Comment fonctionnent les moteurs de fusée? La saga du carburant de fusée

Établissement d'enseignement supérieur budgétaire de l'État fédéral

(FGBOU VPO)

Université technique d'État d'Astrakhan (ASTU)

"Institut des technologies marines, de l'énergie et des transports" (IMTEiT)

Département "Génie thermique" (TEN)

Travail de cours

dans la discipline "Carburant"

sur le thème " Propulseurs de fusée»

Rempli

étudiant du groupe TET-21

Prikazchikov A.A.

Réviseurs :

étudiants du groupe TET-21

Putyatin S.S., Zhidkov S.M.

Prof:

Docteur en chimie, professeur Ryabukhin Yu.I.

Astrakhan - 2012

1. Contexte historique

Principaux types de carburant de fusée

1 Propulseurs liquides

1.1 Oxydants

1.2 Carburant

1.3 Comparaison des ergols liquides les plus courants

2 propergols solides

2.1 Propulseurs de fusée

2.2 Propulseurs mixtes

Bibliographie

. Référence historique

Les fusées à combustible solide sont apparues beaucoup plus tôt que les fusées à moteur à fusée liquide (LRE). Ces derniers nous sont devenus si familiers que nous oublions quand ils ont commencé à être utilisés pour conquérir l'espace et dans les opérations de combat des belligérants. Et cela s'est passé il y a à peine 50 ans. Auparavant, les fusées à propergol solide, ou fusées à moteur à poudre, avaient été exploitées et utilisées avec succès par les troupes pendant plusieurs siècles. La possibilité d'utiliser des liquides, y compris l'hydrogène liquide H2 et l'oxygène O2, comme carburant pour les fusées a été soulignée par K. E. Tsiolkovsky<#"justify">2. PRINCIPAUX TYPES DE CARBURANT POUR FUSÉE

Le choix du propulseur dépend de nombreux facteurs. Il n'y a pas de carburant idéal, chacun a ses avantages et ses inconvénients. Des facteurs tels que le prix, l'impulsion spécifique, le taux de combustion, le taux de combustion par rapport à la fonction de pression, la sécurité et la fabricabilité, et d'autres peuvent influencer le choix du carburant.

2.1 PROPULSEURS LIQUIDES

Agent d'oxydationet carburantles carburants à deux composants sont contenus dans des conteneurs séparés - des réservoirs et, à l'aide de divers dispositifs, sont introduits séparément dans la chambre du moteur pour la combustion. Les carburants liquides à deux propulseurs sont actuellement les plus largement utilisés, car ils fournissent la poussée spécifique du moteur la plus élevée, vous permettent facilement d'ajuster la quantité et la direction de la poussée en vol, ainsi que d'éteindre le moteur et de le redémarrer. L'inconvénient de ces carburants est un dispositif moteur complexe avec un grand nombre de pièces et d'ensembles avec un système de contrôle et de régulation complexe.

Pour auto-inflammablecomprennent de tels carburants à deux composants, dont la combustion commence d'elle-même lorsque le comburant et le carburant sont mélangés dans la chambre du moteur.

Non auto-inflammablecarburant pour commencer à brûler lorsque le démarrage des moteurs nécessite l'utilisation de moyens d'allumage supplémentaires. Les carburants auto-inflammables assurent un démarrage du moteur plus fiable et un fonctionnement stable.

Liquide monocomposantles carburants sont pré-préparés mélange non auto-inflammable de comburant et de combustibledans le rapport nécessaire à la combustion, ou une telle substance liquide qui, dans certaines conditions, se décompose avec dégagement de chaleur et formation de gaz. Les propulseurs à un seul composant sont placés sur la fusée dans un réservoir et sont introduits dans la chambre de combustion par des buses via une ligne.

avantagede ces carburants avant ceux à deux composants est simplification de la conception du moteurcar une seule ligne d'alimentation est nécessaire. Mais ces carburants n'ont pas été largement utilisés dans les moteurs-fusées à propergol liquide, car ils ne peuvent pas fournir la poussée spécifique nécessaire. Les propulseurs monocomposants qui permettent d'obtenir une poussée spécifique suffisante sont inutilisables en raison de leur forte tendance à l'explosion spontanée. Les carburants monocomposants sont également dangereux pour leur utilisation afin de refroidir la chambre de combustion. Ces carburants ne sont utilisés pour la plupart qu'à des fins auxiliaires : pour les moteurs à faible poussée, qui servent à contrôler et à stabiliser avion, ainsi que pour la rotation des turbines des groupes turbopompes LRE.

Tableau 1. Principales caractéristiques des combustibles liquides à deux composants au rapport optimal des composants (pression dans la chambre de combustion 100 kgf/cm 2, en sortie de buse 1 kgf/cm2 ).

Oxydantfuelthermal Valeur du carburant *, kcal / kgdensity *, g / cm2Temperature dans la chambre de combustion, kérosène k-déplacement dans le vide, acide snitrique (98%) kérosène 14601.362980313TG-0214901.32000310 20%) ,393300255Водород20200,323250391Керосин22001,043755335НДМГ 22001,023670344Гидразин22301,073446346Аммиак22000,843070323АТКеросин15501,273516309НДМГ22001,203469318Гидразин22301,233287322Жидкий фторВодород23000,624707412Гидразин22301,314775370

Dans les carburants à deux composants, pour la combustion complète des deux composants, pour chaque unité de masse de l'un d'eux, une quantité strictement définie de l'autre est requise. Ainsi, pour brûler 1 kg de kérosène, 15 kg d'air, ou 5,5 kg d'acide nitrique, ou 3,4 kg d'oxygène liquide sont nécessaires. À LRE pratiquement terminé le comburant est introduit dans la chambre en une quantité légèrement inférieureque nécessaire pour une combustion complète.

Il s'avère que dans ce cas la valeur la plus élevée de poussée spécifique est obtenue. La raison en est qu'avec une diminution de la consommation du comburant, la composition des produits de combustion change quelque peu. En conséquence, le processus de décomposition thermique des molécules de gaz - produits de combustion - en atomes et ions, qui se produit avec une grande absorption de chaleur et son entraînement inutile à l'extérieur de la buse, est réduit et les conditions de conversion d'énergie dans la buse sont également amélioré.

Pour le fonctionnement des fusées à liquide, le point d'ébullition du carburant est d'une grande importance. Tous les composants du carburant sont divisés en à haute ébullitionet à faible point d'ébullition.

Pour à haute ébullitioncomprennent les oxydants et les combustibles qui peuvent être contenus à l'état liquide aux températures normales de fonctionnement des missiles (jusqu'à +150 0C) sous pression atmosphérique ou élevée, le reste se réfère à à faible point d'ébullition.

2.1.1 Oxydants

dans les fusées liquides la quantité d'agent oxydant en masse dépasse la quantité de carburanten moyenne 3 à 6 fois, et la masse de carburant est 9 fois supérieure à la masse de la structure du moteur.

Les propriétés du combustible dépendent largement de la nature du comburant. Par exemple, selon la caractéristique la plus importante - poussée spécifique - le carburant "oxygène liquide et kérosène" diffère du carburant "acide nitrique et kérosène" d'environ 15%.

Parmi les oxydants à bas point d'ébullition, le plus largement utilisé dans les moteurs courants est oxygène liquide. La possibilité d'utiliser fluor liquide, ses liens avec oxygène et ozone.

Parmi ceux à haut point d'ébullition, ils sont largement utilisés Acide nitriqueet ses mélanges avec tétroxyde d'azote. Peut être appliqué tétroxyde d'azote, peroxyde d'hydrogène. Composés à l'étude fluorAvec chloreet tétranitrométhane.

Considérez certains types d'oxydants.

1. OXYGÈNE LIQUIDE (O 2 ). C'est un liquide mobile de couleur bleutée, légèrement plus lourd que l'eau.

Particularités : l'oxygène est l'un des plus oxydants puissants, puisque sa molécule ne contient pas d'atomes qui ne sont pas impliqués dans le processus d'oxydation, comme c'est le cas, par exemple, dans l'acide nitrique. Les carburants sont plus efficaces qu'avec oxygènene peut être obtenu qu'à partir de ozone, fluorou alors fluorure oxygène.

Propriété principale, qui détermine les caractéristiques du travail avec un liquide oxygène, réside dans sa point d'ébullition bas. De ce fait, il s'évapore très rapidement, ce qui entraîne ses pertes importantes lors du stockage et du ravitaillement de la fusée. Le réservoir de la fusée est rempli de liquide oxygènejuste avant le lancement de la fusée. Les pertes par évaporation pendant le ravitaillement peuvent atteindre 50% et, lorsqu'elles sont contenues dans une fusée, jusqu'à 3% par heure. Liquide oxygènestockés et transportés dans des conteneurs spéciaux - réservoirs métalliques avec une bonne isolation thermique.

Liquide oxygène pas toxique. Contactez-le brièvement sans grandes quantités avec des zones ouvertes du corps humain n'est pas dangereux: la couche gazeuse résultante ne permet pas le gel de la peau.

Liquide oxygène- un des plus oxydants bon marché, ce qui s'explique par la facilité de production et l'abondance des matières premières. Il est de 89% en masse dans l'eau et de 23% dans l'air. Reçoit habituellement oxygènede l'air, par liquéfaction et séparation sous forme liquide de azoteet autres gaz l'atmosphère terrestre.

2. ACIDE NITRIQUE (HNO 3 ) . L'acide nitrique 100 % chimiquement pur est un liquide incolore, facilement mobile et lourd qui fume fortement dans l'air.

Particularités : 100% acide nitrique instable et facilement décomposablesur l'eau oxygèneet oxydes d'azote.

HNO 3 - Oxydant puissantparce que sa molécule contient

% oxygène. Lors de l'oxydation de divers combustibles, il se décompose en eau, oxygèneet azote. Il se compare favorablement à tous les agents oxydants couramment utilisés grande gravité spécifique. En raison de capacité calorifique élevéeil peut être utilisé comme composant de refroidissement de la chambre LRE.

Dans des conditions normales de fonctionnement Acide nitrique- liquide, ce qui est un de ses avantages. fusées,dans lequel il est utilisé comme agent oxydant, peut être stocké rempli longtemps, toujours prêt pour le lancement. Les inconvénients opérationnels comprennent une augmentation significative de la pressiondans des récipients hermétiquement fermés acide nitrique,en raison du processus de sa décomposition. Inconvénient principal acide nitrique - haute corrosivitépour la plupart des matériaux. Agressivité acide nitriquerend la manipulation beaucoup plus difficile. Son stockage et son transport sont effectués à l'aide de conteneurs spéciaux.

désavantages : Acide nitriquea toxiquePropriétés. Son contact avec la peau humaine provoque l'apparition d'ulcères douloureux et à long terme qui ne guérissent pas. Les vapeurs sont également nocives pour la santé acide nitrique. Ils sont plus venimeux monoxyde de carbone 10 fois.

Prix acide nitriquepetit. Méthode de réception principale acide nitriqueparticipe à l'oxydation ammoniac oxygènel'air en présence platineet dissoudre le résultat oxydes d'azote dans l'eau.

N 2+ 2O2 => 2 NON 2

. TÉTRAOXYDE DE DINITROGÈNE (N 2 O 4 ) . C'est un liquide jaune à température normale.

Particularités : avec l'augmentation de la température, il se décompose en dioxyde d'azote, peint en rouge-brun, le soi-disant "gaz brun".

Est un peu oxydant plus efficace, comment Acide nitrique. Les carburants à base de celui-ci ont une poussée spécifique d'environ 5% de plus que l'acide nitrique.

désavantages : par rapport aux matériaux tétroxyde de diazoteh beaucoup moins agressif, comment Acide nitrique, mais pas moins toxique.

Le principal inconvénient est point d'ébullition baset Chauffer durcissement, ce qui réduit considérablement la possibilité de son utilisation dans les carburants de fusée sous sa forme pure. Les conditions d'utilisation sont améliorées en mélange avec d'autres oxydes d'azote.

4. PEROXYDE D'HYDROGÈNE (H 2 O 2 ). Liquide lourd transparent incolore.

Particularités : le peroxyde d'hydrogène est un composé chimique instable qui se décompose facilement en eau et oxygène. La tendance à se décomposer augmente avec l'augmentation de la concentration. Lors de la décomposition, une quantité importante de chaleur est dégagée.

Les plus répandues sont les solutions aqueuses à 80% et 90% de concentration de peroxyde d'hydrogène. La stabilité chimique des solutions et la sécurité de leur utilisation peuvent être obtenues en introduisant substances stabilisantes. Ceux-ci inclus phosphorique, acétiqueet l'acide oxalique. Obligatoire état de stabilisationperoxyde d'hydrogène - pureté. Mineur impuretéset la pollution fortement accélérer sa décompositionet peut même provoquer une explosion.

Comparé à acide nitrique peroxyde d'hydrogènea faible corrosivité, mais il oxyde certains métaux.

désavantages : Le peroxyde d'hydrogène est inflammable et explosif. Les substances organiques en contact avec elle s'enflamment facilement. À une température de +175 0C ça explose. Le contact avec la peau provoque brulûres sévères.

À l'heure actuelle, le peroxyde d'hydrogène est peu utilisé, car les carburants à base de celui-ci donnent une poussée relativement faible.

5. FLUOR LIQUIDE (F 2 ). C'est un liquide lourd de couleur jaune vif.

Particularités : le fluor a meilleures propriétés oxydantes, comment oxygène. De tout éléments chimiques il est le plus actif, entrant dans des composés avec presque toutes les substances oxydantes à température ambiante ordinaire. Dans ce cas, l'inflammation se produit souvent. Même oxygèneoxydé fluorbrûlant dans son atmosphère.

En raison de son activité chimique exceptionnellement élevée fluoravec tout combustible forme des carburants auto-inflammables. Cependant, les carburants fluorés donnent une poussée spécifique plus élevée que oxygène, uniquement si le carburant est riche hydrogène. Combustible contenant de nombreux carbone, forme avec fluorcarburants beaucoup moins efficaces.

désavantages : fluortrès toxique. Il est très corrosif pour la peau, les yeux et les voies respiratoires. Dans la technologie des fusées, il n'est encore utilisé que dans les moteurs expérimentaux.

2.1.2 Carburant

En tant que combustible dans les combustibles liquides, on utilise principalement des substances dans lesquelles les atomes oxydés d'éléments chimiques sont des atomes carboneet hydrogène. Dans la nature, il existe un très grand nombre de composés chimiques de ces éléments. La plupart d'entre eux sont biologiques.

Actuellement, la technologie des fusées utilise une grande variété de carburants. Bien que le carburant ne représente que 15 à 25 % de la masse de carburant, il bon choix est d'une grande importance. Ce n'est qu'avec une combinaison réussie de comburant et de carburant que l'on peut satisfaire, sinon la totalité, du moins les exigences les plus importantes en matière de carburant. La plupart des types de carburant de fusée ont un point d'ébullition élevé. Leur commun défaut - bas gravité spécifique , une fois et demie à deux fois moins que celle des oxydants.

En pratique comme carburant de fusée hydrocarbure le plus couramment utilisé, qui est un produit du raffinage du pétrole (kérosène), amines, ammoniaque, hydrazineet ses dérivés.

Considérez certains types de carburant.

1. HYDROCARBURES (produits pétroliers) sont des mélanges de composés chimiques carboneAvec hydrogène. Leurs performances énergétiques sont inférieures à celles des hydrogène, mais supérieur à carbone. Le kérosène est le plus utilisé.

Caractéristiques du kérosène : c'est un liquide léger avec un point d'ébullition élevé, qui est très résistant à la décomposition lorsqu'il est chauffé. Le kérosène n'est pas une substance d'une composition strictement définieavec une formule chimique sans ambiguïté, ce qui rend impossible la détermination précise de ses propriétés. Selon le champ pétrolier, la composition et les propriétés du kérosène peuvent varier. Le kérosène de fusée contient contenu accrutel hydrocarbures, lequel donner moins de dépôtspendant le refroidissement du moteur.

Inconvénients du kérosène : il ne s'enflamme pas au contact d'agents oxydants courants, donc nécessite une source d'allumage spéciale.

Le kérosène est largement utilisé dans les propulseurs de fusée avec liquide oxygène, acide nitriqueoxydants et peroxyde d'hydrogène.

2. AMINES - les composés qui sont obtenus s'ils sont dans la molécule ammoniacun, deux ou trois atomes hydrogèneremplacer groupes hydrocarbonés. Dans la technologie des fusées, la triéthylamine, l'aniline, la xylidine, etc. ont trouvé une application.

Particularité : amines interagir activement avecacide nitriqueet tétroxyde de diazoteconduisant à l'auto-inflammation. En termes d'efficacité, à base de carburant aminesproche du kérosène. Capacité amines provoquer la corrosion des métaux est faible. Ils sont stockés et transportés dans des conteneurs en métaux ferreux ordinaires.

