Treibstoff für Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke, die als Teil von Weltraum-Oberstufen und -Stufen von Trägerraketen verwendet werden, enthält Treibstoff auf Basis von Methan und einem Oxidationsmittel, während als Treibstoff ein Gemisch aus Methan und Ethylen mit einem molaren Gehalt an Methan von 5 bis 25 % verwendet wird . Die Verwendung des vorgeschlagenen Treibstoffs bei Trägerraketen mittlerer Klasse mit einer Gesamttreibstoffreserve von 300 Tonnen wird die Masse der Trägerraketenstruktur im Vergleich zur Verwendung von Methan + Sauerstofftreibstoff um ~ 2% reduzieren, was einer Erhöhung entspricht die Masse der zu startenden Nutzlast um ~ 6,5 %. Im Vergleich zur Verwendung von Kerosin + Sauerstoffbrennstoff erhöht sich die Masse der Ausgangsnutzlast um ~ 7,5%.

Der vorgeschlagene Treibstoff ist für den Einsatz in Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken (LRE) vorgesehen, die als Teil von Weltraum-Oberstufen (US) und Trägerraketenstufen (LV) verwendet werden. Ein Analogon dieses Kraftstoffs ist Kerosin + Sauerstoff. Flüssiger Sauerstoff ist derzeit einer der häufigsten Oxidationsmittel in LRE-Brennstoffen. Denn flüssiger Sauerstoff ist eine umweltfreundliche Brennstoffkomponente. Gleichzeitig ist es billig, ungiftig, mäßig entflammbar und bietet ausreichend hohe Energieeigenschaften von Kraftstoffen. Beispielsweise liefert Kerosin + Sauerstoff-Brennstoff bei einem Druck von 70 ata in der Brennkammer und einem geometrischen Düsenausdehnungsverhältnis von 40 einen spezifischen Hohlraumimpuls, der ~ 8 % höher ist als Kerosin + AT-Brennstoff, bei dem Stickstofftetroxid als Oxidationsmittel verwendet wird . Kerosin ist ein Kohlenwasserstoffbrennstoff, bei dem es sich um eine Mischung natürlicher Kohlenwasserstoffe handelt, die bei der Destillation von Öl gewonnen werden. Die Gewinnung von Kerosin aus natürlichem Öl bestimmt seine relative Billigkeit. Darüber hinaus ist Kerosin ein schwach toxischer Stoff der 4. (niedrigsten) Gefahrenklasse, mittelentzündlich und hat eine ziemlich hohe Dichte, was sich positiv auf seine betrieblichen Vorteile auswirkt. Im Allgemeinen ist Kerosin + Sauerstoff ein effizienter Brennstoff mit einer ausreichend hohen Dichte von ~ 1000 kg/m moderne Mittel Ausscheidung. Die Nachteile von Kerosin + Sauerstoff-Kraftstoff sind: relativ großer Unterschied Betriebstemperaturen von Flüssigsauerstoff (~ 90 K) und Kerosin (~ 290 K), was besondere Maßnahmen zum Ausgleich thermischer Spannungen erfordert, die im Oxidator-Lagertank beim Befüllen mit Flüssigsauerstoff auftreten, sowie die Notwendigkeit, Komponenten-Lagertanks einzusetzen mit separaten Böden und erheblicher Wärmedämmung zwischen den Tanks. Dies führt zu einer erheblichen Erhöhung der Masse der Komponentenspeichertanks und zu einer Erhöhung des Volumens, das von den Krin dem Antriebssystem eingenommen wird, was auch die Massenkosten der Kraftstoffspeicherung erhöht. Der Prototyp des vorgeschlagenen Kraftstoffs ist ein Methan-Sauerstoff-Kraftstoff. Methan ist der Hauptbestandteil von Erdgasen, daher wird seine Herstellung schätzungsweise sogar billiger als die von Kerosin. In Bezug auf die Energieeigenschaften ist dieser Kraftstoff Kerosin + Sauerstoff-Kraftstoff überlegen: Bei den oben genannten Drücken in der Brennkammer und dem geometrischen Ausdehnungsgrad der Düse ist der spezifische Impuls des Methan + Sauerstoff-Kraftstoffs ~ 4% höher als der spezifische Impuls des Treibstoffs Kerosin + Sauerstoff. Allerdings hat Methan selbst bei einer Temperatur von 91 K (sein Schmelzpunkt liegt bei 90,66 K) eine geringe Dichte von 455 kg/m 3 , während die Brennstoffdichte von Methan + Sauerstoff nur 830 kg/m beträgt, was das Volumen der Komponentenlagertanks erhöht . Die geringe Dichte von Methan + Sauerstoffbrennstoff und die Unmöglichkeit der Unterkühlung von Sauerstoff bei Verwendung von Brennstoffkomponenten-Lagertanks mit kombiniertem Boden führen dazu, dass für Weltraum-RBs die Zeit einer möglichen Brennstoffspeicherung im erdnahen Weltraum erheblich ist (um 20% im Vergleich zu Kerosin + Sauerstoff) reduziert. Da der Schmelzpunkt von Methan höher ist als der Siedepunkt von Sauerstoff bei einem Druck von 1 atm (d. h. über 90 K), ist die Verwendung von Lagertanks für Kraftstoffkomponenten mit kombiniertem Sumpf, sogar für Sauerstoff, der bei 1 atm (und sogar mehr noch bei Verwendung von unterkühltem Sauerstoff, der bei niedrigerem Druck siedet) ist ohne die Verwendung einer Wärmedämmung zwischen den Tanks nicht möglich. Da der Kraftstofftank außerdem mit kryogenem Methan gefüllt ist, muss er thermisch von externen Wärmezuflüssen isoliert werden, was die Massenkosten der Kraftstoffspeicherung weiter erhöht. All dies führt zu einer erheblichen Zunahme der Masse und der Abmessungen von Methan + Sauerstoff-Kraftstoffspeichern im Vergleich zu Kerosin + Sauerstoff-Kraftstoff, was den Effekt, der durch einen höheren spezifischen Impuls erzielt werden könnte, erheblich und in einigen Fällen sogar auf Null reduziert der Prototyp. Das Ziel der Erfindung besteht darin, die Dichte des Kraftstoffs und folglich die massiven Kosten seiner Lagerung in Kraftstofftanks zu erhöhen. Energieeigenschaften Kraftstoffe verschlechtern sich im Vergleich zum Prototyp nicht. Dies wird durch Verwendung eines Brennstoffs erreicht, der Brennstoff und einen Oxidator enthält, wobei als Brennstoff ein Gemisch aus Methan und Ethylen mit einem molaren Methangehalt von 5 bis 25 % verwendet wird. Bei dem angegebenen Methangehalt liegt die Erstarrungstemperatur eines solchen Kraftstoffs unter 90 K, d.h. bei Verwendung als Oxidationsmittel, beispielsweise siedender flüssiger Sauerstoff, können der Oxidationsmittel- und der Brennstofftank einen gemeinsamen Boden haben, der nicht mit einer Wärmeisolierung bedeckt ist. Darüber hinaus wird der vorgeschlagene Kraftstoff für den angegebenen Bereich des Methan-Ethylen-Molverhältnisses eine Dichte von 900 bis 970 kg/cm³ aufweisen, die die gleiche sein wird wie bei der Verwendung von Kerosin + Sauerstoff-Kraftstoff. Gleichzeitig zeigten die durchgeführten thermodynamischen Berechnungen, dass der spezifische Impuls der Produkte des Ablaufs des vorgeschlagenen Brennstoffs derselbe sein wird wie für den Brennstoff Methan + Sauerstoff. Die Verwendung des vorgeschlagenen Treibstoffs bei einer Trägerrakete mittlerer Klasse mit einer Gesamttreibstoffreserve von 300 Tonnen wird die Masse der Trägerraketenstruktur im Vergleich zur Verwendung von Methan + Sauerstofftreibstoff um ~ 2 % reduzieren, was einer Erhöhung entspricht in der Masse der zu startenden Nutzlast um ~ 6,5 %. Verglichen mit der Verwendung von Kerosin + Sauerstoffbrennstoff erhöht sich die Masse der Ausgangsnutzlast um ~ 7,5%. Methan ist, wie oben erwähnt, der Hauptbestandteil von Erdgasen, und Ethylen ist ein weit verbreiteter Rohstoff für die chemische Industrie (z. B. bei der Herstellung von Polyethylen), sodass die Herstellung von Kraftstoff für einen solchen Kraftstoff nicht erforderlich ist neue Branchen und können in relativ kurzer Zeit bewältigt werden. Die Kosten des vorgeschlagenen Brennstoffs werden als vergleichbar mit den Kosten von Kerosin + Sauerstoff-Brennstoff eingeschätzt. LISTE DER VERWENDETEN LITERATUR 1. Grundlagen der Theorie und Berechnung von Flüssigkeitsraketentriebwerken / in 2 Büchern / hrsg. V. M. Kudryavtseva, Hrsg. 4. Überarbeitung und zusätzlich - M. " Handelshochschule", 1993. - Buch 1, S. 130-134. 2. Paushkin Ya. M. Chemische Zusammensetzung und Eigenschaften von Düsentreibstoffen. - M. Verlag der Akademie der Wissenschaften der UdSSR, 1958. - 376 S. 3 G. B. Sinyarev, Liquid Raketentriebwerke. - M. Staatsverlag der Verteidigungsindustrie. 1955. -488 S., mit Abb. S. 159 - 161. 4. Nachschlagewerk zu den physikalischen und technischen Grundlagen der Kryotechnik. /M.P.Malkov.- 3. Aufl., überarbeitet. und zusätzlich - M.: Energoatomizdat, 1985, -432 S., mit Abb. S.217. 5. Handbuch zur Trennung von Gasgemischen durch Tiefkühlung. /UND. I. Gelperin. - 2. Aufl., überarbeitet. - M. Staatlicher wissenschaftlich-technischer Verlag für chemische Literatur, 1963. - 512 S., mit Abb. S.232. 6. Thermodynamische und thermophysikalische Eigenschaften von Verbrennungsprodukten / in 3 Bänden / ed. V.P. Glushko, - M. All-Union Institut für wissenschaftliche und technische Information. 1968, Bd. 2, S. 177-308.

Beanspruchen

Treibstoff für flüssige Raketentriebwerke enthaltend Treibstoff auf Basis von Methan und einem Oxidationsmittel, dadurch gekennzeichnet, dass als Treibstoff ein Gemisch aus Methan und Ethylen mit einem molaren Methangehalt von 5 bis 25 % verwendet wird.

Ähnliche Patente:

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betreiben des Motors Flugzeug nach dem Strahlantriebsprinzip arbeiten

Die Erfindung bezieht sich auf die Raketen- und Weltraumtechnologie und betrifft die Konstruktion von Flüssigraketentriebwerken (LPRE), die mit kryogenem Brennstoff betrieben werden, insbesondere von Triebwerken von Raketenblöcken und Raumfahrzeugen, die kryogenen Oxidator, flüssigen Sauerstoff und Kohlenwasserstoffbrennstoff als Brennstoffkomponenten verwenden

Bis heute sind Raketen verschiedener Klassen zu einer der Hauptwaffen verschiedener Klassen geworden, einschließlich ihrer eigenen Art von Truppen - strategische Raketentruppen, und die einzige Möglichkeit, die Nutzlast und die Menschheit in den Weltraum zu bringen.

Einer der meisten komplexe Elemente Raketen war und bleibt ein Raketentriebwerk. Vor mehr als zweitausend Jahren tauchten Raketen und Motoren auf heute, entwickelt, Perfektion erreicht, und in Bezug auf Motoren können wir sagen, dass die theoretische Grenze.

Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk RD-0124

Historisch gesehen verwendeten die ersten Raketen einen einfachen Treibsatz. In der modernen Terminologie ist es ein Feststoffraketentriebwerk (RDTT). Während ihrer Entwicklung erhielten solche Motoren neue Kraftstoffe, Gehäuse aus neuen Materialien, gesteuerte Düsen verschiedener Konfigurationen, während die Einfachheit des Designs und die hohe Zuverlässigkeit beibehalten wurden, was die weit verbreitete Verwendung dieses Motorentyps in der Militärtechnologie vorbestimmt. Der Hauptvorteil solcher Motoren ist die ständige Einsatzbereitschaft und die Minimierung der Betriebs- und Vorbereitungszeit vor dem Start. Gleichzeitig muss man solche Mängel von Feststoffraketenmotoren in Kauf nehmen, wie die Komplexität der Organisation von Triebwerksabschaltung, wiederholtem Einschalten und Traktionskontrolle.

