Karbon-seramik kompozit malzemeden yapılmış bir yanma odasına sahip, düşük itişli, sıvı yakıtlı bir roket motorunun geliştirilmesi. Düşük itmeli sıvı yakıtlı roket motoru ve düşük itmeli sıvı yakıtlı roket motorunu çalıştırma yöntemi Düşük itmeli sıvı yakıtlı roket motoru

Düşük itmeli sıvı roket motoru, uzay uygulamalarına yönelik roket düzeneklerinin bir parçası olarak kullanılmak üzere tasarlanmıştır. Bir reaksiyon iç boşluğuna sahip bir karıştırma elemanı ve iç yüzeyinde yapılan gazlı bileşeni döndüren bir vida, motorun yanma odasına sokulur. Karıştırma elemanının önüne monte edilen ateşleme cihazında, yakıt enjeksiyon deliklerine sahip bir yakıt besleme boşluğu bulunmaktadır. Karıştırma elemanının çıkışında, dış yüzeyine, yakıt akışını döndürmek için karıştırma elemanının gövdesi ile bir boşluk oluşturan bir burç yerleştirilmiştir; teğetsel yakıt delikleri içerir. Yakıt girdap boşluğunun ana yanma odasına çıkışı, burçta yapılan halka şeklinde bir çıkıntı ile sıkıştırılır. Böyle bir roket motorunu çalıştırma yöntemi, ana yanma odasında başlangıçta belirlenen basınç değerine ulaştıktan sonra, ön odaya yakıt beslemesinin kapatılmasını ve yakıtın tüm kütle akışının ana yanma odasına çevrilmesini sağlar. Buluşlar, haznedeki yanmanın tamlığını ve kendiliğinden tutuşmayan yakıt bileşenleri üzerinde çalışan bir motorun spesifik itme kuvvetini arttırmayı mümkün kılar. 2 sp.f-ly, 2 hasta.

Buluş, roket teknolojisinde, uzay uygulamalarına yönelik roket birimlerinin bir parçası olarak kullanılan, yapının ve enerjinin aşırı kütlesinin fırlatılmasından bu yana kütle ve enerji tüketiminden tasarruf etmek için katı gerekliliklere tabi olan sıvı yakıtlı jet motorları alanıyla ilgilidir. Kaynakların yörüngeye yerleştirilmesi büyük ekonomik maliyetlerle ilişkilidir. Bu tür motorların, uzayın derin boşluğundaki yörüngede tekrar tekrar ateşlenmesi gerekiyor. Bunlar, kendiliğinden tutuşmayan yakıt bileşenlerinin düşük tüketimine sahip düşük itmeli motorlar (LPRE) olabilir. Buluş havacılık teknolojisinde ve endüstriyel enerji ünitelerinde kullanılabilir. Düşük itişli sıvı yakıtlı roket motoru (LPREM) bilinmektedir (bkz. "Sıvı yakıtlı roket motorlarının tasarımı ve tasarımı" / Düzenleyen: G.G. Gahun, M., Mashinostroenie, 1989, s. 159, Şekil 8.8), aşağıdakileri içerir: başlatma kapatma valfleri ile oksitleyici ve yakıt besleme hatlarına sahip ana yanma odası. Yakıt bileşenleri, akışları haznede karıştığında tutuşur. Bu düşük itmeli motor tasarımının dezavantajı, yalnızca kendiliğinden tutuşan yakıt bileşenleriyle çalışacak şekilde tasarlanmış olmasıdır. Bir prototip olarak benimsenen bir sıvı roket motoru da bilinmektedir (bkz. Alman patenti 1264870 M. sınıf F 02 K 9/02), bir ana yanma odası ve bir ön oda, ön odaya yakıt ve oksitleyici besleme hatları, bir yakıt besleme hattı içeren. ana odaya bir ateşleme cihazı. Düşük itmeli bir motor için uygulanabilirliği açısından bu çözümün dezavantajı, listelenen bileşenlere ek olarak iki türbin, üç pompa ve karmaşık bir pnömohidrolik devre içeren bu motor cihazının hantal olmasıdır. ve ağırdır ve ana yanma odası ile ön oda arasındaki bileşenlerden birinin maliyetinde önemli bir değişiklik sağlamaz - akış hızlarındaki değişiklikler yalnızca kontrol sınırları dahilinde mümkündür (% 10'dan fazla değil). Bu nedenle bu çözüm, ana oda ile ön oda arasında birliğe yakın bir akış oranına sahip olan düşük itmeli bir motor için uygulanamaz. Sıvı yakıtlı bir roket motorunun fırlatılması için bilinen bir yöntem vardır (bkz. "Sıvı yakıtlı roket motorunun teorisinin temelleri ve hesaplanması" /Ed. V.M. Kudryavtsev, M., Yüksek Okul, 1975, s. 462, Şekil 1). Ana yanma odasına ön oksitleyici beslemesi ve karıştırma akışlarının eşzamanlı ateşlenmesiyle ana yanma odasına yakıt beslemesi de dahil olmak üzere, sıvı yakıtlı bir roket motorunun kademeli olarak başlatılmasını gerçekleştiren. Bu durumda yakıt bileşenlerinin toplam tüketimi ve haznedeki basınç zamanla kademeli olarak artar. Bu başlatma yöntemi, bileşenlerin başlangıçtaki tam beslemesiyle karşılaştırıldığında haznede basınç oluşumunu ortadan kaldırır. Bu yöntem, örneğin, birkaç on tonluk bir itme kuvvetine sahip fırlatma araçlarının ilk aşamalarının motorları ve fırlatma sırasında haznedeki normal atmosferik basınçta birkaç onlarca atmosferlik haznedeki basınç için kullanılır ve yüksek toplam yakıt tüketimi. Bu başlatma yönteminin kullanımı, düşük bileşen akış hızlarına sahip düşük itişli motorlar için neredeyse imkansızdır, çünkü bileşenlerden birinin akış hızında (yani kademeli besleme) çok düşük akış hızlarında bile önemli bir azalma, güvenilir ateşlemeyi garanti etmez. haznedeki atmosferik basınçtan çok daha düşük bir basınçta, bileşenlerin karışmasının yoğunluğu keskin bir şekilde kötüleşecek ve yanmanın bütünlüğünü ve spesifik itme kuvvetini azaltacaktır. Ek olarak, sıvı yakıtlı bir roket motorunun uzayda odadaki düşük basınçta fırlatılmasına ilişkin koşullar, belirtilen bakış açısına göre kademeli bir fırlatma gerektirmez. "Sıvı Roket Motorlarının Yapıları ve Tasarımı" / Ed kitabında, Şekil 4.7, sayfa 77'de gösterilen devre tarafından uygulanan, prototip olarak benimsenen bir sıvı yakıtlı roket motorunu fırlatmanın bilinen bir yöntemi vardır. İYİ OYUN. Gakhuna, M., Makine Mühendisliği, 1989, yakıt bileşenlerinin bir elektrikli buji ile eşzamanlı olarak ateşlenmesiyle sıvı yakıtlı motorun ön bölmesine oksitleyici madde ve yakıtın başlangıç ​​kısımlarının beslenmesi dahil. Ortaya çıkan yanma ürünleri akışı, yanma odasına giren ana bileşenleri ateşler. Bu prototip başlatma yönteminin dezavantajı, bileşenlerin ana yanma odası boyunca toplam akışının (birkaç kg/sn'den fazla) ve nispeten küçük miktarlardaki başlangıç ​​bileşenlerinin ön odaya, %1'den daha az bir miktara tekabül etmesidir. toplam akış, ön bölmedeki yakıt yanmasının tamlığının yanma odasının enerji özellikleri (özgül itme, tüketim kompleksi vb.) üzerindeki etkisinin ihmal edilebilir olmasına yol açar. Bu başlatma yönteminin kullanımı, yüksek itişli motorlar için uygundur ve ana bölmeye ve ön bölmeye bileşen akış oranının 1,0'a yakın olduğu sıvı yakıtlı roket motorları için pratik olarak uygulanamaz. Bu durumda ön haznenin ve ana haznenin eşzamanlı çalışması, ön haznedeki yanmanın tamlığı düşük olduğundan, motorun spesifik itiş gücünde önemli kayıplara yol açar. Mevcut buluşun amacı, kendiliğinden tutuşmayan yakıt bileşenleriyle çalışan sıvı yakıtlı roket motorunun yanma verimini (k) arttırmak ve spesifik itkisini arttırmaktır. Görev, sıvı yakıtlı roket motorunun tasarım çözümü ve fırlatma yöntemi ile yerine getiriliyor. 1. Bir ana oda ve bir ön oda, bir ateşleme cihazı, ön odaya yakıt ve oksitleyici beslemek için hatlar ve reaksiyonlu bir karıştırma elemanının bulunduğu ana yanma odasına yakıt sağlamak için bir hat içeren düşük itmeli bir sıvı roket motoru iç boşluk ve bunun üzerine yapılan bir vida, iç yüzeydeki ön hazneye sokulur, karıştırma elemanının önüne takılan ateşleme cihazında, ön hazneye yakıt besleme hattına bağlanan bir yakıt besleme boşluğu bulunur. Karıştırma elemanının çıkışında, dış yüzeyinde, ana yanma odasına bir yakıt besleme hattı ile burçta yapılan teğet kanallarla bağlanan, karıştırma elemanı gövdesi ile yakıt akışı için dönen bir boşluk oluşturan bir burç vardır, yakıt girdap boşluğunun ana yanma odasına çıkışı, burçta yapılan halka şeklinde bir çıkıntı ile sıkıştırılırken, oksitleyici besleme hattı, ana yan yanma odalarından karıştırma elemanı vidası girişinin önünde bulunan bir manifolda bağlanır. . 2. İstem 1'e göre bir sıvı yakıtlı roket motorunu çalıştırma yöntemi olup, bu yöntem, ön odaya bir oksitleyicinin beslenmesini ve yakıt bileşenlerinin eş zamanlı ateşlenmesiyle ön odaya daha sonra yakıt beslenmesini içerir; burada, Ana yanma odasında belirlenen başlangıç ​​basınç değeri, ön odaya yakıt beslemesi durdurulur ve yakıt ana yanma odasına verilir, besleme durdurulmadan önce ön odaya yakıtın kütle akışı eşitlenir ana yanma odasında belirlenmiş nihai basınç değerine ulaştıktan sonra ana yanma odasına yakıtın kütle akışına. Yeni sıvı yakıtlı roket motorunun teknik sonucu ve fırlatma yöntemi, odadaki yanmanın bütünlüğünü arttırmaktır (oda katsayısındaki artış - k, motorun spesifik itme dürtüsünü arttırmak için - I, olmayan bir şekilde çalışan) -kendiliğinden tutuşan yakıt bileşenleri Teknik sonuç, yeni elemanların tanıtılması ve bunların uygulanmasıyla elde edilir, yani - dış yüzeyinde bir vida bulunan bir karıştırma elemanı, teğet delikli bir burç, onu sıkıştırmak için halka şeklinde bir çıkıntıya sahip bir yakıt girdap boşluğu çıkış bölümü, ateşleme cihazının altında bir yakıt besleme boşluğu Vida, oksitleyici gaz besleme yolunda bulunur ve reaksiyon boşluğundaki gaz akışını ve ateşleme cihazının arkasındaki yakıt besleme boşluklarını döndürür. Oksitleyici gaz vidanın içinden aktıktan sonra, reaksiyon boşluğunda kritik olanı aşan bir girdap yoğunluğuna sahip bir dönen akış oluşur. Bu nedenle, oksitleyicinin dönen akışında, gaz dinamiği parametreleri ve türbülans parametreleri, gaz halindeki oksitleyicinin hem yakıta enjekte edilen yakıtla karıştırılması için uygun olan, paraksiyal bir sirkülasyon akışı girdap bölgesi (ters akım) oluşur. ateşleme cihazının arkasındaki boşluk - ön bölmeye ve ana bölmeye, karıştırma elemanının çıkışında yakıtı ve oksitleyiciyi karıştırmak için yakıt girdap boşluğu boyunca bir bölme (bkz. A. Gupta, D. Lilly, N. Said, "Dönen Akışlar." Mir, Moskova, 1987). Yakıtın, reaksiyon boşluğunda ve ateşleme cihazının arkasındaki yakıt besleme boşluğunda dönen bir gazlı oksitleyici akışıyla yoğun şekilde karıştırılması, yakıt karışımının çalıştırma sırasında ateşleme cihazına akışını ve motorun güvenilir bir şekilde çalıştırılmasını sağlar. Yakıt akışının tamamı ön odaya beslendiğinde - araştırma ve operasyonel deneyimlerin gösterdiği gibi, eksenel olmayan sirkülasyon bölgesine yakıt enjekte edildiğinde, yakıt yanmasının tamlığı, özellikle oksitleyici gazın düşük "oda" sıcaklığında kabul edilemeyecek kadar düşüktür. Böyle bir yanma organizasyonu sırasında termal enerji kaybının, yakıtta depolanan toplam enerjinin yaklaşık% 30'u kadar olduğu tespit edilmiştir. Bu nedenle, yalnızca ateşleyicinin arkasındaki yakıt besleme boşluğuna yakıt enjeksiyonlu karıştırma başlığına sahip bir oda çalıştırıldığında, k değeri 0,7'yi aşmaz. Bu durumda yakıt karışımının etkisiz yanmasının nedeninin, soğutulmuş yanma ürünlerinin ana odadan geri dönüş akışının eksenel bölgesindeki sirkülasyon akışıyla yoğun şekilde karıştırılması olduğu düşünülmektedir. Bu nedenle, yanma ürünleriyle balastlanmış yakıt karışımının yanması, yetersiz miktarda oksitleyici ile meydana gelir ve ayrıca açığa çıkan termal enerjinin bir kısmı, karışık soğuk yanma ürünlerinin ısıtılmasına harcanır. Buna karşılık, yakıt girdap boşluğu yoluyla ana yanma odasına yakıt enjeksiyonu ve yanma odasının girişindeki yakıt ve oksitleyici akışlarının etkileşimi (reaksiyon boşluğundan oksitleyici ve girdap boşluğundan yakıt) doğrudan ve yoğun bir yanmaya yol açar. Yakıt bileşenlerinin uygun koşullar altında karıştırılması ve yakılması, artan ölçek değerleri ve türbülans yoğunluğu ile. Bu tür bir karışımın kullanılmasındaki deneyim, bu tür bir yanma organizasyonuyla, karışık yakıt bileşenlerinin neredeyse tamamen yanmasının sağlandığını göstermektedir (k = 1). Çıkıştaki oksitleyici madde ve yakıt akışının yanma odasına yoğun bir şekilde karıştırılması, yakıt girdap boşluğunun çıkış bölümünün halka şeklinde bir çıkıntı ile daraltılmasıyla kolaylaştırılır. Bu nedenle, yakıtın dönen akışı, reaksiyon boşluğundan akan dönen gaz akışına yaklaşır. Bu, yakıt akışının oksitleyici gaz akışı tarafından püskürtülmesini yoğunlaştırır; karıştırma yoğunlaşır. Sabit bir çalışma modunda böyle bir cihazın odasının yanmasının (k) bütünlüğünü arttırmak için - odadaki yanma ürünlerinin sabit bir basıncıyla, ön odaya yakıt beslemesinin hariç tutulması gerekir, yani. ters akış bölgesinde, yakıtın reaksiyon boşluğundaki oksitleyici ile karışmasını önleyin. Bu, ateşleme cihazının arkasındaki yakıt besleme boşluğuna yakıt enjeksiyonunun durdurulması ve tüm yakıt akışının, yakıt girdap boşluğu yoluyla ana yanma odasına çevrilmesiyle elde edilir. Yakıt akışının tamamını ateşleme cihazının arkasındaki yakıt besleme boşluğuna, yukarıda belirtildiği gibi dönen akışın girdap bölgesine enjekte ederken, k1 = 0,7. Bu yakıt akışı kapatılıp yakıt girdap boşluğundan ana yanma odasına geçtiğinde, karışık yakıt bileşenlerinin neredeyse tamamen yanması sağlanır (k = 1). Yanma verimliliği k'deki artış ve dolayısıyla spesifik itme kuvveti - I'deki göreceli artış, I = k = 1 - k1 = 0,3 olacaktır. Örneğin, bir motoru çalıştırırken, güvenilir çalıştırma açısından, hem ateşleme cihazının altındaki yakıt boşluğuna hem de girdap boşluğu yoluyla ana odaya yakıt sağlamak gerekiyorsa, yanma verimliliğinde artış olur. k ve özgül itkideki (I) bağıl artış, I = k = 1-[(0,7+)/(+1)], (1) formülüyle belirlenebilir; burada = m gg /m gv, m gg - kütle yakıt girdap boşluğuna yakıt akışı, m gv - ateşleme cihazının arkasındaki yakıt besleme boşluğuna yakıtın kütle akışı. Formül (1), iç katmanda k1 = 0,7 ve dış katmanda k2 = 1 olan iki katmanlı halka şeklinde bir akışın oluşması koşulundan türetilir. I, k değerleri formülle hesaplanır (1), Şekil 2'de gösterilmektedir; bu, iç katmandaki - reaksiyon bölgesindeki düşük yanma verimliliğinin etkisinin = 10 değerinde bile fark edilebilir olduğunu göstermektedir, yani. ateşleme cihazının altındaki yakıt besleme boşluğundan geçen yakıtın kütle akış hızı, ana yanma odasına yakıt akış hızının yaklaşık% 10'u olduğunda. Dolayısıyla, bu durumda bile, I = k = %2,8 ve ana odada yanma ürünü basıncının sabit bir ön ön seviyesine ulaştıktan sonra ön odaya yakıt beslemesini kapatmak için bir neden vardır. Buluşun özü açıklanmaktadır:
Sıvı yakıtlı roket motorunun genel görünümünü gösteren Şekil 1,
Şekil 2, I, k'nin bağımlılığını göstermektedir.
Sıvı yakıtlı roket motoru, kabuğuna (2) bir ateşleme cihazına (4) sahip bir ön bölmenin (3) bağlandığı ana yanma odasını (1) içerir. Ön odada (3) örneğin M-1 bakırdan yapılmış bir karıştırma elemanı (5) ve bir manşon (6) bulunmaktadır. Bağlantıdan sonra, örneğin lehimleme yoluyla, karıştırma elemanının (5) dış yüzeyi ile manşonun (6) iç yüzeyi arasında yakıtın (7) bükülmesi için bir boşluk oluşturulur. Burç (6) teğetsel deliklere (8) ve halka şeklinde bir çıkıntıya (9) sahiptir. Karıştırma elemanının (5) içerisinde reaksiyon boşluğu (12), dış yüzeyinde ise vida (13) bulunmaktadır. Vidanın (13) önünde, karıştırma elemanının (5) dış yüzeyi ile ön oda gövdesi (14) arasında oksitleyici besleme manifoldu (15) oluşturulmuştur. Oksitleyici gaz besleme boru hattı (16) buna bağlanır. Karıştırma elemanının (5) önüne, ön odaya (3) yakıt (18) beslemek için bir boşluk içeren, ona (17) göre bir boşluk ile bir ateşleme cihazı (4) monte edilmiştir. Yakıt ölçüm deliklerinin (19) önünde, ön odaya (3) yakıt beslemek için bir manifold (20) ve bir boru hattı (21) bulunmaktadır. Sıvı yakıtlı bir roket motorunun fırlatılması yöntemi, önerilen cihaz tarafından aşağıdaki eylem sırasına göre uygulanır. - Başlangıçta ön odaya (3) gazlı bir oksitleyici verilir; bu durumda, besleme boru hattında (16) (Şekil 1'de gösterilmemiştir) bir çalıştırma kapatma vanası açılır ve gazlı oksitleyici manifolda (15) girer ve bir vida (13) ile bükülür. - Bundan sonra, reaksiyon bölgesinin (12) yakıt besleme boşluğuna (18) doğru uzanan silindirik kanalında eksenel bir girdap ters akış bölgesi olan dönen bir gaz akışı belirir. - Bundan sonra, sıvı bileşen - yakıt, boru hattından (21) ve manifolddan (20) yalnızca ön bölmeye (3) deliklerden (19) yakıt besleme boşluğuna (18) enjekte edilir. - Yakıt besleme boşluğunda (18), yakıt, dönen bir oksitleyici gaz akışıyla karıştırılır, bunun sonucunda hem ateşleme cihazına (4) hem de reaksiyon boşluğuna (12) yayılan bir yakıt karışımı oluşur. - Ateşleme cihazı (4) çalıştığında reaksiyon boşluğundaki (12) yakıt karışımı ateşlenir ve yüksek sıcaklıktaki yanma ürünleri ana odaya akar. - Ana haznede (1) ön basınç oluşturulduktan sonra, ön hazneye (3) yakıt akışı, örneğin yakıt beslemesindeki kesme vanasının (Şekil 1'de gösterilmemiştir) kapatılmasıyla durdurulur. satır (21). - Yakıt girdap boşluğu (7) vasıtasıyla ana odaya (1) aynı kütlesel yakıt akışı sağlanır. Bunu yapmak için, besleme boru hattında (11), örneğin, bir valf (Şekil 1'de gösterilmemiştir) açılır ve yakıt, manifold (10), teğetsel delikler (8) ve yakıt ana odaya (1) girer. yakıt büküm boşluğu (7). Bu durumda, yakıtın dönen akışı halka şeklindeki çıkıntı (9) tarafından ön bölmenin (3) reaksiyon boşluğundan (12) akan oksitleyici gazın akışı yönünde saptırılır. Bundan sonra, yakıt bileşenlerinin reaksiyon boşluğundan (12) çıkışta daha verimli bir şekilde karıştırılması ve yanması organizasyonuna geçiş sırasında yanmanın bütünlüğünün (k) artması nedeniyle ana yanma odasındaki basınç artar. ön oda (3) ve nihayet kuruldu. Boru hattındaki (11) vananın kapalı olduğu ana odaya (1) yakıt beslemesi durdurularak motor durdurulur. Bundan sonra, örneğin boru hattına (16) monte edilen vana kapatılarak ön odaya (3) oksitleyici gaz beslemesi durdurulur. Bu nedenle, önerilen LPRE cihazı ve sabit bir ön basınç seviyesine ulaştıktan sonra sıvı bileşenin (yakıtın ön odadan ana odaya) kütle akışını değiştiren başlatma yöntemi, yanmanın bütünlüğünde bir artış elde etmek için sorunu çözmeyi mümkün kıldı ve sonuç olarak, kendiliğinden tutuşmayan yakıt bileşenleri üzerinde çalışması sırasında motorun spesifik itme gücünde bir artış.