Désavantages: amines coût nettement plus élevépar rapport au kérosène , ainsi que la toxicité, qui se manifeste à la fois par inhalation de vapeurs et par contact avec la peau.

Pour améliorer les propriétés physico-chimiques, aminesutilisé comme carburant en mélange avec d'autres substances, y compris d'autres amines.

à base de carburant aminestrouvé une application dans les carburants auto-inflammables avec acide nitrique, tétroxyde d'azote et leurs mélanges.

3. HYDRAZINE . Lors de la combustion de l'hydrazine, seuls les atomes participent à la réaction d'oxydation hydrogène, un azotelibéré sous forme libre, augmentant la quantité de gaz.

L'hydrazine est un liquide incolore et transparent (à peu près dans la même plage de température que l'eau) et a une odeur ammoniacale. habituellement utilisé en mélange avec d'autres substances.

Particularités : l'hydrazine est un carburant efficace. Ceci est facilité par le fait que sa molécule se forme avec l'absorption de chaleur, qui est dégagée lors de la combustion en plus de la chaleur d'oxydation. Une autre caractéristique positive est grande gravité spécifique.

Désavantages: l'hydrazine a haute température de solidificationqui est très peu pratique à utiliser. Ses vapeurs explosent lorsqu'elles sont chauffées et frappées. Lorsqu'il est exposé oxygènel'air, il s'oxyde. Hydrazine corrosif. Y sont résistants aluminiumet ses alliages, les aciers inoxydables, polyéthylène, polyfluoroéthylène, fluoroplaste. Hydrazine toxique, irritant pour la membrane muqueuse des yeux et peut provoquer une cécité temporaire.

4. DIMÉTHYLHYDRAZINE ASYMÉTRIQUE C'est un liquide transparent incolore avec une odeur piquante.

Particularités : par rapport à l'hydrazine, il est beaucoup plus pratique à utiliser, car il reste liquide dans une plage de température plus large. Il a une bonne résistance à la chaleur. Contrairement à l'hydrazine, ses vapeurs n'explosent pas sous l'effet d'influences extérieures. caractéristique principale- activité chimique élevée. Il est facilement oxydé par l'oxygène atmosphérique et forme avec l'acide carbonique des sels qui précipitent.

désavantages : la diméthylhydrazine (par rapport à l'hydrazine) a une moins bonne efficacité en tant que carburant, car sa molécule contient des atomes de carbone moins efficaces en plus des atomes d'hydrogène. Auto-enflamme dans l'air à 250 0C, les mélanges de vapeur de diméthylhydrazine avec de l'air explosent facilement, et il toxique.

2.1.3 Comparaison des ergols liquides les plus courants

. Carburants à base d'oxygène liquide apporter la poussée spécifique la plus élevéede tous les carburants de fusée actuellement utilisés. Leur principal inconvénient est point d'ébullition basoxydant. Cela rend difficile leur utilisation dans des missiles de combat, qui doivent être prêts à être lancés pendant longtemps.

Avec de l'oxygène liquide, des combustibles tels que le kérosène, asymétrique diméthylhydrazine, ammoniac. Endroit spécialprend du carburant oxygène+ hydrogène, qui fournit une poussée spécifique de 30 à 40 % supérieure à celle des autres carburants courants. Ce carburant est le plus approprié pour une utilisation dans les grosses fusées.

2. Carburants à base d'acide nitrique dans un mélange de 20-30% oxydes d'azotebeaucoup inférieur oxygènecombustibles par poussée spécifique, mais avoir avantage de poids. De plus, ces carburants sont à haute ébullition long termesubstances, ce qui vous permet de garder les missiles de combat entièrement équipés et alimentés pendant longtemps.

Les oxydants de l'acide nitrique ont bonnes propriétés de refroidissement. Mais en raison des températures relativement basses dans la chambre de combustion, le refroidissement des moteurs de moyennes et grandes poussées peut être assuré par du carburant, bien que la composition du carburant contienne moins de carburant que le comburant.

Combustible en mélange amines, diméthylhydrazine asymétriqueet quelques autres substances formeravec des oxydants d'acide nitrique combustibles auto-inflammables. Kérosène et autres hydrocarbures nécessite un allumage forcé.

3. Carburants à base de tétroxyde d'azote donner poussée spécifique légèrement supérieureque l'acide nitrique, mais ont gravité spécifique réduite. Malgré des inconvénients opérationnels tels que haute température de solidification de l'oxydant, ils trouvent une utilisation dans les missiles à longue portée. Ces carburants ont été remplacés oxygènecarburant, car ils permettent de stocker la fusée dans un état ravitaillé, prête à être lancée.

L'avantage du carburant à base de tétroxyde d'azote est également auto-allumage.

2.2 Propulseurs solides

Par apparence toutes les charges de combustible solide sont solides densessurtout des couleurs sombres. Les poudres de roquette sont généralement de couleur brun foncé et ressemblent à une substance ressemblant à une corne. S'ils contiennent des additifs (sous forme de suie, par exemple), leur couleur est noire. Les carburants mélangés sont de couleur noire ou noire/grise selon la couleur du carburant et des additifs, et sont généralement similaires au caoutchouc fortement vulcanisé, mais sont moins élastiques et plus cassants.

Les combustibles solides sont pratiquement sûrà la fois en termes d'impact sur le corps humain et en relation avec divers matériaux de structure. Stockés dans des conditions normales, ils ne pas émettre de substances agressives. La poudre à canon de fusée en raison des propriétés volatiles du solvant - la nitroglycérine (Fig. 1) - peut provoquer des maux de tête à court terme et peu graves.

Fig. 1. Formule structurelle de la nitroglycérine

2.2.1 Propulseurs de fusée

Les poudres de fusée sont des systèmes multicomposants complexes dans lesquels chaque substance a son propre rôle afin d'obtenir les propriétés souhaitées d'un type particulier de poudre à canon. Les principaux composants de la poudre à canon sont les nitrates de cellulose,qui, lorsqu'ils sont brûlés, libèrent la plus grande quantité d'énergie thermique. Ils déterminent également les propriétés physico-chimiques de la poudre à canon. Considérez certains des composants de la poudre à canon.

1. NITRATE DE CELLULOSE , ou nitrocellulose, sont obtenus en traitant la cellulose avec un mélange d'acides nitrique et sulfurique. Ce traitement est appelé nitration. Matière première - cellulose(fibre) - une substance répandue dans la nature, dont le lin, le chanvre, le coton, etc. sont presque entièrement composés.

Les nitrates de cellulose sont une masse en vrac. Elles sont inflammablemême d'une faible étincelle. La combustion se produit en raison de l'oxygène contenu dans les groupes nitro, et pas d'alimentation externe en oxygène nécessaire. Cependant, l'utilisation directe nitrocellulosecar le carburant de fusée est exclu, car il est impossible d'en faire une charge qui brûle selon une loi strictement définie. Même après une forte pression, il a de nombreux pores. Sa combustion se produit non seulement à l'extérieur mais aussi à l'intérieur, car le gaz combustible pénètre à travers les pores à l'intérieur. Par conséquent une explosion peut se produirecapable de détruire le moteur. Pour éviter cela, ils produisent plastification nitrocellulose, c'est-à-dire qu'une solution solide d'une composition homogène en est préparée, sans pores.

2. SOLVANTS-PLASTIFIANTS nitrocellulose - nitroglycérine, nitroglycolet quelques autres substances. Ils sont le deuxième composant principal de la poudre à canon à la fois en termes de masse et de réserve d'énergie. Ils sont souvent appelés solvants non volatils, car ils ne sont pas retirés de la solution au cours du processus de production, mais restent complètement dans la composition de la poudre à canon.

NITROGLYCÉRINE - une substance formée lors de la nitration alcool trihydrique glycérine- mélange nitriqueet acide sulfurique. C'est un liquide huileux incolore.

Nitroglycérine - puissant explosif. Il explose facilement en cas d'impact ou de frottement. Sa combustion se produit en raison de l'oxygène contenu dans les groupes nitro. Puisqu'il y a un excès d'oxygène dans sa molécule, une partie de l'oxygène va à l'oxydation supplémentaire de la nitrocellulose, ce qui conduit à une augmentation globale de la réserve énergétique du combustible solide. Avec une augmentation de la teneur en nitroglycérine dans la poudre à canon se développentnon seulement eux indicateurs énergétiques, mais aussi explosivitéet sensibilité aux chocs. Les poudres de fusée à haute teneur en nitroglycérine offrent une poussée spécifique élevée.

Pour plastifier nitrocelluloseafin de faciliter la technologie de production, d'augmenter le temps et température admissible D'autres solvants sont également utilisés pour le stockage des charges.

NITROGLYCOL comme un explosif moins sensible aux contraintes mécaniques. Il est obtenu par nitration éthylène glycol. Stock oxygènemoins dans sa molécule que dans la molécule nitroglycérine, donc utiliser comme solvant détériore la performance énergétique poudre à canon.

Sauf nitroglycérineet nitroglycolparfois un solvant est utilisé nitrocellulose, Comment nitroguanidine.

3. PLASTIFIANTS SUPPLÉMENTAIRES et les substances qui régulent les propriétés énergétiques du carburant sont bien combinées avec les solvants basiques. Ils ne contiennent pas ou très peu d'actifs oxygèneet sont donc introduits dans la composition de la poudre à canon en petite quantité, afin de ne pas réduire leurs caractéristiques énergétiques. Il s'agit notamment de substances telles que dinitroluène,phtalate de dibutyle, phtalate de diéthyle.

4. STABILISATEURS sont introduits dans la composition des poudres à canon pour augmenter leur résistance chimique. La décomposition se produit pendant le stockage de la poudre à canon. nitrocelluloseavec l'éducation oxydes d'azote, qui accélèrent sa décomposition ultérieure, la rendant explosive. Les stabilisants ralentissent la décomposition nitrocellulose, se connectant avec l'éminent oxydes d'azote, ils les lient, les transformant en substances chimiquement inactives.

5. SUBSTANCES AMÉLIORANT LA COMBUSTION POUDRE À CANON , apporter accélération, ralentirou alors stabilisationprocessus de combustion dans la chambre des moteurs à fusée solide. Ceux-ci comprennent un grand nombre de sels ou d'oxydes de divers métaux ( étainsn , manganèseMn , zincZn , chromeCr , menerPb , titaneTi , potassiumK , baryumBa etc.).

6. ADDITIFS TECHNOLOGIQUES ? les substances qui facilitent le processus de fabrication de la poudre à canon sont introduites dans les opérations les plus critiques pour réduire les frottements et les contraintes sur les machines. Ils jouent le rôle de lubrifiants aussi bien à l'intérieur de la masse combustible qu'entre la masse et l'outil. Pour cela, on utilise de la craie qui réduit les frottements internes, de la vaseline et de l'huile de transformateur, graphite, stéarate meneret d'autres substances réduire la pression de pressage. Ils sont introduits en petites quantités.

La production de poudres de roquettes est réalisée selon un schéma technologique complexe utilisant hautes températures et pressions. La tâche de production comprend la fabrication de charges de poudre homogène solide répondant à un certain nombre d'exigences strictes, à partir d'un grand nombre de substances hétérogènes sur le plan chimique et propriétés physiques, ainsi que l'état d'agrégation.

2.2.2 Propulseurs mixtes

Les carburants mixtes ont une composition beaucoup plus simple que la poudre à canon. Ils comprennent deux ou trois, rarement quatre composantes. Considérons certains d'entre eux.

1. COMME OXYDANTS COMBUSTIBLES MIXTES on utilise généralement des sels d'acides inorganiques - nitriqueet chlorure. Leur caractéristique est un grand pourcentage d'oxygène dans la molécule. Tous, en poids, sont composés d'environ la moitié d'oxygène. Dans des conditions normales, ils ont une résistance chimique, mais avec un fort chauffage avec capable de se décomposer avec dégagement d'oxygène libre.Tous les oxydants solides contiennent, en plus de oxygène, atomes d'éléments chimiques capables d'oxydation. Ainsi, lors de la décomposition de ces agents oxydants, une partie oxygènes'avère être associé à ces éléments et libre oxygènebeaucoup moins est libéré que ce qui est disponible dans la molécule.

L'agent oxydant le plus courant pour les combustibles solides est PERCHLORATE AMMONIAC . Ce sel est une poudre cristalline blanche (incolore) et se décompose lorsqu'il est chauffé au-dessus de 150 0C. A l'air légèrement humidifié. Sensible aux chocs et aux frottements, notamment en présence d'impuretés organiques. Peut brûler sans carburant et exploser. Lors de la combustion, il n'émet pas de substances solides, mais ses produits de combustion contiennent un gaz agressif et plutôt toxique - le chlorure d'hydrogène (HCl), qui, en présence d'humidité, se forme avec lui acide hydrochlorique. Les avantages du perchlorate d'ammonium sont qu'il a une basse température de décomposition et qu'il ne se décompose qu'en produits gazeux de faible poids moléculaire, qu'il a une faible hygroscopicité, qu'il est disponible et bon marché.

Un autre agent oxydant est PERCHLORATE DE POTASSIUM . Ce sel se décompose à des températures supérieures à 440 0C, ne s'humidifie pas à l'air (non hygroscopique), ne brûle pas et n'explose pas. Tout l'oxygène contenu dans sa composition est actif. Lorsqu'il est brûlé, il libère une substance solide - le chlorure de potassium, qui crée un nuage de fumée dense. La présence de chlorure de potassium dans les produits de combustion détériore fortement les propriétés des carburants pour fusées, c'est-à-dire les conditions de transition de l'énergie thermique en énergie cinétique dans la tuyère d'un moteur-fusée.

Un autre agent oxydant largement utilisé est NITRATE D'AMMONIUM (nitrate d'ammonium), également utilisé comme engrais azoté. C'est une poudre cristalline incolore (blanche). Se décompose à une température de 243 0C. Capable de brûler et d'exploser. Lors de la combustion, une grande quantité de produits uniquement gazeux est libérée. Les mélanges avec des substances organiques sont capables de combustion spontanée, de sorte que le stockage des carburants de fusée à base de celui-ci est un problème sérieux. A des propriétés toxiques.

Les exemples donnés n'épuisent pas la liste des comburants possibles pour les moteurs à fusée solide, qui peuvent être utilisés, par exemple, perchlorates de lithium, nitrosyleet nitronium, dinitrate hydrazine et etc.

2. SUBSTANCES LIANT AU CARBURANT de carburants mixtes - c'est composés organiques de haut poids moléculaire, ou polymères. Polymèresde tels composés sont appelés, dont les molécules sont constituées d'un très grand nombre d'unités élémentaires de même structure. Les maillons élémentaires sont interconnectés en longues chaînes de structure linéaire ou ramifiée. Les propriétés du polymère dépendent de la structure chimique des unités élémentaires, de leur nombre et de leur disposition mutuelle.

De nombreux polymères solides sont obtenus à partir de substances liquides - monomères, dont les molécules sont constituées d'un nombre relativement faible d'atomes. Les monomères sont capables de se combiner spontanément en longues chaînes - des polymères ? ce processus est appelé polymérisation.

Pour accélérer la polymérisation ou le durcissement, certaines substances spéciales sont utilisées, appelées initiateurs, ou alors durcisseurs.

De nombreux composés de haut poids moléculaire sont capables de bien se mélanger et de coller avec des poudres (avec un agent oxydant cristallin et une poudre métallique), puis de se transformer en une masse monolithique solide après polymérisation. Lorsqu'ils sont chauffés, certains polymères se ramollissent, deviennent visqueux et, sous cette forme, peuvent mélanger avec des charges, les tenant fermement. En même temps, ils peuvent être coulés dans des moules et recevoir des charges de combustible. tailles et formes spécifiées.

Composés synthétiques du type caoutchoucs, résines et plastiques, aussi bien que produits pétroliers lourds - asphalte et bitume. La composition et les propriétés des produits pétroliers varient dans une très large gamme, et les propriétés mécaniques recherchées ne sont conservées que dans une plage de température réduite. ainsi les substances synthétiques sont utilisées plus souventayant une composition plus constante et de meilleures propriétés mécaniques. En pratique, des caoutchoucs sont utilisés - POLYURÉTHANE , BUTADIÈNE etPOLYSULFURE , résine - POLYESTER , ÉPOXY EtURÉE , ainsi que certains plastiques, qui comprennent des atomes azote, oxygène, soufreou alors chlore.

Principal limitesrésines polymères et plastiques en tant que substances liant les carburants - faible élasticitéet fragilité accrue à basse température. Les caoutchoucs synthétiques sont largement exempts de ces défauts.

3. MÉTAUX EN POUDRE peut être introduit dans la composition des carburants mixtes en tant que composant combustible supplémentaire. Convient pour cela sont en métal béryllium, lithium, aluminium, magnésium, ainsi que certains de leurs composés. Suite à l'introduction de ces métaux, regain d'énergiecarburant, c'est-à-dire poussée spécifique accruemoteurs. De plus, les additifs métalliques augmenter la densité du carburant, ce qui améliore les performances du moteur et de la fusée dans son ensemble. Il convient de tenir compte du fait que plus la teneur en carburant contenant des métaux est élevée, plus la température de leurs produits de combustion est élevée. Presque tous les combustibles composites modernes contiennent des métaux comme composants.