Die Hauptparameter von Feststoffraketentriebwerken werden durch den darin verwendeten Treibstoff, die Fähigkeit zur Steuerung des Schubvektors sowie das Rumpfdesign bestimmt. Es ist auch erwähnenswert, dass die Betrachtung von Feststoffmotoren isoliert von Raketen bedeutungslos ist, da die Brennkammer des Motors auch ein Kraftstofftank ist und in die Konstruktion der Rakete einbezogen wird.

Wenn wir über den Vergleich von Festtreibstoff-Raketentriebwerken inländischer und westlicher sprechen, ist anzumerken, dass im Westen feste Mischbrennstoffe mit höherer Energie verwendet werden, wodurch Motoren mit einem großen spezifischen Impuls hergestellt werden können. Insbesondere nimmt das Verhältnis des vom Motor entwickelten Maximums zur Kraftstoffmasse zu. Auf diese Weise können Sie die Startmassen von Raketen reduzieren. Dies macht sich besonders bemerkbar, wenn man die Eigenschaften ballistischer Flugkörper betrachtet.

Die ersten Kampf-ICBMs mit Feststoffraketentriebwerken erschienen in den USA in den 60er Jahren (Polaris und Minuteman), in der UdSSR jedoch erst in den 80er Jahren (Topol und R-39).

Da bei solchen Flugkörpern die Hauptstartmasse die Treibstoffzufuhr ist, kann man im Vergleich mit der Startreichweite die Wirksamkeit der eingesetzten Feststoffraketenmotoren beurteilen.

Für die moderne amerikanische Minuteman-3 ICBM betragen das Startgewicht und die Startreichweite 35.400 kg und 11.000-13.000 km. Für die russische Rakete RS-24 "Yars" - 46500 - 47200 kg und 11000 km. Mit einem Wurfgewicht beider Raketen in der Größenordnung von 1200 kg hat die amerikanische Rakete einen klaren Vorteil in Sachen Triebwerk. Auch in leichteren Klassen von Feststoffraketentriebwerken, einschließlich Flugzeugraketen, verwenden Amerikaner häufiger eine Schubvektorsteuerung unter Verwendung einer ablenkbaren Düse. In unserem Fall sind dies Spoiler in einem Gasjet. Letztere reduzieren den Wirkungsgrad des Motors um 5%, die abgelenkte Düse um 2-3%.

Andererseits haben russische Chemiker eine Trockenmischung für Feststoffraketentriebwerke entwickelt, deren Reste ausgehöhlt werden können. Ein Motor mit solchem ​​Treibstoff wird in den Igla-S MANPADS verwendet, wo dieser Effekt verwendet wird, um die Wirkung von Sprengköpfen zu verstärken. Gleichzeitig sie Amerikanisches Gegenstück"Stinger" entwickelt aufgrund des schnellsten Ausbrennens des Kraftstoffs in der aktiven Phase des Fluges eine hohe Geschwindigkeit, deren Dauer viel geringer ist.

Eine weitere militärische Anwendung von Festtreibstoff-Raketentriebwerken sind weiche Landetriebwerke auf Landeplattformen. Derzeit werden nur in Russland Landeplattformen weiter entwickelt, die das Abwerfen gepanzerter Fahrzeuge mit Besatzungen ermöglichen. Eines der Merkmale solcher Systeme ist die Verwendung von bremsenden Feststoffraketenmotoren. Diese Technologie ist der Raumfahrtindustrie entlehnt, wo solche Motoren für sanfte Landungen von Landefahrzeugen verwendet werden.

Im friedlichen Weltraum sind Feststoffraketentriebwerke als Kraftwerke für die oberen Stufen von Trägerraketen und Startverstärkern, oberen Stufen von Raumfahrzeugen sowie Triebwerke für sanfte Landungen weit verbreitet. Bis heute wurde einer der leistungsstärksten Feststoffraketenwerfer für die europäische Trägerrakete Arian geschaffen.

Auch im Westen haben sich Feststoffraketentriebwerke als Trägerraketen der leichten Klasse, wie die europäische Vega, weit verbreitet.

Russland behält seine Priorität beim Bau von Abstiegsraumfahrzeugen, die mit Feststoffraketentriebwerken für weiche Landungen ausgestattet sind. Heute das Landefahrzeug des Sojus-Raumschiffs.

Feststoffraketentriebwerke werden auch verwendet, um Raumfahrzeugbesatzungen vor dem Start zu retten. Schleudersitze auch in der Luftfahrt. Sie sind mit Feststoffraketentriebwerken ausgestattet, und der russische Rettungskomplex mit dem K-36-Sitz gilt heute als der beste der Welt.

Aber weiter oberen Stufen Feststoffraketentriebwerke für Raumfahrzeuge werden nur in den USA und Europa verwendet. Die Verwendung von Feststoffraketentriebwerken in den oberen Stufen ziviler Trägerraketen in Russland ist typisch für umgebaute Trägerraketen, die auf der Basis von Interkontinentalraketen hergestellt wurden.

Es ist auch erwähnenswert, dass die NASA die Technologie von wiederverwendbaren Turbofan-Triebwerken ausgearbeitet hat, die nach dem Ausbrennen des Treibstoffs betankt und wiederverwendet werden könnten. Wir sprechen von Startverstärkern des Space Shuttles, und obwohl diese Möglichkeit nie genutzt wurde, spricht ihre bloße Existenz für eine reiche gesammelte Erfahrung in der Konstruktion und im Betrieb leistungsstarker Turbofan-Triebwerke. Der Rückstand Russlands auf dem Gebiet der Herstellung von Hochschub-Feststoffraketentriebwerken für Raumfahrzeuge, der hauptsächlich auf den Mangel an Entwicklungen auf dem Gebiet des Hochenergie-Festbrennstoffs zurückzuführen ist, wird durch die historische Betonung von Flüverursacht , als leistungsstärker und mit größerer Kraftstoffeffizienz. So beträgt die Garantielagerzeit für inländische feste und gemischte Brennstoffe bisher 10-15 Jahre, während in den Vereinigten Staaten die Lagerzeit für Feststoffraketen von 15-25 Jahren erreicht wurde. Auf dem Gebiet der Mikro- und Mini-Feststoffraketentriebwerke für den Einsatz in Systemen verschiedener militärischer und ziviler Zwecke kann Russland mit Weltstandards konkurrieren und verfügt in einigen Anwendungsbereichen über einzigartige Technologien.

In Bezug auf Technologien für die Herstellung von Gehäusen ist es derzeit unmöglich, die eindeutige Priorität von irgendjemandem herauszugreifen. Verschiedene Methoden werden angewendet, je nachdem, mit welcher Rakete das erstellte Feststoffraketentriebwerk verknüpft werden soll. Es sei nur darauf hingewiesen, dass Motorgehäuse aufgrund der höheren Energie amerikanischer Mischkraftstoffe für mehr ausgelegt sind hohe Temperatur Verbrennung.

Viel später erschienen Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke (LRE) haben in kürzerer Zeit ihres Bestehens die höchstmögliche technische Perfektion erreicht. Die Möglichkeit des wiederholten Einschaltens und die stufenlose Steuerung des Schubs bestimmten den Einsatz solcher Motoren Weltraumraketen Träger und Geräte. In der UdSSR wurden bedeutende Entwicklungen auf dem Gebiet der Entwicklung von Motoren für Kampfsysteme erzielt. Insbesondere LRE-Raketen sind trotz der inhärenten Mängel dieses Typs immer noch als Teil der Strategic Missile Forces im Einsatz. Zu den Nachteilen gehören vor allem die Komplexität der Lagerung und des Betriebs einer betankten Rakete, die Komplexität der Betankung selbst. Trotzdem gelang es den sowjetischen Ingenieuren, Technologien für Ampullenkraftstofftanks zu entwickeln, die die Erhaltung hochsiedender Kraftstoffkomponenten in ihnen für bis zu 25 Jahre gewährleisten, wodurch die leistungsstärksten ICBMs der Welt geschaffen wurden. Heute, da sie aus dem Kampfdienst zurückgezogen werden, werden diese ICBMs verwendet, um Nutzlasten in den Weltraum zu bringen, einschließlich ziviler. Daher werden wir sie zusammen mit anderen zivilen Trägerraketen betrachten.

Moderne Raketentriebwerke lassen sich nach verschiedenen Kriterien in mehrere Klassen einteilen. Darunter ist die Methode der Kraftstoffversorgung der Brennkammer (Turbopumpe geschlossen und offener Typ, Hubraum), die Anzahl der Motorbrennräume (Ein- und Mehrkammer) und vor allem die Kraftstoffkomponenten.

Es sollte gesagt werden, dass die Wahl des Kraftstoffs für den Motor eine Eingabe für die Konstruktion eines Motors ist, da die Art des Kraftstoffs und des Oxidationsmittels in größerem Maße durch das Design und die Parameter der Rakete bestimmt wird.

Da die meisten modernen LRE-Raketen ausschließlich zum Starten von Raumfahrzeugen verwendet werden, ist es möglich, langwierige Vorbereitungen vor dem Start durchzuführen. Dadurch ist es möglich, in ihnen niedrigsiedende Kraftstoffkomponenten zu verwenden – also solche, deren Siedepunkt deutlich unter Null liegt. Dazu gehören zum einen flüssiger Sauerstoff als Oxidationsmittel und flüssiger Wasserstoff als Brennstoff. Der stärkste Sauerstoff-Wasserstoff-Motor bleibt Amerikanischer Motor RS-25, erstellt im Rahmen des Programms des wiederverwendbaren Transportraumfahrzeugs. Das heißt, dass es nicht nur das stärkste Triebwerk für die angegebenen Kraftstoffkomponenten ist, sondern auch 55 Flugzyklen (mit einer obligatorischen Überholung nach jedem Flug). Der Motor ist nach dem Schema mit Generatorgasnachverbrennung (geschlossener Kreislauf) aufgebaut. Der Schub dieses Raketentriebwerks betrug 222 Tonnen im Vakuum und 184 auf Meereshöhe.

Sein Analogon in der UdSSR war der Motor für die zweite Stufe der Trägerrakete Energia - RD-0120, jedoch mit etwas schlechteren Parametern, trotz des höheren Gasdrucks in der Brennkammer (216 Atmosphären gegenüber 192), während seine Masse höher war. und der Schub war weniger.

Moderne Sauerstoff-Wasserstoff-Motoren wie der "Volcano" der europäischen Trägerrakete "Arian" werden mit einem offenen Gasgeneratorzyklus (Entladung von Gasgeneratorgas) hergestellt und haben daher schlechtere Parameter.

Ein weiteres Brennstoffpaar - niedrigsiedender Sauerstoff als Oxidationsmittel und hochsiedendes Kerosin - wird im stärksten Raketentriebwerk RD-170 verwendet. Das nach einem Vierkammer-Schema gebaute Triebwerk (eine Turbopumpeneinheit versorgt 4 Brennkammern mit Kraftstoff) mit geschlossenem Kreislauf liefert einen Schub von 806 Tonnen im Vakuum, während es für 10 Flugzyklen ausgelegt ist. Der Motor wurde für die erste Stufe der Trägerrakete Energia (Trägerraketen) entwickelt. Heute wird seine Version des RD-171, die eine gasdynamische Steuerung in allen drei Achsen (RD-170 in nur zwei) bietet, in der Zenit-Trägerrakete verwendet, die in Wirklichkeit ein unabhängiger Startverstärker der Energia-Startrakete ist Fahrzeug. Die Skalierung des Motors ermöglichte die Herstellung eines Zweikammer-RD-180 und eines Einkammer-RD-191 für die amerikanische Trägerrakete Atlas bzw. die russische Angara.

Die bisher leistungsstärkste Trägerrakete ist die russische Proton-M, die mit einem hochsiedenden Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk RD-275 (erste Stufe) und RD-0210 (zweite Stufe) ausgestattet ist. Die Verwendung hochsiedender Komponenten weist teilweise auf die militärische Vergangenheit dieser Trägerrakete hin.

