Давление в ракетном двигателе. Жидкостные ракетные двигатели
Двигателистами КБ «Южное» была выполнена ответственная и сложная задача – разработка двигательного блока 11Д410 для лунного корабля.
Блок двигателей 11Д410 состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны.
Так как предусматривался полет лунного корабля с экипажем на борту, то к надежности двигателей предъявлялись самые высокие требования. Надежность необходимо было подтвердить большим числом испытаний с имитацией натурных условий работы. Для обеспечения мягкой посадки на Луну и взлета с ее поверхности двигатель РД858 имеет два режима тяги: основной и режим глубокого дросселирования (РГД) и обеспечивает два включения. На основном режиме диапазон регулирования тяги составляет ±9,8%, на РГД – ±35%. Такое глубокое дросселирование требовало применения особых конструктивных мер для обеспечения устойчивости работы камеры двигателя при надежном охлаждении.
Резервный двигатель РД859 – однорежимный с регулированием тяги в диапазоне ±9,8%.
Высочайшие требования предъявлялись к надежности турбонасосных агрегатов двигателей: в частности к торцовым уплотнениям, разделяющим полости насоса окислителя и турбины. Потребовался значительный объем экспериментальных работ, в результате которых была подобрана наиболее надежная и работоспособная пара трения. Конструкция оказалась удачной – ТНА имели ресурс, оценивающийся тысячами секунд.
Для обеспечения надежного охлаждения корпус камеры в зоне высоких тепловых потоков имеет спиральные фрезерованные канавки переменного оптимального сечения на сложнопрофильных деталях.
Количество включений на одном двигателе достигало двенадцати вместо двух в полете. Резервный двигатель является уникальным по возможности запуска после трехсекундного перерыва между выключением и повторным запуском. Процессы выключения двигателя, опорожнения трактов камеры и повторного запуска после трехсекундной паузы тщательно исследовались для подтверждения сходимости характеристик. Параметры повторного запуска при испытаниях были идентичны первому. Ни один из существующих двигателей с турбонасосной системой подачи не обеспечивал такую возможность. Для двигателей с турбонасосной системой подачи, обеспечивающих широкий диапазон регулирования тяги, эти ЖРД имеют весьма высокие величины удельного импульса. Масса и габариты блока двигателей свидетельствуют о высокой степени совершенства конструкции, даже с учетом того, что в ее состав входили системы контроля работы двигателей и регулирования тяги. Общая масса двигателей составляет 110 кг при суммарной тяге 4100 кгс. Для сравнения: масса двигателя верхней ступени РН Ариан-5 при тяге 2700 кгс превышает 100 кг.
Очень большим был объем отработки: 181 двигатель РД858 при суммарной наработке 253281 с и 181 двигатель РД859 при суммарной наработке 209463 с. Испытано 11 блоков двигателей 11Д410 с имитацией аварийных ситуаций.
В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля является одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных ракетой-носителем Р-7.
Маршевые двигатели
Название |
Тяга в пустоте, кгс |
Компоненты топлива |
Масса, кг |
||
---|---|---|---|---|---|
Окислитель – азотная кислота + 27% N2O4 Горючее – |
Предназначен для второй ступени ракеты 8К66 (SS-7). |
||||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
Предназначен для торможения и управления орбитальным космическим аппаратом по всем каналам стабилизации (разгонная ступень 8K69) (SS-9-2). |
||||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
Предназначен для второй ступени ракеты 8К99 (SS-15). |
||||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
123 |
Предназначен для создания тяги управления третьей ступенью ракеты 11К68 («Циклон-3») на активном участке полета по всем каналам стабилизации. |
|||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
192 |
Предназначен для вторых ступеней ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2). |
|||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
199 |
Предназначен для создания двух режимов тяги и управления по всем каналам стабилизации при полете ступени разведения ракеты 15А18 (SS-18-2). |
|||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
125,4 |
Предназначен для установки в головном отсеке космического буксира и ступеней разведения 15Ж44, 15Ж60 (SS-24-1) и (SS-24-2). |
|||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
125 |
Предназначен для использования в составе апогейной ступени РН «Зенит» и «Циклон-4». |
|||
Окислитель – азотная кислота + Горючее – несимметричный диметилгидразин |
196 |
Предназначен для управления полетом космического буксира второй ступени ракеты 15А18М (SS-18-3) по всем каналам стабилизации. |
История жидкостных ракетных двигателей
Первым опытом самостоятельного создания в КБ «Южное» жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) стали начатые в 1958 г. работы по разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней МБР 8К64. Основной особенностью данной ракеты стало применение впервые в паре с окислителем АК-27 нового горючего – несимметричного диметилгидразина (НДМГ), которое стало основным для нескольких поколений ЖРД.
Успех, достигнутый в создании первых рулевых ЖРД, позволил начать в 1960 г. разработку нового более сложного и многофункционального двигателя РД853 для второй ступени ракеты 8К66.
В 1961 г. были начаты работы по созданию рулевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты 8К67, работающих на новой паре компонентов топлива – тетраоксид диазота (АТ) и НДМГ.
В 1962 г. началось проектирование и отработка ЖРД РД854 на топливе АТ+НДМГ без дожигания генераторного газа для тормозной двигательной установки орбитальной головной части МБР 8К69. При проектировании двигателя впервые в практике отечественного двигателестроения было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры двигателя.
В 1964 г. были начаты работы по созданию маршевого двигателя РД857 второй ступени комбинированной ракеты 8К99, для которого впервые была разработана схема с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. На этом двигателе также впервые управление вектором тяги осуществлено с помощью вдува генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла.
КБ «Южное» приняло участие и в советской лунной программе, в рамках которой в 1965 г. началась разработка ракетного блока (блока Е) лунного корабля комплекса 11А52. Созданный в КБ «Южное» блок двигателей лунного корабля состоял из основного двигателя РД858 и резервного РД859 и решал следующие задачи: осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, взлет с поверхности Луны и выведение лунного корабля на эллиптическую орбиту искусственного спутника Луны. В целом блок ЖРД лунного посадочного модуля являлся одним из самых надежных среди своего класса двигателей. Три блока двигателей прошли успешные испытания на орбите вокруг Земли в составе специальных космических аппаратов Т-2К, запущенных с помощью РН «Союз».