Le combustible métallique le plus efficace est BÉRYLLIUM , cependant, les perspectives d'utilisation du béryllium sont très limitées, car il réserves insignifiant, et les produits de combustion sont très toxique. Le deuxième métal le plus efficace est LITHIUM . Son utilisation est gênée point de fusion très bas (+186 0C) et auto-inflammation dans l'airà l'état fondu. Le combustible métallique le plus courant et le moins cher est ALUMINIUM . L'utilisation de poudre d'aluminium finement broyée dans les carburants mixtes n'est pas seulement augmente la poussée spécifiquemoteurs, mais améliore la fiabilitéleur lancementet augmente la stabilité de la combustion du carburant. MAGNÉSIUM Il est rarement utilisé, car il donne une faible poussée spécifique dans les carburants.

En plus des métaux purs, l'utilisation de leurs composés avec de l'hydrogène (hydrures) comme substances combustibles supplémentaires est à l'étude.

4. CATALYSEURS ET AUTRES ADDITIFS sont introduits dans les carburants mixtes dans petites quantitéspour améliorer le processus de combustion(suie, sels de certains métaux), donnantcarburant propriétés plastiques(huiles végétales, minérales et synthétiques), amélioration de la stabilité au stockage et de la formulation ( phtalate de diéthyle, centralite d'éthyle), facilitant la technologie de production.

La technologie de fabrication des charges à partir de propulseurs mixtes comprend le mélange des composants du propulseur, la coulée et le durcissement. En général, le processus de fabrication des propulseurs mixtes est plus simple que celui de la poudre à canon, cependant, dans la fabrication de charges de grande taille, de grandes difficultés technologiques doivent être surmontées.

Bibliographie

comburant de carburant de fusée

Ressources électroniques utilisées :

1. "Propulseurs de fusée de missiles balistiques intercontinentaux modernes".

. UN V. Karpenko "De l'histoire des fusées solides".

. Wikipédia (encyclopédie gratuite).

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La puissante fusée spatiale est propulsée par la même force que les feux d'artifice festifs dans le parc de la culture et des loisirs - la force de la réaction des gaz s'échappant de la buse. Sortant comme une colonne de feu du moteur-fusée, ils poussent le moteur lui-même et tout ce qui lui est structurellement lié dans la direction opposée.

La principale différence fondamentale de tout moteur à réaction (les moteurs-fusées sont une branche puissante d'une vaste famille de moteurs à réaction, les moteurs à réaction directe) est qu'il génère directement du mouvement, met en mouvement le véhicule qui lui est associé sans la participation d'unités intermédiaires appelées propulseurs . Dans un avion propulsé par des moteurs à pistons ou à turbopropulseurs, le moteur entraîne l'hélice qui, s'écrasant dans les airs, rejette une masse d'air et fait voler l'avion vers l'avant. Dans ce cas, l'hélice est l'hélice. L'hélice du navire fonctionne de la même manière : elle rejette beaucoup d'eau. Une voiture ou un train est entraîné par une roue. Et seul un moteur à réaction n'a pas besoin de support dans l'environnement, dans la masse d'où l'appareil serait repoussé. La masse que le moteur à réaction rejette et reçoit ainsi un mouvement vers l'avant est située en elle-même. C'est ce qu'on appelle le fluide de travail ou la substance de travail du moteur.

Habituellement, les gaz chauds fonctionnant dans un moteur se forment lors de la combustion du carburant, c'est-à-dire lors d'une réaction chimique d'oxydation rapide d'une substance combustible. L'énergie chimique des substances en combustion est convertie en énergie thermique des produits de combustion. Et l'énergie thermique des gaz chauds obtenus dans la chambre de combustion est convertie, lorsqu'ils se détendent dans la tuyère, en énergie mécanique de l'avancement d'une fusée ou d'un avion à réaction.

L'énergie utilisée dans ces moteurs est le résultat d'une réaction chimique. Par conséquent, ces moteurs sont appelés moteurs-fusées chimiques.

Ce n'est pas le seul cas possible. Dans les moteurs de fusées nucléaires, la substance de travail doit recevoir de l'énergie de la chaleur dégagée lors de la réaction de fission ou de fusion nucléaire. Dans certains types de moteurs de fusée électriques, la substance de travail est accélérée même sans la participation de chaleur en raison de l'interaction des forces électriques et magnétiques. De nos jours, cependant, la base de la technologie des fusées est la chimie ou, comme on les appelle aussi, les moteurs de fusée thermochimiques.

Tous les moteurs à réaction ne conviennent pas aux vols spatiaux. Une grande partie de ces machines, les soi-disant moteurs à réaction, utilisent l'air ambiant pour oxyder le carburant. Naturellement, ils ne peuvent fonctionner que dans les limites de l'atmosphère terrestre.

Pour le travail dans l'espace, deux types de moteurs thermochimiques-fusées sont utilisés : les moteurs-fusées à propergol solide (SRM) et les moteurs-fusées à propergol liquide (LRE). Dans ces moteurs, le carburant contient tout ce qui est nécessaire à la combustion, c'est-à-dire à la fois le carburant et le comburant. Seul l'état agrégé de ce carburant est différent. Le propergol solide est un mélange solide de substances essentielles. Dans un LRE, le carburant et le comburant sont stockés sous forme liquide, généralement dans des réservoirs séparés, et l'allumage a lieu dans une chambre de combustion où le carburant se mélange au comburant.

Le mouvement de la fusée se produit lorsque la substance de travail est jetée. Il est loin d'être indifférent à la vitesse à laquelle le fluide de travail s'écoule de la tuyère d'un moteur à réaction. La loi physique de conservation de la quantité de mouvement dit que la quantité de mouvement de la fusée (le produit de sa masse par la vitesse à laquelle elle vole) sera égale à la quantité de mouvement du corps en mouvement. Cela signifie que plus la masse de gaz éjectés de la tuyère et la vitesse de leur écoulement sont importantes, plus la poussée du moteur est importante, plus la vitesse peut être donnée à la fusée, plus sa masse et sa charge utile peuvent être importantes.

Dans un gros moteur-fusée, en quelques minutes de fonctionnement, une énorme quantité de carburant, le fluide de travail, est traitée et éjectée de la tuyère à grande vitesse. Pour augmenter la vitesse et la masse d'une fusée, en plus de la diviser en étages, il n'y a qu'un seul moyen - augmenter la poussée des moteurs. Et pour augmenter la poussée sans augmenter la consommation de carburant, cela n'est possible qu'en augmentant le débit de sortie des gaz de la buse.

Il existe un concept dans la technologie des fusées de la poussée spécifique d'un moteur de fusée. La poussée spécifique est la poussée obtenue dans le moteur aux dépens d'un kilogramme de carburant en une seconde.

La poussée spécifique est identique à l'impulsion spécifique - l'impulsion développée par un moteur-fusée pour chaque kilogramme de carburant (fluide de travail) consommé. L'impulsion spécifique est déterminée par le rapport de la poussée du moteur à la masse de carburant consommée en une seconde. L'impulsion spécifique est la caractéristique la plus importante d'un moteur-fusée.

L'impulsion spécifique du moteur est proportionnelle à la vitesse de sortie des gaz de la buse. L'augmentation du taux d'échappement permet de réduire la consommation de carburant par kilogramme de poussée développée par le moteur. Plus la poussée spécifique est élevée, plus la vitesse d'expiration du fluide de travail est grande, plus le moteur est économique, moins la fusée a besoin de carburant pour effectuer le même vol.

Et la vitesse de sortie dépend directement de l'énergie cinétique du mouvement des molécules de gaz, de sa température et, par conséquent, de la valeur calorifique (valeur calorifique) du carburant. Naturellement, plus le contenu calorique, l'efficacité énergétique du combustible est élevé, moins il est nécessaire d'effectuer le même travail.

Mais le débit ne dépend pas seulement de la température, il augmente avec une diminution du poids moléculaire de la substance de travail. L'énergie cinétique des molécules à la même température est inversement proportionnelle à leur poids moléculaire. Plus le poids moléculaire du carburant est faible, plus le volume de gaz produit lors de sa combustion est important. Plus le volume de gaz formé lors de la combustion du carburant est important, plus le taux de leur expiration est élevé. Par conséquent, l'hydrogène en tant que composant propulseur est doublement bénéfique en raison de sa valeur calorifique élevée et de son faible poids moléculaire.

Une caractéristique très importante d'un moteur-fusée est sa gravité spécifique, c'est-à-dire la masse du moteur par unité de sa poussée. Un moteur-fusée doit développer beaucoup de poussée et en même temps être très léger. Après tout, soulever chaque kilogramme de charge dans l'espace est donné à un prix élevé, et si le moteur est lourd, il ne se soulèvera principalement que de lui-même. La plupart des moteurs à réaction ont généralement une densité relativement faible, mais cet indicateur est particulièrement bon pour les LRE et les moteurs-fusées à propergol solide. Cela est dû à la simplicité de leur appareil.

moteur-fusée à propergol solide et moteur-fusée

Les moteurs-fusées à propergol solide sont de conception extrêmement simple. Ils comportent essentiellement deux parties principales : la chambre de combustion et la tuyère. La chambre de combustion elle-même sert de réservoir de carburant. Certes, ce n'est pas seulement un avantage, mais aussi un inconvénient très important. Le moteur est difficile à éteindre tant que tout le carburant n'a pas brûlé. Son travail est extrêmement difficile à réglementer. Le carburant doit brûler lentement, à une vitesse plus ou moins constante, indépendamment des changements de pression et de température. Il est possible de réguler la valeur de la poussée du propergol solide uniquement dans certaines limites prédéterminées, en sélectionnant des charges de propergol solide de géométrie et de structure appropriées. Dans un moteur-fusée à propergol solide, il est difficile de réguler non seulement la force de poussée, mais également sa direction. Pour ce faire, vous devez modifier la position de la chambre de traction, et elle est très grande, car elle contient toute la réserve de carburant. Des fusées à propergol solide à tuyères rotatives sont apparues, elles sont structurellement assez complexes, mais cela nous permet de résoudre le problème du contrôle de la direction de poussée.

Cependant, les moteurs-fusées à propergol solide présentent également un certain nombre d'avantages sérieux: disponibilité constante pour l'action, fiabilité et facilité d'utilisation. Les moteurs de fusée à propergol solide ont trouvé une large application dans les affaires militaires.

L'élément le plus important dans les moteurs-fusées à propergol solide est la charge de combustible solide. Les caractéristiques du moteur dépendent des éléments du carburant, de la structure et du dispositif de la charge. Il existe deux principaux types de propergols solides pour fusées : dibasiques, ou colloïdaux, et mixtes. Les combustibles colloïdaux sont une solution homogène solide matière organique, dont les molécules contiennent des éléments oxydants et combustibles. La solution solide la plus largement utilisée de nitrocellulose et de nitroglycérine.

Les carburants mixtes sont des mélanges mécaniques de carburant et de comburant. Des substances cristallines inorganiques telles que le perchlorate d'ammonium, le perchlorate de potassium, etc. sont généralement utilisées comme agent oxydant dans ces carburants. Typiquement, un tel carburant se compose de trois composants : en plus de l'oxydant, il comprend un carburant polymère qui sert de liant , et un second combustible sous forme d'additifs métalliques en poudre, qui améliorent significativement les caractéristiques énergétiques du combustible. Le combustible liant peut être des résines polyester et époxy, du caoutchouc polyuréthane et polybutadiène, etc. Le second combustible est le plus souvent de l'aluminium en poudre, parfois du béryllium ou du magnésium. Les carburants mélangés ont généralement une impulsion spécifique plus élevée que les carburants colloïdaux, plus grande densité, plus grande stabilité, mieux stocké, plus manufacturable.

Les charges de combustible solide sont fixées au corps de la chambre du moteur (elles sont fabriquées en versant du carburant directement dans le corps) et en vrac, qui sont fabriquées séparément et insérées dans le corps sous la forme d'un ou plusieurs pions.

La forme géométrique de la charge est très importante. En le changeant et en utilisant des revêtements de blindage sur des surfaces de charge qui ne doivent pas brûler, ils obtiennent le changement souhaité dans la zone de combustion et, par conséquent, la pression de gaz dans la chambre et la poussée du moteur.

Il existe des charges qui assurent une combustion neutre. Leur zone de combustion reste inchangée. Cela se produit si, par exemple, un bloc de combustible solide brûle depuis l'extrémité ou simultanément depuis les surfaces externe et interne (pour cela, une cavité est réalisée à l'intérieur de la charge). En combustion régressive, la surface de combustion diminue. L'écoulement est obtenu si le damier cylindrique brûle depuis la surface extérieure. Et, enfin, pour la combustion progressive, qui fournit une augmentation de la pression dans la chambre de combustion, une augmentation de la surface de combustion est nécessaire. Plus exemple simple une telle charge est un damier brûlant sur la surface cylindrique intérieure.

Les charges liées à combustion interne présentent les avantages les plus significatifs. Dans ceux-ci, les produits de combustion chauds n'entrent pas en contact avec les parois du boîtier, ce qui permet de se passer d'un refroidissement externe spécial. En astronautique, les moteurs-fusées à propergol solide sont actuellement utilisés dans une mesure limitée. De puissants moteurs-fusées à propergol solide sont utilisés sur certains lanceurs américains, comme la fusée Titan.

Les grands moteurs de fusée à propergol solide modernes développent des centaines de tonnes de poussée, des moteurs encore plus puissants avec des milliers de tonnes de poussée sont en cours de développement, les combustibles solides sont améliorés et des systèmes de contrôle de poussée sont en cours de conception. Et pourtant, en astronautique, les moteurs de fusée dominent certainement. La principale raison en est la moindre efficacité des propergols solides. Les meilleurs moteurs-fusées à propergol solide ont une vitesse d'écoulement des gaz d'une buse de 2500 mètres par seconde. Les LRE ont une poussée spécifique plus élevée et une vitesse d'échappement (pour les meilleurs moteurs modernes) de 3500 mètres par seconde, et utilisant un carburant à très haut pouvoir calorifique (par exemple, l'hydrogène liquide comme carburant et l'oxygène liquide comme comburant), un peut obtenir une vitesse d'échappement de quatre s un demi-kilomètre par seconde.

Pour l'appareil et le fonctionnement du moteur-fusée grande valeur a le carburant avec lequel le moteur tourne.

Combustibles connus qui libèrent de l'énergie lors de la réaction de décomposition, par exemple, le peroxyde d'hydrogène, l'hydrazine. Ils sont naturellement constitués d'un seul composant, un seul liquide. Cependant, les plus largement utilisés dans la technologie des fusées sont les propulseurs chimiques qui libèrent de l'énergie lors de la réaction de combustion. Ils sont constitués d'un comburant et d'un combustible. Ces carburants peuvent également être à un composant, c'est-à-dire qu'ils peuvent être un liquide. Il peut s'agir d'une substance dont la molécule comprend à la fois des éléments oxydants et combustibles, par exemple du nitrométhane, ou un mélange d'un agent oxydant et d'un carburant, ou une solution d'un carburant dans un agent oxydant. Cependant, ces carburants sont généralement susceptibles d'exploser et sont peu utiles. La grande majorité des moteurs-fusées à propergol liquide fonctionnent au biergol. Le comburant et le carburant sont stockés dans des réservoirs séparés et mélangés dans la chambre du moteur. Le comburant constitue généralement une grande partie de la masse du carburant - il est consommé deux à quatre fois plus que le carburant. Les oxydants les plus couramment utilisés sont l'oxygène liquide, le tétroxyde d'azote, l'acide nitrique et le peroxyde d'hydrogène. Le kérosène, l'alcool, l'hydrazine, l'ammoniac, l'hydrogène liquide, etc. sont utilisés comme carburant.

La fusée porteuse soviétique Vostok fonctionnait avec un carburant composé d'oxygène liquide et de kérosène, ce qui assurait le lancement de nombre de nos engins spatiaux avec des cosmonautes à bord. Les moteurs des fusées américaines Atlas et Titan, le premier étage de la fusée Saturn-5, à l'aide de laquelle le vaisseau spatial Apollo a été lancé sur la Lune, fonctionnaient avec le même carburant. Le carburant composé d'oxygène liquide et de kérosène est bien maîtrisé en production et en fonctionnement, fiable et bon marché. Il est largement utilisé dans LRE.

La diméthylhydrazine asymétrique a été utilisée comme carburant. Ce carburant associé à un agent oxydant - l'oxygène liquide - est utilisé dans le moteur RD-119, largement utilisé pour le lancement des satellites Kosmos. Ce moteur a atteint l'impulsion spécifique la plus élevée pour les moteurs-fusées à propergol liquide fonctionnant à l'oxygène et aux carburants à point d'ébullition élevé.