Sıvı roket motoru, yakıt olarak sıvılaştırılmış gazlar ve kimyasal sıvılar kullanan bir motordur. Bileşen sayısına bağlı olarak sıvı roket motorları bir, iki ve üç bileşenli motorlara ayrılır.

Gelişimin kısa tarihi

İlk kez sıvılaştırılmış hidrojen ve oksijenin roket yakıtı olarak kullanılması K.E. tarafından önerildi. 1903'te Tsiolkovsky. Sıvı yakıtlı roket motorunun ilk prototipi 1926'da Amerikalı Robert Howard tarafından yaratıldı. Daha sonra SSCB, ABD ve Almanya'da da benzer gelişmeler yaşandı. En büyük başarılar Alman bilim adamları tarafından elde edildi: Thiel, Walter, von Braun. İkinci Dünya Savaşı sırasında askeri amaçlara yönelik bir dizi roket motoru yarattılar. Reich V-2'yi daha önce yaratmış olsaydı savaşı kazanacaklarına dair bir görüş var. Daha sonra Soğuk Savaş ve silahlanma yarışı, uzay programında kullanılmak üzere sıvı yakıtlı roket motorlarının gelişimini hızlandıran bir katalizör haline geldi. RD-108'in yardımıyla ilk yapay Dünya uyduları yörüngeye fırlatıldı.

Günümüzde uzay programlarında ve ağır füze silahlarında sıvı yakıtlı roket motorları kullanılmaktadır.

Uygulama kapsamı

Yukarıda belirtildiği gibi, sıvı yakıtlı roket motorları esas olarak uzay araçları ve fırlatma araçları için motor olarak kullanılır. Sıvı yakıtlı motorların başlıca avantajları şunlardır:

• sınıftaki en yüksek spesifik dürtü;
• Çekiş kontrolüyle birlikte tam durma ve yeniden başlama yeteneği, manevra kabiliyetini artırır;
• Katı yakıtlı motorlara kıyasla yakıt bölmesinin ağırlığı önemli ölçüde daha düşüktür.

Sıvı roket motorlarının dezavantajları arasında:

• daha karmaşık cihaz ve yüksek maliyet;
• güvenli ulaşım için artan gereksinimler;
• Ağırlıksızlık durumunda, yakıtı çökeltmek için ek motorların kullanılması gerekir.

Bununla birlikte, sıvı yakıtlı motorların ana dezavantajı, Venüs ve Mars'ın mesafesiyle uzay araştırmalarını sınırlayan yakıtın enerji kapasitesinin sınırıdır.

Cihaz ve çalışma prensibi

Sıvı yakıtlı roket motorunun çalışma prensibi aynıdır, ancak farklı cihaz devreleri kullanılarak elde edilir. Pompalar kullanılarak yakıt ve oksitleyici farklı tanklardan meme başlığına beslenir, yanma odasına pompalanır ve karıştırılır. Basınç altında yandıktan sonra, yakıtın iç enerjisi kinetik enerjiye dönüşür ve nozuldan dışarı akarak jet itme kuvveti yaratır.

Yakıt sistemi, yakıt tanklarından, boru hatlarından ve yakıtı tanktan boru hattına pompalamak için türbinli pompalardan ve bir kontrol vanasından oluşur.

Yakıt beslemesinin pompalanması, haznede yüksek basınç yaratır ve bunun sonucunda, spesifik dürtünün maksimum değerine ulaşılmasından dolayı çalışma sıvısının daha fazla genleşmesine neden olur.

Enjektör kafası - yakıt bileşenlerini yanma odasına enjekte etmek için bir enjektör bloğu. Bir enjektör için temel gereksinim, yüksek kaliteli karıştırma ve yanma odasına yakıt besleme hızıdır.

Soğutma sistemi

Yanma işlemi sırasında yapıdan ısı transferinin oranı önemsiz olmasına rağmen, yüksek yanma sıcaklığı (>3000 K) nedeniyle soğutma sorunu önemlidir ve motorun termal tahribatını tehdit eder. Birkaç tür oda duvarı soğutması vardır:

Rejeneratif soğutma, haznenin duvarlarında yakıtın oksitleyici olmadan geçtiği bir boşluk oluşturulmasına, hazne duvarının soğutulmasına ve ısının soğutucu (yakıt) ile birlikte hazneye geri gönderilmesine dayanır.

Duvar katmanı, odanın duvarlarının yakınında yakıt buharlarından oluşturulan bir gaz katmanıdır. Bu etki, kafanın çevresine yalnızca yakıt sağlayan nozüllerin yerleştirilmesiyle elde edilir. Böylece, yanıcı karışım oksitleyici maddeden yoksundur ve duvardaki yanma, odanın merkezindeki kadar yoğun gerçekleşmez. Duvar katmanı sıcaklığı, odanın merkezindeki yüksek sıcaklıkları yanma odasının duvarlarından yalıtır.

Bir sıvı roket motorunu soğutmanın ablatif yöntemi, haznenin ve nozüllerin duvarlarına özel bir ısı koruyucu kaplama uygulanarak gerçekleştirilir. Yüksek sıcaklıklarda kaplama katı halden gaz haline geçerek ısının büyük bir kısmını emer. Apollo ay programında sıvı roket motorunu soğutmanın bu yöntemi kullanıldı.

Sıvı yakıtlı roket motorunun fırlatılması, uygulanmasındaki aksaklıklar durumunda patlama tehlikesi açısından çok önemli bir operasyondur. Hiçbir zorluğun olmadığı, kendiliğinden tutuşan bileşenler vardır, ancak ateşleme için harici bir başlatıcı kullanıldığında, beslemesinin yakıt bileşenleriyle mükemmel bir şekilde koordine edilmesi gerekir. Yanmamış yakıtın haznede birikmesi, yıkıcı bir patlayıcı kuvvete sahiptir ve ciddi sonuçlar vaat etmektedir.

Büyük sıvı yakıtlı roket motorlarının fırlatılması birkaç aşamada gerçekleşir ve ardından maksimum güce ulaşılır; küçük motorlar ise yüzde yüz güce anında erişimle fırlatılır.

Sıvı yakıtlı roket motorları için otomatik kontrol sistemi, motorun güvenli bir şekilde çalıştırılması ve ana moda giriş, kararlı çalışmanın kontrolü, uçuş planına göre itiş gücünün ayarlanması, sarf malzemelerinin ayarlanması ve belirli bir seviyeye ulaşıldığında kapatılması ile karakterize edilir. Yörünge. Hesaplanamayan faktörler nedeniyle, sıvı yakıtlı roket motoru, programda sapma olması durumunda roketin belirli bir yörüngeye girebilmesi için garantili bir yakıt kaynağı ile donatılmıştır.

İtici gaz bileşenleri ve bunların tasarım süreci sırasındaki seçimi, sıvı yakıtlı roket motorunun tasarımı için kritik öneme sahiptir. Buna dayanarak depolama, taşıma ve üretim teknolojisi koşulları belirlenir. Bileşenlerin kombinasyonunun en önemli göstergesi, yakıt ve kargo kütlesi yüzdesinin dağılımının bağlı olduğu spesifik dürtüdür. Roketin boyutları ve kütlesi Tsiolkovsky formülü kullanılarak hesaplanır. Spesifik dürtüye ek olarak yoğunluk, yakıt bileşenleri içeren tankların boyutunu etkiler, kaynama noktası roketlerin çalışma koşullarını sınırlayabilir, kimyasal agresiflik tüm oksitleyicilerin karakteristiğidir ve tanklar kurallara uygun olarak çalıştırılmazsa, Tank yangınına neden olan bazı yakıt bileşiklerinin toksisitesi atmosfere ve çevreye ciddi zararlar verebilir. Bu nedenle flor oksijenden daha iyi bir oksitleyici madde olmasına rağmen toksisitesinden dolayı kullanılmamaktadır.

Tek bileşenli sıvı roket motorları, yakıt olarak bir katalizörle etkileşime girdiğinde sıcak gazın salınmasıyla parçalanan sıvıyı kullanır. Tek yakıtlı roket motorlarının ana avantajı tasarımlarının basitliğidir ve bu tür motorların özgül itkileri küçük olmasına rağmen, uzay aracının yönlendirilmesi ve stabilizasyonu için düşük itmeli motorlar olarak idealdirler. Bu motorlar deplasmanlı yakıt besleme sistemi kullanır ve düşük proses sıcaklığı nedeniyle soğutma sistemine ihtiyaç duymazlar. Tek bileşenli motorlar ayrıca termal ve kimyasal emisyonların kabul edilemez olduğu koşullarda kullanılan gaz jetli motorları da içerir.

70'li yılların başında ABD ve SSCB, yakıt olarak hidrojen ve hidrokarbon yakıtını kullanacak üç bileşenli sıvı roket motorları geliştiriyordu. Bu şekilde motor, çalıştırma sırasında gazyağı ve oksijenle çalışacak ve yüksek irtifada sıvı hidrojen ve oksijene geçiş yapacaktır. Rusya'daki üç bileşenli sıvı yakıtlı motora bir örnek RD-701'dir.

Roket kontrolü ilk olarak grafit gaz dinamik dümenleri kullanan V-2 roketlerinde kullanıldı, ancak bu, motor itişini azalttı ve modern roketler, gövdeye menteşelerle bağlanan döner kameralar kullanarak bir veya iki düzlemde manevra kabiliyeti sağlıyor. Dönen kameralara ek olarak, nozullarla ters yönde sabitlenen ve cihazın uzayda kontrol edilmesi gerektiğinde açılan kontrol motorları da kullanılmaktadır.