Проектирование двигателя РД861 для третьей ступени РН «Циклон-3» было начато в 1966 г. Этот двигатель обладает весьма высокими энергомассовыми характеристиками.
В 1976 г., в ходе создания МБР 15А18, начались работы по разработке четырехкамерного двигателя РД864, работающего на АТ и НДМГ по схеме без дожигания генераторного газа. Двигатель обеспечил работу на двух режимах: основном и дросселированном с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой. Для этого двигателя были впервые разработаны и применены агрегаты регулирования на встречных струях высокого давления, отличающиеся высокой точностью и быстродействием.
Модификацией этого двигателя стал двигатель РД869 для МБР 15А18М, обладающий еще более высокими характеристиками.
Новым этапом для КБ «Южное» явилась разработка РН «Зенит-2», которая началась в 1977 г. Особенностью данной РН является использование на ней криогенных компонентов топлива: керосина и жидкого кислорода, при этом впервые в практике двигателестроения рулевой двигатель на указанных компонентах топлива было решено проектировать по схеме с дожиганием генераторного газа. Благодаря накопленному опыту конструирования ЖРД, внедрению передовых технических решений в ходе проектирования двигателя РД-8 удалось получить высокие энергомассовые характеристики, обеспечить высокую надежность и длительный ресурс работы.
Рулевые двигатели
Название |
Тяга у Земли, кгс |
Компоненты топлива |
Удельный импульс в пустоте, кгс?с/кг |
Масса, кг |
|
---|---|---|---|---|---|
Окислитель – азотная кислота + 27% N2O4 Горючее – несимметричный диметилгидразин |
Предназначен для управления первой ступенью ракеты 8К64 (SS-7) по всем каналам стабилизации. |
||||
4920 (в пустоте) |
Окислитель – азотная кислота + 27% N2O4 Горючее – несимметричный диметилгидразин |
Предназначен для управления второй ступенью ракеты 8К64 (SS-7) по всем каналам стабилизации. |
|||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
Предназначен для управления первой ступенью ракеты 8К67 (SS-9-1; SS-9-2) и ракет-носителей «Циклон» по всем каналам стабилизации. |
||||
5530 (в пустоте) |
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
Предназначен для управления второй ступенью ракеты 8К67 (SS-9-1; SS-9-2) и ракет-носителей «Циклон» по всем каналам стабилизации. |
|||
Окислитель – тетраоксид диазота Горючее – несимметричный диметилгидразин |
Предназначен для управления полетом первой ступени ракет 15А15 и 15А16 (SS-17-1) и (SS-17-2). |
||||
8000 (в пустоте) |
Окислитель – жидкий кислород Горючее – |
Предназначен для управления полетом второй ступени ракет-носителей «Зенит» по всем каналам стабилизации. |
1) Изучение схемы и принципа работы жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).
2) Определение изменение параметров рабочего тела вдоль тракта камеры ЖРД.
- ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ЖРД
2.1. Состав ЖРД
Реактивным двигателем называется техническое устройство, создающее тягу в результате истечения из него рабочего тела. Реактивные двигатели обеспечивают ускорение перемещающихся аппаратов различных типов.
Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, использующий для работы только вещества и источники энергии, имеющиеся в запасе на борту перемещающегося аппарата.
Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) – это ракетный двигатель, использующий для работы топливо (первичный источник энергии и рабочее тело), находящееся в жидком агрегатном состоянии.
ЖРД в общем случае состоит из:
2- турбонасосных агрегатов (ТНА);
3- газогенераторов;
4- трубопроводов;
5- агрегатов автоматики;
Один или несколько ЖРД, в совокупности с пневмогидравлической системой (ПГС) подачи топлива в камеры двигателя и вспомогательными агрегатами ступени ракеты, составляют жидкостную ракетную двигательную установку (ЖРДУ).
В качестве жидкого ракетного топлива (ЖРТ) используется вещество или несколько веществ (окислитель, горючее), которые способны в результате экзотермических химических реакций образовывать высокотемпературные продукты сгорания (разложения). Эти продукты являются рабочим телом двигателя.
Каждая камера ЖРД состоит из камеры сгорания и сопла. В камере ЖРД первичная химическая энергия жидкого топлива преобразуется в конечную кинетическую энергию газообразного рабочего тела, в результате истечения которого создается реактивная сила камеры.
Отдельный турбонасосный агрегат ЖРД состоит из насосов и приводящей их в действия турбины. ТНА обеспечивает подачу компонентов жидкого топлива в камеры и газогенераторы ЖРД.
Газогенератор ЖРД является агрегатом, в котором основное или вспомогательное топливо преобразуется в продукты газогенерации, используемые в качестве рабочего тела турбины и рабочих тел системы наддува баков с компонентами ЖРТ.
Система автоматики ЖРД представляет собой совокупность устройств (клапанов, регуляторов, датчиков и т.п.) различных типов: электрического, механического, гидравлического, пневматического, пиротехнического и др. Агрегаты автоматики обеспечивают запуск, управление, регулирование и останов ЖРД.
Параметры ЖРД
Основными тяговыми параметрами ЖРД являются:
Реактивная сила ЖРД - R - результирующая газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверхности ракетного двигателя при истечении из него вещества;
Тяга ЖРД - Р - равнодействующая реактивной силы ЖРД (R) и всех сил давления окружающей среды, которые действуют на внешние поверхности двигателя за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления;
Импульс тяги ЖРД - I - интеграл от тяги ЖРД по времени его работы;
Удельный импульс тяги ЖРД - I у - отношение тяги (Р) к массовому расходу топлива () ЖРД.