Le plus efficace des carburants de fusée actuellement largement utilisés est l'oxygène liquide plus l'hydrogène liquide. Il est utilisé, par exemple, dans les moteurs des deuxième et troisième étages de la fusée Saturn-5.

La recherche de nouveaux carburants pour fusées toujours plus performants se poursuit. Les scientifiques et les concepteurs travaillent dur pour utiliser le fluor dans le LRE, qui a un effet oxydant plus fort que l'oxygène. Les carburants formés avec l'utilisation de fluor permettent d'obtenir l'impulsion spécifique la plus élevée pour un moteur-fusée à propergol liquide et ont une densité élevée. Cependant, son utilisation en LRE est entravée par la forte agressivité chimique et la toxicité du fluor liquide, la température de combustion élevée (plus de 4500°C) et le coût élevé.

Néanmoins, un certain nombre de pays développent et testent au banc LRE sur le fluor. Pour la première fois, F. A. Tsander a proposé l'utilisation de fluor liquide pour LRE en 1932, et en 1933, V. P. Glushzho a proposé un mélange de fluor liquide et d'oxygène liquide comme oxydant.

De nombreux carburants à base de fluor s'enflamment spontanément lorsqu'un oxydant et un carburant sont mélangés. Certaines vapeurs de carburant qui ne contiennent pas de fluor s'enflamment également spontanément. L'auto-allumage est un grand avantage du carburant. Il permet de simplifier la conception du LRE et d'augmenter sa fiabilité. Certains carburants deviennent auto-inflammables lorsqu'un catalyseur est ajouté. Ainsi, si un centième de pour cent de fluorure d'ozone est ajouté à l'agent oxydant, l'oxygène liquide, alors la combinaison de cet agent oxydant avec le kérosène devient auto-inflammable.

L'auto-allumage du carburant (s'il n'est pas auto-inflammable, alors un allumage pyrotechnique ou électrique est utilisé, ou l'injection d'une partie du carburant de démarrage auto-inflammable) se produit dans la chambre du moteur. La chambre est l'unité principale du moteur-fusée. C'est dans la chambre que les composants du carburant sont mélangés, il est brûlé et, par conséquent, du gaz se forme à très haute température (2000-4500 ° C) et sous haute pression (dizaines et centaines d'atmosphères). Sortant de la chambre, ce gaz crée une force réactive, la poussée du moteur. La chambre LRE se compose d'une chambre de combustion avec une tête de mélange et une buse. Le mélange des composants du carburant se produit dans la tête de mélange, la combustion a lieu dans la chambre de combustion et les gaz s'écoulent par la buse. Habituellement, toutes les unités de chambre sont fabriquées en une seule unité.Le plus souvent, les chambres de combustion sont de forme cylindrique, mais elles peuvent également être coniques ou sphériques (en forme de poire).

La tête de mélange est une partie très importante de la chambre de combustion et de l'ensemble du moteur-fusée. C'est ce qu'on appelle la formation du mélange-injection, la pulvérisation et le mélange des composants du carburant. Les composants du carburant - comburant et carburant - entrent séparément dans la tête de mélange de la chambre. À travers les buses de la tête, ils sont introduits dans la chambre en raison de la différence de pression dans le système d'alimentation en carburant et la tête de la chambre. Pour que la réaction dans la chambre de combustion se déroule le plus rapidement possible et soit la plus complète possible - et c'est une condition très importante pour l'efficacité et l'économie du moteur - il est nécessaire d'assurer la plus rapide et la plus éducation complète du mélange combustible brûlant dans la chambre, pour s'assurer que chaque particule de comburant rencontre une particule de combustible.

La formation d'un mélange de carburant préparé pour la combustion consiste en trois processus qui se succèdent - l'atomisation des composants liquides, leur évaporation et leur mélange. Lors de la pulvérisation - écrasement du liquide en gouttes - sa surface augmente considérablement et le processus d'évaporation s'accélère. La finesse et l'uniformité de la pulvérisation sont très importantes. La finesse de ce processus est caractérisée par le diamètre des gouttelettes résultantes : plus chaque gouttelette est petite, mieux c'est. L'étape suivante dans la préparation du carburant pour la combustion après la pulvérisation est son évaporation. Il est nécessaire d'assurer l'évaporation la plus complète du comburant et du combustible dans les plus brefs délais. Le processus d'évaporation des gouttelettes formées lors de la pulvérisation dans la chambre LRE ne prend que deux à huit millièmes de seconde.

À la suite de l'atomisation et de l'évaporation des composants du carburant, des vapeurs d'oxydant et de carburant se forment, à partir desquelles le mélange brûlant dans la chambre du moteur est obtenu. Le mélange des composants commence, essentiellement, immédiatement après l'entrée des composants dans la chambre et ne se termine que lorsque le carburant brûle. Avec les carburants auto-inflammables, le processus de combustion commence même en phase liquide, lors de l'atomisation du carburant. Avec les combustibles non auto-inflammables, la combustion commence en phase gazeuse lorsque la chaleur est fournie par source externe.

Les composants combustibles liquides sont introduits dans la chambre par des buses situées dans la tête. Les buses les plus couramment utilisées sont de deux types : à jet ou centrifuge. Mais maintenant, le carburant est pulvérisé, mélangé, enflammé. Lorsqu'il brûle, une grande quantité d'énergie thermique est libérée dans la chambre de combustion. Une autre conversion d'énergie a lieu dans la buse. La conception réussie de la tête de mélange détermine principalement la perfection du moteur - elle garantit l'intégralité de la combustion du carburant, la stabilité de la combustion, etc.

Buse - partie de la chambre de combustion, dans laquelle l'énergie thermique du fluide de travail comprimé (mélange de gaz) est convertie en énergie cinétique du flux de gaz, c'est-à-dire qu'elle accélère à la vitesse de sortie du moteur. La buse se compose généralement de pièces coniques et expansibles, qui sont connectées dans la section critique (minimale).

Une tâche très difficile consiste à assurer le refroidissement de la chambre LRE. En règle générale, la chambre se compose de deux coques - un mur coupe-feu intérieur et une enveloppe extérieure. Un liquide s'écoule à travers l'espace entre les coques, refroidissant la paroi interne de la chambre LRE. Habituellement, l'un des composants du carburant est utilisé pour cela. Le combustible ou comburant chauffé est retiré et pénètre dans la tête de chambre pour être utilisé, pour ainsi dire, conformément à sa destination. Dans ce cas, l'énergie thermique prélevée sur les parois de la chambre n'est pas perdue, mais restituée à la chambre. Un tel refroidissement (régénératif) a été proposé pour la première fois par K. E. Tsiolkovsky et est largement utilisé dans la technologie des fusées.

Dans la plupart des LRE modernes, des turbopompes spéciales sont utilisées pour fournir du carburant. Pour alimenter une pompe aussi puissante, le carburant est brûlé dans un générateur de gaz spécial - généralement le même carburant et le même oxydant que dans la chambre de combustion du moteur. Parfois, la turbine de la pompe est entraînée par de la vapeur, qui se forme lorsque la chambre de combustion du moteur est refroidie. Il existe d'autres systèmes d'entraînement de pompe.

La création de moteurs de fusée modernes à propergol liquide nécessite un haut niveau de développement scientifique et technologique, la perfection des idées de conception et une technologie de pointe. Le fait est que des températures très élevées sont atteintes dans un moteur-fusée à propergol liquide, une pression énorme se développe, les produits de combustion et parfois le carburant lui-même sont très agressifs, la consommation de carburant est anormalement élevée (jusqu'à plusieurs tonnes par seconde !). Avec tout cela, le moteur-fusée doit avoir, notamment lors des lancements vaisseau spatial avec des astronautes à bord, un très haut degré de fiabilité. C'est une grande fiabilité et de nombreux autres avantages qui distinguent les moteurs de fusée à liquide de la célèbre fusée spatiale soviétique "Vostok" - RD-107 (moteur de premier étage) et RD-108 (moteur de deuxième étage), développés en 1954-1957 sous la direction de concepteur en chef des moteurs de fusée V P. Glushko. Ce sont les premiers moteurs produits en série au monde fonctionnant avec un carburant à haute teneur en calories; oxygène liquide et kérosène. Ils ont une poussée spécifique élevée, ce qui a permis d'obtenir une puissance énorme avec une consommation de carburant relativement modérée. Dans le vide, la poussée d'un moteur RD-107 est de 102 tonnes. (Le premier étage du lanceur Vostok est équipé de quatre moteurs de ce type.) La pression dans la chambre de combustion est de 60 atmosphères.

Le moteur RD-107 dispose d'une unité de turbopompe avec deux pompes centrifuges principales ; l'un fournit le combustible, l'autre le comburant. Le carburant et le comburant sont alimentés par un grand nombre de buses dans quatre chambres de combustion principales et deux de direction. Avant d'entrer dans les chambres de combustion, le carburant les entoure depuis l'extérieur, c'est-à-dire qu'il est utilisé pour le refroidissement. Un refroidissement fiable maintient la température à l'intérieur des chambres de combustion élevée. Des chambres de combustion à direction oscillante, de conception similaire aux chambres principales, ont d'abord été utilisées dans ce moteur pour contrôler la direction de la poussée.

Le moteur du deuxième étage de la fusée "Vostok" RD-108 a une conception similaire. Certes, il a quatre caméras de direction et quelques autres différences. Sa poussée dans le vide est de 96 tonnes. Fait intéressant, il est lancé sur Terre en même temps que les moteurs du premier étage. Les moteurs RD-107 et RD-108 de diverses modifications sont utilisés depuis de nombreuses années pour lancer des engins spatiaux, des satellites terrestres artificiels, des engins spatiaux vers la Lune, Vénus et Mars.

Le deuxième étage du lanceur à deux étages "Cosmos" est équipé du moteur-fusée à propergol liquide RD-119 développé en 1958-1962 (également dans le GDL-OKB), qui a une poussée de 11 tonnes; Le carburant de ce moteur est la diméthylhydrazine asymétrique, le comburant est l'oxygène liquide. Titane et autres modernes Matériaux de construction. Outre une grande fiabilité, une caractéristique distinctive de ce moteur est son très haut rendement.En 1965, de puissants moteurs de petite taille à très haute énergie ont été créés dans notre pays pour la fusée Proton et le système spatial. La puissance utile totale des systèmes de propulsion de fusée Proton est trois fois supérieure à celle des moteurs de fusée Vostok et s'élève à 60 millions de chevaux. Ces moteurs offrent une efficacité de combustion élevée, une pression importante dans le système, une sortie uniforme et équilibrée des produits de combustion des buses.

À l'heure actuelle, les moteurs de fusée ont atteint haut degré perfection et leur développement se poursuit. Des LRE de différentes classes ont été créés - des moteurs de micro-fusée pour les systèmes d'orientation et de stabilisation des avions à très faible poussée (quelques kilogrammes ou moins) aux énormes moteurs de fusée puissants avec des centaines de tonnes de poussée (par exemple, le G-1 américain pour le premier étage du lanceur Saturn-5 a une poussée de 690 tonnes (cinq moteurs de ce type sont installés sur la fusée).

Les moteurs de fusée à propergol liquide sont en cours de développement sur des carburants très efficaces - des mélanges d'hydrogène liquide (carburant) et d'oxygène liquide ou de fluor liquide comme oxydants. Des moteurs à propergol longue durée ont été créés pour fonctionner pendant les vols spatiaux de longue durée.

Il existe des projets de moteurs-fusées combinés - turbo-fusée et statoréacteur, qui devraient être une combinaison organique de moteurs-fusées à propergol liquide avec des moteurs à jet d'air. La création de tels moteurs permet d'utiliser l'oxygène atmosphérique comme agent oxydant aux étapes initiale et finale d'un vol spatial et ainsi de réduire l'alimentation en carburant à bord de la fusée. Des travaux sont également en cours pour créer les premières étapes de réutilisation. De tels étages, équipés de moteurs à réaction et capables de décoller et, après la séparation des étages suivants, d'atterrir comme des avions, réduiront le coût de lancement des engins spatiaux.

MOTEURS DE FUSÉE NUCLÉAIRES

Les scientifiques et les concepteurs ont créé des moteurs thermochimiques d'un haut degré de perfection et, sans aucun doute, des modèles encore plus avancés seront créés. Cependant, les possibilités des fusées thermochimiques sont limitées par la nature même du carburant, du comburant et des produits de réaction. Avec l'efficacité énergétique limitée des carburants de fusée, qui ne permet pas d'obtenir une vitesse très élevée de sortie du fluide de travail de la buse, une énorme quantité de carburant est nécessaire pour accélérer la fusée à la vitesse requise. Les fusées chimiques sont exceptionnellement voraces. Ce n'est pas seulement une question d'économie, mais parfois le plus possible ! et le vol spatial.

Même pour résoudre une tâche relativement simple dans le domaine des vols spatiaux - lancer des satellites terrestres artificiels, la masse de départ d'une fusée chimique, en raison de l'énorme quantité de carburant, doit être plusieurs dizaines de fois supérieure à la masse de la cargaison mise en orbite. Pour atteindre la deuxième vitesse cosmique, ce rapport est encore plus grand. Mais l'humanité commence à s'installer dans l'espace, les gens vont construire des stations scientifiques sur la lune, ils aspirent à Mars et Vénus, ils songent à s'envoler vers les lointaines périphéries du système solaire. Les fusées de demain devront emporter plusieurs tonnes d'équipements scientifiques et de fret dans l'espace.

Pour les vols interplanétaires, vous avez toujours besoin de carburant pour corriger l'orbite de vol, ralentir le vaisseau spatial avant d'atterrir sur la planète cible, décoller pour retourner sur Terre, etc. La masse de départ des fusées thermochimiques pour de tels vols devient incroyablement grande - plusieurs millions de tonnes !

Les scientifiques et les ingénieurs réfléchissent depuis longtemps à ce que devraient être les moteurs de fusée du futur ? Les yeux des savants se sont naturellement tournés vers énergie nucléaire. Une infime quantité de combustible nucléaire contient une très grande quantité d'énergie. La réaction de fission nucléaire libère des millions de fois plus d'énergie par unité de masse que la combustion des meilleurs combustibles chimiques. Ainsi, par exemple, 1 kilogramme d'uranium dans une réaction de fission peut libérer autant d'énergie que 1 700 tonnes d'essence lorsqu'il est brûlé. Réaction la fusion nucléaire donne plus d'énergie.

L'utilisation de l'énergie nucléaire permet de réduire drastiquement l'approvisionnement en carburant à bord de la fusée, mais il reste un besoin d'une substance de travail qui sera chauffée dans le réacteur et éjectée de la tuyère du moteur. Après un examen plus approfondi, il s'avère que la séparation du carburant et de la substance de travail dans missile nucléaire comporte certains avantages.

Le choix de la substance de travail pour une fusée chimique est très limité. Après tout, il sert aussi de carburant. C'est là que l'avantage de la séparation du carburant et de la substance de travail entre en jeu. Il devient possible d'utiliser la substance de travail avec le poids moléculaire le plus bas - l'hydrogène.

La fusée chimique utilise également une combinaison de l'efficacité énergétique relativement élevée de l'hydrogène avec un faible poids moléculaire. Mais là, la substance de travail est le produit de la combustion d'hydrogène avec un poids moléculaire de 18. Et le poids moléculaire de l'hydrogène pur, qui peut servir de corps de travail d'un moteur de fusée nucléaire, est de 2. Réduction du poids moléculaire du travail substance de 9 fois à une température constante vous permet d'augmenter le débit de sortie de 3 fois . Le voilà, un avantage tangible d'un moteur-fusée atomique !

Nous parlons de moteurs de fusées atomiques qui utilisent l'énergie de la fission nucléaire d'éléments lourds. La réaction de fusion nucléaire n'a jusqu'à présent été réalisée artificiellement que dans une bombe à hydrogène, et une réaction de fusion thermonucléaire contrôlée reste un rêve, malgré le travail intensif de nombreux scientifiques dans le monde.

Ainsi, dans un moteur de fusée atomique, il est possible d'obtenir une augmentation significative du débit de sortie des gaz grâce à l'utilisation d'une substance de travail avec un poids moléculaire minimum. Théoriquement, il est possible d'obtenir une température très élevée de la substance de travail. Mais en pratique, elle est limitée par la température de fusion des éléments combustibles du réacteur.

Dans la plupart des schémas proposés de moteurs de fusée atomiques, le fluide de travail est chauffé, lavant les éléments combustibles du réacteur, puis il se dilate dans la tuyère et est éjecté du moteur. La température est à peu près la même que dans les moteurs de fusée chimiques. Certes, le moteur lui-même est beaucoup plus complexe et lourd. Surtout si l'on considère la nécessité d'un écran pour protéger les astronautes des radiations sur les engins spatiaux habités. Et pourtant, une fusée nucléaire promet un gain considérable.