RD-275 wird nach einem Einkammerschema, einem geschlossenen Kreislauf, hergestellt. Kraftstoffkomponenten - Heptyl und Oxidationsmittel - N2O4, sind hochgiftig. Schub ins Leere - 187 Tonnen. Anscheinend ist dies der Höhepunkt der Entwicklung von Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken auf hochsiedenden Komponenten, da ungiftige Sauerstoff-Kerosin- oder Sauerstoff-Wasserstoff-Triebwerke in vielversprechenden Trägerraketen und Feststoff-Raketentriebwerke eingesetzt werden Kampf gegen ballistische Flugkörper, einschließlich Interkontinentalraketen.

Der Ort, an dem die Möglichkeit und Perspektiven des Einsatzes von LRE auf toxische Komponenten verbleiben, ist Weltraum. Das heißt, der Einsatz solcher Raketentriebwerke ist auf Oberstufen möglich. Auf dem russischen RB „Breeze-M“ ist also der C5.98M-Motor installiert, der mit denselben Komponenten wie der RD-275 arbeitet.

Im Allgemeinen ist anzumerken, dass russische Raketentriebwerke mit flüssigem Treibstoff heute sowohl in Bezug auf die Höhe der Ausgangslast als auch in Bezug auf die Verteilung auf die Trägerraketen verschiedener Staaten auf dem Weltmarkt führend sind.

Gleichzeitig wird weiter an der Entwicklung neuer Triebwerkstypen gearbeitet, wie z. B. Dreikomponenten-Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke, die eine universelle Anwendung in der Atmosphäre und darüber hinaus ermöglichen. Da die geschaffenen Motoren die Grenze der technischen Perfektion erreicht haben, wird es sehr schwierig sein, sie zu übertreffen, und unter Berücksichtigung der dafür erforderlichen finanziellen Kosten ist es völlig sinnlos. Damit haben wir die weltbeste Designschule auf diesem Gebiet, die einzige Frage ist die ausreichende Finanzierung für deren Erhalt und Entwicklung.

Khudzitsky Michail, Konstrukteur von Leitsystemen

Wie ein Flüssigtreibstoffmotor funktioniert und funktioniert

Flüssigtreibstoffmotoren werden derzeit als Antriebe für schwere Raketengeschosse verwendet. Luftverteidigung, Langstrecken- und Stratosphärenraketen, Raketenflugzeuge, Raketenluftbomben, Lufttorpedos usw. Manchmal werden Raketentriebwerke auch als Starttriebwerke verwendet, um den Start von Flugzeugen zu erleichtern.

Unter Berücksichtigung des Hauptzwecks von LRE werden wir uns mit ihrer Konstruktion und ihrem Betrieb am Beispiel von zwei Triebwerken vertraut machen: eines für eine Langstrecken- oder Stratosphärenrakete, das andere für ein Raketenflugzeug. Diese speziellen Motoren sind keineswegs typisch und in ihren Daten natürlich den neuesten Motoren dieses Typs unterlegen, aber sie sind in vielerlei Hinsicht dennoch charakteristisch und geben eine ziemlich klare Vorstellung vom modernen Flüssigtreibstoff Motor.

LRE für Langstrecken- oder Stratosphärenrakete

Raketen dieses Typs wurden entweder als superschweres Langstreckengeschoss oder zur Erforschung der Stratosphäre eingesetzt. Zu militärischen Zwecken wurden sie 1944 von den Deutschen zur Bombardierung Londons eingesetzt. Diese Raketen hatten etwa eine Tonne Sprengstoff und eine Flugreichweite von etwa 300 km. Bei der Erkundung der Stratosphäre trägt der Raketenkopf anstelle von Sprengstoff verschiedene Forschungsgeräte und verfügt normalerweise über eine Vorrichtung zur Trennung von der Rakete und zum Fallschirmabstieg. Raketenhubhöhe 150–180 km.

Das Aussehen einer solchen Rakete ist in Abb. 26 und sein Schnitt in Abb. 27. Die neben der Rakete stehenden Menschenfiguren lassen die beeindruckende Größe der Rakete erahnen: Ihre Gesamtlänge beträgt 14 m, Durchmesser etwa 1,7 m, und Gefieder etwa 3,6 m Das Gewicht einer mit Sprengstoff ausgerüsteten Rakete beträgt 12,5 Tonnen.

Feige. 26. Vorbereitung zum Start einer Stratosphären-Rakete.

Die Rakete wird von einem Flüssigtreibstoffmotor angetrieben, der sich an ihrem Heck befindet. Die Gesamtansicht des Motors ist in Abb. 28. Der Motor wird mit Zweikomponentenkraftstoff betrieben - gewöhnlicher Wein (Ethyl) Alkohol 75%ig und flüssiger Sauerstoff, die in zwei separaten großen Tanks gelagert werden, wie in Abb. 27. Der Treibstoffvorrat der Rakete beträgt etwa 9 Tonnen, was fast 3/4 des Gesamtgewichts der Rakete ausmacht, und volumenmäßig machen die Treibstofftanks den größten Teil des Gesamtvolumens der Rakete aus. Trotz einer so großen Kraftstoffmenge reicht es nur für 1 Minute Motorbetrieb, da der Motor mehr als 125 verbraucht kg Kraftstoff pro Sekunde.

Feige. 27. Ein Abschnitt einer Langstreckenrakete.

Die Menge beider Brennstoffkomponenten, Alkohol und Sauerstoff, ist so bemessen, dass sie gleichzeitig ausbrennen. Da für die Verbrennung 1 kg Alkohol verbraucht in diesem Fall etwa 1,3 kg Sauerstoff, der Kraftstofftank fasst etwa 3,8 Tonnen Alkohol und der Oxidationsmitteltank fasst etwa 5 Tonnen flüssigen Sauerstoff. So würde selbst bei Alkohol, der deutlich weniger Sauerstoff zur Verbrennung benötigt als Benzin oder Kerosin, die Befüllung beider Tanks mit reinem Kraftstoff (Alkohol) mit Luftsauerstoff die Laufzeit des Motors um das Zwei- bis Dreifache verlängern. Hier kommt die Notwendigkeit ins Spiel, ein Oxidationsmittel an Bord einer Rakete zu haben.

Feige. 28. Raketentriebwerk.

Unwillkürlich stellt sich die Frage: Wie legt eine Rakete eine Strecke von 300 km zurück, wenn der Motor nur 1 Minute läuft? Dies wird in Abb. 33, die die Flugbahn der Rakete sowie die Geschwindigkeitsänderung entlang der Flugbahn zeigt.

Der Start der Rakete erfolgt, nachdem sie mit einem leichten Werfer in eine vertikale Position gebracht wurde, wie in Abb. 26. Nach dem Start steigt die Rakete zunächst fast senkrecht auf und nach 10–12 Sekunden Flug beginnt sie von der Vertikalen abzuweichen und bewegt sich unter der Wirkung von Rudern, die von Gyroskopen gesteuert werden, entlang einer Flugbahn in der Nähe eines Kreisbogens . Ein solcher Flug dauert die ganze Zeit bei laufendem Motor, also etwa 60 Sekunden.

Wenn die Geschwindigkeit erreicht errechneter Wert, Steuergeräte schalten den Motor ab; Zu diesem Zeitpunkt ist fast kein Treibstoff mehr in den Raketentanks. Die Höhe der Rakete am Ende des Motors beträgt 35–37 km, und die Achse der Rakete bildet mit dem Horizont einen Winkel von 45° (Punkt A in Abb. 29 entspricht dieser Position der Rakete).

Feige. 29. Die Flugbahn einer Langstreckenrakete.

Diese Anhebung bietet im anschließenden Flug beim Ausrollen des Flugkörpers, ähnlich wie bei maximaler Reichweite Artillerie-Granate, die aus der Waffe fliegen würden, deren abgesägter Lauf sich in einer Höhe von 35–37 befindet km. Die Flugbahn des weiteren Fluges ist in der Nähe einer Parabel, und Gesamtzeit Flug dauert etwa 5 Minuten. Die maximale Höhe, die die Rakete in diesem Fall erreicht, beträgt 95-100 km, Stratosphärenraketen erreichen viel höhere Höhen, mehr als 150 km. Auf Fotos, die aus dieser Höhe von einem auf einer Rakete montierten Gerät aufgenommen wurden, ist die Sphärizität der Erde bereits deutlich zu erkennen.

Es ist interessant zu sehen, wie sich die Fluggeschwindigkeit entlang der Flugbahn ändert. Zum Zeitpunkt des Abstellens des Motors, d.h. nach 60 Sekunden Flug, erreicht die Fluggeschwindigkeit der größte Wert und entspricht ungefähr 5500 km/h, also 1525 Frau. In diesem Moment wird auch die Motorleistung am größten und erreicht für einige Raketen fast 600.000 l. Mit.! Außerdem nimmt die Geschwindigkeit der Rakete unter dem Einfluss der Schwerkraft ab, und nachdem sie den höchsten Punkt der Flugbahn erreicht hat, beginnt sie aus demselben Grund wieder zu wachsen, bis die Rakete in die dichten Schichten der Atmosphäre eintritt. Während des gesamten Fluges, mit Ausnahme des allerersten Abschnitts - Beschleunigung, übersteigt die Raketengeschwindigkeit die Schallgeschwindigkeit erheblich, die Durchschnittsgeschwindigkeit entlang der gesamten Flugbahn beträgt ungefähr 3500 km/h und selbst auf den Boden fällt die Rakete mit einer zweieinhalbfachen Schallgeschwindigkeit und gleich 3000 km/h. Das bedeutet, dass das kraftvolle Geräusch des Fluges der Rakete erst nach dem Absturz zu hören ist. Hier wird es nicht mehr möglich sein, den Anflug einer Rakete mit Hilfe von Tonaufnehmern, wie sie sonst in der Luftfahrt oder der Marine verwendet werden, zu erfassen, sondern ganz andere Methoden. Solche Verfahren basieren auf der Verwendung von Funkwellen anstelle von Schall. Schließlich breitet sich eine Funkwelle mit Lichtgeschwindigkeit aus – der höchstmöglichen Geschwindigkeit auf der Erde. Diese Geschwindigkeit von 300.000 km/sec ist natürlich mehr als ausreichend, um den Anflug der schnellsten Rakete zu markieren.

Ein weiteres Problem hängt mit der hohen Geschwindigkeit des Raketenflugs zusammen. Tatsache ist, dass bei hohen Fluggeschwindigkeiten in der Atmosphäre durch Bremsen und Komprimieren der Luft, die auf der Rakete läuft, die Temperatur ihres Körpers stark ansteigt. Die Berechnung zeigt, dass die Temperatur der Wände der oben beschriebenen Rakete 1000–1100 °C erreichen sollte. Tests haben jedoch gezeigt, dass diese Temperatur in Wirklichkeit aufgrund der Abkühlung der Wände durch Wärmeleitung und Strahlung viel niedriger ist, aber dennoch 600–700 ° C erreicht, d. H. Die Rakete erhitzt sich auf Rotglut. Wenn die Fluggeschwindigkeit der Rakete zunimmt, steigt die Temperatur ihrer Wände schnell an und kann zu einem ernsthaften Hindernis für eine weitere Erhöhung der Fluggeschwindigkeit werden. Denken Sie daran, dass Meteoriten (Himmelssteine) mit einer enormen Geschwindigkeit von bis zu 100 platzen km/s, innerhalb Erdatmosphäre, in der Regel "ausbrennen", und was wir für einen fallenden Meteoriten ("Sternschnuppe") halten, ist in Wirklichkeit nur ein Klumpen aus heißen Gasen und Luft, der durch die Bewegung eines Meteoriten mit hoher Geschwindigkeit entsteht Atmosphäre. Flüge mit sehr hohen Geschwindigkeiten sind daher nur in den oberen Schichten der Atmosphäre, wo die Luft verdünnt ist, oder außerhalb möglich. Je näher am Boden, desto geringer die zulässigen Fluggeschwindigkeiten.

Feige. 30. Schema des Raketentriebwerks.

Das Diagramm des Raketentriebwerks ist in Abb. 30. Bemerkenswert ist die relative Einfachheit dieses Schemas im Vergleich zu herkömmlichen Kolbenflugmotoren; besonders charakteristisch für LRE fast völlige Abwesenheit im Stromkreis der beweglichen Teile des Motors. Die Hauptelemente des Motors sind eine Brennkammer, eine Strahldüse, ein Dampfgenerator und eine Turbopumpeneinheit für die Kraftstoffversorgung und ein Steuersystem.

