcționarea pe termen lung a camerei, ceea ce impune cerințe mai stricte pentru răcirea acesteia; în plus, este posibil să se furnizeze diferite valori ale impulsului de tracțiune la tracțiune constantă prin modificarea doar a duratei ciclului de funcționare.

Cu toate acestea, modul de funcționare în impulsuri impune restricții privind alegerea combustibilului (LPRE-urile repetate au fost testate numai pe combustibili cu autoaprindere) și, după cum sa menționat deja, provoacă o scădere a impulsului specific al camerei.

Motoarele rachete cu propulsie lichidă de mare tracțiune, atunci când alimentează componente de combustibil sub presiunea de presurizare a rezervoarelor cu pompele nefuncționale, pot dezvolta o tracțiune corespunzătoare forței motorului rachetă cu propulsie lichidă. De exemplu, în acest mod de funcționare, motorul rachetă cu propulsie lichidă RL-10 asigură o tracțiune de 854 N și un impuls specific în vid de aproximativ 4000 m/s.

Valori CT pentru combustibil N 2 0 4 + MMG pentru majoritatea motoarelor rachete cu combustibil lichid sunt alese egale cu 1,60 ... 1,65 (cu o toleranță de ± 0,03 ... 0,05).

Pentru a reduce dimensiunea și greutatea camerei motorului rachetei cu combustibil lichid, puteți crește presiunea R la dar presiuni mari R duce la cerințe mai stricte de răcire, în special în zona gâtului duzei.

Pentru a amortiza vibrațiile HF în timpul arderii în camera de ardere a unui număr de motoare rachete lichide (R40A, R-4D-ll, RS-2101C etc.), la periferia capului de amestecare sunt plasate cavități acustice (amortizoare rezonante acustice). .

Cu ajutorul cavităților acustice se realizează stabilitatea dinamică a arderii, asigurând o insensibilitate aproape completă la toate perturbațiile naturale și introduse artificial, precum și funcționarea stabilă a camerei într-o gamă largă de condiții de funcționare, inclusiv procese tranzitorii.

Un număr de motoare de rachetă cu combustibil lichid au o durată de viață foarte lungă, de exemplu, timpul de funcționare al motorului de rachetă cu combustibil lichid R-4D în modul nominal poate ajunge la 3,6 106 s. Durata de viață a motoarelor auxiliare ale sistemului de control al rachetei navetei spațiale este, de asemenea, planificată să fie crescută la 106 secunde prin utilizarea îmbunătățirii tehnologiei camerei și a metodelor de aplicare, a straturilor de protecție, precum și a metodelor îmbunătățite de întreținere operațională.

Durata de viață a camerei nu depinde doar de materialele de construcție și de acoperiri utilizate, CI ȘI de parametrii selectați. În special, pe măsură ce temperatura produselor de ardere din cameră scade, resursele acesteia cresc.

De obicei, planul secțiunii de ieșire a duzei camerelor LPRE este perpendicular pe axa lor longitudinală. Cu toate acestea, motoarele principale și auxiliare ale sistemului de control al rachetei navetei spațiale sunt încastrate în fuzelajul navei spațiale, iar secțiunea lor de evacuare este profilată la același nivel cu suprafața fuselajului. Datorită pozițiilor diferite ale camerelor în raport cu fuzelaj, se obțin 17 unghiuri diferite ale duzei pentru motoarele principale și patru pentru motoarele de rachetă auxiliare.

Axa duzei camerei motorului rachetei cu propulsie lichidă este de obicei o continuare a axei camerei de ardere, dar duza poate fi amplasată la un unghi (în unele cazuri la un unghi mare (până la 1000)) față de continuarea axei camerei de ardere; necesitatea acestui lucru poate apărea în primul rând pentru sistemul de direcție a motorului rachetă. În funcție de condițiile de dispunere, secțiunea de ieșire a duzei poate avea o formă dreptunghiulară (de exemplu, cu un raport de aspect de doi).

Camere ale motoarelor rachete cu combustibil lichid monocomponent. Proiectarea și parametrii camerelor cu o singură componentă, precum și a generatoarelor de gaz cu o singură componentă, depind de metoda de descompunere a combustibilului. Camerele de descompunere catalitică din CIIIA sunt dezvoltate de Hayes. În camerele de descompunere termică, componenta combustibilului se descompune la contactul cu o suprafață încălzită, încălzitoarele electrice fiind cele mai comune. Încălzitorul electric este utilizat, în special, în camera de descompunere a motoarelor rachete lichide cu o tracțiune de 0,3 N de la TRW, utilizată în satelitul de comunicații Intelsat V.

Fezabil. descompunerea hidrazinei prin furnizarea constantă a unui debit relativ scăzut de tetroxid de azot în cameră, care formează un combustibil cu autoaprindere cu hidrazină; hidrazina se descompune termic sub influența căldurii degajate în timpul arderii unei părți a hidrazinei cu tetroxid de azot.

Numărul de duze din camerele motoarelor de rachete cu propulsie lichidă cu o singură componentă poate fi foarte diferit - de la o duză (de exemplu, în motorul de rachetă cu propulsor lichid al controlului orientării unui satelit de cercetare al Republicii Populare Chineze) la un număr mare de duze. Duzele unor astfel de camere au un diametru al duzei foarte mic. Prin urmare, în timpul funcționării motorului, au fost observate cazuri de scădere puternică a zonei de curgere a duzei, până la blocarea completă a acestuia.

Capul camerei poate consta dintr-o multitudine de tuburi capilare difuzoare. Acest design al capului, utilizat la motorul Hamilton REA 20-4, limitează viteza de injecție la un nivel scăzut și asigură distribuția uniformă a hidrazinei în pachetul de canalizare. Aceasta mărește suprafața catalizatorului spălată cu hidrazină, îmbunătățește caracteristicile dinamice, asigură o funcționare mai lină a motorului și reduce uzura pachetului. Suprafața capului este protejată de o plasă dublă, care împiedică intrarea particulelor de catalizator în cap și supapă, ceea ce este posibil ca urmare a vibrațiilor sau a șocului motorului. În același scop, în motorul rachetă lichid al satelitului de comunicații Intelsat IV A (împinge 24,5 N), duzele sunt acoperite cu o plasă subțire. Pentru camerele de motor rachetă lichide cu tracțiune foarte mică (0,1 ... 0,4 N), hidrazina poate fi gazeificată înainte de alimentarea ei în cameră (punctul normal de fierbere al hidrazinei este de 387 K).

Pachetul de catalizator trebuie fixat bine în cavitatea camerei de descompunere pentru a preveni antrenarea particulelor de catalizator (Fig. 8.9), iar materialele utilizate pentru elementele structurale trebuie să fie rezistente la nitrare. În special, pachetul de catalizator al motorului rachetă lichid satelit Intelsat IV A este plasat într-o plasă dublă din aliaj de platină.

Pachetul de catalizator al motorului REA 204 este împărțit în două secțiuni de o sită perforată. Secțiunea superioară folosește un catalizator lIIell-405 cu granulație fină, care asigură descompunerea rapidă a hidrazinei și funcționarea stabilă a motorului. Pentru a reduce rezistența hidraulică a pachetului de catalizator, în secțiunea inferioară este plasat un catalizator Shell 405 cu granulație grosieră.

Catalizatorul are activitate insuficientă la temperaturi scăzute. În plus, timpul necesar pentru a ajunge la modul este supraestimat, deoarece căldura eliberată este cheltuită mai întâi pentru încălzirea catalizatorului și a pereților camerei. Un număr de motoare, inclusiv motorul rachetă cu propulsie lichidă REA 204, utilizează un încălzitor electric al pachetului pentru a menține o temperatură care împiedică distrugerea pachetului asociată cu pornirea la rece a motorului. Acest motor folosește două elemente de încălzire electrice nicrome (N= 3,8 W; V= 28 V), plasat într-o carcasă din Inconel 600. Pachetul de catalizator poate fi încălzit destul de mult timp - până la 30 de minute.

Pentru a îmbunătăți caracteristicile de rezistență ale granulelor, catalizatorul este supus unui tratament intensiv special, asigurând o sfericitate mai mare a acestora; În special, folosesc granule aproape sferice cu un diametru de 0,6 mm cu un coeficient de sfericitate de aproximativ 0,75 (acest coeficient este egal cu raportul dintre suprafața sferei și suprafața granulei catalizatorului) . Umplerea suficient de densă a camerei este asigurată de un vibrator electrodinamic.

Crucial pentru. La calcularea diametrului camerei de descompunere se determină debitul acesteia, care se alege de obicei egal cu 0,75...3,5 g/(cm 2 s).

Mai jos sunt valorile tipice ale parametrilor unei camere de hidrazină cu o forță de 10 N: debit 3,5 g/ (cm 2 s); 1" 1.P= 2256 m/s; R k = = 1,5 MPa; "P] = 0,95; v = 4,7 cm"/s; dimensiunea granulelor 0,6 mm; coeficientul lor de sfericitate este de 0,75; D K = 13 mm; L K = 16,3 mm; d* = 2,23 mm; căderea de presiune pe capul de pulverizare capilar este de 0,4 MPa; căderea de presiune în pachetul de catalizator este de 0,25 MPa.

Pachetul de catalizator al camerelor LPRE ale navei spațiale este expus la vid ambiental.

În camerele LPRE se folosesc de obicei duze profilate. O duză profilată este utilizată, în special, în camera motorului rachetă lichidă REA 204; este scurtat, cu o suprafata minima. Forma duzei este optimizată pentru a oferi un impuls maxim cu lungime și masă minime. Grosimea peretelui duzei de-a lungul lungimii sale scade la o valoare minimă spre ieșire, ceea ce asigură o reducere a masei cu suficientă rezistență.

Pentru a izola termic supapa de combustibil de fluxurile de căldură ale camerei, flanșa acesteia este conectată la cameră cu un distanțier subțire perforat și, în plus, hidrazina este furnizată de la supapă la cap prin tuburi capilare subțiri. În plus, fluxurile de căldură din conductele capilare și distanțiere sunt percepute de flanșa de montare a motorului.

Au fost atinse următoarele valori maxime ale camerelor de hidrazină: a 560 N sau mai mult; impuls specific 2300 m/s; număr de cicluri de funcționare 5∙10 5;timp total de funcționare 1,5 105 s; impuls total de tracțiune 5,5 MN·s. Timpul de funcționare continuă al unor motoare cu hidrazină (de exemplu, motorul rachetă lichid REA 20-4) nu este deloc limitat. CIIIA dezvoltă motoare rachete cu propulsie lichidă cu hidrazină cu un număr de cicluri de funcționare de 10 6 cu un impuls total de tracțiune de 0,89 MN·s, principala problemă fiind oboseala termică a materialelor.

Motoarele rachete cu combustibil lichid monocomponent, spre deosebire de cele cu două componente, nu au restricții cu privire la nivelul inferior de tracțiune. Una dintre cele mai mici valori ale u - 0,212 N - se găsește în camera motorului rachetă folosit în navă spațială, care este destinată zborurilor către planetele exterioare ale Sistemului Solar.

Se poate obține și mai puțin tiraj atunci când se utilizează propan prin evaporare. Un astfel de sistem, conceput pentru a oferi o precizie ridicată de orientare împreună cu un sistem de propulsie cu hidrazină, este utilizat în satelitul Exo al Agenției Spațiale Europei de Vest, lansat în 1983, cu care împingerea poate fi modificată în intervalul 30...50 mN.

Pentru a crește impulsul specific cu aproximativ 30%, unele sisteme de propulsie folosesc sateliți artificiali. încălzirea electrică a produselor de descompunere. Această creștere se explică prin faptul că, la motoarele de rachete cu combustibil lichid care funcționează în modul pulsat, o parte semnificativă a căldurii eliberate în timpul descompunerii hidrazinei este cheltuită pentru încălzirea catalizatorului și a pereților camerei, iar la motoarele de rachetă cu combustibil lichid cu descompunere termică a hidrazină și încălzirea electrică a camerei de descompunere, toată căldura eliberată în timpul descompunerii se duce aproape exclusiv către accelerarea produșilor de descompunere.

În patru motoare de rachetă cu propulsie lichidă cu o tracțiune de 0,3 N de la satelitul TRW „Intelsat U”, produsele de descompunere intră într-o cameră suplimentară, unde trec printr-un încălzitor electric puternic, în urma căruia temperatura produselor de descompunere înainte de intrarea în duză crește la 2200 K. Deoarece acest motor este rar pornit (aproximativ o dată pe lună), atunci nu necesită panouri solare suplimentare. Încălzitoarele electrice (inclusiv încălzitorul electric al pachetului de catalizator) sunt alimentate de panourile solare principale, în timp ce un curent de 15 A este furnizat încălzitoarelor electrice printr-o magistrală separată a bateriei. Impulsul specific mediu al acestei camere ajunge la 2900 m/s. Economiile de greutate ale hidrazinei ca urmare a încălzirii electrice a produselor de descompunere este de aproximativ 20 kg.

Patru motoare de rachetă similare de la Rockit Research, fiecare de 0,36 N, sunt folosite de sateliții GTE G Star, GTE Spacenet și ASC. Aceste motoare cu propulsie lichidă oferă, de asemenea, un impuls total de tracțiune de până la 311,5 kN s. Motoarele din satelit funcționează numai în modul de tracțiune constantă și sunt folosite pentru a menține orientarea nord-sud a satelitului. Astfel de motoare cu combustibil lichid au fost testate pentru sateliții Satcom IR și IIR, pe care au funcționat mai mult de 6,12 10 4 s. Deși satelitul este echipat cu patru motoare rachete cu propulsie lichidă cu produse de descompunere încălzite electric, doar două dintre ele sunt folosite pentru fiecare manevră (celelalte două motoare sunt de rezervă).

În Fig. 8.10. Ca parte a motorului se pot distinge următoarele componente: supapă de combustibil cu încălzitor electric; camera de descompunere cu tub de evacuare a gazului; încălzitoare electrice ale pachetului de catalizator cu scuturi termice; unitate electrică de încălzire pentru produse de descompunere; un bloc de schimbătoare de căldură cu ecrane radiante și termice și o unitate de montaj pentru fixarea componentelor și blocurilor de mai sus.

Pachetul de catalizatori pentru aceste motoare este similar cu pachetul unui motor rachetă standard cu hidrazină cu propulsie lichidă cu o tracțiune de 0,89 N (12 astfel de motoare sunt incluse în sistemele de alimentare ale acelorași sateliți), dezvoltat pentru programul Voyager și în prezent utilizat pe toți sateliții RCA.

Camera de descompunere are un scut termic conic placat cu aur.

Duza este înlocuită cu un tub de evacuare a gazelor conectat la schimbătorul de căldură.

Este format din două secțiuni cilindrice concentrice cu elemente axiale care direcționează fluxul către o duză conică. Un încălzitor electric pentru produse de descompunere este amplasat în partea centrală a schimbătorului de căldură. Este echipat cu ecrane radiante pentru a preveni curgerea căldurii în direcția axială. Fluxurile de căldură radiante de la încălzitorul electric ajung în secțiunea interioară a schimbătorului de căldură. Produsele de descompunere care spală această secțiune absorb căldură cu o creștere corespunzătoare a temperaturii lor. Schimbătorul de căldură are o serie de ecrane care împiedică scurgerea căldurii în mediu.

În cazul defectării motorului electric al produșilor de descompunere, aceste camere funcționează în modul de descompunere a hidrazinei în prezența unui catalizator.

Durata de funcționare a motoarelor rachete cu combustibil lichid monocomponent este foarte lungă; este redusă numai atunci când se utilizează încălzitoare electrice, care au o resursă limitată.

Motoarele rachete cu combustibil lichid hidrazin sunt utilizate pe scară largă în sistemele de propulsie pentru orientarea navelor spațiale și a sateliților artificiali.

Astfel de motoare funcționează de obicei în impulsuri de scurtă durată (până la 7...10 ms) și, prin urmare, procesele din cameră și alte componente ale unor astfel de motoare sunt nestaționare.

Aliajele rezistente la căldură sunt de obicei alese ca materiale pentru camerele motoarelor rachete cu propulsor lichid monocomponent, deoarece materialele trebuie să reziste la temperaturi ridicate și la efectele complexe ale produselor gazoase (în special, nitrururile) de descompunere a hidrazinei pentru o lungă perioadă de timp; de exemplu, camera motorului rachetă a satelitului Intelsat N A" este realizat din aliaj de cobalt I-605.