Aux États-Unis, dans le cadre du programme dit Rover, des travaux intensifs sont en cours pour créer un moteur de fusée atomique. Des projets de moteurs de fusées nucléaires ont également vu le jour, dans lesquels la zone active est en phase poussiéreuse, liquide ou même gazeuse. Cela permet d'obtenir une température plus élevée de la substance de travail. L'utilisation de tels réacteurs (on les appelle réacteurs à cavité) permettrait probablement d'augmenter fortement la vitesse d'expiration du fluide de travail. Mais la création de tels réacteurs est une affaire extrêmement compliquée: le combustible nucléaire est ici mélangé à la substance de travail, et il est nécessaire de le séparer d'une manière ou d'une autre avant d'éjecter la substance de travail de la tuyère du moteur. Sinon, il y aura des pertes continues. combustible nucléaire, un panache mortel de rayonnement élevé s'étendra derrière la fusée. Oui, et la masse critique de combustible nucléaire nécessaire pour entretenir les réactions, à l'état gazeux, occupera un volume très important qui n'est pas acceptable pour une fusée.
(L. A. Gilberg : Conquête du ciel)

Bourane, comme son homologue outre-mer - le système de fusée réutilisable Shuttle, laisse beaucoup à désirer en termes de caractéristiques.

Ils se sont avérés moins réutilisables.Les propulseurs de lancement résistent à l'ensemble du vol 3-4, et le véhicule ailé lui-même brûle et nécessite des réparations très coûteuses. Mais le principal est que leur efficacité n'est pas grande.

Et voici une telle tentation - créer un véhicule ailé habité capable de se lancer indépendamment de la Terre, d'aller dans l'espace et de revenir. Certes, le principal problème reste non résolu - le moteur. Les moteurs à jet d'air (WJ) de types connus ne peuvent fonctionner que jusqu'à une vitesse de 4 à 5 M (M est la vitesse du son), et la première vitesse spatiale, comme vous le savez, est de 24 M. Mais même ici , semble-t-il, les premiers pas vers le succès ont déjà été esquissés.

Lors de l'exposition Aviadvigatele-Build-92, qui s'est tenue à Moscou, parmi toutes sortes d'expositions - des anciens moteurs à vapeur pour dirigeables aux turbines géantes d'avions de transport ultramodernes - un petit tonneau se tenait modestement sur le stand - le premier et le seul hypersonique au monde modèle (Hypersonic - à partir de 6M et plus) moteur à jet d'air (scramjet). Il a été créé à l'Institut Central des Moteurs d'Aviation (CIAM). Bien sûr, c'est le résultat du travail d'une grande équipe. Tout d'abord, le designer en chef D. A. Ogorodnikov, ses associés A. S. Rudakov, V. A. Vinogradov ... En effet, il ne faut pas oublier ceux qui ne sont plus en vie - c'est le docteur en sciences techniques R. I. Kurziner professeur E. S. Shchetinkov. Ce dernier, il y a quelques décennies, a proposé le principe de base de tous les moteurs scramjet modernes.Le moteur qu'il a développé était déjà capable de fonctionner à des vitesses hypersoniques (supérieures à 5-6 Mach) à cette époque. Ces personnes ont créé un miracle technologique qui, peut-être, révolutionnera la propulsion spatiale dans un avenir proche.

Mais ne nous précipitons pas pour « équiper » un nouveau moteur d'un avion spatial, que ce soit Bourane ou Spiral, passons à la théorie. Le fait est que chaque moteur ne peut fonctionner que dans une certaine plage, trop étroite pour les tâches spatiales, et il est loin d'être facile de lui faire maîtriser l'hyperson. Voyons pourquoi.

Dans toute DCE pour travail réussi trois doivent être remplies conditions essentielles. Tout d'abord, vous devez comprimer l'air autant que possible. Brûlez ensuite le carburant sans perte dans la chambre de combustion. Et enfin, à l'aide d'une buse, les produits de combustion doivent se détendre à la pression atmosphérique. Ce n'est qu'alors que l'efficacité sera suffisamment élevée.

Regarde l'image. Voici un schéma du premier statoréacteur hypersonique au monde (scramjet). Sa première tâche - la compression de l'air - qu'il résout de manière très originale - sur le principe de ... un couperet. Imaginez: un couperet s'écrase dans une bûche dense et douce, les couches de bois devant lui restent inchangées et compactées sur les côtés. La frontière entre les couches normales et plus denses est ce que les scientifiques appellent un "choc de compression". C'est ce qui se passe dans le moteur. Un corps central pointu est situé le long de son axe. S'écrasant dans les airs, il crée un tel "saut" - une zone de haute pression. Il y a une "réflexion" de l'air du corps central vers les parois du corps. En même temps, il est compressé à plusieurs reprises en plus. La vitesse de l'air diminue et la température augmente, l'énergie cinétique est convertie en énergie thermique interne.

Maintenant, pour que le carburant injecté dans le flux brûle complètement, il est souhaitable d'obtenir la vitesse la plus basse possible. Mais alors la température de l'air peut atteindre 3 à 5 000 degrés. Cela semblerait bien - le carburant s'embrasera comme de la poudre à canon. Mais même s'il y a de la vraie poudre ici, le flash ne fonctionnera pas. Le fait est qu'à des températures aussi élevées, parallèlement au processus d'oxydation, les molécules se décomposent également en atomes individuels. Si dans la première énergie est libérée, dans la seconde elle est absorbée. Et le paradoxe est qu'à mesure que la température augmente, il peut arriver un moment où plus sera absorbé que libéré. En d'autres termes, le four se transformera en ... un réfrigérateur.

Le moyen original de sortir de la situation en 1956 a été suggéré par le professeur Shchetinkov. Il a suggéré de ne comprimer l'air que jusqu'à ce que sa vitesse supersonique soit à peu près la même que celle d'une balle. Comme il est maintenant reconnu dans le monde entier, ce n'est que dans ces conditions que l'exploitation d'un scramjet est possible.

Mais même ici, il y a des difficultés: même un mélange d'hydrogène et d'air, que nous connaissons au cours de la chimie sous le nom de "gaz explosif", dans de telles conditions n'aura guère le temps de s'enflammer. Et bien que l'hydrogène liquide ait été choisi comme carburant pour le moteur, nous avons dû recourir à des astuces. L'hydrogène refroidit d'abord les murs. En se chauffant de -256°C à +700°C, il évite au métal de fondre. Une partie du carburant est injectée par les injecteurs directement dans le flux d'air. Et l'autre partie tombe sur les buses situées dans des niches rectangulaires spéciales. De puissantes torches à hydrogène brûlent ici, capables de brûler instantanément une tôle d'acier. Ils enflamment le mélange hydrogène-air. Celui qui, dans des conditions normales, explose à cause d'une étincelle tombée d'une chemise en nylon.

Et ici, peut-être la tâche principale, sur lequel nous et les Américains avons passé environ 30 ans. Comment obtenir une combustion complète, avec une chambre de longueur acceptable - 3-5 m? On sait qu'une théorie sans expérience test vaut peu. Et pour tester le fonctionnement d'un tel moteur, il faut le placer dans un flux hypersonique. Il n'y a pas de tels avions, cependant, il y a des souffleries, mais elles sont très, très chères. Pour le test final du scramjet, les concepteurs ont installé leur appareil dans le nez de la fusée et l'ont accéléré à la vitesse souhaitée.

Précisons qu'il ne s'agissait pas de créer un nouveau type de fusée, mais seulement de vérifier la qualité de la combustion de l'hydrogène dans le moteur. Elle a été un succès complet. Maintenant, comme l'admettent les Américains, nos scientifiques ont le secret de créer des chambres de combustion fiables.

Eh bien, réfléchissons maintenant à ce qui se passe si nous voulons augmenter ce petit modèle d'exposition, le rendant apte à soulever un avion dans les airs. Apparemment, il acquerra les caractéristiques d'un tuyau lourd de trente mètres avec un énorme diffuseur et une buse et une chambre de combustion très modeste. Et qui a besoin d'un tel moteur? Impasse? Non, il y a une issue et elle est connue depuis longtemps. De nombreuses fonctions dans son travail peuvent être attribuées à ... le fuselage et l'aile de l'avion!

Le prototype d'un tel avion aérospatial (VKS) est illustré sur la figure. "Coinçant" son nez en l'air, il crée une série d'ondes de choc, et toutes tombent directement sur l'entrée de la chambre de combustion. Les gaz chauds qui en sortent, se dilatant à la pression atmosphérique, glissent sur la surface de la partie arrière de l'avion, créant une poussée, comme dans une bonne tuyère. A des vitesses hypersoniques, c'est possible ! Étonnamment, théoriquement, vous pouvez même vous passer d'appareil photo et "simplement" injecter du carburant près de la saillie sur le ventre du VKS! Vous obtenez un moteur qui ne semble pas exister. C'est ce qu'on appelle un scramjet à "combustion externe". Certes, sa «simplicité» dans les travaux de recherche est si coûteuse que personne ne l'a prise au sérieux jusqu'à présent.

Par conséquent, revenons à l'avion aérospatial avec un scramjet de type classique. Son démarrage et son accélération vers b M doivent s'effectuer à l'aide de turboréacteurs conventionnels. Sur la figure, vous voyez une unité composée d'un turboréacteur traditionnel et d'un scramjet situé à proximité. Aux "petites" vitesses, le scramjet est séparé par une cloison profilée et n'interfère pas avec le vol.

Et sur les gros, la cloison bloque le flux d'air entrant dans le turboréacteur, et le moteur scramjet est allumé.

Au début, tout ira bien, mais ensuite, à mesure que la vitesse augmentera, la poussée du moteur commencera à baisser et les appétits - la consommation de carburant - augmenteront. A ce moment, son ventre insatiable doit être alimenté en oxygène liquide. Qu'on le veuille ou non, vous devez toujours l'emporter avec vous. Certes, en quantités bien moindres que sur une fusée classique. Quelque part à environ 60 kilomètres de la Terre, le scramjet décrochera par manque d'air. C'est là qu'un petit moteur-fusée à propergol liquide entre en jeu. La vitesse est déjà élevée et le carburant avec le comburant «mangera» un peu avant d'entrer en orbite. Avec un poids de lancement égal à celui de la fusée, l'avion aérospatial a été lancé en orbite avec une charge utile 5 à 10 fois supérieure. Et le coût de lancement de chaque kilogramme sera dix fois inférieur à celui des missiles. C'est exactement ce que les scientifiques et les concepteurs recherchent aujourd'hui.

Comment fonctionne un moteur à propergol liquide

Les moteurs à propergol liquide sont actuellement utilisés comme moteurs pour les projectiles de fusées lourdes. défense aérienne, missiles à longue portée et stratosphériques, avions-fusées, bombes aériennes-roquettes, torpilles aériennes, etc. Parfois, les moteurs-fusées sont également utilisés comme moteurs de démarrage pour faciliter le décollage des avions.

Gardant à l'esprit l'objectif principal des LRE, nous nous familiariserons avec leur conception et leur fonctionnement en utilisant deux moteurs comme exemples : l'un pour une fusée à longue portée ou stratosphérique, l'autre pour un avion-fusée. Ces moteurs particuliers ne sont en aucun cas typiques et, bien sûr, inférieurs dans leurs données aux derniers moteurs de ce type, mais ils sont toujours caractéristiques à bien des égards et donnent une idée assez claire du propulseur liquide moderne moteur.

LRE pour fusée longue portée ou stratosphérique

Les fusées de ce type étaient utilisées soit comme projectile super lourd à longue portée, soit pour explorer la stratosphère. À des fins militaires, ils ont été utilisés par les Allemands pour bombarder Londres en 1944. Ces missiles avaient environ une tonne d'explosif et une portée de vol d'environ 300 kilomètres. Lors de l'exploration de la stratosphère, la tête de fusée transporte divers équipements de recherche au lieu d'explosifs et dispose généralement d'un dispositif de séparation de la fusée et de la descente en parachute. Hauteur de levage de la fusée 150–180 kilomètres.

L'apparence d'une telle fusée est illustrée à la Fig. 26, et sa coupe sur la Fig. 27. Les chiffres des personnes debout à côté de la fusée donnent une idée de la taille impressionnante de la fusée : sa longueur totale est de 14 m, diamètre environ 1,7 m, et plumage environ 3,6 m, le poids d'une fusée équipée d'explosifs est de 12,5 tonnes.

Figure. 26. Préparation au lancement d'une fusée stratosphérique.

La fusée est propulsée par un moteur à propergol liquide situé à l'arrière. Forme générale moteur est représenté sur la Fig. 28. Le moteur fonctionne avec du carburant à deux composants - de l'alcool de vin (éthylique) ordinaire à 75% et de l'oxygène liquide, qui sont stockés dans deux grands réservoirs séparés, comme illustré à la Fig. 27. Le stock de carburant sur la fusée est d'environ 9 tonnes, soit près des 3/4 du poids total de la fusée, et en termes de volume, les réservoirs de carburant constituent la majeure partie du volume total de la fusée. Malgré une telle quantité de carburant, cela ne suffit que pour 1 minute de fonctionnement du moteur, car le moteur consomme plus de 125 kg carburant par seconde.

Figure. 27. Une section d'un missile à longue portée.

La quantité des deux composants du carburant, l'alcool et l'oxygène, est calculée de manière à ce qu'ils brûlent simultanément. Puisque pour la combustion 1 kg l'alcool dans ce cas consomme environ 1,3 kg d'oxygène, le réservoir de carburant contient environ 3,8 tonnes d'alcool et le réservoir de comburant contient environ 5 tonnes d'oxygène liquide. Ainsi, même dans le cas de l'alcool, qui nécessite nettement moins d'oxygène pour la combustion que l'essence ou le kérosène, remplir les deux réservoirs avec du carburant seul (alcool) à l'aide d'oxygène atmosphérique multiplierait par deux à trois la durée du moteur. C'est là qu'intervient la nécessité d'avoir un oxydant à bord d'une fusée.

Figure. 28. Moteur de fusée.

La question se pose involontairement : comment une fusée parcourt-elle une distance de 300 km si le moteur ne tourne que 1 minute ? Ceci est expliqué dans la Fig. 33, qui montre la trajectoire de la fusée, ainsi que le changement de vitesse le long de la trajectoire.

Le lancement de la fusée est effectué après l'avoir placée en position verticale à l'aide d'un lanceur léger, comme on peut le voir sur la Fig. 26. Après le lancement, la fusée s'élève initialement presque verticalement, et après 10 à 12 secondes de vol, elle commence à s'écarter de la verticale et, sous l'action de gouvernails contrôlés par des gyroscopes, se déplace le long d'une trajectoire proche d'un arc de cercle . Un tel vol dure tout le temps pendant que le moteur tourne, c'est-à-dire environ 60 secondes.

Lorsque la vitesse atteint valeur calculée, les dispositifs de contrôle éteignent le moteur ; à ce moment-là, il n'y a presque plus de carburant dans les réservoirs de la fusée. La hauteur de la fusée à l'extrémité du moteur est de 35 à 37 kilomètres, et l'axe de la fusée fait un angle de 45° avec l'horizon (le point A de la Fig. 29 correspond à cette position de la fusée).

Figure. 29. La trajectoire de vol d'un missile à longue portée.

Cette élévation offre une portée maximale lors du vol suivant lorsque le missile est en roue libre, similaire à obus d'artillerie, qui s'envolerait du pistolet, dont le canon scié est à une hauteur de 35–37 kilomètres. La trajectoire du vol ultérieur est proche d'une parabole, et temps total le vol dure environ 5 minutes. La hauteur maximale que la fusée atteint dans ce cas est de 95-100 kilomètres, les fusées stratosphériques atteignent des altitudes beaucoup plus élevées, plus de 150 kilomètres. Sur les photographies prises à cette hauteur par un appareil monté sur une fusée, la sphéricité de la terre est déjà bien visible.

Il est intéressant de voir comment la vitesse de vol le long de la trajectoire change. Au moment où le moteur est éteint, c'est-à-dire après 60 secondes de vol, la vitesse de vol atteint sa valeur la plus élevée et est d'environ 5500 km/h, soit 1525 Mme. C'est à ce moment que la puissance du moteur devient également la plus grande, atteignant pour certaines fusées près de 600 000 l. Avec.! De plus, sous l'influence de la gravité, la vitesse de la fusée diminue et, après avoir atteint le point le plus élevé de la trajectoire, pour la même raison, elle recommence à croître jusqu'à ce que la fusée pénètre dans les couches denses de l'atmosphère. Pendant tout le vol, à l'exception de la toute première phase - l'accélération - la vitesse de la fusée dépasse largement la vitesse du son, vitesse moyenne le long de la trajectoire entière est d'environ 3500 km/h et même au sol, la fusée tombe à une vitesse deux fois et demie la vitesse du son et égale à 3000 km/h. Cela signifie que le son puissant du vol de la fusée n'est entendu qu'après sa chute. Ici, il ne sera plus possible d'attraper l'approche d'une fusée à l'aide de capteurs de son, généralement utilisés dans l'aviation ou marine, cela nécessitera des méthodes complètement différentes. Ces méthodes sont basées sur l'utilisation d'ondes radio au lieu du son. Après tout, une onde radio se propage à la vitesse de la lumière - la vitesse la plus élevée possible sur terre. Cette vitesse de 300 000 km/sec est, bien sûr, plus que suffisante pour marquer l'approche de la fusée la plus rapide.

