Roket motorları. Roket motorları hakkında konuşmalar

Rusya, ana bileşeni, sabit veya mobil yer sistemlerinin bir parçası olarak ve denizaltılarda kullanılan çeşitli tiplerde kıtalararası balistik füzeler olan stratejik nükleer kuvvetler geliştirmiştir. Temel fikirler ve çözümler düzeyinde belirli bir benzerlikle, bu sınıfın ürünleri gözle görülür farklılıklara sahiptir. Özellikle, belirli müşteri gereksinimlerine uygun olarak çeşitli tip ve sınıflarda roket motorları kullanılmaktadır.

Enerji santrallerinin özellikleri açısından bakıldığında, tüm eski, güncel ve gelecek vaat eden ICBM'ler iki ana sınıfa ayrılabilir. Bu, sıvı yakıtlı roket motorları (LPRE) veya katı yakıtlı motorlar (RDTT) ile donatılabilir. Her iki sınıfın da çeşitli projelerde kullanıldıkları için kendi avantajları vardır ve şu ana kadar hiçbiri bir "rakibi" kendi alanından çıkaramadı. Enerji santralleri konusu büyük ilgi görüyor ve ayrı bir değerlendirmeyi hak ediyor.

ve teori

Yüzyıllar önce ortaya çıkan ilk roketlerin, en basit yakıtı kullanan katı yakıtlı motorlarla donatıldığı biliniyor. Böyle bir enerji santrali, ilk sıvı yakıt sistemlerinin oluşturulduğu geçen yüzyıla kadar konumunu korudu. Gelecekte, sıvı yakıtlı roket motoru veya katı yakıtlı roket motoru endüstri liderleri olarak zaman zaman birbirinin yerini almasına rağmen, iki motor sınıfının gelişimi paralel olarak ilerledi.

Sıvı motorlu UR-100N UTTH roketinin fırlatılması. Fotoğraf Rbase.new-factoria.ru

Geliştirilmesi kıtalararası komplekslerin ortaya çıkmasına yol açan ilk uzun menzilli füzeler sıvı motorlarla donatıldı. Geçen yüzyılın ortalarında, mevcut malzeme ve teknolojileri kullanarak istenen özelliklerin elde edilmesini mümkün kılan LRE'ydi. Daha sonra, önde gelen ülkelerden uzmanlar yeni çeşit balistik tozlar ve karışık yakıtlar geliştirmeye başladı ve bu da ICBM'lerde kullanıma uygun katı yakıtlı roket motorlarının ortaya çıkmasına neden oldu.

Bugüne kadar, farklı ülkelerin stratejik nükleer kuvvetlerinde hem sıvı yakıtlı hem de katı yakıtlı füzeler yaygınlaştı. ABD'nin birkaç on yıl önce katı yakıtlı motorlar lehine sıvı motorları terk ederken, Rus ICBM'lerinin her iki sınıfın da tahrik sistemleriyle donatılmış olması ilginçtir. Yaklaşımlardaki bu farklılığa rağmen, her iki ülke de gerekli yeteneklere sahip, istenilen şekilde füze grupları oluşturmayı başardı.

Kıtalararası roketler alanında sıvı yakıtlı motorlar birinci oldu. Bu tür ürünlerin bir takım avantajları vardır. Sıvı yakıt, daha yüksek bir spesifik itici gücün elde edilmesini sağlar ve motorun tasarımı, nispeten basit yollarla itme gücünde bir değişikliğe izin verir. Yakıt ve oksitleyici tanklar, LRE'li roket hacminin çoğunu kaplar, bu da gövdenin sağlamlığına yönelik gereksinimleri bir şekilde azaltır ve üretimini basitleştirir.

Aynı zamanda roket motorları ve bunlarla donatılmış roketler de dezavantajsız değildir. Her şeyden önce, böyle bir motor, ürünün maliyetini olumsuz yönde etkileyen en yüksek üretim ve işletme karmaşıklığı ile karakterize edilir. İlk modellerin ICBM'leri, fırlatma hazırlığının karmaşıklığı şeklinde bir dezavantaja sahipti. Yakıt ve oksitleyicinin yakıt ikmali lansmandan hemen önce gerçekleştirildi ve ayrıca bazı durumlarda bazı risklerle ilişkilendirildi. Bütün bunlar füze sisteminin savaş niteliklerini olumsuz etkiledi.

Taşıma ve fırlatma konteynırlarında sıvı roketler R-36M. Fotoğraf Rbase.new-factoria.ru

Katı yakıtlı bir roket motoru ve onun temelinde inşa edilen bir roket, sıvı bir sisteme göre olumlu yönlere ve avantajlara sahiptir. Ana artı, daha düşük üretim maliyeti ve basitleştirilmiş tasarımdır. Ayrıca katı yakıtlı roket motorlarının agresif yakıt sızıntısı riski yoktur ve ayrıca daha uzun depolama imkanı ile de öne çıkarlar. ICBM uçuşunun aktif aşamasında, katı yakıtlı bir motor daha iyi hızlanma dinamikleri sağlayarak başarılı bir müdahale olasılığını azaltır.

Katı yakıtlı bir motor, özgül itici gücü bakımından sıvı olana göre kaybeder. Katı itici yakıtın yanması neredeyse kontrol edilemez olduğundan, motor itme kuvvetinin kontrol edilmesi, durdurulması veya yeniden çalıştırılması karmaşık özel teknik araçlar gerektirir. Katı yakıtlı roket motorunun gövdesi, bir yanma odasının işlevlerini yerine getirir ve bu nedenle, kullanılan birimlere özel gereksinimler getiren ve ayrıca üretimin karmaşıklığını ve maliyetini olumsuz yönde etkileyen uygun dayanıklılığa sahip olmalıdır.

LRE, katı yakıtlı roket motoru ve stratejik nükleer kuvvetler

Şu anda, Rusya'nın stratejik nükleer kuvvetleri, gerçek savaş görevlerini çözmek için tasarlanmış, çeşitli sınıflardan yaklaşık bir düzine ICBM ile silahlandırılmıştır. Stratejik Füze Kuvvetleri (RVSN) beş tür füze kullanıyor ve iki yeni sistemin daha ortaya çıkmasını bekliyor. Donanma denizaltılarında da aynı sayıda füze sistemi kullanılıyor, ancak temelde yeni füzeler "nükleer üçlünün" deniz bileşeninin çıkarları doğrultusunda henüz geliştirilmedi.

İlerleyen yaşlarına rağmen birliklerin elinde hâlâ UR-100N UTTKh ve R-36M/M2 füzeleri bulunuyor. Bu tür ağır sınıf ICBM'ler, kendi sıvı yakıtlı motorlarıyla birlikte birkaç aşamayı içerir. Büyük bir kütleye sahip (UR-100N UTTKh için 100 tondan fazla ve R-36M / M2 için yaklaşık 200 ton), iki tür füze önemli miktarda yakıt tedarik ederek, ağır bir savaş başlığının mesafeye gönderilmesini sağlar. en az 10 bin km.

RS-28 "Sarmat" roketinin genel görünümü. "Devlet Füze Merkezi" Çizimi / makeyev.ru

Ülkemizde ellili yılların sonundan bu yana, gelecek vaat eden ICBM'lerde katı yakıtlı roket motorlarının kullanılmasının sorunları araştırılmaktadır. Bu alandaki ilk gerçek sonuçlar yetmişli yılların başında elde edildi. Son yıllarda, bu yön, modern teknolojilere dayanan ortak fikir ve çözümlerin tutarlı bir şekilde geliştirilmesi olan bütün bir katı yakıtlı roket ailesinin ortaya çıkması sayesinde yeni bir ivme kazandı.

Halihazırda Stratejik Füze Kuvvetlerinde RT-2PM Topol, RT-2PM2 Topol-M ve RS-24 Yars füzeleri bulunmaktadır. Aynı zamanda bu tür füzelerin tümü hem mayın hem de mobil kara fırlatıcılarıyla çalıştırılıyor. Ortak fikirlere dayanarak oluşturulan üç tip roket, üç aşamalı bir şemaya göre inşa edilmiş ve katı yakıtlı motorlarla donatılmıştır. Müşterinin gereksinimlerini karşılayan projelerin yazarları, bitmiş füzelerin boyutlarını ve ağırlığını en aza indirmeyi başardılar.

RT-2PM, RT-2PM2 ve RS-24 komplekslerinin füzeleri 22,5-23 m'den fazla uzunluğa sahip değildir ve maksimum çapı 2 m'den azdır, ürünlerin fırlatma ağırlığı yaklaşık 45-50 tondur. 1-1,5 ton Topol füzeleri monoblok savaş başlığıyla donatılırken, bilinen verilere göre Yars birkaç ayrı savaş başlığı taşıyor. Uçuş menzili - en az 12 bin km.

Eski sıvı yakıtlı roketler seviyesindeki ana uçuş özellikleriyle katı yakıtlı Topol ve Yarsy'nin boyutlarının daha küçük olduğunu ve başlangıç ​​​​ağırlığına sahip olduğunu görmek kolaydır. Ancak tüm bunlarla birlikte daha küçük bir yük taşıyorlar.

Mobil toprak kompleksi "Kavak". Rusya Federasyonu Savunma Bakanlığı'nın fotoğrafı

Gelecekte Stratejik Füze Kuvvetlerinin birkaç yeni füze sistemi alması gerekiyor. Böylelikle Yars sisteminin daha da geliştirilmesi için bir seçenek olarak oluşturulan RS-26 Rubezh projesi, yine her aşamada katı yakıtlı roket motorlarıyla çok aşamalı bir şemanın kullanılmasını sağlıyor. Daha önce, Rubezh sisteminin, mimarisinin ana özelliklerini etkileyen, yaşlanan RT-2PM Topol komplekslerinin yerini alması amaçlandığı bilgisi ortaya çıktı. Temel teknik özelliklere göre Rubezh, farklı bir yük kullanmak mümkün olmasına rağmen Topol'dan önemli ölçüde farklı olmamalıdır.