De asemenea, sunt utilizate aliajul Hastelloy-B, oțel rezistent la coroziune și alte materiale. Camera LPRE a navei spațiale, destinată zborului către planetele exterioare ale Sistemului Solar, este planificată să fie realizată din aluminiu, anodizat pentru a reduce reflexia radiației solare.

La proiectarea camerelor LPRE, marja de siguranță este aleasă să fie egală cu unu și jumătate, iar presiunea de avarie este de două ori presiunea maximă de funcționare.

Fabricarea camerelor LPRE este relativ complexă datorită diametrului mic al secțiunii transversale minime a duzei (0,8 mm sau mai puțin); în special, este destul de dificil să se asigure cu mare precizie o tranziție lină de la partea conică a duzei la partea divergentă.

Motor rachetă cu lichid (LPRE)- un motor de rachetă chimic care utilizează lichide, inclusiv gaze lichefiate, drept combustibil pentru rachete. Numărul de componente utilizate face distincție între motoarele cu una, două și trei componente cu combustibil lichid.

YouTube enciclopedic

1 / 5

✪ CUM FUNcționează un motor cu rachetă? [LPRE]

✪ Motor rachetă lichid RD-191

✪ motoare rachete

✪ 🌑 PARADOXUL MOTORULUI DE RACHETE sau paradoxurile rachetei Experiment tare Igor Beletsky

✪ RDM-60-5 Nr. 36 (NN-Fructoză-Sorbitol-S-Fe2O3 61,4%-25%-8%-5%-0,6%)

Subtitrări

Poveste

Posibilitatea de a folosi lichide, inclusiv hidrogen lichid și oxigen, ca combustibil pentru rachete a fost subliniată de K. E. Tsiolkovsky în articolul „Explorarea spațiilor lumii folosind instrumente cu reacție”, publicat în 1903. Primul motor de rachetă experimental cu propulsie lichidă care funcționează a fost construit de inventatorul american Robert Goddard în 1926. Evoluții similare în 1931-1933 au fost realizate în URSS de un grup de entuziaști sub conducerea lui F. A. Zander. Această lucrare a fost continuată la RNII, organizată în 1933, iar în 1939 au fost efectuate teste de zbor ale rachetei de croazieră 212 cu motorul ORM-65.

Cele mai mari succese în dezvoltarea motoarelor cu combustibil lichid în prima jumătate a secolului al XX-lea au fost obținute de designerii germani Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun și alții.În timpul celui de-al Doilea Război Mondial, au creat o întreagă gamă de motoare cu combustibil lichid. pentru rachete militare: balistic V-2, antiaeriene Wasserfall, „Schmetterling”, „Reintochter R3”. În al treilea Reich, până în 1944, a fost creată o nouă ramură a industriei - știința rachetelor, sub conducerea generală. V. Dornberger, în timp ce în alte țări dezvoltarea motoarelor rachete cu combustibil lichid era în stadiu experimental.

La sfârșitul războiului, evoluțiile designerilor germani au stimulat cercetările în domeniul științei rachetelor în URSS și în SUA, unde au emigrat mulți oameni de știință și ingineri germani, printre care și W. von Braun. Declanșarea cursei înarmărilor și rivalitatea dintre URSS și SUA pentru conducerea în explorarea spațiului au fost stimulatori puternici pentru dezvoltarea motoarelor de rachete cu propulsie lichidă.

În 1957, în URSS, sub conducerea lui S. P. Korolev, a fost creat ICBM R-7, echipat cu motoare cu propulsie lichidă RD-107 și RD-108, la acea vreme cele mai puternice și avansate din lume, dezvoltate sub conducerea lui V. P. Glushko. Această rachetă a fost folosită ca purtător pentru primii sateliți artificiali ai Pământului din lume, primele nave spațiale cu echipaj și sonde interplanetare.

În 1969, prima navă spațială din seria Apollo a fost lansată în Statele Unite, lansată pe o cale de zbor către Lună de către vehiculul de lansare Saturn 5, a cărui primă etapă era echipată cu 5 motoare F-1. F-1 este în prezent cel mai puternic dintre motoarele cu propulsie lichidă cu o singură cameră, inferioară ca tracțiune față de motorul cu patru camere RD-170, dezvoltat de Biroul de Proiectare Energomash din Uniunea Sovietică în 1976.

În prezent, motoarele cu combustibil lichid sunt utilizate pe scară largă în programele spațiale. De regulă, acestea sunt motoare rachete lichide din două componente cu componente criogenice. În echipamentele militare, motoarele cu rachete lichide sunt folosite relativ rar, în principal pe rachete grele. Cel mai adesea acestea sunt motoare rachete cu două componente cu propulsie lichidă care folosesc componente cu punct de fierbere ridicat.

Domeniul de utilizare, avantaje și dezavantaje

Proiectarea și principiul de funcționare a unui motor de rachetă cu combustibil lichid cu două componente

Există o varietate destul de mare de scheme de proiectare a motoarelor de rachetă cu combustibil lichid, cu același principiu principal al funcționării lor. Să luăm în considerare proiectarea și principiul de funcționare a unui motor de rachetă cu propulsie lichidă folosind exemplul unui motor cu două componente cu alimentare cu combustibil prin pompă ca fiind cel mai comun, al cărui design a devenit clasic. Alte tipuri de motoare de rachetă cu propulsie lichidă (cu excepția celui cu trei componente) sunt versiuni simplificate ale celui în cauză, iar atunci când le descriem, va fi suficient pentru a indica simplificările.

În fig. 1 prezintă schematic dispozitivul motor rachetă cu combustibil lichid.

Sistem de alimentare

Sistemul de combustibil al unui motor de rachetă cu propulsie lichidă include toate elementele utilizate pentru alimentarea cu combustibil a camerei de ardere - rezervoare de combustibil, conducte, o unitate turbopompă (TNA) - o unitate formată din pompe și o turbină montată pe un singur arbore, un injector cap și supape care reglează debitul de combustibil.

Alimentare cu pompa combustibilul vă permite să creați presiune ridicată în camera motorului, de la zeci de atmosfere până la 250 atm (LPRE 11D520 RN "Zenit"). Presiunea ridicată asigură un grad mai mare de expansiune a fluidului de lucru, ceea ce este o condiție prealabilă pentru obținerea unui impuls specific ridicat. În plus, la presiune ridicată în camera de ardere, se obține o valoare mai bună a raportului tracțiune-greutate al motorului - raportul dintre forță și greutatea motorului. Cu cât valoarea acestui indicator este mai mare, cu atât dimensiunea și greutatea motorului sunt mai mici (cu aceeași cantitate de forță) și gradul de perfecțiune al acestuia este mai mare. Avantajele sistemului de pompe sunt vizibile în special în motoarele cu rachete lichide de mare forță - de exemplu, în sistemele de propulsie ale vehiculelor de lansare.

În fig. 1, gazele de evacuare de la turbina TNA intră prin capul duzei în camera de ardere împreună cu componentele combustibilului (11). Un astfel de motor se numește motor cu ciclu închis (cunoscut și ca motor cu ciclu închis), în care întregul flux de combustibil, inclusiv cel utilizat în sistemul de antrenare TPU, trece prin camera de ardere a motorului rachetă cu propulsie lichidă. Presiunea la ieșirea turbinei într-un astfel de motor ar trebui să fie în mod evident mai mare decât în ​​camera de ardere a motorului rachetă cu combustibil lichid, iar la intrarea în generatorul de gaz (6) care alimentează turbina, ar trebui să fie și mai mare. Pentru a îndeplini aceste cerințe, aceleași componente de combustibil (la presiune ridicată) cu care funcționează însuși motorul rachetei cu propulsie lichidă sunt utilizate pentru a antrena turbina (cu un raport diferit de componente, de obicei cu combustibil în exces, pentru a reduce sarcina termică asupra turbină).

O alternativă la un ciclu închis este un ciclu deschis, în care evacuarea turbinei este eliberată direct în mediu printr-o țeavă de evacuare. Implementarea unui ciclu deschis este mai simplă din punct de vedere tehnic, deoarece funcționarea turbinei nu este conectată cu funcționarea camerei motorului cu combustibil lichid și, în acest caz, TPU poate avea, în general, propriul sistem de combustibil independent, ceea ce simplifică procedura pentru pornirea întregului sistem de propulsie. Dar sistemele cu ciclu închis au valori de impuls specifice ceva mai bune, iar acest lucru îi obligă pe proiectanți să depășească dificultățile tehnice ale implementării lor, în special pentru motoarele de lansare mari, care au cerințe deosebit de ridicate pentru acest indicator.

În diagrama din fig. 1 pompă cu o singură pompă pompează ambele componente, ceea ce este acceptabil în cazurile în care componentele au densități comparabile. Pentru cele mai multe lichide utilizate ca componente propulsoare, densitatea variază în intervalul de 1 ± 0,5 g/cm³, ceea ce permite utilizarea unui singur motor turbo pentru ambele pompe. Excepție este hidrogenul lichid, care la o temperatură de 20 K are o densitate de 0,071 g/cm³. Un astfel de lichid ușor necesită o pompă cu caracteristici complet diferite, inclusiv o viteză de rotație mult mai mare. Prin urmare, în cazul utilizării hidrogenului ca combustibil, este prevăzută o pompă de combustibil independentă pentru fiecare componentă.

Sistem de deplasare. Cu o tracțiune scăzută a motorului (și, prin urmare, un consum redus de combustibil), unitatea turbopompă devine un element prea „greu”, înrăutățind caracteristicile de greutate ale sistemului de propulsie. O alternativă la sistemul de alimentare cu pompă este un sistem de combustibil cu deplasare, în care alimentarea cu combustibil a camerei de ardere este asigurată de presiunea de supraalimentare din rezervoarele de combustibil, creată de gazul comprimat, cel mai adesea azot, care este neinflamabil, neinflamabil. -toxic, neoxidant si relativ ieftin de produs. Heliul este folosit pentru presurizarea rezervoarelor cu hidrogen lichid, deoarece alte gaze se condensează la temperatura hidrogenului lichid și se transformă în lichide.

Când se ia în considerare funcționarea unui motor cu un sistem de alimentare cu combustibil cu deplasare din diagrama din Fig. 1, TNA este exclus, iar componentele combustibilului sunt furnizate din rezervoare direct la supapele principale ale motorului rachetă (9, 10). Presiunea din rezervoarele de combustibil în timpul deplasării pozitive trebuie să fie mai mare decât în ​​camera de ardere, iar rezervoarele trebuie să fie mai puternice (și mai grele) decât în ​​cazul unui sistem de alimentare cu pompă. În practică, presiunea în camera de ardere a unui motor cu alimentare cu combustibil cu cilindree este limitată la 10-15 at. De obicei, astfel de motoare au o tracțiune relativ scăzută (în limita a 10 tone). Avantajele sistemului de deplasare sunt simplitatea designului și viteza de răspuns a motorului la comanda de pornire, mai ales în cazul utilizării componentelor de combustibil cu autoaprindere. Astfel de motoare sunt folosite pentru a efectua manevre ale navelor spațiale în spațiul cosmic. Sistemul de deplasare a fost utilizat în toate cele trei sisteme de propulsie ale navei spațiale lunare Apollo - serviciu (împingere 9760 kgf), aterizare (împingere 4760 kgf) și decolare (împingere 1950 kgf).

Cap de duză- o unitate în care sunt montate duze, destinată injectării componentelor de combustibil în camera de ardere. (Puteți găsi adesea numele incorect pentru această unitate „cap de amestecare”. Aceasta este o traducere inexactă, o copie a articolelor în limba engleză. Esența erorii este că amestecarea componentelor combustibilului are loc în prima treime a arderii. camera, și nu în capul injectorului.) Principala cerință pentru injectoare este - amestecarea componentelor cât mai rapid și complet posibil la intrarea în cameră, deoarece viteza lor de aprindere și ardere depinde de aceasta.
Prin capul duzei motorului F-1, de exemplu, 1,8 tone de oxigen lichid și 0,9 tone de kerosen intră în camera de ardere în fiecare secundă. Și timpul de rezidență al fiecărei porțiuni din acest combustibil și al produselor sale de ardere în cameră este calculat în milisecunde. În acest timp, combustibilul ar trebui să ardă cât mai complet posibil, deoarece combustibilul nears înseamnă o pierdere a forței și a impulsului specific. Soluția la această problemă se realizează printr-o serie de măsuri:

• Cresterea maxima a numarului de duze in cap, cu minimizarea proportionala a debitului printr-o duza. (Capul injectorului motorului F-1 are 2.600 de injectoare de oxigen și 3.700 de injectoare de kerosen.)
• Geometria specială a duzelor din cap și ordinea alternantei duzelor de combustibil și oxidant.
• Forma specială a canalului duzei, datorită căreia se transmite rotația atunci când lichidul se deplasează prin canal, iar când intră în cameră este împrăștiat în lateral prin forța centrifugă.

Sistem de răcire

Datorită rapidității proceselor care au loc în camera de ardere a motorului rachetă cu propulsie lichidă, doar o parte nesemnificativă (fracții de procent) din căldura totală generată în cameră este transferată structurii motorului, totuși, datorită temperatură ridicată de ardere (uneori peste 3000 K) și o cantitate semnificativă de căldură generată, chiar și o mică parte din aceasta este suficientă pentru distrugerea termică a motorului, astfel încât problema protejării părții materiale a motorului rachetei cu propulsie lichidă de temperaturi ridicate este foarte relevant. Pentru a o rezolva, există două metode fundamentale care sunt adesea combinate - răcirea și protecția termică.

Pentru motoarele rachete cu propulsie lichidă cu alimentare cu combustibil pompat, se utilizează în principal o metodă de răcire împreună cu o metodă de protecție termică a pereților camerei motorului rachetei cu propulsie lichidă: răcire în fluxȘi strat de perete [termen necunoscut ] . Folosit adesea pentru motoarele mici cu sisteme de combustibil cu cilindree pozitivă. metoda de racire ablativa.

Răcire cu flux constă în faptul că în peretele camerei de ardere și în partea superioară, cea mai încălzită a duzei, se creează, într-un fel sau altul, o cavitate (uneori numită „manta de răcire”), prin care una dintre componentele combustibilului ( de obicei combustibil) trece înainte de a intra în capul duzei, răcind astfel peretele camerei.

Dacă căldura absorbită de componenta de răcire este returnată în cameră împreună cu lichidul de răcire în sine, atunci un astfel de sistem se numește „ regenerativ", dacă căldura respinsă nu intră în camera de ardere, ci este aruncată afară, atunci aceasta se numește „ independent» prin metoda de răcire în flux.

Au fost dezvoltate diferite metode tehnologice pentru a crea o jachetă de răcire. Camera rachetei cu propulsie lichidă V-2, de exemplu, era formată din două carcase de oțel, una interioară (așa-numitul „perete de foc”) și una exterioară, repetându-și forma una pe cealaltă. Componenta de răcire (etanol) a trecut prin golul dintre aceste cochilii. Datorită abaterilor tehnologice ale grosimii golului, a apărut un flux neuniform de fluid, ceea ce a dus la crearea unor zone locale de supraîncălzire a carcasei interioare, care adesea s-au ars în aceste zone cu consecințe catastrofale.

La motoarele moderne, partea interioară a peretelui camerei este realizată din aliaje de bronz foarte conductoare termic. Creează canale înguste cu pereți subțiri prin frezare (15D520 RN 11K77 Zenith, RN 11K25 Energy) sau gravare cu acid (SSME Space Shuttle). Din exterior, această structură este strâns înfășurată în jurul unei carcase de tablă portantă din oțel sau titan, care absoarbe sarcina de forță a presiunii interne a camerei. Componenta de răcire circulă prin canale. Uneori, mantaua de răcire este asamblată din tuburi subțiri conductoare de căldură, sigilate cu un aliaj de bronz pentru etanșeitate, dar astfel de camere sunt proiectate pentru o presiune mai mică.

Strat de perete [termen necunoscut ] (stratul limită, americanii folosesc și termenul „cortina”) este un strat de gaz din camera de ardere, situat în imediata apropiere a peretelui camerei și format în principal din vapori de combustibil. Pentru a organiza un astfel de strat, de-a lungul periferiei capului de amestecare sunt instalate numai duze de combustibil. Din cauza excesului de combustibil și a lipsei de oxidant, reacția chimică de combustie în stratul din apropierea peretelui are loc mult mai puțin intens decât în ​​zona centrală a camerei. Ca urmare, temperatura stratului de perete este semnificativ mai mică decât temperatura din zona centrală a camerei și izolează peretele camerei de contactul direct cu cei mai fierbinți produse de ardere. Uneori, pe lângă aceasta, duzele sunt instalate pe pereții laterali ai camerei, eliminând o parte din combustibil în cameră direct din mantaua de răcire, de asemenea, cu scopul de a crea un strat de perete.