Основными параметрами, которые характеризуют процессы, протекающие в камере ЖРД, служат давление (р), температура (Т) и скорость потока (W) продуктов сгорания (разложения) жидкого ракетного топлива. При этом особо выделяются значения параметров на входе в сопло (индекс сечения «с»), а также в критическом («*») и выходном («а») сечениях сопла.
Расчет значений параметров в различных сечениях тракта сопла ЖРД и определение тяговых параметров двигателя проводится по соответствующим уравнениям термогазодинамики. Приближенная методика подобного расчета рассмотрена в 4 разделе данного пособия.
- СХЕМА И ПРИНЦИП РАБОТЫ ЖРД «РД-214»
3.1. Общая характеристика ЖРД «РД-214»
Жидкостной ракетный двигатель «РД-214» применяется в отечественной практике с 1957 года. С 1962 года он устанавливается на 1-ой ступени многоступенчатых ракетах-носителях «Космос», с помощью которых на околоземные орбиты выведены многие спутники серий «Космос» и «Интеркомос».
ЖРД «РД-214» имеет насосную систему подачи топлива. Двигатель работает на высококипящем азотно-кислотном окислителе (растворе окислов азота в азотной кислоте) и углеводородном горючем (продуктах переработки керосина). Для газогенератора применяется специальный компонент – жидкая перекись водорода.
Основные параметры двигателя имеют следующие значения:
Тяга в пустоте Р п = 726 кН;
Удельный импульс тяги в пустоте I уп = 2590 Н×с/кг;
Давление газа в камере сгорания р к = 4,4 МПа;
Степень расширения газа в сопле e = 64
ЖРД «РД-214», (рис. 1) состоит из:
Четырех камер (поз. 6);
Одного турбонасосного агрегата (ТНА) (поз. 1, 2, 3, 4);
Газогенератора (поз. 5);
Трубопровода;
Агрегатов автоматики (поз. 7, 8)
ТНА двигателя состоит из насоса окислителя (поз. 2), насоса горючего (поз. 3), насоса перекиси водорода (поз. 4) и турбины (поз. 1). Ротора (вращающиеся части) насосов и турбины связаны одним валом.
Агрегаты и узлы, обеспечивающие подачу компонентов в камеру двигателя, газогенератор и турбину, объединяются в три отдельные системы – магистрали:
Систему подачи окислителя
Систему подачи горючего
Систему парогазогенерации перекиси водорода.
Рис.1. Схема жидкостного ракетного двигателя
1 – турбина; 2 – насос окислителя; 3 – насос горючего;
4 – насос перекиси водорода; 5 – газогенератор (реактор);
6 – камера двигателя; 7, 8 – элементы автоматики.
3.2. Характеристика агрегатов ЖРД «РД-214»
3.2.1. Камера ЖРД
Четыре камеры ЖРД связаны в единый блок по двум сечениям с помощью болтов.
Каждая камера ЖРД (поз. 6) состоит из смесительной головки и корпуса. Смесительная головка включает верхнее, среднее и нижнее (огневое) днища. Между верхним и средним днищами образована полость для окислителя, между средним и огневым – полость для горючего. Каждая из полостей с помощью соответствующих форсунок связана с внутренним объемом корпуса двигателя.
В процессе работы ЖРД через смесительную головку и ее форсунки осуществляется подача, распыл и смешение жидких компонентов топлива.
Корпус камеры ЖРД включает часть камеры сгорания и сопло. Сопло ЖРД сверхзвуковое, имеет сходящуюся и расходящуюся части.
Корпус камеры ЖРД двухстенный. Внутренняя (огневая) и наружная (силовая) стенки корпуса связаны между собой проставками. При этом, с помощью проставок, между стенками образованы каналы тракта жидкостного охлаждения корпуса. В качестве охладителя используется горючее.
Во время работы двигателя горючее подается в тракт охлаждения через специальные патрубки коллектора, расположенного на конечной части сопла. Пройдя тракт охлаждения, горючее поступает в соответствующую полость смесительной головки и через форсунки вводится в камеру сгорания. Одновременно через другую полость смесительной головки и соответствующие форсунки, в камеру сгорания поступает окислитель.
В объеме камеры сгорания происходит распыл, смешение и сгорание жидких компонентов топлива. В результате образуется высокотемпературное газообразное рабочее тело двигателя.
Затем в сверхзвуковом сопле осуществляется преобразование тепловой энергии рабочего тела в кинетическую энергию его струи, при истечении которой создается тяга ЖРД.
3.2.2. Газогенератор и турбонасосный агрегат
Газогенератор (рис. 1, поз. 5) является агрегатом, в котором жидкая перекись водорода в результате экзотермического разложения преобразуется в высокотемпературное парообразное рабочее тело турбины.
Турбонасосный агрегат обеспечивает напорную подачу жидких компонентов топлива в камеру и газогенератор двигателя.
ТНА состоит из (рис. 1):
Шнекоцентробежного насоса окислителя (поз. 2);
Шнекоцентробежного насоса горючего (поз. 3);
Центробежного насоса перекиси водорода (поз. 4);
Газовой турбины (поз. 1).
Каждый насос и турбина имеет неподвижный статор и вращающийся ротор. Роторы насосов и турбины имеют общий вал, состоящий из двух частей, которые связаны рессорой.
Турбина (поз. 1) служит приводом насосов. Основными элементами статора турбины являются корпус и сопловой аппарат, а ротора – вал и рабочее колесо с лопатками. В процессе работы, на турбину из газогенератора поступает перекисный парогаз. При прохождении парогаза через сопловой аппарат и лопатки рабочего колеса турбины, его тепловая энергия преобразуется в механическую энергию вращения колеса и вала ротора турбины. Отработанный парогаз собирается в выходном коллекторе корпуса турбины и сбрасывается в атмосферу через специальные отбросные сопла. При этом создается некоторая дополнительная тяга ЖРД.