Kapalı çevrim sıvı yakıtlı roket motoru, bileşenlerden birinin düşük sıcaklıkta diğer bileşenin küçük bir kısmı ile yakıldığında gaz haline geldiği bir motordur; ortaya çıkan gaz, türbinin çalışma sıvısı olarak görev yapar ve daha sonra yanma odasına beslenir ve burada yakıt bileşenlerinin geri kalanıyla birlikte yanar ve jet itişi oluşturur. Bu şemanın ana dezavantajı tasarımın karmaşıklığıdır, ancak aynı zamanda spesifik dürtü de artar.

Sıvı roket motorlarının gücünü artırma olasılığı

Uzun süredir lideri Akademisyen Glushko olan Rus sıvı yakıtlı roket motoru yaratıcıları okulunda, yakıt enerjisinin maksimum kullanımı ve bunun sonucunda mümkün olan maksimum spesifik dürtü için çabalıyorlar. Maksimum spesifik dürtü ancak nozüldeki yanma ürünlerinin genleşmesinin arttırılmasıyla elde edilebildiğinden, tüm gelişmeler ideal bir yakıt karışımı arayışı içinde yürütülmektedir.

Bir ve iki bileşenli yakıtlarla çalışan LPRE odaları vardır.

İki bileşenli sıvı yakıtlı roket motorları daha yüksek verimliliğe ve giderek genişleyen bir uygulama aralığına sahiptir.

İki bileşenli sıvı yakıtlı roket motorlarının odaları. Karıştırma başlığının sabit ve değişken akış alanına sahip odaların yanı sıra tek nozullu ve çok nozullu hazneler bulunmaktadır.

Değişken akış alanına sahip odalara denir kısma; Genellikle bu tür odalar aynı zamanda tek nozulludur.

Karıştırma kafasının sabit akış alanına ve birkaç nozüle sahip odalar tasarım açısından basittir, ancak çalıştırma konumuna bağlı olarak moda ulaşma süresi ve itme çürümesi süresi biraz artmış değerlere sahiptir ve kafanın girişindeki kapatma vanaları ve bu vanalar ile kafanın alt kısmı arasında belirli bir hacmin varlığı; bu hacim mümkün olduğu kadar küçük olmalıdır.

LPRE odalarında hem santrifüj hem de jet nozullar kullanılır.

Symphony uydusu ve Galileo uzay aracının 10 ve 400 N itme kuvvetine sahip sıvı roket motoru odalarında, iki bileşenli bir santrifüj nozullu bir karıştırma kafası kullanılırken, haznede koaksiyel dönen bir yakıt bileşenleri jeti oluşturulur, damlacıkların konik bir spreyini sağlamak. Meme aynı zamanda yanma ürünlerinin duvara yakın tabakasında fazla miktarda oksitleyici oluşturarak oda duvarlarının dahili olarak soğutulmasını sağlar.

E-3 roket motoru odası (Uzay Mekiği roket kontrol sisteminin yardımcı motoru), çarpışan oksitleyici ve yakıt jetleri olan iki bileşenli bir nozul kullanır. Kafa manifoldu küçük bir hacme sahiptir ve bu da şunları sağlar: 1) manifoldun hızlı doldurulması ve boşaltılması; 2) yakıt bileşenlerinin yer değiştiren helyumla doygunluğu nedeniyle motor özelliklerindeki değişikliklerin en aza indirilmesi ve 3) başlatma işlemi sırasında yakıt ateşlendiğinde haznedeki büyük basınç dalgalanmalarının ortadan kaldırılması.

Yakıt depolarında sabit bir basınçta ve dolayısıyla karıştırma kafasının girişinde, sıvı yakıtlı roket motoru odasının itme kuvvetini değiştirmek için, yakıt bileşenlerinin değişken enjeksiyon alanına sahip bir kafa kullanılır. Bu, karıştırma başlığının, hareketli elemanı (örneğin, başlığın ekseni boyunca hareket eden bir manşon) her iki yakıt bileşeni için enjeksiyon akış alanlarını aynı anda değiştiren tek bir iki bileşenli meme olması durumunda en kolay şekilde elde edilir.

Bu durumda, belirli bir itme kuvveti değişiklikleri aralığında, enjektörler arasındaki basınç düşüşü neredeyse hiç değişmeden tutulabilir; bu, yakıt bileşenlerinin atomizasyon kalitesinin ve odanın stabilitesinin sağlanması açısından önemlidir. Yakıt bileşenlerinin tüketiminin azalmasıyla birlikte haznedeki basınç ve dolayısıyla yakıtın yanmasının bütünlüğü azalır. Böyle bir kafa, Apollo ay sahnesinin iniş odasında kullanıldı; bu motor, nominal modda çalışırken itme kuvvetine kıyasla itme kuvvetinde 10 kat azalma sağladı.

Viking-75 ve R-4D-1l uzay aracının RS-2101C motorları, oksitleyici ve yakıtın çarpışan jetleri olan jet nozullarını kullanır. Enjektörler, yanma odasının merkezi ile duvarı arasında ortalama yarıçapa sahip tek bir daire üzerine yerleştirilir.

Sıvı yakıtlı bir roket motorunu çalıştırırken, hazne kafasının sıcaklığı, boşluğundaki yakıt bileşenlerinin kaynama olasılığını ortadan kaldıracak şekilde olmalıdır. Bunu yapmak için, genellikle kafa ile yanma odası arasına ince duvarlı silindirik delikli bir ısı yalıtım ara parçası yerleştirilir. Kafaya ısı akışının azaltılması ve aynı zamanda yakıt yanmasının tamlığının arttırılması, karıştırma kafasının, içine çok sayıda yakıt kanalının kazındığı, gözenekli soğutmasını sağlayan ve karıştırma kafasının tek biçimliliğini ve doğruluğunu belirleyen bir plakadan üretilmesiyle sağlanır. yakıt bileşenlerinin yanma odasına akışı.

Bazı sıvı roket motor odalarının başlığı alüminyum alaşımlardan yapılmıştır. Bu malzeme özellikle Apollo uzay aracının MA-109 yardımcı motorlarının 450 N itme kuvvetine sahip oda kafasında kullanıldı. RS-2101 motorunun oda kafasında 2219-T6 alüminyum alaşımı kullanıldı. Bu motorun yanma odası berilyumdan yapıldığından, kafa ile yanma odası arasına altın tabakasıyla kaplanmış V şeklinde bir sızdırmazlık halkası ve bir Viton halkası yerleştirildi.

R-40 motorunun hazne kafası çelik ve alüminyum alaşımdan yapılmıştır, Symphony uydusunun ve Galileo uzay aracının 1 O ve 400 N itme gücüne sahip sıvı yakıtlı roket motorunun hazne başlığı korozyona dayanıklı malzemeden yapılmıştır. çelik ve R-4D-11 motorlarda

ve R-1E-3 - titanyum alaşımından yapılmıştır.

Yüksek sıcaklıklarda güçlendirmek amacıyla, kafayı yanma odasına bağlayan alüminyum flanş, fenolik reçine emdirilmiş fiberglas ile sarılmıştır. Bununla birlikte, çoğu zaman kafa, yanma odasına kaynak yoluyla bağlanır (birleştirme duvarları kaynaklanabilir malzemelerden yapılmışsa).

R-40A, R-4D-11, R-IE-3, R-6C ve R·BV sıvı roket motoru haznelerinin yanma odalarında ve nozullarında kaynaklı dikişler kullanılır. Symphony uydusunun 1 O ve 400 N'luk itme kuvveti, tüm bağlantılar elektron ışın kaynağı ile yapılarak bağlantıların yüksek düzeyde sızdırmazlığı sağlanır.

N204 ve MMG yakıtı üzerinde sürekli çalışma sırasında iki bileşenli sıvı yakıtlı roket motorlarının odaları Ra= 40...150 ve itme kuvveti RP= 2,2 ... 445 N spesifik darbe sağlar 1 u.p = 2735 ... 2825 m/s (Tablo 8.2). Sıvı roket motorunun darbeli modunda, özgül darbe daha düşüktür ve itme darbe süresi ne kadar kısa olursa, özgül darbe de o kadar düşük olur. İtme darbe süresi, hazne kafasına monte edilen yakıt valflerine (elektro-hidrolik valfler) voltaj uygulandığı zamana göre belirlenir; elektrik darbesinin genişliği.Şu tarihte: τ min = 6…20 ms Sıvı yakıtlı roket motorunun özgül darbesi genellikle 1860 ... 2350 m/s'ye eşittir. R-IE-3 motorunun (2350 m/s) 40 ms'lik elektriksel darbe genişliğine sahip oldukça yüksek özgül darbesi, karıştırma kafasının iç boşluğunun küçük hacminden kaynaklanmaktadır.

Yakıt bileşenlerinin ikinci tüketimi son derece düşüktür. Örneğin R-6B sıvı roket motorunda oksitleyici madde ve yakıt tüketimi sırasıyla yalnızca 0,5 ve 0,3 g/s'dir.

LPRE odalarının tasarımı soğutma yöntemine bağlıdır. Rejeneratif, ablatif, dahili (film), radyant ve kombine soğutma kullanılır.

En etkilisi yenileyici soğutma, ancak LPRE odalarında uygulanması çok zordur: odadaki düşük itme ve düşük basınçlarda, yüzey ısı akısı yoğunluğunun ve oda yüzeyinin oranı, soğutucunun yüksek sıcaklığını belirler; Ayrıca soğutucunun akış hızının düşük olması nedeniyle soğutma kanallarındaki hızı oda duvarlarını soğutmak için yetersizdir. Sonuç olarak, odanın ve soğutucunun duvarlarının sıcaklığı kabul edilemez değerlere yükselebilir, soğutucunun ayrışması veya film kaynaması ve diğer kabul edilemez olaylar meydana gelebilir. Özellikle hidrazin ve buna dayalı yanıcı maddeler, olası ayrışma nedeniyle tüm hacimleri boyunca bir sıcaklık sınırlamasına sahiptir.

Rejeneratif soğutmalı odalar, değişken itme gücünde, özellikle de uzun süreli depolanan kendiliğinden tutuşan yakıtlarda sınırlı performansa sahiptir.

Mariner-9 uzay aracının sıvı yakıtlı roket motoru odası, yüksek ısı iletkenliğine ve harici akış soğutmasına sahip, berilyumdan yapılmış kalın duvarlı bir yanma odasına sahipti.

Ablatif Sıvı yakıtlı roket motoru odalarının soğutulması, tasarımlarının basitliğini ve çevreye minimum ısı akışını sağlar, ancak ablatif soğutmalı odalar, radyant soğutmalı odalarla karşılaştırıldığında (oldukça kalın bir ablatif malzeme tabakası nedeniyle) daha büyük bir kütleye sahiptir. Ablatif soğutmalı bir odanın kütlesi, çalışma süresinin karekökü kanununa göre artar. Uzun çalışma süresiyle bu tür kameraların kütlesi aşırı hale gelebilir.

Ablatif soğutma, Apollo uzay aracının bir dizi roket motorunda (ay aşamasının kalkış roket motorlarında, Dünya'ya yaklaşırken devreye giren frenleme roket motorlarında vb.), yanma odasında ve nozülde kullanıldı. ana roket motoru (Şekil 8.7) ve ayırma aşamasının sekiz yönlendirme roket motoru, M-X ICBM'nin baş kısımları, oda monolitik bir berilyum kütüğünden yapılmıştır; Yanma odasının ve nozülün iç yüzeyine aşındırıcı bir malzeme tabakası uygulanır; ikincisi nozul üzerinde düşük yoğunluğa sahiptir. Berilyum güçlü ve dayanıklıdır ve kaplama gerektirmez. Kullanılan ablatif malzeme özellikle fenolik reçine ve silika bazlı bir malzemedir.

Işıltılı soğutma, özellikle uzun motor çalışma süresinde, ablatif soğutmaya kıyasla sıvı yakıtlı roket motoru odasının basit tasarımı ve nispeten düşük kütlesi ile sağlanır. Radyant soğutma ile çevreye büyük bir ısı akışı yaratılır. Bu, bitişikteki uçağın yapısal elemanlarına zarar verebileceğinden, kameranın uçak bölmesinin içine değil, açık bir şekilde yerleştirilmesi tavsiye edilir. Radyant soğutmalı odalar, refrakter metallerin (molibden, tungsten, tantal ve niyobyum) ve bunlara dayalı alaşımların kullanılmasını gerektiren oda duvarlarının yüksek sıcaklığı ile karakterize edilir. Radyant soğutmalı odaların performansı ve servis ömrü, seçilen ısıya dayanıklı ve refrakter metaller ve ısıya dayanıklı ve refrakter metallerin yüksek sıcaklıklarda oksidasyonunu önleyen kaplamalar tarafından belirlenir. Bu durumda kaplamaların yeterince yüksek yapışma özelliğine sahip olması gerekir.

Duvar sıcaklığının sınırlandırılması aynı zamanda uygun karıştırma başlığı ve yanma odası konfigürasyonu kombinasyonunun seçilmesiyle de sağlanır.

Apollo uzay aracının 441 N itme kuvvetine sahip sıvı roket motoru odası MA·109, silisit kaplamalı niyobyumdan yapılmıştır. Meme boynu molibden disilisit ile kaplandı. Benzer odalar için, Ti ve Zr katkı maddeleri içeren bir molibden alaşımı veya molibden disilisit Mo Si 2 ile kaplanmış molibden kullanıldı.

Radyant soğutma kullanan nozül bağlantılarının imalatı için refrakter ve ısıya dayanıklı metaller de kullanılır.

Mariner-9 uzay aracının sıvı yakıtlı roket motoru odasının nozulu, kobalt katkı maddeleri içeren ısıya dayanıklı çelikten yapılmıştır; böyle bir nozül, çalışma sırasında kırmızı-sıcak olarak ısıtıldı (yaklaşık 1375 ° C sıcaklığa kadar) İLE).

Yanma ürünlerine karşı düşük kimyasal dirençlerinin yanı sıra, refrakter metaller pahalı malzemelerdir ve bu metallerin kırılganlığından dolayı bunlardan hazne imalatı zordur. Uzun hizmet ömrüne sahip, refrakter metaller için oksidasyona dirençli kaplamaların geliştirilmesi bazı zorluklar ortaya çıkarmaktadır.

Bazı durumlarda kaplama sadece duvar yüzeyini oksidasyondan korumakla kalmaz, aynı zamanda emisyonunu da arttırır, bu da duvar sıcaklığında ek bir azalmaya neden olur. Bu tür özellikler, özellikle nikel alaşımlı bir duvarın yüzeyinde biriktirilen bir alüminyum oksit tabakasına sahiptir.

Oluşturmak için film Yanma odasının ve nozülün duvarlarını soğutmak için, nozullar oda kafasının çevresine yerleştirilerek, fazla miktarda oksitleyici veya yakıt içeren bir duvar tabakası oluşturulur (ikincisi daha sık kullanılır). Örneğin, R-4D-11 sıvı roket motorunun oda kafasında, çarpışan oksitleyici ve yakıt jetleri olan sekiz adet iki jetli nozulun yanı sıra, film soğutması sağlamak için 16 nozul bulunmaktadır.

Yukarıda belirtildiği gibi, Symphony uydusunun 10 ve 400 N itme kuvvetine sahip sıvı yakıtlı roket motorlarının yanma odasının silindirik kısmının duvarları için bir oksitleyici ile film soğutma kullanıldı ve odanın duvarları için kullanıldı. yakıtın tüketildiği Minuteman Sh ICBM'nin yardımcı sıvı yakıtlı roket motorları (toplam tüketimin yaklaşık% 13'ü). İkincisinin duvarları (ve karıştırma başlığı) niyobyum alaşımı SCb-291'den yapılmıştır. Bu alaşımın seçimi, nitrojen tetroksitin uzun süreli depolanması sırasında oluşabilen nitrik asit açısından inert olmasından kaynaklanmaktadır.

Film soğutmalı odalar, yüksek yüzey ısı akısı yoğunluğu değerlerine dayanabilir ve çevreye belirtilen yoğunluğun minimum değerlerine sahip olabilir. Bu tür odalar, duvar katmanındaki yanma verimliliğindeki azalmanın neden olduğu kayıplarla karakterize edilir.

Film soğutma genellikle radyant soğutmayla birlikte kullanılır ve oda aynı zamanda refrakter metallerden yapılır. Örneğin, niyobyumdan yapılmış film soğutmalı bir odanın izin verilen duvar sıcaklığı 2030 K'dir.