Lansarea motorului rachetă

Lansarea unui motor de rachetă cu combustibil lichid este o operațiune responsabilă, plină de consecințe grave în cazul unor situații de urgență în timpul executării acesteia.

Dacă componentele combustibilului se autoaprind, adică intră într-o reacție de combustie chimică la contactul fizic între ele (de exemplu, acid heptil/azotic), inițierea procesului de ardere nu provoacă probleme. Dar în cazul în care componentele nu sunt astfel (de exemplu oxigen/kerosen), este necesar un inițiator extern de aprindere, a cărui acțiune trebuie să fie coordonată precis cu alimentarea cu componente de combustibil către camera de ardere. Un amestec de combustibil nears este un exploziv de mare putere distructivă, iar acumularea lui în cameră amenință un accident grav.

După aprinderea combustibilului, menținerea unui proces continuu de ardere a acestuia are loc de la sine: combustibilul nou intrat în camera de ardere este aprins din cauza temperaturii ridicate creată în timpul arderii porțiunilor introduse anterior.

Pentru aprinderea inițială a combustibilului în camera de ardere la pornirea unui motor de rachetă cu propulsie lichidă, se utilizează diferite metode:

• Utilizarea componentelor cu autoaprindere (de obicei bazate pe combustibili de pornire care conțin fosfor, care se autoaprind atunci când interacționează cu oxigenul), care chiar la începutul procesului de pornire a motorului sunt introduse în cameră prin duze speciale, suplimentare din combustibilul auxiliar sistem, iar după începerea arderii, componentele principale sunt furnizate. Prezența unui sistem suplimentar de combustibil complică proiectarea motorului, dar permite repornirea acestuia de mai multe ori.
• Un aprinzător electric situat în camera de ardere lângă capul injectorului, care atunci când este pornit creează un arc electric sau o serie de descărcări de scântei de înaltă tensiune. Acest aprinzător este de unică folosință. Odată ce combustibilul este aprins, arde.
• Aprindere pirotehnică. În apropierea capului duzei, în cameră este plasată o mică bombă incendiară pirotehnică, care este aprinsă de o siguranță electrică.

Pornirea automată a motorului coordonează în timp acțiunea aprindetorului și alimentarea cu combustibil.

Lansarea motoarelor rachete mari cu propulsie lichidă cu un sistem de alimentare cu pompă constă în mai multe etape: mai întâi, pompa pornește și accelerează (acest proces poate consta și din mai multe faze), apoi supapele principale ale motorului rachetă cu propulsie lichidă sunt rotite. de obicei, în două sau mai multe etape, cu o creștere treptată a forței de la o etapă la alta, trepte până la normal.

Pentru motoarele relativ mici, se practică pornirea imediată a motorului rachetei la 100% forță, numită „tun”.

Sistem de control automat LRE

Un motor rachetă modern cu propulsie lichidă este echipat cu o automatizare destul de complexă, care trebuie să îndeplinească următoarele sarcini:

• Pornirea în siguranță a motorului și aducerea acestuia în modul principal.
• Menținerea unor condiții stabile de funcționare.
• Schimbare de tracțiune în conformitate cu programul de zbor sau la comanda sistemelor de control externe.
• Oprirea motorului când racheta atinge o orbită dată (traiectorie).
• Reglarea raportului dintre consumul de componente.

Datorită variației tehnologice a rezistenței hidraulice a căilor de combustibil și oxidant, raportul debitelor componente într-un motor real diferă de cel calculat, ceea ce presupune o scădere a forței și a impulsului specific în raport cu valorile calculate. Drept urmare, racheta nu își poate îndeplini niciodată sarcina, după ce a consumat complet una dintre componentele combustibilului. În zorii științei rachetelor, s-au luptat cu acest lucru creând o rezervă garantată de combustibil (racheta este plină cu mai mult decât cantitatea de combustibil calculată, astfel încât să fie suficientă pentru orice abateri ale condițiilor reale de zbor față de cele calculate) . Alimentarea garantată cu combustibil este creată în detrimentul sarcinii utile. În prezent, rachetele mari sunt echipate cu un sistem de control automat al raportului de consum al componentelor, ceea ce face posibilă menținerea acestui raport aproape de cel calculat, reducând astfel aprovizionarea garantată cu combustibil și mărind în consecință masa sarcinii utile.
Sistemul de control automat al sistemului de propulsie include senzori de presiune și debit în diferite puncte ale sistemului de combustibil, iar organele sale executive sunt supapele principale ale motorului rachetă și supapele de control ale turbinei (în Fig. 1 - pozițiile 7, 8, 9 și 10).

Componentele combustibilului

Alegerea componentelor combustibilului este una dintre cele mai importante decizii la proiectarea unui motor cu combustibil lichid, predeterminand multe detalii ale designului motorului și soluțiilor tehnice ulterioare. Prin urmare, alegerea combustibilului pentru un motor de rachetă cu propulsie lichidă se face luând în considerare scopul motorului și racheta pe care este instalat, condițiile de funcționare a acestora, tehnologia de producție, depozitarea, transportul la locul de lansare. , etc.

Unul dintre cei mai importanți indicatori care caracterizează combinația de componente este impulsul specific, care este deosebit de important la proiectarea vehiculelor de lansare a navelor spațiale, deoarece raportul dintre masa combustibilului și sarcina utilă și, prin urmare, dimensiunea și masa întregii rachete, depinde în mare măsură de it (vezi Formula Tsiolkovsky), care se poate dovedi a fi nerealist dacă impulsul specific nu este suficient de mare. Următorul tabel prezintă principalele caracteristici ale unor combinații de componente de combustibil lichid.

Pe lângă impulsul specific, la alegerea componentelor combustibilului, alți indicatori ai proprietăților combustibilului pot juca un rol decisiv, inclusiv:

