Ракетные Двигатели
Реферат выполнила
Ученица 9Б класса
Кожасова Индира
введение. 2
назначение и виды ракетных двигателей. 2
Термохимические ракетные двигатели. 3
Ядерные ракетные двигатели. 6
другие виды ракетных двигателей. 8
Электрические ракетные двигатели. 9
Использованная литература. 10
Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, не использующий для работы окружающую среду (воздух, воду). Наиболее широко применяются химические ракетные двигатели. Разрабатываются и испытываются другие виды ракетных двигателей – электрические, ядерные и другие. На космических станциях и аппаратах широко применяют и простейшие ракетные двигатели, работающие на сжатых газах. Обычно в качестве рабочего тела в них используют азот.
По назначению ракетные двигатели подразделяют на несколько основных видов: разгонные (стартовые), тормозные, маршевые, управляющие и другие. Ракетные двигатели в основном применяются на ракетах (отсюда взято название). Кроме этого ракетные двигатели иногда применяют в авиации. Ракетные двигатели являются основными двигателями в космонавтике.
По виду применяемого топлива (рабочего тела) ракетные двигатели подразделяются на:
Твердотопливные
Жидкостные
Военные (боевые) ракеты обычно имеют твердотопливные двигатели. Это связанно с тем, что такой двигатель заправляется на заводе и не требует обслуживания весь срок хранения и службы самой ракеты. Часто твердотопливные двигатели применяют как разгонные для космических ракет. Особенно широко, в этом качестве, их применяют в США, Франции, Японии и Китае.
Жидкостные ракетные двигатели имеют более высокие тяговые характеристики, чем твердотопливные. Поэтому их применяют для вывода космических ракет на орбиту вокруг Земли и на межпланетные перелёты. Основными жидкими топливами для ракет являются керосин, гептан (диметилгидразин) и жидкий водород. Для таких видов топлива обязательно необходим окислитель (кислород). В качестве окислителя в таких двигателях применяют азотную кислоту и сжиженный кислород. Азотная кислота уступает сжиженному кислороду по окислительным свойствам, но не требует поддержания особого температурного режима при хранении, заправки и использовании ракет.
Двигатели для космических полетов отличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должны вырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы. По виду используемой энергии двигательные установки космических аппаратов подразделяются на четыре типа: термохимические, ядерные, электрические, солнечно – парусные. Каждый из перечисленных типов имеет свои преимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях.
В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют также миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень мала, но её бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля в пространстве.
Известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла – всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. В космическом пространстве воздуха нет, а для работы ракетных двигателей в космическом пространстве необходимо иметь два компонента – горючее и окислитель.
В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий водород. В качестве окислителя применяют жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота. Возможно, в будущем будет применяться в качестве окислителя жидкий фтор, когда будут изобретены способы хранения и использования такого активного химического вещества.
Горючее и окислитель для жидкостных реактивных двигателей хранятся раздельно, в специальных баках и с помощью насосов подаются в камеру сгорания. При их соединении в камере сгорания развивается температура до 3000 – 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость от 2500 до 4500 м/с. Отталкиваясь от корпуса двигателя, они создают реактивную тягу. При этом, чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше силы тяги двигателя.
Удельную тягу двигателей принято оценивать величиной тяги создаваемой единицей массы топлива сгораемой за одну секунду. Эту величину называют удельным импульсом ракетного двигателя и измеряют в секундах (кг тяги / кг сгоревшего топлива в секунду). Лучшие твердотопливные ракетные двигатели имеют удельный импульс до 190 с., то есть 1 кг топлива сгорающий за одну секунду создает тягу 190 кг. Водородно-кислородный ракетный двигатель имеет удельный импульс 350 с. Теоретически водородно-фторовый двигатель может развить удельный импульс более 400 с.
Обычно применяемая схема жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом. Сжатый газ создает необходимый напор в баках с криогенным горючим, для предотвращения возникновения газовых пузырей в трубопроводах. Насосы подают топливо в ракетные двигатели. Топливо впрыскивается в камеру сгорания через большое количество форсунок. Также через форсунки в камеру сгорания впрыскивают и окислитель.
В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого бы материала она ни была сделана. Жидкостный реактивный двигатель, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двух стеночной. В зазоре между стенками протекает холодный компонент топлива.
Большую силу тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура этой струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода и кислорода. Основные данные типичных топлив для жидкостных реактивных двигателей приведены в таблице №1
Но у кислорода наряду с достоинствами есть и один недостаток – при нормальной температуре он представляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислород нельзя ведь в этом случае пришлось бы его хранить под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первым предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде как о компоненте без которого космические полеты не будут возможны.
Чтобы превратить кислород в жидкость, его нужно охладить до температуры -183°С. Однако сжиженный кислород легко и быстро испаряется, даже если его хранить в специальных теплоизолированных сосудах. Поэтому нельзя долго держать снаряженной ракету, двигатель которой использует в качестве окислителя жидкий кислород. Заправлять кислородный бак такой ракеты приходится непосредственно перед запуском. Если такое возможно для космических и других ракет гражданского назначения, то для военных ракет, которые требуется поддерживать в готовности к немедленному запуску в течение длительного времени такое неприемлемо. Азотная кислота не обладает таким недостатком и поэтому является «сохраняющимся» окислителем. Этим объясняется её прочное положение в ракетной технике, особенно военной, несмотря на существенно меньшую силу тяги, которую она обеспечивает.
Использование наиболее сильного из всех известных химии окислителей – фтора позволит существенно увеличить эффективность жидкостных реактивных двигателей. Однако жидкий фтор очень неудобен в эксплуатации и хранении из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188°С). Но это не останавливает ученых-ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют и испытываются в лабораториях и на экспериментальных стендах.
Советский ученый Ф.А. Цандер еще в тридцатые годы в своих трудах предложил использовать в межпланетных полетах в качестве горючего легкие металлы, из которых будет изготовлен космический корабль – литий, бериллий, алюминий и др. В особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую из возможных для химических топлив скорость истечения – до 5 км/с. Но это уже практически предел ресурсов химии. Большего она практически сделать не может.
Хотя в предлагаемом описании пока преобладают жидкостные ракетные двигатели, нужно сказать, что первым в истории человечества был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе – РДТТ.
Топливо – например специальный порох – находится непосредственно в камере сгорания. Камера сгорания с реактивным соплом, заполненная твердым топливом – вот и вся конструкция. Режим сгорания твердого топлива зависит от предназначения РДТТ (стартовый, маршевый или комбинированный). Для твердотопливных ракет применяемых в военном деле характерно наличие стартового и маршевого двигателей. Стартовый РДТТ развивает большую тягу на очень короткое время, что необходимо для схода ракеты с пусковой установки и её первоначального разгона. Маршевый РДТТ предназначен для поддержания постоянной скорости полета ракеты на основном (маршевом) участке траектории полета. Различия между ними заключаются в основном в конструкции камеры сгорания и профиле поверхности горения топливного заряда, которые определяют скорость горения топлива от которой зависит время работы и тяга двигателя. В отличие от таких ракет космические ракеты-носители для запуска спутников Земли, орбитальных станций и космических кораблей, а также межпланетных станций работают только в стартовом режиме со старта ракеты до вывода объекта на орбиту вокруг Земли или на межпланетную траекторию.
В целом твердотопливные ракетные двигатели на имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, относительно взрывобезопасны. Но по удельной тяге твердотопливные двигатели на 10-30% уступают жидкостным.
Один из основных недостатков ракетных двигателей, работающих на жидком топливе, связан с ограниченной скоростью истечения газов. В ядерных ракетных двигателях представляется возможным использовать колоссальную энергию, выводящуюся при разложении ядерного «горючего», для нагревания рабочего вещества.
Принцип действия ядерных ракетных двигателей почти не отличается от принципа действия термохимических двигателей. Разница заключается в том, что рабочее тело нагревается не за счет своей собственной химической энергии, а за счет «посторонней» энергии, выделяющейся при внутриядерной реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, в котором происходит реакция деления атомных ядер (например, урана), и при этом нагревается.
У ядерных ракетных двигателей отпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована только одна жидкость.
В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большую силу тяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак, гидразин и вода.
Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер.
Радиоизотопные превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1кг) искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210 Ро она равна 5*10 8 КДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*10 4 КДж/кг.
К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого – высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнере и при стоянке ракеты на старте.
В ядерных реакторах используется более энергопроизводительное топливо. Так, удельная массовая энергия 235 U (делящегося изотопа урана) равна 6,75*10 9 КДж/кг, то есть примерно на порядок выше, чем у изотопа 210 Ро. Эти двигатели можно «включать» и «выключать», ядерное горючее (233 U, 235 U, 238 U, 239 Pu) значительно дешевле изотопного. У таких двигателей в качестве рабочего тела может применяться не только вода, но и более эффективные рабочие вещества – спирт, аммиак, жидкий водород. Удельная тяга двигателя с жидким водородом равна 900 с.
В простейшей схеме ядерного ракетного двигателя с реактором, работающим на твердом ядерном горючем рабочее тело размещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается через сопло наружу.
Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива. Тогда возникает закономерный вопрос – почему же установки на этом горючем имеют все-таки сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазного ядерного ракетного двигателя ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное действие на живые организмы. Биологическая защита от таких излучений имеет большой вес не применима на космических летательных аппаратах.
Практические разработки ядерных ракетных двигателей, использующих твердое ядерное горючее, были начаты в середине 50-х годов 20-го столетия в Советском Союзе и США, почти одновременно со строительством первых ядерных электростанций. Работы проводились в обстановке повышенной секретности, но известно, что реального применения в космонавтике такие ракетные двигатели до сих пор не получили. Все пока ограничилось использованием изотопных источников электроэнергии относительно небольшой мощности на беспилотных искусственных спутниках Земли, межпланетных космических аппаратах и всемирно известном советском «луноходе».
Существуют и более экзотические проекты ядерных ракетных двигателей, в которых делящееся вещество находится в жидком, газообразном или даже плазменном состоянии, однако реализация подобных конструкций на современном уровне техники и технологий нереальна.
Существуют, пока на стадии теоретической или лабораторной следующие проекты ракетных двигателей:
Импульсные ядерные ракетные двигатели использующие энергию взрывов небольших ядерных зарядов;
Термоядерные ракетные двигатели, в которых в качестве топлива может использоваться изотоп водорода. Энергопроизводительность водорода в такой реакции составляет 6,8*10 11 КДж/кг, то есть примерно на два порядка выше производительности ядерных реакций деления;
Солнечно-парусные двигатели – в которых используется давление солнечного света (солнечный ветер), существование которого опытным путем доказал русский физик П.Н. Лебедев еще в 1899 году. Расчетным путем ученые установили, что аппарат массой в 1 т, снабженный парусом диаметром 500 м, может долететь от Земли до Марса примерно за 300 суток. Однако эффективность солнечного паруса быстро уменьшается с удалением от Солнца.
Почти все рассмотренные выше ракетные двигатели, развивают огромную силу тяги и предназначены для вывода космических аппаратов на орбиту вокруг Земли и разгона их до космических скоростей для межпланетных полетов. Совсем другое дело – двигательные установки для уже выведенных на орбиту или на межпланетную траекторию космических аппаратов. Здесь, как правило, нужны двигатели малой мощности (несколько киловатт или даже ватт) способные работать сотни и тысячи часов и многократно включаться и выключаться. Они позволяют поддерживать полет на орбите или по заданной траектории, компенсируя сопротивление полету создаваемое верхними слоями атмосферы и солнечным ветром.
В электрических ракетных двигателях разгон рабочего тела до определенной скорости производится нагреванием его электрической энергией. Электроэнергия поступает от солнечных батарей или атомной электростанции. Способы нагревания рабочего тела различны, но реально применяется в основном электродуговой. Он показал себя очень надежным и выдерживает большое количество включений. В качестве рабочего тела в электродуговых двигателя применяют водород. С помощью электрической дуги водород нагревается до очень высокой температуры и он превращается в плазму - электрически нейтральную смесь положительных ионов и электронов. Скорость истечения плазмы из двигателя достигает 20 км/с. Когда ученые решат проблему магнитной изоляции плазмы от стенок камеры двигателя, тогда можно будет значительно повысить температуру плазмы и довести скорость истечения до 100 км/с.
Первый электрический ракетный двигатель был разработан в Советском Союзе в 1929-1933 гг. под руководством В.П. Глушко (впоследствии он стал создателем двигателей для советских космических ракет и академиком) в знаменитой газодинамической лаборатории (ГДЛ).