Насосы окислителя (поз. 2) и горючего (поз. 3) шнекоцентробежного типа. Основными элементами каждого из насосов является корпус и ротор. Ротор имеет вал, шнек и центробежное колесо с лопатками. В процессе работы от турбины к насосу через общий вал подводится механическая энергия, обеспечивающая вращения ротора насоса. В результате воздействия лопаток шнека и центробежного колеса на прокачиваемую насосами жидкость (компонент топлива), механическая энергия вращения ротора насоса преобразуется в потенциальную энергию давления жидкости, что обеспечивает подачу компонента в камеру двигателя. Шнек перед центробежным колесом насоса устанавливается для предварительного повышения давления жидкости на входе в межлопаточные каналы рабочего колеса с целью предотвращения холодного вскипания жидкости (кавитации) и нарушения ее сплошности. Нарушения сплошности потока компонента может вызвать неустойчивость процесса сгорания топлива в камере двигателя, а, следовательно, и неустойчивость работы ЖРД в целом.
Для подачи в газогенератор перекиси водорода применяется центробежный насос (поз. 4). Сравнительно малый расход компонента создает условия бескавитационной работы центробежного насоса без установки перед ним шнекового преднасоса.
3.3. Принцип работы двигателя
Пуск, управление и остановка двигателя выполняется автоматически по электрическим командам с борта ракеты на соответствующие элементы автоматики.
Для начального воспламенения компонентов топлива используется специальное пусковое горючее, самовоспламеняющиеся с окислителем. Пусковое горючее первоначально заполняет небольшой участок трубопровода перед насосом горючего. В момент запуска ЖРД в камеру поступает пусковое горючее и окислитель, происходит их самовоспламенение и лишь затем в камеру начинают подаваться основные компоненты топлива.
В процессе работы двигателя окислитель последовательно проходит элементы и агрегаты магистрали (системы), включающей:
Разделительный клапан;
Насос окислителя;
Клапан окислителя;
Смесительную головку камеры двигателя.
Поток горючего протекает по магистрали, включающей:
Разделительные клапана;
Насос горючего;
Коллектор и тракт охлаждения камеры двигателя;
Смесительную головку камеры.
Перекись водорода и образующийся парогаз последовательно проходят элементы и агрегаты системы парогазогенерации, включающей:
Разделительный клапан;
Насос перекиси водорода;
Гидроредуктор;
Газогенератор;
Сопловой аппарат турбины;
Лопатки рабочего колеса турбины;
Коллектор турбины;
Отбросные сопла.
В результате непрерывной подачи турбонасосным агрегатом компонентов топлива в камеру двигателя, их сгорание с образованием высокотемпературного рабочего тела и истечения рабочего тела из камеры, создается тяга ЖРД.
Варьирование значения тяги двигателя в процессе его работы обеспечивается с помощью изменения расхода перекиси водорода, подаваемой в газогенератор. При этом изменяется мощность турбины и насосов, а, следовательно, и подача компонентов топлива в камеру двигателя.
Останов ЖРД производится в две ступени с помощью элементов автоматики. С основного режима двигатель сначала переводится на конечный режим работы с меньшей тягой и лишь затем выключается полностью.
- МЕТОДИКА ПРОВЕДЕНИЯ РАБОТЫ
4.1. Объем и порядок выполнения работы
В процессе выполнения работы последовательно выполняются следующие действия.
1) Изучается схема ЖРД «РД-214». Рассматривается назначение и состав ЖРД, конструкция агрегатов, принцип работы двигателя.
2) Производится измерение геометрических параметров сопла ЖРД. Находится диаметр входного («с»), критического («*») и выходного («а») сечений сопла (D с, D * , D а).
3) Рассчитывается значение параметров рабочего тела ЖРД во входном, критическом и выходном сечениях сопла ЖРД.
По результатам расчетов строится обобщенный график изменения температуры (Т), давления (р) и скорости (W) рабочего тела вдоль тракта сопла (L) ЖРД.
4) Определяются тяговые параметры ЖРД при расчетном режиме работы сопла ().
4.2. Исходные данные для расчета параметров ЖРД «РД-214»
Давление газа в камере (см. вариант)
Температура газов в камере
Газовая постоянная
Показатель изоэнтропы
Функция
Принимается, что процессы в камере протекают без потерь энергии. При этом коэффициенты потерь энергии в камере сгорания и сопле соответственно равны
Режим работы сопла расчетный (индекс «r »).
Посредством измерения определяются:
Диаметр критического сечения сопла ;
Диаметр выходного сечения сопла .
4.3. Последовательность расчета параметров ЖРД
А) Параметры в выходном сечении сопла («а») определяются в следующей последовательности.
1) Площадь выходного сечения сопла
2) Площадь критического сечения сопла
3) Геометрическая степень расширения газа
Под влиянием идей Ф.А. Цандера и К.Э. Циолковского, а также благоприятных технических перспектив в создании ЖРД, вычисленных при расчетах летных характеристик самолетов с ЖРД, советские специалисты пришли к выводу, что пределы применения поршневых двигателей по скорости и высоте могут быть преодолены применением ЖРД.
Жидкостный ракетный двигатель - ракетный двигатель, работающий на жидких компонентах топлива. ЖРД в общем случае состоит: из одной или нескольких камер, агрегатов системы подачи и автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Агрегаты автоматики ЖРД входят в совокупность устройств, обеспечивающих управление, регулирование и обслуживание ЖРД. ракетный самолет циолковский ЖРД
Двигательная установка с ЖРД состоит из следующих основных частей: одного или нескольких ЖРД, баков с рабочим телом, агрегатов наддува топливных баков или вытеснительной подачи топлива, рулевых приводов, магистралей соединяющих двигатели с баками, и вспомогательных устройств, автоматики, предназначенной для регулирования, как отдельных узлов ЖРД, так и двигательной установки в целом.
Для работы ЖРД необходимо на борту летательного аппарата иметь рабочие тела, способные вступать в химические экзотермические реакции, т.е. реакции с выделением тепла. Если в результате разложения вещества выделяется тепло, то говорят об унитарном топливе. Наиболее распространены двухкомпонентные топлива, горючее и окислитель которых смешиваются только в камере сгорания.
