Le carburant des moteurs de fusée liquides utilisés dans les étages supérieurs spatiaux et les étages des lanceurs contient du carburant à base de méthane et un comburant, tandis que le carburant utilisé est un mélange de méthane et d'éthylène avec une teneur molaire en méthane de 5 à 25 %. L'utilisation du carburant proposé sur des lanceurs de classe moyenne avec une réserve totale de carburant de 300 tonnes réduira la masse de la structure du lanceur par rapport à l'utilisation de carburant méthane + oxygène d'environ 2 %, ce qui équivaut à une augmentation de la masse de la charge utile lancée d'environ 6,5 %. Par rapport à l’utilisation de kérosène + oxygène, la masse de la charge utile lancée augmentera d’environ 7,5 %.

Le carburant proposé est destiné à être utilisé dans les moteurs de fusée à liquide (LPRE), utilisés dans les étages supérieurs spatiaux (UB) et les étages des lanceurs (LV). Un analogue de ce carburant est le carburant kérosène + oxygène. L’oxygène liquide est actuellement l’un des oxydants les plus courants dans les moteurs-fusées à propergol liquide. Cela est dû au fait que l’oxygène liquide est un composant combustible respectueux de l’environnement. En même temps, il est bon marché, non toxique, modérément inflammable et présente des caractéristiques énergétiques assez élevées des carburants. Par exemple, le carburant kérosène + oxygène à une pression dans la chambre de combustion de 70 ata et un taux d'expansion géométrique de la buse de 40 fournit une impulsion de vide spécifique ~ 8 % supérieure à celle du carburant kérosène + AT, où le tétroxyde d'azote est utilisé comme comburant. . Le kérosène est un carburant hydrocarboné, qui est un mélange d'hydrocarbures naturels obtenu lors de la distillation du pétrole. La production de kérosène à partir de pétrole naturel le rend relativement bon marché. De plus, le kérosène est une substance peu toxique appartenant à la 4ème classe de danger (la plus basse), est modérément inflammable et a une densité assez élevée, ce qui a un effet positif sur ses avantages opérationnels. En général, le carburant kérosène + oxygène est un carburant efficace avec une densité assez élevée de ~ 1000 kg/m 3 et une impulsion spécifique assez élevée de sortie de ses produits de combustion, ce qui permet de résoudre assez efficacement les problèmes existants auxquels sont confrontés moyens modernes excrétion. Les inconvénients du carburant kérosène + oxygène comprennent : relativement une grosse différence températures de fonctionnement de l'oxygène liquide (~ 90 K) et du kérosène (~ 290 K), ce qui nécessite de prendre des mesures particulières pour compenser les contraintes de température qui surviennent dans le réservoir de stockage du comburant lors de son remplissage avec de l'oxygène liquide, et la nécessité d'utiliser le stockage des composants cuves à fonds séparés et isolation thermique importante entre cuves. Ceci conduit à une augmentation significative de la masse des réservoirs de stockage de composants et à une augmentation du volume occupé par les réservoirs de stockage de composants de carburant dans le système de propulsion, ce qui augmente également les coûts massiques de stockage de carburant. Le prototype du carburant proposé est un carburant méthane + oxygène. Le méthane est le principal constituant du gaz naturel, on estime donc que sa production est encore moins chère que la production de kérosène. En termes de caractéristiques énergétiques, ce carburant est supérieur au carburant kérosène + oxygène : aux pressions ci-dessus dans la chambre de combustion et au degré géométrique d'expansion de la tuyère, l'impulsion spécifique du carburant méthane + oxygène sera supérieure à l'impulsion spécifique de kérosène + oxygène carburant d'environ 4 %. Cependant, le méthane, même à une température de 91 K (son point de fusion est de 90,66 K), a une faible densité de 455 kg/m 3, alors que la densité du carburant méthane + oxygène n'est que de 830 kg/m 3, ce qui conduit à une augmentation des coûts de masse pour son stockage en raison de la nécessité d'augmenter le volume des réservoirs de stockage des composants. La faible densité du carburant méthane + oxygène et l'impossibilité de surfusion de l'oxygène lors de l'utilisation de réservoirs de stockage de composants combustibles à fonds combinés conduisent au fait que pour les RB spatiaux, le temps de stockage possible du carburant dans l'espace proche de la Terre est considérablement réduit (de 20 % par rapport au kérosène + oxygène). Étant donné que le point de fusion du méthane est supérieur au point d'ébullition de l'oxygène à une pression de 1 ata (c'est-à-dire supérieure à 90 K), l'utilisation de réservoirs de stockage de composants combustibles à fonds combinés, même pour l'oxygène bouillant à 1 ata (et encore plus lors de l'utilisation d'oxygène surfondu, qui bout à une pression plus basse) est impossible sans l'utilisation d'une isolation thermique entre les réservoirs. De plus, le réservoir de carburant étant rempli de méthane cryogénique, il doit être isolé thermiquement des apports de chaleur extérieurs, ce qui augmente encore les coûts massifs de stockage du carburant. Tout cela conduit à une augmentation significative de la masse et des dimensions des réservoirs de stockage de carburant méthane + oxygène par rapport au carburant kérosène + oxygène, ce qui réduit considérablement, et dans certains cas jusqu'à zéro, l'effet qui pourrait être obtenu de l'impulsion spécifique plus élevée de Le Prototype. L'objectif de l'invention est d'augmenter la densité du carburant et, par conséquent, les coûts massifs de son stockage dans les réservoirs de carburant. Caractéristiques énergétiques les carburants ne se détériorent pas par rapport au prototype. Ceci est réalisé en utilisant un carburant contenant du carburant et un comburant, où un mélange de méthane et d'éthylène avec une teneur molaire en méthane de 5 à 25 % est utilisé comme carburant. À la teneur en méthane spécifiée, la température de solidification d'un tel carburant est inférieure à 90 K, c'est-à-dire lors de l'utilisation d'oxygène liquide bouillant comme comburant, par exemple, les réservoirs de comburant et de carburant peuvent avoir un fond commun, non recouvert d'isolation thermique. De plus, le carburant proposé pour la plage spécifiée du rapport molaire méthane-éthylène aura une densité de 900 à 970 kg/cm 3, comparable à la densité du carburant kérosène + oxygène, et compte tenu de la capacité thermique élevée du carburant dans le carburant proposé, le temps de séjour possible des RB spatiaux dans l'espace proche de la Terre sera le même que lors de l'utilisation de carburant kérosène + oxygène. Dans le même temps, les calculs thermodynamiques ont montré que l'impulsion spécifique des produits d'échappement du carburant proposé sera la même que pour le carburant méthane + oxygène. L'utilisation du carburant proposé sur un lanceur de classe moyenne avec une réserve totale de carburant de 300 tonnes réduira le poids de la structure du lanceur par rapport à l'utilisation de carburant méthane + oxygène d'environ 2 %, ce qui équivaut à une augmentation dans la masse de la charge utile lancée d'environ 6,5 %. Par rapport à l’utilisation de kérosène + oxygène, la masse de la charge utile lancée augmentera d’environ 7,5 %. Le méthane, comme indiqué ci-dessus, est le composant principal des gaz naturels et l'éthylène est une matière première répandue pour l'industrie chimique (par exemple, dans la production de polyéthylène), de sorte que la production de carburant pour un tel carburant ne nécessitera pas la création de de nouvelles installations de production et peuvent être développés dans un délai assez court. Le coût du carburant proposé est estimé comparable au coût du carburant kérosène + oxygène. LISTE DES RÉFÉRENCES UTILISÉES 1. Fondements de la théorie et du calcul des moteurs-fusées liquides / en 2 livres / éd. V.M. Kudryavtseva, éd. 4ème révision et supplémentaire - M. " lycée", 1993. - livre 1, pp. 130-134. 2. Paushkin Ya. M. Composition chimique et propriétés des carburéacteurs. - M. Maison d'édition de l'Académie des sciences de l'URSS, 1958. - 376 pp., ill. page 302. 3. Sinyarev G.B. Liquide moteurs de fusée. - M. Maison d'édition d'État de l'industrie de la défense. 1955. -488 p., ill. pp. 159 - 161. 4. Manuel sur les fondements physiques et techniques de la cryogénie. / M.P. Malkov. - 3e éd., révisé. et supplémentaire - M. : Energoatomizdat, 1985, -432 p., ill. p.217. 5. Manuel sur la séparation des mélanges gazeux par la méthode de refroidissement profond. /ET. I. Gelpérine. - 2e éd., révisée. - M. Maison d'édition scientifique et technique d'État de littérature chimique, 1963. - 512 p., ill. p.232. 6. Propriétés thermodynamiques et thermophysiques des produits de combustion / en 3 volumes / éd. V.P. Glushko, - M. Institut All-Union d'information scientifique et technique. 1968, vol. 2, pages 177-308.

Réclamer

Carburant pour moteurs de fusée liquide contenant un carburant à base de méthane et un comburant, caractérisé en ce qu'un mélange de méthane et d'éthylène avec une teneur molaire en méthane de 5 à 25 % est utilisé comme carburant.

Brevets similaires :

L'invention concerne un procédé de fonctionnement d'un moteur avion, fonctionnant sur le principe de la propulsion à réaction

L'invention concerne la technologie des fusées et de l'espace et concerne la conception de moteurs de fusée liquides (LPRE) fonctionnant avec du carburant cryogénique, en particulier des moteurs d'unités de fusée et d'engins spatiaux utilisant de l'oxygène liquide oxydant cryogénique et du carburant hydrocarbure comme composants de carburant.