Viking-75 uzay aracının RS-2101C sıvı yakıtlı roket motoru bölmesi için özel soğutma kullanıldı. Yakıt, nozülün sivrilen kısmının duvarlarının iç yüzeyine püskürtüldü, buharlaştırıldı ve nozülün belirtilen kısmından odanın silindirik kısmına duvar boyunca yayılan ısı akışları uzaklaştırıldı. Bu dağılım, yanma odasının ısı iletkenliği çok yüksek olan berilyumdan yapılmış olmasıyla sağlanmıştır. Odanın silindirik kısmında ısı, nozulun sivri kısmından kendisine sağlanan buharlaşan film perdesi tarafından emilir. Bu soğutmaya denir dahili rejeneratif soğutma.

Uzay Mekiği roket kontrol sisteminin yardımcı motorunun odasında dahili ve radyant soğutmanın bir kombinasyonu kullanılırken, yanma odasının ve nozulun duvarının yakınında fazla yakıt içeren bir yanma ürünleri tabakası oluşturulur. Bu, film soğutmasına giden yakıtın bir kısmının enjeksiyon açısının değiştirilmesiyle yapılır. Daha dik bir açı, püskürtme başlığı ile yanma odası arasındaki arayüzde soğutmayı iyileştirerek daha düşük sıcaklıklara neden olur

Motor çalışma döngüsü sırasında kafalar. Isı iletkenliği düşük bir ısı yalıtım malzemesi tabakası, 1700 K yanma odası duvar sıcaklığında çalışabilir. 1285 K minimum nozul kesitinde maksimum duvar sıcaklığında, 7,2"105 s'lik bir oda ömrü sağlanır. maksimum sürekli çalışma süresi 125 saniyedir.

Sıvı yakıtlı roket motorları R-4OA, R-4D-1l, R-1E.3, R-6C ve R-6B'nin oda duvarlarının maksimum sıcaklığı nispeten düşüktür (1313 ... 1563 K aralığında) . Bu, yanma odası duvarları ve nozulları niyobyum ve titanyum alaşımlarından üretirken yeterli güvenlik marjlarının sağlanmasını mümkün kılar.

Minuteman IP ICBM'nin baş kısmının manevra yapmasını sağlayan sıvı yakıtlı roket motoru odası DU RSPE'de, kafa, yanma odası ve nozul da niyobyumdan yapılmıştır (tasarım odası sıcaklığı 2030 K).

Bazı kameralar füzyonla uygulanan R-512A kaplamayı kullanır. Maksimum 1800...1920 K sıcaklıklar için tasarlanmıştır. R-512A kaplama, oksidasyona karşı koruma sağlayan ve uzun servis ömrü sağlayan özel bir camsı kaba silisit malzemesidir. Uygulanan kaplamanın kalınlığı yaklaşık 75...125 mikrondur; Kaplamanın belirtilen kalınlığı ve düzgünlüğü, uygulamadan sonra özel bir sensör kullanılarak (özellikle girdap noktalarında) ölçülmelidir.

Uzay Mekiği jet kontrol sisteminin (R-40A ve R-lE-3) ana ve yardımcı motor haznesinin dış iç yüzeylerindeki niyobyum alaşımı C-I03 ve R-512A kaplamanın kombinasyonu, uzun bir servis ömrü sağlar ve Uzay Mekiğinin uçuşu için güvenilirliğin yanı sıra uçuş sırasında tüm sıcaklık aralığı boyunca artan süneklik.

"D R-40A ve R-1E-3" haznelerinin dış yüzeyi, titanyum mahfazanın içine yerleştirilmiş, 400 kg/m3 yoğunluğundaki Dynaflex malzemeden yapılmış ısı yalıtımı ile kaplanmıştır. Bu sıvı yakıtlı motorlar, haznenin içine yerleştirilmiştir. Uzay Mekiğinin gövdesi ve ısı yalıtımı, geminin iç yapısal elemanlarını, şiddetli ısı akışları nedeniyle aşırı ısınmadan korur, çünkü yerdeki herhangi bir çalışma koşulunda odanın dış yüzeyinin sıcaklığını 450 K'dan fazla tutmaz. ve boşlukta.

Ay uzay aracı "Surveyor" un yardımcı sıvı yakıtlı roket motorunun odasının -17 ... ± 37 ° C aralığındaki çalışma döngüleri arasındaki sıcaklığını sağlamak için, dış yüzeyin çoğuna altın kaplama uygulandı odanın.

Şek. Şekil 8I, odası radyant soğutmaya sahip olan Lisyat uydusunun apogee tahrik sisteminin sıvı yakıtlı roket motorunu göstermektedir.

R-4D roket motorunda dahili ve radyant soğutmanın bir kombinasyonu kullanılır. Fazla yakıtın bir kısmı duvar katmanına girer, bu da karıştırma başlığı ile yanma odası arasındaki alanın soğumasını iyileştirir. Sürekli çalışma sırasında yanma odası duvarlarının minimum sıcaklığı 1300 K'dır.

Yapay uydu "Senfoni" nin sıvı yakıtlı roket motorunun odalarının 10 ve 400 N itme kuvveti ile kombine (rejeneratif, dahili ve radyant) soğutulması çok etkilidir.Bu odaların soğutulmasının özelliği, 400 N itme kuvvetine sahip haznede, nozül boynu alanına yakıtla rejeneratif soğutma uygulanır ve yanma odasının alt kısmı için 10 N itme kuvvetine sahip haznede uygulanır.

Senfoni uydusunun nimonikten yapılmış 10 ve 400 N itme kuvvetlerine sahip sıvı yakıtlı roket motoru odalarının nozülünün boynu ve genişleyen kısmı için radyant soğutma kullanıldı.

Tezgah yangın testleri sırasında odanın 10 N'lik bir itme kuvveti ile maksimum sürekli çalışma süresi 3.103 saniyeyi aştı. Yukarıda belirtilen birleşik soğutma ile 400 N itme kuvvetine sahip sıvı yakıtlı roket motoru odasının sabit termal durumu, uzun süreli çalışma sırasında da (10,8 103 saniyeden fazla) sağlandı. Termal emilim olgusu neredeyse gözlenmez. 1,i mm'lik hazne duvar kalınlığı ile ısı kapasitesi küçüktür. Motoru kapattıktan sonra hazne soğutma yolundaki yakıtın sıcaklığı yalnızca 10 K arttı.

M-X aşamasının ana sıvı yakıtlı roket motorunun hazne nozulu Kevlardan yapılmıştır.

Bazı sıvı yakıtlı roket motorları çeşitli yakıtlarla çalışabilir. Örneğin R-4D -11 motorunda MMG'ye ek olarak hidrazin ve aerozin-50 de kullanılabilir.

Sıvı yakıtlı roket motorları (ve dolayısıyla kameralar) hem darbeli hem de sürekli modlarda çalışabilir. Darbe modu esas olarak uzaysal konum ve yuvarlanma kontrolü manevraları için kullanılır. Darbe modunda çalışmanın bir özelliği, oda nispeten büyük bir itme kuvveti geliştirse bile, bir çalışma döngüsü sırasında oluşturulan itme darbesinin nispeten küçük değeridir; bu, kameranın soğutulması için daha katı gereksinimler getiren uzun süreli çalışmasını önlemenizi sağlar; Ayrıca sadece çalışma çevrim süresini değiştirerek sabit itme kuvvetinde itme darbesinin farklı değerlerini sağlamak mümkündür.

Bununla birlikte, darbeli çalışma modu, yakıt seçimine kısıtlamalar getirir (tekrarlanan LPRE'ler yalnızca kendiliğinden tutuşan yakıtlar üzerinde test edilmiştir) ve daha önce belirtildiği gibi, odanın spesifik dürtüsünde bir azalmaya neden olur.

Yüksek itişli sıvı yakıtlı roket motorları, pompalar çalışmıyorken tankların basınçlandırma basıncı altında yakıt bileşenleri beslerken, sıvı yakıtlı roket motorunun itme kuvvetine karşılık gelen itme kuvveti geliştirebilir. Örneğin, bu çalışma modunda, RL-10 sıvı yakıtlı roket motoru, 854 N'luk bir itme kuvveti ve vakumda yaklaşık 4000 m/s'lik bir spesifik itme sağlar.

Değerler BT yakıt için N 2 0 4 + MMG, çoğu sıvı yakıtlı roket motoru için 1,60 ... 1,65'e eşit seçilir (± 0,03 ... 0,05 toleransla).

Sıvı yakıtlı roket motoru bölmesinin boyutunu ve ağırlığını azaltmak için basıncı artırabilirsiniz. R ancak yüksek basınçlara Rözellikle nozül boynu bölgesinde daha katı soğutma gereksinimlerine yol açar.

Bir dizi sıvı roket motorunun (R40A, R-4D-ll, RS-2101C, vb.) yanma odasındaki yanma sırasındaki HF titreşimlerini azaltmak için, karıştırma kafasının çevresine akustik boşluklar (akustik rezonans sönümleyiciler) yerleştirilir. .

Akustik boşlukların yardımıyla, dinamik yanma stabilitesi elde edilir, bu da tüm doğal ve yapay olarak ortaya çıkan rahatsızlıklara karşı neredeyse tamamen duyarsızlığın yanı sıra, geçici prosesler de dahil olmak üzere çok çeşitli çalışma koşullarında odanın stabil çalışmasını sağlar.

Bir dizi sıvı yakıtlı roket motoru çok uzun bir servis ömrüne sahiptir; örneğin, R-4D sıvı yakıtlı roket motorunun nominal modda çalışma süresi 3,6 106 saniyeye ulaşabilir. Uzay Mekiği roket kontrol sisteminin yardımcı motorlarının hizmet ömrünün de, oda teknolojisi ve uygulama yöntemlerindeki iyileştirmeler, koruyucu kaplamalar ve iyileştirilmiş operasyonel bakım yöntemleri kullanılarak 106 saniyeye çıkarılması planlanıyor.

Kameranın hizmet ömrü yalnızca kullanılan yapı malzemelerine ve kaplamalara değil, aynı zamanda seçilen parametrelere de bağlıdır. Özellikle odadaki yanma ürünlerinin sıcaklığı azaldıkça kaynağı artar.

Tipik olarak, LPRE odacıklarının ağızlığının çıkış bölümünün düzlemi uzunlamasına eksenlerine diktir. Bununla birlikte, Uzay Mekiği roket kontrol sisteminin ana ve yardımcı motorları, uzay aracının gövdesine girintilidir ve çıkış bölümleri, gövdenin yüzeyi ile aynı hizada profillenmiştir. Kameraların gövdeye göre farklı konumları nedeniyle ana roket motorları için 17, yardımcı roket motorları için ise dört farklı nozul açısı elde ediliyor.

Sıvı yakıtlı roket motoru odasının nozulunun ekseni genellikle yanma odasının ekseninin bir devamıdır, ancak nozül, yanma odasına bir açıyla (bazı durumlarda büyük bir açıyla (1000'e kadar)) yerleştirilebilir. yanma odasının ekseninin devamı; buna duyulan ihtiyaç öncelikle roket motoru yönlendirme sistemi için ortaya çıkabilir. Yerleşim koşullarına göre, nozülün çıkış bölümü dikdörtgen bir şekle sahip olabilir (örneğin en boy oranı iki olabilir).

Tek bileşenli sıvı yakıtlı roket motorlarının odaları. Tek bileşenli odaların yanı sıra tek bileşenli gaz jeneratörlerinin tasarımı ve parametreleri, yakıtın ayrışma yöntemine bağlıdır. CIIIA'daki katalitik ayrışma odaları Hayes tarafından geliştirilmektedir. Termal ayrışma odalarında, yakıt bileşeni ısıtılmış bir yüzeyle temas ettiğinde ayrışır; elektrikli ısıtıcılar en yaygın olanıdır. Elektrikli ısıtıcı, özellikle Intelsat V iletişim uydusunda kullanılan TRW'den 0,3 N itme kuvvetine sahip sıvı roket motorlarının ayrışma odasında kullanılır.

Mümkün. Hidrazin ile kendiliğinden tutuşan bir yakıt oluşturan, odaya sürekli olarak nispeten düşük bir nitrojen tetroksit akış hızı sağlayarak hidrazinin ayrışması; hidrazin, hidrazinin bir kısmının nitrojen tetroksit ile yanması sırasında açığa çıkan ısının etkisi altında termal olarak ayrışır.

Tek bileşenli sıvı yakıtlı roket motorlarının odalarındaki nozulların sayısı çok farklı olabilir - bir nozuldan (örneğin, Çin Halk Cumhuriyeti'nin bir araştırma uydusunun oryantasyon kontrolünün sıvı yakıtlı roket motorunda) çok sayıda nozul için. Bu tür odaların ağızlıkları çok küçük bir ağızlık çapına sahiptir. Bu nedenle, motorun çalışması sırasında, nozül akış alanında tamamen bloke olana kadar güçlü bir azalma durumları gözlendi.

Oda başlığı çok sayıda difüzör kılcal tüpünden oluşabilir. Hamilton REA 20-4 motorunda kullanılan bu kafa tasarımı, enjeksiyon hızını düşük bir seviyede sınırlandırıyor ve hidrazinin kanalizasyon paketinde eşit dağılımını sağlıyor. Bu, hidrazin tarafından yıkanan katalizör alanını arttırır, dinamik özellikleri iyileştirir, daha düzgün motor çalışması sağlar ve paket aşınmasını azaltır. Kafanın yüzeyi, titreşim veya motor şoku sonucu oluşabilecek katalizör parçacıklarının kafaya ve valfe girmesini önleyen çift ağ ile korunmaktadır. Aynı amaçla Intelsat IV A iletişim uydusunun sıvı roket motorunda (itki 24,5 N) nozullar ince bir ağ ile kaplanmıştır. Çok düşük itiş gücüne sahip (0,1 ... 0,4 N) sıvı roket motoru odaları için, hidrazin odaya beslenmeden önce gazlaştırılabilir (hidrazinin normal kaynama noktası 387 K'dır).

Katalizör parçacıklarının sürüklenmesini önlemek için katalizör paketi, ayrışma odasının boşluğuna güvenli bir şekilde sabitlenmelidir (Şekil 8.9) ve yapısal elemanlar için kullanılan malzemeler nitrasyona karşı dayanıklı olmalıdır. Özellikle Intelsat IV A uydu sıvı roket motorunun katalizör paketi, platin alaşımından yapılmış çift ağ içine yerleştirilmiştir.

REA 204 motor katalizör paketi delikli bir elek ile iki bölüme ayrılmıştır. Üst kısımda, hidrazinin hızlı ayrışmasını ve motorun stabil çalışmasını sağlayan ince taneli bir IIIell-405 katalizörü kullanılır. Katalizör paketinin hidrolik direncini azaltmak için alt kısma iri taneli Shell 405 katalizör yerleştirilmiştir.

Katalizör düşük sıcaklıklarda yetersiz aktiviteye sahiptir. Ek olarak, açığa çıkan ısı ilk önce katalizörü ve odanın duvarlarını ısıtmak için harcandığından, moda ulaşmak için gereken süre fazla tahmin edilmektedir. REA 204 sıvı yakıtlı roket motoru da dahil olmak üzere bir dizi motor, soğuk motor çalıştırmayla ilişkili paketin tahrip olmasını önleyen bir sıcaklığı korumak için bir elektrikli paket ısıtıcısı kullanır. Bu motor iki nikrom elektrikli ısıtma elemanı kullanıyor (N= 3,8W; V= 28 V), Inconel 600'den yapılmış bir mahfazaya yerleştirilmiştir. Katalizör paketi oldukça uzun bir süre ısıtılabilir - 30 dakikaya kadar.

Granüllerin mukavemet özelliklerini geliştirmek için, katalizör, daha küresel olmalarını sağlayacak şekilde özel yoğun işleme tabi tutulur; Özellikle küresellik katsayısı yaklaşık 0,75 olan 0,6 mm çapında küresele yakın granüller kullanırlar (bu katsayı, kürenin yüzey alanının katalizör granülünün yüzey alanına oranına eşittir) . Haznenin yeterince yoğun bir şekilde doldurulması, bir elektrodinamik vibratör tarafından sağlanır.

için çok önemli. Ayrıştırma odasının çapı hesaplanırken, genellikle 0,75...3,5 g/(cm2 s)'ye eşit olarak seçilen akış hızı belirlenir.