• Densitate, afectând dimensiunile rezervoarelor componente. După cum reiese din tabel, hidrogenul este inflamabil, cu cel mai mare impuls specific (pentru orice oxidant), dar are o densitate extrem de scăzută. Prin urmare, primele (cele mai mari) etape ale vehiculelor de lansare folosesc de obicei alte tipuri de combustibil (mai puțin eficiente, dar mai dense), precum kerosenul, ceea ce face posibilă reducerea dimensiunii primei trepte la o dimensiune acceptabilă. Exemple de astfel de „tactici” sunt racheta Saturn 5, a cărei primă etapă folosește componente de oxigen / kerosen, și a 2-a și a 3-a etapă - oxigen / hidrogen și sistemul navetei spațiale, în care prima etapă utilizează propulsoare de combustibil solid.
• Temperatura de fierbere, care poate impune restricții serioase asupra condițiilor de funcționare a rachetei. Conform acestui indicator, componentele combustibilului lichid sunt împărțite în gaze criogenice - lichefiate răcite la temperaturi extrem de scăzute și lichide cu punct de fierbere ridicat - cu un punct de fierbere peste 0 ° C.
  • Criogenic componentele nu pot fi depozitate pentru o perioadă lungă de timp și transportate pe distanțe mari, astfel încât acestea trebuie să fie fabricate (cel puțin lichefiate) în instalații speciale de producție mari consumatoare de energie situate în imediata apropiere a locului de lansare, ceea ce face lansatorul complet imobil. În plus, componentele criogenice au alte proprietăți fizice care impun cerințe suplimentare pentru utilizarea lor. De exemplu, prezența chiar și a unei cantități mici de apă sau vapori de apă în recipientele cu gaze lichefiate duce la formarea de cristale de gheață foarte dure, care, dacă intră în sistemul de combustibil al rachetei, acționează asupra părților sale ca material abraziv și pot provoca un accident grav. În timpul multor ore de pregătire a rachetei pentru lansare, o cantitate mare de îngheț îngheață pe ea, transformându-se în gheață, iar căderea pieselor sale de la mare înălțime reprezintă un pericol pentru personalul implicat în pregătire, precum și pentru racheta în sine și echipamentul de lansare. După ce rachetele sunt umplute cu gaze lichefiate, acestea încep să se evapore, iar până în momentul lansării trebuie să fie reaprovizionate în mod continuu printr-un sistem special de reaprovizionare. Excesul de gaz format în timpul evaporării componentelor trebuie îndepărtat în așa fel încât oxidantul să nu se amestece cu combustibilul, formând un amestec exploziv.
  • Fierbere mare Componentele sunt mult mai convenabile de transportat, depozitat si manevrat, asa ca in anii 1950 au inlocuit componentele criogenice din domeniul rachetelor militare. Ulterior, acest domeniu a început să se concentreze tot mai mult pe combustibilii solizi. Dar la crearea transportoarelor spațiale, combustibilii criogenici își păstrează în continuare poziția datorită eficienței lor energetice ridicate, iar pentru manevrele în spațiul cosmic, când combustibilul trebuie depozitat în rezervoare luni, sau chiar ani, componentele cu punct de fierbere ridicat sunt cele mai potrivite. O ilustrare a acestei „diviziuni a muncii” poate fi văzută în motoarele de rachete lichide implicate în proiectul Apollo: toate cele trei etape ale vehiculului de lansare Saturn 5 folosesc componente criogenice, iar motoarele navei lunare, destinate corectării traiectoriei și pentru manevrele pe orbită lunară, folosiți cele cu punct de fierbere ridicat dimetilhidrazină nesimetrică și tetroxid de dinazot.
• Agresivitatea chimică. Toți agenții de oxidare au această calitate. Prin urmare, prezența chiar și a unor cantități mici de substanțe organice în rezervoarele destinate oxidantului (de exemplu, pete de grăsime lăsate de degetele umane) poate provoca un incendiu, în urma căruia materialul rezervorului însuși se poate aprinde (aluminiu, magneziu, titanul și fierul ard foarte viguros în mediul oxidantului de rachetă) . Datorită agresivității lor, oxidanții, de regulă, nu sunt utilizați ca agenți de răcire în sistemele de răcire a motoarelor rachete cu propulsie lichidă, iar în generatoarele de gaz TNA, pentru a reduce sarcina termică a turbinei, fluidul de lucru este suprasaturat cu combustibil și nu cu oxidant. . La temperaturi scăzute, oxigenul lichid este poate cel mai sigur oxidant, deoarece oxidanții alternativi, cum ar fi tetroxidul de dinazot sau acidul azotic concentrat, reacţionează cu metalele și, deși sunt oxidanți cu punct de fierbere ridicat, care pot fi depozitați pentru perioade lungi de timp la temperaturi normale, durata de viață a rezervoarelor. în care se află sunt limitate.
• Toxicitate componentele combustibilului și produsele lor de ardere reprezintă o limitare serioasă a utilizării acestora. De exemplu, fluorul, după cum reiese din tabelul de mai sus, ca agent oxidant este mai eficient decât oxigenul, cu toate acestea, atunci când este asociat cu hidrogen, formează fluorură de hidrogen - o substanță extrem de toxică și agresivă și eliberează câteva sute, mult mai puțin. mii de tone de astfel de produse de ardere în atmosferă atunci când pornirea unei rachete mari este în sine un dezastru major provocat de om, chiar și cu o lansare reușită. Și în cazul unui accident și al unei deversări a unei astfel de cantități din această substanță, prejudiciul nu poate fi calculat. Prin urmare, fluorul nu este utilizat ca componentă a combustibilului. Tetroxidul de azot, acidul azotic și dimetilhidrazina nesimetrică sunt, de asemenea, toxice. În prezent, oxidantul preferat (din punct de vedere al mediului) este oxigenul, iar combustibilul este hidrogenul, urmat de kerosen.

UDC. 621.454.2

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

A. N. Timofeev.

Dezvoltarea unui motor rachetă cu propulsie lichidă de tracțiune redusă, cu o cameră de ardere din material compozit carbon-ceramic.

Alexey Gennadievich Vorobyov, lector superior, cercetător la MAI, formulă1_ av@ Poștă. ru

Igor Nikolaevich Borovik, lector superior la MAI, borra2000@ Poștă. ru

Ivan Sergeevich Kazennov, student MAI, heavigot@

Lakhin Anton Vladislavovich, șeful grupului pentru studiul materialelor compozite al OJSC „Compozit”, Ph.D. info@.

Evgeniy Akimovich Bogachev, șef al Departamentului de materiale compozite cu matrice ceramică, Ph.D. info@.

Timofeev Anatoly Nikolaevich, prim-director general adjunct al OJSC „Compozit”, Ph.D. info@.

Articolul este dedicat problemei dezvoltării motoarelor rachete lichide cu tracțiune joasă (LPREM) cu o cameră de ardere (CC) din material compozit carbon-ceramic (CCCM). Lucrarea oferă o imagine de ansamblu asupra stării actuale a problemei. Este prezentată o analiză a eficienței energetice a utilizării materialului compozit în proiectarea motoarelor de rachetă cu combustibil lichid dezvoltate de Institutul de Aviație din Moscova.

Cuvinte cheie: motor rachetă lichid de tracțiune joasă, cameră de ardere, material compozit ceramic.

Dezvoltare motor rachetă lichid de tracțiune mică cu cameră de ardere from material compozit carbon-ceramic.

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

Lucrarea tehnică despre problema dezvoltării motorului rachetă lichid de tracțiune mică cu cameră de combustie ceramică-compozit. Este prezentată o revizuire a stării reale a problemei. Analiza eficienței energetice este prezentată pentru motorul rachetă de tracțiune mică cu cameră de ardere ceramică-compozit dezvoltat în MAI.

Cuvinte cheie: LRE de tracțiune mică, cameră de ardere, material compozit carbon-ceramic.

Alexey G. Vorobiev, este asistent principal de profesor la MAI. E-mail: formula1_av@

Igor N. Borovik, este asistent principal de profesor la MAI. E-mail: borra2000@

Ivan S. Kazennov, este Student al MAI. E-mail: heavigot@

Anton V. Lahin, șeful grupului de cercetare materiale compozite, corporația „Kompozit”, cand. tehnologie. sci., info@.

Evgeny A. Bogachev, șeful departamentului de materiale ceramice compozite, corporația „Kompozit”, cand. tehnologie. sci., info@.

Timofeev Anatoly Nikolaevich, prim-director general adjunct, corporația „Kompozit”, cand. tehnologie. sci., info@.

Introducere.

Progresele în crearea materialelor compozite de înaltă temperatură și a acoperirilor pe bază de sticlă și ceramică au servit drept bază pentru utilizarea lor în aviație, spațiu și alte industrii. Materialele compozite carbon-ceramică (CCCM) au caracteristici unice de protecție termică, rezistente la eroziune și rezistență la densitate scăzută.

În prezent, materialele compozite sunt utilizate ca acoperiri de protecție pentru elementele motoarelor cu turbină cu gaz de avioane, unități de turbopompe ale motoarelor cu rachete lichide, produse de tehnologie hipersonică, protecție a plăcilor pentru nave spațiale, căptușeli în blocul de duze ale motoarelor cu combustibil solid și în alte domenii ale tehnologiei în care problema protectiei este cea mai acuta structurilor la temperaturi ridicate intr-un mediu oxidant.

La Institutul de Aviație din Moscova, departamentul 202, se desfășoară cercetări în dezvoltarea motoarelor de rachetă cu propulsie lichidă cu propulsie scăzută. Posibilitatea de a utiliza CCCM ca material pentru camera de ardere este considerată una dintre cele mai promițătoare domenii pentru îmbunătățirea motoarelor cu tracțiune mică.

Prezentare generală a problemei și enunțarea problemei

Dorința de a folosi materiale compozite (CM) pentru a crea o cameră de ardere pentru motoarele de rachete cu combustibil lichid este asociată cu o creștere inevitabilă a impulsului specific al motorului, care caracterizează eficiența acestuia. Primele încercări de a introduce materiale compozite carbon-carbon (CCCM) ca material pentru camera de ardere a motoarelor de rachete cu combustibil lichid au fost făcute la începutul până la mijlocul deceniului trecut. Cu toate acestea, desenele rezultate, de regulă, nu au îndeplinit una sau mai multe dintre cerințele pentru camerele LPRE. Soluția problemei utilizării CM sa bazat pe rezolvarea următoarelor probleme:

disponibilitatea tehnologiei pentru formarea unei carcase cu pereți subțiri cu un profil caracteristic motoarelor rachete cu combustibil lichid de la CM;

protecția materialului de temperaturi ridicate în posibile condiții de mediu oxidant;

dezvoltarea unui proiect pentru o conexiune fiabilă a unei camere de ardere compozită (CCC) cu un cap de amestecare metalic;

asigurarea etanșeității la gaz a peretelui;

posibilitatea prelucrarii mecanice a pieselor CM;

asigurarea rezistenței materialului în cazul unei schimbări bruște a presiunii și al prezenței tensiunilor de temperatură caracteristice modurilor de funcționare în impulsuri ale unui motor de rachetă cu combustibil lichid.