Топлива ЖРД должны удовлетворять ряду серьезных и иногда противоречивых требований. Одним из основных требований является большая удельная теплота сгорания, или теплотворная способность, т.е. тепловой эффект реакции для 1 кг горючего или топлива в целом. Если в компонентах топлива содержатся еще балластные атомы, не принимающие участия в реакциях, то удельная теплота сгорания может стать недостаточной для получения высоких скоростей истечения продуктов реакции.
Другое требование к топливам ЖРД состоит в том, чтобы в результате реакции образовывалась газовая смесь с минимальной относительной молекулярной массой. Как следует из закона сохранения энергии, при одной и той же подведенной энергии вещества с меньшей относительной молекулярной массой имеют большую скорость истечения.
Требования к топливам ЖРД заключаются в том, что топлива в жидком состоянии должны иметь большую плотность, коррозионная стойкость по отношению к конструкционным материалам, токсичность, чувствительность к удару
Имеется еще ряд других требований, но даже из сопоставления уже перечисленных видно, как важен правильный выбор компонентов топлива. В связи с различными требованиями, предъявляемыми к летательным аппаратам, следовательно, и к их ЖРД, используется довольно много различных химических веществ. Применение, в частности, легкокипящих, токсичных агрессивных компонентов вызывает целый ряд дополнительных трудностей при создании и эксплуатации изделий. Однако большинство трудностей удается все же преодолеть.
В качестве горючего в ЖРД применяются углеводороды, водород и т.д. В качестве окислителя используют кислород, азотную кислоту, перекись водорода и т.п.
В некоторых случаях для простоты запуска двигателя применяют самовоспламеняющиеся компоненты, которые активно взаимодействуют между собой. Удельный импульс двигателей, использующих самовоспламеняющиеся топлива не превышает 3500 м/с.
Рассмотрим подробнее некоторые элементы двигателя. В камере сгорания ЖРД происходят процессы испарения, смещения и сгорания компонентов топлива. Головка камеры сгорания снабжена большим числом форсунок, с помощью которых жидкость подвергается распылению на мелкие капли. Это существенно увеличивает интенсивность испарения и перемешивания между собой паров компонентов топлива, что позволяет уменьшить длину камеры, необходимую для полного сгорания. Поскольку используются высокоэффективные топлива, то температура газов внутри камеры может превышать 3000 градусов. Камеры двигателя делаются сравнительно легкими и компактными. На стенки камеры, обычно цилиндрической формы, действует мощный тепловой поток. Чтобы предохранить стенки камер от разрушения, их приходится усиленно охлаждать. С этой целью рубашки камеры делаются двойными. В полость между наружной и внутренней стенками- оболочками подается один из компонентов топлива. Протекая по зазору между оболочками вдоль всей камеры, жидкость нагревается и уносит тепло, подходящее с огневой стороны камеры. Нагретый компонент впрыскивается через форсунки в камеру сгорания. Конструктивно стенки камер сгорания различных двигателей выполнены или в виде двух цилиндров, связанных между собой внутренними вставками, по которым протекает охлаждающий компонент, и т.д. Однако такого наружного охлаждения иногда недостаточно, и у стенки внутри камеры сгорания приходится снижать температуру газа. Это достигается обычно за счет подачи части горючего непосредственно в пристеночный слой. Для камер ЖРД, работающих очень короткое время, иногда не применяют специального охлаждения, а тепло, идущее в стенки камеры, расходуется на нагрев достаточно массивной конструкции камеры.
У ЖРД может быть одна или несколько камер. В зависимости от назначения двигателя и величины его тяги диаметры и длины камер изменяются в широких пределах. Камера ЖРД состоит из смесительной головки с форсунками, камеры сгорания и сопла. Наиболее узкое сечение сопла, где газ разгоняется до скорости звука, называется критическим сечением. В районе критического сечения стенки сопла приходится охлаждать значительно интенсивнее, чем наиболее теплонапряженные части камеры двигателя. В сверхзвуковой части сопла теплоподвод в стенки уменьшается настолько, что концевые части сопла можно делать без жидкостного охлаждения.
Рис. 1. Схема жидкостного ракетного двигателя.
Расширение сопла существенно влияет на величину удельного импульса и зависит от соотношения давлений в двигателе и окружающей среды.
Развитие ЖРД ведет свое начало примерно от рубежа XIX и XX столетий. В этот период были заложены основы теории реактивного движения и механики тел переменной массы. В разработке этих вопросов значительна роль выдающихся русских ученых Н.Е. Жуковского (1847-1921), И.В. Мещерского (1859-1935) и др.
Однако крупнейшим вкладом в развитие проблем реактивного движения явились работы знаменитого русского ученого К.Э. Циолковского (1857- 1935), по праву считающегося основоположником современной космонавтики и ракетной техники. Начав интересоваться проблемами реактивного движения в 1883г., К.Э. Циолковский опубликовал в 1903г. получивший впоследствии всемирную известность труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами». В этой работе Циолковский изложил основы ракетодинамики и описал ракету как средство для космических полетов. Предложенная им схема ракетного двигателя на жидком топливе стала базой для разработок, выполненных его последователями. Пророческими оказались его высказывания о выборе топлива и некоторых особенностях устройства такого двигателя. Циолковским были предложены: кислородно-углеводородное и кислородно-водородное топлива; регенеративное охлаждение камеры сгорания и сопла двигателя компонентами жидкого топлива; керамическая изоляция этих элементов конструкции; раздельное хранение и насосная подача компонентов топлива в смесительную головку камеры с последующим сжиганием; управление вектором тяги поворотом выходной части сопла и газовыми рулями. Им была показана первостепенная важность высокой скорости истечения рабочего тела из двигателя и охарактеризованы способы ее увеличения.
Первыми последователями Циолковского в нашей стране были талантливые ученые и изобретатели Ю.В. Кондратюк (1897-1942), Ф.А. Цандер (1887-1933) и В.П.Глушко (1908-1989).
Ю.В Кондратюк работал независимо от Циолковского. Его основное теоретическое исследование «Завоевание межпланетных пространств» (1929) отчасти повторило и дополнило работы Циолковского, некоторые вопросы нашли новое решение. В частности, Кондратюк предложил в качестве топлива для двигателей некоторые металлы и их водородные соединения.