1. Советский энциклопедический словарь
2. С.П. Уманский. Космонавтика сегодня и завтра. Кн. Для учащихся.
Топливо для жидкостно-реактивного двигателя
Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.
Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД, является высокая теплотворная способность, т. е. большое количество тепла, выделяющееся при сгорании 1 кг топлива. Чем больше теплотворная способность, тем, при прочих равных условиях, больше скорость истечения и тяга двигателя. Более правильным является сравнение различных теплив не по их калорийности, а непосредственно по скорости истечения, которую они обеспечивают в равных условиях, или, что то же самое, по удельной тяге.
Помимо этого главного свойства топлив для ЖРД к ним обычно предъявляются и некоторые другие требования. Так например, большое значение имеет удельный вес топлива, так как запас топлива на самолете или ракете обычно ограничивается не его весом, а объемом топливных баков. Поэтому чем плотнее топливо, т. е. чем больше его удельный вес, тем больше по весу войдет топлива в те же топливные баки и, следовательно, будет больше продолжительность полета. Важно также, чтобы топливо не вызывало коррозии, т. е. разъедания ржавчиной, деталей двигателя, было просто и безопасно в хранении и перевозке, не было дефицитным по источникам сырья.
Наиболее часто в настоящее время в ЖРД применяются так называемые двухкомпонентные топлива, т. е. топлива раздельной подачи. Эти топлива состоят из двух жидкостей, хранящихся в отдельных баках; одна из этих жидкостей, обычно называемая горючим, чаще всего представляет собой вещество, принадлежащее к классу углеводородов, т. е. состоит из атомов углерода и водорода, а иногда содержит и атомы иных химических элементов - кислорода, азота и других. Горючим этот компонент (составную часть) топлива называют потому, что при его сгорании, т. е. соединении с кислородом, выделяется значительное количество тепла.
Другой компонент топлива, так называемый окислитель, содержит кислород, необходимый для сгорания, т. е. окисления горючего, почему этот компонент и получил название окислителя. Окислителем может служить чистый кислород в жидком состоянии, а также озон или какой-либо кислородоноситель, т. е. вещество, содержащее кислород в химически связанном виде: например, перекись водорода, азотная кислота и другие кислородные соединения. Как известно, в воздушно-реактивных двигателях, как и в обычных двигателях внутреннего сгорания, окислителем служит кислород атмосферы.
В случае двухкомпонентного топлива обе жидкости по отдельным трубопроводам подаются в камеру сгорания, где и происходит процесс горения, т. е. окисления горючего кислородом окислителя. При этом выделяется большое количество тепла, вследствие чего газообразные продукты сгорания приобретают высокую температуру.
Наряду с двухкомпонентными топливами существуют и так называемые однокомпонентные, или унитарные, топлива, т. е. топлива, представляющие собой одну жидкость. Однокомпонентным топливом может служить либо смесь двух веществ, реагирующих лишь в определенных условиях, которые создаются в камере, либо какое-нибудь химическое вещество, при некоторых условиях, обычно в присутствии соответствующего катализатора, разлагающееся с выделением тепла. Таким однокомпонентным топливом является, например, высоко-концентрированная (крепкая) перекись водорода.
Перекись водорода в качестве однокомпонентного топлива имеет лишь ограниченное применение. Это объясняется тем, что при реакции разложения перекиси водорода с образованием паров воды и газообразного кислорода выделяется лишь сравнительно небольшое количество тепла. Вследствие этого скорость истечения оказывается относительно невысокой, практически она не превышает 1200 м/сек . Так как температура реакции разложения невелика (около 500 °C), то такую реакцию обычно называют «холодной», в отличие от реакций со сгоранием, хотя бы с той же перекисью водорода в качестве окислителя, когда температура бывает в несколько раз больше («горячие» реакции). Мы потом познакомимся со случаями использования «холодной» реакции разложения перекиси водорода.
Практически все существующие жидкостно-реактивные двигатели работают на двухкомпонентном топливе. Однокомпонентные топлива не применяются, так как при значительной теплотворной способности, большей чем 800 кал/кг , они взрывоопасны. Состав топлива, т. е. выбор определенной пары «горючее-окислитель», может быть при этом самым различным, хотя в настоящее время предпочтение отдается нескольким определенным комбинациям, получившим наиболее широкое применение. Вместе с тем производятся энергичные поиски лучших топлив для ЖРД, и в этом отношении действительно имеются огромные возможности.
Применяемые в настоящее время двухкомпонентные топлива обычно делятся на самореагирующие, или самовоспламеняющиеся, и несамореагирующие, или топлива принудительного зажигания. Самовоспламеняющееся топливо, как показывает само название, состоит из таких компонентов «горючее - окислитель», которые при смешении их в камере сгорания двигателя самовоспламеняются. Реакция горения начинается сразу же после соприкосновения обоих компонентов и идет до полного израсходования одного из них. Несамовоспламеняющееся топливо требует специальных приспособлений для воспламенения смеси, т. е. для начала реакции горения. Эти запальные приспособления - впрыск каких-нибудь самовоспламеняющихся жидкостей, различные пиротехнические запалы, для сравнительно маломощных двигателей - электрическое зажигание и другие, - необходимы, однако, только при запуске двигателя, так как затем новые порции топлива, поступающего в камеру сгорания, воспламеняются от уже существующего в камере постоянного очага горения или, как говорят, факела пламени.
В настоящее время применяются как самовоспламеняющиеся, так и несамовоспламеняющиеся топлива и отдать предпочтение какому-либо одному из этих двух видов затруднительно, так как обоим типам топлива свойственны серьезные недостатки.
Несамовоспламеняющиеся топлива представляют большую опасность в эксплоатации, так как из-за неполадок в зажигании при запуске двигателя или возможных перебоев в горении при его работе, в камере сгорания даже за доли секунды накапливаются большие количества топлива. Это топливо, представляющее собой сильно взрывчатую смесь, затем воспламеняется, что чаще всего ведет к взрыву и катастрофе.
С другой стороны, известные самовоспламеняющиеся топлива обычно менее калорийны, чем несамовоспламеняющиеся. Кроме того, они должны применяться совместно с добавочными веществами, обеспечивающими энергичное начало и дальнейшее протекание реакции горения. Эти добавочные вещества, так называемые инициирующие вещества и катализаторы, добавляемые либо к окислителю, либо к горючему, усложняют эксплоатацию топлива, так как оно становится при этом неоднородным (приходится считаться с расслаиванием и другими свойствами неоднородных жидкостей). Пожалуй, наибольшим недостатком этих топлив является пожарная опасность при их эксплоатации. При малейшей течи компонентов топлива на самолете или ракете может возникнуть пожар, так как компоненты при смешении воспламеняются.
Мы упомянем лишь о наиболее распространенных топливах. В качестве окислителя в настоящее время наиболее часто применяются жидкий кислород и азотная кислота; применялась также перекись водорода. Каждый из этих окислителей имеет свои достоинства и недостатки. Жидкий кислород обладает тем преимуществом, что является 100 %-ным окислителем, т. е. не содержит в себе балластного вещества, не принимающего участия в горении (что имеет место для других двух окислителей), вследствие чего для сгорания того же количества горючего жидкого кислорода требуется по весу меньше, чем других окислителей. Одним из недостатков кислорода является то, что он при обычной температуре, как известно, находится в газообразном состоянии, вследствие чего для сжижения его приходится охлаждать до температуры минус 183 °C и хранить в специальных сосудах, типа дьюаровских, таких, например, какие применяются в термосах. Даже в таких сосудах кислород быстро испаряется, до 5 % в день. Перекись водорода, применявшаяся в качестве окислителя, имела очень высокую концентрацию, до 90 %; производство перекиси такой концентрации сложно и было освоено только в связи с ее применением в качестве окислителя для ЖРД. Концентрированная перекись весьма неустойчива, т. е. разлагается при хранении, которое поэтому становится серьезной задачей - для этой цели применялись различные стабилизирующие присадки. Азотная кислота неудобна тем, что в водных растворах вызывает коррозию многих металлов (обычно она хранится в алюминиевых баках).
В качестве горючих в настоящее время чаще всего применяются погоны нефти - керосин и бензин, а также спирт. Теоретически идеальным горючим является жидкий водород, в особенности с жидким кислородом в качестве окислителя, но его не применяют, так как такое топливо представляет большую опасность и его трудно хранить, а также потому, что жидкий водород имеет очень небольшой удельный вес (он почти в 15 раз легче воды), вследствие чего требует очень больших топливных баков.
В настоящее время наиболее часто применяют в качестве топлива для ЖРД либо керосин или бензин с азотной кислотой, либо спирт с жидким кислородом. Скорость истечения, которую обеспечивают эти топлива в современных двигателях, колеблется в пределах 2000–2500 м/сек , причем топлива с азотной кислотой дают значения, приближающиеся к нижнему из указанных пределов.
Сгорание жидкого водорода в жидком кислороде теоретически дало бы наибольшее значение скорости истечения, равное 3500 м/сек. Однако действительное значение скорости истечения при таком сгорании значительно меньше из-за различных потерь, в частности, из-за так называемой термической диссоциации, т. е. распада продуктов сгорания, который происходит при высокой температуре в камере сгорания и связан с затратой тепла.
В связи с большей калорийностью (теплотворной способностью) жидких топлив по сравнению с порохом скорость истечения газов в ЖРД получается большей, чем в пороховых двигателях, именно 2000–2500 м/сек вместо 1500–2000 м/сек . Для сравнения укажем, что при сгорании бензина в воздухе в современных воздушно-реактивных двигателях скорость истечения продуктов горения не превышает 700–800 м/сек .
Следует отметить, что применяющиеся в настоящее время топлива для ЖРД обладают серьезными недостатками, в первую очередь недостаточной калорийностью, и потому не могут считаться удовлетворительными. Подбор новых, улучшенных топлив - одна из важнейших задач совершенствования ЖРД. Однако более неотложной задачей является разработка таких конструкций ЖРД, которые позволили бы полностью использовать как лучшие из существующих, так и новые, более совершенные, топлива. Важнейшее требование, которое при этом предъявляется двигателю, это надежная работа при очень высоких температурах, развивающихся при сгорании высококалорийных топлив.
Из книги Правила технической эксплуатации тепловых энергоустановок в вопросах и ответах. Пособие для изучения и подготовки к проверке знаний автора Красник Валентин Викторович4. ТОПЛИВНОЕ ХОЗЯЙСТВО. ТВЕРДОЕ, ЖИДКОЕ И ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО 4.1. Общие положения Вопрос 122. Что обеспечивает учет всего топлива по количеству и качеству при его поступлении в организацию, расходовании на производство и хранении на складах и в резервуарах?Ответ. При
Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир4.2. Хранение и подготовка топлива Твердое топливо Вопрос 125. Каким оборудованием оснащаются склады твердого топлива?Ответ. Оснащаются оборудованной для разгрузки топлива, укладки его в штабеля, погрузки, взвешивания, обеспечения условий хранения топлива (послойные
Из книги Ремонт японского автомобиля автора Корниенко СергейЖидкое топливо Вопрос 131. Какие параметры пара при сливе мазута необходимо обеспечить в паропроводах приемосливного устройства?Ответ. Необходимо обеспечить следующие параметры пара: давление 0,8–1,3 МПа (8-13 кгс/см2) с температурой не выше 250 °C.На мазутосливе (в цистернах,
Из книги Над картой Родины автора Михайлов Николай НиколаевичВыхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов Диагностирование двигателя по цвету дыма из выхлопной трубы Сине-белый дым – неустойчивая работа двигателя. Рабочая фаска клапана подгорела. Оценить состояние газораспределительного
Из книги Что нас ждет, когда закончится нефть, изменится климат, и разразятся другие катастрофы автора Кунстлер Джеймс ГовардИз книги Правила технической эксплуатации тепловых энергоустановок автора Коллектив авторов
Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб,
Из книги Справочник по строительству и реконструкции линий электропередачи напряжением 0,4–750 кВ автора Узелков Борис Из книги автора Из книги автора Из книги автора4. ТОПЛИВНОЕ ХОЗЯЙСТВО. ТВЕРДОЕ, ЖИДКОЕ И ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО 4.1. Общие положения4.1.1. Эксплуатация оборудования топливного хозяйства должна обеспечивать своевременную, бесперебойную подготовку и подачу топлива в котельную. Должен обеспечиваться запас основного и
Из книги автора6.1.1. Топливо Бензин. Для обеспечения надежной работы карбюраторных двигателей на всех режимах бензины должны обладать: высокой детонационной стойкостью; оптимальным фракционным составом; малым содержанием смоло– и нагарообразующих соединений и
На сегодняшний день ракеты различных классов стали одним из основных вооружений самых различных классов, включая собственный род войск – ракетные войска стратегического назначения, и единственным способом вывода полезной нагрузки и человечества в космическое пространство.
Одним из наиболее сложных элементов ракет был и остается ракетный двигатель. Появившись более двух тысяч лет назад, ракеты и двигатели, к сегодняшнему дню, эволюционировали, достигнув совершенства, а касательно двигателей, можно сказать, что и теоретического предела.Жидкостный ракетный двигатель РД-0124
Исторически, первые ракеты использовали простейший пороховой двигатель. В современной терминологии – ракетный двигатель на твёрдом топливе (РДТТ). В течение своего развития такие двигатели получили новые топлива, корпуса из новых материалов, управляемые сопла различных конфигураций, сохранив при этом простоту конструкции и высокую надежность, что предопределило широкое применение этого типа двигателей в технике военного назначения. Основное же достоинство таких двигателей – это постоянная готовность к применению и минимизация операций и времени предстартовой подготовки. При этом, приходится мириться с такими недостатками РДТТ, как сложность организации выключения двигателя, многократность включения и управление тягой.
Основные параметры РДТТ определяются применяемым в нем топливом, возможностью управления вектором тяги, а также конструкцией корпуса. Также, стоит заметить, что рассмотрение твердотопливных двигателей в отрыве от ракет бессмысленно, потому как камера сгорания двигателя, является одновременно и топливным баком и включена в конструкцию ракеты.
Если говорить о сравнении РДТТ отечественных и западных, то тут стоит отметить, что на западе применяются твердые смесевые топлива с более высокой энергетикой, что позволяет создавать двигатели с большим удельным импульсом. В частности, повышается отношение максимальной развиваемой двигателем к массе топлива. Это позволяет снизить стартовые массы ракет. Особенно это заметно при рассмотрении характеристик баллистических ракет.
Первые боевые МБР с РДТТ появились в США в 60-х годах («Поларис» и «Минитмэн»), в СССР же только в 80-х («Тополь» и Р-39).
Поскольку, в таких ракетах основную стартовую массу составляет запас топлива, то сравнивая их и дальности пуска можно судить о эффективности примененных РДТТ.
Для современной американской МБР «Минитмэн-3» стартовая масса и дальность пуска составляют 35400 кг и 11000-13000 км. Для Российской ракеты РС-24 «Ярс» – 46500 – 47200 кг и 11000 км. При забрасываемой массе для обеих ракет в районе 1200 кг, явное преимущество по силовой установке имеет американская ракета. Также, в более лёгких классах РДТТ, включая авиационные ракеты, американцы чаще применяют управление вектором тяги используя отклоняемое сопло. У нас же – это интерцепторы в газовой струе. Последние, снижают КПД двигателя на 5%, отклоняемое сопло – на 2-3%.
С другой стороны, российскими химиками разработана сухая смесь для РДТТ, остатки которой могут быть подорваны. Двигатель с таким топливом применен в ПЗРК «Игла-С», где этот эффект используется для усиления воздействия БЧ. При этом, её американский аналог “Stinger” за счет быстрейшего выгорания топлива развивает большую скорость на активном участке полёта, длительность которого значительно меньше.
Еще одно военное применение РДТТ – в качестве двигателей мягкой посадки на десантируемых платформах. В настоящее время только в России продолжают развиваться десантируемые платформы, обеспечивающие выброску бронетехники с экипажами. Одной из особенностей таких систем является применение тормозных РДТТ. Технология эта позаимствована из космической отрасли, где подобные двигатели применяются для мягкой посадки спускаемых аппаратов.
В мирном космосе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок верхних ступеней ракетоносителей и стартовых ускорителей, разгонных блоков космических аппаратов, а также двигателях мягкой посадки. На сегодняшний день одни из мощнейших РДТТ стартовых ускорителей созданы для европейского РН «Ариан».
Также, на западе РДТТ получили распространение в качестве силовых установок РН лёгкого класса, таких как европейская «Вега».
У России сохраняется приоритет в строительстве спускаемых космических аппаратов, оснащенных РДТТ мягкой посадки. На сегодняшний день, спускаемый аппарат корабля «Союз».
РДТТ применяются и для спасения экипажей космических кораблей до старта. Катапультные кресла в авиации, также. Снабжаются РДТТ, и лучшим на сегодняшний день во всем мире признан российский комплекс спасения с креслом К-36.
А вот на разгонных блоках космических аппаратов РДТТ применяются только в США и Европе. Применение же РДТТ в верхних ступенях ракетоносителей гражданского назначения в России характерно для конверсионных РН, созданных на базе МБР.
Стоит, также указать, что NASA отработала технологию многоразовых ТРДД, которые после выгорания топлива можно было заправить и использовать повторно. Речь идёт о стартовых ускорителях космического челнока, и, хотя, эта возможность никогда не использовалась, само её существование говорит о богатом накопленном опыте конструирования и эксплуатации мощных ТРДД. Отставание России в области создания РДТТ большой тяги для космических аппаратов, причиной чего, в основном, является отсутствие наработок в области высокоэнергетического твердого топлива, вызвано историческим упором на ЖРД, как более мощные и обеспечивающие большую топливную эффективность. Так, до сих пор для отечественных твердых и смесевых топлив срок гарантийного хранения составляет 10-15 лет, в то время как в США достигнуты сроки хранения ракет с РДТТ в 15-25 лет. В области же микро- и мини- РДТТ для применения в системах различного военного и гражданского назначения Россия вполне может конкурировать с мировыми образцами, а в некоторых сферах применения обладает уникальными технологиями.
В части же технологий изготовления корпусов, на сегодняшний момент, нельзя выделить чьего-либо однозначного приоритета. Различные методы применяются в зависимости от того, с какой ракетой предстоит увязывать создаваемый РДТТ. Стоит, только указать на то, что в связи с большей энергетикой американских смесевых топлив, корпуса двигателей рассчитаны на более высокую температуру горения.
Появившиеся гораздо позже, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) за более короткий срок своего существования достигли максимально возможного технического совершенства. Возможность многократного включения и плавного регулирования тяги определили применение таких двигателей в космических ракетоносителях и аппаратах. Значительные наработки в области создания двигателей для боевых комплексов были достигнуты в СССР. В частности, ракеты с ЖРД до сих пор стоят на дежурстве в составе РВСН, не смотря на присущие данному типу недостатки. К недостаткам относится, прежде всего, сложность хранения и эксплуатации заправленной ракеты, сложность самой заправки. Тем не менее, советским инженерам удалось создать технологии ампулирования топливных баков, обеспечивающие сохранение высококипящих компонентов топлива в них сроком до 25 лет, в результате чего были созданы самые мощные МБР в мире. Сегодня же, по мере вывода их с боевого дежурства эти МБР применяются для запуска в космическое пространство полезной нагрузки, в том числе, и мирного назначения. По этому рассмотрим их вместе с другими гражданскими РН.
Современные ЖРД можно разделить на несколько классов по различным критериям. Среди них – способ подачи топлива в камеру сгорания (турбонасосный закрытого и открытого типа, вытеснительный), количество камер сгорания двигателя (одно- и многокамерные), и самое главное, компоненты топлива.
Следует сказать, что выбор топлива для двигателя есть вводная для создания двигателя, так как в большей степени тип топлива и окислителя определяется конструкцией и параметрами ракеты.
Так как большинство современных ракет с ЖРД применяются исключительно для выведения космических аппаратов, есть возможность проведения длительных предстартовых подготовок. Это дает возможность использовать в них низкокипящие компоненты топлива – то есть такие, температура кипения которых значительно ниже нуля. К таковым относится, в первую очередь, используемый в качестве окислителя жидкий кислород и, в качестве топлива, жидкий водород. Самым мощным кислород-водородным двигателем остается американский двигатель RS-25, созданный по программе многоразового транспортного космического корабля. То есть, кроме того, что это самый мощный двигатель на указанных компонентах топлива, его ресурс составляет 55 полётных циклов (с обязательной переборкой после каждого полёта). Двигатель построен по схеме с дожиганием генераторного газа (закрытого цикла). Тяга данного ЖРД составляла 222 тонн-силы в вакууме и 184 на уровне моря.
Его аналогом в СССР был двигатель для второй ступени РН «Энергия» – РД-0120, но с несколько худшими параметрами, не смотря на большее давление газа в камере сгорания (216 атмосфер против 192), при этом масса его была выше, а тяга меньше.
Современные же кислород-водородные двигатели, такие как «Вулкан» европейского РН «Ариан» созданы с использованием открытого цикла газогенератора (сброс газогенераторного газа), и в результате этого, обладает худшими параметрами.
Другая топливная пара – низкокипящий кислород в качестве окислителя и высококипящий керосин, применяются в самом мощном ЖРД РД-170. Построенный по четырехкамерной схеме (один турбонасосный агрегат обеспечивает подачу топлива в 4 камеры сгорания), с закрытым циклом, двигатель обеспечивает тягу в 806 тонн-сил в вакууме, при этом рассчитан на 10 полётных циклов. Двигатель создавался для первой ступени РН «Энергия» (стартовые ускорители). Сегодня его вариант РД-171, обеспечивающий газодинамическое управление по всем трём осям (РД-170 только по двум) используется на РН «Зенит», являющийся, по-сути, самостоятельным стартовым ускорителем от РН «Энергия». Масштабирование двигателя позволило создать двухкамерный РД-180 и однокамерный РД-191, для американской РН Атлас и российской Ангара соответственно.
Наиболее мощным РН на сегодняшний день, является российский «Протон-М», оснащенный ЖРД на высококипящих компонентах РД-275 (первая ступень), и РД-0210 (вторая ступень). Применение высококипящих компонентов, указывает, на, отчасти, военное прошлое данного РН.
РД-275 выполнен по однокамерной схеме, закрытого цикла. Компоненты топлива – гептил и окислитель – N2O4, являются высокотоксичными. Тяга в пустоте – 187 тонн. По всей видимости, это вершина развития ЖРД на высококипящих компонентах, потому как на перспективных космических РН буду применятся нетоксичные кислород-керосиновые или кислород-водородные двигатели, а на боевых БР, включая МБР применяются РДТТ.
Местом, где сохраняется возможность и перспективы применения ЖРД на токсичных компонентах является открытый космос. То есть применение таких ЖРД возможно на разгонных блоках. Так, на российском РБ «Бриз-М» установлен двигатель С5.98М, работающий на тех же компонентах, что и РД-275.
В целом, стоит отметить, что на сегодняшний день российские ЖРД лидируют на мировом рынке как по количеству выведенной нагрузке, так и по распространению на РН различных государств.
При этом продолжаются работы по созданию новых типов двигателей, таких как трехкомпонентные ЖРД, обеспечивающие универсальность применения в атмосфере и за её пределами. Поскольку созданные двигатели достигли предела технического совершенства превзойти их будет очень сложно, а с учетом необходимых на это финансовых затрат – и вовсе бессмысленно. Таким образом, у нас есть лучшая в мире конструкторская школа в этой области, вопрос только в достаточном финансировании, для ее сохранения и развития.
Худзицкий Михаил , инженер-конструктор систем наведения
Мощную космическую ракету движет та же сила, что и праздничный увеселительный фейерверк в парке культуры и отдыха, - сила реакции газов, вытекающих из сопла. Вырываясь огненным столбом из ракетного двигателя, они толкают сам двигатель и все, что с ним конструктивно связано, в противоположном направлении.
Главное принципиальное отличие любого реактивного двигателя (ракетные двигатели-могучая ветвь обширного семейства реактивных двигателей, двигателей прямой реакции) состоит в том, что он непосредственно вырабатывает движение, сам приводит в движение связанный с ним транспортный аппарат без участия промежуточных агрегатов, называемых движителями. У самолета с поршневыми или турбовинтовыми двигателями мотор заставляет вращаться воздушный винт, который, врезаясь в воздух, отбрасывает массу воздуха назад и заставляет самолет лететь вперед. В этом случае движителем служит воздушный винт. Аналогично работает гребной винт корабля: он отбрасывает массу воды. У автомобиля или поезда движителем служит колесо. И только реактивный двигатель не нуждается в опоре в окружающей среде, в массе, от которой бы отталкивался аппарат. Масса, которую реактивный двигатель отбрасывает назад и получает благодаря этому движение вперед, находится в нем самом. Она называется рабочим телом, или рабочим веществом двигателя.
Обычно раскаленные газы, работающие в двигателе, образуются при сгорании топлива, т. е. при химической реакции бурного окисления горючего вещества. Химическая энергия сгорающих веществ преобразуется при этом в тепловую энергию продуктов сгорания. А тепловая энергия горячих газов, полученных в камере сгорания, превращается при их расширении в сопле в механическую энергию поступательного движения ракеты или реактивного самолета.
Энергия, используемая в этих двигателях, является результатом химической реакции. Поэтому такие двигатели и называются химическими ракетными двигателями.
Это не единственно возможный случай. В ядерных ракетных двигателях рабочее вещество должно получать энергию за счет тепла, выделяемого при реакции ядерного распада или синтеза. В некоторых типах электроракетных Двигателей рабочее вещество разгоняется и вовсе без участия тепла благодаря взаимодействию электрических и магнитных сил. В наши дни, однако, основа ракетной техники - химические, или, как их еще называют, термохимические ракетные двигатели.
Не все реактивные двигатели пригодны для космических полетов. Большой класс этих машин, так называемые воздушно-реактивные двигатели, используют для окисления горючего воздух окружающей среды. Естественно, они могут Работать только в пределах земной атмосферы.
Для работы в космосе используют два типа ракетных термохимических двигателей: ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В этих двигателях топливо содержит в себе все, что нужно для горения, т. е. и горючее, и окислитель. Только агрегатное состояние этого топлива различное. В РДТТ-это твердая смесь необходимых веществ. В ЖРД горючее и окислитель хранятся в жидком виде, обычно в отдельных баках, а воспламенение происходит в камере сгорания, где горючее смешивается с окислителем.
Движение ракеты возникает при отбрасывании рабочего вещества. Далеко не безразлично, с какой скоростью истекает из сопла реактивного двигателя рабочее тело. Физический закон сохранения количества движения говорит о том, что количество движения ракеты (произведение ее массы на скорость, с которой она летит) будет равно количеству движения рабочего тела. Значит, чем больше масса выбрасываемых из сопла газов и скорость их истечения, тем больше тяга двигателя, тем большую скорость можно придать ракете, тем больше может быть ее масса и полезная нагрузка.
В большом ракетном двигателе за несколько минут работы перерабатывается и с большой скоростью выбрасывается из сопла огромное количество топлива - рабочего тела. Чтобы увеличить скорость и массу ракеты, кроме разделения ее на ступени есть только один способ-увеличение тяги двигателей. А повысить тягу, не увеличивая расхода топлива, можно только наращивая скорость истечения газов из сопла.
Существует в ракетной технике понятие удельной тяги ракетного двигателя. Удельная тяга - это тяга, получаемая в двигателе при расходе одного килограмма топлива за одну секунду.
Удельной тяге идентичен удельный импульс - импульс, развиваемый ракетным двигателем на каждый килограмм расходуемого топлива (рабочего тела). Удельный импульс определяется отношением тяги двигателя к массе топлива, расходуемого за одну секунду. Удельный импульс - наиболее важная характеристика ракетного двигателя.
Удельный импульс двигателя пропорционален скорости истечения газов из сопла. Увеличение скорости истечения позволяет снизить расход топлива на один килограмм тяги, развиваемой двигателем. Чем больше удельная тяга, чем больше скорость истечения рабочего тела, тем экономичнее двигатель, тем меньше топлива нужно ракете для совершения одного и того же полета.
А скорость истечения непосредственно зависит от кинетической энергии движения молекул газа, от его температуры и, следовательно, от калорийности (теплотворной способности) топлива. Естественно, чем выше калорийность, энергопроизводительность топлива, тем меньше его нужно для совершения одной и той же работы.
Но скорость истечения зависит не только от температуры, она возрастает с уменьшением молекулярного веса рабочего вещества. Кинетическая энергия молекул при одной и той же температуре обратно пропорциональна их молекулярному весу. Чем меньше молекулярный вес топлива, тем больше объем газов, образующихся при его сгорании. Чем больше объем газов, образующихся при сгорании топлива, тем больше скорость их истечения. Поэтому водород в качестве компонента ракетного топлива выгоден вдвойне-из-за высокой теплотворной способности и малого молекулярного веса.
Весьма важной характеристикой ракетного двигателя является его удельная масса, т. е. масса двигателя, приходящаяся на единицу его тяги. Ракетный двигатель должен развивать большую тягу и в то же время быть очень легким. Ведь подъем каждого килограмма нагрузки в космос дается дорогой ценой, и если двигатель будет тяжелым, то он будет поднимать главным образом только себя. Большинство реактивных двигателей вообще имеет относительно небольшую удельную массу, но особенно хорош этот показатель у ЖРД и РДТТ. Это связано с простотой их устройства.
РДТТ и ЖРД
Ракетные двигатели твердого топлива предельно просты по устройству. У них, по существу, две основные части: камера сгорания и реактивное сопло. Топливным баком служит сама камера сгорания. Правда, в этом не только достоинство, но и весьма существенный недостаток. Двигатель трудно выключить, пока не выгорит все топливо. Его работу чрезвычайно сложно регулировать. Топливо должно гореть медленно, с более или менее постоянной скоростью, независимо от изменения давления и температуры. Регулировать величину тяги РДТТ можно лишь в определенных, заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Для этого надо изменять положение тяговой камеры, а она очень велика, ведь в ней находится весь запас топлива. Появились твердотопливные ракеты с поворотными соплами, конструктивно они довольно сложны, но это позволяет решить проблему управления направлением тяги.
Однако ракетные двигатели твердого топлива имеют и ряд серьезных достоинств: постоянная готовность к действию, надежность и простота эксплуатации. РДТТ нашли широкое применение в военном деле.
Важнейшим элементом в РДТТ является заряд твердого топлива. Характеристики двигателя зависят и от элементов топлива, и от структуры и устройства заряда. Различают два основных типа твердых ракетных топлив: двухосновные, или коллоидные, и смесевые. Коллоидные топлива представляют собой твердый однородный раствор органических веществ, молекулы которых содержат окислительные и горючие элементы. Наиболее широко используется твердый раствор нитроцеллюлозы и нитроглицерина.
Смесевые топлива представляют собой механические смеси горючего и окислителя. В качестве окислителя в этих топливах обычно применяют неорганические кристаллические вещества-перхлорат аммония, перхлорат калия и др. Обычно такое топливо состоит из трех компонентов: кроме окислителя в него входят полимерное горючее, служащее связующим элементом, и второе горючее в виде порошкообразных металлических добавок, которые существенно улучшают энергетические характеристики топлива. Горючим-связующим могут быть полиэфирные и эпоксидные смолы, полиуретановый и полибутадиеновый каучук и др. Вторым горючим чаще всего служит порошкообразный алюминий, иногда бериллий или магний. Смесевые топлива обычно имеют больший удельный импульс, чем коллоидные, большую плотность, большую стабильность, лучше хранятся, более технологичны.
Заряды твердого топлива бывают скрепленные с корпусом камеры двигателя (их изготавливают заливкой топлива непосредственно в корпус) и вкладные, которые изготавливают отдельно и вставляют в корпус в виде одной или нескольких шашек.
Очень важна геометрическая форма заряда. Изменяя ее и используя бронирующие покрытия поверхностей заряда, которые не должны гореть, добиваются нужного изменения площади горения и соответственно давления газов в камере и тяги двигателя.
Есть заряды, обеспечивающие нейтральное горение. У них площадь горения остается неизменной. Так получается, если, например, шашка твердого топлива горит с торца или же одновременно с наружной и внутренней поверхности (для этого внутри заряда делается полость). При регрессивном горении поверхность горения уменьшается. Тек получается, если цилиндрическая шашка горит с наружной поверхности. И, наконец, для прогрессивного горения, которое обеспечивает увеличение давления в камере сгорания, нужно нарастание площади горения. Наиболее простым примером такого заряда служит шашка, горящая по внутренней цилиндрической поверхности.
Наиболее существенными преимуществами обладают скрепленные заряды с внутренним горением. В них горячие продукты сгорания не соприкасаются со стенками корпуса, что позволяет обходиться без специального наружного охлаждения. В космонавтике в настоящее время ракетные двигатели твердого топлива применяются ограниченно. Мощные РДТТ используются на некоторых американских ракетах-носителях, например, на ракете «Титан».
Большие современные РДТТ развивают тягу в сотни тонн, разрабатываются еще более мощные двигатели тягой в тысячи тонн, совершенствуются твердые топлива, конструируются системы управления тягой. И все же в космонавтике безусловно доминируют ЖРД. Главная причина этого - более низкая эффективность твердого ракетного топлива. Лучшие РДТТ имеют скорость истечения газов из сопла 2500 метров в секунду. У ЖРД удельная тяга выше и скорость истечения составляет (у лучших современных двигателей) 3500 метров в секунду, а используя топливо с очень высокой теплотворной способностью (например, жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя), можно получить скорость истечения четыре с половиной километра в секунду.
Для устройства и работы ЖРД огромное значение имеет топливо, на котором работает двигатель.
Известны топлива, которые выделяют энергию при реакции разложения, например, перекись водорода, гидразин. Они, естественно, состоят из одного компонента, одной жидкости. Однако наиболее широко применяются в ракетной технике химические топлива, выделяющие энергию при реакции горения. Они состоят из окислителя и горючего. Такие топлива могут быть тоже однокомпонентными, т. е. представлять собой одну жидкость. Это может быть вещество, в молекулу которого входят как окислительные, так и горючие элементы, например, нитрометан, или смесь окислителя и горючего, или раствор горючего в окислителе. Однако такие топлива обычно склонны к взрыву и малоупотребительны. Подавляющее большинство жидкостных ракетных двигателей работает на двухкомпонентном топливе. Окислитель и горючее хранятся в отдельных баках, и их смешение происходит в камере двигателя. Окислитель обычно составляет большую часть массы топлива - его расходуется в два - четыре раза больше, чем горючего. В качестве окислителя чаще всего применяются жидкий кислород, четырехокись азота, азотная кислота, перекись водорода. Как горючее используются керосин, спирт, гидразин, аммиак, жидкий водород и др.
На топливе, состоящем из жидкого кислорода и керосина, работала советская ракета-носитель «Восток», обеспечивавшая запуск многих наших космических кораблей с космонавтами на борту. На этом же топливе работали двигатели американских ракет «Атлас», «Титан», первой ступени ракеты «Сатурн-5», с помощью которой запускались на Луну космические корабли «Аполлон». Топливо, состоящее из жидкого кислорода и керосина, хорошо освоено в производстве и эксплуатации, надежно и дешево. Оно широко применяется в ЖРД.
В качестве горючего нашел применение несимметричный диметилгидразин. Это горючее в паре с окислителем - жидким кислородом - используется в двигателе РД-119, широко применяемом при запуске спутников «Космос». В этом двигателе достигнут наибольший удельный импульс для ЖРД, работающих на кислороде и высококипящих горючих.
Наиболее эффективное из широко применяемых в настоящее время ракетных топлив - жидкий кислород плюс жидкий водород. Оно применяется, например, в двигателях второй и третьей ступени ракеты «Сатурн-5».
Поиски новых, все более эффективных ракетных топлив продолжаются постоянно. Много работают ученые и конструкторы, чтобы использовать в ЖРД фтор, который обладает более сильным окислительным действием, чем кислород. Образуемые с применением фтора топлива позволяют получить наибольший удельный импульс для ЖРД и имеют высокую плотность. Однако использование его в ЖРД затруднено высокой химической агрессивностью и токсичностью жидкого фтора, высокой температурой сгорания (более 4500° С) и дороговизной.
Тем не менее в ряде стран ведутся разработки и стендовые испытания ЖРД на фторе. Впервые предложил использовать жидкий фтор для ЖРД еще Ф. А. Цандер в 1932 году, а в 1933 году В. П. Глушжо предложил в качестве окислителя смесь жидкого фтора и жидкого кислорода.
Многие топлива на основе фтора самовоспламеняются при смешении окислителя и горючего. Самовоспламеняются и некоторые топливные пары, не содержащие фтора. Самовоспламенение - большое достоинство топлива. Оно позволяет упростить конструкцию ЖРД и повысить его надежность. Некоторые топлива становятся самовоспламеняющимися при добавлении катализатора. Так, если к окислителю-жидкому кислороду- добавить сотую долю процента фтористого озона, то сочетание этого окислителя с керосином становится самовоспламеняющимся.
Самовоспламенение топлива (если оно не самовоспламеняющееся, то применяется пиротехническое или электрическое зажигание, или впрыскивание порции пускового самовоспламеняющегося топлива) происходит в камере двигателя. Камера - основной агрегат ЖРД, Именно в камере смешиваются компоненты топлива, происходит его сгорание, и в результате образуется газ с очень высокой температурой (2000-4500° С) и под высоким давлением (десятки и сотни атмосфер). Вытекая из камеры, этот газ и создает реактивную силу, тягу двигателя. Камера ЖРД состоит из камеры сгорания со смесительной головкой и сопла. Смешение компонентов топлива происходит в смесительной головке, горение - в камере сгорания, а вытекают газы через сопло. Обычно все агрегаты камеры выполняются как одно целое, Чаще всего камеры сгорания имеют цилиндрическую форму, но бывают они и коническими или шарообразными (грушевидными).