Un autre problème est lié à la grande vitesse de vol des fusées. Le fait est qu'à des vitesses de vol élevées dans l'atmosphère, en raison du freinage et de la compression de l'air circulant sur la fusée, la température de son corps augmente considérablement. Le calcul montre que la température des parois de la fusée décrite ci-dessus devrait atteindre 1000–1100 °C. Des tests ont cependant montré qu'en réalité cette température est bien inférieure en raison du refroidissement des parois par conduction thermique et rayonnement, mais elle atteint néanmoins 600–700 ° C, c'est-à-dire que la fusée chauffe jusqu'à une chaleur rouge. À mesure que la vitesse de vol de la fusée augmente, la température de ses parois augmentera rapidement et pourrait devenir un obstacle sérieux à une nouvelle augmentation de la vitesse de vol. Rappelons que les météorites (pierres célestes) éclatent à une vitesse fulgurante, jusqu'à 100 km/s, dans les limites de l'atmosphère terrestre, en règle générale, "s'épuise", et ce que nous prenons pour une météorite qui tombe ("étoile filante") n'est en réalité qu'un caillot de gaz chauds et d'air, formé à la suite de la déplacement d'une météorite à grande vitesse dans l'atmosphère. Par conséquent, les vols à très grande vitesse ne sont possibles que dans les couches supérieures de l'atmosphère, où l'air est raréfié, ou à l'extérieur. Plus le sol est proche, plus les vitesses de vol autorisées sont faibles.

Figure. 30. Schéma du moteur-fusée.

Le schéma du moteur-fusée est illustré à la Fig. 30. Il convient de noter la simplicité relative de ce schéma par rapport aux moteurs d'avion à pistons conventionnels ; particulièrement caractéristique de LRE presque absence complète dans le circuit de puissance des pièces mobiles du moteur. Les principaux éléments du moteur sont une chambre de combustion, une tuyère, un générateur de vapeur et une turbopompe pour l'alimentation en carburant et un système de contrôle.

La combustion du carburant se produit dans la chambre de combustion, c'est-à-dire la conversion de l'énergie chimique du carburant en énergie thermique, et dans la buse, l'énergie thermique des produits de combustion est convertie en énergie à grande vitesse du jet de gaz s'écoulant du moteur dans l'atmosphère. La façon dont l'état des gaz change au cours de leur écoulement dans le moteur est illustrée à la Fig. 31.

La pression dans la chambre de combustion est de 20–21 à, et la température atteint 2 700 °C. La caractéristique de la chambre de combustion est une énorme quantité de chaleur qui y est libérée lors de la combustion par unité de temps ou, comme on dit, la densité thermique de la chambre. A cet égard, la chambre de combustion LRE est nettement supérieure à tous les autres dispositifs de combustion connus dans l'art (foyers de chaudières, cylindres moteurs). combustion interne autre). Dans ce cas, la quantité de chaleur dégagée par seconde dans la chambre de combustion du moteur est suffisante pour faire bouillir plus de 1,5 tonne d'eau glacée ! Pour que la chambre de combustion avec un tel nombre énorme la chaleur qui s'y dégage n'a pas manqué, il est nécessaire de refroidir intensément ses parois, ainsi que les parois de la buse. A cet effet, comme on le voit sur la Fig. 30, la chambre de combustion et la buse sont refroidies par du carburant - alcool, qui lave d'abord leurs parois, puis seulement, chauffé, pénètre dans la chambre de combustion. Ce système de refroidissement, proposé par Tsiolkovsky, est également bénéfique car la chaleur évacuée des parois n'est pas perdue et retourne à nouveau dans la chambre (c'est pourquoi un tel système de refroidissement est parfois appelé régénératif). Cependant, seul le refroidissement externe des parois du moteur ne suffit pas, et un refroidissement de leur surface interne est simultanément appliqué pour abaisser la température des parois. A cet effet, les parois à plusieurs endroits comportent de petits trous situés dans plusieurs ceintures annulaires, de sorte que par ces trous l'alcool pénètre dans la chambre et la buse (environ 1/10 de sa consommation totale). Le film froid de cet alcool, coulant et s'évaporant sur les parois, les protège du contact direct avec la flamme du chalumeau et réduit ainsi la température des parois. Malgré le fait que la température des gaz lavés de l'intérieur des parois dépasse 2500 °C, la température de la surface intérieure des parois, comme l'ont montré des tests, ne dépasse pas 1000 °C.

Figure. 31. Changement de l'état des gaz dans le moteur.

Le carburant est fourni à la chambre de combustion par 18 brûleurs de préchambre situés sur sa paroi d'extrémité. L'oxygène pénètre dans les préchambres par les buses centrales et l'alcool quitte la chemise de refroidissement par un anneau de petites buses autour de chaque préchambre. Ainsi, un mélange suffisamment bon du carburant est assuré, ce qui est nécessaire pour qu'une combustion complète se produise en un temps très court tant que le carburant est dans la chambre de combustion (centièmes de seconde).

La tuyère du moteur est en acier. Sa forme, comme on peut le voir clairement sur la Fig. 30 et 31, est d'abord une conduite qui se rétrécit puis se dilate (la buse dite de Laval). Comme mentionné précédemment, les tuyères et les moteurs de fusée à poudre ont la même forme. Qu'est-ce qui explique cette forme de buse ? Comme vous le savez, la tâche de la buse est d'assurer la détente complète du gaz afin d'obtenir la vitesse d'échappement la plus élevée. Pour augmenter la vitesse d'écoulement du gaz dans un tuyau, sa section transversale doit d'abord diminuer progressivement, ce qui se produit également avec l'écoulement de liquides (par exemple, de l'eau). La vitesse du gaz n'augmentera cependant que jusqu'à ce qu'elle devienne égale à la vitesse du son dans le gaz. Une nouvelle augmentation de la vitesse, contrairement à un liquide, ne sera possible qu'avec l'expansion du tuyau ; cette différence entre le débit de gaz et le débit de liquide est due au fait que le liquide est incompressible, et le volume du gaz augmente fortement lors de la détente. Dans le col de la tuyère, c'est-à-dire dans sa partie la plus étroite, la vitesse d'écoulement du gaz est toujours égale à la vitesse du son dans le gaz, dans notre cas, environ 1000 Mme. La vitesse d'écoulement, c'est-à-dire la vitesse dans la section de sortie de la buse, est de 2100–2200 Mme(ainsi la poussée spécifique est d'environ 220 kg sec/kg).

L'alimentation en carburant des réservoirs vers la chambre de combustion du moteur s'effectue sous pression au moyen de pompes entraînées par une turbine et agencées avec elle dans une seule turbopompe, comme on peut le voir sur la Fig. 30. Dans certains moteurs, l'alimentation en carburant est effectuée sous pression, qui est créée dans des réservoirs de carburant scellés utilisant une sorte de gaz inerte - par exemple, de l'azote, stocké sous haute pression dans des cylindres spéciaux. Un tel système d'alimentation est plus simple qu'un système de pompage, mais, avec une puissance moteur suffisamment importante, il s'avère plus lourd. Cependant, même lors du pompage de carburant dans le moteur que nous décrivons, les réservoirs, à la fois d'oxygène et d'alcool, sont soumis à une surpression de l'intérieur pour faciliter le fonctionnement des pompes et protéger les réservoirs contre l'effondrement. Cette pression (1,2–1,5 à) est créé dans le réservoir d'alcool avec de l'air ou de l'azote, dans le réservoir d'oxygène - avec des vapeurs d'oxygène en évaporation.

Les deux pompes sont de type centrifuge. La turbine qui entraîne les pompes fonctionne avec un mélange vapeur-gaz résultant de la décomposition du peroxyde d'hydrogène dans un générateur de vapeur-gaz spécial. Le permanganate de sodium, qui est un catalyseur qui accélère la décomposition du peroxyde d'hydrogène, est introduit dans ce générateur de vapeur et de gaz à partir d'un réservoir spécial. Lorsqu'une fusée est lancée, du peroxyde d'hydrogène sous pression d'azote pénètre dans le générateur de vapeur-gaz, dans lequel une violente réaction de décomposition du peroxyde commence avec la libération de vapeur d'eau et d'oxygène gazeux (c'est ce qu'on appelle la "réaction à froid", qui est parfois utilisé pour créer de la poussée, notamment dans les lanceurs de fusées). Mélange vapeur-gaz ayant une température d'environ 400 °C et une pression supérieure à 20 à, pénètre dans la roue de turbine puis est rejeté dans l'atmosphère. La puissance de la turbine est entièrement dépensée pour l'entraînement des deux pompes à carburant. Cette puissance n'est déjà pas si petite - à 4000 tr / min de la roue de turbine, elle atteint près de 500 l. Avec.

Étant donné qu'un mélange d'oxygène et d'alcool n'est pas un carburant auto-réactif, un système d'allumage doit être fourni pour démarrer la combustion. Dans le moteur, l'allumage est effectué à l'aide d'un fusible spécial, qui forme une torche à flamme. À cette fin, un fusible pyrotechnique (un allumeur solide tel que la poudre à canon) était généralement utilisé, et un allumeur liquide était moins couramment utilisé.

Le lancement de la fusée s'effectue comme suit. Lorsque la torche d'allumage est allumée, les vannes principales sont ouvertes, à travers lesquelles l'alcool et l'oxygène pénètrent dans la chambre de combustion par gravité à partir des réservoirs. Toutes les soupapes du moteur sont contrôlées par de l'azote comprimé stocké sur la fusée dans une batterie de cylindres à haute pression. Lorsque la combustion du combustible commence, un observateur situé à distance, à l'aide d'un contact électrique, ouvre l'alimentation en peroxyde d'hydrogène du générateur de vapeur et de gaz. La turbine commence à fonctionner, ce qui entraîne les pompes qui fournissent de l'alcool et de l'oxygène à la chambre de combustion. La poussée augmente et lorsqu'elle devient supérieure au poids de la fusée (12-13 tonnes), la fusée décolle. À partir du moment où la flamme d'allumage est allumée jusqu'au moment où le moteur développe sa pleine poussée, seulement 7 à 10 secondes s'écoulent.

Lors du démarrage, il est très important d'assurer un ordre strict d'entrée dans la chambre de combustion des deux composants du carburant. C'est l'une des tâches importantes du système de contrôle et de régulation du moteur. Si l'un des composants s'accumule dans la chambre de combustion (parce que l'admission de l'autre est retardée), une explosion s'ensuit généralement, dans laquelle le moteur tombe souvent en panne. Ceci, avec les interruptions aléatoires de la combustion, est l'une des causes les plus fréquentes d'accidents lors des essais LRE.

A noter le poids négligeable du moteur par rapport à la poussée qu'il développe. Lorsque le poids du moteur est inférieur à 1000 kg la poussée est de 25 tonnes, de sorte que la gravité spécifique du moteur, c'est-à-dire le poids par unité de poussée, n'est que

À titre de comparaison, nous indiquons qu'un moteur d'avion à pistons conventionnel fonctionnant sur une hélice a une densité de 1 à 2 kg/kg, soit plusieurs dizaines de fois plus. Il est également important que la gravité spécifique d'un moteur-fusée ne change pas avec un changement de vitesse de vol, tandis que la gravité spécifique d'un moteur à piston augmente rapidement avec l'augmentation de la vitesse.

LRE pour les avions-fusées

Figure. 32. Projet LRE à poussée réglable.

1 - aiguille mobile; 2 - mécanisme pour déplacer l'aiguille; 3 - alimentation en carburant; 4 - apport d'oxydant.

La principale exigence pour un moteur à propergol liquide d'aéronef est de pouvoir modifier la poussée qu'il développe en fonction des modes de vol de l'aéronef, jusqu'à l'arrêt et le redémarrage du moteur en vol. Le moyen le plus simple et le plus courant de modifier la poussée d'un moteur consiste à réguler l'alimentation en carburant de la chambre de combustion, ce qui modifie la pression dans la chambre et la poussée. Cependant, cette méthode est défavorable, car avec une diminution de la pression dans la chambre de combustion, qui est abaissée afin de réduire la poussée, la proportion d'énergie thermique du carburant qui passe dans l'énergie à grande vitesse du jet diminue. Cela se traduit par une augmentation de la consommation de carburant de 1 kg poussée, et par conséquent, de 1 l. Avec. puissance, c'est-à-dire que le moteur commence à fonctionner moins économiquement. Pour pallier cet inconvénient, les moteurs-fusées d'avion comportent souvent deux à quatre chambres de combustion au lieu d'une, ce qui permet d'éteindre une ou plusieurs chambres lors d'un fonctionnement à puissance réduite. La commande de poussée en modifiant la pression dans la chambre, c'est-à-dire en fournissant du carburant, est également conservée dans ce cas, mais n'est utilisée que dans une petite plage jusqu'à la moitié de la poussée de la chambre étant désactivée. Le moyen le plus avantageux de contrôler la poussée d'un moteur-fusée à propergol liquide serait de modifier la zone d'écoulement de sa tuyère tout en réduisant l'alimentation en carburant, car dans ce cas une diminution de la quantité par seconde de gaz s'échappant serait obtenue tout en maintenant la même pression dans la chambre de combustion, et donc la vitesse d'échappement. Une telle régulation de la zone d'écoulement de la buse pourrait être effectuée, par exemple, à l'aide d'une aiguille mobile d'un profil spécial, comme illustré à la Fig. 32, représentant la conception d'un moteur-fusée à propergol liquide avec une poussée régulée de cette manière.

En figue. 33 montre un moteur-fusée d'avion à chambre unique, et la Fig. 34 - le même moteur-fusée, mais avec une petite chambre supplémentaire, qui est utilisée en vol de croisière lorsque peu de poussée est nécessaire ; l'appareil photo principal est complètement éteint. Les deux chambres fonctionnent en mode maximum, et la grande développe une poussée de 1700 kg, et petit - 300 kg, donc la poussée totale est de 2000 kg. Les autres moteurs sont de conception similaire.

Les moteurs représentés sur la Fig. 33 et 34 fonctionnent avec du carburant auto-inflammable. Ce carburant est composé de peroxyde d'hydrogène comme comburant et d'hydrate d'hydrazine comme carburant, dans un rapport pondéral de 3:1. Plus précisément, le carburant est une composition complexe constituée d'hydrate d'hydrazine, d'alcool méthylique et de sels de cuivre comme catalyseur qui assure une réaction rapide (d'autres catalyseurs sont également utilisés). L'inconvénient de ce carburant est qu'il provoque la corrosion des pièces du moteur.

Le poids d'un moteur à chambre unique est de 160 kg, la gravité spécifique est

par kilogramme de poussée. Longueur du moteur - 2,2 m. La pression dans la chambre de combustion est d'environ 20 à. Lors du fonctionnement à l'alimentation minimale en carburant pour obtenir la moindre poussée, qui est de 100 kg, la pression dans la chambre de combustion diminue à 3 à. La température dans la chambre de combustion atteint 2500 °C, le débit de gaz est d'environ 2100 Mme. La consommation de carburant est de 8 kg/s, et la consommation spécifique de carburant est de 15,3 kg carburant pour 1 kg poussée par heure.

Figure. 33. Moteur-fusée à chambre unique pour avions-fusées

Figure. 34. Moteur-fusée d'avion à deux chambres.

Figure. 35. Schéma d'approvisionnement en carburant dans un LRE d'aviation.

Le schéma d'alimentation en carburant du moteur est illustré à la Fig. 35. Comme dans un moteur-fusée, l'alimentation en carburant et en comburant stockés dans des réservoirs séparés s'effectue à une pression d'environ 40 à pompes entraînées par turbine. Une vue générale du groupe turbopompe est illustrée à la Fig. 36. La turbine fonctionne sur un mélange vapeur-gaz, qui, comme précédemment, est obtenu à la suite de la décomposition du peroxyde d'hydrogène dans un générateur de vapeur-gaz, qui dans ce cas est rempli d'un catalyseur solide. Avant d'entrer dans la chambre de combustion, le carburant refroidit les parois de la buse et de la chambre de combustion en circulant dans une chemise de refroidissement spéciale. La modification de l'alimentation en carburant nécessaire pour contrôler la poussée du moteur pendant le vol est obtenue en modifiant l'alimentation en peroxyde d'hydrogène du générateur de vapeur-gaz, ce qui provoque une modification de la vitesse de la turbine. La vitesse maximale de la turbine est de 17 200 tr/min. Le moteur est démarré à l'aide d'un moteur électrique qui entraîne le groupe turbopompe.