Ф.А. Цандер еще в студенческие годы изучал труды Циолковского и интересовался вопросами космических полетов. В 1924г. он изложил свою основную идею - сочетание ракеты с самолетом для взлета с Земли и последующее сжигание металлических частей самолета в качестве горючего для реактивного двигателя. Цандером выполнены теоретические исследования различных вопросов воздушно-реактивных и ракетных двигателей, начал работы по их практической реализации.
В.П. Глушко еще в юности увлекался вопросами космонавтики. В письме Циолковскому от 26 сентября 1923г. он написал, что уже более 2 лет поглощен идеей межпланетных путешествий. С 1924г. Глушко начинает публиковать научно-популярные и научные работы по ракетно-космической технике. В 1930г. Глушко предложил в качестве компонентов ракетного топлива азотную кислоту, смесь азотной кислоты с четырехокисью азота, тетранитрометан, перекись водорода, смеси фтора с кислородом, трехкомпонентное топливо и др., была разработана керамическая теплоизоляция камеры сгорания двуокисью циркония. В 1931г. Глушко предложил, а в 1933г. внедрил химическое зажигание и самовоспламеняющееся топливо. Тогда же были разработаны профилированное сопло, карданная подвеска двигателя для управления полетом ракеты, конструкция турбонасосного агрегата с центробежными топливными насосами.
Глушко выполнены многочисленные теоретические и экспериментальные исследования по важнейшим вопросам создания и развития ЖРД, разработано большое количество конструкций двигателей от первых отечественных опытных ракетных моторов (ОРМ) до новейших образцов, летающих в космос. Являясь одним из пионеров ракетной техники, Глушко по праву считается основоположником отечественного ракетного двигателестроения.
Теми же путями, что и Циолковский, но позднее его, подошли к идее создания ракет с ЖРД в зарубежных странах.
Циолковский не проводил экспериментальных работ по созданию ЖРД. Эта задача решалась его учениками и последователями, как в СССР, так и за рубежом.
В США экспериментальные работы были начаты Р.Годдардом (1882-1945), предложившим много различных технических решений в области создания ЖРД и ракет с ними.
В США уже в 1921г. Годдардом были проведены стендовые испытания экспериментального ЖРД, работавшего на кислородно-эфирном топливе. 16 марта 1926г. им был осуществлен первый запуск экспериментальной жидкостной ракеты.
В Германии стендовые испытания ЖРД были начаты Обертом в 1929г., а летные испытания жидкостных ракет Винклером с 1931г. С 1937г. под руководством Вернера фон Брауна разрабатывалась наиболее мощная по тому времени ракета Фау-2, летные испытания которой были начаты в 1942г.
В СССР начало экспериментальных работ по реализации идей Циолковского относится к 15 маю 1929г., когда в составе Газодинамической лаборатории в Ленинграде было создано и приступило к практической деятельности первое опытно- конструкторское подразделение для разработки ракет и электрических и жидкостных ракетных двигателей к ним. Руководил подразделением Глушко. В этом подразделении в 30-х гг. было создано семейство опытных ЖРД с тягой от 60 до 300 кгс, работавших на различных жидких окислителях и горючих. Двигатели имели обозначение ОРМ (опытный ракетный мотор).
Первый советский экспериментальный ЖРД ОРМ-1 был разработан и построен в 1930-1931гг. Топливо двигателя - четырехокись азота и толуол или жидкий кислород и бензин. При испытании на кислородном топливе ОРМ-1 развивал тягу до 20 кгс.
Рис. 2. Первый отечественный жидкостно-ракетный двигатель ОРМ-1.
В период 1930-1933г. в ГДЛ была создана серия ЖРД от ОРМ-1 до ОРМ-52. Наиболее мощный ЖРД ОРМ-52 работал на азотной кислоте и керосине и развивал тягу до 250…300 кгс при давлении в камере сгорания 2…2,5 МПа.
В ГДЛ были впервые успешно решены многие практические вопросы создания ЖРД, определены дальнейшие пути развития.
Проблемы ракетной техники, привлекавшие широкое внимание, разрабатывались многими советскими энтузиастами на общественных началах. Их объединения получили название групп изучения реактивного движения (ГИРД). Такие общественные организации при Осовиахиме были созданы в 1931г. в Москве (МосГИРД) и Ленинграде (ЛенГИРД), позже - в других городах. Среди организаторов и активных работников МосГИРД были Ф.А. Цандер, С.П. Королев, В.П. Ветчинкин, М.К. Тихонравов, Ю.А. Победоносцев и др. МосГИРД развернула широкую лекционную и печатную пропаганду, организовала курсы по теории реактивного движения и начала работу по проектированию авиационного ЖРД ОР-2 Ф.А.Цандера для ракетоплана РП-1. В 1932г. в Москве на базе МосГИРД была создана научно-исследовательская и опытно-конструкторская организация по разработке ракет и двигателей, также именовавшаяся ГИРД, а ее начальником стал С.П. Королев.
Двигатели, разрабатывавшиеся в ГИРД, использовали в качестве окислителя жидкий кислород, а в качестве горючего - бензин и этиловый спирт. Первый ЖРД Цандера, ОР-2, был испытан в 1933г., он работал на кислороде и бензине.
В конце 1933г. в Москве на базе ГДЛ и ГИРД был создан первый в мире государственный Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). Специалисты по ЖРД, выросшие в ГДЛ, разработали в РНИИ в 1934-1938гг. серию экспериментальных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-102 и газогенератор ГГ-1, работавший часами на азотной кислоте и керосине с водой при температуре 850 К и давлении 2,5 МПа. Двигатель ОРМ-65, прошедший официальные испытания в 1936г., был наиболее совершенным двигателем своего времени. Двигатель работал на азотной кислоте и керосине, тяга регулировалась в пределах 50…175 кгс, запуск многократный, в том числе автоматизированный. Огневые испытания ОРМ-65 проходили на летательных аппаратах конструкции С.П.Королева, крылатой ракете 212 и ракетном планере РП-318-1. 28 февраля 1940г. летчик В.П.Федоров совершил первый полет на ракетном планере с двигателем РДА-1 - 150, который был модификацией ОРМ-65.