Umut verici bir diğer gelişme ise RS-28 Sarmat tipi ağır ICBM'dir. Resmi verilere göre bu proje, sıvı motorlu üç aşamalı bir roketin oluşturulmasını sağlıyor. Sarmat füzesinin yaklaşık 30 m uzunluğa ve 100 tonun üzerinde fırlatma ağırlığına sahip olacağı, "geleneksel" özel savaş başlıklarını veya yeni tip hipersonik saldırı sistemini taşıyabileceği bildirildi. Yeterli özelliklere sahip sıvı yakıtlı roket motorlarının kullanılması sayesinde maksimum 15-16 bin km uçuş menzili elde edilmesi bekleniyor.

Donanmanın farklı özellik ve yeteneklere sahip çeşitli ICBM türleri vardır. Stratejik nükleer kuvvetlerin deniz bileşeninin temeli şu anda R-29RM ailesinin denizaltılarının balistik füzelerinden oluşuyor: R-29RM uygun, R-29RMU1, R-29RMU2 Sineva ve R-29RMU2.1 Liner. Ayrıca birkaç yıl önce son R-30 Bulava füzesi cephaneliklere çarptı. Bildiğimiz kadarıyla Rus endüstrisi şu anda denizaltılara yönelik füzelerin modernizasyonu için çeşitli projeler geliştiriyor, ancak şu ana kadar temelde yeni kompleksler oluşturma konusunda bir konuşma yok.

Denizaltılar için yerli ICBM'ler alanında, "kara" komplekslerinin gelişimini hatırlatan eğilimler var. Daha eski R-29RM ürünleri ve bunların modernizasyonuna yönelik tüm seçenekler üç aşamalıdır ve birkaç sıvı motorla donatılmıştır. Böyle bir enerji santralinin yardımıyla R-29RM füzesi, toplam kütlesi 2,8 ton olan farklı kapasitelerde dört veya on savaş başlığını en az 8300 km mesafeye taşıma kapasitesine sahiptir.R-29MR2 Sineva modernizasyon projesi, yeni navigasyon ve kontrol sistemlerinin kullanılması. Mevcut muharebe yüküne bağlı olarak 14,8 m uzunluğunda ve 40,3 ton ağırlığındaki füze, 11,5 bin km'ye kadar mesafeye uçma kapasitesine sahip.

Silo fırlatıcıya "Topol-M" roket kompleksi yükleniyor. Rusya Federasyonu Savunma Bakanlığı'nın fotoğrafı

Aksine, P-30 Bulava denizaltıları için daha yeni bir füze projesi, her üç aşamada da katı yakıtlı motorların kullanılmasını sağladı. Bu, diğer şeylerin yanı sıra, roketin uzunluğunun 12,1 m'ye ve fırlatma ağırlığının 36,8 tona düşürülmesini mümkün kıldı.Aynı zamanda ürün, 1,15 ton muharebe yükü taşıyor ve bunu 1,15 ton mesafeye kadar ulaştırıyor. 8-9 bin km. Çok uzun zaman önce, Bulava'nın diğer boyutlarda farklılık gösteren ve ağırlığı artan yeni bir modifikasyonunun geliştirildiği ve bu sayede savaş yükünün artırılmasının mümkün olacağı duyuruldu.

Gelişim eğilimleri

Son yıllarda Rus komutasının gelişmiş katı yakıtlı füzelerin geliştirilmesine güvendiği iyi biliniyor. Bunun sonucu, Topol ve Topol-M komplekslerinin ve ardından füzeleri katı yakıtlı roket motorlarıyla donatılmış Yars ve Rubezh'in tutarlı görünümü oldu. LRE ise yalnızca nispeten eski "kara" füzelerinde kalıyor ve operasyonları zaten sona eriyor.

Ancak sıvı yakıtlı ICBM'lerin tamamen reddedilmesi henüz planlanmadı. Mevcut UR-100N UTTKh ve R-36M / M2'nin yerine benzer bir enerji santraliyle yeni bir RS-28 "Sarmat" ürünü yaratılıyor. Böylece, öngörülebilir gelecekte sıvı motorlar yalnızca ağır füzelerde kullanılacak, diğer sistemler ise katı yakıt sistemleriyle donatılacak.

Denizaltıdan fırlatılan balistik füzelerde de durum benzer görünüyor ancak bazı farklılıklar var. Bu alanda önemli sayıda sıvı roket de varlığını sürdürüyor ancak tek yeni proje, katı yakıtlı roket motorlarının kullanımını içeriyor. Etkinliğin daha da gelişmesi, askeri departmanın mevcut planları incelenerek tahmin edilebilir: Denizaltı filosunun geliştirilmesine yönelik program, hangi füzelerin büyük bir geleceğe sahip olduğunu ve hangilerinin sonunda hizmet dışı bırakılacağını açıkça gösteriyor.

Kundağı motorlu fırlatıcı RS-24 "Yars". Fotoğraf Vitalykuzmin.net

Daha eski R-29RM füzeleri ve bunların en son modifikasyonları, 667BDR ve 667BDRM projelerinin nükleer denizaltıları için tasarlanırken, R-30'lar en son proje 955 füze taşıyıcılarında kullanılmak üzere geliştirildi. Onlarla birlikte filo, taşıyıcısız kalacak olan R-29RM ailesinin füzelerini sırasıyla terk etmek zorunda kalacak.

İlk Proje 955 Borey füze denizaltıları Deniz Kuvvetleri'ne kabul edilmiş olup, ayrıca yeni denizaltıların inşası da devam etmektedir. Bu, öngörülebilir gelecekte filonun önemli sayıda Bulava füze gemisi grubunu alacağı anlamına geliyor. Boreev hizmeti birkaç on yıl daha devam edecek ve bu nedenle R-30 füzeleri hizmette kalacak. Bu tür silahlarda, ICBM'nin temel versiyonunu tamamlayabilecek ve daha sonra değiştirebilecek yeni modifikasyonlar oluşturmak mümkündür. Öyle ya da böyle, R-30 ailesinin ürünleri, sonunda stratejik nükleer kuvvetlerin deniz bileşeninin temeli olarak R-29RM hattının eskimiş füzelerinin yerini alacak.

Avantajlar ve dezavantajlar

Modern stratejik füzelerde kullanılan farklı sınıftaki roket motorlarının şu ya da bu şekilde artıları ve eksileri vardır. Sıvı ve katı yakıt sistemleri bazı açılardan birbirlerine üstündür ancak bazı açılardan kaybederler. Sonuç olarak müşteriler ve tasarımcılar, mevcut gereksinimlere uygun olarak enerji santrali tipini seçmek zorunda kalıyor.

Koşullu sıvı yakıtlı roket motoru, daha yüksek özgül itici gücü ve diğer avantajları bakımından katı yakıtlı roket motorundan farklıdır, bu da taşıma yükünü artırmayı mümkün kılar. Aynı zamanda, karşılık gelen sıvı yakıt ve oksitleyici beslemesi, ürünün boyutlarında ve ağırlığında bir artışa yol açar. Böylece, çok sayıda silo fırlatıcısının konuşlandırılması bağlamında sıvı roketin en uygun çözüm olduğu ortaya çıkıyor. Uygulamada bu, şu anda fırlatma silolarının önemli bir kısmının R-36M / M2 ve UR-100N UTTKh füzeleri tarafından işgal edildiği ve gelecekte bunların yerini gelecek vaat eden RS-28 Sarmat'ın alacağı anlamına geliyor.

Topol, Topol-M ve Yars tipi füzeler hem maden tesislerinde hem de mobil toprak komplekslerinin bir parçası olarak kullanılmaktadır. İkinci olasılık, her şeyden önce füzelerin düşük başlangıç ​​​​ağırlığıyla sağlanıyor. Ağırlığı 50 tonu geçmeyen bir ürün, mevcut veya varsayımsal sıvı roketlerle yapılamayan özel çok dingilli bir şasiye yerleştirilebilir. Topol'un yerini alması düşünülen yeni RS-26 Rubezh kompleksi de benzer fikirlere dayanıyor.

R-29RM denizaltı füzesi. "Devlet Füze Merkezi" Çizimi / makeyev.ru

Katı yakıtlı roket motorlu roketlerin boyut ve ağırlıkta azalma şeklindeki karakteristik özelliği, filo silahları bağlamında da önemlidir. Bir denizaltı için bir füzenin minimum boyuta sahip olması gerekir. R-29RM ve R-30 füzelerinin boyutlarının ve uçuş özelliklerinin oranı, bu tür avantajların pratikte nasıl kullanılabileceğini tam olarak gösteriyor. Dolayısıyla, öncekilerden farklı olarak, en yeni Proje 955 nükleer denizaltıları, fırlatıcıların üst kısmını kaplayan büyük bir üst yapıya ihtiyaç duymuyor.

Ancak ağırlık ve boyutlardaki azalmanın da bir bedeli var. Daha hafif katı yakıtlı füzeler, daha düşük savaş yükleri açısından diğer yerli ICBM'lerden farklıdır. Ayrıca katı yakıtlı roketlerin özgüllüğü, sıvı roketlere kıyasla daha düşük ağırlık mükemmelliğine yol açar. Ancak görünen o ki, bu tür sorunlar daha etkili savaş birimleri ve kontrol sistemleri oluşturularak çözülüyor.

Uzun bilimsel ve tasarım çalışmalarının yanı sıra birçok tartışmaya rağmen, sıvı ve katı yakıtlı motorlar arasındaki koşullu çatışma henüz "rakiplerden" birinin koşulsuz zaferiyle sona ermedi. Tam tersine Rus ordusu ve mühendisleri dengeli bir sonuca vardılar. En iyi sonuçları gösterebilecekleri alanlarda farklı tipteki motorlar kullanılmaktadır. Bu nedenle, karada konuşlu mobil sistemler ve denizaltılar için hafif füzeler katı yakıtlı roket motorlarıyla donatılırken, silodan fırlatılan ağır füzeler şimdi ve gelecekte sıvı yakıtlı sistemlerle donatılmalıdır.

Mevcut durumda, mevcut fırsatlar ve beklentiler dikkate alındığında böyle bir yaklaşım en mantıklı ve başarılı görünüyor. Negatif faktörlerin etkisinde gözle görülür bir azalma ile pratikte maksimum sonuçların elde edilmesini sağlar. Gelecek vaat eden teknolojilerin kullanımı da dahil olmak üzere gelecekte böyle bir ideolojinin devam etmesi oldukça olasıdır. Bu, yakın ve uzak gelecekte Rus stratejik nükleer kuvvetlerinin, ülkenin caydırıcılık ve güvenliğini doğrudan etkileyen, mümkün olan en yüksek özelliklere ve savaş niteliklerine sahip modern kıtalararası balistik füzeleri alabileceği anlamına geliyor.

Web sitelerine göre:
http://ria.ru/
http://tass.ru/
http://interfax.ru/
http://flot.com/
http://rbase.new-factoria.ru/
http://kapyar.ru/
http://missiles.ru/
http://makeyev.ru/

Yuzhnoye tasarım bürosunun mühendisleri sorumlu ve zor bir görevi tamamladılar - ay uzay aracı için 11D410 tahrik ünitesinin geliştirilmesi.

11D410 motor bloğu, ana motor RD858 ve yedek motor RD859'dan oluşuyordu ve aşağıdaki görevleri çözdü: ay yüzeyine yumuşak iniş, ay yüzeyinden kalkış ve ay uzay aracının, ayın yapay bir uydusunun eliptik yörüngesine fırlatılması.

Bir ay uzay aracının mürettebatla birlikte uçuşu öngörüldüğünden, motorların güvenilirliğine en yüksek talepler getirildi. Güvenilirliğin, tam ölçekli çalışma koşullarının simülasyonu ile çok sayıda testle doğrulanması gerekiyordu. Aya yumuşak iniş ve yüzeyinden kalkışı sağlamak için RD858 motorun iki itme modu vardır: ana ve derin kısma modu (RGD) ve iki eklenti sağlar. Ana modda itme kontrol aralığı ± %9,8, RGD'de ise ± %35'tir. Bu kadar derin kısma, güvenilir soğutmayla motor bölmesinin stabilitesini sağlamak için özel tasarım önlemlerinin kullanılmasını gerektiriyordu.

Yedek motor RD859, ±%9,8 aralığında itme kontrolüne sahip tek modludur.

En yüksek gereksinimler, motor turbo pompa ünitelerinin güvenilirliğine, özellikle de oksitleyici pompa ve türbinin boşluklarını ayıran mekanik contalara yerleştirildi. En güvenilir ve verimli sürtünme çiftinin seçilmesinin bir sonucu olarak önemli miktarda deneysel çalışma gerekliydi. Tasarımın başarılı olduğu ortaya çıktı - TNA'nın tahmini kaynağı binlerce saniyeydi.

Güvenilir soğutma sağlamak için, yüksek ısı akış bölgesindeki hazne gövdesi, karmaşık profil parçaları üzerinde değişken optimum kesite sahip spiral frezelenmiş oluklara sahiptir.

Bir motordaki kapanımların sayısı uçuş sırasında iki yerine on ikiye ulaştı. Yedek motor, kapatma ve yeniden başlatma arasındaki üç saniyelik gecikmeden sonra çalışmaya başlayabilmesi açısından benzersizdir. Özelliklerin yakınsamasını doğrulamak için motorun kapatılması, hazne yollarının boşaltılması ve üç saniyelik bir duraklamanın ardından yeniden çalıştırma işlemleri dikkatle incelendi. Testler sırasında yeniden başlatma parametreleri ilkiyle aynıydı. Turbo pompa besleme sistemine sahip mevcut motorların hiçbiri böyle bir fırsat sağlamadı. Geniş bir itme kontrolü sağlayan turbo pompa besleme sistemine sahip motorlar için, bu roket motorları çok yüksek spesifik itme değerlerine sahiptir. Motor bloğunun kütlesi ve boyutları, motor kontrol ve itiş kontrol sistemlerini içerdiği gerçeği dikkate alındığında bile, yüksek derecede tasarım mükemmelliğini gösterir. Motorların toplam ağırlığı 110 kg ve toplam itme kuvveti 4100 kgf'dir. Karşılaştırma için: Ariane-5 fırlatma aracının üst kademesinin 2700 kgf itme gücüne sahip motorunun kütlesi 100 kg'ı aşıyor.

Test miktarı çok büyüktü: Toplam çalışma süresi 253281 sn olan 181 RD858 motor ve toplam çalışma süresi 209463 sn olan 181 RD859 motor. 11 adet 11D410 motor bloğu acil durum simülasyonu ile test edildi.

Genel olarak, aya iniş aracının LRE bloğu, sınıfının en güvenilir motorlarından biridir. R-7 fırlatma aracı tarafından fırlatılan özel T-2K uzay aracının bir parçası olarak üç motor bloğu Dünya çevresindeki yörüngede başarıyla test edildi.

Yürüyen motorlar

Sıvı roket motorlarının tarihçesi

Yuzhnoye Tasarım Bürosunda sıvı yakıtlı roket motorlarının (LRE) bağımsız olarak yaratılmasına ilişkin ilk deneyim, 1958 yılında 8K64 ICBM'nin birinci ve ikinci aşamaları için direksiyon motorlarının geliştirilmesine yönelik başlatılan çalışmaydı. Bu roketin ana özelliği, birkaç nesil roket motorunun ana yakıtı haline gelen yeni bir yakıt olan asimetrik dimetilhidrazinin (UDMH) AK-27 oksitleyicisiyle birlikte ilk kez kullanılmasıydı.

İlk direksiyonlu roket motorlarının yaratılmasında elde edilen başarı, 1960 yılında 8K66 roketinin ikinci aşaması için yeni, daha karmaşık ve çok işlevli bir RD853 motorunun geliştirilmesine başlanmasını mümkün kıldı.

1961'de, 8K67 roketinin birinci ve ikinci aşamaları için yeni bir çift itici bileşen - dinitrojen tetroksit (AT) ve UDMH - üzerinde çalışan direksiyon motorlarının oluşturulması üzerine çalışmalar başladı.

1962 yılında, RD854 sıvı yakıtlı roket motorunun tasarımı ve testi, ICBM 8K69'un yörünge savaş başlığının fren tahrik sistemi için jeneratör gazını sonradan yakmadan AT + UDMH yakıtıyla başladı. Motoru tasarlarken, yerli motor yapımı uygulamasında ilk kez, motor bölmesinin boru şeklinde bir nozulu geliştirildi ve üretimde uzmanlaştı.

1964 yılında, 8K99 kombine roketin ikinci aşamasının RD857 ana motorunun oluşturulması üzerine çalışmalar başladı; bunun için ilk kez yanma odasında indirgeyici jeneratör gazının sonradan yakılmasıyla ilgili bir şema geliştirildi. Bu motorda, nozulun süpersonik kısmına jeneratör gazı üflenerek itme vektörü kontrolü de ilk kez gerçekleştirildi.

Yuzhnoye Tasarım Bürosu ayrıca, 1965 yılında 11A52 kompleksinin ay gemisinin roket bloğunun (E bloğu) geliştirilmesinin başladığı Sovyet ay programında da yer aldı. Yuzhnoye Tasarım Bürosunda oluşturulan ay uzay aracının motor bloğu, ana motor RD858 ve yedek motor RD859'dan oluşuyordu ve aşağıdaki görevleri çözdü: ay yüzeyine yumuşak iniş, ay yüzeyinden kalkış ve ay uzay aracını eliptik bir yörüngeye fırlatmak ayın yapay uydusu. Genel olarak, aya iniş aracının LRE bloğu, sınıfının en güvenilir motorlarından biriydi. Soyuz fırlatma aracı kullanılarak fırlatılan özel T-2K uzay aracının bir parçası olarak üç motor bloğu Dünya çevresindeki yörüngede başarıyla test edildi.

Cyclone-3 fırlatma aracının üçüncü aşaması için RD861 motorunun tasarımı 1966 yılında başladı. Bu motor çok yüksek enerji-kütle özelliklerine sahiptir.

1976 yılında, MBR 15A18'in oluşturulması sırasında, jeneratör gazını yakmadan şemaya göre AT ve UDMH üzerinde çalışan dört odacıklı bir RD864 motorunun geliştirilmesi üzerine çalışmalar başladı. Motor iki modda çalışma sağladı: bir moddan diğerine birden fazla (25 defaya kadar) geçişle ana ve kısılmış. Bu motor için ilk kez, yüksek doğruluk ve hız ile öne çıkan karşı yüksek basınçlı jetler için kontrol üniteleri geliştirildi ve uygulandı.

Bu motorun bir modifikasyonu, 15A18M ICBM için daha da yüksek performansa sahip olan RD869 motoruydu.

Yuzhnoye Tasarım Bürosu için yeni bir aşama, 1977'de başlayan Zenit-2 fırlatma aracının geliştirilmesiydi. Bu fırlatma aracının bir özelliği, kriyojenik yakıt bileşenlerinin kullanılmasıdır: gazyağı ve sıvı oksijen, uygulamada ilk kez Bu yakıt bileşenleri üzerine bir direksiyon motoru inşa eden motorun, jeneratör gazının sonradan yakılması şemasına göre tasarlanmasına karar verildi. Sıvı yakıtlı roket motorlarının tasarımında birikmiş deneyim sayesinde, RD-8 motorunun tasarımı sırasında ileri teknik çözümlerin tanıtılması, yüksek enerji-kütle özellikleri elde etmek, yüksek güvenilirlik ve uzun hizmet ömrü sağlamak mümkün olmuştur.

Direksiyon motorları

F.A.'nın fikirlerinin etkisi altında. Zander ve K.E. Tsiolkovsky'ye göre, LRE'li uçağın uçuş özelliklerini hesaplarken hesaplanan LRE'nin yaratılmasındaki olumlu teknik beklentilerin yanı sıra, Sovyet uzmanları pistonlu motorların hız ve irtifa açısından kullanım sınırlarının aşılabileceği sonucuna vardı. LRE'nin kullanımı.