Aujourd'hui, les missiles de différentes classes sont devenus l'une des principales armes d'une grande variété de classes, y compris leur propre branche militaire - les Forces de missiles stratégiques, et le seul moyen de lancer des charges utiles et de l'humanité dans l'espace.

Un des plus éléments complexes Rockets était et reste un moteur de fusée. Apparus il y a plus de deux mille ans, les fusées et les moteurs, pour aujourd'hui, ont évolué, atteignant la perfection, et concernant les moteurs, on peut dire qu'ils ont atteint la limite théorique.

Moteur de fusée liquide RD-0124

Historiquement, les premières fusées utilisaient un simple moteur à poudre. Dans la terminologie moderne - un moteur-fusée à combustible solide (moteur-fusée à propergol solide). Au cours de leur développement, ces moteurs ont reçu de nouveaux carburants, des boîtiers constitués de nouveaux matériaux, des tuyères contrôlées de diverses configurations, tout en conservant une simplicité de conception et une grande fiabilité, ce qui a prédéterminé l'utilisation généralisée de ce type de moteur dans les équipements militaires. Le principal avantage de ces moteurs réside dans leur disponibilité constante d’utilisation et dans la minimisation des opérations et du temps de préparation avant le lancement. Dans le même temps, il faut composer avec des inconvénients des moteurs-fusées à propergol solide tels que la difficulté d'organiser l'arrêt du moteur, l'activation répétée et le contrôle de la poussée.

Les principaux paramètres d'un moteur-fusée à propergol solide sont déterminés par le carburant utilisé, la capacité de contrôler le vecteur de poussée, ainsi que la conception du corps. En outre, il convient de noter qu’il est inutile de considérer les moteurs à combustible solide indépendamment des fusées, car la chambre de combustion du moteur est également un réservoir de carburant et est incluse dans la conception de la fusée.

Si nous parlons de comparer les moteurs à propergol solide nationaux et occidentaux, il convient de noter qu'en Occident, ils utilisent des combustibles mixtes solides avec des niveaux d'énergie plus élevés, ce qui permet de créer des moteurs avec une impulsion spécifique élevée. En particulier, le rapport entre la puissance maximale du moteur et la masse de carburant augmente. Cela permet de réduire les masses de lancement des fusées. Cela est particulièrement visible si l’on considère les caractéristiques des missiles balistiques.

Les premiers ICBM de combat équipés de moteurs-fusées à propergol solide sont apparus aux États-Unis dans les années 60 (Polaris et Minuteman), mais en URSS seulement dans les années 80 (Topol et R-39).

Étant donné que dans de tels missiles, la majeure partie de la masse de lancement est constituée par l'alimentation en carburant, alors en les comparant avec la portée de lancement, on peut juger de l'efficacité des moteurs-fusées à propergol solide utilisés.

Pour l'ICBM américain Minuteman-3 moderne, la masse de lancement et la portée de lancement sont de 35 400 kg et de 11 000 à 13 000 km. Pour la fusée russe RS-24 Yars – 46 500 – 47 200 kg et 11 000 km. Avec une masse lançable pour les deux missiles de l'ordre de 1 200 kg, le missile américain dispose d'un net avantage en termes de propulsion. En outre, dans les classes plus légères de moteurs-fusées à propergol solide, y compris les fusées d'avions, les Américains utilisent plus souvent le contrôle du vecteur de poussée à l'aide d'une tuyère orientable. Pour nous, ce sont des intercepteurs dans un flux gazeux. Ces derniers réduisent le rendement du moteur de 5 %, la buse déviée de 2 à 3 %.

D'autre part, des chimistes russes ont mis au point un mélange sec pour moteurs-fusées à propergol solide, dont les restes peuvent être minés. Un moteur avec un tel carburant est utilisé dans les MANPADS Igla-S, où cet effet est utilisé pour améliorer l'impact des ogives. En même temps, elle équivalent américain"Stinger", en raison de l'épuisement rapide du carburant, développe une vitesse élevée pendant la phase active de vol, dont la durée est beaucoup plus courte.

Une autre application militaire des moteurs de fusée à propergol solide concerne les moteurs d'atterrissage en douceur sur les plates-formes d'atterrissage. Actuellement, seule la Russie continue de développer des plates-formes d'atterrissage permettant le largage de véhicules blindés avec équipages. L’une des caractéristiques de ces systèmes est l’utilisation de moteurs-fusées à propergol solide et freinants. Cette technologie a été empruntée à l'industrie spatiale, où des moteurs similaires sont utilisés pour l'atterrissage en douceur des véhicules de descente.

Dans l’espace paisible, les moteurs de fusée à propergol solide se sont répandus comme centrales électriques pour les étages supérieurs des lanceurs et des accélérateurs de lancement, les étages supérieurs des engins spatiaux, ainsi que comme moteurs d’atterrissage en douceur. Aujourd'hui, certains des lanceurs de fusées à propergol solide les plus puissants ont été créés pour le lanceur européen Ariane.

En outre, en Occident, les moteurs-fusées à propergol solide se sont répandus comme centrales électriques pour les lanceurs légers, comme le Vega européen.

La Russie conserve la priorité dans la construction de vaisseaux spatiaux à descente équipés d'un moteur-fusée à propergol solide à atterrissage en douceur. Aujourd'hui, le module de descente du vaisseau spatial Soyouz.

Les moteurs-fusées à propergol solide sont également utilisés pour sauver les équipages des vaisseaux spatiaux avant le lancement. Les sièges éjectables dans l’aviation aussi. Ils sont équipés de moteurs-fusées à propergol solide et le complexe de sauvetage russe doté du fauteuil K-36 est aujourd'hui reconnu comme le meilleur au monde.

Mais sur étages supérieurs Les moteurs de fusée à propergol solide pour engins spatiaux ne sont utilisés qu’aux États-Unis et en Europe. L'utilisation de moteurs de fusée à propergol solide dans les étages supérieurs des lanceurs civils en Russie est typique des lanceurs de conversion créés sur la base des ICBM.

Il convient également de souligner que la NASA a développé la technologie des turboréacteurs à double flux réutilisables, qui, après avoir brûlé le carburant, pourraient être ravitaillés et réutilisés. Nous parlons des accélérateurs de lancement de la navette spatiale, et bien que cette opportunité n'ait jamais été utilisée, son existence même témoigne de la riche expérience accumulée dans la conception et le fonctionnement de puissants turboréacteurs à double flux. Le retard de la Russie dans le développement de moteurs-fusées à propergol solide à forte poussée pour engins spatiaux, qui est principalement dû au manque de développement dans le domaine des combustibles solides à haute énergie, est dû à l'accent historique mis sur les moteurs-fusées à propergol liquide comme étant plus puissants et plus puissants. offrant une plus grande efficacité énergétique. Ainsi, jusqu'à présent, pour les combustibles solides et mixtes nationaux, la période de stockage garantie est de 10 à 15 ans, tandis qu'aux États-Unis, la période de stockage pour les fusées équipées de moteurs-fusées à propergol solide a été atteinte entre 15 et 25 ans. Dans le domaine des micro- et mini-moteurs de fusée à propergol solide destinés à être utilisés dans des systèmes destinés à diverses fins militaires et civiles, la Russie peut facilement rivaliser avec les modèles mondiaux et, dans certains domaines d'application, elle dispose de technologies uniques.

En ce qui concerne les technologies de fabrication de boîtiers, il est actuellement impossible de définir une priorité claire pour qui que ce soit. Diverses méthodes sont utilisés en fonction de la fusée à laquelle le moteur-fusée à propergol solide en cours de création doit être lié. Il convient seulement de souligner qu'en raison du contenu énergétique plus élevé des carburants mixtes américains, les carters de moteur sont conçus pour plus de haute température la combustion.

Apparus bien plus tard, les moteurs-fusées à liquide (LPRE) ont atteint la plus haute perfection technique possible en une période plus courte de leur existence. La possibilité d'une activation répétée et d'une régulation en douceur de la traction a déterminé l'utilisation de tels moteurs dans fusées spatiales médias et appareils. Des développements importants dans le domaine de la création de moteurs pour systèmes de combat ont été réalisés en URSS. En particulier, les fusées équipées de moteurs à propergol liquide sont toujours en service dans le cadre des Forces de missiles stratégiques, malgré les inconvénients inhérents à ce type. Les inconvénients incluent, tout d'abord, la difficulté de stocker et de faire fonctionner une fusée alimentée en carburant, ainsi que la complexité du ravitaillement lui-même. Cependant, les ingénieurs soviétiques ont réussi à créer des technologies d'amplification des réservoirs de carburant qui garantissaient la préservation des composants de carburant à haut point d'ébullition pendant 25 ans, ce qui a abouti à la création des ICBM les plus puissants au monde. Aujourd’hui, alors qu’ils sont retirés du service de combat, ces ICBM sont utilisés pour lancer des charges utiles dans l’espace, y compris à des fins pacifiques. Par conséquent, nous les considérerons avec d’autres lanceurs civils.

Les moteurs modernes à propergol liquide peuvent être divisés en plusieurs classes selon divers critères. Parmi eux se trouve la méthode d'alimentation en carburant de la chambre de combustion (fermée et turbopompe Type ouvert, cylindrée), le nombre de chambres de combustion du moteur (mono et multichambres) et, surtout, les composants du carburant.

Il faut dire que le choix du carburant pour le moteur est une contribution à la création du moteur, puisque dans une large mesure le type de carburant et de comburant est déterminé par la conception et les paramètres de la fusée.