Die Kraftstoffverbrennung erfolgt in der Brennkammer, d. h. die Umwandlung der chemischen Energie des Kraftstoffs in Wärmeenergie, und in der Düse wird die Wärmeenergie der Verbrennungsprodukte in die Hochgeschwindigkeitsenergie des ausströmenden Gasstrahls umgewandelt Motor in die Atmosphäre. Wie sich der Zustand von Gasen während ihrer Strömung im Motor ändert, ist in Abb. 31.

Der Druck in der Brennkammer beträgt 20–21 an einer, und die Temperatur erreicht 2.700 °C. Charakteristisch für die Brennkammer ist eine enorme Wärmemenge, die bei der Verbrennung pro Zeiteinheit in ihr freigesetzt wird, oder, wie man sagt, die Wärmedichte der Kammer. In dieser Hinsicht ist die LRE-Brennkammer allen anderen im Stand der Technik bekannten Verbrennungsvorrichtungen (Kesselöfen, Motorzylinder) deutlich überlegen. Verbrennungs und andere). In diesem Fall reicht die pro Sekunde im Brennraum des Motors freigesetzte Wärmemenge aus, um mehr als 1,5 Tonnen Eiswasser zum Kochen zu bringen! Damit der Brennraum mit z große Zahl Die darin freigesetzte Wärme ist nicht ausgefallen, es ist notwendig, seine Wände sowie die Wände der Düse intensiv zu kühlen. Zu diesem Zweck, wie in FIG. 30, die Brennkammer und die Düse werden durch Kraftstoff gekühlt - Alkohol, der zuerst ihre Wände wäscht und erst dann erhitzt in die Brennkammer eintritt. Dieses von Tsiolkovsky vorgeschlagene Kühlsystem ist auch vorteilhaft, da die von den Wänden abgeführte Wärme nicht verloren geht und wieder in die Kammer zurückkehrt (deshalb wird ein solches Kühlsystem manchmal als regenerativ bezeichnet). Es reicht jedoch nicht aus, nur die Motorwände von außen zu kühlen, und es wird gleichzeitig eine Kühlung ihrer Innenfläche angewendet, um die Temperatur der Wände zu senken. Zu diesem Zweck sind die Wände an mehreren Stellen mit kleinen Löchern versehen, die sich in mehreren Ringbändern befinden, so dass durch diese Löcher Alkohol in die Kammer und Düse eintritt (etwa 1/10 seines Gesamtverbrauchs). Der kalte Film dieses Alkohols, der an den Wänden fließt und verdunstet, schützt sie vor direktem Kontakt mit der Flamme des Brenners und senkt dadurch die Temperatur der Wände. Trotz der Tatsache, dass die Temperatur der aus dem Inneren der Wände ausströmenden Gase 2500 °C übersteigt, übersteigt die Temperatur der Innenfläche der Wände, wie Tests gezeigt haben, 1000 °C nicht.

Feige. 31. Zustandsänderung der Gase im Motor.

Brennstoff wird der Brennkammer durch 18 Vorkammerbrenner zugeführt, die sich an ihrer Stirnwand befinden. Sauerstoff tritt durch die zentralen Düsen in die Vorkammern ein und Alkohol verlässt den Kühlmantel durch einen Ring kleiner Düsen um jede Vorkammer herum. Dies sorgt für eine ausreichend gute Durchmischung des Brennstoffes, die für die Durchführung einer vollständigen Verbrennung zum einen sehr notwendig ist eine kurze Zeit während sich der Kraftstoff im Brennraum befindet (Hundertstelsekunde).

Die Strahldüse des Motors besteht aus Stahl. Seine Form, wie man deutlich in Abb. 30 und 31, ist zunächst ein sich verengendes und dann sich erweiterndes Rohr (die sogenannte Laval-Düse). Wie bereits erwähnt, haben Düsen und Pulverraketentriebwerke die gleiche Form. Was erklärt diese Form der Düse? Wie Sie wissen, besteht die Aufgabe der Düse darin, für die vollständige Expansion des Gases zu sorgen, um die höchste Austrittsgeschwindigkeit zu erreichen. Um die Geschwindigkeit des Gasflusses durch ein Rohr zu erhöhen, muss sein Querschnitt zunächst allmählich abnehmen, was auch beim Fluss von Flüssigkeiten (z. B. Wasser) der Fall ist. Die Geschwindigkeit des Gases wird jedoch nur so lange zunehmen, bis sie gleich der Schallgeschwindigkeit im Gas wird. Eine weitere Geschwindigkeitssteigerung ist im Gegensatz zu einer Flüssigkeit erst durch die Ausdehnung des Rohres möglich; Dieser Unterschied zwischen Gasfluss und Flüssigkeitsfluss ist darauf zurückzuführen, dass die Flüssigkeit nicht komprimierbar ist und das Volumen des Gases während der Expansion stark zunimmt. Im Hals der Düse, also an ihrer engsten Stelle, ist die Gasströmungsgeschwindigkeit immer gleich der Schallgeschwindigkeit im Gas, in unserem Fall etwa 1000 Frau. Die Ausströmgeschwindigkeit, also die Geschwindigkeit im Austrittsbereich der Düse, beträgt 2100–2200 Frau(der spezifische Schub beträgt also etwa 220 kg sek/kg).

Die Kraftstoffzufuhr aus den Tanks in den Brennraum des Motors erfolgt unter Druck mittels Pumpen, die von einer Turbine angetrieben und mit ihr zu einer einzigen Turbopumpeneinheit zusammengefasst werden, wie in Abb. 30. Bei einigen Motoren erfolgt die Kraftstoffversorgung unter Druck, der in verschlossenen Kraftstofftanks mit einer Art Inertgas erzeugt wird - beispielsweise Stickstoff, der unter hohem Druck in speziellen Zylindern gespeichert wird. Ein solches Versorgungssystem ist einfacher als ein Pumpsystem, erweist sich jedoch bei ausreichend großer Motorleistung als schwerer. Aber selbst wenn Kraftstoff in den Motor gepumpt wird, den wir beschreiben, stehen die Tanks, sowohl Sauerstoff als auch Alkohol, unter einem gewissen Überdruck von innen, um den Betrieb der Pumpen zu erleichtern und die Tanks vor dem Kollabieren zu schützen. Dieser Druck (1,2–1,5 an einer) entsteht im Alkoholtank mit Luft oder Stickstoff, im Sauerstofftank - mit Dämpfen von verdampfendem Sauerstoff.

Beide Pumpen sind Kreiselpumpen. Die Turbine, die die Pumpen antreibt, wird mit einem Dampf-Gas-Gemisch betrieben, das bei der Zersetzung von Wasserstoffperoxid in einem speziellen Dampf-Gas-Generator entsteht. Natriumpermanganat, ein Katalysator, der die Zersetzung von Wasserstoffperoxid beschleunigt, wird diesem Dampf- und Gasgenerator aus einem speziellen Tank zugeführt. Beim Start einer Rakete tritt Wasserstoffperoxid unter Stickstoffdruck in den Dampfgasgenerator ein, in dem eine heftige Reaktion der Peroxidzersetzung mit der Freisetzung von Wasserdampf und gasförmigem Sauerstoff beginnt (dies ist die sogenannte "kalte Reaktion". manchmal verwendet, um Schub zu erzeugen, insbesondere in Startraketentriebwerken). Dampf-Gas-Gemisch mit einer Temperatur von etwa 400 °C und einem Druck über 20 an einer, tritt in das Turbinenrad ein und wird dann in die Atmosphäre freigesetzt. Die Leistung der Turbine wird vollständig für den Antrieb der beiden Kraftstoffpumpen aufgewendet. Diese Leistung ist schon gar nicht so klein – bei 4000 U/min des Turbinenrades erreicht sie fast 500 l. Mit.

Da ein Gemisch aus Sauerstoff und Alkohol kein selbstzersetzlicher Brennstoff ist, muss eine Art Zündsystem vorgesehen werden, um die Verbrennung zu starten. Im Motor erfolgt die Zündung mit einer speziellen Sicherung, die eine Flammenfackel bildet. Zu diesem Zweck wurde normalerweise ein pyrotechnischer Zünder (ein fester Zünder wie Schießpulver) verwendet, und ein flüssiger Zünder wurde seltener verwendet.

Der Raketenstart wird wie folgt durchgeführt. Wenn die Zündfackel gezündet wird, werden die Hauptventile geöffnet, durch die Alkohol und Sauerstoff durch die Schwerkraft aus den Tanks in die Brennkammer gelangen. Alle Ventile im Motor werden durch komprimierten Stickstoff gesteuert, der auf der Rakete in einer Zylinderbatterie gespeichert ist hoher Druck. Wenn die Verbrennung des Brennstoffs beginnt, schaltet ein entfernter Beobachter über einen elektrischen Kontakt die Zufuhr von Wasserstoffperoxid zum Dampf- und Gasgenerator ein. Die Turbine beginnt zu arbeiten, die die Pumpen antreibt, die den Brennraum mit Alkohol und Sauerstoff versorgen. Der Schub wächst und wenn er das Gewicht der Rakete übersteigt (12-13 Tonnen), hebt die Rakete ab. Vom Entzünden der Zündflamme bis zur Entfaltung der vollen Schubkraft des Triebwerks vergehen nur 7-10 Sekunden.

Beim Starten ist es sehr wichtig, eine strikte Reihenfolge des Eintritts beider Kraftstoffkomponenten in die Brennkammer sicherzustellen. Dies ist eine der wichtigen Aufgaben der Motorsteuerung und -regelung. Akkumuliert sich eine der Komponenten im Brennraum (weil die Ansaugung der anderen verzögert ist), dann folgt meist eine Explosion, bei der häufig der Motor ausfällt. Dies ist neben zufälligen Verbrennungsunterbrechungen eine der häufigsten Unfallursachen bei LRE-Tests.

Bemerkenswert ist das vernachlässigbare Gewicht des Motors im Vergleich zum Schub, den er entwickelt. Wenn das Motorgewicht weniger als 1000 beträgt kg Schub ist 25 Tonnen, also spezifisches Gewicht Motor, d.h. das Gewicht pro Schubeinheit ist nur

Zum Vergleich geben wir an, dass ein herkömmlicher Kolbenflugmotor, der auf einem Propeller läuft, ein spezifisches Gewicht von 1–2 hat kg/kg, d.h. mehrere zehnmal mehr. Wichtig ist auch, dass sich das spezifische Gewicht des LRE bei einer Änderung der Fluggeschwindigkeit nicht ändert, während das spezifische Gewicht Kolbenmotor nimmt mit zunehmender Drehzahl stark zu.

LRE für Raketenflugzeuge

Feige. 32. Projekt LRE mit einstellbarem Schub.

1 - mobile Nadel; 2 - Mechanismus zum Bewegen der Nadel; 3 - Kraftstoffversorgung; 4 - Oxidationsmittelzufuhr.

Die Hauptanforderung an ein Flüssigtreibstoff-Flugzeugtriebwerk ist die Fähigkeit, den Schub, den es entwickelt, in Übereinstimmung mit den Flugmodi des Flugzeugs zu ändern, bis hin zum Stoppen und Neustarten des Triebwerks im Flug. Die einfachste und gebräuchlichste Art, den Schub eines Motors zu ändern, besteht darin, die Kraftstoffzufuhr zur Brennkammer zu regulieren, wodurch sich der Druck in der Kammer und der Schub ändern. Dieses Verfahren ist jedoch ungünstig, da mit einer Druckabsenkung in der Brennkammer, die zur Reduzierung des Schubes abgesenkt wird, der Anteil der thermischen Energie des Kraftstoffs, der in die Hochgeschwindigkeitsenergie des Strahls übergeht, abnimmt. Dadurch erhöht sich der Kraftstoffverbrauch um 1 kg Schub und folglich um 1 l. Mit. Leistung, d.h. der Motor beginnt weniger sparsam zu arbeiten. Um diesen Mangel zu verringern, haben Flugzeugraketentriebwerke oft zwei bis vier Brennkammern statt einer, was es ermöglicht, eine oder mehrere Kammern abzuschalten, wenn sie mit reduzierter Leistung betrieben werden. Die Schubsteuerung durch Änderung des Drucks in der Kammer, d. h. durch Zufuhr von Kraftstoff, bleibt auch hier erhalten, wird aber nur in einem kleinen Bereich bis zum halben Schub der abgeschalteten Kammer verwendet. Die vorteilhafteste Art, den Schub eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks zu steuern, wäre die Veränderung des Strömungsquerschnitts seiner Düse bei gleichzeitiger Reduzierung der Treibstoffzufuhr, da in diesem Fall eine Verringerung der pro Sekunde austretenden Gasmenge erreicht würde während der gleiche Druck in der Verbrennungskammer und damit die Abgasgeschwindigkeit beibehalten wird. Eine solche Regulierung des Düsenströmungsquerschnitts könnte zum Beispiel unter Verwendung einer beweglichen Nadel mit einem speziellen Profil durchgeführt werden, wie in Fig. 32, die den Aufbau eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks mit auf diese Weise geregeltem Schub darstellt.