Figure. 36. Turbopompe d'un moteur-fusée d'aviation.

1 - entraînement par engrenage du moteur électrique de démarrage; 2 - pompe pour l'oxydant ; 3 - turbine ; 4 - pompe à carburant ; 5 - tuyau d'échappement de la turbine.

En figue. 37 montre un schéma de l'installation d'un moteur-fusée à chambre unique dans le fuselage arrière de l'un des avions-fusées expérimentaux.

Le but des aéronefs équipés de moteurs à propergol liquide est déterminé par les propriétés des moteurs-fusées à propergol liquide - poussée élevée et, par conséquent, puissance élevée à des vitesses de vol élevées et à haute altitude et faible efficacité, c'est-à-dire une consommation de carburant élevée. Par conséquent, les moteurs de fusée sont généralement installés sur des avions militaires - des chasseurs intercepteurs. La tâche d'un tel avion est, lors de la réception d'un signal concernant l'approche d'un avion ennemi, de décoller rapidement et de gagner une altitude élevée à laquelle ces avions volent habituellement, puis, en utilisant leur avantage en vitesse de vol, d'imposer à l'ennemi bataille aérienne. La durée totale du vol d'un avion avec un moteur à propergol liquide est déterminée par l'alimentation en carburant de l'avion et est de 10 à 15 minutes, de sorte que ces avions ne peuvent généralement effectuer des opérations de combat que dans la zone de leur aérodrome .

Figure. 37. Schéma d'installation de moteurs de fusée sur l'avion.

Figure. 38. Rocket fighter (vue en trois projections)

En figue. 38 montre un chasseur intercepteur avec le LRE décrit ci-dessus. Les dimensions de cet avion, comme d'autres avions de ce type, sont généralement petites. Le poids total de l'avion avec le carburant est de 5100 kg; la réserve de carburant (plus de 2,5 tonnes) ne suffit que pour 4,5 minutes de fonctionnement du moteur à pleine puissance. Vitesse de vol maximale - plus de 950 km/h; le plafond de l'avion, c'est-à-dire la hauteur maximale qu'il peut atteindre, est de 16 000 m. Le taux de montée d'un avion se caractérise par le fait qu'en 1 minute il peut passer de 6 à 12 kilomètres.

Figure. 39. Le dispositif d'un avion-fusée.

En figue. 39 montre le dispositif d'un autre aéronef avec un moteur-fusée ; il s'agit d'un avion expérimental construit pour atteindre des vitesses de vol supérieures à la vitesse du son (c'est-à-dire 1200 km/h au sol). Sur l'avion, à l'arrière du fuselage, un LRE est installé, qui a quatre chambres identiques avec une poussée totale de 2720 kg. Longueur moteur 1400 millimètre, diamètre maxi 480 millimètre, poids 100 kg. Le stock de carburant de l'avion, qui sert d'alcool et d'oxygène liquide, est de 2360 je.

Figure. 40. Moteur-fusée d'avion à quatre chambres.

La vue extérieure de ce moteur est illustrée à la Fig. 40.

Autres applications de LRE

Parallèlement à l'utilisation principale des moteurs-fusées à propergol liquide comme moteurs de missiles à longue portée et d'avions-fusées, ils sont actuellement utilisés dans un certain nombre d'autres cas.

Les LRE ont été largement utilisés comme moteurs pour les projectiles de fusées lourdes, similaires à celui illustré à la Fig. 41. Le moteur de ce projectile peut servir d'exemple de moteur de fusée le plus simple. Le carburant (essence et oxygène liquide) est fourni à la chambre de combustion de ce moteur sous la pression du gaz neutre (azote). En figue. 42 montre un schéma d'une fusée lourde utilisée comme puissant projectile anti-aérien; le schéma montre les dimensions globales de la fusée.

Les moteurs de fusée à propergol liquide sont également utilisés comme moteurs d'avion de démarrage. Dans ce cas, une réaction de décomposition du peroxyde d'hydrogène à basse température est parfois utilisée, c'est pourquoi de tels moteurs sont dits "froids".

Il existe des cas d'utilisation de LRE comme propulseurs pour des aéronefs, en particulier des aéronefs à turboréacteurs. Dans ce cas, les pompes d'alimentation en carburant sont parfois entraînées depuis l'arbre du turboréacteur.

Les moteurs-fusées à propergol liquide sont également utilisés, avec les moteurs à poudre, pour lancer et accélérer les avions (ou leurs modèles) avec des statoréacteurs. Comme vous le savez, ces moteurs développent une poussée très élevée à des vitesses de vol élevées, des vitesses de son élevées, mais ne développent pas du tout de poussée au décollage.

Enfin, une autre application de LRE, qui a eu lieu récemment, doit être mentionnée. Etudier le comportement d'un avion à des vitesses de vol élevées approchant et dépassant la vitesse du son nécessite un travail sérieux et coûteux travail de recherche. En particulier, il est nécessaire de déterminer la résistance des ailes d'avion (profils), ce qui est généralement effectué dans des souffleries spéciales. Pour créer dans de telles conduites les conditions correspondant au vol d'un aéronef à grande vitesse, il est nécessaire de disposer de très fortes puissances pour entraîner les ventilateurs qui créent un écoulement dans la conduite. En conséquence, la construction et l'exploitation de tubes pour tester à des vitesses supersoniques nécessitent des coûts énormes.

Récemment, parallèlement à la construction de tubes supersoniques, la tâche d'étudier divers profils d'ailes d'avions à grande vitesse, ainsi que de tester des statoréacteurs, soit dit en passant, est également résolue à l'aide de propergol liquide

Figure. 41. Projectile fusée avec moteur fusée.

moteurs. Selon l'une de ces méthodes, le profil étudié est installé sur une fusée à longue portée avec un moteur-fusée à propergol liquide, similaire à celui décrit ci-dessus, et toutes les lectures des instruments qui mesurent la résistance du profil en vol sont transmises à le sol à l'aide d'appareils de radiotélémétrie.

Figure. 42. Schéma du dispositif d'un puissant projectile anti-aérien avec un moteur-fusée.

7 - tête de combat; 2 - bouteille d'azote comprimé; 3 - réservoir avec oxydant; 4 - réservoir de carburant ; 5 - moteur à propergol liquide.

Selon une autre méthode, un chariot de fusée spécial est en cours de construction, se déplaçant le long de rails à l'aide d'un moteur de fusée à propergol liquide. Les résultats du test d'un profil installé sur un tel chariot dans un mécanisme de poids spécial sont enregistrés par des dispositifs automatiques spéciaux également situés sur le chariot. Un tel chariot de fusée est illustré à la Fig. 43. La longueur de la voie ferrée peut atteindre 2–3 kilomètres.

Figure. 43. Chariot de fusée pour tester les profils d'ailes d'avions.