Начались реальные экспериментальные работы по использованию ЖРД на планерах и самолетах. Эти работы продолжались всю войну и первые послевоенные годы.
Реактивное движение - это такой процесс, при котором от определенного тела с некоторой скоростью отделяется одна из его частей. Сила, которая возникает при этом, работает сама по себе, без малейшего контакта с внешними телами. Реактивное движение стало толчком к созданию реактивного двигателя. Принцип работы его основан именно на этой силе. Как же действует такой двигатель? Попробуем разобраться.
Исторические факты
Идею использования реактивной тяги, которая позволила бы преодолеть силу притяжения Земли, выдвинул в 1903 году феномен российской науки - Циолковский. Он опубликовал целое исследование на данную тему, но оно не было воспринято серьезно. Константин Эдуардович, пережив смену политического строя, потратил годы трудов, чтобы доказать всем свою правоту.
Сегодня очень много слухов о том, что первым в данном вопросе был революционер Кибальчич. Но завещание этого человека к моменту публикации трудов Циолковского было погребено вместе с Кибальчичем. Кроме того, это был не полноценный труд, а лишь эскизы и наброски - революционер не смог подвести надежную базу под теоретические выкладки в своих работах.
Как действует реактивная сила?
Чтобы понять принцип работы реактивного двигателя, нужно понимать, как действует эта сила.
Итак, представим выстрел из любого огнестрельного оружия. Это наглядный пример действия реактивной силы. Струя раскаленного газа, который образовался в процессе сгорания заряда в патроне, отталкивает оружие назад. Чем мощнее заряд, тем сильнее будет отдача.
А теперь представим процесс зажигания горючей смеси: он проходит постепенно и непрерывно. Именно так выглядит принцип работы прямоточного реактивного двигателя. Подобным образом работает ракета с твердотопливным реактивным двигателем - это наиболее простая из его вариаций. С ней знакомы даже начинающие ракетомоделисты.
В качестве горючего для реактивных двигателей вначале применяли дымный порох. Реактивные двигатели, принцип работы которых был уже более совершенен, требовали топлива с основой из нитроцеллюлозы, которая растворялась в нитроглицерине. В больших агрегатах, запускающих ракеты, выводящие шаттлы на орбиту, сегодня используют специальную смесь полимерного горючего с перхлоратом аммония в качестве окислителя.
Принцип действия РД
Теперь стоит разобраться с принципом работы реактивного двигателя. Для этого можно рассмотреть классику - жидкостные двигатели, которые практически не изменились со времен Циолковского. В этих агрегатах применяется топливо и окислитель.
В качестве последнего используется жидкий кислород либо же азотная кислота. В качестве горючего применяют керосин. Современные жидкостные двигатели криогенного типа потребляют жидкий водород. Он при окислении кислородом увеличивает удельный импульс (на целых 30 процентов). Идея о том, что можно использовать водород, также родилась в голове Циолковского. Однако на тот момент по причине чрезвычайной взрывоопасности пришлось искать другое горючее.
Принцип работы состоит в следующем. Компоненты поступают в камеру сгорания из двух отдельных баков. После смешивания они превращаются в массу, которая при сгорании выделяет огромное количество тепла и десятки тысяч атмосфер давления. Окислитель подается в камеру сгорания. Топливная смесь по мере прохождения между сдвоенными стенками камеры и сопла охлаждает эти элементы. Далее горючее, подогретое стенками, попадет через огромное количество форсунок в зону воспламенения. Струя, которая формируется при помощи сопла, вырывается наружу. За счет этого и обеспечивается толкающий момент.
Кратко принцип работы реактивного двигателя можно сравнить с паяльной лампой. Однако последняя устроена значительно проще. В схеме ее работы нет различных вспомогательных систем двигателя. А это компрессоры, нужные для создания давления впрыска, турбины, клапана, а также прочие элементы, без которых реактивный двигатель просто невозможен.
Несмотря на то что жидкостные двигатели потребляют очень много горючего (расход топлива составляет примерно 1000 грамм на 200 килограммов груза), их до сих пор используют в качестве маршевых агрегатов для ракеты-носителей и маневровых для орбитальных станций, а также других аппаратов космического назначения.
Устройство
Устроен типичный реактивный двигатель следующим образом. Основные его узлы - это:
Компрессор;
Камера для сгорания;
Турбины;
Выхлопная система.
Рассмотрим данные элементы более подробно. Компрессор представляет собой несколько турбин. Их задача - всасывать и сжимать воздух по мере того, как он проходит через лопасти. В процессе сжатия повышается температура и давление воздуха. Часть такого сжатого воздуха подается в камеру сгорания. В ней воздух смешивается с топливом и происходит воспламенение. Этот процесс еще больше увеличивает тепловую энергию.
Смесь выходит из камеры сгорания на высокой скорости, а затем расширяется. Далее она следует еще через одну турбину, лопасти которой вращаются за счет воздействия газов. Эта турбина, соединяясь с компрессором, находящимся в передней части агрегата, и приводит его в движение. Воздух, нагретый до высоких температур, выходит через выпускную систему. Температура, уже достаточно высокая, продолжает расти за счет эффекта дросселирования. Затем воздух выходит окончательно.
Мотор самолета
В самолетах также используются эти двигатели. Так, например, в огромных пассажирских лайнерах устанавливают турбореактивные агрегаты. Они отличаются от обычных наличием двух баков. В одном находится горючее, а в другом - окислитель. В то время как турбореактивный мотор несет только топливо, а в качестве окислителя используется воздух, нагнетаемый из атмосферы.
Турбореактивный мотор
Принцип работы реактивного двигателя самолета основан на той же реактивной силе и тех же законах физики. Самая важная часть - это лопасти турбины. От размеров лопасти зависит итоговая мощность.