Смесительная головка - очень важная часть камеры сгорания и всего ЖРД. В ней происходит так называемое смесеобразование-впрыск, распыливание и смешение компонентов топлива. Компоненты топлива - окислитель и горючее - поступают в смесительную головку камеры раздельно. Через форсунки головки они вводятся в камеру благодаря разности давлений в системе подачи топлива и головке камеры. Чтобы реакция в камере сгорания протекала как можно быстрее и была как можно более полной - а это очень важное условие эффективности и экономичности двигателя, - необходимо обеспечить наиболее быстрое и полное образование топливной смеси, сгорающей в камере, добиться, чтобы каждая частица окислителя встретилась с частицей горючего.
Образование подготовленной к сгоранию топливной смеси состоит из трех процессов, переходящих один в другой - распыливания жидких компонентов, их испарения и смешения. При распыливании - дроблении жидкости на капли - значительно увеличивается ее поверхность и ускоряется процесс испарения. Очень важна -тонкость и однородность распыливания. Тонкость этого процесса характеризуется диаметром получаемых капель: чем меньше каждая капелька, тем лучше. Следующий после распыления этап подготовки топлива к сгоранию- его испарение. Необходимо обеспечить наиболее полное испарение окислителя и горючего за кратчайшее время. Процесс испарения образовавшихся при распыливании капель в камере ЖРД занимает всего от двух до восьми тысячных секунды.
В результате распыливания и испарения компонентов топлива образуются пары окислителя и горючего, из которых и получается горящая в камере двигателя смесь. Смешение компонентов начинается, по-существу, сразу же после поступления компонентов в камеру и заканчивается только по мере сгорания топлива. При самовоспламеняющихся топливах процесс горения начинается еще в жидкой фазе, во время распыливания топлива. При несамовоспламеняющихся топливах горение начинается в газовой фазе при подводе тепла от внешнего источника.
Жидкие компоненты топлива в камеру подают через расположенные в головке форсунки. Чаще всего применяются форсунки двух типов: струйные или центробежные. Но вот топливо распылено, перемешано, воспламенилось. При горении его в камере сгорания выделяется большое количество тепловой энергии. Дальнейшее преобразование энергии происходит в сопле. Удачная конструкция смесительной головки в первую очередь определяет совершенство двигателя - обеспечивает полноту сгорания топлива, устойчивость горения и т. д.
Сопло - часть камеры сгорания, в которой тепловая энергия сжатого рабочего тела (смеси газов) преобразуется в кинетическую энергию газового потока, т. е. происходит его разгон до скорости истечения из двигателя. Сопло обычно состоит из сужающейся и расширяющейся частей, которые соединены в критическом (минимальном) сечении.
Весьма сложная задача - обеспечить охлаждение камеры ЖРД. Обычно камера состоит из двух оболочек-внутренней огневой стенки и наружной рубашки. По пространству между оболочками протекает жидкость, охлаждающая внутреннюю стенку камеры ЖРД. Обычно для этого используется один из компонентов топлива. Нагретое горючее или окислитель отводится и поступает в головку камеры для использования, так сказать, по прямому назначению. В этом случае тепловая энергия, отобранная от стенок камеры, не теряется, а возвращается в камеру. Такое охлаждение (регенеративное) впервые было предложено еще К. Э. Циолковским и широко применяется в ракетной технике.
В большинстве современных ЖРД для подачи топлива используются специальные турбонасосные агрегаты. Чтобы привести в действие такой мощный насос, в особом газогенераторе сжигают топливо - обычно то же горючее и тот же окислитель, что и в камере сгорания двигателя. Иногда турбина насоса приводится во вращение паром, который образуется при охлаждении камеры сгорания двигателя. Есть и другие системы привода насоса.
Создание современных жидкостных ракетных двигателей требует высокого уровня развития науки и техники, совершенства конструкторской мысли, передовой технологии. Дело в том, что в ЖРД достигаются очень высокие температуры, развивается огромное давление, продукты сгорания, а порой и само топливо весьма агрессивны, расход топлива необычайно высок (до нескольких тонн в секунду!). При всем этом ЖРД должен иметь, особенно при запусках космических аппаратов с космонавтами на борту, очень высокую степень надежности. Именно высокая надежность и многие другие достоинства отличают жидкостные ракетные двигатели прославленной советской космической ракеты «Восток»-РД-107 (двигатель первой ступени) и РД-108 (двигатель второй ступени), разработанные в 1954- 1957 годах под руководством главного конструктора ракетных двигателей В. П. Глушко. Это первые в мире серийные двигатели, работающие на высококалорийном топливе; жидком кислороде и керосине. Они обладают высокой удельной тягой, что позволило получить огромные мощности при относительно умеренном расходе топлива. В пустоте тяга одного двигателя РД-107 составляет 102 тонны. (На первой ступени ракеты-носителя «Восток» установлено четыре таких двигателя.) Давление в камере сгорания - 60 атмосфер.
Двигатель РД-107 имеет турбонасосный агрегат с двумя основными центробежными насосами; один подает горючее, другой-окислитель. И горючее, и окислитель через большое количество форсунок подаются в четыре основные и две рулевые камеры сгорания. До попадания в камеры сгорания горючее обтекает их снаружи, т. е. используется для охлаждения. Надежное охлаждение позволяет поддерживать внутри камер сгорания высокую температуру. Качающиеся рулевые камеры сгорания, сходные по конструкции с основными, впервые применены в этом двигателе для управления направлением тяги.
Двигатель второй ступени ракеты «Восток» РД-108 имеет схожую конструкцию. Правда, у него четыре рулевые камеры и некоторые другие отличия. Его тяга в пустоте составляет 96 тонн. Интересно, что он запускается на Земле одновременно с двигателями первой ступени. Двигатели РД-107 и РД-108 различных модификаций уже много лет используются для запусков космических кораблей, искусственных спутников Земли, космических аппаратов к Луне, Венере и Марсу.
На второй ступени двухступенчатой ракеты-носителя «Космос» устанавливается разработанный в 1958-1962 годах (также в ГДЛ-ОКБ) жидкостной ракетный двигатель РД-119, имеющий тягу 11 тонн; Горючее этого двигателя-несимметричный диметилгидразин, окислитель - жидкий кислород. В его конструкции широко использован титан и другие современные конструкционные материалы. Наряду с высокой надежностью отличительная особенность этого двигателя - очень высокая экономичность, В 1965 году в нашей стране были созданы мощные малогабаритные двигатели с очень высокими энергетическими характеристиками для ракетно-космической системы «Протон». Суммарная полезная мощность двигательных установок ракеты «Протон» в три раза больше мощности двигателей ракеты «Восток» и составляет 60 миллионов лошадиных сил. В этих двигателях обеспечена высокая полнота сгорания, значительное давление в системе, равномерное и равновесное истечение продуктов сгорания из сопел.
В настоящее время ЖРД достигли высокой степени совершенства и их развитие продолжается, Созданы ЖРД самых различных классов - от микроракетных двигателей для систем ориентации и стабилизации летательных аппаратов с совсем небольшой тягой (в несколько килограммов и меньше) до огромных мощных ракетных двигателей, имеющих тягу сотни тонн (например, американский ЖРД Г-1 для первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» имеет тягу 690 тонн. На ракете установлено пять таких двигателей).
Разрабатываются ЖРД на высокоэффективных топливах - смеси жидкого водорода (горючее) и жидкого кислорода или жидкого фтора в качестве окислителей. Созданы двигатели на долгохранимом топливе, которые могут работать при длительных космических полетах.
Существуют проекты комбинированных ракетных двигателей - турборакетных и ракетно-прямоточных, которые должны быть органическим сочетанием жидкостных ракетных двигателей с воздушно-реактивными. Создание таких двигателей позволяет использовать на начальном и завершающем этапах космического полета кислород воздуха в качестве окислителя и тем самым снизить запас топлива на борту ракеты. Ведутся также работы над созданием первых ступеней многократного использования. Такие ступени, оснащенные воздушно-реактивными двигателями и способные взлетать, а после отделения последующих ступеней совершать посадку подобно самолетам, позволят снизить стоимость запуска космических аппаратов.
ЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Учеными и конструкторами созданы термохимические двигатели высокой степени совершенства и, нет сомнения, будут созданы еще более совершенные образцы. Однако возможности термохимических ракет ограничены самой природой горючего, окислителя, продуктов реакции. При ограниченной энергопроизводительности ракетных топлив, не позволяющей получить очень большую скорость истечения рабочего тела из сопла, требуется огромный запас топлива, чтобы разогнать ракету до необходимой скорости. Химические ракеты необычайно прожорливы. Это вопрос не только экономии, но порой и самой возможное! и космического полета.
Даже для решения сравнительно более простой задачи из области космических полетов - запуска искусственных спутников Земли стартовая масса химической ракеты из-за огромного количества топлива должна во много десятков раз превышать массу груза, выведенного на орбиту. Для достижения второй космической скорости это соотношение еще больше. А ведь человечество начинает обживать космос, люди собираются строить научные станции на Луне, стремятся на Марс и Венеру, подумывают о полетах к далеким окраинам Солнечной системы. Ракетам завтрашнего дня предстоит перевозить в космосе многие тонны научного снаряжения и грузов.
Для межпланетных полетов нужно еще топливо, чтобы корректировать орбиту полета, тормозить космический корабль перед посадкой на планету-цель, взлетать для возвращения на Землю и т. д. Стартовая масса термохимических ракет для таких перелетов становится невероятно большой-несколько миллионов тонн!
Ученые и инженеры уже давно задумываются над тем, какими же должны быть ракетные двигатели будущего? Взоры ученых, естественно, обратились к ядерной энергии. В крохотном количестве ядерного горючего содержится очень большой запас энергии. При реакции деления ядер на единицу массы выделяется в миллионы раз больше энергии, чем при сжигании лучших химических топлив. Так, например, 1 килограмм урана при реакции деления может выделить столько же энергии, сколько 1700 тонн бензина при сжигании. Реакция ядерного синтеза дает энергии еще в несколько раз больше.
Использование ядерной энергии позволяет резко снизить запас топлива на борту ракеты, но остается потребность в рабочем веществе, которое будет нагреваться в реакторе и выбрасываться из сопла двигателя. При ближайшем рассмотрении оказывается, что разделение топлива и рабочего вещества в ядерной ракете таит в себе определенные преимущества.
Выбор рабочего вещества для химической ракеты весьма ограничен. Ведь оно служит и топливом. Вот тут-то и сказывается преимущество разделения топлива и рабочего вещества. Появляется возможность применить рабочее вещество с наименьшим молекулярным весом-водород.
В химической ракете тоже используется сочетание относительно высокой энергопроизводительности водорода с малым молекулярным весом. Но там рабочим веществом является продукт сгорания водорода с молекулярным весом 18. А молекулярный вес чистого водорода, который может служить рабочим телом ядерного ракетного двигателя, - 2. Уменьшение же молекулярного веса рабочего вещества в 9 раз при неизменной температуре позволяет увеличить скорость истечения в 3 раза. Вот оно, ощутимое преимущество, атомного ракетного двигателя!
Речь идет об атомных ракетных двигателях, использующих энергию деления ядер тяжелых элементов. Реакция ядерного синтеза искусственно пока осуществлена только в водородной бомбе, а управляемая термоядерная реакция синтеза все еще остается мечтой, несмотря на интенсивную работу многих ученых мира.
Итак, в атомном ракетном двигателе можно получить значительное увеличение скорости истечения газов благодаря применению рабочего вещества с минимальным молекулярным весом. Теоретически можно получить и очень большую температуру рабочего вещества. Но на практике она ограничивается температурой плавления тепловыделяющих элементов реактора.
В большинстве предложенных схем атомных ракетных двигателей рабочее тело нагревается, омывая тепловыделяющие элементы реактора, затем расширяется в сопле и выбрасывается из двигателя. Температура примерно та же, что и в химических ЖРД. Правда, сам двигатель получается гораздо более сложным и тяжелым. Особенно если учесть необходимость экрана для защиты космонавтов от радиации на пилотируемых космических кораблях. И все же атомная ракета сулит немалый выигрыш.