Sıvı yakıtlı roket motoru - sıvı yakıt bileşenleriyle çalışan bir roket motoru. Genel durumda LRE, bir veya daha fazla odadan, besleme sistemi ve otomasyon birimlerinden, kontrol kuvvetleri ve momentleri oluşturmaya yönelik cihazlardan, bir çerçeveden, hatlardan ve yardımcı cihazlardan ve düzeneklerden oluşur. LRE otomasyon üniteleri, LRE'nin kontrolünü, düzenlenmesini ve bakımını sağlayan bir dizi cihazın parçasıdır. roket uçağı Tsiolkovsky roket motoru

Roket motorlu bir tahrik sistemi aşağıdaki ana parçalardan oluşur: bir veya daha fazla roket motoru, çalışma sıvısı içeren tanklar, yakıt tankları veya deplasmanlı yakıt beslemesi için basınçlandırma üniteleri, direksiyon dişlileri, motorları tanklara bağlayan hatlar ve yardımcı cihazlar, otomasyon Roket motorunun ayrı düğümleri ve bir bütün olarak tahrik sistemi olarak düzenlenecek şekilde tasarlanmıştır.

LRE'nin çalışması için, uçakta kimyasal ekzotermik reaksiyonlara girebilecek çalışma gövdelerinin bulunması gerekir; ısı açığa çıkaran reaksiyonlar. Bir maddenin ayrışması sonucu ısı açığa çıkarsa, üniter bir yakıttan söz edilir. En yaygın olanı, yakıtı ve oksitleyicisi yalnızca yanma odasında karıştırılan iki bileşenli yakıtlardır.

LRE yakıtlarının bir dizi ciddi ve bazen birbiriyle çelişen gereklilikleri karşılaması gerekir. Ana gereksinimlerden biri, büyük bir özgül yanma ısısı veya kalorifik değerdir, yani. 1 kg yakıt veya bir bütün olarak yakıt için reaksiyonun termal etkisi. Eğer yakıt bileşenleri hala reaksiyonlara katılmayan balast atomları içeriyorsa, o zaman spesifik yanma ısısı, reaksiyon ürünlerinin yüksek hızlarını elde etmek için yetersiz hale gelebilir.

LRE yakıtları için diğer bir gereklilik, reaksiyonun minimum bağıl moleküler ağırlığa sahip bir gaz karışımının oluşmasıyla sonuçlanmasıdır. Enerjinin korunumu yasasından da anlaşılacağı gibi, aynı giriş enerjisiyle, bağıl molekül ağırlığı daha düşük olan maddelerin egzoz hızı daha yüksektir.

LRE yakıtlarına ilişkin gereklilikler, sıvı haldeki yakıtların yüksek yoğunluğa, yapısal malzemelere göre korozyon direncine, toksisiteye, darbeye karşı duyarlılığa sahip olması gerektiğidir.

Bir dizi başka gereklilik daha vardır, ancak daha önce sıralananların karşılaştırılmasından bile yakıt bileşenlerinin doğru seçiminin ne kadar önemli olduğu görülebilir. Uçaklara ve dolayısıyla LRE'lere yönelik çeşitli gereksinimlerle bağlantılı olarak oldukça fazla sayıda farklı kimyasal madde kullanılmaktadır. Özellikle düşük kaynama noktalı, toksik agresif bileşenlerin kullanılması, ürünlerin oluşturulmasında ve çalıştırılmasında bir takım ek zorluklara neden olur. Ancak yine de çoğu zorluğun üstesinden gelinebilir.

LRE'de yakıt olarak hidrokarbonlar, hidrojen vb. kullanılır. Oksitleyici madde olarak oksijen, nitrik asit, hidrojen peroksit vb. kullanılır.

Bazı durumlarda, motoru çalıştırmayı kolaylaştırmak için birbirleriyle aktif olarak etkileşime giren, kendiliğinden tutuşan bileşenler kullanılır. Kendiliğinden tutuşan yakıt kullanan motorların özgül itkisi 3500 m/s'yi aşmaz.

Motorun bazı elemanlarına daha yakından bakalım. LRE'nin yanma odasında yakıt bileşenlerinin buharlaşması, yer değiştirmesi ve yanması süreçleri gerçekleşir. Yanma odasının başı, sıvının küçük damlalar halinde püskürtüldüğü çok sayıda nozül ile donatılmıştır. Bu, yakıt bileşenlerinin buharları arasındaki buharlaşma ve karışım yoğunluğunu önemli ölçüde arttırır, bu da tam yanma için gereken odanın uzunluğunun azaltılmasını mümkün kılar. Yüksek verimli yakıtlar kullanıldığından hazne içindeki gazların sıcaklığı 3000 dereceyi aşabilmektedir. Motor odaları nispeten hafif ve kompakt hale getirildi. Güçlü bir ısı akışı, genellikle silindirik olan odanın duvarlarına etki eder. Odaların duvarlarını tahribattan korumak için yoğun bir şekilde soğutulmaları gerekir. Bu amaçla kamera gömlekleri çift yapılmıştır. Yakıt bileşenlerinden biri, dış ve iç kabuk duvarları arasındaki boşluğa beslenir. Tüm hazne boyunca kabuklar arasındaki boşluktan akan sıvı ısınır ve haznenin ateşleme tarafından gelen ısıyı uzaklaştırır. Isıtılan bileşen nozullar aracılığıyla yanma odasına enjekte edilir. Yapısal olarak, çeşitli motorların yanma odalarının duvarları, içinden soğutma bileşeninin aktığı iç ekler ile birbirine bağlanan iki silindir şeklinde yapılır. Bununla birlikte, bu tür harici soğutma bazen yetersiz kalır ve gaz sıcaklığının, yanma odasının içindeki duvarın yakınında düşürülmesi gerekir. Bu genellikle yakıtın bir kısmının doğrudan duvara yakın katmana sağlanmasıyla elde edilir. Çok kısa süre çalışan LRE odaları için bazen özel soğutma kullanılmaz ve oda duvarlarına giren ısı oldukça büyük bir oda yapısının ısıtılması için harcanır.

Bir LRE'nin bir veya daha fazla bölmesi olabilir. Motorun amacına ve itme kuvvetinin büyüklüğüne bağlı olarak odaların çapları ve uzunlukları geniş bir aralıkta değişir. LRE odası, nozullu bir karıştırma başlığı, bir yanma odası ve bir nozuldan oluşur. Gazın ses hızına ulaştığı nozulun en dar bölümüne kritik bölüm denir. Kritik bölüm bölgesinde, nozül duvarlarının, motor bölmesinin ısıya en çok maruz kalan kısımlarından çok daha yoğun bir şekilde soğutulması gerekir. Nozülün süpersonik kısmında, duvarlara ısı beslemesi, nozülün uç kısımları sıvı soğutma olmadan yapılabilecek kadar azaltılır.

Pirinç. 1. Sıvı roket motorunun şeması.

Memenin genleşmesi, spesifik dürtünün değerini önemli ölçüde etkiler ve motordaki ve ortamdaki basınçların oranına bağlıdır.

Sıvı yakıtlı roket motorlarının gelişimi yaklaşık olarak 19. ve 20. yüzyılların başlarına kadar uzanmaktadır. Bu dönemde jet itiş teorisinin ve değişken kütleli cisimlerin mekaniğinin temelleri atıldı. Bu konuların geliştirilmesinde önde gelen Rus bilim adamlarının rolü N.E. Zhukovsky (1847-1921), I.V. Meshchersky (1859-1935) ve diğerleri.

Ancak jet tahrik problemlerinin gelişimine en büyük katkı ünlü Rus bilim adamı K.E.'nin çalışmasıydı. Tsiolkovsky (1857-1935), haklı olarak modern kozmonotik ve roketçiliğin kurucusu olarak kabul edilir. 1883 yılında jet tahrik problemleriyle ilgilenmeye başlayan K.E. Tsiolkovsky 1903'te yayınladı. daha sonra dünyaca ünlü çalışma "Dünya uzaylarının reaktif cihazlarla araştırılması". Bu çalışmada Tsiolkovsky, roket dinamiğinin temellerini özetledi ve roketi uzay uçuşu için bir araç olarak tanımladı. Önerdiği sıvı yakıtlı roket motoru şeması, takipçilerinin gerçekleştirdiği gelişmelerin temelini oluşturdu. Yakıt seçimi ve böyle bir motorun tasarımının bazı özellikleri hakkındaki açıklamalarının kehanet olduğu ortaya çıktı. Tsiolkovsky şunları önerdi: oksijen-hidrokarbon ve oksijen-hidrojen yakıtları; yanma odasının ve motor nozulunun sıvı yakıt bileşenleriyle rejeneratif soğutulması; bu yapı elemanlarının seramik yalıtımı; yakıt bileşenlerinin ayrı olarak depolanması ve daha sonra yanma ile odanın karıştırma kafasına pompalanması; Nozül ve gaz dümenlerinin çıkış kısmını çevirerek itme vektörü kontrolü. Çalışma sıvısının motordan yüksek hızda tükenmesinin büyük önemini gösterdiler ve bunu arttırmanın yollarını belirlediler.

Tsiolkovsky'nin ülkemizdeki ilk takipçileri yetenekli bilim adamları ve mucitler Yu.V. Kondratyuk (1897-1942), F.A. Zander (1887-1933) ve V.P. Glushko (1908-1989).

Yu.V Kondratyuk, Tsiolkovsky'den bağımsız olarak çalıştı. Ana teorik çalışması olan "Gezegenlerarası Uzayların Fethi" (1929), kısmen tekrarlandı ve Tsiolkovsky'nin çalışmalarını tamamladı, bazı sorular yeni bir çözüm buldu. Kondratyuk özellikle bazı metalleri ve bunların hidrojen bileşiklerini motorlar için yakıt olarak önerdi.

F. Zander, öğrenci olarak Tsiolkovsky'nin eserlerini inceledi ve uzay uçuşlarıyla ilgili sorularla ilgilendi. 1924'te ana fikrini özetledi - bir roketin Dünya'dan havalanacak bir uçakla birleşimi ve ardından uçağın metal parçalarının bir jet motoru için yakıt olarak yakılması. Zander, hava soluma ve roket motorları ile ilgili çeşitli konularda teorik çalışmalar yaptı ve bunların pratik uygulamaları üzerinde çalışmaya başladı.