Aşağıda 10 N itme gücüne sahip bir hidrazin odasının parametrelerinin tipik değerleri verilmiştir: akış hızı 3,5 g/ (cm2 s); 1" 1.P= 2256 m/s; R k = = 1,5 MPa; "P] = 0,95; v = 4,7 cm"/s; granül boyutu 0,6 mm; küresellik katsayıları 0,75'tir; DK = 13 mm; L K = 16,3 mm; D* = 2,23 mm; kılcal püskürtme kafası boyunca basınç düşüşü 0,4 MPa'dır; Katalizör paketindeki basınç düşüşü 0,25 MPa'dır.

Uzay aracının LPRE odalarının katalizör paketi ortam vakumuna maruz bırakılır.

LPRE odalarında genellikle profilli nozullar kullanılır. Özellikle REA 204 sıvı roket motoru odasında profilli bir ağızlık kullanılır; minimum yüzey alanıyla kısaltılmıştır. Meme şekli, minimum uzunluk ve kütle ile maksimum itici gücü sağlayacak şekilde optimize edilmiştir. Nozül duvarının uzunluğu boyunca kalınlığı çıkışa doğru minimum bir değere düşer, bu da yeterli mukavemetle kütlenin azaltılmasını sağlar.

Yakıt valfini haznenin ısı akışlarından termal olarak yalıtmak için, flanşı hazneye ince delikli bir aralayıcı ile bağlanır ve ayrıca hidrazin, ince kılcal borular aracılığıyla valftan kafaya beslenir. Ek olarak, kılcal boru hatlarından ve ara parçalardan gelen ısı akışları, motor montaj flanşı tarafından algılanır.

Hidrazin odalarının aşağıdaki maksimum değerlerine ulaşılmıştır: 560 N veya daha fazla; spesifik dürtü 2300 m/s; çalışma döngüsü sayısı 5∙10 5, toplam çalışma süresi 1,5 105 sn; toplam itme kuvveti 5,5 MN·s. Bazı hidrazin motorlarının (örneğin, REA 20-4 sıvı roket motoru) sürekli çalışma süresi hiçbir şekilde sınırlı değildir. CIIIA, toplam 0,89 MN·s itme kuvvetine sahip, 106 çalışma döngüsüne sahip hidrazin sıvı yakıtlı roket motorları geliştiriyor; asıl sorun malzemelerin termal yorgunluğudur.

Tek bileşenli sıvı yakıtlı roket motorları, iki bileşenli olanların aksine, daha düşük itme seviyesinde herhangi bir kısıtlamaya sahip değildir. U'nun en küçük değerlerinden biri - 0,212 N - Güneş Sisteminin dış gezegenlerine uçuşlar için tasarlanan uzay aracında kullanılan roket motorunun odasında bulunur.

Buharlaşan propan kullanıldığında daha da az hava akımı elde edilebilir. Hidrazin tahrik sistemi ile birlikte yüksek yönlendirme doğruluğu sağlayacak şekilde tasarlanan böyle bir sistem, Batı Avrupa Uzay Ajansı'nın 1983 yılında fırlatılan ve itme kuvvetinin 30...50 aralığında değiştirilebildiği Exo uydusunda kullanılıyor. mN.

Spesifik itici gücü yaklaşık %30 oranında artırmak için bazı tahrik sistemleri yapay uydular kullanır. Ayrışma ürünlerinin elektrikli ısıtılması. Bu artış, darbeli modda çalışan sıvı yakıtlı roket motorlarında, hidrazinin ayrışması sırasında açığa çıkan ısının önemli bir kısmının katalizörü ve oda duvarlarını ısıtmak için harcanması ve termal ayrışmalı sıvı yakıtlı roket motorlarında açıklanmasıyla açıklanmaktadır. Ayrışma odasının hidrazin ve elektrikle ısıtılması sayesinde, ayrışma sırasında açığa çıkan ısının tamamı neredeyse tamamen hızlandırılmış ayrışma ürünlerine gider.

TRW uydusu "Intelsat U"dan 0,3 N itme kuvvetine sahip dört sıvı yakıtlı roket motorunda, ayrışma ürünleri ek bir odaya girer ve burada kükreyen bir elektrikli ısıtıcıdan geçerler, bunun sonucunda ayrışma ürünlerinin sıcaklığı daha önce artar. nozulun girişi 2200 K'ye yükselir. Bu motor nadiren açıldığından (yaklaşık ayda bir), ek güneş panelleri gerektirmez. Elektrikli ısıtıcılar (katalizör paketinin elektrikli ısıtıcısı dahil) ana güneş panelleri tarafından çalıştırılırken, elektrikli ısıtıcılara ayrı bir akü veri yolu üzerinden 15 A'lık bir akım sağlanır. Bu odanın ortalama özgül darbesi 2900 m/s'ye ulaşır. Ayrışma ürünlerinin elektrikle ısıtılması sonucunda hidrazinin ağırlık tasarrufu yaklaşık 20 kg'dır.

Rockit Research'ün her biri 0,36 N olan dört benzer roket motoru, GTE G Star, GTE Spacenet ve ASC uyduları tarafından kullanılıyor. Bu sıvı yakıtlı motorlar ayrıca 311,5 kN s'ye kadar toplam itme kuvveti sağlar. Uydudaki motorlar yalnızca sabit itme modunda çalışır ve uydunun kuzey-güney yönünü korumak için kullanılır. Bu tür sıvı yakıtlı motorlar, üzerinde 6,12 10 4 saniyeden fazla çalıştıkları Satcom IR ve IIR uyduları için test edildi. Uydu, elektrikle ısıtılan ayrışma ürünlerine sahip dört adet sıvı yakıtlı roket motoruyla donatılmış olmasına rağmen, her manevra için bunlardan yalnızca ikisi kullanılıyor (diğer iki motor yedek).

Elektrikle ısıtılan bozunma ürünlerine sahip bir sıvı yakıtlı roket motorunun bir bölümü Şekil 1'de gösterilmektedir. 8.10. Aşağıdaki bileşenler motorun bir parçası olarak ayırt edilebilir: elektrikli ısıtıcılı yakıt valfi; gaz çıkış tüplü ayrışma odası; katalizör paketinin ısı kalkanlı elektrikli ısıtıcıları; ayrışma ürünleri için elektrikli ısıtma ünitesi; radyant ve termal ekranlara sahip bir ısı eşanjörü bloğu ve yukarıdaki bileşenleri ve blokları sabitlemek için bir montaj ünitesi.

Bu motorlar için katalizör paketi, Voyager programı için geliştirilen ve şu anda 0,89 N itme gücüne sahip standart bir hidrazin sıvı yakıtlı roket motoru paketine benzer (bu tür 12 motor aynı uyduların güç sistemlerine dahil edilmiştir). Tüm RCA uydularında kullanılır.

Ayrışma odası konik, altın kaplamalı bir ısı kalkanına sahiptir.

Memenin yerini ısı eşanjörüne bağlı bir gaz egzoz borusu alır.

Akışı konik bir memeye yönlendiren eksenel elemanlara sahip iki eşmerkezli silindirik bölümden oluşur. Ayrışma ürünleri için bir elektrikli ısıtıcı, ısı eşanjörünün orta kısmında bulunur. Eksenel yönde ısı akışını önlemek için radyant perdelerle donatılmıştır. Elektrikli ısıtıcıdan gelen radyan ısı, ısı değiştiricinin iç kısmına ulaşır. Bu bölümü yıkayan ayrışma ürünleri, sıcaklıklarında buna karşılık gelen bir artışla birlikte ısıyı emer. Isı değiştiricide ısının ortama sızmasını önleyen çok sayıda ekran bulunmaktadır.

Ayrışma ürünlerinin elektrik motorunun arızalanması durumunda bu odalar, bir katalizör varlığında hidrazinin ayrışma modunda çalışır.

Tek bileşenli sıvı yakıtlı roket motorlarının çalışma ömrü çok uzundur, yalnızca sınırlı kaynağa sahip elektrikli ısıtıcılar kullanıldığında kısalır.

Hidrazin sıvı yakıtlı roket motorları, uzay araçlarının ve yapay uyduların yönlendirilmesi için tahrik sistemlerinde yaygın olarak kullanılmaktadır.

Bu tür motorlar genellikle kısa süreli (7...10 ms'ye kadar) darbelerle çalışır ve bu nedenle haznedeki işlemler ve bu tür motorların diğer bileşenleri sabit değildir.

Isıya dayanıklı alaşımlar genellikle tek bileşenli sıvı yakıtlı roket motorlarının odaları için malzeme olarak seçilir, çünkü malzemelerin yüksek sıcaklıklara ve hidrazin ayrışmasının gazlı ürünlerinin (özellikle nitrürlerin) karmaşık etkilerine uzun süre dayanması gerekir; örneğin Intelsat uydusunun roket motorlu kamerası N A" kobalt alaşımı I-605'ten yapılmıştır.

Hastelloy-B alaşımı, korozyona dayanıklı çelik ve diğer malzemeler de kullanılmaktadır. Güneş Sistemi'nin dış gezegenlerine uçmak üzere tasarlanan uzay aracının LPRE odasının, güneş ışınımının yansımasını azaltmak için anodize edilmiş alüminyumdan yapılması planlanıyor.

LPRE odaları tasarlanırken güvenlik marjı bir buçuka eşit olacak şekilde seçilir ve arıza basıncı maksimum çalışma basıncının iki katıdır.

LPRE odalarının imalatı, minimum nozül kesitinin küçük çapından (0,8 mm veya daha az) dolayı nispeten karmaşıktır; özellikle, nozülün sivrilen kısmından ıraksak kısmına yumuşak bir geçişin yüksek doğrulukla sağlanması oldukça zordur.

Sıvı roket motoru (LPRE)- roket yakıtı olarak sıvılaştırılmış gazlar da dahil olmak üzere sıvıları kullanan bir kimyasal roket motoru. Kullanılan bileşenlerin sayısı bir, iki ve üç bileşenli sıvı yakıtlı motorlar arasında ayrım yapar.

Ansiklopedik YouTube

1 / 5

✪ ROKET MOTORU NASIL ÇALIŞIR? [LPRE]

✪ Sıvı roket motoru RD-191

✪ roket motorları

✪ 🌑 ROKET MOTORU PARADOKSU veya roket paradoksları Harika bir deney Igor Beletsky

✪ RDM-60-5 No. 36 (NN-Fruktoz-Sorbitol-S-Fe2O3 %61,4-%25-%8-%5-%0,6)

Altyazılar

Hikaye

Sıvı hidrojen ve oksijen de dahil olmak üzere sıvıların roketler için yakıt olarak kullanılma olasılığı K. E. Tsiolkovsky tarafından 1903'te yayınlanan "Jet aletlerini kullanarak dünya uzaylarının keşfi" makalesinde belirtildi. Çalışan ilk deneysel sıvı yakıtlı roket motoru, 1926'da Amerikalı mucit Robert Goddard tarafından yapıldı. 1931-1933'teki benzer gelişmeler SSCB'de F. A. Zander liderliğindeki bir grup meraklı tarafından gerçekleştirildi. Bu çalışmalara 1933 yılında düzenlenen RNII'de devam edilmiş ve 1939 yılında ORM-65 motorlu 212 seyir füzesinin uçuş testleri gerçekleştirilmiştir.

20. yüzyılın ilk yarısında sıvı yakıtlı motorların geliştirilmesindeki en büyük başarılar Alman tasarımcılar Walter Thiel, Helmut Walter, Werner von Braun ve diğerleri tarafından elde edildi.İkinci Dünya Savaşı sırasında çok çeşitli sıvı yakıtlı motorlar yarattılar askeri füzeler için: balistik V-2, uçaksavar Wasserfall, "Schmetterling", "Reintochter R3". Üçüncü Reich'ta, 1944'te, genel liderlik altında aslında yeni bir endüstri dalı yaratıldı - roket bilimi. V. Dornberger Diğer ülkelerde sıvı yakıtlı roket motorlarının geliştirilmesi deneysel aşamadaydı.

Savaşın sonunda Alman tasarımcıların gelişmeleri, W. von Braun da dahil olmak üzere birçok Alman bilim adamı ve mühendisin göç ettiği SSCB ve ABD'de roket bilimi alanında araştırmaları teşvik etti. Silahlanma yarışının patlak vermesi ve SSCB ile ABD arasında uzay araştırmalarında liderlik konusundaki rekabet, sıvı yakıtlı roket motorlarının geliştirilmesi için güçlü teşvik edici faktörlerdi.

1957'de SSCB'de, S.P. Korolev önderliğinde, o zamanlar dünyanın en güçlü ve gelişmişi olan RD-107 ve RD-108 sıvı yakıtlı motorlarla donatılmış R-7 ICBM oluşturuldu. V. P. Glushko'nun liderliği. Bu roket, dünyanın ilk yapay Dünya uyduları, ilk insanlı uzay aracı ve gezegenler arası sondalar için taşıyıcı olarak kullanıldı.

1969 yılında Apollo serisinin ilk uzay aracı Amerika Birleşik Devletleri'nde fırlatıldı ve ilk aşaması 5 F-1 motoruyla donatılmış Saturn 5 fırlatma aracıyla Ay'a uçuş yoluna fırlatıldı. F-1 şu anda tek odacıklı sıvı yakıtlı motorlar arasında en güçlü olanıdır ve 1976 yılında Sovyetler Birliği'ndeki Energomash Tasarım Bürosu tarafından geliştirilen dört odacıklı motor RD-170'e göre itme gücü bakımından daha düşüktür.

Şu anda sıvı yakıtlı motorlar uzay programlarında yaygın olarak kullanılmaktadır. Kural olarak bunlar, kriyojenik bileşenlere sahip iki bileşenli sıvı roket motorlarıdır. Askeri teçhizatta sıvı roket motorları, çoğunlukla ağır füzelerde olmak üzere nispeten nadiren kullanılır. Çoğu zaman bunlar, yüksek kaynama noktalı bileşenler kullanan iki bileşenli sıvı yakıtlı roket motorlarıdır.

Kullanım kapsamı, avantajları ve dezavantajları

İki bileşenli sıvı yakıtlı roket motorunun tasarımı ve çalışma prensibi

Aynı ana çalışma prensibine sahip oldukça geniş bir yelpazede sıvı yakıtlı roket motoru tasarım şemaları vardır. Tasarımı klasik hale gelen, en yaygın olanı pompa yakıt beslemeli iki bileşenli bir motor örneğini kullanarak sıvı yakıtlı bir roket motorunun tasarımını ve çalışma prensibini ele alalım. Diğer sıvı yakıtlı roket motoru türleri (üç bileşenli olanlar hariç), söz konusu olanın basitleştirilmiş versiyonlarıdır ve bunları açıklarken basitleştirmeleri belirtmek yeterli olacaktır.

Şek. Şekil 1, sıvı yakıtlı roket motoru cihazını şematik olarak göstermektedir.

Yakıt sistemi

Sıvı yakıtlı bir roket motorunun yakıt sistemi, yanma odasına yakıt sağlamak için kullanılan tüm elemanları içerir - yakıt depoları, boru hatları, bir turbo pompa ünitesi (TNA) - pompalardan ve tek bir şaft üzerine monte edilmiş bir türbinden, bir enjektörden oluşan bir ünite yakıt akışını düzenleyen başlık ve valfler.

Pompa beslemesi yakıt, motor bölmesinde onlarca atmosferden 250 atm'ye kadar yüksek basınç oluşturmanıza olanak sağlar (LPRE 11D520 RN "Zenit"). Yüksek basınç, yüksek spesifik bir dürtü elde etmek için bir ön koşul olan çalışma sıvısının daha yüksek derecede genleşmesini sağlar. Ek olarak, yanma odasındaki yüksek basınçta, motorun itme-ağırlık oranının (itme kuvvetinin motor ağırlığına oranı) daha iyi bir değeri elde edilir. Bu göstergenin değeri ne kadar yüksek olursa, motorun boyutu ve ağırlığı da o kadar küçük olur (aynı miktarda itme kuvveti ile) ve mükemmellik derecesi de o kadar yüksek olur. Pompa sisteminin avantajları özellikle yüksek itişli sıvı roket motorlarında, örneğin fırlatma araçlarının tahrik sistemlerinde fark edilir.