In ABB. 33 zeigt ein Einkammer-Flugzeugraketentriebwerk, und Fig. 34 - derselbe Raketenmotor, jedoch mit einer zusätzlichen kleinen Kammer, die im Reiseflug verwendet wird, wenn wenig Schub erforderlich ist; Die Hauptkamera ist komplett ausgeschaltet. Beide Kammern arbeiten im Maximalmodus, und die große entwickelt einen Schub von 1700 kg, und klein - 300 kg, also ist der Gesamtschub 2000 kg. Der Rest der Motoren ist ähnlich aufgebaut.

Die in Abb. 33 und 34 arbeiten mit selbstentzündlichem Kraftstoff. Dieser Brennstoff besteht aus Wasserstoffperoxid als Oxidationsmittel und Hydrazinhydrat als Brennstoff im Gewichtsverhältnis 3:1. Genauer gesagt ist der Kraftstoff eine komplexe Zusammensetzung aus Hydrazinhydrat, Methylalkohol und Kupfersalzen als Katalysator, der für eine schnelle Reaktion sorgt (es werden auch andere Katalysatoren verwendet). Der Nachteil dieses Kraftstoffs besteht darin, dass er Korrosion von Motorteilen verursacht.

Das Gewicht eines Einkammermotors beträgt 160 kg, das spezifische Gewicht ist

pro Kilogramm Schub. Motorlänge - 2.2 m. Der Druck in der Brennkammer beträgt etwa 20 an einer. Beim Betrieb mit der minimalen Kraftstoffzufuhr, um den geringsten Schub zu erhalten, der 100 beträgt kg sinkt der Druck im Brennraum auf 3 an einer. Die Temperatur in der Brennkammer erreicht 2500 °C, der Gasdurchsatz liegt bei etwa 2100 Frau. Spritverbrauch 8 kg/s, und der spezifische Kraftstoffverbrauch beträgt 15,3 kg Kraftstoff pro 1 kg Schub pro Stunde.

Feige. 33. Einkammer-Raketentriebwerk für Raketenflugzeuge

Feige. 34. Zweikammer-Flugzeugraketentriebwerk.

Feige. 35. Schema der Kraftstoffversorgung in einem Luftfahrt-LRE.

Das Schema der Kraftstoffversorgung des Motors ist in Abb. 35. Wie bei einem Raketentriebwerk erfolgt die Zufuhr von Brennstoff und Oxidationsmittel, die in getrennten Tanks gespeichert sind, bei einem Druck von etwa 40 an einer Impellergetriebene Pumpen. Eine Gesamtansicht der Turbopumpeneinheit ist in Abb. 36. Die Turbine wird mit einem Dampf-Gas-Gemisch betrieben, das nach wie vor durch die Zersetzung von Wasserstoffperoxid in einem Dampf-Gas-Generator gewonnen wird, der in diesem Fall mit einem Feststoffkatalysator gefüllt ist. Vor dem Eintritt in die Brennkammer kühlt der Kraftstoff die Wände der Düse und der Brennkammer und zirkuliert in einem speziellen Kühlmantel. Die zur Steuerung des Triebwerksschubs während des Flugs erforderliche Änderung der Kraftstoffzufuhr wird durch Änderung der Zufuhr von Wasserstoffperoxid zum Dampfgasgenerator erreicht, was eine Änderung der Drehzahl der Turbine bewirkt. Die maximale Drehzahl des Impellers beträgt 17.200 U/min. Der Motor wird mit einem Elektromotor gestartet, der die Turbopumpeneinheit antreibt.

Feige. 36. Turbopumpeneinheit eines Flugzeugraketentriebwerks.

1 - Zahnradantrieb vom startenden Elektromotor; 2 - Pumpe für das Oxidationsmittel; 3 - Turbine; 4 - Kraftstoffpumpe; 5 - Turbinenauspuffrohr.

In ABB. 37 zeigt ein Diagramm des Einbaus eines Einkammer-Raketentriebwerks in den hinteren Rumpf eines der experimentellen Raketenflugzeuge.

Der Zweck von Flugzeugen mit Flüssigtreibstofftriebwerken wird durch die Eigenschaften von Flübestimmt - hoher Schub und dementsprechend hohe Leistung bei hohen Fluggeschwindigkeiten und großen Höhen und geringer Wirkungsgrad, d. H. Hoher Treibstoffverbrauch. Daher werden Raketentriebwerke normalerweise in Militärflugzeugen installiert - Abfangjäger. Die Aufgabe eines solchen Flugzeugs besteht darin, nach Erhalt eines Signals über die Annäherung feindlicher Flugzeuge schnell abzuheben und eine große Höhe zu erreichen, in der diese Flugzeuge normalerweise fliegen, und dann unter Nutzung ihres Vorteils in der Fluggeschwindigkeit einen Luftkampf aufzuerlegen der Feind. Die Gesamtflugdauer eines Flüssigtreibstoffflugzeugs wird durch die Treibstoffkapazität des Flugzeugs bestimmt und beträgt 10 bis 15 Minuten, sodass diese Flugzeuge normalerweise fliegen können Kampfhandlungen nur in der Nähe ihres Flughafens.

Feige. 37. Schema der Installation von Raketentriebwerken im Flugzeug.

Feige. 38. Raketenjäger (Ansicht in drei Projektionen)

In ABB. 38 zeigt einen Abfangjäger mit dem oben beschriebenen LRE. Die Abmessungen dieses Flugzeugs sind wie bei anderen Flugzeugen dieses Typs normalerweise klein. Das Gesamtgewicht des Flugzeugs mit Treibstoff beträgt 5100 kg; Die Kraftstoffreserve (über 2,5 Tonnen) reicht nur für 4,5 Minuten Motorbetrieb bei voller Leistung. Maximale Fluggeschwindigkeit - über 950 km/h; Die Decke des Flugzeugs, dh die maximale Höhe, die es erreichen kann, beträgt 16.000 m. Die Steiggeschwindigkeit eines Flugzeugs ist dadurch gekennzeichnet, dass es in 1 Minute von 6 auf 12 steigen kann km.

Feige. 39. Das Gerät eines Raketenflugzeugs.

In ABB. 39 zeigt die Vorrichtung eines anderen Flugzeugs mit einem Raketentriebwerk; Dies ist ein experimentelles Flugzeug, das gebaut wurde, um Fluggeschwindigkeiten zu erreichen, die die Schallgeschwindigkeit überschreiten (dh 1200 km/h am Boden). Im Flugzeug ist im hinteren Teil des Rumpfes ein LRE installiert, das vier identische Kammern mit einem Gesamtschub von 2720 hat kg. Motorlänge 1400 mm, maximaler Durchmesser 480 mm, Gewicht 100 kg. Der Treibstoffvorrat im Flugzeug, der als Alkohol und flüssiger Sauerstoff verwendet wird, beträgt 2360 l.

Feige. 40. Vierkammer-Flugzeugraketentriebwerk.

Die Außenansicht dieses Motors ist in Abb. 40.

Andere Anwendungen von LRE

Neben der Hauptverwendung von Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken als Antriebe für Langstreckenraketen und Raketenflugzeuge werden sie derzeit in einer Reihe weiterer Fälle eingesetzt.

LREs wurden weithin als Triebwerke für schwere Raketengeschosse verwendet, ähnlich dem in Abb. 41. Der Motor dieses Projektils kann als Beispiel für den einfachsten Raketenmotor dienen. Kraftstoff (Benzin und flüssiger Sauerstoff) wird der Brennkammer dieses Motors unter dem Druck von neutralem Gas (Stickstoff) zugeführt. In ABB. 42 zeigt ein Diagramm einer schweren Rakete, die als starke Rakete verwendet wird Flugabwehrprojektil; Das Diagramm zeigt die Gesamtabmessungen der Rakete.

Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke werden auch als startende Flugzeugtriebwerke verwendet. In diesem Fall wird manchmal eine Wasserstoffperoxid-Zersetzungsreaktion bei niedriger Temperatur verwendet, weshalb solche Motoren als "kalt" bezeichnet werden.

Es gibt Fälle der Verwendung von LRE als Booster für Flugzeuge, insbesondere Flugzeuge mit Turbostrahltriebwerken. In diesem Fall werden Kraftstoffversorgungspumpen manchmal von der Turbojet-Triebwerkswelle angetrieben.

Flüssigkeitsraketentriebwerke werden neben Pulvertriebwerken auch zum Starten und Beschleunigen von Flugzeugen (oder deren Modellen) mit Staustrahltriebwerken verwendet. Wie Sie wissen, entwickeln diese Triebwerke bei hohen Fluggeschwindigkeiten und hohen Schallgeschwindigkeiten einen sehr hohen Schub, entwickeln aber beim Start überhaupt keinen Schub.

Schließlich sollten wir noch eine weitere Anwendung von LRE erwähnen, die in stattfindet In letzter Zeit. Um das Verhalten eines Flugzeugs bei hohen Fluggeschwindigkeiten zu untersuchen, die sich der Schallgeschwindigkeit nähern und diese überschreiten, ist ernsthafte und teure Forschungsarbeit erforderlich. Insbesondere ist es erforderlich, den Widerstand von Flugzeugflügeln (Profilen) zu bestimmen, was üblicherweise in speziellen Windkanälen durchgeführt wird. Um in solchen Rohren die Bedingungen zu schaffen, die dem Flug eines Flugzeugs mit hoher Geschwindigkeit entsprechen, sind sehr leistungsstarke Kraftwerke zum Antrieb der Ventilatoren erforderlich, die eine Strömung in dem Rohr erzeugen. Bau und Betrieb von Rohren zum Testen bei Überschallgeschwindigkeit sind daher mit enormen Kosten verbunden.

In letzter Zeit wird neben dem Bau von Überschallrohren auch die Aufgabe, verschiedene Profile der Flügel von Hochgeschwindigkeitsflugzeugen zu untersuchen und übrigens Staustrahltriebwerke zu testen, mit Hilfe von Flüssigtreibstoff gelöst

Feige. 41. Raketenprojektil mit Raketentriebwerk.

Motoren. Gemäß einer dieser Methoden wird das untersuchte Profil installiert Langstreckenrakete mit einem Raketentriebwerk ähnlich dem oben beschriebenen, und alle Messwerte von Instrumenten, die den Widerstand des Tragflächenprofils im Flug messen, werden unter Verwendung von Funktelemetriegeräten zum Boden übertragen.

Feige. 42. Schema der Vorrichtung eines leistungsstarken Flugabwehrgeschosses mit Raketentriebwerk.

7 - Kampfkopf; 2 - Zylinder mit komprimiertem Stickstoff; 3 - Tank mit Oxidationsmittel; 4 - Kraftstofftank; 5 - Flüssigtreibstoffmotor.

Nach einer anderen Methode wird ein spezieller Raketenwagen gebaut, der sich mit Hilfe eines Flüssigkeitsraketentriebwerks auf Schienen bewegt. Die Ergebnisse der Prüfung eines Profils, das auf einem solchen Wagen in einem speziellen Gewichtsmechanismus installiert ist, werden von speziellen automatischen Geräten aufgezeichnet, die sich ebenfalls auf dem Wagen befinden. Ein solcher Raketenwagen ist in Abb. 43. Die Länge der Schienenstrecke kann 2–3 erreichen km.

Feige. 43. Raketenwagen zum Testen von Flugzeugflügelprofilen.