Başkan Yardımcısı Glushko, gençliğinde astronotik konularına düşkündü. Tsiolkovsky'ye 26 Eylül 1923 tarihli bir mektupta. 2 yılı aşkın bir süredir gezegenler arası seyahat fikriyle ilgilendiğini yazdı. 1924'ten beri Glushko, roket ve uzay teknolojisi üzerine popüler bilim ve bilimsel makaleler yayınlamaya başlar. 1930'da Glushko nitrik asit, nitrik asit ile nitrojen tetroksit karışımı, tetranitrometan, hidrojen peroksit, florin oksijen ile karışımları, üç bileşenli itici gaz vb.'yi roket yakıtı bileşenleri olarak önerdi, yanma odasının zirkonyum dioksit ile seramik ısı yalıtımı geliştirildi . 1931'de Glushko önerdi ve 1933'te. kimyasal ateşlemeyi ve kendiliğinden tutuşan yakıtı tanıttı. Aynı zamanda, profilli bir nozül, bir roketin uçuşunu kontrol etmek için bir kardan motor süspansiyonu ve santrifüj yakıt pompalı bir turbo pompa ünitesinin tasarımı geliştirildi.

Glushko, sıvı yakıtlı roket motorlarının oluşturulması ve geliştirilmesiyle ilgili en önemli konular üzerinde çok sayıda teorik ve deneysel çalışma gerçekleştirdi, ilk yerli deneysel roket motorlarından (ORM) uzaya uçan en son tasarımlara kadar çok sayıda motor tasarımı geliştirdi. Roket teknolojisinin öncülerinden biri olan Glushko, haklı olarak ulusal roket motoru endüstrisinin kurucusu olarak kabul ediliyor.

Tsiolkovsky ile aynı şekilde, ancak ondan daha sonra, yabancı ülkelerde roket motorlu roketler oluşturma fikrine yaklaştılar.

Tsiolkovsky, bir roket motorunun oluşturulması konusunda deneysel çalışma yapmadı. Bu görev hem SSCB'de hem de yurtdışında öğrencileri ve takipçileri tarafından çözüldü.

ABD'de, sıvı yakıtlı roket motorları ve bunlarla roketler oluşturma alanında birçok farklı teknik çözüm öneren R. Goddard (1882-1945) tarafından deneysel çalışma başlatıldı.

ABD'de zaten 1921'de. Goddard, oksijen-eter yakıtıyla çalışan deneysel bir LRE'nin laboratuvar testlerini gerçekleştirdi. 16 Mart 1926 deneysel bir sıvı roketin ilk fırlatılmasını gerçekleştirdi.

Almanya'da, sıvı yakıtlı roket motorlarının tezgah testleri 1929'da Oberth tarafından başlatıldı ve sıvı yakıtlı roketlerin uçuş testleri 1931'den itibaren Winkler tarafından başlatıldı. 1937'den beri Wernher von Braun'un önderliğinde o zamanın en güçlü V-2 roketi geliştirildi ve uçuş testleri 1942'de başladı.

SSCB'de, Tsiolkovsky'nin fikirlerinin uygulanmasına yönelik deneysel çalışmaların başlangıcı, roketlerin ve onlar için elektrikli ve sıvı roket motorlarının geliştirilmesine yönelik ilk deneysel tasarım biriminin oluşturulduğu ve bir parçası olarak pratik faaliyetlere başladığı 15 Mayıs 1929'a kadar uzanıyor. Leningrad'daki Gaz Dinamiği Laboratuvarı'ndan Dr. Glushko birime liderlik ediyordu. 30'lu yıllarda bu bölümde. Çeşitli sıvı oksitleyiciler ve yakıtlarla çalışan, 60 ila 300 kgf itme gücüne sahip bir deneysel roket motoru ailesi oluşturuldu. Motorlara ORM (deneysel roket motoru) adı verildi.

İlk Sovyet deneysel LRE ORM-1, 1930-1931'de tasarlandı ve inşa edildi. Motor yakıtı - nitrojen tetroksit ve toluen veya sıvı oksijen ve benzin. Oksijen yakıtı üzerinde test edildiğinde ORM-1, 20 kgf'ye kadar itme gücü geliştirdi.

Pirinç. 2. İlk yerli sıvı yakıtlı roket motoru ORM-1.

1930-1933 döneminde. GDL'de ORM-1'den ORM-52'ye bir dizi sıvı yakıtlı roket motoru oluşturuldu. Nitrik asit ve gazyağı ile çalışan en güçlü LRE ORM-52, yanma odasında 2 ... 2,5 MPa basınçta 250 ... 300 kgf'ye kadar itme gücü geliştirdi.

GDL'de ilk kez, sıvı yakıtlı roket motoru yaratmaya ilişkin birçok pratik sorun başarıyla çözüldü ve daha fazla geliştirme yolları belirlendi.

Geniş ilgi gören roket teknolojisinin sorunları, birçok Sovyet meraklısı tarafından gönüllü olarak geliştirildi. Derneklerine jet tahriki (GIRD) çalışması için gruplar adı verildi. Osoviahim yönetimindeki bu tür kamu kuruluşları 1931'de kuruldu. Moskova'da (MosGIRD) ve Leningrad'da (LenGIRD), daha sonra - diğer şehirlerde. MosGIRD'in organizatörleri ve aktif çalışanları arasında F.A. Zander, S.P. Korolev, V.P. Vetchinkin, M.K. Tikhonravov, Yu.A. Pobedonostsev ve diğerleri MosGIRD geniş bir konferans ve basılı propaganda başlattı, jet tahrik teorisi üzerine kurslar düzenledi ve RP-1 roket uçağı için LRE OR-2 F.A. Zander havacılık tasarımı üzerinde çalışmaya başladı. 1932'de Moskova'da, MosGIRD temelinde, GIRD olarak da adlandırılan roket ve motorların geliştirilmesine yönelik bir araştırma ve geliştirme organizasyonu oluşturuldu ve S.P. Korolev.

GIRD'de geliştirilen motorlarda oksitleyici olarak sıvı oksijen, yakıt olarak ise benzin ve etil alkol kullanıldı. İlk LRE Zander OR-2 1933'te test edildi; oksijen ve benzinle çalışıyordu.

1933'ün sonunda Moskova'da GDL ve GIRD temelinde dünyanın ilk devlet Jet Araştırma Enstitüsü (RNII) kuruldu. GDL'de yetişen LRE uzmanları, 1934-1938'de RNII'de kendilerini geliştirdiler. ORM-53'ten ORM-102'ye kadar bir dizi deneysel motor ve 850 K sıcaklıkta ve 2,5 MPa basınçta nitrik asit ve gazyağı ile su ile saatlerce çalışan bir GG-1 gaz jeneratörü. 1936 yılında resmi testlerden geçen ORM-65 motoru, döneminin en gelişmiş motoruydu. Motor nitrik asit ve gazyağı ile çalışıyordu, itme kuvveti 50 ... 175 kgf içinde ayarlandı, fırlatma otomatikleştirilmiş dahil birden fazlaydı. ORM-65'in atış testleri, S.P. Korolev tarafından tasarlanan uçak, 212 seyir füzesi ve RP-318-1 roket planörü üzerinde gerçekleştirildi. 28 Şubat 1940 pilot V.P. Fedorov, ORM-65'in bir modifikasyonu olan RDA-1 - 150 motorlu bir roket planöründe ilk uçuşu yaptı.

Roket motorlarının planörlerde ve uçaklarda kullanımına ilişkin gerçek deneysel çalışmalar başladı. Bu çalışmalar savaş boyunca ve savaş sonrası ilk yıllarda devam etti.

Sıvı yakıtlı motor nasıl çalışır ve çalışır?

Sıvı yakıtlı motorlar şu anda ağır hava savunma füzeleri, uzun menzilli ve stratosferik füzeler, roket uçakları, roket bombaları, hava torpidoları vb. için motor olarak kullanılmaktadır. Bazen LRE'ler, uçakların kalkışını kolaylaştırmak için çalıştırma motorları olarak da kullanılmaktadır.

LRE'nin temel amacını akılda tutarak, iki motoru örnek olarak kullanarak bunların tasarımı ve işleyişi hakkında bilgi sahibi olacağız: biri uzun menzilli veya stratosferik roket için, diğeri roket uçağı için. Bu özel motorlar hiçbir şekilde tipik değildir ve elbette verileri açısından bu tipteki en yeni motorlara göre daha düşüktür, ancak yine de birçok yönden karakteristiktirler ve modern sıvı yakıtlı yakıt hakkında oldukça net bir fikir verirler. motor.

Uzun menzilli veya stratosferik roket için LRE

Bu tip roketler ya uzun menzilli süper ağır mermi olarak ya da stratosferi keşfetmek için kullanıldı. Askeri amaçlarla, 1944'te Almanlar tarafından Londra'yı bombalamak için kullanıldılar. Bu füzeler yaklaşık bir ton patlayıcıya ve yaklaşık 300 metrelik uçuş menziline sahipti. kilometre. Stratosferi keşfederken roket kafası, patlayıcılar yerine çeşitli araştırma ekipmanlarını taşır ve genellikle roketten ayrılma ve paraşütle iniş için bir cihaza sahiptir. Roket kaldırma yüksekliği 150–180 kilometre.

Böyle bir roketin görünümü Şekil 2'de gösterilmektedir. 26 ve kesiti Şek. 27. Roketin yanında duran insan figürleri roketin etkileyici boyutu hakkında fikir veriyor: toplam uzunluğu 14 M, çap yaklaşık 1,7 M ve tüyleri yaklaşık 3.6 M Patlayıcılarla donatılmış bir roketin ağırlığı 12,5 tondur.

İncir. 26. Stratosferik bir roket fırlatmaya hazırlanıyor.