Şek. Şekil 1'de, TNA türbininden çıkan egzoz gazları, yakıt bileşenleri (11) ile birlikte nozül başından yanma odasına girer. Böyle bir motora, TPU tahrikinde kullanılanlar da dahil olmak üzere tüm yakıt akışının sıvı yakıtlı roket motorunun yanma odasından geçtiği kapalı çevrimli motor (aksi takdirde kapalı çevrimli motor olarak da bilinir) adı verilir. Böyle bir motorda türbin çıkışındaki basınç, sıvı yakıtlı roket motorunun yanma odasındaki basınçtan açıkça daha yüksek olmalı ve türbini besleyen gaz jeneratörünün (6) girişindeki basınç daha da yüksek olmalıdır. Bu gereklilikleri karşılamak için, sıvı yakıtlı roket motorunun çalıştığı aynı yakıt bileşenleri (yüksek basınçta), türbini tahrik etmek için kullanılır (farklı bir bileşen oranıyla, genellikle fazla yakıtla birlikte, türbindeki termal yükü azaltmak için). türbin).

Kapalı çevrime bir alternatif, türbin egzozunun bir egzoz borusu yoluyla doğrudan çevreye salındığı açık çevrimdir. Açık çevrimin uygulanması teknik olarak daha basittir, çünkü türbinin çalışması sıvı yakıtlı motor bölmesinin çalışmasıyla bağlantılı değildir ve bu durumda TPU genellikle kendi bağımsız yakıt sistemine sahip olabilir, bu da prosedürü basitleştirir. tüm tahrik sistemini çalıştırıyorum. Ancak kapalı çevrim sistemleri biraz daha iyi spesifik dürtü değerlerine sahiptir ve bu, tasarımcıları, özellikle bu gösterge için özellikle yüksek gereksinimleri olan büyük fırlatma aracı motorları için, uygulamalarındaki teknik zorlukların üstesinden gelmeye zorlar.

Şekil 2'deki diyagramda. 1 tek pompalı pompa her iki bileşeni de pompalar; bu, bileşenlerin karşılaştırılabilir yoğunluklara sahip olduğu durumlarda kabul edilebilir. İtici gaz bileşenleri olarak kullanılan çoğu sıvı için yoğunluk 1 ± 0,5 g/cm³ aralığında değişir; bu da her iki pompa için bir turbo tahrikin kullanılmasına olanak tanır. Bunun istisnası, 20 K sıcaklıkta 0,071 g/cm³ yoğunluğa sahip olan sıvı hidrojendir. Bu kadar hafif bir sıvı, çok daha yüksek bir dönüş hızı da dahil olmak üzere tamamen farklı özelliklere sahip bir pompa gerektirir. Bu nedenle yakıt olarak hidrojen kullanılması durumunda her bileşen için bağımsız bir yakıt pompası sağlanır.

Yer değiştirme sistemi. Düşük motor itişi (ve dolayısıyla düşük yakıt tüketimi) ile turbo pompa ünitesi çok "ağır" bir unsur haline gelir ve tahrik sisteminin ağırlık özelliklerini kötüleştirir. Pompalı yakıt sistemine bir alternatif, yanma odasına yakıt beslemesinin, sıkıştırılmış gaz (çoğunlukla yanıcı olmayan, azot) tarafından oluşturulan yakıt tanklarındaki takviye basıncı ile sağlandığı deplasmanlı bir yakıt sistemidir. -toksiktir, oksitleyici değildir ve üretimi nispeten ucuzdur. Helyum, tankları sıvı hidrojenle basınçlandırmak için kullanılır, çünkü diğer gazlar sıvı hidrojenin sıcaklığında yoğunlaşır ve sıvıya dönüşür.

Şekil 2'deki diyagramdan deplasmanlı yakıt besleme sistemine sahip bir motorun çalışması düşünüldüğünde. Şekil 1'de TNA hariçtir ve yakıt bileşenleri tanklardan doğrudan roket motorunun ana valflerine (9, 10) beslenir. Pozitif yer değiştirme sırasında yakıt depolarındaki basınç, yanma odasındaki basınçtan daha yüksek olmalı ve tanklar, yakıt pompası sistemine göre daha güçlü (ve daha ağır) olmalıdır. Uygulamada, deplasmanlı yakıt beslemeli bir motorun yanma odasındaki basınç 10-15 at ile sınırlıdır. Tipik olarak, bu tür motorlar nispeten düşük bir itme kuvvetine sahiptir (10 ton içinde). Yer değiştirme sisteminin avantajları, tasarımın basitliği ve özellikle kendiliğinden tutuşan yakıt bileşenlerinin kullanılması durumunda, motorun çalıştırma komutuna verdiği tepkinin hızıdır. Bu tür motorlar, uzay aracının uzayda manevralarını gerçekleştirmek için kullanılır. Yer değiştirme sistemi, Apollo ay uzay aracının üç tahrik sisteminin hepsinde kullanıldı - servis (itme kuvveti 9760 kgf), iniş (itme gücü 4760 kgf) ve kalkış (itme gücü 1950 kgf).

Meme kafası- Yakıt bileşenlerini yanma odasına enjekte etmek için tasarlanmış, nozulların monte edildiği bir ünite. (Bu ünite için sıklıkla yanlış bir isim olan “karıştırma başlığı” ile karşılaşabilirsiniz. Bu yanlış bir çeviridir, İngilizce makalelerin bir kopyasıdır. Hatanın özü, yakıt bileşenlerinin karıştırılmasının yanmanın ilk üçte birinde meydana gelmesidir. Enjektörler için temel gereklilik, bileşenlerin odaya girerken mümkün olduğunca hızlı ve iyice karıştırılmasıdır, çünkü ateşleme ve yanma hızları buna bağlıdır.
Örneğin F-1 motorunun nozül başlığından saniyede 1,8 ton sıvı oksijen ve 0,9 ton gazyağı yanma odasına girmektedir. Ve bu yakıtın her bir kısmının ve yanma ürünlerinin haznede kalma süresi milisaniye cinsinden hesaplanır. Bu süre zarfında yakıtın mümkün olduğu kadar tamamen yanması gerekir çünkü yanmamış yakıt, itme ve özgül itme kaybı anlamına gelir. Bu sorunun çözümü bir dizi önlemle sağlanır:

• Bir nozuldan geçen akış hızının orantılı olarak en aza indirilmesiyle kafadaki nozul sayısında maksimum artış. (F-1 motorunun enjektör kafasında 2.600 oksijen enjektörü ve 3.700 gazyağı enjektörü bulunmaktadır.)
• Kafadaki nozulların özel geometrisi ve alternatif yakıt ve oksitleyici nozulların sırası.
• Sıvı kanal boyunca hareket ettiğinde rotasyonun verildiği ve hazneye girdiğinde merkezkaç kuvveti ile yanlara dağıldığı için nozül kanalının özel şekli.

Soğutma sistemi

Sıvı yakıtlı roket motorunun yanma odasında meydana gelen işlemlerin hızlı olması nedeniyle, odada üretilen toplam ısının yalnızca önemsiz bir kısmı (yüzde bir oranında) motor yapısına aktarılır. yüksek yanma sıcaklığı (bazen 3000 K'nin üzerinde) ve üretilen önemli miktarda ısı, bunun küçük bir kısmı bile motorun termal tahribatı için yeterlidir, bu nedenle sıvı yakıtlı roket motorunun malzeme kısmının yüksek sıcaklıklardan korunması sorunu çok alakalı. Bunu çözmek için genellikle birleştirilen iki temel yöntem vardır: soğutma ve termal koruma.

Pompalanan yakıt beslemeli sıvı yakıtlı roket motorları için, esas olarak, sıvı yakıtlı roket motoru bölmesinin duvarlarının bir termal koruma yöntemiyle birlikte bir soğutma yöntemi kullanılır: akış soğutma Ve duvar katmanı [bilinmeyen terim ] . Genellikle pozitif deplasmanlı yakıt sistemlerine sahip küçük motorlarda kullanılır. ablatif soğutma yöntemi.

Akış soğutma yanma odasının duvarında ve nozulun üst, en ısıtılmış kısmında, yakıt bileşenlerinden birinin içinden geçtiği bir şekilde (bazen "soğutma ceketi" olarak da adlandırılır) bir boşluk yaratılmasından oluşur ( genellikle yakıt) nozul kafasına girmeden önce geçer ve böylece odanın duvarını soğutur.

Soğutma bileşeni tarafından emilen ısı, soğutucunun kendisi ile birlikte odaya geri döndürülürse, böyle bir sisteme " yenileyici" Reddedilen ısı yanma odasına girmeyip dışarıya atılıyorsa buna “ bağımsız» akış soğutma yöntemiyle.

Soğutma ceketi oluşturmak için çeşitli teknolojik yöntemler geliştirilmiştir. Örneğin V-2 sıvı yakıtlı roketin odası, biri iç (“ateş duvarı” olarak adlandırılan) ve diğeri birbirinin şeklini tekrarlayan dış olmak üzere iki çelik mermiden oluşuyordu. Soğutma bileşeni (etanol) bu kabuklar arasındaki boşluktan geçti. Boşluğun kalınlığındaki teknolojik sapmalar nedeniyle, düzensiz sıvı akışı ortaya çıktı ve bu, iç kabuğun aşırı ısınmasına neden olan yerel bölgelerin oluşmasına neden oldu ve bu bölgelerde genellikle felaketle sonuçlanacak şekilde yandı.

Modern motorlarda, hazne duvarının iç kısmı termal olarak yüksek iletkenliğe sahip bronz alaşımlardan yapılmıştır. Frezeleme (15D520 RN 11K77 Zenith, RN 11K25 Energy) veya asitle aşındırma (SSME Space Shuttle) yoluyla dar ince duvarlı kanallar oluşturur. Dışarıdan bakıldığında bu yapı, odanın iç basıncının kuvvet yükünü emen, çelik veya titanyumdan yapılmış yük taşıyan bir sac kabuğun etrafına sıkıca sarılır. Soğutma bileşeni kanallar arasında dolaşır. Bazen soğutma ceketi, sızdırmazlık için bronz alaşımla kapatılmış ince ısı ileten tüplerden birleştirilir, ancak bu tür odalar daha düşük basınç için tasarlanmıştır.

Duvar katmanı [bilinmeyen terim ] (sınır katmanı, Amerikalılar aynı zamanda "perde" terimini de kullanır), yanma odasındaki, oda duvarına yakın bir yerde bulunan ve esas olarak yakıt buharından oluşan bir gaz katmanıdır. Böyle bir katmanı düzenlemek için, karıştırma kafasının çevresi boyunca yalnızca yakıt nozulları yerleştirilir. Yakıt fazlalığı ve oksitleyici madde eksikliği nedeniyle, duvara yakın katmandaki kimyasal yanma reaksiyonu, odanın merkezi bölgesine göre çok daha az yoğun bir şekilde meydana gelir. Sonuç olarak, duvar katmanının sıcaklığı, odanın merkezi bölgesindeki sıcaklıktan önemli ölçüde daha düşüktür ve bu, oda duvarını en sıcak yanma ürünleriyle doğrudan temastan yalıtır. Bazen buna ek olarak, aynı zamanda bir duvar tabakası oluşturmak amacıyla, yakıtın bir kısmını doğrudan soğutma ceketinden odaya çıkararak, odanın yan duvarlarına nozullar monte edilir.

Roket motorunun fırlatılması

Sıvı yakıtlı bir roket motorunun fırlatılması, yürütülmesi sırasında acil durumlarda ciddi sonuçlarla dolu, sorumlu bir işlemdir.

Yakıt bileşenleri kendiliğinden tutuşuyorsa, yani birbirleriyle fiziksel temas halinde kimyasal yanma reaksiyonuna giriyorlarsa (örneğin heptil/nitrik asit), yanma işleminin başlaması sorun yaratmaz. Ancak bileşenlerin bu şekilde olmadığı durumlarda (örneğin oksijen/gazyağı), harici bir ateşleme başlatıcı gereklidir; bunun hareketi, yakıt bileşenlerinin yanma odasına beslenmesi ile tam olarak koordine edilmelidir. Yanmamış bir yakıt karışımı, büyük yıkıcı güce sahip bir patlayıcıdır ve haznede birikmesi ciddi bir kazayı tehdit eder.

Yakıtın ateşlenmesinden sonra, yanma işleminin sürekli olarak sürdürülmesi kendi kendine gerçekleşir: yanma odasına yeni giren yakıt, daha önce verilen kısımların yanması sırasında oluşan yüksek sıcaklık nedeniyle ateşlenir.

Sıvı yakıtlı bir roket motorunu çalıştırırken yanma odasındaki yakıtın ilk ateşlenmesi için farklı yöntemler kullanılır:

• Motor çalıştırma işleminin en başında yardımcı yakıttan gelen özel, ek nozullar aracılığıyla odaya sokulan, kendiliğinden tutuşan bileşenlerin (genellikle fosfor içeren başlangıç ​​​​yakıtlarına dayalı, oksijenle etkileşime girdiğinde kendiliğinden tutuşan) kullanılması sistem ve yanma başladıktan sonra ana bileşenler beslenir. Ek bir yakıt sisteminin varlığı, motorun tasarımını zorlaştırır, ancak birkaç kez yeniden çalıştırılmasına izin verir.
• Enjektör kafasının yakınındaki yanma odasında bulunan ve açıldığında bir elektrik arkı veya bir dizi yüksek voltajlı kıvılcım deşarjı oluşturan bir elektrikli ateşleyici. Bu ateşleyici tek kullanımlıktır. Yakıt ateşlendiğinde yanar.
• Piroteknik ateşleyici. Meme kafasının yanına, hazneye bir elektrik sigortasıyla ateşlenen küçük bir piroteknik yangın bombası yerleştirilir.

Otomatik motor çalıştırma, ateşleyicinin hareketini ve yakıt beslemesini zamanında koordine eder.

Büyük sıvı yakıtlı roket motorlarının pompalı yakıt sistemi ile fırlatılması birkaç aşamadan oluşur: önce pompa çalışır ve hızlanır (bu işlem aynı zamanda birkaç aşamadan da oluşabilir), ardından sıvı yakıtlı roket motorunun ana valfleri döndürülür genellikle iki veya daha fazla aşamada, aşamadan aşamaya itme kuvvetinin kademeli olarak artmasıyla normale kadar adım atar.

Nispeten küçük motorlar için, roket motorunun anında %100 itme gücüyle çalıştırılması "top" adı verilen bir uygulamadır.

LRE otomatik kontrol sistemi

Modern bir sıvı yakıtlı roket motoru, aşağıdaki görevleri yerine getirmesi gereken oldukça karmaşık bir otomasyonla donatılmıştır:

• Motorun güvenli bir şekilde çalıştırılması ve ana moda getirilmesi.
• İstikrarlı çalışma koşullarının sürdürülmesi.
• Uçuş programına göre veya harici kontrol sistemlerinin emriyle itme değişimi.
• Roket belirli bir yörüngeye (yörünge) ulaştığında motoru kapatmak.
• Bileşen tüketimi oranının düzenlenmesi.

Yakıt ve oksitleyici yolların hidrolik direncindeki teknolojik değişiklik nedeniyle, gerçek bir motordaki bileşen akış hızlarının oranı, hesaplanandan farklıdır; bu, hesaplanan değerlere göre itme ve özgül dürtüde bir azalmaya neden olur. Sonuç olarak roket, yakıt bileşenlerinden birini tamamen tükettiği için görevini hiçbir zaman tamamlayamayabilir. Roket biliminin şafağında, garantili bir yakıt rezervi oluşturarak bununla mücadele ettiler (roket, hesaplanan yakıt miktarından daha fazlası ile doldurulur, böylece gerçek uçuş koşullarının hesaplananlardan herhangi bir sapması yeterli olur) . Garantili yakıt beslemesi, taşıma kapasitesi pahasına oluşturulur. Şu anda, büyük roketler, bileşen tüketimi oranı için otomatik bir kontrol sistemi ile donatılmıştır; bu, bu oranın hesaplanana yakın tutulmasını mümkün kılmakta, böylece garanti edilen yakıt beslemesini azaltmakta ve buna bağlı olarak yük kütlesini arttırmaktadır.
Tahrik sisteminin otomatik kontrol sistemi, yakıt sisteminin farklı noktalarındaki basınç ve akış sensörlerini içerir ve yürütme organları, roket motorunun ana valfleri ve türbin kontrol valfleridir (Şekil 1'de - konum 7, 8, 9 ve 10).