Aus dem Buch Im Auto selbstständig erkennen und Fehler beheben Autor Zolotnizki Wladimir

Der Motor läuft in allen Betriebsarten instabil Fehlfunktionen der Zündanlage Verschleiß und Beschädigung der Kontaktkohle, die im Deckel des Zündverteilers hängt. Kriechstrom nach „Masse“ durch Ruß oder Feuchtigkeit auf der Innenfläche der Abdeckung. Stift ersetzen

Aus dem Buch Schlachtschiff "PETER DER GROSSE" Autor

Motor läuft ungleichmäßig bei niedrigen Drehzahlen oder geht im Leerlauf aus Vergaserstörungen Niedrig oder hohes Niveau Kraftstoff in der Schwimmerkammer. Niedriges Niveau- knallt im Vergaser, hoch - knallt im Schalldämpfer. Auspuff

Aus dem Buch Schlachtschiff "Navarin" Autor Arbusow Wladimir Wassiljewitsch

Der Motor läuft normal im Leerlauf, aber das Auto beschleunigt langsam und mit "Einbrüchen"; schlechte Motorbeschleunigung Fehlfunktionen des Zündsystems Der Abstand zwischen den Kontakten des Unterbrechers ist nicht eingestellt. Kontaktschließwinkel einstellen

Aus dem Buch Planes of the World 2000 02 Autor unbekannter Autor

Der Motor "troit" - ein oder zwei Zylinder funktionieren nicht Fehlfunktionen des Zündsystems Instabiler Betrieb des Motors bei niedrigen und mittleren Drehzahlen. Erhöhter Kraftstoffverbrauch. Der Rauchabzug ist blau. Etwas dumpf periodisch abgestrahlte Töne, die besonders gut sind

Aus dem Buch World of Aviation 1996 02 Autor unbekannter Autor

Bei starkem Öffnen der Drosselklappen läuft der Motor stoßweise Fehlfunktionen des Gasverteilungsmechanismus Ventilspiel wird nicht eingestellt. Alle 10.000 Kilometer (für VAZ-2108, -2109 nach 30.000 km) das Ventilspiel einstellen. Mit reduziert

Aus dem Buch Wir warten und reparieren die Wolga GAZ-3110 Autor Zolotnitsky Wladimir Alekseevich

Der Motor läuft bei mittleren und hohen Kurbelwellendrehzahlen unrund und instabil. Fehlfunktionen der Zündanlage. Fehlausrichtung des Spalts der Unterbrecherkontakte. Um den Abstand zwischen den Kontakten fein abzustimmen, messen Sie nicht den Abstand selbst und sogar das altmodische

Aus dem Buch Raketentriebwerke Autor Gilzin Karl Alexandrowitsch

Anträge WIE "PETER DER GROSSE" ORGANISIERT WURDE 1 . Seetüchtigkeit und Manövrierfähigkeit Der gesamte Komplex von Tests, die 1876 durchgeführt wurden, ergab die folgende Seetüchtigkeit. Die Sicherheit der Seeschifffahrt von "Peter dem Großen" erregte keine Angst und seine Aufnahme in die Klasse der Monitore

Aus dem Buch Düsentriebwerke Autor Gilzin Karl Alexandrowitsch

Wie das Schlachtschiff "Navarin" angeordnet war Breite 20,42, Entwurfstiefgang 7,62 m Bug und 8,4 Heck und rekrutiert aus 93 Spanten (Abstand 1,2 Meter). Die Rahmen sorgten für Längsfestigkeit und Vollständigkeit

Aus dem Buch Geschichte der Elektrotechnik Autor Autorenteam

Su-10 - der erste Düsenbomber der OKB P.O. Sukhoi Nikolay GORDIUKOVNach dem Zweiten Weltkrieg begann die Ära der Jet-Luftfahrt. Die Umrüstung der sowjetischen und ausländischen Luftstreitkräfte auf Jagdflugzeuge mit Strahltriebwerken erfolgte sehr schnell. Allerdings die Schöpfung

Aus dem Buch des Autors

Aus dem Buch des Autors

Der Motor läuft unregelmäßig bei niedriger Kurbelwellendrehzahl oder geht im Leerlauf aus Abb. 9. Vergasereinstellschrauben: 1 - Betriebseinstellschraube (Mengenschraube); 2 - Gemischzusammensetzungsschraube, (Qualitätsschraube) mit Einschränkung

Aus dem Buch des Autors

Der Motor ist in allen Modi instabil

Aus dem Buch des Autors

Wie ein Pulverraketentriebwerk aufgebaut ist und funktioniert Die Hauptstrukturelemente eines Pulverraketentriebwerks sind, wie bei jedem anderen Raketentriebwerk, eine Brennkammer und eine Düse (Abb. 16).

Aus dem Buch des Autors

Treibstoff für ein Flüssigtreibstoff-Triebwerk Die wichtigsten Eigenschaften und Eigenschaften eines Flüssigtreibstoff-Triebwerks und auch seine Konstruktion hängen in erster Linie vom verwendeten Treibstoff ab.Die Hauptanforderung an Treibstoff für Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke ist

Aus dem Buch des Autors

Fünftes Kapitel Pulsierendes Strahltriebwerk Auf den ersten Blick erscheint die Möglichkeit einer deutlichen Vereinfachung des Triebwerks beim Übergang zu hohen Fluggeschwindigkeiten befremdlich, vielleicht sogar unglaubwürdig. Die gesamte Geschichte der Luftfahrt spricht immer noch vom Gegenteil: dem Kampf

Aus dem Buch des Autors

6.6.7. HALBLEITERGERÄTE IM ELEKTRISCHEN ANTRIEB. SYSTEME THYRISTORWANDLER - MOTOR (TP - D) UND STROMQUELLE - MOTOR (IT - D) V Nachkriegsjahre In den führenden Labors der Welt gelang ein Durchbruch auf dem Gebiet der Leistungselektronik, der viele radikal veränderte

Im allgemeinen Fall ist die Erwärmung des Arbeitsmediums als Bestandteil des Arbeitsprozesses eines thermischen Raketentriebwerks vorhanden. Darüber hinaus ist das Vorhandensein einer Wärmequelle - einer Heizung - formal obligatorisch (in einem bestimmten Fall kann ihre Wärmeleistung Null sein). Seine Art kann durch die Art der in Wärme umgewandelten Energie charakterisiert werden. So erhalten wir ein Klassifizierungsmerkmal, nach dem thermische Raketentriebwerke nach Art der Energie umgewandelt werden Wärmeenergie Arbeitsmedien werden in elektrische, nukleare (Abb. 10.1.) und chemische (Abb. 13.1, Ebene 2) unterteilt.

Layout, Design und erreichbare Parameter eines mit chemischen Treibstoffen betriebenen Raketentriebwerks werden maßgeblich durch den Aggregatzustand des Raketentreibstoffs bestimmt. Raketentriebwerke mit chemischem Treibstoff (in der ausländischen Literatur manchmal als chemische Raketentriebwerke bezeichnet) werden auf dieser Grundlage unterteilt in:

Flüssigkeitsraketentriebwerke - Flüssigkeitsraketentriebwerke, deren Treibstoffkomponenten im Lagerungszustand an Bord flüssig sind (Abb. 13.1, Ebene 3; Foto, Foto),

Feststoffraketentriebwerke - Feststoffraketentriebwerke (Abb. 1.7, 9.4, Foto, Foto),

Hybrid-Raketentriebwerke - GRE, deren Treibstoffkomponenten in unterschiedlichen Aggregatzuständen an Bord sind (Abb. 11.2).

Ein offensichtlicher Hinweis auf die Klassifizierung von Motoren mit chemischem Kraftstoff ist die Anzahl der Treibmittelkomponenten.

Zum Beispiel LRE auf Einkomponenten- oder Zweikomponentenkraftstoff, GRE auf Dreikomponentenkraftstoff (nach ausländischer Terminologie - auf Tribrid-Kraftstoff) (Abb. 13.1, Ebene 4).

Aufgrund von Konstruktionsmerkmalen ist es möglich, Raketentriebwerke mit Dutzenden von Überschriften zu klassifizieren, aber die Hauptunterschiede in der Leistung der Zielfunktion werden durch das Schema für die Versorgung der Brennkammer mit Komponenten bestimmt. Die typischste Klassifizierung auf dieser Grundlage ist LRE.

Klassifizierung von Raketentreibstoffen.

RT werden in fest und flüssig unterteilt. Festtreibstoffe haben gegenüber Flüssigtreibstoffen eine Reihe von Vorteilen: Sie sind lange lagerfähig, greifen die Hülle der Rakete nicht an und stellen aufgrund der geringen Toxizität keine Gefahr für das damit arbeitende Personal dar.

Die explosive Natur ihrer Verbrennung schafft jedoch Schwierigkeiten bei ihrer Anwendung.

Festtreibstoffe umfassen auf Nitrocellulose basierende ballistische und Kordit-Treibstoffe.

Das Flüssigtreibstoff-Strahltriebwerk, dessen Idee K. E. Tsiolkovsky gehört, ist in der Raumfahrt am weitesten verbreitet.

Flüssige RT kann einkomponentig und zweikomponentig sein (Oxidationsmittel und brennbar).

Zu den Oxidationsmitteln gehören: Salpetersäure und Stickoxide (Didioxid, Tetroxid), Wasserstoffperoxid, flüssiger Sauerstoff, Fluor und seine Verbindungen.

Als Brennstoffe werden Kerosine, flüssiger Wasserstoff, Hydrazine verwendet. Die am häufigsten verwendeten sind Hydrazin und unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH).

Substanzen, die Teil flüssiger RT sind, sind hochaggressiv und für den Menschen giftig. Der Sanitätsdienst steht daher vor dem Problem, präventive Maßnahmen zum Schutz des Personals vor akuten und chronischen MRT-Vergiftungen durchzuführen und bei Verletzungen die Notfallversorgung zu organisieren.

In diesem Zusammenhang werden die Pathogenese, die Klinik der Läsionen untersucht, Mittel zur Bereitstellung von Notfallversorgung und Behandlung der Betroffenen entwickelt, Mittel zum Schutz der Haut und der Atmungsorgane geschaffen, MPCs verschiedener CRTs und die erforderlichen Hygienestandards erstellt etabliert.

Trägerraketen und Antriebssysteme verschiedener Raumfahrzeuge sind das primäre Anwendungsgebiet für Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke.

Zu den Vorteilen von LRE gehören:

Der höchste spezifische Impuls in der Klasse der chemischen Raketentriebwerke (über 4.500 m/s für ein Sauerstoff-Wasserstoff-Paar, für Kerosin-Sauerstoff - 3.500 m/s).

Schubsteuerbarkeit: Durch die Anpassung des Kraftstoffverbrauchs ist es möglich, die Schubmenge in einem weiten Bereich zu ändern und den Motor vollständig zu stoppen und dann neu zu starten. Dies ist notwendig, wenn das Gerät im Weltraum manövriert wird.

Beim Bau großer Raketen, beispielsweise Träger, die tonnenschwere Lasten in eine erdnahe Umlaufbahn bringen, ermöglicht der Einsatz von Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken einen Gewichtsvorteil gegenüber Feststofftriebwerken (Solid Propellant Rocket Engines). Erstens aufgrund eines höheren spezifischen Impulses und zweitens aufgrund der Tatsache, dass flüssiger Treibstoff auf einer Rakete in separaten Tanks enthalten ist, aus denen er mit Pumpen in die Brennkammer geleitet wird. Dadurch ist der Druck in den Tanks deutlich (zehnfach) niedriger als in der Brennkammer, und die Tanks selbst sind dünnwandig und relativ leicht. Bei einem Feststoffraketentriebwerk ist der Brennstoffbehälter auch eine Brennkammer und muss einem hohen Druck (mehrere zehn Atmosphären) standhalten, was zu einer Gewichtszunahme führt. Je größer das Treibstoffvolumen auf der Rakete ist, desto größer sind die Behälter für seine Lagerung und desto mehr wirkt sich der Gewichtsvorteil des LRE im Vergleich zum Feststoffraketentriebwerk aus und umgekehrt: bei kleinen Raketen die Präsenz eines Turbopumpenaggregats macht diesen Vorteil zunichte.