Étant donné que la plupart des fusées modernes équipées de moteurs à propergol liquide sont utilisées exclusivement pour le lancement d'engins spatiaux, il est possible d'effectuer de longues préparations préalables au lancement. Cela permet d'utiliser des composants combustibles à faible point d'ébullition, c'est-à-dire ceux dont le point d'ébullition est nettement inférieur à zéro. Il s'agit tout d'abord de l'oxygène liquide utilisé comme comburant et, comme carburant, de l'hydrogène liquide. Le moteur oxygène-hydrogène le plus puissant reste moteur américain RS-25, créé dans le cadre du programme de vaisseau spatial de transport réutilisable. Autrement dit, outre le fait qu'il s'agit du moteur le plus puissant utilisant les composants de carburant spécifiés, sa durée de vie est de 55 cycles de vol (avec une révision obligatoire après chaque vol). Le moteur est construit selon un schéma avec postcombustion du gaz du générateur (cycle fermé). La poussée de ce moteur-fusée était de 222 tonnes-force dans le vide et de 184 au niveau de la mer.

Son analogue en URSS était le moteur du deuxième étage du lanceur Energia - RD-0120, mais avec des paramètres légèrement pires, malgré la pression de gaz plus élevée dans la chambre de combustion (216 atmosphères contre 192), tandis que sa masse était plus élevée et sa poussée était plus faible.

Les moteurs oxygène-hydrogène modernes, tels que le Vulcan du lanceur européen Ariane, sont créés à l'aide d'un cycle générateur de gaz ouvert (décharge de gaz générateur de gaz) et, par conséquent, ont des paramètres pires.

Une autre paire de carburants - l'oxygène à bas point d'ébullition comme comburant et le kérosène à haut point d'ébullition, est utilisée dans le moteur-fusée à propergol liquide le plus puissant, le RD-170. Construit selon une conception à quatre chambres (une turbopompe alimente en carburant 4 chambres de combustion), avec un cycle fermé, le moteur fournit une poussée de 806 tonnes-force dans le vide et est conçu pour 10 cycles de vol. Le moteur a été créé pour le premier étage du lanceur Energia (propulseurs de lancement). Aujourd'hui, sa version RD-171, qui assure le contrôle de la dynamique des gaz dans les trois axes (RD-170 seulement sur deux), est utilisée sur le lanceur Zenit, qui est en fait un accélérateur de lancement indépendant du lanceur Energia. La mise à l'échelle du moteur a permis de créer un RD-180 à deux chambres et un RD-191 à chambre unique, respectivement pour le lanceur américain Atlas et le russe Angara.

Le lanceur le plus puissant aujourd'hui est le russe Proton-M, équipé d'un moteur-fusée liquide utilisant des composants à haut point d'ébullition RD-275 (premier étage) et RD-0210 (deuxième étage). L'utilisation de composants à haut point d'ébullition indique, en partie, le passé militaire de ce lanceur.

Le RD-275 est fabriqué selon une conception à chambre unique et à cycle fermé. Les composants du combustible - heptyle et comburant - N2O4, sont hautement toxiques. Poussée à vide – 187 tonnes. Apparemment, il s'agit du summum du développement de moteurs de fusée à propergol liquide utilisant des composants à haut point d'ébullition, car les lanceurs spatiaux prometteurs utiliseront des moteurs non toxiques à oxygène-kérosène ou à oxygène-hydrogène, et les missiles balistiques de combat, y compris les ICBM, utiliseront un propergol solide. moteurs de fusée.

Reste la possibilité et les perspectives d'utiliser des moteurs-fusées à propergol liquide utilisant des composants toxiques. espace ouvert. Autrement dit, l’utilisation de tels moteurs-fusées à liquide est possible sur les étages supérieurs. Ainsi, le russe Briz-M RB est équipé du moteur S5.98M, qui fonctionne avec les mêmes composants que le RD-275.

De manière générale, il convient de noter qu'aujourd'hui, les moteurs de fusée à propergol liquide russes sont leaders sur le marché mondial, tant en termes de nombre de charges qu'ils peuvent transporter qu'en termes de répartition sur les lanceurs de différents pays.

Parallèlement, les travaux se poursuivent sur la création de nouveaux types de moteurs, tels que les moteurs à propergol liquide à trois composants, garantissant une utilisation universelle dans l'atmosphère et au-delà. Les moteurs créés ayant atteint la limite de la perfection technique, il sera très difficile de les surpasser, et compte tenu des coûts financiers que cela nécessite, cela n'aura aucun sens. Nous disposons ainsi de la meilleure école de design au monde dans ce domaine ; la seule question est de disposer d'un financement suffisant pour sa préservation et son développement.

Khudzitsky Mikhaïl, Ingénieur de conception de systèmes de guidage

Comment fonctionne et fonctionne un moteur à réaction 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-fusées, torpilles aériennes, etc. Parfois, les moteurs à propergol liquide sont également utilisés comme moteurs de démarrage pour faciliter le décollage des avions.

En gardant à l’esprit l’objectif principal des moteurs-fusées à propergol liquide, nous nous familiariserons avec leur conception et leur fonctionnement à l’aide d’exemples de deux moteurs : l’un pour une fusée à longue portée ou stratosphérique, l’autre pour un avion-fusée. Ces moteurs particuliers ne sont pas typiques en tout et, bien sûr, sont inférieurs dans leurs données aux derniers moteurs de ce type, mais ils sont néanmoins caractéristiques à bien des égards et donnent une idée assez claire du carburant liquide moderne. moteur d'avion.

Moteur de fusée liquide pour fusée longue portée ou stratosphérique

Les fusées de ce type étaient utilisées soit comme projectiles super-lourds à longue portée, soit pour explorer la stratosphère. À des fins militaires, ils furent utilisés par les Allemands pour bombarder Londres en 1944. Ces missiles contenaient environ une tonne d'explosifs 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 descente en parachute. Hauteur de levée de fusée 150-180 kilomètres.

L’apparence d’une telle fusée est représentée sur la Fig. 26, et sa coupe sur la Fig. 27. Les figures 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 en plumage environ 3,6 m, le poids d'une fusée chargée d'explosifs est de 12,5 tonnes.

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

La fusée est propulsée par un moteur à réaction à propergol liquide situé à l'arrière de la fusée. Une vue générale du moteur est présentée sur la Fig. 28. Le moteur fonctionne avec un carburant à deux composants - de l'alcool de vin (éthyle) ordinaire à 75 % et de l'oxygène liquide, qui sont stockés dans deux grands réservoirs séparés, comme le montre la Fig. 27. L'approvisionnement en carburant de 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 représentent 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, puisque le moteur consomme plus de 125 kg carburant par seconde.

Figue. 27. Coupe transversale 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 Dans ce cas, environ 1,3 alcool est consommé 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'utilisation d'alcool, qui nécessite beaucoup moins d'oxygène pour la combustion que l'essence ou le kérosène, remplir les deux réservoirs uniquement avec du carburant (alcool) en utilisant l'oxygène de l'air augmenterait la durée de fonctionnement du moteur de deux à trois fois. C’est à cela que conduit la nécessité d’avoir un comburant à bord de la fusée.

Figue. 28. Moteur de fusée.

La question se pose inévitablement : comment une fusée peut-elle parcourir une distance de 300 km si le moteur ne tourne qu'1 minute ? Une explication à cela est donnée dans la Fig. 33, qui montre la trajectoire de la fusée, et indique également le changement de vitesse le long de la trajectoire.

La fusée est lancée 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 d'abord presque verticalement, et après 10 à 12 secondes de vol, elle commence à s'écarter de la verticale et, sous l'influence de gouvernails contrôlés par des gyroscopes, se déplace le long d'une trajectoire proche d'un arc de cercle. Un tel vol dure aussi longtemps que le moteur tourne, soit environ 60 secondes.

Quand la vitesse atteint valeur calculée, les organes de commande arrêtent le moteur ; À ce stade, il ne reste presque plus de carburant dans les réservoirs de la fusée. La hauteur de la fusée à la fin du fonctionnement 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).

Figue. 29. Trajectoire de vol d'un missile à longue portée.

Cet angle d'élévation offre une portée maximale lors du vol ultérieur, lorsque la fusée se déplace par inertie, comme obus d'artillerie, qui sortirait d'une arme dont le bord du canon est à une hauteur de 35-37 kilomètres. La trajectoire du vol ultérieur est proche d'une parabole, et temps total le temps de vol est d'environ 5 minutes. La hauteur maximale atteinte par la fusée est de 95 à 100 kilomètres, alors que les fusées stratosphériques atteignent des altitudes nettement plus élevées, plus de 150 kilomètres. Sur les photographies prises à cette hauteur par un appareil monté sur une fusée, la forme sphérique de la Terre est déjà clairement visible.

Il est intéressant de voir comment la vitesse de vol évolue tout au long de la trajectoire. Au moment où le moteur est éteint, c'est-à-dire après 60 secondes de vol, la vitesse de vol atteint valeur la plus élevée et équivaut à environ 5500 km/heure, soit 1525 m/sec. C’est à ce moment que la puissance du moteur devient également la plus grande, atteignant près de 600 000 pour certaines fusées. 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 augmenter 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 section - accélération - la vitesse de la fusée dépasse largement la vitesse du son, la vitesse moyenne sur toute la trajectoire est d'environ 3 500 km/heure et même une fusée tombe au sol à une vitesse deux fois et demie supérieure à la vitesse du son et égale à 3000 km/heure. Cela signifie que le son puissant du vol de la fusée n'est entendu qu'après sa chute. Ici, il ne sera plus possible de détecter l'approche d'un missile à l'aide de détecteurs sonores, habituellement utilisés dans l'aviation ou la marine ; cela nécessitera des méthodes complètement différentes. Ces méthodes reposent 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/s est bien entendu largement suffisante pour marquer l’approche de la fusée la plus rapide.

Il existe un autre problème lié à la vitesse élevée du 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. Les calculs montrent que la température des parois de la fusée décrite ci-dessus devrait atteindre 1 000-1 100 °C. Des tests ont cependant montré qu'en réalité cette température est beaucoup plus basse en raison du refroidissement des parois par conduction thermique et rayonnement, mais elle atteint quand même 600-700 °C, c'est-à-dire que la fusée chauffe jusqu'au rouge. À mesure que la vitesse de vol de la fusée augmente, la température de ses parois augmentera rapidement et peut devenir un obstacle sérieux à une nouvelle augmentation de la vitesse de vol. Rappelons que les météorites (pierres célestes), éclatant à une vitesse énorme, jusqu'à 100 km/sec, dans l'atmosphère terrestre, en règle générale, « s'épuisent », et ce que nous prenons pour une météorite qui tombe (« étoile filante ») n'est en fait qu'un caillot de gaz chauds et d'air, formé à la suite du mouvement de la 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, là où l’air est raréfié, ou au-delà. Plus le sol est proche, plus les vitesses de vol autorisées sont faibles.

Figue. 30. Schéma d'un moteur de fusée.

Un schéma du moteur-fusée est présenté sur la Fig. 30. Il convient de noter la relative simplicité de cette conception par rapport aux moteurs d’avion à pistons classiques ; particulièrement typique des moteurs à propergol liquide presque absence totale dans le circuit de puissance des pièces mobiles du moteur. Les principaux éléments du moteur sont la chambre de combustion, la tuyère, le générateur de vapeur et de gaz et l'unité turbopompe pour l'alimentation en carburant et le système de contrôle.

Dans la chambre de combustion, la combustion du carburant se produit, c'est-à-dire que l'énergie chimique du carburant est convertie en énergie thermique, et dans la buse, l'énergie thermique des produits de combustion est convertie en énergie à grande vitesse d'un flux de gaz s'écoulant du moteur dans l’atmosphère. La manière dont l’état des gaz change à mesure qu’ils circulent dans le moteur est illustrée à la Fig. 31.

La pression dans la chambre de combustion est de 20 à 21 à, et la température atteint 2 700 °C. La caractéristique d'une chambre de combustion est l'énorme quantité de chaleur qui y est libérée lors de la combustion par unité de temps ou, comme on dit, l'intensité thermique de la chambre. À cet égard, la chambre de combustion d'un moteur-fusée à propergol liquide est nettement supérieure à tous les autres dispositifs de combustion connus dans la technologie (chaudières, cylindres de moteur combustion interne et d'autres). 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 cela un nombre énorme la chaleur qui y est générée ne manque pas, il est nécessaire de refroidir intensément ses parois, ainsi que les parois de la buse. A cet effet, comme on peut le voir sur la Fig. 30, la chambre de combustion et la buse sont refroidies par du carburant - de l'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 (ce système de refroidissement est donc parfois appelé régénératif). Cependant, le refroidissement externe des parois du moteur ne suffit pas à lui seul, et pour réduire la température des parois, un refroidissement de leur surface interne est simultanément utilisé. A cet effet, les parois comportent à plusieurs endroits de petits perçages situés dans plusieurs ceintures annulaires, de sorte que l'alcool s'écoule dans la chambre et la buse à travers ces trous (environ 1/10 de sa consommation totale). Le film froid de cet alcool, circulant et s'évaporant sur les parois, les protège du contact direct avec la flamme du chalumeau et réduit ainsi la température des parois. Bien que la température des gaz lavant l'intérieur des murs dépasse 2 500 °C, la température de la surface intérieure des murs, comme l'ont démontré les tests, ne dépasse pas 1 000 °C.

Figue. 31. Modification de l'état des gaz dans le moteur.

Le combustible est fourni à la chambre de combustion via 18 brûleurs de préchambre situés sur sa paroi d'extrémité. L'oxygène entre 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. Cela garantit un mélange suffisamment bon du carburant, nécessaire à une combustion complète en très peu de temps. un bref délais pendant que le carburant est dans la chambre de combustion (centièmes de seconde).

La buse du jet du moteur est en acier. Sa forme, comme le montre clairement la fig. 30 et 31, est d'abord un tuyau effilé puis expansible (dite buse de Laval). Comme mentionné précédemment, les tuyères des moteurs-fusées à poudre ont la même forme. Qu’est-ce qui explique cette forme de buse ? Comme on le sait, la tâche de la buse est d'assurer une expansion 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 doit d'abord diminuer progressivement, ce qui se produit également lorsque des liquides (par exemple de l'eau) s'écoulent. Cependant, la vitesse du gaz n’augmentera que jusqu’à ce qu’elle devienne égale à la vitesse du son dans le gaz. Une augmentation supplémentaire de la vitesse, contrairement à un liquide, ne deviendra possible que lorsque le tuyau se dilatera ; Cette différence entre le débit de gaz et le débit de liquide est due au fait que le liquide est incompressible, et que le volume du gaz augmente fortement lors de la détente. Dans le col de la buse, 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 m/sec. La vitesse d'échappement, c'est-à-dire la vitesse à la section de sortie de la buse, est de 2 100 à 2 200 m/sec(la poussée spécifique est donc d'environ 220 kg sec/kg).

Le carburant est fourni des réservoirs à la chambre de combustion du moteur sous pression à l'aide de pompes entraînées par une turbine et combinées avec elle en une seule unité turbopompe, comme on peut le voir sur la Fig. 30. Dans certains moteurs, le carburant est fourni sous pression, qui est créée dans des réservoirs de carburant scellés à l'aide d'un 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 pompe, mais, avec une puissance moteur suffisamment élevée, il s'avère plus lourd. Cependant, même avec une alimentation en carburant pompée dans le moteur que nous décrivons, les réservoirs, à la fois d'oxygène et d'alcool, sont soumis à une certaine surpression de l'intérieur pour faciliter le fonctionnement des pompes et protéger les réservoirs de l'effondrement. Cette pression (1,2–1,5 à) est créé dans un réservoir d'alcool par l'air ou l'azote, dans un réservoir d'oxygène par des vapeurs d'oxygène qui s'évaporent.

Les deux pompes sont de type centrifuge. La turbine entraînant les pompes fonctionne avec un mélange vapeur-gaz résultant de la décomposition du peroxyde d'hydrogène dans un générateur vapeur-gaz spécial. Le permanganate de sodium est fourni à ce générateur de vapeur et de gaz à partir d'un réservoir spécial, qui est un catalyseur qui accélère la décomposition du peroxyde d'hydrogène. Lors du lancement d'une fusée, le peroxyde d'hydrogène sous pression d'azote pénètre dans un générateur de vapeur et de gaz, dans lequel commence une violente réaction de décomposition du peroxyde, libérant de la vapeur d'eau et de l'oxygène gazeux (c'est ce qu'on appelle la « réaction à froid », parfois utilisée pour créer de la poussée, notamment dans les moteurs de fusée de lancement). Mélange vapeur-gaz ayant une température d'environ 400 °C et une pression supérieure à 20 à, pénètre dans la roue de la turbine puis est rejeté dans l'atmosphère. La puissance de la turbine est entièrement consacrée à l’entraînement des deux pompes à carburant. Cette puissance n'est pas si petite - à 4 000 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 à réaction automatique, il est nécessaire de prévoir une sorte de système d’allumage pour démarrer la combustion. Dans le moteur, l'allumage s'effectue à l'aide d'un allumeur spécial qui forme une torche à flamme. À cette fin, on utilisait généralement une mèche pyrotechnique (un allumeur solide tel que de la poudre à canon) ; plus rarement, un allumeur liquide était utilisé.

La fusée est lancée comme suit. Lorsque la torche d'allumage est allumée, les vannes principales sont ouvertes, à travers lesquelles l'alcool et l'oxygène s'écoulent par gravité des réservoirs vers la chambre de combustion. Toutes les soupapes du moteur sont contrôlées à l'aide d'azote comprimé stocké sur la fusée dans une batterie de cylindres. haute pression. Lorsque la combustion du carburant commence, un observateur situé à distance utilise un contact électrique pour allumer l'alimentation en peroxyde d'hydrogène du générateur de vapeur et de gaz. La turbine commence à fonctionner, ce qui entraîne des 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 à 13 tonnes), la fusée décolle. À partir du moment où la flamme pilote est allumée jusqu'à ce que le moteur développe sa pleine poussée, seulement 7 à 10 secondes s'écoulent.

Lors du démarrage, il est très important de veiller à un ordre strict dans lequel les deux composants du carburant pénètrent dans la chambre de combustion. 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 (car l’entrée de l’autre est retardée), une explosion s’ensuit généralement, provoquant souvent une panne moteur. Ceci, avec les interruptions aléatoires de la combustion, est l’une des causes les plus courantes d’accidents lors des essais de moteurs-fusées à liquide.

Il convient de noter le poids insignifiant du moteur par rapport à la poussée qu'il développe. Avec un poids moteur inférieur à 1000 kg la poussée est de 25 tonnes, donc densité spécifique moteur, c'est-à-dire que le poids par unité de poussée n'est égal qu'à

À titre de comparaison, nous soulignons qu'un moteur d'avion à pistons conventionnel propulsé par une hélice a une densité de 1 à 2. kg/kg, soit plusieurs dizaines de fois plus. Il est également important que la densité du moteur-fusée ne change pas avec les changements de vitesse de vol, alors que la densité moteur à pistons croît rapidement avec une vitesse croissante.

Moteur-fusée liquide pour avion-fusée

Figue. 32. Projet de moteur-fusée à propergol liquide à poussée réglable.

1 - aiguille mobile ; 2 - mécanisme de mouvement de l'aiguille ; 3 - alimentation en carburant ; 4 - fourniture de comburant.

La principale exigence d'un moteur à réaction d'aviation est la capacité de modifier la poussée qu'il développe en fonction des conditions de vol de l'avion, jusqu'à l'arrêt et le redémarrage du moteur en vol. Le moyen le plus simple et le plus courant de modifier la poussée du 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 n'est pas rentable, car lorsque la pression dans la chambre de combustion diminue, abaissée afin de réduire la poussée, la proportion de l'énergie thermique du carburant qui se transforme en énergie à grande vitesse du jet diminue. Cela entraîne une augmentation de la consommation de carburant de 1 kg poussée, et donc de 1 l. Avec. puissance, c'est-à-dire que le moteur commence à fonctionner de manière moins économique. Pour réduire cet inconvénient, les moteurs-fusées à propergol liquide des avions comportent souvent deux à quatre chambres de combustion au lieu d'une, ce qui permet de désactiver une ou plusieurs chambres lorsqu'ils fonctionnent à puissance réduite. La régulation de la poussée en modifiant la pression dans la chambre, c'est-à-dire en fournissant du carburant, est conservée dans ce cas, mais n'est utilisée que dans une petite plage allant jusqu'à la moitié de la poussée de la chambre désactivée. Le moyen le plus avantageux de réguler la poussée d'un moteur-fusée à propergol liquide serait de modifier la zone d'écoulement de sa tuyère tout en réduisant simultanément l'alimentation en carburant, car dans ce cas, une diminution de la quantité par seconde de gaz s'échappant serait obtenu tout en maintenant constante la pression dans la chambre de combustion et, par conséquent, 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 le montre la Fig. 32, représentant une conception d'un moteur-fusée à propergol liquide avec une poussée contrôlée de cette manière.

En figue. 33 montre un moteur-fusée d'aviation à propergol liquide à chambre unique, et la Fig. 34 - le même moteur-fusée à propergol liquide, mais avec une petite chambre supplémentaire, qui est utilisée en mode vol de croisière lorsqu'une faible poussée est requise ; La caméra principale s'éteint complètement. Les deux chambres fonctionnent en mode maximum, la plus grande développant une poussée de 1 700 kg, et petit - 300 kg, donc la poussée totale est de 2000 kg. Sinon, les moteurs sont de conception similaire.

Les moteurs représentés aux Fig. 33 et 34, fonctionnent avec du carburant auto-inflammable. Ce carburant est constitué 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 composée 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 densité est

Par kilogramme de poussée. Longueur du moteur - 2,2 m. La pression dans la chambre de combustion est d'environ 20 à. Lors d'un fonctionnement avec une alimentation en carburant minimale pour obtenir la poussée la plus faible, qui est de 100 kg, la pression dans la chambre de combustion diminue jusqu'à 3 à. La température dans la chambre de combustion atteint 2500 °C, le débit de gaz est d'environ 2100 m/sec. 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.

Figue. 33. Moteur-fusée à chambre unique pour avion-fusée

Figue. 34. Moteur-fusée d'aviation à deux chambres.

Figue. 35. Schéma d'approvisionnement en carburant dans un moteur-fusée d'aviation à propergol liquide.

Le schéma d'alimentation en carburant du moteur est illustré à la Fig. 35. Comme dans un moteur-fusée, le carburant et le comburant, stockés dans des réservoirs séparés, sont fournis sous une pression d'environ 40 à pompes entraînées par une turbine. Une vue générale de l'unité de turbopompe est présentée sur la Fig. 36. La turbine fonctionne avec un mélange vapeur-gaz qui, comme auparavant, est obtenu à la suite de la décomposition du peroxyde d'hydrogène dans un générateur 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 réguler la poussée du moteur pendant le vol est obtenue en modifiant l'alimentation en peroxyde d'hydrogène du générateur de vapeur et de gaz, ce qui entraîne une modification de la vitesse de la turbine. La vitesse maximale de la turbine est de 17 200 tr/min. Le moteur démarre à l’aide d’un moteur électrique qui entraîne l’unité turbopompe.

Figue. 36. Unité de turbopompe d'un moteur-fusée d'aviation à propergol liquide.

1 - engrenage d'entraînement du moteur électrique de démarrage ; 2 - pompe pour comburant ; 3 - turbines ; 4 - pompe à essence ; 5 - pot d'échappement de turbine.

En figue. La figure 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.

La fonction des avions équipés de moteurs à réaction à propergol liquide est déterminée par les propriétés du moteur-fusée à propergol liquide - poussée élevée et, par conséquent, puissance élevée à des vitesses de vol élevées et à des altitudes élevées et faible rendement, c'est-à-dire une consommation de carburant élevée. Par conséquent, les moteurs de fusée à liquide sont généralement installés sur les avions militaires - les chasseurs-intercepteurs. La tâche d'un tel avion est, dès réception d'un signal concernant l'approche d'avions ennemis, de décoller rapidement et d'atteindre l'altitude élevée à laquelle ces avions volent habituellement, puis, en utilisant son avantage en vitesse de vol, d'imposer une bataille aérienne à l'ennemi. La durée totale de vol d'un avion à propulseur liquide est déterminée par la capacité de carburant de l'avion et est de 10 à 15 minutes, de sorte que ces avions peuvent généralement voler opérations de combat uniquement dans la zone de votre aérodrome.

Figue. 37. Schéma d'installation d'un moteur-fusée sur un avion.

Figue. 38. Chasseur de fusée (vue à trois projections)

En figue. La figure 38 montre un chasseur intercepteur équipé du moteur à propergol liquide décrit ci-dessus. Les dimensions de cet avion, comme celles des autres avions de ce type, sont généralement petites. Le poids total de l'avion avec 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/heure; 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 de l'avion se caractérise par le fait qu'en 1 minute il peut passer de 6 à 12 kilomètres.

Figue. 39. Conception d'un avion-fusée.

En figue. 39 montre la conception d'un autre avion avec un moteur à propergol liquide ; il s'agit d'un prototype d'avion construit pour atteindre des vitesses de vol supérieures à la vitesse du son (c'est-à-dire 1200 km/heure près du sol). Dans l'avion, dans la partie arrière du fuselage, est installé un moteur à propergol liquide, qui comporte quatre chambres identiques d'une poussée totale de 2720 kg. Longueur du moteur 1400 mm, diamètre maximum 480 mm, poids 100 kg. La réserve de carburant de l'avion, qui utilise de l'alcool et de l'oxygène liquide, est de 2360 je.

Figue. 40. Moteur-fusée d'aviation à quatre chambres.

L'apparence de ce moteur est représentée sur la Fig. 40.

Autres applications des moteurs-fusées à propergol liquide

Outre l'utilisation principale des moteurs 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 moteurs de fusée à liquide sont devenus assez largement utilisés comme moteurs pour les projectiles de fusée lourds, similaires à celui montré sur la Fig. 41. Le moteur de ce projectile peut servir d'exemple de simple moteur de fusée. Le carburant (essence et oxygène liquide) est fourni à la chambre de combustion de ce moteur sous la pression d'un gaz neutre (azote). En figue. 42 montre un schéma d'une fusée lourde utilisée comme puissant obus anti-aérien; Le diagramme montre les dimensions globales de la fusée.

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

Il existe des cas d'utilisation de moteurs-fusées à liquide comme accélérateurs pour des avions, en particulier des avions équipés de turboréacteurs. Dans ce cas, les pompes d'alimentation en carburant sont parfois entraînées depuis l'arbre du turboréacteur.

Outre les moteurs à poudre, les moteurs à propergol liquide sont également utilisés pour lancer et accélérer des véhicules volants (ou leurs modèles) équipés de statoréacteurs. Comme on le sait, ces moteurs développent une poussée très élevée à des vitesses de vol élevées, supérieures à la vitesse du son, mais ne développent aucune poussée au décollage.

Enfin, il convient de mentionner une autre application des moteurs-fusées à propergol liquide, qui a lieu en Dernièrement. Étudier le comportement d'un avion à des vitesses de vol élevées, approchant et dépassant la vitesse du son, nécessite des travaux de recherche sérieux et coûteux. Il est notamment nécessaire de déterminer la résistance des ailes (profils) des avions, ce qui est généralement effectué dans des souffleries spéciales. Pour créer dans de telles canalisations des conditions correspondant au vol d'un avion à grande vitesse, il est nécessaire de disposer de centrales électriques de très grande puissance pour entraîner les ventilateurs qui créent l'écoulement dans la canalisation. En conséquence, la construction et l’exploitation de tubes destinés aux essais à des vitesses supersoniques nécessitent des coûts énormes.

Récemment, parallèlement à la construction de tubes supersoniques, le problème de l'étude de divers profils d'ailes d'avions à grande vitesse, ainsi que des tests de statoréacteurs, a d'ailleurs été résolu à l'aide de jets à propergol liquide.

Figue. 41. Projectile-fusée à moteur à propergol liquide.

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

Figue. 42. Schéma de conception d'un puissant projectile antiaérien équipé d'un moteur-fusée.

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

Une autre méthode consiste à construire un chariot-fusée spécial qui se déplace le long de rails à l'aide d'un moteur-fusée à propergol liquide. Les résultats des tests d'un profilé monté sur un tel chariot dans un mécanisme de pesée spécial sont enregistrés par des instruments automatiques spéciaux également situés sur le chariot. Un tel chariot-fusée est représenté sur la Fig. 43. La longueur de la voie ferrée peut atteindre 2 à 3 kilomètres.

Figue. 43. Chariot-fusée pour tester les profils d'ailes d'avions.

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Dans le cas général, le chauffage du fluide de travail fait partie du processus de fonctionnement d'un moteur-fusée thermique. De plus, la présence d'une source de chaleur - un radiateur est formellement requise (dans un cas particulier, sa puissance thermique peut être nulle). Son type peut être caractérisé par le type d'énergie convertie en chaleur. Ainsi, on obtient un signe de classification selon lequel les moteurs-fusées thermiques selon le type d'énergie convertie en l'énérgie thermique fluide de travail, sont divisés en électrique, nucléaire (Fig. 10.1.) et chimique (Fig. 13.1, niveau 2).

La conception, la conception et les paramètres réalisables d'un moteur-fusée à carburant chimique sont largement déterminés par l'état global du carburant-fusée. Les moteurs de fusée à carburant chimique (parfois appelés moteurs de fusée chimiques dans la littérature étrangère) sur la base de ce critère sont divisés en :

moteurs-fusées à propergol liquide - moteurs-fusées à propergol liquide dont les composants combustibles, lorsqu'ils sont stockés à bord, sont liquides (Fig. 13.1, niveau 3 ; photo, photo),

moteurs-fusées à combustible solide - moteurs-fusées à propergol solide (Fig. 1.7, 9.4, photo, photo),

moteurs de fusée hybrides - GRD, dont les composants combustibles sont embarqués dans différents états d'agrégation (Fig. 11.2).

Une caractéristique évidente de la classification des moteurs à carburant chimique est le nombre de composants propulseurs.

Par exemple, les moteurs à propergol liquide utilisant un carburant à un ou deux composants, les moteurs à gaz utilisant un carburant à trois composants (selon la terminologie étrangère - carburant tribride) (Fig. 13.1, niveau 4).

Sur la base des caractéristiques de conception, il est possible de classer les moteurs-fusées en dizaines de catégories, mais les principales différences dans les performances de la fonction cible sont déterminées par le schéma d'alimentation des composants de la chambre de combustion. La classification la plus courante sur cette base est celle des moteurs-fusées à propergol liquide.

Classification des carburants pour fusées.

Les RT sont divisés en solides et liquides. Les combustibles solides pour fusées présentent de nombreux avantages par rapport aux combustibles liquides : ils sont stockés longtemps, n'affectent pas la coque de la fusée et ne présentent pas de danger pour le personnel travaillant avec eux en raison de leur faible toxicité.

Cependant, le caractère explosif de leur combustion crée des difficultés dans leur utilisation.

Les propulseurs à solide pour fusées comprennent les propulseurs de baliste et de cordite à base de nitrocellulose.

Le moteur à réaction liquide, dont l'idée appartient à K.E. Tsiolkovsky, est le plus courant en astronautique.

Le liquide RT peut être à un ou deux composants (oxydant et inflammable).

Les agents oxydants comprennent : l'acide nitrique et les oxydes d'azote (dioxyde, tétroxyde), le peroxyde d'hydrogène, l'oxygène liquide, le fluor et ses composés.

Le kérosène, l'hydrogène liquide et les hydrazines sont utilisés comme carburant. Les plus utilisées sont l'hydrazine et la diméthylhydrazine asymétrique (UDMH).

Les substances qui composent la RT liquide sont très agressives et toxiques pour l'homme. Par conséquent, le service médical est confronté au problème de la mise en œuvre de mesures préventives pour protéger le personnel contre les intoxications aiguës et chroniques au CRT et d'organiser les soins d'urgence en cas de blessures.

À cet égard, la pathogenèse et le tableau clinique des lésions sont étudiés, des moyens de fournir des soins et un traitement d'urgence aux personnes touchées sont en cours de développement, des moyens de protection de la peau et des organes respiratoires sont en cours de création et les concentrations maximales admissibles de divers CRT et les les normes d’hygiène nécessaires sont en train d’être établies.

Les lanceurs et les systèmes de propulsion de divers engins spatiaux constituent le principal domaine d'application des moteurs à propergol liquide.

Les avantages des moteurs-fusées liquides sont les suivants :

L'impulsion spécifique la plus élevée de la classe des moteurs-fusées chimiques (plus de 4 500 m/s pour le couple oxygène-hydrogène, pour le kérosène-oxygène - 3 500 m/s).

Contrôle de la poussée : en ajustant la consommation de carburant, vous pouvez modifier la quantité de poussée sur une large plage et arrêter complètement le moteur puis le redémarrer. Ceci est nécessaire lors de la manœuvre d’un véhicule dans l’espace.

Lors de la création de grandes fusées, par exemple des lanceurs qui lancent des charges utiles de plusieurs tonnes en orbite terrestre basse, l'utilisation de moteurs à propergol liquide permet d'obtenir un avantage de poids par rapport aux moteurs à propergol solide (moteurs à propergol solide). Premièrement, en raison d'une impulsion spécifique plus élevée, et deuxièmement, du fait que le carburant liquide de la fusée est contenu dans des réservoirs séparés, à partir desquels il est acheminé vers la chambre de combustion à l'aide de pompes. De ce fait, la pression dans les réservoirs est nettement (des dizaines de fois) inférieure à celle dans la chambre de combustion, et les réservoirs eux-mêmes sont à parois minces et relativement légers. Dans un moteur-fusée à propergol solide, le réservoir de carburant est également une chambre de combustion et doit résister à une pression élevée (des dizaines d'atmosphères), ce qui entraîne une augmentation de son poids. Plus le volume de carburant dans la fusée est grand, plus les conteneurs pour son stockage sont grands et plus l'avantage de poids du moteur-fusée à propergol liquide par rapport au moteur-fusée à propergol solide est grand, et vice versa : pour les petites fusées, le la présence d'une unité turbopompe annule cet avantage.

Inconvénients des moteurs-fusées :

Un moteur à propergol liquide et une fusée basée sur celui-ci sont beaucoup plus complexes et plus chers que les moteurs à propergol solide de capacités équivalentes (malgré le fait que 1 kg de carburant liquide coûte plusieurs fois moins cher qu'un carburant solide). Il est nécessaire de transporter une fusée à propergol liquide avec plus de précautions, et la technologie pour la préparer au lancement est plus complexe, plus laborieuse et plus longue (en particulier lors de l'utilisation de gaz liquéfiés comme composants combustibles), donc pour les fusées militaires, La préférence est actuellement donnée aux moteurs à combustible solide, en raison de leur fiabilité, de leur mobilité et de leur préparation au combat plus élevées.

En apesanteur, les composants du carburant liquide se déplacent de manière incontrôlable dans l’espace des réservoirs. Pour les déposer, il est nécessaire de prendre des mesures spéciales, par exemple allumer des moteurs auxiliaires fonctionnant au combustible solide ou au gaz.

À l'heure actuelle, pour les moteurs-fusées chimiques (y compris les moteurs à propergol liquide), la limite des capacités énergétiques du carburant a été atteinte et, par conséquent, théoriquement, la possibilité d'une augmentation significative de leur impulsion spécifique n'est pas prévue, ce qui limite la capacités de la technologie des fusées basées sur l'utilisation de moteurs chimiques, déjà maîtrisées dans deux directions :

Vols spatiaux dans l'espace proche de la Terre (avec et sans pilote).

Exploration spatiale au sein du système solaire à l'aide de véhicules automatiques (Voyager, Galileo).

composants de carburant

Le choix des composants du carburant est l’une des décisions les plus importantes lors de la conception d’un moteur à propergol liquide, prédéterminant de nombreux détails de la conception du moteur et des solutions techniques ultérieures. Par conséquent, le choix du carburant pour un moteur-fusée à propergol liquide est effectué en tenant compte de la fonction du moteur et de la fusée sur laquelle il est installé, des conditions de leur fonctionnement, de la technologie de production, du stockage, du transport jusqu'au site de lancement. , etc.

L'un des indicateurs les plus importants caractérisant la combinaison de composants est l'impulsion spécifique, qui est particulièrement importante lors de la conception de lanceurs d'engins spatiaux, car le rapport entre la masse de carburant et la charge utile, et donc la taille et la masse de la fusée entière, dépend fortement de cela (voir la formule de Tsiolkovsky), ce qui peut s'avérer irréaliste si l'impulsion spécifique n'est pas suffisamment élevée. Le tableau 1 montre les principales caractéristiques de certaines combinaisons de composants de combustible liquide.

En plus de l'impulsion spécifique lors du choix des composants du carburant, d'autres indicateurs des propriétés du carburant peuvent également jouer un rôle décisif, notamment :

Densité, qui affecte la taille des réservoirs de composants. Comme suit du tableau. 1, l’hydrogène est inflammable, avec l’impulsion spécifique la plus élevée (de tous les comburants), mais il a une densité extrêmement faible. Par conséquent, les premiers (plus grands) étages des lanceurs utilisent généralement d'autres types de carburant (moins efficaces, mais plus denses), par exemple le kérosène, ce qui permet de réduire la taille du premier étage à des dimensions acceptables. Des exemples de telles « tactiques » sont la fusée Saturn 5, dont le premier étage utilise des composants oxygène/kérosène, et les 2e et 3e étages utilisent de l'oxygène/hydrogène, et le système de la navette spatiale, dans lequel des propulseurs de fusée à poudre sont utilisés comme premier scène.

Point d'ébullition, qui peut imposer de sérieuses restrictions sur les conditions de fonctionnement de la fusée. Selon cet indicateur, les composants du combustible liquide sont divisés en cryogéniques - gaz liquéfiés refroidis à des températures extrêmement basses, et en liquides à haut point d'ébullition avec un point d'ébullition supérieur à 0°C.

Les composants cryogéniques ne peuvent pas être stockés pendant une longue période ni transportés sur de longues distances. Ils doivent donc être fabriqués (au moins liquéfiés) dans des installations de production spéciales à forte intensité énergétique situées à proximité immédiate du site de lancement, ce qui rend le lanceur totalement immobile. De plus, les composants cryogéniques possèdent d’autres propriétés physiques qui imposent des exigences supplémentaires pour leur utilisation. Par exemple, la présence même d'une petite quantité d'eau ou de vapeur d'eau dans des récipients contenant des gaz liquéfiés entraîne la formation de cristaux de glace très durs qui, s'ils pénètrent dans le système de carburant de la fusée, agissent sur ses pièces comme un matériau abrasif et peuvent provoquer un grave accident. Au cours des nombreuses heures de préparation de la fusée au lancement, une grande quantité de givre gèle dessus, se transformant en glace, et la chute de ses morceaux d'une grande hauteur constitue un danger pour le personnel impliqué dans la préparation, ainsi que pour la fusée elle-même et l'équipement de lancement. Une fois que les fusées sont remplies de gaz liquéfiés, elles commencent à s'évaporer et jusqu'au moment du lancement, elles doivent être continuellement réapprovisionnées grâce à un système de réapprovisionnement spécial. L'excès de gaz formé lors de l'évaporation des composants doit être éliminé de manière à ce que le comburant ne se mélange pas au carburant, formant ainsi un mélange explosif.

Les composants à haut point d’ébullition sont beaucoup plus pratiques à transporter, à stocker et à manipuler. C’est pourquoi, dans les années 1950, ils ont remplacé les composants cryogéniques du domaine des fusées militaires. Par la suite, ce domaine a commencé à se concentrer de plus en plus sur les combustibles solides. Mais lors de la création de lanceurs spatiaux, les carburants cryogéniques conservent toujours leur place en raison de leur haute efficacité énergétique, et pour les manœuvres dans l'espace, lorsque le carburant doit être stocké dans des réservoirs pendant des mois, voire des années, les composants à haut point d'ébullition sont les plus adaptés. Une illustration de cette « division du travail » peut être vue dans les moteurs-fusées liquides impliqués dans le projet Apollo : les trois étages du lanceur Saturn 5 utilisent des composants cryogéniques, et les moteurs du vaisseau lunaire, destinés à la correction de trajectoire et à la manœuvres en orbite lunaire, utilisez de la diméthylhydrazine asymétrique à haut point d’ébullition et du diazote tétroxyde.

Agressivité chimique. Tous les agents oxydants ont cette qualité. Par conséquent, la présence même de petites quantités de substances organiques dans les réservoirs destinés au comburant (par exemple, des taches de graisse laissées par les doigts humains) peut provoquer un incendie, ce qui peut provoquer l'inflammation du matériau du réservoir lui-même (aluminium, magnésium, titane). et le fer brûle très vigoureusement dans l'environnement du comburant de la fusée). En raison de leur agressivité, les comburants ne sont généralement pas utilisés comme liquides de refroidissement dans les systèmes de refroidissement des moteurs-fusées à propergol liquide, et dans les générateurs de gaz TNA, pour réduire la charge thermique sur la turbine, le fluide de travail est sursaturé en carburant plutôt qu'en comburant. . À basse température, l'oxygène liquide est peut-être l'oxydant le plus sûr car des oxydants alternatifs tels que le tétroxyde de diazote ou l'acide nitrique concentré réagissent avec les métaux, et bien qu'il s'agisse d'oxydants à point d'ébullition élevé qui peuvent être stockés pendant de longues périodes à des températures normales, la durée de vie des réservoirs dans lesquels ils se trouvent sont limités.

La toxicité des composants du carburant et de leurs produits de combustion constitue une sérieuse limitation à leur utilisation. Par exemple, le fluor, comme le montre le tableau 1, en tant qu'agent oxydant, est plus efficace que l'oxygène, mais lorsqu'il est associé à l'hydrogène, il forme du fluorure d'hydrogène - une substance extrêmement toxique et agressive, et libère plusieurs centaines, voire des milliers de Des tonnes de ces produits de combustion dans l'atmosphère lors du lancement d'une grande fusée constituent en soi une catastrophe majeure d'origine humaine, même en cas de lancement réussi. Et en cas d'accident et de déversement d'une telle quantité de cette substance, les dommages ne pourront être expliqués. Par conséquent, le fluor n’est pas utilisé comme composant combustible. Le tétroxyde d'azote, l'acide nitrique et la diméthylhydrazine asymétrique sont également toxiques. Actuellement, le comburant préféré (d’un point de vue environnemental) est l’oxygène et le carburant est l’hydrogène, suivi du kérosène.

Quelle est la première chose qui vous vient à l’esprit lorsque vous entendez l’expression « moteurs de fusée » ? Bien sûr, espace mystérieux, les vols interplanétaires, la découverte de nouvelles galaxies et la lueur séduisante des étoiles lointaines. De tout temps, le ciel a attiré les gens vers lui, tout en restant un mystère non résolu, mais la création de la première fusée spatiale et son lancement ont ouvert de nouveaux horizons de recherche pour l'humanité.

Les moteurs-fusées sont essentiellement des moteurs à réaction ordinaires avec une caractéristique importante : ils n’utilisent pas l’oxygène atmosphérique comme comburant de carburant pour créer la poussée du jet. Tout ce qui est nécessaire à son fonctionnement se trouve soit directement dans son corps, soit dans les systèmes d'alimentation en comburant et en carburant. C'est cette fonctionnalité qui permet d'utiliser des moteurs de fusée dans l'espace.

Il existe de nombreux types de moteurs de fusée et ils diffèrent tous de manière frappante les uns des autres, non seulement par leurs caractéristiques de conception, mais également par leurs principes de fonctionnement. C'est pourquoi chaque type doit être considéré séparément.

Parmi les principales caractéristiques de performance des moteurs-fusées Attention particulière est payé à l'impulsion spécifique - le rapport entre la quantité de poussée du jet et la masse du fluide de travail consommé par unité de temps. La valeur d'impulsion spécifique représente l'efficacité et l'économie du moteur.

Moteurs de fusée chimiques (CRE)

Ce type de moteur est actuellement le seul largement utilisé pour lancer des engins spatiaux dans l'espace ; en outre, il a trouvé une application dans l'industrie militaire. Les moteurs chimiques sont divisés en combustibles solides et liquides en fonction de l’état physique du carburant de la fusée.

Histoire de la création

Les premiers moteurs de fusée étaient à combustible solide et sont apparus il y a plusieurs siècles en Chine. À cette époque, ils n’avaient pas grand-chose à voir avec l’espace, mais avec leur aide, il était possible de lancer des fusées militaires. Le carburant utilisé était une poudre de composition similaire à celle de la poudre à canon, seul le pourcentage de ses composants était modifié. En conséquence, lors de l'oxydation, la poudre n'a pas explosé, mais a progressivement brûlé, libérant de la chaleur et créant une poussée du jet. De tels moteurs ont été perfectionnés, perfectionnés et améliorés avec plus ou moins de succès, mais leur impulsion spécifique restait toujours faible, c'est-à-dire que leur conception était inefficace et peu rentable. Bientôt, de nouveaux types de combustibles solides sont apparus, permettant une plus grande impulsion spécifique et une plus grande poussée. Des scientifiques d’URSS, des États-Unis et d’Europe ont travaillé à sa création dans la première moitié du XXe siècle. Déjà dans la seconde moitié des années 40, un prototype de carburant moderne avait été développé, qui est encore utilisé aujourd'hui.

Le moteur-fusée RD-170 fonctionne avec du carburant liquide et un comburant.

Les moteurs de fusée à liquide sont une invention de K.E. Tsiolkovsky, qui les proposa comme unité de puissance pour une fusée spatiale en 1903. Dans les années 20, des travaux sur la création de moteurs-fusées liquides ont commencé à être menés aux États-Unis, dans les années 30 - en URSS. Dès le début de la Seconde Guerre mondiale, les premiers échantillons expérimentaux avaient été créés et, après sa fin, les moteurs-fusées à propergol liquide ont commencé à être produits en série. Ils étaient utilisés dans l’industrie militaire pour équiper des missiles balistiques. En 1957, pour la première fois dans l’histoire de l’humanité, un satellite artificiel soviétique fut lancé. Une fusée équipée des chemins de fer russes a été utilisée pour le lancer.

Conception et principe de fonctionnement des moteurs-fusées chimiques

Un moteur à combustible solide contient du carburant et un comburant sous forme d'agrégat solide dans son boîtier, et le récipient contenant le carburant est également une chambre de combustion. Le carburant a généralement la forme d’une tige avec un trou central. Au cours du processus d'oxydation, la tige commence à brûler du centre vers la périphérie et les gaz résultant de la combustion sortent par la buse, formant un courant d'air. Il s’agit de la conception la plus simple de tous les moteurs-fusées.

Dans les moteurs-fusées liquides, le carburant et le comburant sont à l’état liquide dans deux réservoirs séparés. Par les canaux d'alimentation, ils pénètrent dans la chambre de combustion, où ils se mélangent et le processus de combustion se produit. Les produits de combustion sortent par la buse, formant un tirage. L'oxygène liquide est généralement utilisé comme comburant, et le carburant peut être différent : kérosène, hydrogène liquide, etc.

Avantages et inconvénients des DR chimiques, leur champ d'application

Les avantages des moteurs-fusées à combustible solide sont :

  • simplicité de conception;
  • sécurité comparée en termes d'écologie;
  • bas prix;
  • fiabilité.

Inconvénients des moteurs-fusées à propergol solide :

  • limitation du temps de fonctionnement : le carburant brûle très rapidement ;
  • impossibilité de redémarrer le moteur, de l'arrêter et de réguler la traction ;
  • faible densité dans la plage de 2 000 à 3 000 m/s.

En analysant les avantages et les inconvénients des moteurs-fusées à propergol solide, nous pouvons conclure que leur utilisation n'est justifiée que dans les cas où une unité de puissance moyenne, assez bon marché et facile à mettre en œuvre, est nécessaire. Leur champ d'application concerne les missiles balistiques et météorologiques, les MANPADS, ainsi que les accélérateurs latéraux des fusées spatiales (ils sont équipés de missiles américains, en soviétique et missiles russes ils n'ont pas été utilisés).

Avantages des RD liquides :

  • impulsion spécifique élevée (environ 4 500 m/s et plus) ;
  • la capacité de réguler la traction, d'arrêter et de redémarrer le moteur ;
  • un poids plus léger et une compacité, ce qui permet de lancer en orbite même de grosses charges de plusieurs tonnes.

Inconvénients des moteurs-fusées :

  • conception et mise en service complexes ;
  • En apesanteur, les liquides contenus dans les réservoirs peuvent se déplacer de manière chaotique. Pour leur dépôt, il est nécessaire d'utiliser des sources d'énergie supplémentaires.

Le domaine d'application des moteurs à propergol liquide se situe principalement dans le domaine de l'astronautique, car ces moteurs sont trop chers pour des fins militaires.

Bien que les moteurs de fusée chimiques soient jusqu'à présent les seuls capables de lancer des fusées dans l'espace, leur amélioration est pratiquement impossible. Les scientifiques et les concepteurs sont convaincus que la limite de leurs capacités a déjà été atteinte et que pour obtenir des unités plus puissantes avec une impulsion spécifique élevée, d'autres sources d'énergie sont nécessaires.

Moteurs de fusée nucléaire (NRE)

Ce type de moteur-fusée, contrairement aux moteurs chimiques, produit de l'énergie non pas en brûlant du carburant, mais en chauffant le fluide de travail par l'énergie des réactions nucléaires. Les moteurs de fusée nucléaires sont isotopiques, thermonucléaires et nucléaires.

Histoire de la création

La conception et le principe de fonctionnement du moteur de propulsion nucléaire ont été développés dans les années 50. Déjà dans les années 70, des échantillons expérimentaux étaient prêts en URSS et aux États-Unis et testés avec succès. Le moteur soviétique à phase solide RD-0410 d'une poussée de 3,6 tonnes a été testé sur un banc, et le réacteur américain NERVA devait être installé sur la fusée Saturn V avant l'arrêt du parrainage du programme lunaire. Parallèlement, des travaux ont été menés sur la création de moteurs de propulsion nucléaire en phase gazeuse. Actuellement, des programmes scientifiques sont en cours pour développer des moteurs de fusée nucléaires et des expériences sont menées dans les stations spatiales.

Ainsi, il existe déjà des modèles fonctionnels de moteurs de fusée nucléaires, mais jusqu'à présent aucun d'entre eux n'a été utilisé en dehors des laboratoires ou bases scientifiques. Le potentiel de tels moteurs est assez élevé, mais le risque associé à leur utilisation est également considérable, c'est pourquoi ils n'existent pour l'instant que dans des projets.

Dispositif et principe de fonctionnement

Les moteurs de fusée nucléaire sont en phase gazeuse, liquide et solide, selon leur état d'agrégation combustible nucléaire. Le combustible des moteurs de propulsion nucléaire en phase solide est constitué de barres de combustible, comme dans les réacteurs nucléaires. Ils sont situés dans le carter du moteur et lors de la désintégration de la matière fissile, ils libèrent de l'énergie thermique. Le fluide de travail - hydrogène gazeux ou ammoniac - en contact avec l'élément combustible, absorbe de l'énergie et se réchauffe, augmentant de volume et se comprimant, après quoi il sort par la buse sous haute pression.

Le principe de fonctionnement d'un moteur de propulsion nucléaire en phase liquide et sa conception sont similaires à ceux en phase solide, seul le carburant est à l'état liquide, ce qui permet d'augmenter la température, et donc la poussée.

Les moteurs de propulsion nucléaire en phase gazeuse fonctionnent avec du carburant à l’état gazeux. Ils utilisent généralement de l'uranium. Le combustible gazeux peut être retenu dans le boîtier par un champ électrique ou placé dans un flacon transparent scellé - une lampe nucléaire. Dans le premier cas, il y a contact du fluide de travail avec le carburant, ainsi qu'une fuite partielle de ce dernier, donc, en plus de la majeure partie du carburant, le moteur doit disposer d'une réserve pour un réapprovisionnement périodique. Dans le cas d'une lampe nucléaire, il n'y a pas de fuite et le combustible est complètement isolé du flux du fluide de travail.

Avantages et inconvénients des moteurs nucléaires

Les moteurs de fusée nucléaires ont un énorme avantage sur les moteurs chimiques : il s'agit d'une impulsion spécifique élevée. Pour les modèles en phase solide, sa valeur est de 8 000 à 9 000 m/s, pour les modèles en phase liquide – 14 000 m/s, pour la phase gazeuse – 30 000 m/s. Dans le même temps, leur utilisation entraîne une contamination de l'atmosphère par des émissions radioactives. Des travaux sont actuellement en cours pour créer un moteur nucléaire sûr, respectueux de l'environnement et efficace, et le principal « concurrent » pour ce rôle est un moteur nucléaire en phase gazeuse avec une lampe nucléaire, où la substance radioactive est dans un flacon scellé et n'arrive pas. avec une flamme à jet.

Moteurs de fusée électriques (ERM)

Un autre concurrent potentiel des propulseurs chimiques est un propulseur électrique qui fonctionne par énergie électrique. La propulsion électrique peut être électrothermique, électrostatique, électromagnétique ou pulsée.

Histoire de la création

Le premier moteur de propulsion électrique a été conçu dans les années 30 par le designer soviétique V.P. Glushko, bien que l'idée de créer un tel moteur soit apparue au début du XXe siècle. Dans les années 60, des scientifiques de l'URSS et des États-Unis ont travaillé activement à la création de moteurs de propulsion électriques et, déjà dans les années 70, les premiers échantillons ont commencé à être utilisés dans vaisseau spatial comme moteurs de commande.

Conception et principe de fonctionnement

Un système de propulsion de fusée électrique comprend le moteur de propulsion électrique lui-même, dont la structure dépend de son type, des systèmes d'alimentation en fluide de travail, de contrôle et d'alimentation électrique. Un RD électrothermique chauffe le flux du fluide de travail grâce à la chaleur générée par l'élément chauffant ou dans un arc électrique. Le fluide de travail utilisé est l'hélium, l'ammoniac, l'hydrazine, l'azote et d'autres gaz inertes, moins souvent l'hydrogène.

Les RD électrostatiques sont divisés en colloïdaux, ioniques et plasma. En eux, les particules chargées du fluide de travail sont accélérées en raison du champ électrique. Dans les RD colloïdaux ou ioniques, l'ionisation du gaz est assurée par un ioniseur, un champ électrique haute fréquence ou une chambre à décharge gazeuse. Dans les RD à plasma, le fluide de travail - le xénon gazeux inerte - traverse l'anode annulaire et pénètre dans une chambre de décharge gazeuse avec un compensateur cathodique. À haute tension, une étincelle jaillit entre l’anode et la cathode, ionisant le gaz, produisant du plasma. Les ions chargés positivement sortent par la buse à grande vitesse, acquis en raison de l'accélération du champ électrique, et les électrons sont éliminés vers l'extérieur par la cathode compensatrice.

Les propulseurs électromagnétiques ont leur propre champ magnétique - externe ou interne, qui accélère les particules chargées du fluide de travail.

Les propulseurs à impulsions fonctionnent en évaporant le combustible solide sous l’influence de décharges électriques.

Avantages et inconvénients des moteurs de propulsion électrique, domaine d'utilisation

Parmi les avantages de l’ERD :

  • impulsion spécifique élevée, dont la limite supérieure est pratiquement illimitée ;
  • faible consommation de carburant (fluide de travail).

Défauts:

  • niveau élevé de consommation d'électricité;
  • complexité de conception ;
  • légère traction.

A ce jour, l'utilisation de moteurs à propulsion électrique se limite à leur installation sur satellites spatiaux, et comme sources d'électricité qu'ils utilisent panneaux solaires. Dans le même temps, ce sont ces moteurs qui peuvent devenir des centrales électriques qui permettront d'explorer l'espace, c'est pourquoi de nombreux pays travaillent activement à la création de nouveaux modèles. Ce sont ces centrales électriques que les écrivains de science-fiction évoquent le plus souvent dans leurs ouvrages consacrés à la conquête de l'espace, et on les retrouve également dans les films de science-fiction. Pour l’instant, c’est la propulsion électrique qui fait espérer que les gens pourront encore voyager vers les étoiles.