В США по так называемой программе «Ровер» ведутся усиленные работы по созданию атомного ракетного двигателя. Возникли и проекты ядерных ракетных двигателей, в которых активная зона находится в пылеобразной, жидкой или даже газообразной фазе. Это делает возможным получение более высокой температуры рабочего вещества. Использование таких реакторов (их называют полостными), вероятно, позволило бы намного увеличить скорость истечения рабочего тела. Но создание таких реакторов - дело чрезвычайно сложное: ядерное горючее здесь перемешано с рабочим веществом, и надо как-то отделить его перед выбросом рабочего тела из сопла двигателя. Иначе возникнут непрерывные потери ядерного топлива, за ракетой протянется смертельный шлейф высокой радиации. Да и критическая масса ядерного горючего, необходимая для поддержания реакций, при газообразном состоянии будет занимать очень большой объем, не приемлемый для ракеты.
(Л. А. Гильберг: Покорение неба)
«Буран», как и его заокеанский собрат - ракетная система многоразового пользования «Шаттл», по своим характеристикам оставляет желать лучшего.
Они оказались не настолько уж многоразовыми Стартовые ускорители выдерживают всею 3 4 полета, а сам крылатый аппарат обгорает и требует весьма дорогостоящего ремонта. Но главное - КПД их не велик.
А тут такой соблазн - создать пилотируемый крылатый аппарат, способный самостоятельно стартовать с Земли, выходить в космическое пространство и возвращаться обратно. Правда, нерешенной пока остается главная проблема - двигатель. Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) известных типов способны работать только до скорости 4-5 М (М – скорость звука), а первая космическая скорость, как известно, 24 М. Но и тут, кажется, уже наметились первые шаги к успеху.
На выставке «Авиадвигателе-строение-92», проходившей в Москве, среди всевозможных экспонатов - от древних паровых машин для дирижаблей до гигантских турбин суперсовременных транспортных самолетов - на стенде скромно стоял небольшой бочонок - первая и единственная в мире модель гиперзвукового (Гиперзвук – от 6М и выше) воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Создали его в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ). Разумеется, это результат работы большого коллектива. Прежде всего главного конструктора Д. А. Огородникова, его соратников А. С. Рудакова, В. А. Виноградова... Право, не следует забывать и тех, кого уже нет в живых - это доктор технических наук Р. И. Курзинер и профессор Е. С. Щетинков. Последний еще несколько десятилетий назад предложил основной принцип, лежащий в основе всех современных ГПВРД Разработанный им двигатель уже в то время был способен работать на гиперзвуковых (выше 5-6 М) скоростях. Эти люди и создали чудо техники, которое, быть может, в ближайшем будущем совершит революцию в космическом двигателестроении.
Но давайте не спешить «прилаживать» новый двигатель к космическому самолету, будь то «Буран» или «Спираль», обратимся к теории. Дело в том, что каждый двигатель может работать лишь в определенном, слишком узком для космических задач диапазоне скорое гей, и заставить его освоить гиперзвук далеко не просто. Разберемся почему.
В любом ВРД для успешной работы должны быть соблюдены три важнейших условия. Прежде всего необходимо сжать воздух как можно сильнее. Затем в камере сгорания сжечь без потерь топливо. И, наконец, с помощью сопла продукты сгорания должны расшириться до атмосферного давления. Только тогда КПД будет достаточно высок.
Посмотрите на рисунок. Перед вами схема первого в мире гиперзвукового прямоточного реактивного двигателя (ГПВРД). Свою первую задачу - сжатие воздуха - он решает весьма оригинально - по принципу... колуна. Представьте себе: колун врезается в мягкое плотное полено, слои дерева впереди него остаются без изменений, а по бокам уплотняются. Границу между нормальными и более плотными слоями ученые называют «скачком уплотнения». Так происходит и в двигателе. Вдоль его оси расположено заостренно центральное тело. Врезаясь в воздух, оно и создает такой «скачок» - зону повышенного давления. Происходит «отражение» воздуха от центрального тела к стенкам корпуса. При этом он многократно дополнительно сжимается. Скорость воздуха снижается, а температура растет, кинетическая энергия превращается во внутреннюю, тепловую.
Теперь, чтобы впрыснутое в поток топливо полностью сгорело, желательно получить скорость как можно меньше. Но тогда температура воздуха может достичь 3-5 тыс. градусов. Казалось бы, хорошо - топливо вспыхнет как порох. Но окажись тут даже настоящий порох, вспышки не получится. Все дело в том, что при столь высоких температурах наряду с процессом окисления происходит и распад молекул на отдельные атомы. Если в первом энергия выделяется, то во втором - поглощается. И парадокс - с ростом температуры может наступить такой момент, когда поглощаться станет больше, чем выделяться. Иными словами - топка превратится в... холодильник.
Оригинальный выход из положения еще в 1956 году подсказал профессор Щетинков. Он предложил сжимать воздух лишь до тех пор, пока его сверхзвуковая скорость не станет примерно такой, как у... пули. Как теперь признано во всем мире, только при этих условиях возможна работа ГПВРД.
Но и тут свои трудности: даже смесь водорода с воздухом, известная нам по курсу химии под названием «гремучий газ», в таких условиях едва успеет загореться. И хоть топливом для двигателя выбрали жидкий водород, пришлось прибегнуть к хитростям. Вначале водород охлаждает стенки. Сам нагреваясь от -256° С до +700° С, он спасает металл от расплавления. Часть топлива впрыскивается через форсунки прямо в поток воздуха. А другая часть попадает на форсунки, расположенные в специальных прямоугольных нишах. Здесь горят мощные водородные факелы, способные мгновенно прожечь лист стали. Они-то и поджигают водородо-воздушную смесь. Ту самую, которая в обычных условиях взрывается от искры, оброненной с нейлоновой рубашки.
А вот, пожалуй, главная задача, на которую мы и американцы потратили около 30 лет. Как получить полное сгорание, имея камеру приемлемой длины - в 3-5 м? Известно, что теория без проверочного эксперимента стоит немного. А чтобы проверить работу такого двигателя, его надо поместить в гиперзвуковой поток. Самолетов таких нет, правда, имеются аэродинамические трубы, но стоят они очень и очень дорого. Для окончательной проверки ГПВРД конструкторы установили свое устройство в носовой части ракеты и разогнали до нужной скорости.
Уточним, что речь здесь шла не о создании ракеты нового типа, а лишь о проверке качества сгорания водорода в двигателе. Она увенчалась полным успехом. Теперь, как признают американцы, наши ученые владеют секретом создания надежных камер сгорания.
Ну а теперь давайте подумаем, что получится, если мы захотим эту маленькую выставочную модель увеличить, сделав пригодной для подъема в воздух самолета. По всей видимости, она обретет черты тяжеленной тридцатиметровой трубы с громадным диффузором и соплом и весьма скромной камерой сгорания. А кому такой двигатель нужен? Тупик? Нет, выход есть и давно известен. Многие функции в его работе можно возложить на... фюзеляж и крыло самолета!
Прототип такого воздушно-космического самолета (ВКС) показан на рисунке. «Вклиниваясь» своею носовой частью в воздух, он создает серию скачков уплотнения, и все они прямехонько попадают на вход камеры сгорания. Выходящие из нее раскаленные газы, расширяясь до атмосферного давления, скользят по поверхности кормовой части самолета, создавая тягу, как в хорошем сопле. На гиперзвуковых скоростях и такое возможно! Удивительно, но теоретически можно обойтись даже без камеры, а «просто» впрыскивать топливо вблизи выступа на брюхе ВКС! Получится двигатель, которого вроде бы и нет. Он называется ГПВРД «внешнего горения». Правда, его «простота» в исследовательской работе стоит настолько дорого, что пока никто им серьезно не занимался.
А потому вернемся к воздушно-космическому самолету с ГПВРД классического типа. Его старт и разгон до б М должен происходить при помощи обычных турбореактивных двигателей. На рисунке вы видите агрегат, состоящий из традиционного турбореактивного двигателя и расположенного рядом ГПВРД. На «малых» скоростях ГПВРД отделяется обтекаемой перегородкой и не мешает полету.
А на больших - перегородка перекрывает поток воздуха, идущий в ТРД, и включается ГПВРД.
Вначале все пойдет хорошо, но затем, по мере роста скорости, тяга двигателя начнет падать, а аппетиты - расход топлива - расти. В этот момент его ненасытное чрево надо подкармливать жидким кислородом. Хочешь, не хочешь, а брать его с собой все же придется. Правда, в количествах много меньших, чем на обычной ракете. Где-то километрах в 60 от Земли ГПВРД заглохнет от недостатка воздуха. И тут вступит в действие небольшой жидкостный ракетный двигатель. Скорость уже высок, и топлива с окислителем о «съест» до выхода на орбит совсем немного. При равном ракетой стартовом весе воздушно-космический самолет выведен на орбиту в 5-10 раз больший полезный груз. А стоимость вывода каждого килограмма окажется в десятки раз ниже, чем ракет. Это как раз то, чего добиваются ученые и конструкторы сегодня.
Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель
Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб, воздушных торпед и т. д. Иногда ЖРД применяются и в качестве стартовых двигателей для облегчения взлета самолетов.
Имея в виду основное назначение ЖРД, мы ознакомимся с их устройством и работой на примерах двух двигателей: одного - для дальней или стратосферной ракеты, другого - для ракетного самолета. Эти конкретные двигатели далеко не во всем являются типичными и, конечно, уступают по своим данным новейшим двигателям этого типа, но все же являются во многом характерными и дают довольно ясное представление о современном жидкостно-реактивном двигателе.
ЖРД для дальней или стратосферной ракеты
Ракеты этого типа применялись либо в качестве дальнобойного сверхтяжелого снаряда, либо для исследования стратосферы. Для военных целей они были применены немцами для бомбардировки Лондона в 1944 г. Эти ракеты имели около тонны взрывчатого вещества и дальность полета около 300 км . При исследовании стратосферы головка ракеты вместо взрывчатки несет в себе различную исследовательскую аппаратуру и обычно имеет приспособление для отделения от ракеты и спуска на парашюте. Высота подъема ракеты 150–180 км .
Внешний вид такой ракеты представлен на фиг. 26, а ее разрез на фиг. 27. Фигуры людей, стоящих рядом с ракетой, дают представление о внушительных размерах ракеты: ее общая длина равна 14 м , диаметр около 1,7 м , а по оперению около 3,6 м , вес снаряженной ракеты со взрывчаткой - 12,5 тонны.
Фиг. 26. Подготовка к запуску стратосферной ракеты.
Ракета движется с помощью жидкостно-реактивного двигателя, расположенного в ее задней части. Общий вид двигателя показан на фиг. 28. Двигатель работает на двухкомпонентном топливе - обычном винном (этиловом) спирте 75 %-ной крепости и жидком кислороде, которые хранятся в двух отдельных больших баках, как это показано на фиг. 27. Запас топлива на ракете - около 9 тонн, что составляет почти 3/4 общего веса ракеты, да и по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое огромное количество топлива его хватает всего только на 1 минуту работы двигателя, так как двигатель расходует больше 125 кг топлива в секунду.
Фиг. 27. Разрез ракеты дальнего действия.
Количество обоих компонентов топлива, спирта и кислорода, рассчитывается так, чтобы они выгорали одновременно. Так как для сгорания 1 кг спирта в данном случае расходуется около 1,3 кг кислорода, то бак для горючего вмещает примерно 3,8 тонны спирта, а бак для окислителя - около 5 тонн жидкого кислорода. Таким образом даже в случае применения спирта, который требует для сгорания значительно меньше кислорода, чем бензин или керосин, заполнение обоих баков одним только горючим (спиртом) при использовании атмосферного кислорода увеличило бы продолжительность работы двигателя в два-три раза. Вот к чему приводит необходимость иметь окислитель на борту ракеты.
Фиг. 28. Двигатель ракеты.
Невольно возникает вопрос: как же ракета покрывает расстояние в 300 км, если двигатель работает всего только 1 минуту? Объяснение этому дает фиг. 33, на которой представлена траектория полета ракеты, а также указано изменение скорости вдоль траектории.
Запуск ракеты осуществляется после установки ее в вертикальное положение с помощью легкого пускового устройства, как это видно на фиг. 26. После запуска ракета вначале поднимается почти вертикально, а по истечении 10–12 секунд полета начинает отклоняться от вертикали и под действием рулей, управляемых гироскопами, движется по траектории, близкой к дуге окружности. Такой полет длится все время, пока работает двигатель, т. е. примерно в течение 60 сек.
Когда скорость достигает расчетной величины, приборы управления выключают двигатель; к этому моменту в баках ракеты почти не остается топлива. Высота ракеты к моменту окончания работы двигателя равняется 35–37 км , а ось ракеты составляет с горизонтом угол в 45° (этому положению ракеты соответствует точка А на фиг. 29).