LRE-Nachteile:

LRE und eine darauf basierende Rakete sind viel komplexer und teurer als ein gleichwertiger Festbrennstoff (obwohl 1 kg Flüssigbrennstoff um ein Vielfaches billiger ist als Festbrennstoff). Es ist notwendig, eine Flüssigtreibstoffrakete mit mehr Vorsicht zu transportieren, und die Technologie zu ihrer Vorbereitung auf den Start ist komplexer, mühsamer und zeitaufwändiger (insbesondere bei Verwendung von Flüssiggasen als Brennstoffkomponenten), daher sind derzeit Feststoffmotoren aufgrund ihrer höheren Zuverlässigkeit, Mobilität und Kampfbereitschaft für militärische Flugkörper bevorzugt.

Die Bestandteile des flüssigen Kraftstoffs in der Schwerelosigkeit bewegen sich unkontrolliert im Raum der Tanks. Für ihre Abscheidung müssen spezielle Maßnahmen ergriffen werden, z. B. das Einschalten von Hilfsmotoren, die mit festen Brennstoffen oder Gas betrieben werden.

Gegenwärtig haben chemische Raketentriebwerke (einschließlich LRE) die Grenze der Brennstoffenergiekapazität erreicht, und daher ist theoretisch die Möglichkeit einer signifikanten Erhöhung ihres spezifischen Impulses nicht vorgesehen, und dies begrenzt die Fähigkeiten der Raketentechnologie basierend auf der Verwendung von Chemiemotoren, die in zwei Bereichen bereits beherrscht werden. :

Raumflüge im erdnahen Raum (sowohl bemannt als auch unbemannt).

Weltraumforschung im Sonnensystem mit Hilfe automatischer Geräte (Voyager, Galileo).

Brennstoffkomponenten

Die Wahl der Treibstoffkomponenten ist eine der wichtigsten Entscheidungen bei der Konstruktion eines Raketentriebwerks, die viele Details des Triebwerksdesigns und späterer technischer Lösungen vorgibt. Daher erfolgt die Auswahl des Kraftstoffs für LRE unter umfassender Berücksichtigung des Zwecks des Motors und der Rakete, auf der er installiert ist, der Betriebsbedingungen, der Produktionstechnologie, der Lagerung, des Transports zum Startplatz usw .

Einer der wichtigsten Indikatoren, der die Kombination von Komponenten charakterisiert, ist der spezifische Impuls, der bei der Konstruktion von Trägerraketen für Raumfahrzeuge von besonderer Bedeutung ist, da das Verhältnis von Treibstoffmasse und Nutzlast und folglich die Abmessungen und Masse der gesamte Rakete (siehe Abb. . Tsiolkovsky-Formel), was sich als unrealistisch herausstellen kann, wenn der spezifische Impuls nicht hoch genug ist. Tabelle 1 zeigt die Haupteigenschaften einiger Kombinationen flüssiger Brennstoffkomponenten.

Neben konkreten Impulsen bei der Auswahl von Kraftstoffkomponenten können weitere Indikatoren für Kraftstoffeigenschaften eine entscheidende Rolle spielen, darunter:

Die Dichte beeinflusst die Tankabmessungen der Komponenten. Wie aus Tabelle folgt. 1, Wasserstoff ist brennbar, mit dem höchsten spezifischen Impuls (für jedes Oxidationsmittel), aber er hat eine extrem niedrige Dichte. Daher verwenden die ersten (größten) Stufen von Trägerraketen normalerweise andere (weniger effiziente, aber dichtere) Brennstoffarten, wie z. B. Kerosin, was es ermöglicht, die Größe der ersten Stufe auf eine akzeptable Größe zu reduzieren. Beispiele für solche "Taktiken" sind die Saturn-5-Rakete, deren erste Stufe Sauerstoff / Kerosin-Komponenten verwendet, und die 2. und 3. Stufe - Sauerstoff / Wasserstoff, und das Space-Shuttle-System, in dem Festtreibstoff-Booster als Booster verwendet werden erste Stufe.

Der Siedepunkt, der die Betriebsbedingungen der Rakete ernsthaft einschränken kann. Nach diesem Indikator werden die Bestandteile flüssiger Brennstoffe in kryogene - auf extrem niedrige Temperaturen gekühlte verflüssigte Gase und hochsiedende - Flüssigkeiten mit einem Siedepunkt über 0 ° C unterteilt.

Kryokomponenten können nicht lange gelagert und über weite Strecken transportiert werden, daher müssen sie in speziellen energieintensiven Industrien in unmittelbarer Nähe des Startplatzes hergestellt (zumindest verflüssigt) werden, was die Trägerrakete völlig unbeweglich macht. Darüber hinaus haben kryogene Komponenten weitere physikalische Eigenschaften, die zusätzliche Anforderungen an ihren Einsatz stellen. Beispielsweise führt das Vorhandensein von sogar einer geringen Menge Wasser oder Wasserdampf in Tanks mit verflüssigten Gasen zur Bildung von sehr harten Eiskristallen, die beim Eintritt in das Raketentreibstoffsystem auf dessen Teile als abrasives Material wirken und können einen schweren Unfall verursachen. Während der vielen Stunden der Vorbereitung der Rakete auf den Start gefriert eine große Menge Reif darauf und verwandelt sich in Eis, und der Fall ihrer Teile aus großer Höhe stellt eine Gefahr für das an der Vorbereitung beteiligte Personal dar die Rakete selbst und die Startausrüstung. Flüssiggase beginnen nach dem Befüllen mit Raketen zu verdampfen und müssen bis zum Start kontinuierlich durch ein spezielles Nachfüllsystem nachgefüllt werden. Überschüssiges Gas, das beim Verdampfen der Komponenten entsteht, muss so entfernt werden, dass sich der Oxidator nicht mit dem Brennstoff vermischt und ein explosionsfähiges Gemisch bildet.

Hochsiedende Komponenten sind viel bequemer für Transport, Lagerung und Handhabung, sodass sie in den 1950er Jahren kryogene Komponenten aus dem Bereich der militärischen Raketentechnik verdrängten. In Zukunft beschäftigte sich dieser Bereich verstärkt mit festen Brennstoffen. Doch beim Bau von Raumfahrzeugen behalten kryogene Treibstoffe aufgrund ihrer hohen Energieeffizienz immer noch ihren Platz, und bei Manövern im Weltall, wenn der Treibstoff monate- oder sogar jahrelang in Tanks gelagert werden muss, sind hochsiedende Komponenten am akzeptabelsten. Ein Beispiel für eine solche „Arbeitsteilung“ findet sich in den am Apollo-Projekt beteiligten Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken: Alle drei Stufen der Saturn-5-Trägerrakete verwenden kryogene Komponenten, und die Motoren des Mondschiffs sind dafür ausgelegt Flugbahnkorrektur und für Manöver in einer Mondumlaufbahn hochsiedendes asymmetrisches Dimethylhydrazin und Tetroxid-Dianitrogen verwenden.

chemische Aggressivität. Alle Oxidationsmittel haben diese Eigenschaft. Daher kann das Vorhandensein in den für das Oxidationsmittel bestimmten Tanks selbst kleine Mengen organischer Substanzen (z. B. Fettflecken von menschlichen Fingern) einen Brand verursachen, wodurch sich das Material des Tanks selbst entzünden kann (Aluminium, Magnesium, Titan und Eisen brennen sehr heftig in einer Raketenoxidationsumgebung). Aufgrund der Aggressivität werden Oxidationsmittel in der Regel nicht als Kühlmittel in LRE-Kühlsystemen verwendet, sondern in HD-Gasgeneratoren, um die thermische Belastung der Turbine zu verringern, das Arbeitsmedium ist mit Kraftstoff und nicht mit einem Oxidationsmittel übersättigt. Bei niedrigen Temperaturen ist flüssiger Sauerstoff vielleicht das sicherste Oxidationsmittel, weil alternative Oxidationsmittel wie Distickstofftetroxid oder konzentrierte Salpetersäure mit Metallen reagieren, und obwohl sie hochsiedende Oxidationsmittel sind, die bei normaler Temperatur lange gelagert werden können, die Lebensdauer der Tanks in denen sie sich befinden, ist begrenzt.

Die Toxizität von Kraftstoffkomponenten und ihren Verbrennungsprodukten ist eine ernsthafte Einschränkung ihrer Verwendung. Beispielsweise ist Fluor, wie aus Tabelle 1 hervorgeht, als Oxidationsmittel wirksamer als Sauerstoff, bildet jedoch in Verbindung mit Wasserstoff Fluorwasserstoff - eine äußerst giftige und aggressive Substanz, die vor allem mehrere Hundert freisetzt Tausende Tonnen eines solchen Verbrennungsprodukts beim Start einer großen Rakete in die Atmosphäre gelangen, ist selbst bei einem erfolgreichen Start eine große, von Menschen verursachte Katastrophe. Und im Falle eines Unfalls und einer Verschüttung einer solchen Menge dieser Substanz kann der Schaden nicht zur Rechenschaft gezogen werden. Daher wird Fluor nicht als Brennstoffkomponente verwendet. Auch Stickstofftetroxid, Salpetersäure und unsymmetrisches Dimethylhydrazin sind toxisch. Derzeit ist das (aus ökologischer Sicht) bevorzugte Oxidationsmittel Sauerstoff und der Brennstoff Wasserstoff, gefolgt von Kerosin.

Was kommt Ihnen als erstes in den Sinn, wenn Sie den Ausdruck „Raketentriebwerke“ hören? Natürlich, geheimnisvoller Raum, interplanetare Flüge, die Entdeckung neuer Galaxien und das verführerische Leuchten ferner Sterne. Der Himmel hat schon immer Menschen an sich gezogen, blieb aber ein ungelöstes Rätsel, aber die Entstehung der ersten Weltraumrakete und ihr Start eröffneten der Menschheit neue Horizonte der Forschung.

Raketentriebwerke sind im Wesentlichen gewöhnliche Strahltriebwerke mit einem wichtigen Merkmal: Sie verwenden keinen atmosphärischen Sauerstoff als Brennstoffoxidationsmittel, um Strahlschub zu erzeugen. Alles, was für seinen Betrieb benötigt wird, befindet sich entweder direkt in seinem Körper oder in den Oxidationsmittel- und Kraftstoffversorgungssystemen. Dieses Merkmal ermöglicht den Einsatz von Raketentriebwerken im Weltraum.

Es gibt viele Arten von Raketentriebwerken, die sich alle nicht nur in den Konstruktionsmerkmalen, sondern auch im Funktionsprinzip auffallend voneinander unterscheiden. Deshalb muss jeder Typ separat betrachtet werden.

Zu den wichtigsten Leistungsmerkmalen von Raketentriebwerken Besondere Aufmerksamkeit wird dem spezifischen Impuls gegeben - dem Verhältnis der Größe des Strahlschubs zur Masse des pro Zeiteinheit verbrauchten Arbeitsmediums. Der spezifische Impulswert spiegelt die Effizienz und Sparsamkeit des Motors wieder.

Chemische Raketentriebwerke (CRD)

Dieser Triebwerkstyp ist derzeit der einzige, der für den Start von Raumfahrzeugen in den Weltraum weit verbreitet ist, und hat darüber hinaus auch in der Militärindustrie Anwendung gefunden. Chemische Motoren werden je nach Aggregatzustand des Raketentreibstoffs in feste und flüssige Brennstoffe unterteilt.

Geschichte der Schöpfung

Die ersten Raketentriebwerke waren Festtreibstoffe und tauchten vor mehreren Jahrhunderten in China auf. Damals hatten sie wenig mit dem Weltraum zu tun, aber mit ihrer Hilfe war es möglich, Militärraketen zu starten. Als Brennstoff wurde ein Pulver verwendet, das in seiner Zusammensetzung dem Schießpulver ähnelte, nur der Prozentsatz seiner Bestandteile wurde geändert. Infolgedessen explodierte das Pulver während der Oxidation nicht, sondern brannte allmählich aus, wobei Wärme freigesetzt und Strahlschub erzeugt wurde. Solche Motoren wurden mit unterschiedlichem Erfolg verfeinert, verbessert und verbessert, aber ihr spezifischer Impuls blieb immer noch gering, dh die Konstruktion war ineffizient und unwirtschaftlich. Bald tauchten neue Arten fester Brennstoffe auf, die es ermöglichten, einen größeren spezifischen Impuls zu erhalten und eine größere Traktion zu entwickeln. Wissenschaftler aus der UdSSR, den USA und Europa arbeiteten in der ersten Hälfte des 20. Jahrhunderts an seiner Entstehung. Bereits in der zweiten Hälfte der 1940er Jahre wurde ein Prototyp eines modernen Kraftstoffs entwickelt, der bis heute verwendet wird.