Roket, arkasında bulunan sıvı yakıtlı bir motor tarafından hareket ettirilmektedir. Motorun genel görünümü Şekil 2'de gösterilmektedir. 28. Motor, Şekil 2'de gösterildiği gibi iki ayrı büyük tankta depolanan iki bileşenli yakıtla çalışır -% 75'lik sıradan şarap (etil) alkol ve sıvı oksijen. 27. Roketteki yakıt stoğu yaklaşık 9 tondur, bu da roketin toplam ağırlığının neredeyse 3/4'ü kadardır ve hacim açısından yakıt depoları roketin tüm hacminin çoğunu oluşturur. Bu kadar büyük miktarda yakıta rağmen, motor 125'ten fazla yakıt tükettiği için motorun yalnızca 1 dakikalık çalışması yeterlidir. kilogram saniyede yakıt.

İncir. 27. Uzun menzilli bir füzenin bir bölümü.

Her iki yakıt bileşeninin (alkol ve oksijen) miktarı, aynı anda yanacak şekilde hesaplanır. Yanma için 1 kilogram bu durumda alkol yaklaşık 1,3 tüketir kilogram Oksijen, yakıt deposunda yaklaşık 3,8 ton alkol bulunur ve oksitleyici deposunda yaklaşık 5 ton sıvı oksijen bulunur. Bu nedenle, yanma için benzin veya kerosenden önemli ölçüde daha az oksijen gerektiren alkol durumunda bile, her iki tankı da atmosferik oksijen kullanarak yalnızca yakıtla (alkol) doldurmak, motorun ömrünü iki ila üç kat artıracaktır. Rokette oksitleyici bulundurma ihtiyacının ortaya çıktığı yer burasıdır.

İncir. 28. Roket motoru.

İstemsizce şu soru ortaya çıkıyor: Motor sadece 1 dakika çalışırsa bir roket nasıl 300 km'lik bir mesafeyi kateder? Bu, Şekil 2'de açıklanmaktadır. Roketin yörüngesini ve yörünge boyunca hızdaki değişimi gösteren Şekil 33.

Roketin fırlatılması, Şekil 2'de görüldüğü gibi hafif bir fırlatıcı kullanılarak dikey konuma getirildikten sonra gerçekleştirilir. 26. Fırlatıldıktan sonra roket başlangıçta neredeyse dikey olarak yükselir ve 10-12 saniyelik uçuştan sonra dikeyden sapmaya başlar ve jiroskoplar tarafından kontrol edilen dümenlerin etkisi altında bir daire yayına yakın bir yörünge boyunca hareket eder . Böyle bir uçuş, motor çalışırken her zaman, yani yaklaşık 60 saniye sürer.

Hız hesaplanan değere ulaştığında kontrol cihazları motoru kapatır; bu zamana kadar roket tanklarında neredeyse hiç yakıt kalmamıştı. Motorun sonundaki roketin yüksekliği 35-37'dir. kilometre ve roketin ekseni ufukla 45°'lik bir açı yapar (Şekil 29'daki A noktası, roketin bu konumuna karşılık gelir).

İncir. 29. Uzun menzilli bir füzenin uçuş yolu.

Bu yükselme açısı, roket ataletle hareket ettiğinde, bir sonraki uçuşta, 35-37 yükseklikte kesilmiş namlulu bir silahtan fırlayacak bir top mermisi gibi maksimum menzili sağlar. kilometre. Sonraki uçuşun yörüngesi bir parabole yakındır ve toplam uçuş süresi yaklaşık 5 dakikadır. Bu durumda roketin ulaştığı maksimum yükseklik 95-100'dür. kilometre Stratosferik roketler çok daha yüksek irtifalara (150'den fazla) ulaşır. kilometre. Roket üzerine monte edilen bir cihazla bu yükseklikten çekilen fotoğraflarda, dünyanın küreselliği zaten açıkça görülüyor.

Yörünge boyunca uçuş hızının nasıl değiştiğini görmek ilginç. Motor kapatıldığında yani uçuştan 60 saniye sonra uçuş hızı en yüksek değere ulaşır ve yaklaşık 5500 km/saat, yani 1525 Hanım. İşte bu anda motorun gücü de en yüksek düzeye ulaşıyor ve bazı roketlerin gücü neredeyse 600.000'e ulaşıyor. l. İle.! Ayrıca yerçekiminin etkisi altında roketin hızı azalır ve yörüngenin en yüksek noktasına ulaştıktan sonra aynı nedenle roket atmosferin yoğun katmanlarına girene kadar yeniden büyümeye başlar. Tüm uçuş boyunca, ilk bölüm - hızlanma hariç, roket hızı ses hızını önemli ölçüde aşıyor, tüm yörünge boyunca ortalama hız yaklaşık 3500 km/saat ve yerde bile roket ses hızının iki buçuk katı ve 3000'e eşit bir hızla düşüyor km/saat. Bu, roketin uçuşundan kaynaklanan güçlü sesin ancak düştükten sonra duyulacağı anlamına gelir. Burada artık genellikle havacılıkta veya donanmada kullanılan ses alıcıları yardımıyla bir roketin yaklaşımını yakalamak mümkün olmayacak, bu tamamen farklı yöntemler gerektirecek. Bu tür yöntemler ses yerine radyo dalgalarının kullanılmasına dayanmaktadır. Sonuçta radyo dalgası ışık hızında, yani yeryüzünde mümkün olan en yüksek hızda yayılır. Saniyede 300.000 km'lik bu hız elbette ki en hızlı roketin yaklaştığını belirtmek için fazlasıyla yeterli.

Diğer bir sorun ise roket uçuşunun yüksek hızıyla ilgilidir. Gerçek şu ki, atmosferdeki yüksek uçuş hızlarında, roket üzerinde çalışan havanın frenlenmesi ve sıkıştırılması nedeniyle gövdesinin sıcaklığı büyük ölçüde artıyor. Hesaplama, yukarıda açıklanan roketin duvarlarının sıcaklığının 1000–1100 °C'ye ulaşması gerektiğini göstermektedir. Ancak testler, gerçekte bu sıcaklığın, duvarların termal iletim ve radyasyon yoluyla soğuması nedeniyle çok daha düşük olduğunu, ancak yine de 600-700 ° C'ye ulaştığını, yani roketin kırmızı bir ısıya kadar ısındığını gösterdi. Roketin uçuş hızı arttıkça duvarlarının sıcaklığı da hızla artacak ve uçuş hızının daha da artmasının önünde ciddi bir engel haline gelebilecektir. Göktaşlarının (gök taşları) 100 metreye varan muazzam bir hızla patladığını hatırlayın. km/s Dünya atmosferinin sınırları içinde, kural olarak, "yanar" ve düşen bir göktaşı ("kayan yıldız") olarak kabul ettiğimiz şey, gerçekte yalnızca bir sıcak gaz ve hava pıhtısıdır. Bir göktaşının atmosferde yüksek hızda hareketi. Bu nedenle çok yüksek hızlarda uçuşlar yalnızca atmosferin havanın seyrek olduğu üst katmanlarında veya onun dışında mümkündür. Yere ne kadar yakınsa izin verilen uçuş hızları o kadar düşük olur.

İncir. 30. Roket motorunun şeması.

Roket motoru diyagramı Şekil 2'de gösterilmektedir. 30. Bu şemanın geleneksel pistonlu uçak motorlarına kıyasla göreceli basitliği dikkate değerdir; özellikle LRE, motorun güç devresinde hareketli parçaların neredeyse tamamen bulunmaması ile karakterize edilir. Motorun ana elemanları bir yanma odası, bir jet nozulu, bir buhar jeneratörü ve yakıt beslemesi için bir turbo pompa ünitesi ve bir kontrol sistemidir.

Yakıtın yanması, yanma odasında, yani yakıtın kimyasal enerjisinin termal enerjiye dönüştürülmesinde meydana gelir ve nozulda, yanma ürünlerinin termal enerjisi, yakıttan akan gaz jetinin yüksek hızlı enerjisine dönüştürülür. Motoru atmosfere. Gazların motordaki akışı sırasında durumunun nasıl değiştiği Şekil 1'de gösterilmektedir. 31.

Yanma odasındaki basınç 20-21 ata ve sıcaklık 2.700 °C'ye ulaşır. Yanma odasının özelliği, birim zamanda yanma sırasında veya dedikleri gibi odanın ısı yoğunluğunda açığa çıkan büyük miktarda ısıdır. Bu bağlamda, LRE yanma odası teknikte bilinen tüm diğer yanma cihazlarından (kazan fırınları, içten yanmalı motorların silindirleri ve diğerleri) önemli ölçüde üstündür. Bu durumda motorun yanma odasında saniyede açığa çıkan ısı miktarı 1,5 tondan fazla buzlu suyu kaynatmaya yeterlidir! Yanma odasının, içine salınan bu kadar büyük miktarda ısı nedeniyle arızalanmaması için, duvarlarının yanı sıra nozül duvarlarının da yoğun bir şekilde soğutulması gerekir. Bu amaçla Şekil 2'de görüldüğü gibi. 30, yanma odası ve nozül, önce duvarlarını yıkayan ve ancak daha sonra ısıtılarak yanma odasına giren yakıt - alkol ile soğutulur. Tsiolkovsky tarafından önerilen bu soğutma sistemi aynı zamanda faydalıdır çünkü duvarlardan uzaklaştırılan ısı kaybolmaz ve tekrar odaya geri döner (bu nedenle böyle bir soğutma sistemine bazen rejeneratif denir). Ancak motor duvarlarının sadece dıştan soğutulması yeterli olmayıp, aynı zamanda iç yüzeylerinin soğutulması da duvarların sıcaklığını düşürmek için uygulanır. Bu amaçla, bazı yerlerdeki duvarlarda birkaç halka şeklinde bantta yer alan küçük delikler bulunur, böylece alkol bu deliklerden hazneye ve ağızlığa girer (toplam tüketiminin yaklaşık 1/10'u). Duvarlarda akan ve buharlaşan bu alkolün soğuk filmi, onları meşale aleviyle doğrudan temastan korur ve böylece duvarların sıcaklığını azaltır. Duvarların iç kısmından yıkanan gazların sıcaklığı 2500 °C'yi aşmasına rağmen, testlerin gösterdiği gibi duvarların iç yüzeyinin sıcaklığı 1000 °C'yi aşmamaktadır.

İncir. 31. Motordaki gazların durumundaki değişiklik.

Yakıt, uç duvarında bulunan 18 adet ön hazneli brülör aracılığıyla yanma odasına beslenir. Oksijen, ön bölmelere merkezi nozullar yoluyla girer ve alkol, her bir ön bölmenin etrafındaki küçük nozullardan oluşan bir halka yoluyla soğutma ceketini terk eder. Böylece, yakıt yanma odasındayken çok kısa bir sürede (saniyenin yüzde biri) tam yanmanın gerçekleşmesi için gerekli olan yakıtın yeterince iyi bir şekilde karışması sağlanır.

Motorun jet nozulu çelikten yapılmıştır. Şekil 2'de açıkça görülebileceği gibi şekli. Şekil 30 ve 31, önce daralan ve sonra genişleyen bir borudur (Laval nozülü olarak da bilinir). Daha önce de belirtildiği gibi, nozullar ve barut roket motorları aynı şekle sahiptir. Nozülün bu şeklini ne açıklıyor? Bildiğiniz gibi nozulun görevi, en yüksek egzoz hızını elde etmek için gazın tamamen genleşmesini sağlamaktır. Bir borudaki gaz akış hızını arttırmak için, öncelikle sıvıların (örneğin su) akışında da meydana gelen kesitinin kademeli olarak azalması gerekir. Ancak gazın hızı, gazın içindeki ses hızına eşit oluncaya kadar artacaktır. Sıvının aksine hızın daha da artması ancak borunun genişlemesiyle mümkün olacaktır; Gaz akışı ile sıvı akışı arasındaki bu fark, sıvının sıkıştırılamaz olmasından ve genleşme sırasında gazın hacminin büyük ölçüde artmasından kaynaklanmaktadır. Nozülün boğazında, yani en dar kısmında, gaz akış hızı her zaman gazdaki ses hızına eşittir, bizim durumumuzda yaklaşık 1000 Hanım. Çıkış hızı, yani nozülün çıkış kısmındaki hız 2100–2200'dür. Hanım(böylece spesifik itme kuvveti yaklaşık 220 kg sn/kg).

Tanklardan motorun yanma odasına yakıt beslemesi, Şekil 2'de görülebileceği gibi, bir türbin tarafından tahrik edilen ve onunla birlikte tek bir turbo pompa ünitesi halinde düzenlenen pompalar vasıtasıyla basınç altında gerçekleştirilir. 30. Bazı motorlarda yakıt beslemesi, özel silindirlerde yüksek basınç altında depolanan bir tür inert gaz (örneğin nitrojen) kullanılarak kapalı yakıt tanklarında oluşturulan basınç altında gerçekleştirilir. Böyle bir besleme sistemi, pompalama sisteminden daha basittir, ancak yeterince büyük bir motor gücüyle daha ağır olduğu ortaya çıkar. Ancak, anlattığımız motora yakıt pompalanırken bile, hem oksijen hem de alkol tankları, pompaların çalışmasını kolaylaştırmak ve tankları çökmekten korumak için içeriden bir miktar aşırı basınç altındadır. Bu basınç (1,2–1,5 ata) alkol tankında hava veya nitrojenle, oksijen tankında - buharlaşan oksijen buharlarıyla oluşturulur.

Her iki pompa da santrifüj tiptedir. Pompaları çalıştıran türbin, özel bir buhar-gaz jeneratöründe hidrojen peroksitin ayrışması sonucu oluşan buhar-gaz karışımıyla çalışır. Hidrojen peroksitin ayrışmasını hızlandıran bir katalizör olan sodyum permanganat, bu buhar ve gaz jeneratörüne özel bir tanktan beslenir. Bir roket fırlatıldığında, nitrojen basıncı altındaki hidrojen peroksit, su buharı ve gaz halindeki oksijenin salınmasıyla şiddetli bir peroksit ayrışma reaksiyonunun başladığı buhar-gaz jeneratörüne girer (bu, "soğuk reaksiyon" olarak adlandırılır) bazen özellikle fırlatma roket motorlarında itme kuvveti oluşturmak için kullanılır). Yaklaşık 400°C sıcaklığa ve 20°C'nin üzerinde basınca sahip buhar-gaz karışımı ata türbin çarkına girer ve daha sonra atmosfere salınır. Türbinin gücü tamamen her iki yakıt pompasının tahrikine harcanır. Bu güç zaten o kadar da küçük değil - türbin çarkının 4000 rpm'sinde neredeyse 500'e ulaşıyor l. İle.

Oksijen ve alkol karışımı kendiliğinden tepkimeye giren bir yakıt olmadığından, yanmayı başlatmak için bir tür ateşleme sisteminin sağlanması gerekir. Motorda ateşleme, alev meşalesi oluşturan özel bir sigorta kullanılarak gerçekleştirilir. Bu amaçla genellikle piroteknik bir fitil (barut gibi katı bir ateşleyici) kullanıldı ve daha az sıklıkla sıvı ateşleyici kullanıldı.

Roket fırlatma şu şekilde gerçekleştirilir. Ateşleme meşalesi ateşlendiğinde, tanklardan yerçekimi ile alkol ve oksijenin yanma odasına girdiği ana valfler açılır. Motordaki tüm valfler, rokette yüksek basınçlı silindirlerden oluşan bir bataryada depolanan sıkıştırılmış nitrojen tarafından kontrol edilir. Yakıtın yanması başladığında, belirli bir mesafede bulunan bir gözlemci, bir elektrik kontağı kullanarak buhar ve gaz jeneratörüne hidrojen peroksit beslemesini açar. Yanma odasına alkol ve oksijen sağlayan pompaları çalıştıran türbin çalışmaya başlar. İtki kuvveti artar ve roketin ağırlığından (12-13 ton) fazla olduğunda roket havalanır. Ateşleme alevinin ateşlendiği andan motorun tam güce ulaştığı ana kadar sadece 7-10 saniye geçer.

Çalıştırırken, her iki yakıt bileşeninin de yanma odasına sıkı bir giriş düzeninin sağlanması çok önemlidir. Bu, motor kontrol ve düzenleme sisteminin önemli görevlerinden biridir. Bileşenlerden biri yanma odasında birikirse (diğerinin girişi geciktiği için), bunu genellikle motorun sıklıkla arızalandığı bir patlama izler. Bu, yanmadaki rastgele kesintilerle birlikte, LRE testi sırasındaki kazaların en yaygın nedenlerinden biridir.

Dikkate değer olan, geliştirdiği itme kuvvetiyle karşılaştırıldığında motorun ihmal edilebilir ağırlığıdır. Motor ağırlığı 1000'den az olduğunda kilogramİtme kuvveti 25 tondur, dolayısıyla motorun özgül ağırlığı, yani itme kuvveti birimi başına ağırlık, yalnızca

Karşılaştırma için, pervane üzerinde çalışan geleneksel pistonlu uçak motorunun özgül ağırlığının 1-2 olduğunu belirtiyoruz. kg/kg yani onlarca kat daha fazla. Ayrıca bir roket motorunun özgül ağırlığının uçuş hızındaki bir değişiklikle değişmemesi, pistonlu bir motorun özgül ağırlığının ise hız arttıkça hızla artması da önemlidir.

Roket uçakları için LRE

İncir. 32. Ayarlanabilir itme kuvvetine sahip LRE projesi.

1 - hareketli iğne; 2 - iğneyi hareket ettirme mekanizması; 3 - yakıt beslemesi; 4 - oksidan kaynağı.

Bir uçak sıvı yakıtlı motor için temel gereksinim, uçağın uçuş modlarına uygun olarak geliştirdiği itme kuvvetini, uçuş sırasında motoru durdurup yeniden çalıştırana kadar değiştirebilme yeteneğidir. Bir motorun itme kuvvetini değiştirmenin en basit ve en yaygın yolu, yanma odasına yakıt beslemesini düzenlemek, bunun sonucunda haznedeki basınç ve itme kuvveti değişir. Ancak bu yöntem sakıncalıdır, çünkü itme kuvvetini azaltmak için düşürülen yanma odasındaki basıncın azalmasıyla, jetin yüksek hızlı enerjisine geçen yakıtın termal enerjisinin oranı azalır. Bu, yakıt tüketiminde 1 oranında artışa neden olur. kilogram itme ve dolayısıyla 1 l. İle. güç, yani motor daha az ekonomik çalışmaya başlar. Bu eksikliği azaltmak için, uçak roket motorlarında genellikle bir yerine iki ila dört yanma odası bulunur; bu, azaltılmış güçte çalışırken bir veya daha fazla odayı kapatmayı mümkün kılar. Haznedeki basıncı değiştirerek, yani yakıt besleyerek yapılan itme kontrolü bu durumda da korunur, ancak kapatılan haznenin itme kuvvetinin yarısına kadar yalnızca küçük bir aralıkta kullanılır. Sıvı yakıtlı bir roket motorunun itme kuvvetini kontrol etmenin en avantajlı yolu, yakıt beslemesini azaltırken nozulunun akış alanını değiştirmek olacaktır, çünkü bu durumda, kaçan gazların saniye başına miktarında bir azalma elde edilecektir. yanma odasında aynı basıncı ve dolayısıyla egzoz hızını korurken. Meme akış alanının bu şekilde düzenlenmesi, örneğin Şekil 2'de gösterildiği gibi özel profilli hareketli bir iğne kullanılarak gerçekleştirilebilir. Şekil 32, itme kuvvetinin bu şekilde ayarlandığı sıvı yakıtlı bir roket motorunun tasarımını göstermektedir.

İncirde. Şekil 33, tek odacıklı bir uçak roket motorunu göstermektedir ve Şekil 33, tek odacıklı bir uçak roket motorunu göstermektedir; 34 - aynı roket motoru, ancak küçük bir itme kuvveti gerektiğinde seyir uçuşunda kullanılan ek bir küçük odacıklı; ana kamera tamamen kapatılır. Her iki oda da maksimum modda çalışır ve büyük olan 1700'lük bir itme gücü geliştirir kilogram, ve küçük - 300 kilogram yani toplam itme kuvveti 2000 kilogram. Motorların geri kalanı tasarım açısından benzerdir.