Фиг. 29. Траектория полета дальней ракеты.
Такой угол возвышения обеспечивает максимальную дальность в последующем полете, когда ракета движется по инерции, подобно артиллерийскому снаряду, который вылетел бы из орудия, обрез ствола которого находится на высоте 35–37 км . Траектория дальнейшего полета близка к параболе, а общее время полета равно приблизительно 5 мин. Максимальная высота, которой достигает при этом ракета, составляет 95-100 км , стратосферные же ракеты достигают значительно больших высот, более 150 км . На фотографиях, сделанных с этой высоты аппаратом, установленным на ракете, уже отчетливо видна шарообразность земли.
Интересно проследить, как изменяется скорость полета по траектории. К моменту выключения двигателя, т. е. после 60 секунд полета, скорость полета достигает наибольшего значения и равна примерно 5500 км/час , т. е. 1525 м/сек . Именно в этот момент мощность двигателя становится также наибольшей, достигая для некоторых ракет почти 600.000 л. с .! Дальше под воздействием силы тяжести скорость ракеты уменьшается, а после достижения наивысшей точки траектории по той же причине снова начинает расти до тех пор, пока ракета не войдет в плотные слои атмосферы. В течение всего полета, кроме самого начального участка - разгона, - скорость ракеты значительно превышает скорость звука, средняя скорость по всей траектории составляет примерно 3500 км/час и даже на землю ракета падает со скоростью, в два с половиной раза превышающей скорость звука и равной 3000 км/час . Это значит, что мощный звук от полета ракеты доносится лишь после ее падения. Здесь уже не удастся уловить приближение ракеты с помощью звукоулавливателей, обычно применяющихся в авиации или морском флоте, для этого потребуются совсем другие методы. Такие методы основаны на применении вместо звука радиоволн. Ведь радиоволна распространяется со скоростью света - наибольшей скоростью, возможной на земле. Эта скорость, равная 300 000 км/сек, конечно, более чем достаточна, чтобы отметить приближение самой быстролетящей ракеты.
С большой скоростью полета ракет связана еще одна проблема. Дело в том, что при больших скоростях полета в атмосфере, вследствие торможения и сжатия воздуха, набегающего на ракету, температура ее корпуса сильно повышается. Расчет показывает, что температура стенок описанной выше ракеты должна достигать 1000–1100 °C. Испытания показали, правда, что в действительности эта температура значительно меньше из-за охлаждения стенок путем теплопроводности и излучения, но все же она достигает 600–700 °C, т. е. ракета нагревается до красного каления. С увеличением скорости полета ракеты температура ее стенок будет быстро расти и может стать серьезным препятствием для дальнейшего роста скорости полета. Вспомним, что метеориты (небесные камни), врывающиеся с огромной скоростью, до 100 км/сек , в пределы земной атмосферы, как правило, «сгорают», и то, что мы принимаем за падающий метеорит («падающую звезду») есть в действительности только сгусток раскаленных газов и воздуха, образующийся в результате движения метеорита с большой скоростью в атмосфере. Поэтому полеты с весьма большими скоростями возможны лишь в верхних слоях атмосферы, где воздух разрежен, или за ее пределами. Чем ближе к земле, тем меньше допустимые скорости полета.
Фиг. 30. Схема устройства двигателя ракеты.
Схема двигателя ракеты представлена на фиг. 30. Обращает на себя внимание относительная простота этой схемы по сравнению с обычными поршневыми авиационными двигателями; в особенности характерно для ЖРД почти полное отсутствие в силовой схеме двигателя движущихся частей. Основными элементами двигателя являются камера сгорания, реактивное сопло, парогазогенератор и турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления.
В камере сгорания происходит сгорание топлива, т. е. преобразование химической энергии топлива в тепловую, а в сопле - преобразование тепловой энергии продуктов сгорания в скоростную энергию струи газов, вытекающих из двигателя в атмосферу. Как изменяется состояние газов при течении их в двигателе показано на фиг. 31.
Давление в камере сгорания равно 20–21 ата , а температура достигает 2 700 °C. Характерным для камеры сгорания является огромное количество тепла, которое выделяется в ней при сгорании в единицу времени или, как говорят, теплонапряженность камеры. В этом отношении камера сгорания ЖРД значительно превосходит все другие известные в технике топочные устройства (топки котлов, цилиндры двигателей внутреннего сгорания и другие). В данном случае в камере сгорания двигателя в секунду выделяется такое количество тепла, которое достаточно для того, чтобы вскипятить более 1,5 тонны ледяной воды! Чтобы камера сгорания при таком огромном количестве выделяющегося в ней тепла не вышла из строя, необходимо интенсивно охлаждать ее стенки, как, впрочем, и стенки сопла. Для этой цели, как это видно на фиг. 30, камера сгорания и сопло охлаждаются горючим - спиртом, который сначала омывает их стенки, а уже затем, подогретый, поступает в камеру сгорания. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру (такую систему охлаждения называют поэтому иногда регенеративной). Однако одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие сверления, расположенные в нескольких кольцевых поясах, так что через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 1/10 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, превышает 2500 °C, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1 000 °C.
Фиг. 31. Изменение состояния газов в двигателе.
Топливо подается в камеру сгорания через 18 горелок-форкамер, расположенных на ее торцевой стенке. Кислород поступает внутрь форкамер через центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, - через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой форкамеры. Таким образом обеспечивается достаточно хорошее перемешивание топлива, необходимое для осуществления полного сгорания за то очень короткое время пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).
Реактивное сопло двигателя изготовлено из стали. Его форма, как это хорошо видно на фиг. 30 и 31, представляет собой сначала сужающуюся, а потом расширяющуюся трубу (так называемое сопло Лаваля). Как указывалось ранее, такую же форму имеют сопла и пороховых ракетных двигателей. Чем объясняется такая форма сопла? Как известно, задачей сопла является обеспечение полного расширения газа с целью получения наибольшей скорости истечения. Для увеличения скорости течения газа по трубе ее сечение должно вначале постепенно уменьшаться, что имеет место и при течении жидкостей (например, воды). Скорость движения газа будет увеличиваться, однако, только до тех пор, пока она не станет равной скорости распространения звука в газе. Дальнейшее увеличение скорости в отличие от жидкости станет возможным только при расширении трубы; это отличие течения газа от течения жидкости связано с тем, что жидкость несжимаема, а объем газа при расширении сильно увеличивается. В горловине сопла, т. е. в наиболее узкой его части, скорость течения газа всегда равна скорости звука в газе, в нашем случае около 1000 м/сек . Скорость же истечения, т. е. скорость в выходном сечении сопла, равна 2100–2200 м/сек (таким образом удельная тяга составляет примерно, 220 кг сек/кг ).
Подача топлива из баков в камеру сгорания двигателя осуществляется под давлением с помощью насосов, имеющих привод от турбины и скомпонованных вместе с нею в единый турбонасосный агрегат, как это видно на фиг. 30. В некоторых двигателях подача топлива осуществляется под давлением, которое создается в герметических топливных баках с помощью какого-либо инертного газа - например, азота, хранящегося под большим давлением в специальных баллонах. Такая система подачи проще насосной, но, при достаточно большой мощности двигателя, получается более тяжелой. Однако и при насосной подаче топлива в описываемом нами двигателе баки, как кислородный, так и спиртовой, находятся под некоторым избыточным давлением изнутри для облегчения работы насосов и предохранения баков от смятия. Это давление (1,2–1,5 ата ) создается в спиртовом баке воздухом или азотом, в кислородном - парами испаряющегося кислорода.
Оба насоса - центробежного типа. Турбина, приводящая насосы, работает на парогазовой смеси, получающейся в результате разложения перекиси водорода в специальном парогазогенераторе. В этот парогазогенератор из особого бачка подается перманганат натрия, который является катализатором, ускоряющим разложение перекиси водорода. При запуске ракеты перекись водорода под давлением азота поступает в парогазогенератор, в котором начинается бурная реакция разложения перекиси с выделением паров воды и газообразного кислорода (это так называемая «холодная реакция», применяющаяся иногда и для создания тяги, в частности, в стартовых ЖРД). Парогазовая смесь, имеющая температуру около 400 °C и давление свыше 20 ата , поступает на колесо турбины и затем выбрасывается в атмосферу. Мощность турбины затрачивается полностью на привод обоих топливных насосов. Эта мощность не так уже мала - при 4000 об/мин колеса турбины она достигает почти 500 л. с .
Так как смесь кислорода со спиртом не является самореагирующим топливом, то для начала горения необходимо предусмотреть какую-либо систему зажигания. В двигателе воспламенение осуществляется с помощью специального запала, образующего факел пламени. Для этой цели применялся обычно пиротехнический запал (твердый воспламенитель типа пороха), реже использовался жидкий воспламенитель.
Запуск ракеты осуществляется следующим образом. Когда запальный факел поджигается, то открывают главные клапаны, через которые в камеру сгорания поступают самотеком из баков спирт и кислород. Управление всеми клапанами в двигателе осуществляется с помощью сжатого азота, хранящегося на ракете в батарее баллонов высокого давления. Когда начинается горение топлива, то находящийся на расстоянии наблюдатель с помощью электрического контакта включает подачу перекиси водорода в парогазогенератор. Начинает работать турбина, которая приводит насосы, подающие спирт и кислород в камеру сгорания. Тяга растет и когда она становится больше веса ракеты (12–13 тонн), то ракета взлетает. От момента зажигания запального факела до того, как двигатель разовьет полную тягу, проходит всего 7-10 секунд.
При запуске очень важно обеспечить строгий порядок поступления в камеру сгорания обоих компонентов топлива. В этом заключается одна из важных задач системы управления и регулирования двигателя. Если в камере сгорания накапливается один из компонентов (поскольку задерживается поступление другого), то обычно вслед за этим происходит взрыв, при котором двигатель часто выходит из строя. Это, наряду со случайными перерывами в горении, является одной из наиболее частых причин катастроф при испытаниях ЖРД.
Обращает на себя внимание ничтожный вес двигателя по сравнению с развиваемой им тягой. При весе двигателя меньше 1000 кг тяга составляет 25 тонн, так что удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу тяги, равен всего только
Для сравнения укажем, что обычный поршневой авиационный двигатель, работающий на винт, имеет удельный вес 1–2 кг/кг , т. е. в несколько десятков раз больше. Важно также то, что удельный вес ЖРД не изменяется при изменении скорости полета, тогда как удельный вес поршневого двигателя быстро растет с ростом скорости.
ЖРД для ракетного самолета
Фиг. 32. Проект ЖРД с регулируемой тягой.
1 - передвижная игла; 2 - механизм передвижения иглы; 3 - подача горючего; 4 - подача окислителя.
Основное требование, предъявляемое к авиационному жидкостно-реактивному двигателю - возможность изменять развиваемую им тягу в соответствии с режимами полета самолета, вплоть до остановки и повторного запуска двигателя в полете. Наиболее простой и распространенный способ изменения тяги двигателя заключается в регулировании подачи топлива в камеру сгорания, вследствие чего изменяется давление в камере и тяга. Однако этот способ невыгоден, так как при уменьшении давления в камере сгорания, понижаемого в целях уменьшения тяги, уменьшается доля тепловой энергии топлива, переходящая в скоростную энергию струи. Это приводит к увеличению расхода топлива на 1 кг тяги, а следовательно, и на 1 л. с . мощности, т. е. двигатель при этом начинает работать менее экономично. Для уменьшения этого недостатка авиационные ЖРД часто имеют вместо одной от двух до четырех камер сгорания, что позволяет при работе на пониженной мощности выключать одну или несколько камер. Регулирование тяги изменением давления в камере, т. е. подачей топлива, сохраняется и в этом случае, но используется лишь в небольшом диапазоне до половины тяги отключаемой камеры. Наиболее выгодным способом регулирования тяги ЖРД было бы изменение проходного сечения его сопла при одновременном уменьшении подачи топлива, так как при этом уменьшение секундного количества вытекающих газов достигалось бы при сохранении неизменным давления в камере сгорания, а, значит, и скорости истечения. Такое регулирование проходного сечения сопла можно было бы осуществить, например, с помощью передвижной иглы специального профиля, как это показано на фиг. 32, изображающей проект ЖРД с регулируемой таким способом тягой.
На фиг. 33 представлен однокамерный авиационный ЖРД, а на фиг. 34 - такой же ЖРД, но с добавочной небольшой камерой, которая используется на крейсерском режиме полета, когда требуется небольшая тяга; основная камера при этом отключается совсем. На максимальном режиме работают обе камеры, причем большая развивает тягу в 1700 кг, а малая - 300 кг , так что общая тяга составляет 2000 кг . В остальном двигатели по конструкции аналогичны.