Raketentriebwerk RD - 170 läuft mit flüssigem Brennstoff und Oxidationsmittel.

Flüssigkeitsraketentriebwerke sind eine Erfindung von K.E. Tsiolkovsky, der sie 1903 als Triebwerk für eine Weltraumrakete vorschlug. In den 1920er Jahren wurde in den USA, in den 1930er Jahren - in der UdSSR - mit der Entwicklung eines Raketentriebwerks begonnen. Bereits zu Beginn des Zweiten Weltkriegs wurden die ersten Versuchsmuster erstellt, und nach dessen Ende begann LRE mit der Massenproduktion. Sie wurden in der Militärindustrie zur Ausrüstung ballistischer Raketen eingesetzt. 1957 wurde zum ersten Mal in der Geschichte der Menschheit ein sowjetischer künstlicher Satellit gestartet. Um es zu starten, wurde eine mit der Russischen Eisenbahn ausgestattete Rakete verwendet.

Das Gerät und das Funktionsprinzip chemischer Raketentriebwerke

Ein Festtreibstoffmotor enthält in seinem Körper Brennstoff und ein Oxidationsmittel in einem festen Aggregatzustand, und der Brennstoffbehälter ist auch eine Verbrennungskammer. Der Brennstoff hat normalerweise die Form eines Stabes mit einem zentralen Loch. Während des Oxidationsprozesses beginnt der Stab von der Mitte zur Peripherie zu brennen, und die durch die Verbrennung erhaltenen Gase treten durch die Düse aus und bilden Schub. Dies ist das einfachste Design unter allen Raketentriebwerken.

In Flüssigtreibstoffmotoren befinden sich der Brennstoff und das Oxidationsmittel in einem flüssigen Aggregatzustand in zwei getrennten Tanks. Durch die Zuführungskanäle gelangen sie in die Brennkammer, wo sie vermischt werden und der Verbrennungsprozess stattfindet. Verbrennungsprodukte treten durch die Düse aus und bilden Schub. Flüssiger Sauerstoff wird normalerweise als Oxidationsmittel verwendet, und der Brennstoff kann unterschiedlich sein: Kerosin, flüssiger Wasserstoff usw.

Vor- und Nachteile chemischer RD, ihr Anwendungsbereich

Die Vorteile von Festtreibstoff RD sind:

  • Einfachheit des Designs;
  • vergleichende ökologische Sicherheit;
  • niedriger Preis;
  • Verlässlichkeit.

Nachteile von RDTT:

  • Begrenzung der Betriebszeit: Kraftstoff brennt sehr schnell aus;
  • die Unmöglichkeit, den Motor neu zu starten, zu stoppen und die Traktion zu regulieren;
  • kleines spezifisches Gewicht innerhalb von 2000-3000 m/s.

Wenn wir die Vor- und Nachteile von Feststoffraketenmotoren analysieren, können wir zu dem Schluss kommen, dass ihre Verwendung nur in Fällen gerechtfertigt ist, in denen ein Triebwerk mittlerer Leistung benötigt wird, das recht billig und einfach zu implementieren ist. Der Umfang ihrer Verwendung sind ballistische, meteorologische Raketen, MANPADS sowie seitliche Booster von Weltraumraketen (mit denen sie ausgestattet sind amerikanische Raketen, auf Sowjetisch und Russische Raketen sie wurden nicht verwendet).

Vorteile flüssiger RD:

  • hoher spezifischer Impuls (ca. 4500 m/s und mehr);
  • die Fähigkeit, die Traktion zu kontrollieren, den Motor anzuhalten und neu zu starten;
  • geringeres Gewicht und Kompaktheit, was es ermöglicht, auch große Multi-Tonnen-Lasten in die Umlaufbahn zu bringen.

LRE-Nachteile:

  • komplexes Design und Inbetriebnahme;
  • Unter schwerelosen Bedingungen können sich Flüssigkeiten in Tanks zufällig bewegen. Für ihre Abscheidung müssen zusätzliche Energiequellen verwendet werden.

Der Anwendungsbereich von LRE liegt hauptsächlich in der Raumfahrt, da diese Motoren für militärische Zwecke zu teuer sind.

Obwohl chemische Raketenantriebe bisher die einzigen sind, die den Start von Raketen in den Weltraum sicherstellen können, ist ihre weitere Verbesserung praktisch unmöglich. Wissenschaftler und Designer sind davon überzeugt, dass die Grenze ihrer Leistungsfähigkeit bereits erreicht ist und andere Energiequellen benötigt werden, um leistungsfähigere Einheiten mit einem hohen spezifischen Impuls zu erhalten.

Atomraketentriebwerke (NRE)

Im Gegensatz zu chemischen erzeugt diese Art von RD Energie nicht durch Verbrennen von Brennstoff, sondern durch Erhitzen des Arbeitsmediums mit der Energie von Kernreaktionen. NRE sind isotopisch, thermonuklear und nuklear.

Geschichte der Schöpfung

Das Design und die Funktionsweise des NRE wurden bereits in den 50er Jahren entwickelt. Bereits in den 70er Jahren waren in der UdSSR und den USA Versuchsmuster fertig, die erfolgreich getestet wurden. Der sowjetische Festphasenmotor RD-0410 mit einem Schub von 3,6 Tonnen wurde auf einem Prüfstand getestet, und der amerikanische NERVA-Reaktor sollte auf der Saturn-V-Rakete installiert werden, bevor das Sponsoring des Mondprogramms eingestellt wurde. Parallel dazu wurde auch an der Erstellung von Gasphasen-NREs gearbeitet. Jetzt gibt es wissenschaftliche Programme zur Entwicklung von Atomraketentriebwerken, Experimente werden an Raumstationen durchgeführt.

So gibt es bereits funktionierende Modelle von Atomraketentriebwerken, aber bisher wurde keines davon außerhalb von Labors oder eingesetzt wissenschaftliche Grundlagen. Das Potenzial solcher Motoren ist ziemlich hoch, aber das mit ihrem Einsatz verbundene Risiko ist auch beträchtlich, sodass sie derzeit nur in Projekten existieren.

Gerät und Funktionsprinzip

Atomraketentriebwerke sind Gas-, Flüssig- und Festphasenmotoren, je nach Aggregatzustand Kernbrennstoff. Der Brennstoff in Festphasen-NREs sind Brennstäbe, genau wie in Kernreaktoren. Sie befinden sich im Triebwerksgehäuse und setzen beim Zerfall spaltbarer Stoffe Wärmeenergie frei. Das Arbeitsmedium – gasförmiger Wasserstoff oder Ammoniak – nimmt in Kontakt mit dem Brennelement Energie auf und erwärmt sich, nimmt dabei an Volumen zu und schrumpft, wonach es unter hohem Druck durch die Düse austritt.

Das Funktionsprinzip eines Flüssigphasen-NRE und sein Design sind ähnlich wie bei Festphasen-NRE, nur dass der Brennstoff in einem flüssigen Zustand ist, was es ermöglicht, die Temperatur und damit den Schub zu erhöhen.

Gasphasen-NREs arbeiten mit Brennstoff in einem gasförmigen Zustand. Sie verwenden normalerweise Uran. Gasförmiger Brennstoff kann durch ein elektrisches Feld im Körper gehalten werden oder er kann sich in einem versiegelten transparenten Kolben befinden - einer Atomlampe. Im ersten Fall kommt es zu einem Kontakt des Arbeitsmediums mit dem Kraftstoff sowie zu einem teilweisen Auslaufen des letzteren, daher muss der Motor zusätzlich zum Großteil des Kraftstoffs über eine Reserve für das regelmäßige Nachfüllen verfügen. Im Fall einer Nuklearlampe gibt es keine Leckage, und der Brennstoff ist vollständig von der Strömung des Arbeitsfluids isoliert.

Vor- und Nachteile von YARD

Atomraketentriebwerke haben einen großen Vorteil gegenüber chemischen - dies ist ein hoher spezifischer Impuls. Bei Festphasenmodellen liegt der Wert bei 8000-9000 m/s, bei Flüssigphasenmodellen bei 14000 m/s, bei Gasphasenmodellen bei 30000 m/s. Ihr Einsatz bringt jedoch eine Kontamination der Atmosphäre mit radioaktiven Emissionen mit sich. Jetzt wird daran gearbeitet, einen sicheren, umweltfreundlichen und effizienten Nuklearmotor zu schaffen, und der wichtigste „Kandidat“ für diese Rolle ist ein Gasphasen-NRE mit einer Nuklearlampe, bei dem sich die radioaktive Substanz in einem versiegelten Kolben befindet und nicht nach draußen gelangt mit Jetflamme.

Elektrische Raketentriebwerke (EP)

Ein weiterer potenzieller Konkurrent von chemischen Raketentriebwerken ist ein elektrisches Raketentriebwerk, das von angetrieben wird elektrische Energie. ERD kann elektrothermisch, elektrostatisch, elektromagnetisch oder gepulst sein.

Geschichte der Schöpfung

Der erste EJE wurde in den 30er Jahren von dem sowjetischen Designer V.P. Glushko, obwohl die Idee, einen solchen Motor zu bauen, im frühen zwanzigsten Jahrhundert auftauchte. In den 60er Jahren arbeiteten Wissenschaftler aus der UdSSR und den USA aktiv an der Schaffung eines EJE, und bereits in den 70er Jahren wurden die ersten Proben verwendet Raumfahrzeug als Regelmaschinen.

Gerät und Funktionsprinzip

Ein elektrisches Antriebssystem besteht aus dem EJE selbst, dessen Aufbau sich nach seinem Typ richtet, den Systemen zur Versorgung des Arbeitsmediums, der Steuerung und der Energieversorgung. Elektrothermische RD erwärmt den Fluss des Arbeitsmediums aufgrund der vom Heizelement erzeugten Wärme oder in einem Lichtbogen. Als Arbeitsmittel werden Helium, Ammoniak, Hydrazin, Stickstoff und andere Inertgase, seltener Wasserstoff, verwendet.

Elektrostatische RD werden in kolloidale, ionische und Plasma unterteilt. In ihnen werden die geladenen Teilchen des Arbeitsmediums durch das elektrische Feld beschleunigt. Bei kolloidalen oder ionischen RDs wird die Gasionisation durch einen Ionisator, ein hochfrequentes elektrisches Feld oder eine Gasentladungskammer bereitgestellt. In Plasma-RDs passiert das Arbeitsmedium Xenon, ein Inertgas, eine ringförmige Anode und tritt in eine Gasentladungskammer mit einer Kompensationskathode ein. Bei hoher Spannung zündet zwischen Anode und Kathode ein Funke, der das Gas ionisiert, wodurch ein Plasma entsteht. Positiv geladene Ionen treten mit hoher Geschwindigkeit durch die Düse aus, die durch Beschleunigung durch ein elektrisches Feld aufgenommen werden, und Elektronen werden durch eine Kompensationskathode herausgebracht.

Elektromagnetische RD haben ein eigenes Magnetfeld - extern oder intern, das die geladenen Teilchen des Arbeitsmediums beschleunigt.

Impuls-RD-Arbeit aufgrund der Verdampfung von Festbrennstoffen unter Einwirkung elektrischer Entladungen.

Vor- und Nachteile von ERD, Anwendungsbereich

Zu den Vorteilen von ERD:

  • hoher spezifischer Impuls, dessen obere Grenze praktisch unbegrenzt ist;
  • geringer Kraftstoffverbrauch (Arbeitsflüssigkeit).

Mängel:

  • hoher Stromverbrauch;
  • Designkomplexität;
  • wenig Traktion.

Bisher beschränkt sich der Einsatz von Elektroantrieben auf deren Einbau auf Weltraumsatelliten, und als Stromquellen für sie verwendet werden Sonnenkollektoren. Gleichzeitig können diese Motoren zu Kraftwerken werden, die die Erforschung des Weltraums ermöglichen. Daher wird in vielen Ländern aktiv an der Entwicklung ihrer neuen Modelle gearbeitet. Es waren diese Kraftwerke, die Science-Fiction-Autoren am häufigsten in ihren Werken über die Eroberung des Weltraums erwähnten, sie sind auch in Science-Fiction-Filmen zu finden. Bisher ist es die ERD, die die Hoffnung ist, dass Menschen noch zu den Sternen reisen können.