Ca urmare a dezvoltării și îmbunătățirii tehnologiei de producție CM legate de selecția parametrilor optimi ai procesului tehnologic, nivelul tehnic al echipamentelor și accesoriilor utilizate, disponibilitatea unor metode fiabile de testare nedistructivă a structurilor compozite și semi- produse finite pentru producția lor, a fost posibil să se dezvolte fundamente științifice și pe baza acestora să creeze o listă extinsă de materiale compozite și tehnologii pentru producerea lor. În prezent, există toate premisele pentru utilizarea practică cu succes a CCCM ca material pentru motoarele de rachete cu combustibil lichid.

Pentru o lungă perioadă de timp, principalele materiale utilizate în compresoarele motoarelor rachete cu propulsie lichidă din țara noastră și din străinătate au fost aliajele de niobiu cu acoperiri de protecție de siliciu. Ele pot rezista la temperaturi de cel mult 1200 °C, deși temperaturile produselor de ardere a combustibilului pot ajunge la 3500 °C. Pentru a reduce temperatura peretelui arderii, amestecul de combustibil și oxidant este organizat cu un raport neoptim de componente. Acest lucru reduce eficiența combustibilului, care afectează în general performanța aeronavei. Motoarele domestice cu tracțiune joasă în serie (KBKhM, Institutul de Cercetare de Inginerie Mecanică) folosesc încă aliaje pe bază de niobiu ca material principal. Astăzi, impulsul specific pentru DMT-urile domestice bazate pe componentele tetroxid de azot (AT) + dimetilhidrazină nesimetrică (UDMH) / monometilhidrazină (MMH) nu depășește 310 s (Fig. 1, Fig. 2).

Motoarele rachete cu combustibil lichid străin folosesc aliaje pe bază de niobiu (motor TR-308, TR-312-100MN (Northrop Grumman), LEROS 1R, LEROS 1C American Pacific Corporation (AMPAC) SUA) și platină (S400 – 12, S400 – 15 EADS). Astrium, Europa), iridiu (motoare R-4D, R-4D-15 (HiPAT) (Fig. Fig. 3) de la Aerojet, SUA) cu acoperiri de protecție (Fig. Fig. 4). Pentru a reduce efectele temperaturii asupra peretelui, se folosește o perdea de film. Temperatura de funcționare a peretelui camerei folosind platinoide prețioase poate ajunge la 2200 °C. Impulsul specific al motoarelor străine moderne care folosesc componente AT + UDMG/MMG ajunge la 327 s.

Odată cu apariția materialelor compozite care nu sunt inferioare în caracteristicile lor și la un preț mult mai ieftin decât aliajele de mai sus, producătorii străini au trecut la dezvoltarea camerelor de ardere a motoarelor rachete cu combustibil lichid folosind CM. Utilizarea unui compozit nemetalic este promițătoare deoarece, fiind comparabil ca preț cu un aliaj tradițional de niobiu, are o densitate mai mică, ceea ce este important din punctul de vedere al reducerii greutății motorului, și un cost semnificativ mai mic comparativ cu grupul de platină. metale.

În Rusia, problemele dezvoltării CM sunt tratate de OJSC Composite, VIAM, OJSC Iskra și o serie de alte organizații. În țara noastră, utilizarea CM în motoarele de rachetă se reduce la utilizarea CCCM pentru atașamentul de răcire cu radiații al motorului 11D58M, cu toate acestea, există o înțelegere a perspectivelor de utilizare a CM în elementele tehnologiei rachete.

Există un număr mare de organizații în străinătate care se ocupă de materiale compozite (ULTRAMet, SNECMA, DuPont). Într-un număr de țări există programe separate pentru dezvoltarea industriei aerospațiale cu utilizarea pe scară largă a CM avansat. Unii dezvoltatori străini de motoare de rachetă cu combustibil lichid introduc deja camere de ardere din CM în sistemele lor de propulsie.

Un exemplu de implementare cu succes a tehnologiilor compozite moderne este dezvoltarea de către EADS Corporation a unui motor apogeu cu tracțiune joasă, numit European Apogee Motor. Motorul European Apogee Motor, cu o tracțiune de 500N, în care camera de ardere și duza sunt realizate în același timp (Fig. Fig. 5, Fig. 6), are o greutate redusă și un impuls specific ridicat, care este mai mult mai mult de 325 sec. European Apogee Motor va fi motorul principal pentru platforma AlphaBus.

Alături de materialul compozit CM avansat, care poate rezista la temperaturi ridicate, vibrații și sarcini de șoc, un cap de amestecare optimizat cu micro-spray a făcut posibilă atingerea acestui nivel de impuls specific.

Au fost investigate și aplicate diverse metode de testare nedistructivă, inclusiv cu ultrasunete, termografice și tomografice. European Apogee Motor poate fi utilizat pentru diverse sarcini ca parte a sateliților comerciali și militari, a vehiculelor de transport interorbital și a vehiculelor reutilizabile. Greutatea redusă a motorului și caracteristicile specifice ridicate economisesc combustibil, ceea ce are un efect pozitiv asupra sarcinii utile în comparație cu alte motoare. Prețul moderat de producție și semifabricate din material compozit permite motorului să concureze cu succes pe piață.

Caracteristicile LPRE de producție internă și străină cu denumirea materialului utilizat sunt prezentate în tabelul Tabelul 1.

Tabelul 1. Caracteristicile motoarelor rachete cu combustibil lichid.

Astfel, în contextul dezvoltării tehnologiilor pentru producția de structuri din materiale compozite, dorința dezvoltatorilor de nave spațiale și platforme de a crește masa încărcăturii utile, sarcina de a crea un motor de rachetă cu combustibil lichid cu o cameră de ardere realizată. de CM carbon-ceramică este relevantă.

Dezvoltarea CS din CM pentru LPRE MAI-202

Departamentul 202 al Institutului de Aviație din Moscova lucrează de mult timp în domeniul dezvoltării și creării de motoare experimentale de rachete cu propulsie lichidă. Au fost încheiate o serie de contracte pe această temă, iar mai multe contracte sunt în derulare. Designul capului de amestecare al motoarelor de propulsie cu rachete lichide MAI-202 se bazează pe utilizarea plăcilor componente separate sudate împreună și pe prezența unui strat cortină cu cădere redusă, cu capacitatea de a-și regla debitul relativ.

Principalele motoare LPRE pentru care se dezvoltă CS din CM sunt: ​​MAI-202-200 cu o tracțiune de 200 N pe componente AT+UDMG (cortina de recuperare), MAI-202-500-VPVK cu o tracțiune de 500 N pe ERW componente (96%) + kerosen (cortina de oxidare), MAI-202-200-OK cu o forță de 200 N pe oxigen gazos și componente de kerosen (cortina de oxidare). Raportul de expansiune pentru toate motoarele este de 70, presiunea în camera de ardere este de 9-12 atm.

Pentru a reduce costurile de producție a motorului, camerele de ardere au fost realizate din aliaj rezistent la căldură EP-202 și KhN60VT, cu un strat de protecție antioxidare pe bază de oxid de crom. Temperatura maximă a peretelui de combustie în timpul testării nu a depășit 1200 K.

Ca urmare a cooperării cu OJSC „Composite”, pe baza tehnologiilor disponibile dezvoltatorilor la acel moment pentru fabricarea de produse similare, a fost posibil să se dezvolte un program de creare a camerelor de ardere experimentale din material compozit cu matrice ceramică pentru cele de mai sus. motoare.

Tabelul 2 prezintă caracteristicile materialului dezvoltat UKKM C-SiC pentru arderea motorului rachetă cu propulsie lichidă în comparație cu materialul tradițional - aliaj de niobiu 5VMT și un material similar C-SiC utilizat în motoarele rachete cu propulsie lichidă străine.