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Carburant de fusée

UN PEU DE THÉORIE D'après le cours de physique de l'école (la loi de conservation de la quantité de mouvement), on sait que si une masse m se sépare d'un corps au repos avec une masse M avec une vitesse V, alors la partie restante du corps avec une masse M-m se déplacera avec un vitesse m / (M-m) x V dans le sens opposé. Cela signifie que plus la masse rejetée et sa vitesse sont importantes, plus la vitesse acquise par le reste de la masse est grande, c'est-à-dire plus grande sera la force qui le met en mouvement. Pour le fonctionnement d'un moteur-fusée (RD), ainsi que de tout moteur à réaction, il faut une source d'énergie (carburant), un fluide de travail (RT) qui assure l'accumulation de l'énergie de la source, son transfert et sa transformation), un dispositif dans lequel l'énergie est transférée au RT et un dispositif dans lequel l'énergie interne RT est convertie en énergie cinétique du jet de gaz et transférée à la fusée sous forme de poussée. Les carburants chimiques et non chimiques sont connus : dans les premiers (moteurs-fusées à propergol liquide - LRE et moteurs-fusées à propergol solide - moteurs-fusées à propergol solide), l'énergie nécessaire au fonctionnement du moteur est libérée à la suite de réactions chimiques, et le gaz qui en résulte les produits servent de fluide de travail, dans ce dernier pour chauffer le fluide de travail, les corps utilisent d'autres sources d'énergie (par exemple, l'énergie nucléaire). L'efficacité du RD, ainsi que l'efficacité du carburant, est mesurée par son impulsion spécifique. Impulsion de poussée spécifique (poussée spécifique), définie comme le rapport de la force de poussée au deuxième débit massique du fluide de travail. Pour les moteurs-fusées LRE et à propergol solide, la consommation de fluide de travail coïncide avec la consommation de carburant, et l'impulsion spécifique est l'inverse de la consommation spécifique de carburant. L'impulsion spécifique caractérise l'efficacité du RD - plus elle est grande, moins de carburant (dans le cas général, le fluide de travail) est dépensé pour créer une unité de poussée. Dans le système SI, l'impulsion spécifique est mesurée en m/sec et coïncide pratiquement en grandeur avec la vitesse du jet. Dans le système technique d'unités (son autre nom est MKGSS, qui signifie : Mètre - KiloGram Force - Seconde), largement utilisé en URSS, le kilogramme de masse était une unité dérivée et était défini comme la masse dont une force de 1 kgf confère une accélération de 1 m/s par seconde. Elle s'appelait "l'unité technique de masse" et s'élevait à 9,81 kg. Une telle unité n'était pas pratique, de sorte que le poids était utilisé au lieu de la masse, la gravité spécifique au lieu de la densité, etc. Dans la technologie des fusées, lors du calcul de l'impulsion spécifique, la consommation de carburant non pas en masse mais en poids a également été utilisée. En conséquence, l'impulsion spécifique (dans le système MKGSS) a été mesurée en secondes (elle est 9,81 fois moins importante que l'impulsion spécifique de « masse »). La valeur de l'impulsion spécifique du RD est inversement proportionnelle à la racine carrée du poids moléculaire du fluide de travail et directement proportionnelle à la racine carrée de la température du fluide de travail devant la buse. La température du fluide de travail est déterminée par la valeur calorifique du carburant. Sa valeur maximale pour le couple béryllium + oxygène est de 7200 kcap/kg. qui limite la valeur de l'impulsion spécifique maximale du LRE à pas plus de 500 sec. La valeur de l'impulsion spécifique dépend de l'efficacité thermique du RD - le rapport de l'énergie cinétique transmise dans le moteur au fluide de travail à la valeur calorifique totale du carburant. La conversion de la valeur calorifique du carburant en énergie cinétique du jet sortant dans le moteur se produit avec des pertes, car une partie de la chaleur est emportée avec le fluide de travail sortant et une partie n'est pas du tout libérée en raison d'une combustion incomplète de le carburant. Les moteurs à électroréacteur ont l'impulsion spécifique la plus élevée. Pour un moteur à propulsion électrique à plasma, elle atteint 29000 sec. L'impulsion maximale des moteurs russes de série RD-107 est de 314 secondes.Les caractéristiques du RD sont déterminées à 90% par le carburant utilisé. Carburant de fusée - une substance (une ou plusieurs), qui est une source d'énergie et RT pour RD. Il doit répondre aux exigences de base suivantes : il doit avoir une impulsion spécifique élevée, une densité élevée, l'état global requis des composants dans les conditions de fonctionnement, il doit être stable, sûr à manipuler, non toxique, compatible avec les matériaux de structure, avoir des matières premières matériaux, etc. Le moteur du propulseur fonctionne au carburant chimique. La caractéristique énergétique principale (impulsion sp.) est déterminée par la quantité de chaleur dégagée (valeur calorifique du combustible) et la composition chimique des produits de réaction, qui détermine l'intégralité de la conversion de l'énergie thermique en énergie cinétique du flux ( plus le poids moléculaire est bas, plus le pouls sp. est élevé). Selon le nombre de composants stockés séparément, les propulseurs chimiques pour fusées sont divisés en composants à un (unitaire), à ​​deux, à trois et à plusieurs composants, en fonction de l'état global des composants - en liquide, solide, hybride, pseudo- liquides, ressemblant à de la gelée. Carburants à un seul composant - des composés tels que l'hydrazine N 2 H 4, le peroxyde d'hydrogène H 2 O 2 dans la chambre RD se décomposent avec libération un grand nombre la chaleur et les produits gazeux, ont des propriétés peu énergétiques. Par exemple, le peroxyde d'hydrogène à 100 % a une impulsion de battement de 145 s. et est utilisé comme carburant auxiliaire pour les systèmes de contrôle et d'orientation, les entraînements de turbopompe RD. Les carburants en gel sont des carburants généralement épaissis avec des sels d'acides organiques macromoléculaires ou des additifs spéciaux (rarement un agent oxydant). Une augmentation de l'impulsion spécifique des carburants de fusée est obtenue en ajoutant des poudres métalliques (Al, etc.). Par exemple, "Saturn-5" brûle 36 tonnes pendant le vol. poudre d'aluminium. Les combustibles liquides et solides à deux composants ont reçu la plus grande application. COMBUSTIBLE LIQUIDE Un carburant liquide à deux composants est constitué d'un comburant et d'un carburant. Les exigences spécifiques suivantes sont imposées aux combustibles liquides : la plage de température la plus large possible de l'état liquide, l'adéquation d'au moins un des composants au refroidissement du liquide RD (stabilité thermique, point d'ébullition et capacité calorifique élevés), la possibilité d'obtenir des efficacité, viscosité minimale des composants et sa faible dépendance à la température. Pour améliorer les caractéristiques, divers additifs sont introduits dans la composition du carburant (métaux, par exemple, Be et Al pour augmenter l'impulsion spécifique, inhibiteurs de corrosion, stabilisants, activateurs d'allumage, substances qui abaissent le point de congélation). Le kérosène (fractions naphta-kérosène et kérosène-gasoil avec une plage d'ébullition de 150-315°C), l'hydrogène liquide, le méthane liquide (CH 4), les alcools (éthyle, furfuryle) sont utilisés comme carburant ; hydrazine (N 2 H 4), et ses dérivés (diméthylhydrazine), ammoniac liquide (NH 3), aniline, méthyl-, diméthyl- et triméthylamines, etc. Sont utilisés comme agent oxydant : l'oxygène liquide, l'acide nitrique concentré (HNO 3 ), le tétroxyde d'azote (N 2 O 4 ), le tétranitrométhane ; fluor liquide, chlore et leurs composés avec l'oxygène, etc. Lorsqu'ils sont introduits dans la chambre de combustion, les composants du carburant peuvent s'enflammer spontanément (acide nitrique concentré avec aniline, tétroxyde d'azote avec hydrazine, etc.) ou non. L'utilisation d'ergols auto-inflammables simplifie la conception du RD et permet de réaliser des lancements réutilisables de la manière la plus simple. Les paires hydrogène-fluor (412s), hydrogène-oxygène (391s) ont l'impulsion spécifique maximale. Du point de vue de la chimie, l'oxydant idéal est l'oxygène liquide. Il a été utilisé dans les premiers missiles balistiques de la FAA, ses copies américaines et soviétiques. Mais son point d'ébullition (-183 0 C) ne convenait pas aux militaires. La plage de température de fonctionnement requise est de -55 0 C à +55 0 C. L'acide nitrique, un autre agent oxydant évident pour les moteurs de fusée, convenait davantage aux militaires. Il a une densité élevée, un faible coût, est produit en grande quantité, est assez stable, y compris à des températures élevées, et est à l'épreuve des incendies et des explosions. Son principal avantage par rapport à l'oxygène liquide est son point d'ébullition élevé et, par conséquent, sa capacité à être stocké indéfiniment sans aucune isolation thermique. Mais l'acide nitrique est une substance si agressive qu'elle réagit continuellement avec elle-même - les atomes d'hydrogène sont séparés d'une molécule d'acide et attachés aux molécules voisines, formant des agrégats fragiles mais extrêmement actifs chimiquement. Même les aciers inoxydables les plus résistants sont lentement détruits par l'acide nitrique concentré (il en résulte une « gelée » verdâtre épaisse, un mélange de sels métalliques, qui se forme au fond de la cuve). Pour réduire la corrosivité, diverses substances ont commencé à être ajoutées à l'acide nitrique; seulement 0,5% d'acide fluorhydrique (fluorhydrique) réduit décuplé le taux de corrosion de l'acier inoxydable. Du dioxyde d'azote (NO 2) est ajouté à l'acide pour augmenter l'impulsion. C'est un gaz brun avec une odeur piquante. Lorsqu'il est refroidi en dessous de 21 0 C, il se liquéfie et du tétroxyde d'azote (N 2 O 4), ou tétroxyde d'azote (AT), se forme. À pression atmosphérique AT bout à +21 0 С et gèle à –11 0 С. Le gaz est constitué principalement de molécules de NO 2, le liquide est constitué d'un mélange de NO 2 et de N 2 O 4 et seules les molécules de tétroxyde restent dans le solide. Entre autres choses, l'ajout d'AT à l'acide lie l'eau qui pénètre dans l'oxydant, ce qui réduit l'activité corrosive de l'acide, augmente la densité de la solution, atteignant un maximum à 14% de l'AT dissous. Cette concentration était utilisée par les Américains pour leurs missiles de combat. Le nôtre pour obtenir le rythme maximum. l'impulsion a utilisé une solution AT à 27 %. Un tel oxydant a reçu la désignation AK-27. Parallèlement à la recherche du meilleur comburant, il y a eu la recherche du combustible optimal. Le premier carburant largement utilisé était l'alcool (éthyle), qui était utilisé sur les premières fusées soviétiques R-1, R-2, R-5 ("héritage" de FAU-2). Outre les faibles indicateurs énergétiques, les militaires n'étaient évidemment pas satisfaits de la faible résistance du personnel à «l'empoisonnement» par un tel carburant. L'armée était la plus satisfaite du produit de la distillation du pétrole, mais le problème était qu'un tel carburant ne s'enflamme pas spontanément au contact de l'acide nitrique. Cet inconvénient a été contourné par l'utilisation de carburant de démarrage. Sa composition a été découverte par des spécialistes allemands des fusées pendant la Seconde Guerre mondiale, et elle s'appelait "Tonka-250" (en URSS, elle s'appelait TG-02). Les substances qui contiennent de l'azote en plus du carbone et de l'hydrogène sont mieux enflammées avec de l'acide nitrique. Une telle substance aux caractéristiques énergétiques élevées était l'hydrazine (N 2 H 4). En termes de propriétés physiques, il est très similaire à l'eau (la densité est supérieure de plusieurs pour cent, le point de congélation est de +1,5 0 C, le point d'ébullition est de +113 0 C, la viscosité et tout le reste sont comme ceux de l'eau). Mais les militaires n'étaient pas satisfaits de la température de congélation élevée (supérieure à celle de l'eau). L'URSS a développé une méthode de production de diméthylhydrazine asymétrique (UDMH), tandis que les Américains ont utilisé un procédé plus simple pour produire de la monométhylhydrazine. Ces deux liquides étaient extrêmement toxiques, mais moins explosifs, absorbaient moins de vapeur d'eau et étaient thermiquement plus stables que l'hydrazine. Mais le point d'ébullition et la densité sont inférieurs à ceux de l'hydrazine. Malgré quelques lacunes, le nouveau carburant convenait assez bien aux concepteurs et aux militaires. L'UDMH a également un autre nom "non classé" - "heptyl". "Aerozine-50" utilisé par les Américains sur leurs fusées liquides est un mélange d'hydrazine et d'UDMH, qui était le résultat de l'invention processus technologique, en qu'ils ont reçus en même temps. Après que des missiles balistiques ont commencé à être placés dans des mines, dans un conteneur scellé avec un système de contrôle de la température, les exigences relatives à la plage de températures de fonctionnement du carburant pour fusée ont été réduites. En conséquence, l'acide nitrique a été abandonné, passant à l'AT pur, qui a également reçu un nom non classifié - "amyle". La pression de suralimentation dans les réservoirs a élevé le point d'ébullition à une valeur acceptable. La corrosion des réservoirs et des pipelines avec l'utilisation d'AT a tellement diminué qu'il est devenu possible de garder la fusée ravitaillée pendant toute la durée du service de combat. Les premiers missiles à utiliser l'AT comme comburant furent l'UR-100 et le lourd R-36. Ils pourraient rester ravitaillés jusqu'à 10 ans d'affilée. Les principales caractéristiques des carburants liquides à deux composants avec un rapport optimal des composants (pression dans la chambre de combustion, 100 kgf/cm2, à la sortie de la buse 1 kgf/cm2) , kcal/kg de combustion, K s Azote Kérosène 1460 1,36 2980 313 k-ta (98%) TG-02 1490 1,32 3000 310 Aniline (80%) + furfuryl 1420 1,39 3050 313 alcool (20%) Oxygène Alcool (94%) 2020 0,39 3300 255 (Liquide) Hydrogène l. 0,32 3250 391 Kérosène 2200 1,04 3755 335 UDMH 2200 1,02 3670 344 Hydrazine 1,07 3446 346 Ammoniac l. 0,84 3070 323 AT Kérosène 1550 1,27 3516 309 UDMH 1,195 3469 318 Hydrazine 1,23 3287 322 Fluor Hydrogène l. 0,62 4707 412 (liquide) Hydrazine 2230 1,31 4775 370 * le rapport de la masse totale du comburant et du combustible à leur volume. COMBUSTIBLE SOLIDE Le propulseur solide est subdivisé en propulseur balistique comprimé - poudres de nitroglycérine), qui est un mélange homogène de composants (non utilisé dans les puissants moteurs de fusée modernes) et en propulseur mixte, qui est un mélange hétérogène d'un oxydant, d'un liant combustible (facilitant la formation de un bloc combustible monolithique) et divers additifs (plastifiant, poudres de métaux et leurs hydrures, durcisseur, etc.). Les charges propulsives solides sont réalisées sous la forme de blocs de canaux brûlant sur la surface externe ou interne. Les principales exigences spécifiques aux combustibles solides sont : l'uniformité de la répartition des composants et, par conséquent, la constance des propriétés physico-chimiques et énergétiques dans le bloc, la stabilité et la régularité de la combustion dans la chambre RD, ainsi qu'un ensemble de et des propriétés mécaniques qui assurent les performances du moteur dans des conditions de surcharges, de température variable, de vibrations. Selon l'impulsion spécifique (environ 200 s.), le combustible solide est inférieur au combustible liquide, car en raison d'une incompatibilité chimique, il n'est pas toujours possible d'utiliser des composants économes en énergie dans les combustibles solides. L'inconvénient des combustibles solides est leur susceptibilité au "vieillissement" (un changement irréversible des propriétés dû aux processus chimiques et physiques se produisant dans les polymères). Les scientifiques américains des fusées ont rapidement abandonné le carburant liquide et ont préféré le carburant mixte solide pour les missiles de combat, dont la création aux États-Unis avait été menée depuis le milieu des années 40, ce qui l'avait déjà rendu possible en 1962. adopter le premier ICBM à propergol solide "Minuteman-1". Dans notre pays, la recherche à grande échelle a commencé avec un retard important. Décret du 20 novembre 1959. Il était envisagé de créer une fusée à trois étages RT-1 avec des moteurs à fusée solide (RDTT) et une autonomie de 2500 km. Puisqu'à cette époque il n'y avait pratiquement pas de bases scientifiques, technologiques et de production pour les charges mixtes, il n'y avait pas d'alternative à l'utilisation de propulseurs balistiques solides. Le diamètre maximal autorisé des cartouches de poudre produites par la méthode de pressage continu ne dépassait pas 800 mm. Par conséquent, les moteurs de chaque étage avaient une disposition de paquet de 4 et 2 blocs aux premier et deuxième étages, respectivement. La charge de poudre libre brûlait le long du canal cylindrique intérieur, des extrémités et de la surface de 4 fentes longitudinales situées dans la partie avant de la charge. Une telle forme de la surface de combustion fournissait le diagramme de pression requis dans le moteur. La fusée avait des caractéristiques insatisfaisantes, par exemple, avec un poids au lancement de 29,5 tonnes. Le Minuteman-1 avait une portée maximale de 9300 km, tandis que pour le RT-1 ces caractéristiques étaient respectivement de 34 tonnes. et 2400 km. La principale raison du retard de la fusée RT-1 était l'utilisation de poudre à canon balistique. Pour créer un ICBM à combustible solide avec des caractéristiques proches du Minuteman-1, il était nécessaire d'utiliser des combustibles mixtes qui fournissent une énergie plus élevée et une meilleure caractéristiques de masse moteurs et fusées en général. En avril 1961 un décret gouvernemental a été publié sur le développement d'ICBM à combustible solide - RT-2, une réunion d'introduction a eu lieu et le programme Nylon-S a été préparé pour le développement de combustibles mixtes avec une impulsion d'impulsion de 235 s. Ces ergols devaient permettre de fabriquer des charges pesant jusqu'à 40 tonnes. méthode de moulage dans le carter du moteur. Fin 1968 la fusée a été mise en service, mais a nécessité de nouvelles améliorations. Ainsi, le carburant mélangé a été moulé dans des moules séparés, puis la charge a été placée dans le corps et l'espace entre la charge et le corps a été rempli d'un liant. Cela a créé certaines difficultés dans la fabrication du moteur. La fusée RT-2P avait un propulseur solide PAL-17/7 à base de caoutchouc butyle, qui a une ductilité élevée, ne présente pas de vieillissement ni de fissuration notables pendant le stockage, tandis que le carburant était versé directement dans le carter du moteur, puis il était polymérisé et surfaces de combustion de charge requises moulées. Par leurs propres moyens performances de vol RT-2P s'est approché du missile Minuteman-3. Les carburants mixtes à base de perchlorate de potassium et de polysulfure ont été les premiers à être largement utilisés dans les moteurs-fusées à propergol solide. Une augmentation significative des battements. L'impulsion du moteur-fusée à propergol solide s'est produite après l'utilisation de perchlorate d'ammonium à la place du perchlorate de potassium, et au lieu de caoutchoucs de polysulfure, de caoutchoucs de polyuréthane, puis de polybutadiène et d'autres caoutchoucs, et d'un carburant supplémentaire, de l'aluminium en poudre, a été introduit dans la composition du carburant. Presque tous les moteurs-fusées modernes à propergol solide contiennent des charges à base de perchlorate d'ammonium, d'aluminium et de polymères de butadiène (CH 2 =CH-CH=CH 2). La charge finie ressemble à du caoutchouc dur ou du plastique. Il est soumis à un contrôle minutieux de la continuité et de l'uniformité de la masse, de la forte adhérence du carburant à la coque, etc. Les fissures et les pores de la charge, ainsi que les délaminages du corps, sont inacceptables, car ils peuvent entraîner une augmentation non prévue de la poussée du propulseur solide (due à une augmentation de la surface de combustion), des épuisements du corps et même des explosions. La composition caractéristique du carburant mixte utilisé dans les puissants moteurs de fusée à propergol solide modernes: oxydant (généralement perchlorate d'ammonium NH 4 C1O 4) 60-70%, liant carburant (caoutchouc butyle, caoutchoucs nitriles, polybutadiènes) 10-15%, plastifiant 5 -10%, métal (poudres d'Al, Be, Mg et leurs hydrures) 10-20%, durcisseur 0,5-2,0% et catalyseur de combustion 0,1-1,0% et carburant dibasique modifié ou mixte. En composition, il est intermédiaire entre le carburant dibasique balistique habituel (poudres à double base - poudres sans fumée dans lesquelles deux composants principaux: la nitrocellulose - le plus souvent sous forme de pyroxyline, et un solvant non volatil - le plus souvent la nitroglycérine) et mélangé. Le carburant mixte à double base contient généralement du perchlorate d'ammonium cristallin (oxydant) et de l'aluminium en poudre (carburant) liés par un mélange nitrocellulose-nitroglycérium. Voici une composition typique d'un carburant double base modifié : perchlorate d'ammonium - 20,4 %, aluminium - 21,1 %, nitrocellulose - 21,9 %, nitroglycérine - 29,0 %, triacétine (solvant) - 5,1 %, stabilisants - 2,5 %. A même densité que le carburant mixte polybutadiène, le carburant bibase modifié se caractérise par une impulsion spécifique un peu plus élevée. Ses inconvénients sont une température de combustion plus élevée, un coût élevé, une explosivité accrue (tendance à la détonation). Afin d'augmenter l'impulsion spécifique, des oxydants cristallins hautement explosifs, tels que l'hexogène, peuvent être introduits dans les carburants à double base mixtes et modifiés. CARBURANT HYBRIDE Dans un carburant hybride, les composants sont dans différents états d'agrégation. Les carburants peuvent être : produits pétroliers solidifiés, N 2 H 4, polymères et leurs mélanges avec des poudres - Al, Be, BeH 2, LiH 2, agents oxydants - HNO 3, N 2 O 4, H 2 O 2, FC1O 3, C1F 3, O 2 , F 2 , OF 2 . En termes d'impulsion spécifique, ces carburants occupent une position intermédiaire entre les liquides et les solides. Les carburants ont l'impulsion spécifique maximale: BeH 2 -F 2 (395s), VeH 2 -H 2 O 2 (375s), VeH 2 -O 2 (371s). Le carburant hybride développé par l'université de Stanford et la NASA est à base de paraffine. Il est non toxique et respectueux de l'environnement (lors de la combustion, il ne forme que du gaz carbonique et de l'eau), sa poussée est régulée sur une large plage, et un redémarrage est également possible. Le moteur a un dispositif assez simple, un comburant (oxygène gazeux) est pompé à travers un tube de paraffine situé dans la chambre de combustion, lors de l'allumage et du chauffage supplémentaire, la couche superficielle du carburant s'évapore, favorisant la combustion. Les développeurs ont réussi haute vitesse combustion et ainsi résoudre le principal problème qui entravait auparavant l'utilisation de tels moteurs dans les fusées spatiales. De bonnes perspectives peuvent avoir l'utilisation de combustible métallique. L'un des métaux les plus appropriés à cette fin est le lithium. Lors de la combustion de 1 kg. Ce métal libère 4,5 fois plus d'énergie que lorsque le kérosène est oxydé avec de l'oxygène liquide. Seul le béryllium peut se vanter d'avoir une plus grande valeur calorifique. Des brevets américains ont été publiés pour un combustible solide pour fusée contenant 51 à 68 % de lithium métal.

• la traction est incontrôlable
• après l'allumage, le moteur ne peut pas être arrêté ou redémarré

Les inconvénients signifient que les fusées solides sont utiles pour les missions de courte durée (missiles) ou les systèmes de suralimentation. Si vous avez besoin de contrôler le moteur, vous devrez vous tourner vers le système de carburant liquide.

Fusées liquides

En 1926, Robert Goddard teste le premier moteur à carburant liquide. Son moteur utilisait de l'essence et de l'oxygène liquide. Il a également essayé et résolu un certain nombre de problèmes fondamentaux dans la conception des moteurs de fusée, notamment les mécanismes de pompage, les stratégies de refroidissement et les appareils à gouverner. Ce sont ces problèmes qui rendent les fusées à propergol liquide si difficiles.

L'idée principale est simple. Dans la plupart des moteurs-fusées à propergol liquide, le carburant et un comburant (comme l'essence et l'oxygène liquide) sont pompés dans la chambre de combustion. Là, ils brûlent pour créer un flux de gaz chauds à haute vitesse et pression. Ces gaz passent par une tuyère qui les accélère encore plus (de 8 000 à 16 000 km/h, en règle générale), puis sort. Ci-dessous vous trouverez un simple circuit.

Ce diagramme ne montre pas les complexités réelles d'un moteur conventionnel. Par exemple, le carburant normal est un gaz liquide froid comme l'hydrogène liquide ou l'oxygène liquide. L'un des gros problèmes d'un tel moteur est le refroidissement de la chambre de combustion et de la tuyère, donc le liquide froid circule d'abord autour des pièces surchauffées pour les refroidir. Les pompes doivent générer extrêmement haute pression pour surmonter la pression créée par le combustible en combustion dans la chambre de combustion. Tout ce pompage et ce refroidissement font ressembler un moteur de fusée à tentative échouée réalisation de soi en plomberie. Examinons toutes sortes de combinaisons de carburant utilisées dans les moteurs de fusée à liquide :

• Hydrogène liquide et oxygène liquide (moteurs primaires de la navette spatiale).
• Essence et oxygène liquide (premières fusées Goddard).
• Kérosène et oxygène liquide (utilisés dans le premier étage du Saturn V du programme Apollo).
• Alcool et oxygène liquide (utilisé dans les fusées allemandes V2).
• Tétroxyde d'azote/monométhylhydrazine (utilisé dans les moteurs Cassini).

L'avenir des moteurs de fusée

Nous sommes habitués à voir des moteurs de fusée chimiques qui brûlent du propulseur pour produire une poussée. Mais il existe de nombreuses autres façons d'obtenir de la traction. Tout système capable de pousser la masse. Si vous voulez accélérer une balle de baseball à une vitesse incroyable, vous avez besoin d'un moteur de fusée viable. Le seul problème avec cette approche est l'échappement, qui sera entraîné dans l'espace. C'est ce petit problème qui pousse les ingénieurs de fusées à préférer les gaz aux produits brûlants.

De nombreux moteurs de fusée sont extrêmement petits. Par exemple, les propulseurs d'attitude sur les satellites ne génèrent pas du tout beaucoup de poussée. Parfois, les satellites n'utilisent presque pas de carburant - de l'azote gazeux sous pression est éjecté du réservoir par une buse.

Les nouvelles conceptions doivent trouver un moyen d'accélérer les ions ou les particules atomiques à des vitesses élevées pour rendre la poussée plus efficace. En attendant, nous essaierons de faire et d'attendre ce qu'Elon Musk lancera d'autre avec son SpaceX.