Şekil 2'de gösterilen motorlar 33 ve 34 kendiliğinden tutuşan yakıtla çalışır. Bu yakıt, 3:1 ağırlık oranında, oksitleyici olarak hidrojen peroksit ve yakıt olarak hidrazin hidrattan oluşur. Daha doğrusu yakıt, hızlı bir reaksiyon sağlayan katalizör olarak hidrazin hidrat, metil alkol ve bakır tuzlarından oluşan karmaşık bir bileşimdir (diğer katalizörler de kullanılır). Bu yakıtın dezavantajı motor parçalarının korozyona uğramasına neden olmasıdır.

Tek odacıklı bir motorun ağırlığı 160 kilogram, özgül ağırlık

kilogram itme başına. Motor uzunluğu - 2,2 M. Yanma odasındaki basınç yaklaşık 20 ata. 100 olan en az itme kuvvetini elde etmek için minimum yakıt beslemesinde çalışırken kilogram yanma odasındaki basınç 3'e düşer ata. Yanma odasındaki sıcaklık 2500 °C'ye ulaşır, gaz akış hızı yaklaşık 2100'dür Hanım. Yakıt tüketimi 8 kg/sn ve özgül yakıt tüketimi 15,3 kilogram yakıt başına 1 kilogram saat başına itme.

İncir. 33. Roket uçağı için tek odacıklı sıvı yakıtlı roket motoru

İncir. 34. İki odacıklı uçak roket motoru.

İncir. 35. Havacılık roket motorunda yakıt besleme şeması.

Motora yakıt besleme şeması Şekil 2'de gösterilmektedir. 35. Roket motorunda olduğu gibi, ayrı tanklarda depolanan yakıt ve oksitleyicinin temini yaklaşık 40 ° C'lik bir basınçta gerçekleştirilir. ataçark tahrikli pompalar. Turbo pompa ünitesinin genel görünümü Şekil 2'de gösterilmektedir. 36. Türbin, daha önce olduğu gibi, bu durumda katı bir katalizörle doldurulmuş bir buhar-gaz jeneratöründe hidrojen peroksitin ayrışması sonucu elde edilen bir buhar-gaz karışımı üzerinde çalışır. Yanma odasına girmeden önce yakıt, özel bir soğutma ceketi içinde dolaşarak nozulun ve yanma odasının duvarlarını soğutur. Uçuş sırasında motor itişini kontrol etmek için gerekli olan yakıt beslemesindeki değişiklik, türbin hızında bir değişikliğe neden olan buhar-gaz jeneratörüne hidrojen peroksit beslemesinin değiştirilmesiyle elde edilir. Pervanenin maksimum hızı 17.200 rpm'dir. Motor, turbo pompa ünitesini çalıştıran bir elektrik motoru kullanılarak çalıştırılır.

İncir. 36. Havacılık roket motorunun turbo pompa ünitesi.

1 - marş elektrik motorundan dişli tahriki; 2 - oksitleyici için pompa; 3 - türbin; 4 - yakıt pompası; 5 - türbin egzoz borusu.

İncirde. Şekil 37, deneysel roket uçaklarından birinin arka gövdesine tek odacıklı bir roket motorunun kurulumunun bir diyagramını göstermektedir.

Sıvı yakıtlı motorlara sahip uçakların amacı, sıvı yakıtlı roket motorlarının özelliklerine göre belirlenir - yüksek itme ve buna bağlı olarak yüksek uçuş hızlarında ve yüksek irtifalarda yüksek güç ve düşük verimlilik, yani yüksek yakıt tüketimi. Bu nedenle, roket motorları genellikle askeri uçaklara - önleyici savaşçılara kurulur. Böyle bir uçağın görevi, düşman uçağının yaklaştığına dair bir sinyal aldıktan sonra, hızlı bir şekilde havalanmak ve bu uçakların genellikle uçtuğu yüksek bir irtifa kazanmak ve ardından uçuş hızındaki avantajını kullanarak, onlara bir hava savaşı uygulamaktır. düşman. Sıvı yakıtlı motora sahip bir uçağın toplam uçuş süresi, uçaktaki yakıt beslemesine göre belirlenir ve 10-15 dakikadır, bu nedenle bu uçaklar genellikle yalnızca kendi hava sahalarında savaş operasyonları gerçekleştirebilirler. .

İncir. 37. Roket motorlarının uçağa montaj şeması.

İncir. 38. Roket savaşçısı (üç projeksiyonda görünüm)

İncirde. Şekil 38, yukarıda açıklanan LRE'ye sahip bir önleyici savaş uçağını göstermektedir. Bu uçağın boyutları, bu tipteki diğer uçaklar gibi genellikle küçüktür. Uçağın yakıtla birlikte toplam ağırlığı 5100 kilogram; yakıt rezervi (2,5 tonun üzerinde) motorun tam güçte yalnızca 4,5 dakikalık çalışması için yeterlidir. Maksimum uçuş hızı - 950'nin üzerinde km/saat; uçağın tavanı yani ulaşabileceği maksimum yükseklik 16.000'dir M. Bir uçağın tırmanma hızı, 1 dakika içinde 6'dan 12'ye çıkabilmesiyle karakterize edilir. kilometre.

İncir. 39. Roket uçağının cihazı.

İncirde. Şekil 39, roket motorlu başka bir uçağın cihazını göstermektedir; bu, ses hızını (yani 1200) aşan uçuş hızlarına ulaşmak için yapılmış deneysel bir uçaktır. km/saat Yerde). Uçakta, gövdenin arkasına, toplam 2720 itme gücüne sahip dört özdeş odaya sahip bir LRE yerleştirilmiştir. kilogram. Motor uzunluğu 1400 mm, maksimum çap 480 mm, ağırlık 100 kilogram. Alkol ve sıvı oksijen olarak kullanılan uçağın yakıt stoğu ise 2360 ben.

İncir. 40. Dört odacıklı uçak roket motoru.

Bu motorun dış görünüşü Şekil 2'de gösterilmektedir. 40.

LRE'nin diğer uygulamaları

Sıvı yakıtlı roket motorlarının uzun menzilli füzeler ve roket uçakları için motor olarak kullanılmasının yanı sıra, şu anda başka birçok durumda da kullanılıyorlar.

LRE'ler, Şekil 1'de gösterilene benzer şekilde, ağır roket mermileri için motor olarak yaygın şekilde kullanılmaktadır. 41. Bu merminin motoru en basit roket motoruna örnek teşkil edebilir. Bu motorun yanma odasına nötr gaz (azot) basıncı altında yakıt (benzin ve sıvı oksijen) verilir. İncirde. Şekil 42, güçlü bir uçaksavar mermisi olarak kullanılan ağır bir roketin diyagramını göstermektedir; diyagram roketin genel boyutlarını gösterir.

Sıvı yakıtlı roket motorları aynı zamanda uçak motorlarının çalıştırılmasında da kullanılır. Bu durumda, bazen düşük sıcaklıkta bir hidrojen peroksit ayrışma reaksiyonu kullanılır, bu nedenle bu tür motorlara "soğuk" denir.

LRE'nin uçaklar için, özellikle de turbojet motorlu uçaklar için güçlendirici olarak kullanıldığı durumlar vardır. Bu durumda yakıt besleme pompaları bazen turbojet motor şaftından çalıştırılır.

Sıvı yakıtlı roket motorları, toz motorlarla birlikte, ramjet motorlu uçakları (veya modellerini) fırlatmak ve hızlandırmak için de kullanılır. Bildiğiniz gibi bu motorlar yüksek uçuş hızlarında, yüksek ses hızlarında çok yüksek itme kuvveti geliştiriyor ancak kalkış sırasında hiç itme kuvveti geliştirmiyor.

Son olarak LRE'nin yakın zamanda gerçekleşen bir uygulamasından daha bahsetmek gerekiyor. Ses hızına yaklaşan ve onu aşan yüksek uçuş hızlarında bir uçağın davranışını incelemek için ciddi ve pahalı araştırma çalışmaları gerekmektedir. Özellikle, genellikle özel rüzgar tünellerinde gerçekleştirilen uçak kanatlarının (profillerinin) direncinin belirlenmesi gerekmektedir. Bu tür borularda bir uçağın yüksek hızda uçuşuna karşılık gelen şartların oluşturulabilmesi için boru içinde akış oluşturan fanları çalıştıracak çok yüksek güçte santrallerin olması gerekmektedir. Sonuç olarak, süpersonik hızlarda test için tüplerin yapımı ve çalıştırılması büyük maliyetler gerektirir.

Son zamanlarda, süpersonik tüplerin yapımıyla birlikte, yüksek hızlı uçakların kanatlarının çeşitli profillerini inceleme ve bu arada ramjet motorlarını test etme görevi de sıvı yakıt yardımıyla çözülüyor.

İncir. 41. Roket motorlu roket mermisi.

motorlar. Bu yöntemlerden birine göre, incelenen profil, yukarıda açıklanana benzer, sıvı yakıtlı roket motoruna sahip uzun menzilli bir rokete kurulur ve profilin uçuş sırasındaki direncini ölçen aletlerin tüm okumaları, Radyo telemetri cihazlarını kullanarak zemin.

İncir. 42. Roket motorlu güçlü bir uçaksavar mermisinin cihazının şeması.

7 - savaş başlığı; 2 - sıkıştırılmış nitrojenli silindir; 3 - oksitleyicili tank; 4 - yakıt deposu; 5 - sıvı yakıtlı motor.

Başka bir yönteme göre, sıvı yakıtlı roket motoru yardımıyla raylar boyunca hareket eden özel bir roket arabası inşa ediliyor. Böyle bir arabaya monte edilen bir profilin özel bir ağırlık mekanizmasında test edilmesinin sonuçları, yine arabanın üzerinde bulunan özel otomatik cihazlar tarafından kaydedilir. Böyle bir roket arabası Şekil 2'de gösterilmektedir. 43. Demiryolu hattının uzunluğu 2-3 metreye ulaşabilir kilometre.

İncir. 43. Uçak kanat profillerini test etmek için roket arabası.