Yakıt bileşenleri

Yakıt bileşenlerinin seçimi, sıvı yakıtlı bir motor tasarlarken, motor tasarımının birçok ayrıntısını ve sonraki teknik çözümleri önceden belirleyen en önemli kararlardan biridir. Bu nedenle, sıvı yakıtlı bir roket motoru için yakıt seçimi, motorun ve kurulduğu roketin amacı, çalışma koşulları, üretim teknolojisi, depolama, fırlatma sahasına nakliye gibi kapsamlı bir değerlendirme ile yapılır. , vesaire.

Bileşenlerin kombinasyonunu karakterize eden en önemli göstergelerden biri, uzay aracı fırlatma araçlarının tasarımında özellikle önemli olan spesifik dürtüdür, çünkü yakıt ve yük kütlesinin oranı ve dolayısıyla tüm roketin boyutu ve kütlesi büyük ölçüde bağlıdır. o ( bkz. Tsiolkovsky Formülü), eğer spesifik dürtü yeterince yüksek değilse gerçekçi olmayabilir. Aşağıdaki tablo bazı sıvı yakıt bileşenleri kombinasyonlarının ana özelliklerini göstermektedir.

Yakıt bileşenlerini seçerken, spesifik dürtüye ek olarak, aşağıdakiler dahil olmak üzere yakıt özelliklerine ilişkin diğer göstergeler de belirleyici bir rol oynayabilir:

• Yoğunluk bileşen tanklarının boyutlarını etkiler. Tablodan da anlaşılacağı üzere hidrojen yanıcıdır ve en yüksek özgül itici güce sahiptir (herhangi bir oksitleyici için), ancak yoğunluğu son derece düşüktür. Bu nedenle, fırlatma araçlarının ilk (en büyük) aşamaları genellikle gazyağı gibi diğer (daha az verimli ancak daha yoğun) yakıt türlerini kullanır, bu da ilk aşamanın boyutunu kabul edilebilir bir boyuta indirmeyi mümkün kılar. Bu tür "taktiklere" örnek olarak, ilk aşaması oksijen / gazyağı bileşenleri kullanan Satürn 5 roketi ve 2. ve 3. aşamaları - oksijen / hidrojen ve ilk aşamada katı yakıt güçlendiricilerin kullanıldığı Uzay Mekiği sistemi verilebilir.
• Kaynama sıcaklığı Roketin çalışma koşullarına ciddi kısıtlamalar getirebilecek. Bu göstergeye göre, sıvı yakıt bileşenleri, son derece düşük sıcaklıklara soğutulmuş kriyojenik - sıvılaştırılmış gazlara ve kaynama noktası 0 ° C'nin üzerinde olan yüksek kaynama noktalı sıvılara ayrılır.
  • Kriyojenik bileşenler uzun süre depolanamaz ve uzun mesafelere taşınamaz, bu nedenle fırlatıcıyı tamamen hareketsiz kılan, fırlatma sahasına yakın konumda bulunan özel enerji yoğun üretim tesislerinde üretilmeleri (en azından sıvılaştırılmaları) gerekir. Ek olarak, kriyojenik bileşenler, kullanımları için ek gereksinimler getiren başka fiziksel özelliklere de sahiptir. Örneğin, sıvılaştırılmış gaz içeren kaplarda az miktarda su veya su buharının bulunması bile çok sert buz kristallerinin oluşumuna yol açar; bu kristaller, roket yakıt sistemine girerlerse, parçaları üzerinde aşındırıcı bir malzeme olarak etki eder ve ciddi bir kazaya neden olur. Roketin fırlatma için saatlerce hazırlanması sırasında, üzerinde büyük miktarda don donarak buza dönüşüyor ve parçalarının büyük bir yükseklikten düşmesi, hazırlıkta görev alan personel için tehlike oluşturduğu gibi, roketin kendisi ve fırlatma ekipmanı. Roketler sıvılaştırılmış gazlarla doldurulduktan sonra buharlaşmaya başlar ve fırlatılma anına kadar özel bir ikmal sistemi aracılığıyla sürekli olarak yenilenmeleri gerekir. Bileşenlerin buharlaşması sırasında oluşan fazla gaz, oksitleyicinin yakıtla karışarak patlayıcı bir karışım oluşturmayacağı şekilde uzaklaştırılmalıdır.
  • Yüksek kaynama Bileşenlerin taşınması, saklanması ve taşınması çok daha uygundur, dolayısıyla 1950'lerde askeri roketçilik alanındaki kriyojenik bileşenlerin yerini aldılar. Daha sonra bu alan giderek katı yakıtlara odaklanmaya başladı. Ancak uzay taşıyıcıları oluştururken, kriyojenik yakıtlar yüksek enerji verimlilikleri nedeniyle hala konumlarını koruyorlar ve yakıtın tanklarda aylarca, hatta yıllarca saklanması gereken uzaydaki manevralar için yüksek kaynama noktalı bileşenler en uygun olanlardır. Bu "işbölümünün" bir örneği, Apollo projesinde yer alan sıvı roket motorlarında görülebilir: Satürn 5 fırlatma aracının her üç aşamasında da kriyojenik bileşenler kullanılır ve ay gemisinin motorları, yörünge düzeltmesi ve Ay yörüngesindeki manevralarda yüksek kaynama noktalı simetrik olmayan dimetilhidrazin ve dinitrojen tetroksit kullanılır.
• Kimyasal saldırganlık. Tüm oksitleyici maddeler bu kaliteye sahiptir. Bu nedenle, oksitleyici amaçlı tanklarda az miktarda organik maddenin bile bulunması (örneğin, insan parmaklarının bıraktığı yağ lekeleri) yangına neden olabilir ve bunun sonucunda tankın malzemesinin kendisi tutuşabilir (alüminyum, magnezyum, titanyum ve demir, roket oksitleyicinin bulunduğu ortamda çok kuvvetli bir şekilde yanar). Agresiflikleri nedeniyle, oksitleyiciler kural olarak sıvı yakıtlı roket motoru soğutma sistemlerinde ve TNA gaz jeneratörlerinde türbin üzerindeki termal yükü azaltmak için soğutucu olarak kullanılmaz, çalışma sıvısı oksitleyici yerine yakıtla aşırı doyurulur. . Düşük sıcaklıklarda sıvı oksijen belki de en güvenli oksitleyicidir çünkü dinitrojen tetroksit veya konsantre nitrik asit gibi alternatif oksitleyiciler metallerle reaksiyona girer ve normal sıcaklıklarda uzun süre saklanabilen yüksek kaynama noktalı oksitleyiciler olmalarına rağmen tankların servis ömrü artar. bulundukları yerler sınırlıdır.
• Toksisite yakıt bileşenleri ve bunların yanma ürünleri kullanımları açısından ciddi bir sınırlamadır. Örneğin, yukarıdaki tablodan da anlaşılacağı gibi flor, bir oksitleyici madde olarak oksijenden daha etkilidir, ancak hidrojen ile eşleştirildiğinde son derece toksik ve agresif bir madde olan hidrojen florür oluşturur ve birkaç yüz, çok daha az salınır. Büyük bir fırlatma sırasında binlerce tonluk bu tür yanma ürününün atmosfere salınması Roketin kendisi, başarılı bir fırlatmayla bile insan yapımı büyük bir felakettir. Ve bir kaza durumunda ve bu maddenin bu kadar miktarda dökülmesi durumunda hasar hesaplanamaz. Bu nedenle flor yakıt bileşeni olarak kullanılmaz. Azot tetroksit, nitrik asit ve simetrik olmayan dimetilhidrazin de toksiktir. Şu anda (çevre açısından bakıldığında) tercih edilen oksitleyici oksijendir ve yakıt olarak hidrojen ve ardından kerosen kullanılır.

UDC. 621.454.2

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

A. N. Timofeev.

Karbon-seramik kompozit malzemeden yapılmış bir yanma odasına sahip, düşük itişli, sıvı yakıtlı bir roket motorunun geliştirilmesi.

Alexey Gennadievich Vorobyov, kıdemli öğretim görevlisi, MAI'de araştırmacı, formül1_ av@ posta. tr

MAI'de kıdemli öğretim görevlisi Igor Nikolaevich Borovik, borra2000@ posta. tr

Ivan Sergeevich Kazennov, MAI öğrencisi, ağırbaşlı@

Lakhin Anton Vladislavovich, OJSC "Composite" kompozit malzemeleri üzerine çalışma grubunun başkanı, Ph.D. bilgi@.

Evgeniy Akimovich Bogachev, Seramik Matrisli Kompozit Malzemeler Bölüm Başkanı, Ph.D. bilgi@.

Timofeev Anatoly Nikolaevich, OJSC "Composite" Birinci Genel Müdür Yardımcısı, Ph.D. bilgi@.

Makale, karbon-seramik kompozit malzemeden (CCCM) yapılmış bir yanma odasına (CC) sahip düşük itmeli sıvı roket motorlarının (LPREM) geliştirilmesi sorununa ayrılmıştır. Makalede sorunun mevcut durumu hakkında genel bir bakış sunulmaktadır. Moskova Havacılık Enstitüsü tarafından geliştirilen sıvı yakıtlı roket motorlarının tasarımında kompozit malzeme kullanımının enerji verimliliğinin bir analizi sunulmaktadır.

Anahtar kelimeler: düşük itişli sıvı roket motoru, yanma odası, seramik kompozit malzeme.

Yanma odalı küçük itiş gücüne sahip sıvı roket motorunun geliştirilmesiom karbon-seramik kompozit malzeme.

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

Seramik kompozit yanma odalı, küçük itkili sıvı roket motorunun geliştirilmesi sorununa ilişkin teknik makale. İnceleme, sorunun gerçek durumu hakkında sunulur. MAI'de geliştirilen seramik kompozit yanma odalı küçük itkili roket motoru için enerji verimliliği analizi sunulmuştur.

Anahtar Kelimeler: Küçük itme kuvvetinin LRE'si, yanma odası, karbon-seramik kompozit malzeme.

Alexey G. Vorobiev, MAI'de Kıdemli Profesör Asistanıdır. E-posta: formül1_av@

Igor N. Borovik, MAI'de Kıdemli Profesör Asistanıdır. E-posta: borra2000@

Ivan S. Kazennov, MAI öğrencisidir. E-posta: ağır @

Anton V. Lahin, kompozit malzeme araştırma grubu şefi, “Kompozit” şirketi, cand. teknoloji. bilim., info@.

Evgeny A. Bogachev, Kompozit şirketi seramik kompozit malzemeler bölüm başkanı, cand. teknoloji. bilim., info@.

Timofeev Anatoly Nikolaevich, GM Birinci Yardımcısı, “Kompozit” şirketi, cand. teknoloji. bilim., info@.

Giriiş.

Yüksek sıcaklıkta kompozit malzemelerin ve cam ve seramik bazlı kaplamaların oluşturulmasındaki ilerlemeler, bunların havacılık, uzay ve diğer endüstrilerdeki kullanımlarının temelini oluşturdu. Karbon-seramik kompozit malzemeler (CCCM), düşük yoğunlukta benzersiz ısı koruma, erozyona dayanıklılık ve dayanıklılık özelliklerine sahiptir.

Şu anda kompozit malzemeler, uçak gaz türbini motorlarının elemanları, sıvı roket motorlarının turbo pompa üniteleri, hipersonik teknoloji ürünleri, uzay aracı için karo koruması, katı yakıtlı motorların meme bloğundaki astarlar ve diğer teknoloji alanlarında koruyucu kaplama olarak kullanılmaktadır. Koruma konusu, oksitleyici bir ortamda yüksek sıcaklıklarda en akut yapılardır.

Moskova Havacılık Enstitüsü'nün 202. bölümünde, düşük itişli sıvı yakıtlı roket motorlarının geliştirilmesine yönelik araştırmalar yürütülmektedir. CCCM'yi yanma odası malzemesi olarak kullanma olasılığı, küçük itkili motorların geliştirilmesinde en umut verici alanlardan biri olarak kabul edilmektedir.

Soruna genel bakış ve sorunun açıklaması

Sıvı yakıtlı roket motorları için bir yanma odası oluşturmak için kompozit malzemeleri (CM) kullanma arzusu, verimliliğini karakterize eden motorun spesifik dürtüsündeki kaçınılmaz bir artışla ilişkilidir. Sıvı yakıtlı roket motorlarının yanma odası için bir malzeme olarak karbon-karbon kompozit malzemeleri (CCCM) kullanmaya yönelik ilk girişimler, son on yılın başlarından ortalarına kadar yapıldı. Ancak sonuçta ortaya çıkan tasarımlar, kural olarak, LPRE odalarının gereksinimlerinden bir veya daha fazlasını karşılamadı. CM kullanma sorununun çözümü aşağıdaki sorunların çözülmesine dayanıyordu:

CM'den sıvı yakıtlı roket motorlarının karakteristik özelliği olan ince duvarlı bir kabuk oluşturmak için teknolojinin mevcudiyeti;

oksitleyici bir ortamın olası koşullarında malzemenin yüksek sıcaklıktan korunması;

kompozit yanma odasının (CCC) metal karıştırma kafasına güvenilir bir şekilde bağlanması için bir tasarımın geliştirilmesi;

duvarın gaz sızdırmazlığının sağlanması;

CM iş parçalarının mekanik olarak işlenmesi imkanı;

basınçta keskin bir değişiklik olması durumunda malzemenin mukavemetinin sağlanması ve sıvı yakıtlı roket motorunun darbeli çalışma modlarının karakteristik sıcaklık streslerinin varlığı.

Teknolojik sürecin optimal parametrelerinin seçimi, kullanılan ekipman ve aksesuarların teknik seviyesi, kompozit yapıların ve yarı-yapıların tahribatsız muayenesi için güvenilir yöntemlerin mevcudiyeti ile ilgili CM üretim teknolojisinin geliştirilmesi ve iyileştirilmesi sonucunda. Üretimleri için bitmiş ürünler, bilimsel temeller geliştirmek ve bunlara dayanarak üretimleri için kapsamlı bir kompozit malzeme ve teknoloji listesi oluşturmak mümkün oldu. Şu anda, CCCM'nin sıvı yakıtlı roket motorları için bir malzeme olarak başarılı ve pratik kullanımı için tüm ön koşullar mevcuttur.

Uzun süredir ülkemizde ve yurt dışında sıvı yakıtlı roket motoru kompresörlerinde kullanılan ana malzemeler koruyucu silisit kaplamalı niyobyum alaşımlarıydı. Yakıt yanma ürünlerinin sıcaklıkları 3500 °C'ye ulaşabilmesine rağmen, 1200 °C'yi aşmayan sıcaklıklara dayanabilirler. Yanma odası duvarının sıcaklığını azaltmak için, yakıt ve oksitleyicinin karıştırılması, optimum olmayan bir bileşen oranıyla düzenlenir. Bu, genellikle uçağın performansını etkileyen yakıt verimliliğini azaltır. Yerli seri düşük itişli motorlar (KBKhM, Makine Mühendisliği Araştırma Enstitüsü) hala ana malzeme olarak niyobyum bazlı alaşımlar kullanıyor. Günümüzde nitrojen tetroksit (AT) + simetrik olmayan dimetilhidrazin (UDMH) / monometilhidrazin (MMH) bileşenlerine dayanan yerli DMT'ler için spesifik dürtü 310 saniyeyi aşmamaktadır (Şekil 1, Şekil 2).

Yabancı sıvı yakıtlı roket motorları, niyobyum (TR-308, TR-312-100MN (Northrop Grumman) motor, LEROS 1R, LEROS 1C American Pacific Corporation (AMPAC) ABD) ve platin (S400 – 12, S400 – 15 EADS) bazlı alaşımlar kullanır Astrium, Avrupa), iridyum (Aerojet, ABD'den R-4D, R-4D-15 motorları (HiPAT) (Şekil 3) koruyucu kaplamalarla (Şekil 4). Duvardaki sıcaklık etkilerini azaltmak için film perdesi kullanılır. Değerli platinoidlerin kullanıldığı hazne duvarının çalışma sıcaklığı 2200 °C'ye ulaşabilir. AT + UDMG/MMG bileşenlerini kullanan modern yabancı motorların özgül itkisi 327 saniyeye ulaşıyor.

Özellikleri bakımından daha düşük olmayan ve yukarıdaki alaşımlardan çok daha ucuz bir fiyata kompozit malzemelerin ortaya çıkmasıyla birlikte, yabancı üreticiler CM kullanarak sıvı yakıtlı roket motorlarının yanma odalarının geliştirilmesine yöneldiler. Metalik olmayan bir kompozitin kullanımı umut vericidir çünkü fiyatı geleneksel niyobyum alaşımıyla karşılaştırılabilir olduğundan, motor ağırlığının azaltılması açısından önemli olan daha düşük bir yoğunluğa sahiptir ve platin grubuna kıyasla önemli ölçüde daha düşük bir maliyete sahiptir. metaller.

Rusya'da CM geliştirme sorunları OJSC Composite, VIAM, OJSC Iskra ve bir dizi başka kuruluş tarafından ele alınmaktadır. Ülkemizde CM'nin roket motorlarında kullanımı, 11D58M motorunun radyasyon soğutma bağlantısı için CCCM kullanımına indirgenmiştir, ancak CM'nin roket teknolojisi elemanlarında kullanılmasına yönelik beklentiler konusunda bir anlayış vardır.

Yurt dışında kompozit malzemelerle ilgilenen çok sayıda kuruluş bulunmaktadır (ULTRAMet, SNECMA, DuPont). Bazı ülkelerde, gelişmiş CM'nin yaygın kullanımıyla havacılık ve uzay endüstrisinin geliştirilmesine yönelik ayrı programlar bulunmaktadır. Sıvı yakıtlı roket motorlarının bazı yabancı geliştiricileri halihazırda CM'nin yanma odalarını tahrik sistemlerine dahil ediyor.

Modern kompozit teknolojilerin başarılı bir şekilde uygulanmasının bir örneği, EADS Corporation tarafından Avrupa Apogee Motoru olarak adlandırılan düşük itişli bir apogee motorunun geliştirilmesidir. Yanma odası ve nozulun aynı anda yapıldığı 500N itme gücüne sahip Avrupa Apogee Motor motoru (Şekil 5, Şekil 6), düşük bir ağırlığa ve yüksek bir özgül itici güce sahiptir; 325 saniyeden fazla Avrupa Apogee Motoru, AlphaBus platformunun ana motoru olacak.

Yüksek sıcaklıklara, titreşimlere ve şok yüklere dayanabilen gelişmiş CM kompozit malzemesinin yanı sıra optimize edilmiş bir mikro sprey karıştırma başlığı, bu seviyedeki spesifik itici gücün elde edilmesini mümkün kıldı.

Ultrasonik, termografik ve tomografik dahil olmak üzere çeşitli tahribatsız muayene yöntemleri araştırılmış ve uygulanmıştır. Avrupa Apogee Motoru, ticari ve askeri uyduların, yörüngeler arası ulaşım araçlarının ve yeniden kullanılabilir araçların bir parçası olarak çeşitli görevlerde kullanılabilir. Motorun düşük ağırlığı ve yüksek spesifik özellikleri yakıt tasarrufu sağlar, bu da diğer motorlara kıyasla faydalı yük üzerinde olumlu bir etkiye sahiptir. Orta üretim fiyatı ve kompozit malzeme boşlukları, motorun pazarda başarılı bir şekilde rekabet etmesini sağlar.

Yerli ve yabancı üretimin LPRE'nin özellikleri ve kullanılan malzemenin tanımı Tablo 1'de verilmiştir.

Tablo 1. Sıvı yakıtlı roket motorlarının özellikleri.

Böylece, kompozit malzemelerden yapılmış yapıların üretimine yönelik teknolojilerin geliştirilmesi bağlamında, uzay aracı ve platform geliştiricilerinin yük kütlesini artırma arzusu, yanma odalı bir sıvı yakıtlı roket motoru oluşturma görevi yapıldı. Karbon-seramik CM önemlidir.

LPRE MAI-202 için CM'den CS'nin geliştirilmesi

Moskova Havacılık Enstitüsü'nün 202. Bölümü uzun süredir deneysel sıvı yakıtlı roket motorlarının geliştirilmesi ve oluşturulması alanında çalışmaktadır. Bu konuyla ilgili çok sayıda sözleşme tamamlandı ve bazı sözleşmeler de devam ediyor. MAI-202 sıvı roket tahrik motorlarının karıştırma kafasının tasarımı, birbirine kaynaklanmış ayrı bileşen plakalarının kullanımına ve göreceli akış hızını düzenleme kabiliyetine sahip düşük damlalı bir perde katmanının varlığına dayanmaktadır.

CS'nin CM'den geliştirildiği ana LPRE motorları şunlardır: AT+UDMG bileşenleri (kurtarma perdesi) üzerinde 200 N itme kuvvetine sahip MAI-202-200, ERW üzerinde 500 N itme kuvvetine sahip MAI-202-500-VPVK bileşenler (%96) + gazyağı (oksidasyon perdesi), gaz halindeki oksijen ve gazyağı bileşenleri (oksidasyon perdesi) üzerinde 200 N'lik bir itme kuvveti ile MAI-202-200-OK. Tüm motorlar için genleşme oranı 70, yanma odasındaki basınç 9-12 atm'dir.

Motor üretim maliyetlerini azaltmak için yanma odaları, krom oksit bazlı koruyucu bir oksidasyon önleyici kaplama ile ısıya dayanıklı EP-202 ve KhN60VT alaşımından yapılmıştır. Test sırasında yanma odası duvarının maksimum sıcaklığı 1200 K'yi aşmadı.

OJSC "Composite" ile yapılan işbirliğinin bir sonucu olarak, benzer ürünlerin üretimi için o dönemde geliştiricilerin kullanabileceği teknolojilere dayanarak, yukarıdakiler için seramik matrisli kompozit malzemeden deneysel yanma odalarının oluşturulmasına yönelik bir program geliştirmek mümkün oldu. motorlar.

Tablo 2, sıvı yakıtlı roket motoru yanma odası için geliştirilen UKKM C-SiC malzemesinin özelliklerini, geleneksel malzeme olan niyobyum alaşımı 5VMT'ler ve yabancı sıvı yakıtlı roket motorlarında kullanılan benzer bir C-SiC malzemesi ile karşılaştırmalı olarak göstermektedir.

JSC "Composite", odanın dış duvarının emisyonunu ve iç duvarın yansıtıcılığını arttırmak amacıyla nanoteknolojiyi kullanarak CCCM yüzeyine oksit kaplamalar uygulamak için bir dizi formülasyona ve yeteneğe sahiptir. Bu önlemler, yanma odası duvarının sıcaklığını arttırmadan, yanma ürünlerinin duvara yakın katmanının sıcaklıklarını arttırmayı amaçlamaktadır.

Seramik kompozit hazne üretme teknolojisi çevre dostudur ve yabancı analogların aksine büyük ekipman maliyetleri ve pahalı üretim ekipmanları gerektirmez. Matris oluşturma yöntemi, takviye bileşenlerine zarar vermez. MS reaktifi daha önce yapısal malzemelerin ve koruyucu kaplamaların üretiminde kullanılmamıştı.

Tablo 2 – Sıvı yakıtlı roket motoru kompresörü için geliştirilmekte olan malzemenin özelliklerinin, geleneksel malzeme ve yabancı bir analogun özellikleriyle karşılaştırılması

Mevcut matris oluşumu teknolojisi, metal uçlarla bağlantı imkanı sağlar - metal-kompozit geçişin oluşması nedeniyle flanşlar, seramik-kompozit bölmenin motorun metal parçalarına güçlü, hava geçirmez bir şekilde sabitlenmesine olanak tanır - enjektör kafası ve meme ucu.

Yeni yanma odaları tasarlanırken (Şekil 7) aşağıdaki koşullar karşılandı:

yanma odasının ve nozulun iç geometrik profilinin korunması;

ilgili motorların mevcut hazır karıştırma kafalarının kullanılması;

ayrılmaz bir yapı oluşturma olasılığı ile ayrı ayrı bileşenleri test etmek için ana parçaların (kafa, yanma odası, nozül memesi) bir parçası olarak katlanabilir motor tasarımının korunması;

çalışma sürecinin geliştirilmesi sırasında kompresör istasyonundaki basıncı ölçmek için bir bağlantı parçası kurma imkanı.

Üretilen yanma odası örnekleri (CC) (Şekil 8) aşağıdaki teknolojik işlemlere tabi tutuldu:

Karbon fiber boşluklardan oluşan bir çerçevenin oluşturulması;

Ön işleme;

Karbonizasyon ve yüksek sıcaklıkta işlem (HHT);

Başlangıç ​​reaktifi olarak metilsilan kullanılarak gaz fazı doygunluğu yoluyla oksidasyona dirençli silisyum karbür matrisinin oluşturulması;

Kompozit gaz yalıtımlı bir kaplamanın oluşturulması

Çalışma sonucunda bir takım sorunlar tespit edildi ve çözüldü:

kritik kesit alanında küçük çaplı boyutlara sahip karmaşık bir CS profili oluşturmak için desenlerin düzenlenmesine yönelik gelişmiş teknoloji;

Isıya dayanıklı çelikten yapılmış karıştırma başlığı ve nozül ile haznenin sökülebilir bağlantıları geliştirilmiştir.

Şu anda, K harfinin sıvı yakıtlı roket motorunun bir parçası olarak seramik matrisli kompozit CS'nin kullanılması anlamına geldiği MAI-202K isimli yeni motorlar (Şekil 9), yangın testlerine hazırlık aşamasındadır. .

Yapının ağırlığının azaltılması ve yanma ürünlerinin sıcaklığının artması nedeniyle spesifik darbenin arttırılmasının yanı sıra, oksidasyon önleyici kaplamalı kompozit malzemelerin kullanılması, gelecekte düşük akışlı oksidasyona geçişi mümkün kılacaktır. Motor verimliliğine olumlu etkisi olacak perde.

Sıvı yakıtlı roket motorlarının yanma odaları için CM kullanımının etkinliğinin analizi

Karışım oluşumunu değiştirerek ve perde başına bileşen tüketimini azaltarak yanma ürünlerinin sıcaklığını ve yanma odası duvarının çalışma sıcaklığını artırarak, yanma odası tasarımında CM kullanıldığında yüksek bir spesifik darbe elde etmek mümkündür.

MAI-202-200 motorunda (AT+UDMG) yapılan yangın deneylerine dayanarak, CM'den yapılmış bir yanma odasının kullanılması durumunda spesifik darbedeki artışın bir analizi gerçekleştirildi. Sıvı roket motorunun termal durumunun deneysel-teorik modeli kullanılarak yapılan hesaplamalar sonucunda, MAI-202-200 motoru için 1800 K sıcaklığa dayanabilen yeni bir malzemenin kullanılmasının, 325 saniyelik spesifik bir dürtü elde etmek mümkündür. ve MAI-202-500-VPPVK motoru için spesifik itme, dünyanın önde gelen sıvı yakıtlı roket motoru üreticilerinin seviyesinde olan 326 saniye olacaktır (Şekil 10, Şekil 11).

Hesaplama sonuçları, apogee LPRE'nin spesifik darbesindeki 5 saniyelik bir artışın, 4800 kg ağırlığındaki sabit bir model uydu için yük kütlesini 7 kg artırdığını ve bunun, cihazın hizmet ömrünü uzatarak eşdeğer şekilde değiştirilebileceğini göstermektedir. Sıvı roket motorunun özgül itkisindeki artıştan kaynaklanan faydalı yük kütlesindeki kazancın daha ayrıntılı bir analizi, belirli bir araca atıfta bulunulmasını gerektirir.

MAI-202-200 ve MAI-202-500K-VPPV motorlarının enerji verimliliğinin seramik matrisli kompozit CS ile değerlendirilmesi amacıyla yangın testleri hazırlanmaktadır. Malzemenin döngüsel sıcaklık ve mekanik gerilimler altındaki performansını kanıtlamak amacıyla darbeli çalışma modları altında MAI-202 motorlarında kompozit CS'nin incelenmesi de planlanmaktadır.

Sonuçlar.

Moskova Havacılık Enstitüsü'nün 202. Bölümü, OJSC Composite ile birlikte, karbon-seramik kompozit malzemelerden yapılmış yanma odalarına sahip, düşük itişli sıvı yakıtlı motorlar aktif olarak geliştiriyor. Analiz, CM kullanımının yurt içi uçuş modellerini aşan ve geliştirilen yabancı analoglara karşılık gelen belirli bir dürtü elde etmeyi mümkün kıldığını gösteriyor.

Detaylı bilgiyi web sitesinde bulabilirsiniz.

Kullanılmış literatürün listesi.

1. Bulanov I.M., Vorobey V.V. Kompozit malzemelerden yapılmış roket ve havacılık yapılarının teknolojisi: Proc. üniversiteler için. M.: MSTU im. yayınevi. N.E. Bauman, 1998, 516 s.

2. Vorobyov A.G. Sıvı yakıtlı roket motorunun termal durumunun matematiksel modeli. MAI Bülteni. T14, No.4. Moskova. 2007. – s. 42-49.

3. Kozlov A.A., Abashev V.M. Düşük itmeli sıvı roket motorunun hesaplanması ve tasarımı. Moskova, MAI, 2006.

4. Koshlakov V.V., Mironov V.V. Roket motorlarında kompozit malzemelerin kullanımına yönelik beklentiler. Roket ve uzay tahrik sistemleri: Tüm Rusya Bilimsel ve Teknik Konferansından materyal koleksiyonu. M.: MSTU'nun N.E. adını taşıyan yayınevi. Bauman, 2008. – 10-11 s.

5. Lakhin A.V. Nispeten düşük sıcaklık ve basınçlarda metilsilandan kimyasal buhar biriktirme yoluyla silikon karbür bazlı kompozit malzemeler ve kaplamalar üretmeye yönelik işlemler: Dis. tatlım. Bilimler. – Moskova, 2006. – 140 s.

6. Pavlov S.V., Grachev V.D., Tokarev A.S. CCCM'den yapılan LPRE yanma odalarının performansına ilişkin geliştirme ve araştırma sonuçları // Roket ve Uzay Teknolojisi, cilt. 3 (136). Isıl İşlemler Araştırma Enstitüsü, 1992, 30-33 s.

7. Solntsev S.S., Isaeva N.V. Isı yüklü ünitelerin ve parçaların seramik kompozit malzemesi. Gaz türbini ünitelerinin düşük emisyonlu yanma odalarının sorunları üzerine ilk bölümler arası bilimsel ve teknik seminer. Gaz türbini tesislerinin düşük emisyonlu yanma odalarının geliştirilmesine yönelik geliştirme deneyimi, yaratma sorunları ve beklentiler. 14-16 Aralık. Moskova, CIAM

8. Solntsev S.S. Yüksek sıcaklık seramik kompozit malzemeleri ve oksidasyon önleyici kaynak kaplamaları. // 75 yaşında. Havacılık malzemeleri. "VIAM" 1932-2007'nin seçilmiş eserleri. Ed. Kablova E.N. – M.: “VIAM”, 2007. – 438 s.

9. Timofeev A.N., Bogachev E.A., Gabov A.V., Abyzov A.M., Smirnov E.P., Persin M.I. Kompozit malzeme üretme yöntemi. – 20 Mayıs 1999 tarihli RF Patent No. 2130509, rüçhan tarihi 26 Ocak 1998.

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

11. Kozlov A.A., Abashev V.M., Denisov K.P. ets. 200 N itme kuvvetine sahip çift itici apogee motorunun deneysel bitirilmesi. 51. Uluslararası Uzay Kongresi. Rio de Janeiro, Brezilya. 2-6 Ekim 2000.