JSC „Composite” are o serie de formulări și capacități pentru aplicarea acoperirilor de oxid folosind nanotehnologie pe suprafața CCCM pentru a crește emisivitatea peretelui exterior al camerei și reflectivitatea peretelui interior. Aceste măsuri vizează creșterea temperaturilor stratului din apropierea peretelui de produse de ardere fără a crește temperatura peretelui camerei de ardere.

Tehnologia de producere a camerelor compozite ceramice este ecologică și nu necesită costuri mari pentru echipamente și echipamente de producție scumpe, spre deosebire de analogii străini. Metoda de formare a matricei nu provoacă deteriorarea componentelor de armare. Reactivul MS nu a fost utilizat anterior pentru producerea de materiale structurale și acoperiri de protecție.

Tabelul 2 – Comparația caracteristicilor materialului în curs de dezvoltare pentru compresorul motorului rachetă cu combustibil lichid cu caracteristicile materialului tradițional și a unui analog străin

Tehnologia existentă de formare a matricei oferă posibilitatea conectării cu capete metalice - flanșe datorită formării unei tranziții metal-compozit, care permite o fixare puternică, etanșată ermetic a camerei ceramic-compozit de părțile metalice ale motorului - capul injectorului și duza duzei.

La proiectarea (Fig. Fig. 7) noi camere de ardere au fost îndeplinite următoarele condiții:

păstrarea profilului geometric intern al camerei de ardere și al duzei;

utilizarea capetelor de amestec gata existente ale motoarelor corespunzătoare;

păstrarea designului motorului pliabil ca parte a părților principale (capul, camera de ardere, duza duză) pentru testarea componentelor individuale cu posibilitatea de a crea o structură neseparabilă;

posibilitatea instalării unui fiting pentru măsurarea presiunii în stația de compresor în timpul desfășurării procesului de lucru.

Probele fabricate de camere de ardere (CC) (Fig. Fig. 8) au suferit următoarele operații tehnologice:

Formarea unui cadru de semifabricate din fibră de carbon;

Prelucrare;

Carbonizare și tratament la temperatură înaltă (HHT);

Formarea unei matrice de carbură de siliciu rezistentă la oxidare prin saturație în fază gazoasă folosind metilsilan ca reactiv de pornire;

Formarea unui strat compozit izolator de gaz

În urma lucrărilor, au fost identificate și rezolvate o serie de probleme:

tehnologie îmbunătățită pentru aranjarea modelelor pentru a crea un profil CS complex cu dimensiuni diametrale mici în zona secțiunii critice;

Au fost dezvoltate conexiuni detașabile ale camerei cu capul de amestecare și duza din oțel rezistent la căldură.

În prezent, noile motoare cu denumirea MAI-202K, unde litera K înseamnă utilizarea unui compozit cu matrice ceramică CS ca parte a unui motor rachetă cu combustibil lichid (Fig. Fig. 9), sunt în stadiul de pregătire pentru testele de incendiu. .

Pe lângă reducerea greutății structurii și creșterea impulsului specific datorită creșterii temperaturii produselor de ardere, utilizarea materialelor compozite cu un strat antioxidare va face posibilă trecerea în viitor la o oxidare cu debit scăzut. cortină, care va avea un efect pozitiv asupra eficienței motorului.

Analiza eficacității utilizării CM pentru camerele de ardere ale motoarelor rachete cu combustibil lichid

Prin creșterea temperaturii produselor de ardere și a temperaturii de funcționare a peretelui arzătorului prin modificarea formării amestecului și reducerea consumului de componentă pe perdea, este posibil să se obțină un impuls specific ridicat atunci când se utilizează CM în proiectarea arzătorului.

Pe baza experimentelor de incendiu pe motorul MAI-202-200 (AT+UDMG), a fost efectuată o analiză a creșterii impulsului specific în cazul utilizării unei camere de ardere din CM. Ca rezultat al calculelor folosind un model experimental-teoretic al stării termice a unui motor de rachetă lichid, s-a demonstrat că utilizarea unui nou material pentru motorul MAI-202-200, care poate rezista la o temperatură de 1800 K, face este posibil să se realizeze un impuls specific de 325 sec. iar pentru motorul MAI-202-500-VPPVK, impulsul specific va fi de 326 de secunde, ceea ce este la nivelul liderilor producători mondiali de motoare rachete cu combustibil lichid (Fig. Fig. 10, Fig. 11).

Rezultatele calculului arată că o creștere a impulsului specific al apogeului LPRE cu 5 secunde crește masa sarcinii utile cu 7 kg pentru un model de satelit geostaționar cu o greutate de 4800 kg, care poate fi înlocuit în mod echivalent prin extinderea duratei de viață a dispozitivului. O analiză mai detaliată a câștigului în masa sarcinii utile de la o creștere a impulsului specific al unui motor de rachetă lichid necesită referire la un anumit vehicul.

Se pregătesc teste de incendiu pentru motoarele MAI-202-200 și MAI-202-500K-VPPV pentru a le evalua eficiența energetică cu un compozit cu matrice ceramică CS. De asemenea, este planificat să se studieze CS compozit în motoarele MAI-202 în moduri de funcționare în impulsuri pentru a demonstra performanța materialului la temperatură ciclică și solicitări mecanice.

Concluzii.

Departamentul 202 al Institutului de Aviație din Moscova, împreună cu OJSC Composite, dezvoltă în mod activ motoare cu propulsie lichidă cu tracțiune joasă, cu camere de ardere din materiale compozite carbon-ceramice. Analiza arată că utilizarea CM face posibilă obținerea unui impuls specific care depășește modelele de zbor interne și corespunde analogilor străini dezvoltați.

Informații detaliate pot fi găsite pe site.

Lista literaturii folosite.

1. Bulanov I.M., Vorobey V.V. Tehnologia structurilor rachete și aerospațiale din materiale compozite: Manual. pentru universități. M.: Editura MSTU im. N.E. Bauman, 1998, 516 p.

2. Vorobyov A.G. Model matematic al stării termice a unui motor de rachetă cu combustibil lichid. Buletinul MAI. T14, nr. 4. Moscova. 2007. – p. 42-49.

3. Kozlov A.A., Abashev V.M. Calculul și proiectarea unui motor rachetă lichid cu tracțiune joasă. Moscova, MAI, 2006.

4. Koshlakov V.V., Mironov V.V. Perspective pentru utilizarea materialelor compozite în motoarele de rachete. Sisteme de propulsie pentru rachete și spațiale: colecție de materiale de la Conferința științifică și tehnică din întreaga Rusie. M.: Editura MSTU numită după N.E. Bauman, 2008. – 10-11 p.

5. Lakhin A.V. Procedee de producere a materialelor compozite și a acoperirilor pe bază de carbură de siliciu prin depunere chimică de vapori din metilsilan la temperaturi și presiuni relativ scăzute: Dis. Ph.D. Sci. – Moscova, 2006. – 140 p.

6. Pavlov S.V., Grachev V.D., Tokarev A.S. Rezultatele dezvoltării și cercetării privind performanța camerelor de ardere LPRE realizate din CCCM // Rocket and Space Technology, vol. 3 (136). Institutul de Cercetare a Proceselor Termice, 1992, 30-33 p.

7. Solntsev S.S., Isaeva N.V. Material ceramic compozit al unităților și pieselor încărcate la căldură. Primul seminar științific și tehnic interdepartamental privind problemele camerelor de ardere cu emisii scăzute ale turbinelor cu gaz. Experiență de dezvoltare, probleme de creare și perspective de dezvoltare a camerelor de ardere cu emisii scăzute ale instalațiilor cu turbine cu gaz. 14-16 decembrie. Moscova, CIAM

8. Solntsev S.S. Materiale compozite ceramice de înaltă temperatură și acoperiri cu resurse antioxidare. // 75 de ani. Materiale de aviație. Lucrări alese ale „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. Metodă de producere a materialului compozit. – Brevet RF Nr. 2130509 din 20 mai 1999, prioritate din 26 ianuarie 1998.

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

11. Kozlov A.A., Abashev V.M., Denisov K.P. ets. Finisarea experimentală a motorului bipropelant apogeu cu tracțiune 200 N. Al 51-lea Congres Internațional de Astronautică. Rio de Janeiro, Brazilia. 2-6 octombrie 2000.