Двигатели, изображенные на фиг. 33 и 34, работают на самовоспламеняющемся топливе. Это топливо состоит из перекиси водорода в качестве окислителя и гидразин-гидрата в качестве горючего, в весовом соотношении 3:1. Точнее, горючее представляет собой сложный состав, состоящий из гидразин-гидрата, метилового спирта и солей меди в качестве катализатора, обеспечивающего быстрое протекание реакции (применяются и другие катализаторы). Недостатком этого топлива является то, что оно вызывает коррозию частей двигателя.
Вес однокамерного двигателя составляет 160 кг , удельный вес равен
На килограмм тяги. Длина двигателя - 2,2 м . Давление в камере сгорания - около 20 ата . При работе на минимальной подаче топлива для получения наименьшей тяги, которая равна 100 кг , давление в камере сгорания уменьшается до 3 ата . Температура в камере сгорания достигает 2500 °C, скорость истечения газов около 2100 м/сек . Расход топлива равен 8 кг/сек , а удельный расход топлива составляет 15,3 кг топлива на 1 кг тяги в час.
Фиг. 33. Однокамерный ЖРД для ракетного самолета
Фиг. 34. Двухкамерный авиационный ЖРД.
Фиг. 35. Схема подачи топлива в авиационном ЖРД.
Схема подачи топлива в двигатель представлена на фиг. 35. Как и в двигателе ракеты, подача горючего и окислителя, хранящихся в отдельных баках, производится под давлением около 40 ата насосами, имеющими привод от турбинки. Общий вид турбонасосного агрегата показан на фиг. 36. Турбинка работает на паро-газовой смеси, которая, как и раньше, получается в результате разложения перекиси водорода в парогазогенераторе, который в этом случае наполнен твердым катализатором. Горючее до поступления в камеру сгорания охлаждает стенки сопла и камеры сгорания, циркулируя, в специальной охлаждающей рубашке. Изменение подачи топлива, необходимое для регулирования тяги двигателя в процессе полета, достигается изменением подачи перекиси водорода в парогазогенератор, что вызывает изменение оборотов турбинки. Максимальное число оборотов турбинки равно 17 200 об/мин. Запуск двигателя осуществляется с помощью электромотора, приводящего во вращение турбонасосный агрегат.
Фиг. 36. Турбонасосный агрегат авиационного ЖРД.
1 - шестерня привода от пускового электромотора; 2 - насос для окислителя; 3 - турбина; 4 - насос для горючего; 5 - выхлопной патрубок турбины.
На фиг. 37 показана схема установки однокамерного ЖРД в хвостовой части фюзеляжа одного из опытных ракетных самолетов.
Назначение самолетов с жидкостно-реактивными двигателями определяется свойствами ЖРД - большой тягой и, соответственно, большой мощностью на больших скоростях полета и больших высотах и малой экономичностью, т. е. большим расходом топлива. Поэтому ЖРД обычно устанавливаются на военных самолетах - истребителях-перехватчиках. Задача такого самолета - при получении сигнала о приближении самолетов противника быстро взлететь и набрать большую высоту, на которой обычно летят эти самолеты, а затем, используя свое преимущество в скорости полета, навязать противнику воздушный бой. Общая продолжительность полета самолета с жидкостно-реактивным двигателем определяется запасом топлива на самолете и составляет 10–15 минут, поэтому эти самолеты обычно могут совершать боевые операции лишь в районе своего аэродрома.
Фиг. 37. Схема установки ЖРД на самолете.
Фиг. 38. Ракетный истребитель (вид в трех проекциях)
На фиг. 38 показан истребитель-перехватчик с описанным выше ЖРД. Размеры этого самолета, как и других самолетов этого типа, обычно невелики. Полный вес самолета с топливом составляет 5100 кг ; запаса топлива (свыше 2,5 тонны) хватает только на 4,5 минуты работы двигателя на полной мощности. Максимальная скорость полета - свыше 950 км/час ; потолок самолета, т. е. максимальная высота, которой он может достигнуть, - 16 000 м . Скороподъемность самолета характеризуется тем, что за 1 минуту он может подняться с 6 до 12 км .
Фиг. 39. Устройство ракетного самолета.
На фиг. 39 показано устройство другого самолета с ЖРД; это - опытный самолет, построенный для достижения скорости полета, превышающей скорость звука (т. е. 1200 км/час у земли). На самолете, в задней части фюзеляжа, установлен ЖРД, имеющий четыре одинаковых камеры с общей тягой 2720 кг . Длина двигателя 1400 мм , максимальный диаметр 480 мм , вес 100 кг . Запас топлива на самолете, в качестве которого используются спирт и жидкий кислород, составляет 2360 л .
Фиг. 40. Четырехкамерный авиационный ЖРД.
Внешний вид этого двигателя показан на фиг. 40.
Другие области применения ЖРД
Наряду с основным применением ЖРД в качестве двигателей для дальних ракет и ракетных самолетов они применяются в настоящее время и в ряде других случаев.
Довольно широкое применение получили ЖРД в качестве двигателей тяжелых ракетных снарядов, подобных представленному на фиг. 41. Двигатель этого снаряда может служить примером простейшего ЖРД. Подача топлива (бензин и жидкий кислород) в камеру сгорания этого двигателя производится под давлением нейтрального газа (азота). На фиг. 42 показана схема тяжелой ракеты, применявшейся в качестве мощного зенитного снаряда; на схеме приведены габаритные размеры ракеты.
Применяются ЖРД и в качестве стартовых авиационных двигателей. В этом случае иногда используется низкотемпературная реакция разложения перекиси водорода, отчего такие двигатели называют «холодными».
Имеются случаи применения ЖРД в качестве ускорителей для самолетов, в частности, самолетов с турбореактивными двигателями. Насосы подачи топлива з этом случае приводятся иногда от вала турбореактивного двигателя.
ЖРД применяются наряду с пороховыми двигателями также для старта и разгона летающих аппаратов (или их моделей) с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Как известно, эти двигатели развивают очень большую тягу при высоких скоростях полета, больших скорости звука, но вовсе не развивают тяги при взлете.
Наконец, следует упомянуть еще об одном применении ЖРД, имеющем место в последнее время. Для изучения поведения самолета при большой скорости полета, приближающейся к скорости звука и превышающей ее, требуется проведение серьезной и дорогостоящей исследовательской работы. В частности, требуется определение сопротивления крыльев самолета (профилей), которое обычно производится в специальных аэродинамических трубах. Для создания в таких трубах условий, соответствующих полету самолета на большой скорости, приходится иметь силовые установки очень большой мощности для привода вентиляторов, создающих поток в трубе. Вследствие этого сооружение и эксплоатация труб для проведения испытания при сверхзвуковых скоростях требуют огромных затрат.
В последнее время, наряду со строительством сверхзвуковых труб, задача исследования различных профилей крыльев скоростных самолетов, как, кстати сказать, и испытания прямоточных ВРД, решается также с помощью жидкостно-реактивных
Фиг. 41. Ракетный снаряд с ЖРД.
двигателей. По одному из этих способов исследуемый профиль устанавливается на дальней ракете с ЖРД, подобной описанной выше, и все показания приборов, измеряющих сопротивление профиля в полете, передаются на землю с помощью радио-телеметрических устройств.
Фиг. 42. Схема устройства мощного зенитного снаряда с ЖРД.
7 - боевая головка; 2 - баллон со сжатым азотом; 3 - бак с окислителем; 4 - бак с горючим; 5 - жидкостно-реактивный двигатель.
По другому способу сооружается специальная ракетная тележка, передвигающаяся по рельсам с помощью ЖРД. Результаты испытания профиля, установленного на такой тележке в особом весовом механизме, записываются специальными автоматическими приборами, расположенными также на тележке. Такая ракетная тележка показана на фиг. 43. Длина рельсового пути может достигать 2–3 км .
Фиг. 43. Ракетная тележка для испытания профилей крыльев самолета.
Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий ВладимирДвигатель работает неустойчиво на всех режимах Неисправности системы зажигания Износ и повреждения контактного уголька, зависание его в крышке распределителя зажигания. Утечка тока на «массу» через нагар или влагу на внутренней поверхности крышки. Заменить контактный
Из книги Броненосец " ПЕТР ВЕЛИКИЙ" автораДвигатель работает неустойчиво при малой частоте вращения коленчатого вала или глохнет на холостом ходу Неисправности карбюратора Низкий или высокий уровень топлива в поплавковой камере. Низкий уровень – хлопки в карбюраторе, высокий – хлопки в глушителе. На выхлопе
Из книги Броненосец "Наварин" автора Арбузов Владимир ВасильевичДвигатель работает нормально на холостом ходу, но автомобиль разгоняется медленно и с «провалами»; плохая приемистость двигателя Неисправности системы зажигания Не отрегулирован зазор между контактами прерывателя. Отрегулировать угол замкнутого состояния контактов
Из книги Самолеты мира 2000 02 автора Автор неизвестенДвигатель «троит» – не работает один или два цилиндра Неисправности системы зажигания Неустойчивая работа двигателя на малых и средних оборотах. Повышенный расход топлива. Выхлоп дыма синий. Несколько приглушены периодически издаваемые звуки, которые особенно хорошо
Из книги Мир Авиации 1996 02 автора Автор неизвестенПри резком открывании дроссельных заслонок двигатель работает с перебоями Неисправности механизма газораспределения Не отрегулированы зазоры в клапанах. Через каждые 10 тыс. км пробега (для ВАЗ-2108, -2109 через 30 тыс. км) отрегулировать зазоры клапанов. При уменьшенном
Из книги Обслуживаем и ремонтируем Волга ГАЗ-3110 автора Золотницкий Владимир АлексеевичДвигатель неравномерно и неустойчиво работает на средних и больших частотах вращения коленчатого вала Неисправности системы зажигания Разрегулировок зазор контактов прерывателя. Для точной регулировки зазора между контактами измерять не сам зазор, да еще дедовским
Из книги Ракетные двигатели автора Гильзин Карл АлександровичПриложения КАК БЫЛ УСТРОЕН "ПЕТР ВЕЛИКИЙ" 1 . Мореходные и маневренные качестваВесь комплекс проведенных в 1876 году испытаний выявил следующие мореходные качества. Безопасность океанского плавания "Петра Великого" не внушала опасений, а его причисление к классу мониторов
Из книги Воздушно-реактивные двигатели автора Гильзин Карл АлександровичКак был устроен броненосец "Наварин" Корпус броненосца имел наибольшую длину 107 м (длина между перпендикулярами 105,9 м). ширину 20,42, проектную осадку 7,62 м носом и 8,4 кормой и набирался из 93 шпангоутов (шпация 1,2 метра). Шпангоуты обеспечивали продольную прочность и полные
Из книги История электротехники автора Коллектив авторовСу-10 – первый реактивный бомбардировщик ОКБ П.О. Сухого Николай ГОРДЮКОВПосле второй мировой войны началась эпоха реактивной авиации. Очень быстро проходило переоснащение советских и зарубежных ВВС на истребители с турбореактивными двигателями. Однако создание
Из книги автора Из книги автораДвигатель работает неустойчиво при малой частоте вращения коленчатого вала или глохнет на холостом ходу Рис. 9. Регулировочные винты карбюратора: 1 – винт эксплуатационной регулировки (винт количества); 2 – винт состава смеси, (винт качества) с ограничительным
Из книги автораДвигатель работает неустойчиво на всех режимах
Из книги автораКак устроен и работает пороховой ракетный двигатель Основными конструктивными элементами порохового, как и любого другого ракетного двигателя, являются камера сгорания и сопло (фиг. 16).Благодаря тому, что подача пороха, как и вообще всякого твердого топлива, в камеру
Из книги автораТопливо для жидкостно-реактивного двигателя Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД,
Из книги автораГлава пятая Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель На первый взгляд возможность значительного упрощения двигателя при переходе к большим скоростям полета кажется странной, пожалуй, даже невероятной. Вся история авиации до сих пор говорит о противоположном: борьба
Из книги автора6.6.7. ПОЛУПРОВОДНИКОВЫЕ ПРИБОРЫ В ЭЛЕКТРОПРИВОДЕ. СИСТЕМЫ ТИРИСТОРНЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ - ДВИГАТЕЛЬ (ТП - Д) И ИСТОЧНИК ТОКА - ДВИГАТЕЛЬ (ИТ - Д) В послевоенные годы в ведущих лабораториях мира произошел прорыв в области силовой электроники, кардинально изменивший многие