Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, горючим для которого помогают химические жидкости и сжиженные газы. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.

Краткая история развития

В первый раз применение кислорода и сжиженного водорода как топлива для ракет внес предложение К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард во второй половине 20-ых годов XX века. Потом подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых громадных удач добились германские ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. На протяжении Второй мировой они создали целую линейку ЖРД для армейских целей.

Имеется вывод, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы победили войну. Потом гонка вооружений и холодная война стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые неестественные спутники Почвы.

Сейчас ЖРД употребляется в космических программах и тяжелом ракетном оружии.

Сфера применения

Как уже было сообщено выше, ЖРД употребляется по большей части как двигатель космических ракет и аппаратов-носителей. Главными преимуществами ЖРД имеется:

наивысший удельный импульс в классе;
возможность исполнения полной повторного запуска и остановки в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
намного меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.

Среди недочётов ЖРД:

более дороговизна и сложное устройство;
повышенные требования к надёжной транспортировке;
в состоянии невесомости нужно задействовать дополнительные двигатели для осаждения горючего.

Но главным недочётом ЖРД есть предел энергетических возможностей горючего, что ограничивает космическое освоение с их помощью до Марса и расстояния Венеры.

принцип и Устройство действия

Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи различных схем устройств. окислитель и Горючее при помощи насосов поступают из различных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. По окончании возгорания под давлением внутренняя энергия горючего преобразовывается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.

Топливная совокупность складывается из топливных баков, насосов и трубопроводов с турбиной для нагнетания горючего из бака в трубопровод и клапана-регулятора.

Насосная подача горючего формирует большое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается большое значение удельного импульса.

Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Главное требование к форсунке – скорость подачи и качественное смешивание горючего в камеру сгорания.

Совокупность охлаждения

Не смотря на то, что часть теплоотдачи конструкции в ходе сгорания незначительна, неприятность охлаждения актуальна ввиду большой температуры горения (3000 К) и угрожает термическим разрушением двигателя. Выделяют пара типов охлаждения стенок камеры:

Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.
Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается данный эффект методом установки по периферии головки форсунок подающих лишь горючее. Так горючая смесь испытывает недочёт окислителя, и горение у стены происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует большие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.
Абляционный способ охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стены сопел и камеры особого теплозащитного покрытия. Покрытие при больших температурах переходит из жёсткого состояния в газообразное, поглощая значительную часть тепла. Этот способ охлаждения жидкостного ракетного двигателя употреблялся в лунной программе «Аполлон».

Запуск ЖРД весьма важная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Имеется самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не появляется трудностей, но при применении для воспламенения внешнего инициатора нужна совершенная согласованность подачи его с компонентами горючего. Скопление несгоревшего горючего в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.

Запуск громадных жидкостных ракетных двигателей проходит в пара ступеней с последующим выходом на большую мощность, тогда как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.

Совокупность автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется исполнением выхода запуска и безопасного двигателя на главный режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги в соответствии с замыслу полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Благодаря не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом горючего, дабы ракета имела возможность выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.

Компоненты горючего и их выбор в ходе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, технологии и транспортировки производства. Наиболее значимым показателем сочетания компонентов есть удельный импульс, от которого зависит распределение груза массы и процента топлива. масса и Размеры ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского.

Не считая удельного импульса, плотность воздействует на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность характерна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать обстоятельством возгорания бака, токсичность некоторых соединений горючего может нанести большой ущерб окружающей среде и атмосфере. Исходя из этого фтор не смотря на то, что и есть лучшим окислителем, чем кислород, не употребляется ввиду собственной токсичности.

Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как горючее применяют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом тёплого газа. Главное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и не смотря на то, что удельный импульс таких двигателей маленькой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для стабилизации и ориентации космических аппаратов.

Эти двигатели применяют вытеснительную совокупность подачи горючего и ввиду маленькой температуры процесса не нуждаются в совокупности охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся кроме этого газореактивные двигатели, каковые употребляются в условиях недопустимости тепловых и химических выбросов.

В начале 70-х годов СССР и США разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, каковые применяли бы в качестве горючего углеводородное горючее и водород. Так двигатель трудился бы на кислороде и керосине при запуске и переключался на кислород и жидкий водород на громадной высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в Российской Федерации имеется РД-701.

Управление ракетой в первый раз было применено в ракетах «Фау-2» при применении графитных газодинамических рулей, но это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах употребляются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной либо двух плоскостях. Не считая поворотных камер, употребляются кроме этого двигатели управления, каковые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.

ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при маленькой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а по окончании подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и формирует реактивную тягу. Главным недочётом данной схемы имеется сложность конструкции, но наряду с этим удельный импульс возрастает.

Возможность повышения мощности жидкостных ракетных двигателей

В российской школе создателей ЖРД, начальником которой продолжительное время был академик Глушко, стремятся к большому применению энергии горючего и, как следствие, предельно вероятному удельному импульсу. Так как большой удельный импульс возможно взять только при увеличении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски совершенной топливной смеси.

Устройство, принцип работы и рабочие процессы жидкостного ракетного двигателя

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: