Palivo pre kvapalné raketové motory používané ako súčasť vesmírnych horných stupňov a stupňov nosných rakiet obsahuje palivo na báze metánu a okysličovadlo, pričom použitým palivom je zmes metánu a etylénu s molárnym obsahom metánu 5 až 25 %. Použitie navrhovaného paliva na nosných raketách strednej triedy s celkovou zásobou paliva 300 ton zníži hmotnosť konštrukcie nosnej rakety v porovnaní s použitím paliva metán + kyslík o ~2 %, čo zodpovedá zvýšeniu hmotnosť vypusteného užitočného zaťaženia o ~ 6,5 %. V porovnaní s použitím kerozínu + kyslíkového paliva sa hmotnosť vypusteného užitočného zaťaženia zvýši o ~ 7,5%.

Navrhované palivo je určené na použitie v raketových motoroch na kvapalné palivo (LPRE), používaných ako súčasť vesmírnych horných stupňov (UB) a stupňov nosných rakiet (LV). Analógom tohto paliva je petrolej + kyslíkové palivo. Kvapalný kyslík je v súčasnosti jedným z najbežnejších oxidačných činidiel v raketových motoroch na kvapalné palivo. Je to spôsobené tým, že kvapalný kyslík je ekologickou zložkou paliva. Zároveň je lacný, netoxický, stredne horľavý a poskytuje pomerne vysoké energetické vlastnosti palív. Napríklad palivo petrolej + kyslík pri tlaku v spaľovacej komore 70 ata a geometrickom expanznom pomere dýzy 40 poskytuje špecifický dutý impulz o ~ 8 % väčší ako kerozín + palivo AT, kde sa ako oxidačné činidlo používa oxid dusnatý. . Petrolej je uhľovodíkové palivo, ktoré je zmesou prírodných uhľovodíkov získaných pri destilácii ropy. Výroba petroleja z prírodného oleja ho robí relatívne lacným. Okrem toho je petrolej málo toxická látka patriaca do 4. (najnižšej) triedy nebezpečnosti, je stredne horľavá a má dosť vysokú hustotu, čo má pozitívny vplyv na jeho prevádzkové výhody. Vo všeobecnosti je palivo petrolej + kyslík účinným palivom s pomerne vysokou hustotou ~ 1000 kg/m 3 a pomerne vysokým špecifickým impulzom odtoku produktov spaľovania, čo umožňuje pomerne efektívne riešiť existujúce problémy, ktorým čelia. modernými prostriedkami vylučovanie. Nevýhody petroleja + kyslíkového paliva zahŕňajú: relatívne veľký rozdiel prevádzkové teploty kvapalného kyslíka (~ 90 K) a petroleja (~ 290 K), čo si vyžaduje prijatie špeciálnych opatrení na kompenzáciu teplotných napätí, ktoré vznikajú v zásobnej nádrži okysličovadla pri jej plnení kvapalným kyslíkom, a nutnosť použiť sklad komponentov nádrže s oddeleným dnom a výraznou tepelnou izoláciou medzi nádržami. To vedie k výraznému zvýšeniu hmotnosti zásobníkov komponentov a k zväčšeniu objemu, ktorý zaberajú zásobníky komponentov paliva v pohonnom systéme, čo tiež zvyšuje hromadné náklady na skladovanie paliva. Prototyp navrhovaného paliva je metán+kyslíkové palivo. Metán je hlavnou zložkou zemných plynov, preto sa odhaduje, že jeho výroba je ešte lacnejšia ako výroba kerozínu. Z hľadiska energetických charakteristík je toto palivo lepšie ako palivo kerozín + kyslík: pri vyššie uvedených tlakoch v spaľovacej komore a geometrickom stupni expanzie dýzy bude špecifický impulz paliva metán + kyslík vyšší ako špecifický impulz paliva petrolej + kyslíkové palivo o ~ 4 %. Metán však aj pri teplote 91 K (jeho bod topenia je 90,66 K) má nízku hustotu 455 kg/m 3, kým hustota metánu + kyslíka paliva je len 830 kg/m 3, čo vedie k zvýšenie hromadných nákladov na jeho skladovanie v dôsledku potreby zvyšovania objemu zásobníkov komponentov. Nízka hustota paliva metán + kyslík a nemožnosť podchladenia kyslíka pri použití zásobníkov palivových komponentov s kombinovaným dnom vedú k tomu, že pre vesmírne RB sa výrazne skráti čas možného skladovania paliva v blízkozemskom priestore (o 20 % oproti na petrolej + kyslík). Keďže bod topenia metánu je vyšší ako bod varu kyslíka pri tlaku 1 ata (t.j. nad 90 K), použitie zásobníkov palivových komponentov s kombinovaným dnom aj na vrenie kyslíka pri tlaku 1 ata (a ešte viac pri použití podchladeného kyslíka, ktorý vrie pri nižšom tlaku) nie je možné bez použitia medzinádržovej tepelnej izolácie. Navyše, keďže palivová nádrž je naplnená kryogénnym metánom, musí byť tepelne izolovaná od vonkajších tepelných tokov, čo ďalej zvyšuje hromadné náklady na skladovanie paliva. To všetko vedie k výraznému zvýšeniu hmotnosti a rozmerov zásobníkov paliva metán + kyslík v porovnaní s palivom petrolej + kyslík, čo výrazne a v niektorých prípadoch až na nulu znižuje účinok, ktorý by bolo možné získať z vyššieho špecifického impulzu prototyp. Cieľom vynálezu je zvýšiť hustotu paliva a v dôsledku toho aj hromadné náklady na jeho skladovanie v palivových nádržiach. Energetické charakteristiky palivá sa v porovnaní s prototypom nezhoršujú. To sa dosiahne použitím paliva s obsahom paliva a okysličovadla, kde sa ako palivo používa zmes metánu a etylénu s molárnym obsahom metánu 5 až 25 %. Pri uvedenom obsahu metánu je teplota tuhnutia takéhoto paliva nižšia ako 90 K, t.j. pri použití vriaceho kvapalného kyslíka ako okysličovadla môžu mať napríklad okysličovadlo a palivová nádrž spoločné dno, ktoré nie je pokryté tepelnou izoláciou. Okrem toho navrhované palivo pre špecifikovaný rozsah molárneho pomeru metán-etylén bude mať hustotu od 900 do 970 kg/cm3, čo je porovnateľné s hustotou paliva petrolej + kyslík, a pri zohľadnení vysokej tepelnej kapacity paliva v navrhovanom palive, možný čas zotrvania vesmírnych RB v blízkozemskom priestore bude rovnaký ako pri použití paliva petrolej + kyslík. Termodynamické výpočty zároveň ukázali, že špecifický impulz výfukových produktov navrhovaného paliva bude rovnaký ako u paliva metán + kyslík. Použitie navrhovaného paliva na nosnej rakete strednej triedy s celkovou palivovou rezervou 300 ton zníži hmotnosť konštrukcie nosnej rakety v porovnaní s použitím paliva metán + kyslík o ~ 2 %, čo zodpovedá zvýšeniu v hmotnosti vypusteného užitočného zaťaženia o ~ 6,5 %. V porovnaní s použitím kerozínu + kyslíkového paliva sa hmotnosť vypusteného užitočného zaťaženia zvýši o ~ 7,5%. Metán, ako je uvedené vyššie, je hlavnou zložkou zemných plynov a etylén je rozšírenou surovinou pre chemický priemysel (napríklad pri výrobe polyetylénu), takže výroba paliva pre takéto palivo nebude vyžadovať vytváranie nové výrobné zariadenia a môžu byť vyvinuté v pomerne krátkom čase. Náklady na navrhované palivo sa odhadujú ako porovnateľné s nákladmi na kerozín + kyslíkové palivo. ZOZNAM POUŽITEJ LITERATÚRY 1. Základy teórie a výpočtu kvapalných raketových motorov / v 2 knihách / vyd. V. M. Kudryavtseva, ed. 4. revízia a dodatočné - M." absolventská škola", 1993. - kniha 1, s. 130-134. 2. Paushkin Ya. M. Chemické zloženie a vlastnosti leteckých palív. - M. Vydavateľstvo Akadémie vied ZSSR, 1958. - 376 s., ill. 302. 3. Sinyarev G.B. Liquid raketové motory. - Štátne vydavateľstvo obranného priemyslu M. 1955. -488 s., ill. s. 159 - 161. 4. Príručka o fyzikálnych a technických základoch kryogeniky. / M.P. Malkov - 3. vydanie, prepracované. a dodatočné - M.: Energoatomizdat, 1985, -432 s., ill. str.217. 5. Príručka o separácii zmesí plynov metódou hlbokého chladenia. /A. I. Gelperin. - 2. vyd., prepracované. - M. Štátne vedecko-technické nakladateľstvo chemickej literatúry, 1963. - 512 s., ill. str.232. 6. Termodynamické a termofyzikálne vlastnosti produktov spaľovania / v 3 zväzkoch / vyd. V.P. Glushko, - M. All-Union Institute of Scientific and Technical Information. 1968, zväzok 2, strany 177-308.

Nárokovať

Palivo pre kvapalné raketové motory obsahujúce palivo na báze metánu a okysličovadlo, vyznačujúce sa tým, že ako palivo sa používa zmes metánu a etylénu s molárnym obsahom metánu 5 až 25 %.

Podobné patenty:

Vynález sa týka spôsobu prevádzky motora lietadla, fungujúce na princípe prúdového pohonu

Vynález sa týka raketovej a kozmickej technológie a týka sa konštrukcie kvapalných raketových motorov (LPRE) pracujúcich na kryogénne palivo, najmä motorov raketových jednotiek a kozmických lodí využívajúcich kryogénne oxidačné činidlo kvapalný kyslík a uhľovodíkové palivo ako palivové komponenty.

Dnes sa rakety rôznych tried stali jednou z hlavných zbraní širokej škály tried, vrátane ich vlastnej vetvy armády - strategických raketových síl, a jediným spôsobom, ako vypustiť užitočné zaťaženie a ľudstvo do vesmíru.

Jeden z najviac komplexné prvky rakety bol a zostáva raketovým motorom. Rakety a motory sa objavili pred viac ako dvetisíc rokmi dnes, sa vyvinuli, dosiahli dokonalosť a o motoroch sa dá povedať, že dosiahli teoretickú hranicu.

Raketový motor na kvapalinu RD-0124

Historicky prvé rakety používali jednoduchý práškový motor. V modernej terminológii - raketový motor na tuhé palivo (raketový motor na tuhé palivo). Takéto motory pri svojom vývoji dostali nové palivá, kryty z nových materiálov, riadené trysky rôznych konfigurácií pri zachovaní jednoduchosti konštrukcie a vysokej spoľahlivosti, čo predurčilo široké využitie tohto typu motorov vo vojenskej výzbroji. Hlavnou výhodou takýchto motorov je ich neustála pripravenosť na použitie a minimalizácia operácií a času predštartovej prípravy. Zároveň sa treba zmieriť s takými nevýhodami raketových motorov na tuhé palivo, ako je náročnosť organizácie vypínania motora, opakovanej aktivácie a riadenia ťahu.

Hlavné parametre raketového motora na tuhé palivo sú určené palivom, ktoré sa v ňom používa, schopnosťou riadiť vektor ťahu, ako aj konštrukciou tela. Tiež stojí za zmienku, že uvažovať o motoroch na tuhé palivo v izolácii od rakiet je zbytočné, pretože spaľovacia komora motora je zároveň palivovou nádržou a je súčasťou konštrukcie rakety.

Ak hovoríme o porovnaní domácich a západných motorov na tuhé palivo, stojí za zmienku, že na Západe používajú tuhé zmiešané palivá s vyššou energetickou úrovňou, čo umožňuje vytvárať motory s vysokým špecifickým impulzom. Zvyšuje sa najmä pomer maximálneho výkonu motora k hmotnosti paliva. To umožňuje znížiť štartovacie masy rakiet. Toto je obzvlášť viditeľné pri zvažovaní vlastností balistických rakiet.

Prvé bojové ICBM s raketovými motormi na tuhé palivo sa objavili v USA v 60. rokoch (Polaris a Minuteman), ale v ZSSR až v 80. rokoch (Topol a R-39).

Keďže pri takýchto raketách tvorí hlavnú časť odpaľovacej hmoty zásoba paliva, ich porovnaním a dostrelom je možné posúdiť účinnosť použitých raketových motorov na tuhé palivo.

Pre moderný americký Minuteman-3 ICBM je štartovacia hmotnosť a štartovací dosah 35 400 kg a 11 000 - 13 000 km. Pre ruskú raketu RS-24 Yars - 46500 - 47200 kg a 11000 km. S vrhateľnou hmotnosťou oboch rakiet v oblasti 1200 kg má americká strela z hľadiska pohonu jasnú výhodu. Taktiež v ľahších triedach raketových motorov na tuhé palivo, vrátane leteckých rakiet, Američania častejšie používajú riadenie vektora ťahu pomocou vychýliteľnej trysky. Pre nás sú to zachytávače v prúde plynu. Tie znižujú účinnosť motora o 5%, vychýlená dýza - o 2-3%.

Na druhej strane ruskí chemici vyvinuli suchú zmes pre raketové motory na tuhé palivo, ktorej zvyšky sa dajú podkopať. Motor s takýmto palivom sa používa v Igla-S MANPADS, kde sa tento efekt využíva na zosilnenie dopadu hlavíc. Zároveň aj ona americký ekvivalent„Stinger“ v dôsledku rýchleho vyhorenia paliva vyvíja vysokú rýchlosť počas aktívnej fázy letu, ktorej trvanie je oveľa kratšie.

Ďalšou vojenskou aplikáciou raketových motorov na tuhé palivo sú motory s mäkkým pristávaním na pristávacích plošinách. V súčasnosti iba Rusko pokračuje vo vývoji pristávacích platforiem, ktoré zabezpečujú uvoľnenie obrnených vozidiel s posádkami. Jednou z vlastností takýchto systémov je použitie brzdových raketových motorov na tuhé palivo. Táto technológia bola požičaná z kozmického priemyslu, kde sa podobné motory používajú na mäkké pristátie zostupových vozidiel.

V mierovom vesmíre sa raketové motory na tuhé palivo rozšírili ako elektrárne pre horné stupne nosných rakiet a urýchľovače štartov, horné stupne kozmických lodí, ako aj motory s mäkkým pristávaním. Dnes boli pre európsku nosnú raketu Ariane vytvorené niektoré z najvýkonnejších raketometov na tuhé palivo.

Na Západe sa tiež rozšírili raketové motory na tuhé palivo ako elektrárne pre nosné rakety ľahkej triedy, ako je európska Vega.

Rusko si zachováva prioritu pri konštrukcii zostupových kozmických lodí vybavených raketovým motorom na tuhé palivo s mäkkým pristávaním. Dnes zostupový modul kozmickej lode Sojuz.

Raketové motory na tuhé palivo sa používajú aj na záchranu posádok vesmírnych lodí pred štartom. Vyhadzovacie sedadlá aj v letectve. Sú vybavené raketovými motormi na tuhé palivo a ruský záchranný komplex so stoličkou K-36 je dnes uznávaný ako najlepší na celom svete.

Ale na horné stupne Raketové motory kozmických lodí na tuhé palivo sa používajú iba v USA a Európe. Použitie raketových motorov na tuhé palivo v horných stupňoch civilných nosných rakiet v Rusku je typické pre konverzné nosné rakety vytvorené na báze ICBM.

Za zmienku tiež stojí, že NASA vyvinula technológiu opakovane použiteľných turbodúchadlových motorov, ktoré by sa po spálení paliva dali doplniť a znovu použiť. Hovoríme o štartovacích urýchľovačoch raketoplánu, a hoci táto príležitosť nebola nikdy využitá, samotná jej existencia hovorí o bohatých nahromadených skúsenostiach v oblasti konštrukcie a prevádzky výkonných turboventilátorových motorov. Zaostávanie Ruska vo vývoji vysokoťahových raketových motorov na tuhé palivo pre kozmické lode, ktoré je spôsobené najmä nedostatočným vývojom v oblasti vysokoenergetického tuhého paliva, je spôsobené historickým dôrazom na raketové motory na kvapalné palivo ako výkonnejšie a poskytuje vyššiu palivovú účinnosť. Pre domáce tuhé a zmiešané palivá je teda doteraz garantovaná doba skladovania 10 – 15 rokov, kým v Spojených štátoch amerických bola doba skladovania rakiet s raketovými motormi na tuhé palivo dosiahnutá 15 – 25 rokov. V oblasti mikro a mini raketových motorov na tuhé palivo pre použitie v systémoch na rôzne vojenské a civilné účely môže Rusko bez problémov konkurovať svetovým modelom a v niektorých oblastiach použitia disponuje unikátnymi technológiami.

Pokiaľ ide o technológie výroby puzdier, v súčasnosti nie je možné jednoznačne určiť prioritu kohokoľvek. Rôzne metódy sa používajú v závislosti od toho, ku ktorej rakete má byť vytvorený raketový motor na tuhé palivo pripojený. Za zmienku stojí len to, že kvôli väčšiemu energetickému obsahu amerických zmesových palív sú skrine motorov určené na viac vysoká teplota spaľovanie.

Oveľa neskôr sa objavili raketové motory na kvapalné rakety (LPRE), ktoré dosiahli najvyššiu možnú technickú dokonalosť za kratšiu dobu svojej existencie. Možnosť opakovanej aktivácie a plynulej regulácie ťahu predurčila použitie takýchto motorov v vesmírne rakety médiá a zariadenia. V ZSSR sa dosiahol významný pokrok v oblasti vytvárania motorov pre bojové systémy. Najmä rakety s motormi na kvapalné palivo sú stále v službe ako súčasť strategických raketových síl, a to napriek inherentným nevýhodám tohto typu. Medzi nevýhody patrí v prvom rade náročnosť skladovania a prevádzky poháňanej rakety a náročnosť samotného tankovania. Sovietskym inžinierom sa však podarilo vytvoriť technológie na ampuláciu palivových nádrží, ktoré zabezpečili uchovanie vysokovriacich zložiek paliva v nich až na 25 rokov, čo viedlo k vytvoreniu najvýkonnejších ICBM na svete. Dnes, keďže sú stiahnuté z bojových povinností, sa tieto ICBM používajú na vypúšťanie nákladu do vesmíru, vrátane nákladu na mierové účely. Preto ich zvážime spolu s inými civilnými nosnými raketami.

Moderné motory na kvapalné palivo možno rozdeliť do niekoľkých tried podľa rôznych kritérií. Medzi nimi je spôsob dodávania paliva do spaľovacej komory (uzavreté a turbočerpadlo otvorený typ, zdvihový objem), počet spaľovacích komôr motora (jednokomorové a viackomorové), a čo je najdôležitejšie, zložky paliva.

Malo by sa povedať, že výber paliva pre motor je vstupom pre vytvorenie motora, pretože typ paliva a okysličovadla je do značnej miery určený konštrukciou a parametrami rakety.

Keďže väčšina moderných rakiet s motormi na kvapalné palivo sa používa výlučne na vypúšťanie kozmických lodí, je možné vykonávať zdĺhavé predštartové prípravy. To umožňuje použiť v nich nízkovriace zložky paliva – teda také, ktorých bod varu je výrazne pod nulou. Medzi ne patrí predovšetkým kvapalný kyslík používaný ako okysličovadlo a ako palivo kvapalný vodík. Najvýkonnejší kyslíkovo-vodíkový motor zostáva Americký motor RS-25, vytvorený v rámci programu opätovne použiteľných transportných kozmických lodí. To znamená, že okrem toho, že ide o najvýkonnejší motor využívajúci uvedené palivové komponenty, jeho životnosť je 55 letových cyklov (s povinnou generálkou po každom lete). Motor je skonštruovaný podľa schémy s dodatočným spaľovaním generátorového plynu (uzavretý cyklus). Ťah tohto raketového motora bol 222 ton vo vákuu a 184 ton na hladine mora.

Jeho analógom v ZSSR bol motor pre druhý stupeň nosnej rakety Energia - RD-0120, avšak s mierne horšími parametrami, napriek vyššiemu tlaku plynu v spaľovacej komore (216 atmosfér oproti 192), pričom jeho hmotnosť bola vyššia a jeho ťah bol nižší .

Moderné kyslíkovo-vodíkové motory, ako napríklad Vulcan európskej nosnej rakety Ariane, sú vytvorené pomocou otvoreného cyklu generátora plynu (vypúšťanie plynu z generátora plynu) a v dôsledku toho majú horšie parametre.

Ďalšia dvojica palív – nízkovriaci kyslík ako okysličovadlo a vysokovriaci petrolej, sa používa v najvýkonnejšom raketovom motore na kvapalné palivo RD-170. Postavený podľa štvorkomorovej konštrukcie (jedna turbočerpadlová jednotka dodáva palivo do 4 spaľovacích komôr), s uzavretým cyklom, motor poskytuje ťah 806 ton sily vo vákuu a je určený na 10 letových cyklov. Motor bol vytvorený pre prvý stupeň nosnej rakety Energia (štartovacie zosilňovače). Dnes je jeho verzia RD-171, ktorá zabezpečuje plynovo-dynamickú reguláciu vo všetkých troch osiach (RD-170 len v dvoch), použitá na nosnej rakete Zenit, ktorá je v skutočnosti nezávislým urýchľovačom štartu od nosnej rakety Energia. Rozšírenie motora umožnilo vytvoriť dvojkomorový RD-180 a jednokomorový RD-191 pre americkú nosnú raketu Atlas a ruskú Angaru.

Najvýkonnejšou nosnou raketou súčasnosti je ruský Proton-M, vybavený kvapalným raketovým motorom s použitím vysokovriacich komponentov RD-275 (prvý stupeň) a RD-0210 (druhý stupeň). Použitie vysokovriacich komponentov čiastočne naznačuje vojenskú minulosť tejto nosnej rakety.

RD-275 je vyrobený podľa jednokomorového dizajnu s uzavretým cyklom. Zložky paliva - heptyl a okysličovadlo - N2O4, sú vysoko toxické. Prázdny ťah – 187 ton. Zrejme ide o vrchol vývoja raketových motorov na kvapalné palivo s použitím komponentov s vysokou teplotou varu, pretože perspektívne kozmické nosné rakety budú využívať netoxické kyslíkovo-petrolejové alebo kyslíkovo-vodíkové motory a bojové balistické rakety, vrátane ICBM, budú využívať tuhé palivo. raketové motory.

Miestom, kde zostáva možnosť a perspektíva použitia raketových motorov na kvapalné palivo s použitím toxických komponentov, je otvorený priestor. To znamená, že použitie takýchto kvapalných raketových motorov je možné na horných stupňoch. Ruský Briz-M RB je teda vybavený motorom S5.98M, ktorý beží na rovnakých komponentoch ako RD-275.

Vo všeobecnosti stojí za zmienku, že dnes sú ruské raketové motory na kvapalné palivo lídrami na svetovom trhu z hľadiska počtu nákladov, ktoré môžu niesť, ako aj z hľadiska ich distribúcie na nosných raketách v rôznych krajinách.

Zároveň pokračujú práce na vytváraní nových typov motorov, ako sú trojzložkové motory na kvapalné pohonné hmoty, zaisťujúce univerzálne použitie v atmosfére aj mimo nej. Keďže vytvorené motory dosiahli hranicu technickej dokonalosti, prekonať ich bude veľmi ťažké a s prihliadnutím na finančné náklady na to potrebné úplne zbytočné. V tejto oblasti máme teda najlepšiu školu dizajnu na svete, otázkou je len dostatok financií na jej zachovanie a rozvoj.

Khudzitsky Michail, Konštruktér navádzacích systémov

Ako funguje a funguje prúdový motor na kvapalné palivo

Motory na kvapalné palivo sa v súčasnosti používajú ako motory pre ťažké raketové projektily protivzdušná obrana, rakety dlhého doletu a stratosférické strely, raketové lietadlá, raketové bomby, letecké torpéda atď. Niekedy sa motory na kvapalné palivo používajú aj ako štartovacie motory na uľahčenie vzletu lietadiel.

Majúc na pamäti hlavný účel raketových motorov na kvapalné palivo, oboznámime sa s ich konštrukciou a prevádzkou na príkladoch dvoch motorov: jedného pre raketu dlhého doletu alebo stratosférickej rakety, druhého pre raketové lietadlo. Tieto konkrétne motory nie sú typické vo všetkom a, samozrejme, sú svojimi údajmi nižšie ako najnovšie motory tohto typu, no stále sú v mnohých smeroch charakteristické a dávajú celkom jasnú predstavu o modernom kvapalnom palive. prúdový motor.

Kvapalinový raketový motor pre rakety dlhého doletu alebo stratosférické rakety

Rakety tohto typu sa používali buď ako superťažké projektily s dlhým doletom alebo na prieskum stratosféry. Na vojenské účely ich použili Nemci pri bombardovaní Londýna v roku 1944. Tieto rakety mali asi tonu výbušnín a dolet asi 300 km. Pri prieskume stratosféry nesie hlavica rakety namiesto výbušnín rôzne výskumné zariadenia a zvyčajne má zariadenie na oddelenie od rakety a zostup padákom. Výška zdvihu rakety 150–180 km.

Vzhľad takejto rakety je znázornený na obr. 26 a jeho rez na obr. 27. Postavy ľudí stojacich vedľa rakety dávajú predstavu o impozantnej veľkosti rakety: jej celková dĺžka je 14 m, priemer cca 1,7 m, a v operení asi 3.6 m, hmotnosť nabitej rakety s výbušninami je 12,5 tony.

Obr. 26. Príprava na štart stratosférickej rakety.

Raketu poháňa prúdový motor na kvapalné palivo umiestnený v zadnej časti rakety. Celkový pohľad na motor je znázornený na obr. 28. Motor beží na dvojzložkové palivo - obyčajný vínny (etyl)alkohol 75% sily a kvapalný kyslík, ktoré sú uložené v dvoch samostatných veľkých nádržiach, ako je znázornené na obr. 27. Zásoba paliva na rakete je asi 9 ton, čo je takmer 3/4 celkovej hmotnosti rakety a čo sa týka objemu, palivové nádrže tvoria väčšinu celkového objemu rakety. Napriek takémuto obrovskému množstvu paliva vystačí len na 1 minútu chodu motora, keďže motor spotrebuje viac ako 125 kg paliva za sekundu.

Obr. 27. Rez raketou dlhého doletu.

Množstvo oboch zložiek paliva, alkoholu a kyslíka, je vypočítané tak, aby zhoreli súčasne. Keďže pre spaľovanie 1 kg V tomto prípade sa spotrebuje asi 1,3 alkoholu kg kyslík, potom palivová nádrž pojme približne 3,8 tony alkoholu a nádrž okysličovadla pojme približne 5 ton tekutého kyslíka. Teda aj v prípade použitia liehu, ktorý vyžaduje na spaľovanie podstatne menej kyslíka ako benzínu či petroleja, by naplnenie oboch nádrží iba palivom (liehom) pomocou vzdušného kyslíka predĺžilo prevádzkový čas motora dvoj- až trojnásobne. K tomu vedie potreba mať na palube rakety okysličovadlo.

Obr. 28. Raketový motor.

Nevyhnutne sa vynára otázka: ako prekoná raketa vzdialenosť 300 km, ak motor beží len 1 minútu? Vysvetlenie je uvedené na obr. 33, ktorý ukazuje trajektóriu rakety, a tiež ukazuje zmenu rýchlosti pozdĺž trajektórie.

Raketa sa spúšťa po umiestnení do zvislej polohy pomocou ľahkého odpaľovacieho zariadenia, ako je vidieť na obr. 26. Raketa po štarte spočiatku stúpa takmer kolmo a po 10–12 sekundách letu sa začne od kolmice odchyľovať a pod vplyvom kormidiel ovládaných gyroskopmi sa pohybuje po dráhe blízkej kruhovému oblúku. Takýto let trvá dovtedy, kým motor beží, teda približne 60 sekúnd.

Keď rýchlosť dosiahne vypočítaná hodnota, ovládacie zariadenia vypnú motor; V tomto momente už v nádržiach rakiet nezostáva takmer žiadne palivo. Výška rakety na konci prevádzky motora je 35–37 km, a os rakety zviera s horizontom uhol 45° (bod A na obr. 29 zodpovedá tejto polohe rakety).

Obr. 29. Trajektória letu rakety dlhého doletu.

Tento elevačný uhol poskytuje maximálny dosah pri následnom lete, kedy sa raketa pohybuje zotrvačnosťou, napr delostrelecký granát, ktorá by vyletela z pištole, ktorej hrana hlavne je vo výške 35–37 km. Dráha ďalšieho letu je blízka parabole a celkový čas doba letu je približne 5 minút. Maximálna výška, ktorú raketa dosiahne, je 95-100 km, zatiaľ čo stratosférické rakety dosahujú výrazne vyššie výšky, viac ako 150 km. Na fotografiách zhotovených z tejto výšky zariadením namontovaným na rakete je už jasne viditeľný guľovitý tvar zeme.

Je zaujímavé sledovať, ako sa mení rýchlosť letu pozdĺž trajektórie. Po vypnutí motora, t.j. po 60 sekundách letu, dosiahne rýchlosť letu najvyššia hodnota a rovná sa približne 5500 km/hod t.j. 1525 m/s. Práve v tomto momente sa výkon motora stáva najvyšším, u niektorých rakiet dosahuje takmer 600 000. l. s.! Ďalej vplyvom gravitácie rýchlosť rakety klesá a po dosiahnutí najvyššieho bodu trajektórie sa z rovnakého dôvodu opäť začína zvyšovať, až kým raketa nevstúpi do hustých vrstiev atmosféry. Počas celého letu, okrem úplne úvodného úseku - zrýchlenia - rýchlosť rakety výrazne prevyšuje rýchlosť zvuku, priemerná rýchlosť po celej dráhe je približne 3500 km/hod a dokonca aj raketa padá na zem rýchlosťou dvaapolkrát vyššou ako rýchlosť zvuku a rovná sa 3000 km/hod. To znamená, že mohutný zvuk z letu rakety je počuť až po jej páde. Tu už nebude možné detekovať priblíženie rakety pomocou zvukových detektorov, ktoré sa zvyčajne používajú v letectve alebo námorníctve, bude to vyžadovať úplne iné metódy. Takéto metódy sú založené na použití rádiových vĺn namiesto zvuku. Rádiová vlna sa totiž šíri rýchlosťou svetla – najvyššou možnou rýchlosťou na zemi. Táto rýchlosť 300 000 km/s je, samozrejme, viac než dostatočná na označenie priblíženia najrýchlejšie letiacej rakety.

S vysokou rýchlosťou letu rakiet súvisí aj ďalší problém. Faktom je, že pri vysokých rýchlostiach letu v atmosfére sa vplyvom brzdenia a stláčania vzduchu prúdiaceho na raketu výrazne zvyšuje teplota jej tela. Výpočty ukazujú, že teplota stien opísanej rakety by mala dosiahnuť 1000–1100 °C. Testy však ukázali, že v skutočnosti je táto teplota vďaka ochladzovaniu stien tepelným vedením a sálaním oveľa nižšia, no stále dosahuje 600–700 °C, teda raketa sa zahreje na červené teplo. Keď sa rýchlosť letu rakety zvýši, teplota jej stien sa rýchlo zvýši a môže sa stať vážnou prekážkou pre ďalšie zvyšovanie rýchlosti letu. Pripomeňme si, že meteority (nebeské kamene) praskajú obrovskou rýchlosťou až 100 km/sek, v rámci zemskú atmosféru spravidla „vyhorí“ a to, čo považujeme za padajúci meteorit („padajúca hviezda“), je v skutočnosti len zrazenina horúcich plynov a vzduchu, ktorá vznikla v dôsledku pohybu meteoritu vysokou rýchlosťou v atmosféra. Preto sú lety veľmi vysokou rýchlosťou možné len v horných vrstvách atmosféry, kde je vzduch riedky, alebo ďalej. Čím bližšie k zemi, tým nižšie sú prípustné rýchlosti letu.

Obr. 30. Schéma raketového motora.

Schéma raketového motora je znázornená na obr. 30. Pozoruhodná je relatívna jednoduchosť tejto konštrukcie v porovnaní s konvenčnými piestovými leteckými motormi; najmä typické pre motory na kvapalné palivo takmer úplná absencia v silovom obvode pohyblivých častí motora. Hlavnými prvkami motora sú spaľovacia komora, prúdová dýza, generátor pary a plynu a turbočerpadlová jednotka na dodávku paliva a riadiaci systém.

V spaľovacej komore dochádza k spaľovaniu paliva, t.j. chemická energia paliva sa premieňa na tepelnú energiu a v dýze sa tepelná energia produktov spaľovania premieňa na vysokorýchlostnú energiu prúdu plynov prúdiacich z motora do atmosféry. Ako sa mení stav plynov, keď prúdia v motore, je znázornené na obr. 31.

Tlak v spaľovacej komore je 20-21 ata a teplota dosahuje 2 700 °C. Charakteristické pre spaľovaciu komoru je obrovské množstvo tepla, ktoré sa v nej uvoľní pri spaľovaní za jednotku času alebo, ako sa hovorí, tepelná intenzita komory. V tomto ohľade je spaľovacia komora raketového motora na kvapalné palivo výrazne lepšia ako všetky ostatné spaľovacie zariadenia známe v technológii (kotlové pece, valce motora vnútorné spaľovanie a ďalšie). V tomto prípade je množstvo tepla uvoľneného za sekundu v spaľovacej komore motora dostatočné na uvarenie viac ako 1,5 tony ľadovej vody! Tak, že spaľovacia komora s týmto obrovské číslo teplo vznikajúce v nej nezlyhá, je potrebné intenzívne chladiť jej steny, ako aj steny dýzy. Na tento účel, ako je možné vidieť na obr. 30 sú spaľovacia komora a tryska chladené palivom - liehom, ktoré najskôr obmýva ich steny a až potom zahriate vstupuje do spaľovacej komory. Tento chladiaci systém, navrhnutý Ciolkovským, je výhodný aj preto, že teplo odvádzané zo stien sa nestráca a opäť sa vracia do komory (tento chladiaci systém sa preto niekedy nazýva regeneračný). Samotné vonkajšie chladenie stien motora však nestačí a na zníženie teploty stien sa súčasne využíva ochladzovanie ich vnútorného povrchu. Na tento účel majú steny na mnohých miestach malé vrty umiestnené v niekoľkých prstencových pásoch, takže cez tieto otvory prúdi do komory a trysky lieh (asi 1/10 jeho celkovej spotreby). Studený film tohto alkoholu, stekajúci a odparujúci sa na stenách, ich chráni pred priamym kontaktom s plameňom horáka a tým znižuje teplotu stien. Napriek tomu, že teplota plynov obmývajúcich vnútornú stranu stien presahuje 2500 °C, teplota vnútorného povrchu stien, ako ukázali testy, nepresahuje 1 000 °C.

Obr. 31. Zmena skupenstva plynov v motore.

Palivo je privádzané do spaľovacej komory cez 18 predkomorových horákov umiestnených na jej čelnej stene. Kyslík vstupuje do predkomôr cez centrálne dýzy a alkohol opúšťa chladiaci plášť cez prstenec malých dýz okolo každej predkomôrky. To zaisťuje dostatočne dobré premiešanie paliva, ktoré je nevyhnutné pre úplné spálenie vo veľmi krátkom čase. krátky čas kým je palivo v spaľovacej komore (stotiny sekundy).

Tryska motora je vyrobená z ocele. Jeho tvar, ako je jasne vidieť na obr. 30 a 31, je najprv zužujúca sa a potom expandujúca rúrka (takzvaná Lavalova dýza). Ako už bolo spomenuté, dýzy práškových raketových motorov majú rovnaký tvar. Čo vysvetľuje tento tvar trysky? Ako je známe, úlohou dýzy je zabezpečiť úplnú expanziu plynu, aby sa dosiahla čo najväčšia rýchlosť výfuku. Aby sa zvýšila rýchlosť prúdenia plynu potrubím, musí sa jeho prierez najskôr postupne zmenšovať, k čomu dochádza aj pri prúdení kvapalín (napríklad vody). Rýchlosť plynu sa však zvýši len dovtedy, kým sa nebude rovnať rýchlosti zvuku v plyne. Ďalšie zvýšenie rýchlosti, na rozdiel od kvapaliny, bude možné len vtedy, keď sa potrubie roztiahne; Tento rozdiel medzi prietokom plynu a prietokom kvapaliny je spôsobený skutočnosťou, že kvapalina je nestlačiteľná a objem plynu sa počas expanzie značne zväčšuje. V hrdle dýzy, teda v jej najužšej časti, sa rýchlosť prúdenia plynu vždy rovná rýchlosti zvuku v plyne, v našom prípade asi 1000 m/s. Rýchlosť výfuku, t.j. rýchlosť na výstupnej časti dýzy, je 2100–2200 m/s(teda špecifický ťah je približne 220 kg s/kg).

Palivo je privádzané z nádrží do spaľovacej komory motora pod tlakom pomocou čerpadiel poháňaných turbínou a spájané s ňou do jedného turbočerpadlového agregátu, ako je vidieť na obr. 30. V niektorých motoroch sa palivo dodáva pod tlakom, ktorý vzniká v utesnených palivových nádržiach pomocou inertného plynu - napríklad dusíka, uloženého pod vysokým tlakom v špeciálnych valcoch. Takýto napájací systém je jednoduchší ako čerpací systém, ale pri dostatočne vysokom výkone motora je ťažší. Avšak aj pri čerpanej dodávke paliva v motore, ktorý popisujeme, sú nádrže, kyslíkové aj alkoholové, pod určitým pretlakom zvnútra, aby sa uľahčila činnosť čerpadiel a chránili nádrže pred zrútením. Tento tlak (1,2–1,5 ata) vzniká v liehovej nádrži vzduchom alebo dusíkom, v kyslíkovej nádrži parami odparujúceho sa kyslíka.

Obidve čerpadlá sú odstredivého typu. Turbína poháňajúca čerpadlá pracuje na paroplynovej zmesi, ktorá vzniká rozkladom peroxidu vodíka v špeciálnom paroplynovom generátore. Do tohto generátora pary a plynu sa zo špeciálnej nádrže privádza manganistan sodný, ktorý je katalyzátorom, ktorý urýchľuje rozklad peroxidu vodíka. Pri štarte rakety vstupuje peroxid vodíka pod tlakom dusíka do generátora pary a plynu, v ktorom začína prudká rozkladná reakcia peroxidu, pričom sa uvoľňuje vodná para a plynný kyslík (toto je takzvaná „studená reakcia“, ktorá sa niekedy používa na vytvoriť ťah, najmä pri štartovacích raketových motoroch). Zmes pary a plynu s teplotou okolo 400 °C a tlakom nad 20 ata, vstupuje do kolesa turbíny a potom sa uvoľňuje do atmosféry. Výkon turbíny sa úplne vynakladá na pohon oboch palivových čerpadiel. Tento výkon nie je až taký malý – pri 4000 otáčkach turbínového kolesa dosahuje takmer 500 l. s.

Pretože zmes kyslíka a alkoholu nie je samoreagujúce palivo, je potrebné zabezpečiť nejaký druh zapaľovacieho systému na spustenie spaľovania. V motore sa zapaľovanie vykonáva pomocou špeciálneho zapaľovača, ktorý tvorí plameňový horák. Na tento účel sa zvyčajne používala pyrotechnická zápalnica (pevný roznecovač napr. pušný prach), zriedkavejšie sa používal tekutý roznecovač.

Raketa sa spúšťa nasledovne. Pri zapálení zapaľovacieho horáka sa otvoria hlavné ventily, cez ktoré prúdi lieh a kyslík gravitačne z nádrží do spaľovacej komory. Všetky ventily v motore sú ovládané pomocou stlačeného dusíka uloženého na rakete v batérii valcov vysoký tlak. Keď začne spaľovanie paliva, pozorovateľ umiestnený v diaľke použije elektrický kontakt na zapnutie dodávky peroxidu vodíka do generátora pary a plynu. Začína pracovať turbína, ktorá poháňa čerpadlá dodávajúce alkohol a kyslík do spaľovacej komory. Ťah sa zvyšuje a keď je väčší ako hmotnosť rakety (12–13 ton), raketa vzlietne. Od zapálenia zapaľovacieho plameňa, kým motor nevyvinie plný ťah, uplynie iba 7-10 sekúnd.

Pri štartovaní je veľmi dôležité dbať na striktné poradie, v ktorom obe zložky paliva vstupujú do spaľovacej komory. Toto je jedna z dôležitých úloh systému riadenia a regulácie motora. Ak sa jedna zo zložiek nahromadí v spaľovacej komore (pretože vstup druhej je oneskorený), zvyčajne nasleduje výbuch, ktorý často spôsobí poruchu motora. To je spolu s náhodnými prerušeniami spaľovania jednou z najčastejších príčin nehôd pri skúškach raketových motorov na kvapalné palivo.

Pozoruhodná je nepatrná hmotnosť motora v porovnaní s ťahom, ktorý vyvíja. S hmotnosťou motora menšou ako 1000 kgťah je 25 ton, takže špecifická hmotnosť motora, teda hmotnosť na jednotku ťahu sa rovná len

Pre porovnanie uvádzame, že bežný piestový letecký motor poháňaný vrtuľou má špecifickú hmotnosť 1–2 kg/kg, teda niekoľko desiatok krát viac. Je tiež dôležité, aby sa špecifická hmotnosť raketového motora nemenila so zmenami rýchlosti letu, zatiaľ čo špecifická hmotnosť piestový motor rýchlo rastie so zvyšujúcou sa rýchlosťou.

Kvapalný raketový motor pre raketové lietadlá

Obr. 32. Projekt raketového motora na kvapalné palivo s nastaviteľným ťahom.

1 - pohyblivá ihla; 2 - mechanizmus pohybu ihly; 3 - prívod paliva; 4 - prívod okysličovadla.

Hlavnou požiadavkou na letecký kvapalinový prúdový motor je schopnosť meniť ťah, ktorý vyvíja v súlade s letovými podmienkami lietadla, až po zastavenie a opätovné spustenie motora za letu. Najjednoduchším a najbežnejším spôsobom zmeny ťahu motora je regulácia prívodu paliva do spaľovacej komory, v dôsledku čoho sa mení tlak v komore a ťah. Tento spôsob je však nerentabilný, pretože pri poklese tlaku v spaľovacej komore, zníženého za účelom zníženia ťahu, klesá podiel tepelnej energie paliva, ktorá sa mení na vysokorýchlostnú energiu prúdu. To vedie k zvýšeniu spotreby paliva o 1 kgťah, a teda o 1 l. s. výkon, t.j. motor začne pracovať menej ekonomicky. Na zníženie tejto nevýhody majú raketové motory lietadiel na kvapalné palivo často dve až štyri spaľovacie komory namiesto jednej, čo umožňuje vypnúť jednu alebo viac komôr pri prevádzke so zníženým výkonom. Regulácia ťahu zmenou tlaku v komore, t.j. prívodom paliva, je v tomto prípade zachovaná, ale používa sa len v malom rozsahu do polovice ťahu vypínanej komory. Najvýhodnejším spôsobom regulácie ťahu raketového motora na kvapalné palivo by bola zmena prietokovej plochy jeho dýzy pri súčasnom znížení dodávky paliva, pretože v tomto prípade by došlo k zníženiu množstva unikajúcich plynov za sekundu. dosiahnuté pri udržiavaní konštantného tlaku v spaľovacej komore, a teda aj rýchlosti výfukových plynov. Takáto regulácia prietokovej plochy dýzy môže byť uskutočnená napríklad pomocou pohyblivej ihly špeciálneho profilu, ako je znázornené na obr. 32, znázorňujúci konštrukciu raketového motora na kvapalné palivo s takto riadeným ťahom.

Na obr. 33 znázorňuje jednokomorový letecký raketový motor na kvapalné palivo a obr. 34 - rovnaký raketový motor na kvapalné palivo, ale s ďalšou malou komorou, ktorý sa používa v režime cestovného letu, keď je potrebný malý ťah; Hlavný fotoaparát sa úplne vypne. Obe komory pracujú v maximálnom režime, pričom väčšia z nich vyvinie ťah 1700 kg, a malé - 300 kg, takže celkový ťah je 2000 kg. Inak sú motory dizajnovo podobné.

Motory znázornené na obr. 33 a 34, fungujú na samozápalné palivo. Toto palivo pozostáva z peroxidu vodíka ako oxidačného činidla a hydrazínhydrátu ako paliva v hmotnostnom pomere 3:1. Presnejšie povedané, palivo je komplexná kompozícia pozostávajúca z hydrazínhydrátu, metylalkoholu a solí medi ako katalyzátora, ktorý zabezpečuje rýchlu reakciu (používajú sa aj iné katalyzátory). Nevýhodou tohto paliva je, že spôsobuje koróziu častí motora.

Hmotnosť jednokomorového motora je 160 kg, špecifická hmotnosť je

Na kilogram ťahu. Dĺžka motora - 2,2 m. Tlak v spaľovacej komore je asi 20 ata. Pri prevádzke s minimálnou zásobou paliva dosiahnete najnižší ťah, ktorý je 100 kg, tlak v spaľovacej komore klesne na 3 ata. Teplota v spaľovacej komore dosahuje 2500 °C, prietok plynu je asi 2100 m/s. Spotreba paliva je 8 kg/sek a merná spotreba paliva je 15,3 kg palivo za 1 kgťah za hodinu.

Obr. 33. Jednokomorový raketový motor pre raketové lietadlo

Obr. 34. Dvojkomorový letecký raketový motor.

Obr. 35. Schéma dodávky paliva v leteckom raketovom motore na kvapalné palivo.

Schéma dodávky paliva do motora je znázornená na obr. 35. Rovnako ako v raketovom motore sa palivo a okysličovadlo, uložené v samostatných nádržiach, privádzajú pod tlakom asi 40 atačerpadlá poháňané turbínou. Celkový pohľad na jednotku turbočerpadla je znázornený na obr. 36. Turbína pracuje na paroplynovej zmesi, ktorá ako predtým vzniká rozkladom peroxidu vodíka v paroplynovom generátore, ktorý je v tomto prípade naplnený pevným katalyzátorom. Palivo pred vstupom do spaľovacej komory ochladzuje steny dýzy a spaľovacej komory, pričom cirkuluje v špeciálnom chladiacom plášti. Zmena dodávky paliva potrebná na reguláciu ťahu motora počas letu sa dosiahne zmenou dodávky peroxidu vodíka do generátora pary a plynu, čo spôsobí zmenu otáčok turbíny. Maximálne otáčky turbíny sú 17 200 ot./min. Motor sa štartuje pomocou elektromotora, ktorý poháňa jednotku turbočerpadla.

Obr. 36. Turbočerpadlová jednotka leteckého raketového motora na kvapalné palivo.

1 - hnacie koleso zo štartovacieho elektromotora; 2 - čerpadlo pre okysličovadlo; 3 - turbína; 4 - palivové čerpadlo; 5 - výfukové potrubie turbíny.

Na obr. Obrázok 37 znázorňuje schému inštalácie jednokomorového raketového motora v zadnej časti trupu jedného z experimentálnych raketových lietadiel.

Účel lietadiel s prúdovými motormi na kvapalné palivo je určený vlastnosťami raketového motora na kvapalné palivo - vysokým ťahom a tým aj vysokým výkonom pri vysokých rýchlostiach letu a vysokých nadmorských výškach a nízkou účinnosťou, t.j. vysokou spotrebou paliva. Preto sú raketové motory na kvapalné palivo zvyčajne inštalované na vojenských lietadlách - stíhacích stíhačkách. Úlohou takéhoto lietadla je po prijatí signálu o približovaní sa nepriateľských lietadiel rýchlo vzlietnuť a získať veľkú výšku, v ktorej tieto lietadlá zvyčajne lietajú, a potom s využitím svojej výhody v rýchlosti letu nastoliť vzdušnú bitku. nepriateľ. Celková dĺžka letu lietadla na kvapalné palivo je určená kapacitou paliva lietadla a je 10–15 minút, takže tieto lietadlá môžu zvyčajne lietať bojové operácie iba v oblasti vášho letiska.

Obr. 37. Schéma inštalácie raketového motora do lietadla.

Obr. 38. Raketový stíhač (pohľad s tromi projekciami)

Na obr. Obrázok 38 zobrazuje prepadovú stíhačku s motorom na kvapalné palivo opísaným vyššie. Rozmery tohto lietadla, podobne ako iných lietadiel tohto typu, sú zvyčajne malé. Celková hmotnosť lietadla s palivom je 5100 kg; Zásoba paliva (nad 2,5 tony) vystačí len na 4,5 minúty chodu motora na plný výkon. Maximálna rýchlosť letu - viac ako 950 km/hod; strop lietadla, teda maximálna výška, ktorú môže dosiahnuť, je 16 000 m. Stúpanie lietadla sa vyznačuje tým, že za 1 minútu sa môže zvýšiť zo 6 na 12 km.

Obr. 39. Návrh raketového lietadla.

Na obr. 39 znázorňuje návrh iného lietadla s motorom na kvapalné palivo; ide o prototyp lietadla skonštruovaného na dosiahnutie letovej rýchlosti presahujúcej rýchlosť zvuku (t.j. 1200 km/hod blízko zeme). V lietadle je v zadnej časti trupu nainštalovaný motor na kvapalné palivo, ktorý má štyri rovnaké komory s celkovým ťahom 2720 kg. Dĺžka motora 1400 mm, maximálny priemer 480 mm, hmotnosť 100 kg. Zásoba paliva v lietadle, ktoré používa alkohol a kvapalný kyslík, je 2360 l.

Obr. 40. Štvorkomorový letecký raketový motor.

Vzhľad tohto motora je znázornený na obr. 40.

Iné aplikácie raketových motorov na kvapalné palivo

Spolu s hlavným využitím motorov na kvapalné palivo ako motorov pre rakety s dlhým doletom a raketové lietadlá sa v súčasnosti používajú v mnohých ďalších prípadoch.

Kvapalné raketové motory sa stali pomerne široko používanými ako motory pre ťažké raketové projektily, podobné tomu, ktorý je znázornený na obr. 41. Motor tejto strely môže slúžiť ako príklad jednoduchého raketového motora. Palivo (benzín a kvapalný kyslík) sa privádza do spaľovacej komory tohto motora pod tlakom neutrálneho plynu (dusíka). Na obr. 42 je znázornená schéma ťažkej rakety používanej ako výkonná protilietadlový plášť; Diagram ukazuje celkové rozmery rakety.

Kvapalné raketové motory sa používajú aj ako štartovacie letecké motory. V tomto prípade sa niekedy používa nízkoteplotná rozkladná reakcia peroxidu vodíka, preto sa takéto motory nazývajú „studené“.

Existujú prípady použitia kvapalných raketových motorov ako urýchľovačov pre lietadlá, najmä lietadlá s prúdovými motormi. V tomto prípade sú palivové čerpadlá niekedy poháňané z hriadeľa prúdového motora.

Spolu s práškovými motormi sa motory na kvapalné palivo používajú aj na spúšťanie a urýchľovanie lietajúcich vozidiel (alebo ich modelov) s náporovými motormi. Ako je známe, tieto motory vyvíjajú veľmi vysoký ťah pri vysokých rýchlostiach letu, nad rýchlosťou zvuku, ale pri vzlete nevyvíjajú ťah vôbec.

Nakoniec treba spomenúť ešte jednu aplikáciu raketových motorov na kvapalné palivo, ktorá sa odohráva v r V poslednej dobe. Štúdium správania sa lietadla pri vysokých rýchlostiach letu, približovaní sa a prekračovaní rýchlosti zvuku, si vyžaduje serióznu a nákladnú výskumnú prácu. Predovšetkým je potrebné určiť odpor krídel lietadla (profilov), čo sa zvyčajne vykonáva v špeciálnych aerodynamických tuneloch. Na vytvorenie podmienok v takýchto potrubiach, ktoré zodpovedajú letu lietadla vysokou rýchlosťou, je potrebné mať veľmi vysoké elektrárne na pohon ventilátorov, ktoré vytvárajú prúdenie v potrubí. Výsledkom je, že konštrukcia a prevádzka elektrónok na testovanie pri nadzvukových rýchlostiach si vyžaduje obrovské náklady.

V poslednom čase sa popri konštrukcii nadzvukových trubíc rieši aj problém štúdia rôznych profilov krídel vysokorýchlostných lietadiel a mimochodom aj testovanie náporových trysiek pomocou trysiek na kvapalné palivo.

Obr. 41. Raketový projektil s motorom na kvapalné palivo.

motory. Podľa jednej z týchto metód sa nastaví skúmaný profil raketa dlhého doletu s raketovým motorom na kvapalné palivo podobným tomu, ktorý je opísaný vyššie, a všetky údaje z prístrojov, ktoré merajú profilový odpor počas letu, sa prenášajú na zem pomocou rádiotelemetrických zariadení.

Obr. 42. Schéma konštrukcie výkonného protilietadlového projektilu s raketovým motorom.

7 - bojová hlava; 2 - valec so stlačeným dusíkom; 3 - nádrž s okysličovadlom; 4 - palivová nádrž; 5 - prúdový motor na kvapalné palivo.

Ďalšou metódou je skonštruovanie špeciálneho raketového vozíka, ktorý sa pohybuje po koľajniciach pomocou raketového motora na kvapalné palivo. Výsledky skúšok profilu inštalovaného na takomto vozíku v špeciálnom vážiacom mechanizme zaznamenávajú špeciálne automatické prístroje umiestnené aj na vozíku. Takýto raketový vozík je znázornený na obr. 43. Dĺžka koľajnice môže dosiahnuť 2–3 km.

Obr. 43. Raketový vozík na testovanie profilov krídel lietadiel.

Z knihy Identifikácia a riešenie problémov vo vašom aute sami autora Zolotnický Vladimír

Motor beží nestabilne vo všetkých režimoch Poruchy systému zapaľovania Opotrebenie a poškodenie kontaktného uhlíka, jeho zavesenie do uzáveru rozdeľovača zapaľovania. Únik prúdu do zeme cez karbónové usadeniny alebo vlhkosť na vnútornom povrchu krytu. Vymeňte kontakt

Z knihy Bojová loď "PETER VEĽKÝ" autora

Motor beží nepravidelne pri nízkych otáčkach motora alebo sa zastavuje pri voľnobehu Porucha karburátora Nízka resp vysoký stupeň palivo v plavákovej komore. Nízky level– praskanie v karburátore, vysoké – praskanie v tlmiči. Na výfuk

Z knihy Bojová loď "Navarin" autora Arbuzov Vladimír Vasilievič

Motor beží normálne na voľnobeh, ale auto zrýchľuje pomaly a s „klesaním“; slabá odozva motora Poruchy systému zapaľovania Medzera medzi kontaktmi prerušovača nie je nastavená. Nastavte uhol uzavretého stavu kontaktov

Z knihy Lietadlá sveta 2000 02 autora autor neznámy

Motor „troits“ - jeden alebo dva valce nefungujú Poruchy systému zapaľovania Nestabilná prevádzka motora pri nízkych a stredných otáčkach. Zvýšená spotreba paliva. Výfuk dymu je modrý. Pravidelne vydávané zvuky sú trochu tlmené, čo je obzvlášť dobré

Z knihy Svet letectva 1996 02 autora autor neznámy

Pri prudkom otvorení škrtiacich klapiek motor beží prerušovane Mechanizmus distribúcie plynu nefunguje správne Nie sú nastavené vôle ventilov. Každých 10 000 km (pre VAZ-2108, -2109 po 30 000 km) upravte vôle ventilov. So zníženým

Z knihy Servis a opravy Volga GAZ-3110 autora Zolotnický Vladimír Alekseevič

Motor pracuje nerovnomerne a nestabilne pri stredných a vysokých otáčkach kľukového hriadeľa Poruchy systému zapaľovania Nesprávne nastavenie kontaktnej medzery prerušovača. Ak chcete presne nastaviť medzeru medzi kontaktmi, nemerajte samotnú medzeru a dokonca ani staromódnu

Z knihy Raketové motory autora Gilzin Karl Alexandrovič

Prihlášky AKO BOL ORGANIZOVANÝ „PETER VEĽKÝ“ 1 . Námorná spôsobilosť a manévrovateľnosť Celý rad testov vykonaných v roku 1876 odhalil nasledujúcu námornú spôsobilosť. Bezpečnosť oceánskej navigácie „Petra Veľkého“ nevzbudzovala obavy a jej zaradenie do triedy monitorov

Z knihy Vzduchové prúdové motory autora Gilzin Karl Alexandrovič

Ako bola skonštruovaná bojová loď „Navarin“ Trup bojovej lode mal maximálnu dĺžku 107 m (dĺžka medzi kolmicami 105,9 m). šírka 20,42, konštrukčný ponor 7,62 m prova a 8,4 m a bol zostavený z 93 rámov (rozpätie 1,2 metra). Rámy poskytovali pozdĺžnu pevnosť a kompletnosť

Z knihy Dejiny elektrotechniky autora Kolektív autorov

Su-10 je prvý prúdový bombardér P.O. Design Bureau. Suchoj Nikolaj GORDYUKOVAPo druhej svetovej vojne sa začala éra prúdového letectva. Prezbrojenie sovietskych a zahraničných vzdušných síl stíhačkami s prúdovými motormi prebehlo veľmi rýchlo. Avšak stvorenie

Z knihy autora

Z knihy autora

Motor beží nestabilne pri nízkych otáčkach kľukového hriadeľa alebo sa zastavuje pri voľnobehu Obr. 9. Nastavovacie skrutky karburátora: 1 – prevádzková nastavovacia skrutka (množstevná skrutka); 2 – skrutka zloženia zmesi, (kvalitná skrutka) s obmedzovačom

Z knihy autora

Motor je nestabilný vo všetkých režimoch

Z knihy autora

Ako je konštruovaný a funguje raketový motor na prach Hlavnými konštrukčnými prvkami motora na prachovú raketu, ako každého iného raketového motora, sú spaľovacia komora a tryska (obr. 16) Vzhľadom na to, že prívod strelného prachu, ako každý tuhé palivo všeobecne, do komory

Z knihy autora

Palivo pre prúdový motor na kvapalné palivo Najdôležitejšie vlastnosti a charakteristiky prúdového motora na kvapalné palivo a jeho konštrukcia závisí predovšetkým od paliva použitého v motore Hlavnou požiadavkou na palivo pre raketový motor na kvapalné palivo je

Z knihy autora

Piata kapitola Pulzujúci prúdový motor Možnosť výrazného zjednodušenia motora pri prechode do vysokých letových rýchlostí sa na prvý pohľad zdá zvláštna, možno až neuveriteľná. Celá história letectva stále hovorí o opaku: boji

Z knihy autora

6.6.7. POLOVODIČOVÉ ZARIADENIA V ELEKTRICKÝCH POHONOCH. SYSTÉMOVÝ TYRISTOROVÝ MENIČ - MOTOR (TP - D) A ZDROJ PRÚDU - MOTOR (IT - D) V povojnové roky v popredných svetových laboratóriách nastal prelom v oblasti výkonovej elektroniky, ktorý mnohých radikálne zmenil

Vo všeobecnom prípade je ohrev pracovnej tekutiny súčasťou pracovného procesu tepelného raketového motora. Okrem toho sa formálne vyžaduje prítomnosť zdroja tepla - ohrievača (v konkrétnom prípade môže byť jeho tepelný výkon nulový). Jeho typ možno charakterizovať typom energie premenenej na teplo. Tak získame klasifikačný znak, podľa ktorého tepelné raketové motory podľa druhu energie premenenej na termálna energia pracovnej tekutiny, sa delia na elektrické, jadrové (obr. 10.1.) a chemické (obr. 13.1, hladina 2).

Konštrukcia, konštrukcia a dosiahnuteľné parametre raketového motora na chemické palivo sú do značnej miery určené agregovaným stavom raketového paliva. Raketové motory využívajúce chemické palivo (v zahraničnej literatúre niekedy nazývané chemické raketové motory) na základe tohto kritéria sa delia na:

raketové motory na kvapalné palivo - raketové motory na kvapalné palivo, ktorých palivové komponenty sú pri skladovaní na palube kvapalné (obr. 13.1, úroveň 3; foto, foto),

raketové motory na tuhé palivo - raketové motory na tuhé palivo (obr. 1.7, 9.4, foto, foto),

hybridné raketové motory - GRD, ktorých palivové zložky sú na palube v rôznych stavoch agregácie (obr. 11.2).

Zrejmým znakom klasifikácie motorov na chemické palivo je počet zložiek pohonných látok.

Napríklad motory na kvapalné palivo využívajúce jednozložkové alebo dvojzložkové palivo, motory na plynové pohonné hmoty využívajúce trojzložkové palivo (podľa zahraničnej terminológie - tribridné palivo) (obr. 13.1, úroveň 4).

Na základe konštrukčných charakteristík je možné klasifikovať raketové motory do desiatok kategórií, ale hlavné rozdiely vo výkone cieľovej funkcie sú určené schémou dodávania komponentov do spaľovacej komory. Najtypickejšou klasifikáciou na tomto základe sú raketové motory na kvapalné palivo.

Klasifikácia raketových palív.

RT sa delia na tuhé a kvapalné. Tuhé raketové palivá majú oproti kvapalným niekoľko výhod: skladujú sa dlhú dobu, neovplyvňujú plášť rakety a vzhľadom na ich nízku toxicitu nepredstavujú nebezpečenstvo pre personál, ktorý s nimi pracuje.

Výbušný charakter ich spaľovania však spôsobuje ťažkosti pri ich použití.

Tuhé raketové pohonné látky zahŕňajú balistické a korditové pohonné látky na báze nitrocelulózy.

Kvapalný prúdový motor, ktorého myšlienka patrí K.E. Tsiolkovskému, je najbežnejší v astronautike.

Kvapalná RT môže byť jednozložková alebo dvojzložková (oxidačná a horľavá).

Medzi oxidačné činidlá patria: kyselina dusičná a oxidy dusíka (dioxid, tetraoxid), peroxid vodíka, kvapalný kyslík, fluór a jeho zlúčeniny.

Ako palivo sa používa petrolej, kvapalný vodík a hydrazíny. Najpoužívanejšie sú hydrazín a nesymetrický dimetylhydrazín (UDMH).

Látky, ktoré tvoria tekutú RT, sú pre človeka vysoko agresívne a toxické. Zdravotnícka služba preto stojí pred problémom vykonávania preventívnych opatrení na ochranu personálu pred akútnou a chronickou otravou CRT a organizáciou núdzovej starostlivosti o zranenia.

V tejto súvislosti sa študuje patogenéza a klinický obraz lézií, vyvíjajú sa prostriedky na poskytovanie núdzovej starostlivosti a liečby postihnutých, vytvárajú sa prostriedky na ochranu kože a dýchacích orgánov a maximálne prípustné koncentrácie rôznych CRT a zavádzajú sa potrebné hygienické normy.

Nosné rakety a pohonné systémy rôznych kozmických lodí sú primárnou oblasťou použitia motorov na kvapalné palivo.

Medzi výhody kvapalných raketových motorov patria:

Najvyšší špecifický impulz v triede chemických raketových motorov (nad 4500 m/s pre dvojicu kyslík-vodík, pre petrolej-kyslík - 3500 m/s).

Regulácia ťahu: úpravou spotreby paliva môžete meniť veľkosť ťahu v širokom rozsahu a úplne zastaviť motor a potom ho znova spustiť. Je to potrebné pri manévrovaní s vozidlom vo vesmíre.

Pri vytváraní veľkých rakiet, napríklad nosných rakiet, ktoré vynášajú viactonové užitočné zaťaženie na nízku obežnú dráhu Zeme, použitie motorov na kvapalné palivo umožňuje dosiahnuť hmotnostnú výhodu v porovnaní s motormi na tuhé palivo (motory na tuhé palivo). Jednak z dôvodu vyššieho špecifického impulzu, jednak z dôvodu, že kvapalné palivo na rakete je obsiahnuté v samostatných nádržiach, z ktorých je pomocou čerpadiel privádzané do spaľovacej komory. Vďaka tomu je tlak v nádržiach výrazne (desaťkrát) nižší ako v spaľovacej komore a samotné nádrže sú tenkostenné a relatívne ľahké. V raketovom motore na tuhé palivo je palivová nádrž zároveň spaľovacou komorou a musí odolávať vysokému tlaku (desiatkam atmosfér), čo znamená zvýšenie jej hmotnosti. Čím väčší je objem paliva na rakete, tým väčšia je veľkosť nádob na jeho uskladnenie a tým väčšia je hmotnostná výhoda raketového motora na kvapalné palivo v porovnaní s raketovým motorom na tuhé palivo a naopak: u malých rakiet je prítomnosť jednotky turbočerpadla túto výhodu neguje.

Nevýhody raketových motorov:

Motor na kvapalné palivo a na ňom založená raketa sú oveľa zložitejšie a drahšie ako motory na tuhé palivo s ekvivalentnými schopnosťami (napriek tomu, že 1 kg kvapalného paliva je niekoľkonásobne lacnejší ako tuhé palivo). Raketu na kvapalné palivo je potrebné prepravovať s väčšou opatrnosťou a technológia prípravy na štart je zložitejšia, pracnejšia a časovo náročnejšia (najmä pri použití skvapalnených plynov ako zložiek paliva), preto pre vojenské rakety, v súčasnosti sa uprednostňujú motory na tuhé palivá z dôvodu ich vyššej spoľahlivosti, mobility a bojovej pripravenosti.

V nulovej gravitácii sa zložky kvapalného paliva nekontrolovateľne pohybujú v priestore nádrží. Na ich uloženie je potrebné prijať špeciálne opatrenia, napríklad zapnúť pomocné motory na tuhé palivo alebo plyn.

V súčasnosti je pre chemické raketové motory (vrátane motorov na kvapalné palivo) dosiahnutá hranica energetických schopností paliva, a preto sa teoreticky nepredpokladá možnosť výrazného zvýšenia ich špecifického impulzu, čo obmedzuje schopnosti raketovej technológie založenej na použití chemických motorov, už zvládnuté v dvoch smeroch:

Vesmírne lety v blízkozemskom priestore (s posádkou aj bez posádky).

Prieskum vesmíru v slnečnej sústave pomocou automatických vozidiel (Voyager, Galileo).

zložky paliva

Výber komponentov paliva je jedným z najdôležitejších rozhodnutí pri konštrukcii motora na kvapalné palivo, ktorý predurčuje mnohé detaily konštrukcie motora a následných technických riešení. Preto sa výber paliva pre raketový motor na kvapalné palivo robí s komplexným zvážením účelu motora a rakety, na ktorej je inštalovaný, podmienok ich prevádzky, technológie výroby, skladovania, dopravy na miesto štartu. , atď.

Jedným z najdôležitejších ukazovateľov charakterizujúcich kombináciu komponentov je špecifický impulz, ktorý je obzvlášť dôležitý pri navrhovaní nosných rakiet kozmických lodí, pretože pomer hmotnosti paliva a užitočného zaťaženia, a teda veľkosti a hmotnosti celej rakety, do značnej miery závisí od to (pozri. Tsiolkovského vzorec), čo sa môže ukázať ako nereálne, ak špecifický impulz nie je dostatočne vysoký. V tabuľke 1 sú uvedené hlavné charakteristiky niektorých kombinácií zložiek kvapalného paliva.

Okrem špecifického impulzu pri výbere komponentov paliva môžu zohrávať rozhodujúcu úlohu aj ďalšie ukazovatele vlastností paliva, medzi ktoré patrí:

Hustota, ktorá ovplyvňuje veľkosť nádrží komponentov. Ako vyplýva z tabuľky. 1, vodík je horľavý, s najvyšším špecifickým impulzom (zo všetkých oxidačných činidiel), ale má extrémne nízku hustotu. Preto prvé (najväčšie) stupne nosných rakiet zvyčajne používajú iné (menej účinné, ale hustejšie) druhy paliva, napríklad petrolej, čo umožňuje zmenšiť veľkosť prvého stupňa na prijateľné. Príkladmi takejto „taktiky“ sú raketa Saturn 5, ktorej prvý stupeň využíva kyslíkovo-petrolejové zložky a 2. a 3. stupeň využíva kyslík/vodík, a systém Space Shuttle, v ktorom sa ako prvé používajú raketové zosilňovače na tuhé palivo. etapa.

Bod varu, ktorý môže spôsobiť vážne obmedzenia prevádzkových podmienok rakety. Podľa tohto ukazovateľa sa zložky kvapalného paliva delia na kryogénne - skvapalnené plyny ochladené na extrémne nízke teploty a vysokovriace - kvapaliny s bodom varu nad 0 ° C.

Kryogénne komponenty nie je možné dlhodobo skladovať ani prepravovať na veľké vzdialenosti, preto sa musia vyrábať (aspoň skvapalňovať) v špeciálnych energeticky náročných výrobných zariadeniach, ktoré sa nachádzajú v tesnej blízkosti miesta štartu, čím sa nosná raketa stáva úplne nehybnou. Okrem toho majú kryogénne komponenty ďalšie fyzikálne vlastnosti, ktoré kladú dodatočné požiadavky na ich použitie. Napríklad prítomnosť aj malého množstva vody alebo vodnej pary v nádobách so skvapalnenými plynmi vedie k tvorbe veľmi tvrdých ľadových kryštálikov, ktoré ak sa dostanú do palivového systému rakety, pôsobia na jej časti ako abrazívny materiál a môžu spôsobiť vážnu nehodu. Počas mnohých hodín prípravy rakety na štart na nej zamrzne veľké množstvo námrazy, ktorá sa zmení na ľad a pád jej kúskov z veľkej výšky predstavuje nebezpečenstvo pre personál, ktorý sa podieľa na príprave, ako aj pre samotná raketa a odpaľovacie zariadenie. Po naplnení rakiet skvapalnenými plynmi sa tieto začnú vyparovať a až do momentu štartu ich treba priebežne dopĺňať cez špeciálny doplňovací systém. Prebytočný plyn vznikajúci pri odparovaní komponentov sa musí odstrániť tak, aby sa okysličovadlo nezmiešalo s palivom a nevytvorilo výbušnú zmes.

Vysokovriace komponenty sú oveľa pohodlnejšie na prepravu, skladovanie a manipuláciu, preto v 50. rokoch nahradili kryogénne komponenty z oblasti vojenskej raketovej techniky. Následne sa táto oblasť čoraz viac začala orientovať na tuhé palivá. Ale pri vytváraní kozmických nosných rakiet si kryogénne palivá stále zachovávajú svoju pozíciu vďaka svojej vysokej energetickej účinnosti a pre manévre vo vesmíre, keď sa palivo musí skladovať v nádržiach celé mesiace alebo dokonca roky, sú najvhodnejšie komponenty s vysokou teplotou varu. Ilustráciu tejto „deľby práce“ možno vidieť na kvapalných raketových motoroch zapojených do projektu Apollo: všetky tri stupne nosnej rakety Saturn 5 využívajú kryogénne komponenty a motory lunárnej lode určené na korekciu trajektórie a manévre na obežnej dráhe Mesiaca, použite vysokovriaci asymetrický dimetylhydrazín a tetroxidový didusík.

Chemická agresivita. Všetky oxidačné činidlá majú túto kvalitu. Preto prítomnosť aj malého množstva organických látok v nádržiach určených na okysličovadlo (napríklad mastné škvrny zanechané ľudskými prstami) môže spôsobiť požiar, ktorý môže spôsobiť vznietenie samotného materiálu nádrže (hliník, horčík, titán a železo horí veľmi energicky v prostredí raketového okysličovadla ). Kvôli svojej agresivite sa oxidanty spravidla nepoužívajú ako chladivá v chladiacich systémoch raketových motorov na kvapalné palivo a v generátoroch plynu TNA, aby sa znížilo tepelné zaťaženie turbíny, pracovná tekutina je presýtená palivom a nie oxidačným činidlom. . Pri nízkych teplotách je kvapalný kyslík možno najbezpečnejším oxidačným činidlom, pretože alternatívne oxidačné činidlá, ako je oxid dusný alebo koncentrovaná kyselina dusičná, reagujú s kovmi, a hoci ide o vysokovriace oxidačné činidlá, ktoré možno skladovať po dlhú dobu pri normálnych teplotách, životnosť nádrží v ktorých sa nachádzajú sú obmedzené.

Toxicita zložiek paliva a produktov ich spaľovania je vážnym obmedzením ich použitia. Napríklad fluór, ako vyplýva z tabuľky 1, ako oxidačné činidlo je účinnejší ako kyslík, ale v spojení s vodíkom vytvára fluorovodík - extrémne toxickú a agresívnu látku a uvoľňuje niekoľko stoviek, oveľa menej tisíc ton takéhoto spaľovacieho produktu do atmosféry pri štarte veľkej rakety je samo osebe veľkou katastrofou spôsobenou človekom, a to aj pri úspešnom štarte. A v prípade havárie a úniku takého množstva tejto látky nemožno škodu vyúčtovať. Preto sa fluór nepoužíva ako zložka paliva. Toxický je aj oxid dusnatý, kyselina dusičná a nesymetrický dimetylhydrazín. V súčasnosti je preferovaným oxidačným činidlom (z hľadiska životného prostredia) kyslík a palivom je vodík, po ktorom nasleduje petrolej.

Čo vám ako prvé napadne, keď počujete frázu „raketové motory“? Samozrejme, tajomný priestor, medziplanetárne lety, objavovanie nových galaxií a lákavá žiara vzdialených hviezd. Obloha k sebe vždy priťahovala ľudí, pričom zostávala nevyriešenou záhadou, no vytvorenie prvej vesmírnej rakety a jej štart otvorili ľudstvu nové obzory výskumu.

Raketové motory sú v podstate bežné prúdové motory s jednou dôležitou vlastnosťou: nevyužívajú atmosférický kyslík ako okysličovadlo paliva na vytvorenie prúdového ťahu. Všetko, čo je potrebné pre jeho prevádzku, sa nachádza buď priamo v jeho tele, alebo v okysličovadle a systémoch prívodu paliva. Práve táto vlastnosť umožňuje používať raketové motory vo vesmíre.

Existuje mnoho typov raketových motorov a všetky sa od seba nápadne líšia nielen konštrukčnými vlastnosťami, ale aj princípmi fungovania. Preto je potrebné zvážiť každý typ samostatne.

Medzi hlavné výkonnostné charakteristiky raketových motorov Osobitná pozornosť sa platí za špecifický impulz - pomer množstva prúdu prúdu k hmotnosti pracovnej tekutiny spotrebovanej za jednotku času. Hodnota špecifického impulzu predstavuje účinnosť a hospodárnosť motora.

Chemické raketové motory (CRE)

Tento typ motora je v súčasnosti jediný, ktorý sa vo veľkej miere používa na vypúšťanie kozmických lodí do vesmíru, okrem toho našiel uplatnenie aj vo vojenskom priemysle. Chemické motory sa delia na tuhé a kvapalné palivá v závislosti od fyzikálneho stavu raketového paliva.

História stvorenia

Prvé raketové motory boli na tuhé palivo a objavili sa pred niekoľkými storočiami v Číne. V tom čase mali málo spoločného s vesmírom, no s ich pomocou bolo možné odpaľovať vojenské rakety. Použitým palivom bol prášok podobným zložením ako pušný prach, zmenilo sa len percento jeho zložiek. Výsledkom bolo, že počas oxidácie prášok neexplodoval, ale postupne zhorel, pričom sa uvoľnilo teplo a vytvoril sa prúdový ťah. Takéto motory sa s rôznym úspechom zdokonaľovali, zdokonaľovali a zdokonaľovali, no ich špecifický impulz zostával stále malý, čiže konštrukcia bola neefektívna a nehospodárna. Čoskoro sa objavili nové druhy tuhého paliva, ktoré umožňovali väčší špecifický impulz a väčší ťah. Na jeho vytvorení pracovali vedci zo ZSSR, USA a Európy v prvej polovici dvadsiateho storočia. Už v druhej polovici 40. rokov bol vyvinutý prototyp moderného paliva, ktoré sa používa dodnes.

Raketový motor RD-170 beží na kvapalné palivo a okysličovadlo.

Raketové motory na kvapalinu sú vynálezom K.E. Ciolkovskij, ktorý ich v roku 1903 navrhol ako pohonnú jednotku pre vesmírnu raketu. V 20-tych rokoch sa začali práce na vytvorení kvapalných raketových motorov v USA av 30-tych rokoch - v ZSSR. Už začiatkom 2. svetovej vojny vznikli prvé experimentálne vzorky a po jej skončení sa začali sériovo vyrábať raketové motory na kvapalné palivo. Používali sa vo vojenskom priemysle na vybavenie balistických rakiet. V roku 1957 bol prvýkrát v histórii ľudstva vypustený sovietsky umelý satelit. Na odpálenie bola použitá raketa vybavená ruskými železnicami.

Konštrukcia a princíp činnosti chemických raketových motorov

Motor na tuhé palivo obsahuje vo svojom kryte palivo a okysličovadlo v pevnom stave agregátu a nádoba s palivom je zároveň spaľovacou komorou. Palivo má zvyčajne tvar tyče so stredovým otvorom. Počas oxidačného procesu začne tyč horieť od stredu k okraju a plyny vznikajúce pri spaľovaní vychádzajú cez dýzu a vytvárajú ťah. Ide o najjednoduchšiu konštrukciu zo všetkých raketových motorov.

V kvapalných raketových motoroch sú palivo a okysličovadlo v kvapalnom agregátovom stave v dvoch samostatných zásobníkoch. Cez prívodné kanály vstupujú do spaľovacej komory, kde sa miešajú a dochádza k spaľovaciemu procesu. Produkty spaľovania vystupujú cez dýzu a vytvárajú ťah. Ako okysličovadlo sa zvyčajne používa kvapalný kyslík a palivo môže byť rôzne: petrolej, kvapalný vodík atď.

Výhody a nevýhody chemických RD, rozsah ich použitia

Výhody raketových motorov na tuhé palivo sú:

  • jednoduchosť dizajnu;
  • porovnávacia bezpečnosť z hľadiska ekológie;
  • nízka cena;
  • spoľahlivosť.

Nevýhody raketových motorov na tuhé palivo:

  • obmedzenie doby prevádzky: palivo horí veľmi rýchlo;
  • nemožnosť opätovného naštartovania motora, jeho zastavenia a regulácie trakcie;
  • nízka merná hmotnosť v rozmedzí 2000-3000 m/s.

Pri analýze výhod a nevýhod raketových motorov na tuhé palivo môžeme dospieť k záveru, že ich použitie je opodstatnené iba v prípadoch, keď je potrebná stredná výkonová jednotka, pomerne lacná a ľahko realizovateľná. Rozsah ich použitia sú balistické, meteorologické rakety, MANPADS, ako aj bočné urýchľovače vesmírnych rakiet (sú vybavené americké rakety, v sovietskych a Ruské rakety neboli použité).

Výhody tekutých RD:

  • vysoký špecifický impulz (asi 4500 m/s a viac);
  • schopnosť regulovať trakciu, zastaviť a reštartovať motor;
  • nižšia hmotnosť a kompaktnosť, čo umožňuje vyniesť na obežnú dráhu aj veľké mnohotonové náklady.

Nevýhody raketových motorov:

  • komplexný návrh a uvedenie do prevádzky;
  • V podmienkach beztiaže sa kvapaliny v nádržiach môžu pohybovať chaoticky. Na ich ukladanie je potrebné použiť dodatočné zdroje energie.

Rozsah použitia motorov na kvapalné palivo je hlavne v kozmonautike, pretože tieto motory sú príliš drahé na vojenské účely.

Napriek tomu, že chemické raketové motory sú zatiaľ jediné schopné vypúšťať rakety do vesmíru, ich ďalšie zdokonaľovanie je prakticky nemožné. Vedci a konštruktéri sú presvedčení, že hranica ich možností je už dosiahnutá a na získanie výkonnejších jednotiek s vysokým špecifickým impulzom sú potrebné iné zdroje energie.

Jadrové raketové motory (NRE)

Tento typ raketového motora, na rozdiel od chemických, nevyrába energiu spaľovaním paliva, ale v dôsledku zahrievania pracovnej tekutiny energiou jadrových reakcií. Jadrové raketové motory sú izotopové, termonukleárne a jadrové.

História stvorenia

Konštrukcia a princíp fungovania jadrového hnacieho motora boli vyvinuté už v 50-tych rokoch. Už v 70. rokoch boli v ZSSR a USA pripravené experimentálne vzorky, ktoré boli úspešne testované. Sovietsky motor RD-0410 na tuhú fázu s ťahom 3,6 tony bol testovaný na lavici a americký reaktor NERVA mal byť inštalovaný na rakete Saturn V pred zastavením sponzorstva lunárneho programu. Súčasne sa pracovalo na vytvorení plynových jadrových pohonných motorov. V súčasnosti prebiehajú vedecké programy na vývoj jadrových raketových motorov a na vesmírnych staniciach sa uskutočňujú experimenty.

Existujú teda už funkčné modely jadrových raketových motorov, no zatiaľ žiadny z nich nebol použitý mimo laboratórií resp vedeckých základoch. Potenciál takýchto motorov je pomerne vysoký, ale aj riziko spojené s ich použitím je značné, takže zatiaľ existujú len v projektoch.

Zariadenie a princíp činnosti

Jadrové raketové motory sú plynové, kvapalné a pevné, v závislosti od ich stavu agregácie jadrové palivo. Palivom v jadrových pohonných motoroch na tuhú fázu sú palivové tyče, rovnako ako v jadrových reaktoroch. Sú umiestnené v skrini motora a pri rozpade štiepneho materiálu uvoľňujú tepelnú energiu. Pracovná tekutina - plynný vodík alebo čpavok - v kontakte s palivovým článkom absorbuje energiu a zahrieva sa, zväčšuje objem a stláča sa, potom vystupuje cez dýzu pod vysokým tlakom.

Princíp činnosti jadrového pohonného motora v kvapalnej fáze a jeho konštrukcia sú podobné ako pri motoroch na tuhú fázu, len palivo je v kvapalnom stave, čo umožňuje zvýšiť teplotu, a teda aj ťah.

Jadrové hnacie motory v plynnej fáze pracujú na palivo v plynnom stave. Zvyčajne používajú urán. Plynné palivo môže byť držané v kryte elektrickým poľom alebo umiestnené v uzavretej priehľadnej banke - jadrovej lampe. V prvom prípade dochádza ku kontaktu pracovnej tekutiny s palivom, ako aj k jeho čiastočnému úniku, preto okrem veľkého množstva paliva musí mať motor rezervu na pravidelné dopĺňanie. V prípade jadrovej lampy nedochádza k úniku a palivo je úplne izolované od prúdu pracovnej tekutiny.

Výhody a nevýhody jadrových motorov

Jadrové raketové motory majú oproti chemickým obrovskú výhodu – ide o vysoký špecifický impulz. Pre modely s pevnou fázou je jeho hodnota 8000-9000 m/s, pre modely s kvapalnou fázou – 14 000 m/s, pre plynnú fázu – 30 000 m/s. Pri ich používaní zároveň dochádza ku kontaminácii atmosféry rádioaktívnymi emisiami. Teraz sa pracuje na vytvorení bezpečného, ​​ekologického a účinného jadrového motora a hlavným „uchádzačom“ o túto úlohu je plynový jadrový motor s jadrovou lampou, kde je rádioaktívna látka v uzavretej banke a neprichádza. von prúdovým plameňom.

Elektrické raketové motory (ERM)

Ďalším potenciálnym konkurentom chemických tryskáčov je elektrický tryskáč, ktorý funguje podľa elektrická energia. Elektrický pohon môže byť elektrotermický, elektrostatický, elektromagnetický alebo pulzný.

História stvorenia

Prvý elektrický hnací motor skonštruoval v 30. rokoch sovietsky konštruktér V.P. Glushko, hoci myšlienka vytvorenia takéhoto motora sa objavila na začiatku dvadsiateho storočia. V 60. rokoch vedci zo ZSSR a USA aktívne pracovali na vytvorení elektrických hnacích motorov a už v 70. rokoch sa prvé vzorky začali používať v r. kozmická loď ako riadiace motory.

Dizajn a princíp činnosti

Pohonný systém elektrickej rakety pozostáva zo samotného elektrického hnacieho motora, ktorého štruktúra závisí od jeho typu, systémov prívodu pracovnej tekutiny, riadenia a napájania. Elektrotermický RD ohrieva tok pracovnej tekutiny v dôsledku tepla generovaného vykurovacím telesom alebo v elektrickom oblúku. Ako pracovná kvapalina sa používa hélium, amoniak, hydrazín, dusík a iné inertné plyny, menej často vodík.

Elektrostatické RD sa delia na koloidné, iónové a plazmové. V nich sa vplyvom elektrického poľa urýchľujú nabité častice pracovnej tekutiny. V koloidných alebo iónových RD je ionizácia plynu zabezpečená ionizátorom, vysokofrekvenčným elektrickým poľom alebo plynovou výbojovou komorou. V plazmových RD pracovná tekutina - inertný plyn xenón - prechádza cez prstencovú anódu a vstupuje do plynovej výbojovej komory s katódovým kompenzátorom. Pri vysokom napätí prebleskne medzi anódou a katódou iskra, ktorá ionizuje plyn a výsledkom je plazma. Kladne nabité ióny vychádzajú cez dýzu vysokou rýchlosťou, získanou zrýchlením elektrickým poľom, a elektróny sú odstraňované smerom von pomocou kompenzačnej katódy.

Elektromagnetické trysky majú svoje vlastné magnetické pole - vonkajšie alebo vnútorné, ktoré urýchľuje nabité častice pracovnej tekutiny.

Impulzné motory pracujú na základe vyparovania tuhého paliva pod vplyvom elektrických výbojov.

Výhody a nevýhody elektrických hnacích motorov, rozsah použitia

Medzi výhody ERD patria:

  • vysoký špecifický impulz, ktorého horná hranica je prakticky neobmedzená;
  • nízka spotreba paliva (pracovná kvapalina).

nedostatky:

  • vysoká spotreba elektrickej energie;
  • zložitosť dizajnu;
  • mierna trakcia.

K dnešnému dňu je použitie elektrických hnacích motorov obmedzené na ich inštaláciu na vesmírne satelity a ako zdroje elektriny, ktoré využívajú solárne panely. Zároveň sa práve tieto motory môžu stať elektrárňami, ktoré umožnia skúmať vesmír, takže v mnohých krajinách sa aktívne pracuje na vytváraní ich nových modelov. Práve tieto elektrárne najčastejšie spomínali spisovatelia sci-fi vo svojich dielach venovaných dobývaniu vesmíru a nájdeme ich aj v sci-fi filmoch. Zatiaľ je to elektrický pohon, ktorý je nádejou, že ľudia budú môcť stále cestovať ku hviezdam.