Именно благодаря турбинам вырабатывается тяга, которая нужная для ускорения самолетов. Каждая из лопастей в десять раз мощнее обыкновенного автомобильного ДВС. Турбины установлены после камеры сгорания там, где наиболее высокое давление. А температура здесь может достигать полутора тысяч градусов.
Двухконтурный РД
Эти агрегаты имеют массу преимуществ перед турбореактивными. Например, значительно меньший расход топлива при той же мощности.
Но сам двигатель имеет более сложную конструкцию и больший вес.
Да и принцип работы двухконтурного реактивного двигателя немного другой. Воздух, захватываемый турбиной, частично сжимается и подается в первый контур на компрессор и на второй - к неподвижным лопастям. Турбина при этом работает в качестве компрессора низкого давления. В первом контуре двигателя воздух сжимается и подогревается, а затем посредством компрессора высокого давления подается в камеру сгорания. Здесь происходит смесь с топливом и воспламенение. Образуются газы, которые подаются на турбину высокого давления, за счет чего и вращаются лопасти турбины, подающие, в свою очередь, вращательное движение на компрессор высокого давления. Затем газы проходят через турбину низкого давления. Последняя приводит в действие вентилятор и, наконец, газы попадают наружу, создавая тягу.
Синхронные РД
Это электрические моторы. Принцип работы синхронного реактивного двигателя аналогичен работе шагового агрегата. Переменный ток подается на статор и создает магнитное поле вокруг ротора. Последний вращается за счет того, что пытается минимизировать магнитное сопротивление. Эти моторы не имеют отношения к освоению космоса и запуску шаттлов.
Из повседневной практики известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла - всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. Без него нет горения. В космическом пространстве воздуха нет, поэтому для работы ракетных двигателей необходимо иметь топливо, содержащее два компонента - горючее и окислитель.
В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, димстилгидразин, жидкий водород, а в качестве окислителя - жидкий кислород, пероксид водорода, азотная кислота, жидкий фтор. Горючее и окислитель для ЖРД хранятся раздельно, в специальных баках и под давлением или с помощью насосов подаются в камеру сгорания, где при их соединении развивается температура 3000 - 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость 2500-4500 м/с, создавая реактивную тягу. Чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше сила тяги двигателя. Насосы подают топливо к головке двигателя, в которой смонтировано большое число форсунок. Через одни из них в камеру впрыскивается окислитель, через другие - горючее. В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого материала ни была бы сделана. ЖРД, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двухстеночной. В зазоре между стенками протекает компонент топлива.
Большой удельный импульс тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. 2
Температура струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода в кислороде. Основные данные типичных топлив для ЖРД (на Земле) приведены в таблице.
Окислитель Горючее Плотность, кг/м3 Удельный импульс тяги, м/с Удельная теплота сгорания, кДж/кг
Азотная кислота Керосин 1400 2900 6100
Жидкий кислород Керосин 1036 3283 9200
Жидкий кислород Жидкий водород 345 4164 13400
Жидкий кислород Диметилгидразин 1000 3381 9200
Жидкий фтор Гидразин 1312 4275 9350
Основные характеристики жидких ракетных топлив
Но у кислорода наряду с рядом достоинств есть и один недостаток - при нормальной температуре он представляет собой газ. Понятно, что применять в ракете газообразный кислород нельзя, ведь в этом случае пришлось бы хранить его под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первый предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде. Чтобы превратить кислород в жидкость, его нужно охладить до температуры -183 °С. Однако сжиженный кислород легко и быстро испаряется, даже если его хранить в специальных теплоизолированных сосудах. Поэтому нельзя, например, долго держать снаряженной ракету, двигатель которой работает на жидком кислороде. Приходится заправлять кислородный бак такой ракеты непосредственно перед пуском.
Азотная кислота не обладает таким недостатком и поэтому является «сохраняющимся> окислителем. Этим объясняется ее прочное положение в ракетной технике, несмотря на существенно меньший удельный импульс тяги, которую она обеспечивает.
Слева - Твердотопливный Ракетный Двигатель (ТПРД)
Справа - Гибридный ракетный двигатель
Использование фтора - наиболее сильного из всех известных химии окислителей - позволит существенно увеличить эффективность ЖРД. Правда, жидкий фтор неудобен в эксплуатации из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188 °С). Но это не останавливает ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют. Ф. А. Цандер предложил использовать в качестве горючего легкие металлы - литий, бериллий и др., в особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую возможную для химических топлив скорость истечения до 5 км/с. Но это уже, вероятно, предел ресурсов химии. Большего она практически сделать пока не может.
Эффективность двигательной установки (ДУ) с ЖРД возрастает с увеличением удельного импульса тяги и плотности топлива. Причем в последнее время предъявляется все больше требований к экологической чистоте как самих компонентов топлива, так и продуктов их сгорания. В настоящее время жидкий кислород и жидкий водород являются наилучшим высокоэффективным, экологически чистым топливом. Однако чрезвычайно низкая плотность жидкого водорода (всего 70 кг/м3) существенно ограничивает возможность его применения. Наилучшими компонентами топлива для ДУ первой ступени являются жидкий кислород и углеводородное горючее. До сих пор в качестве углеводородного горючего (УВГ) чаще всего используют керосин. Однако керосину свойственен ряд недостатков, в связи с чем рассматривается применение метана (СН4), пропана (С3Н8) и сжиженного природного газа.
1 - Камера сгорания
3 - Турбина
4 - Насос окислителя
5 - Насос горючего
7 - Газогенератор
СХЕМА ЖРД БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА
Увеличение давления в камере сгорания является вторым по важности способом повышения энергетических характеристик ЖРД. Увеличение давления в камерах ЖРД способствует также уменьшению габаритных размеров силовой установки. Следует отметить, что увеличение удельного импульса тяги ЖРД, сокращение габаритных размеров двигателей и носителя в целом может быть обеспечено применением выдвижного сопловного насадка (двухпозиционное сопло), т. е. применением сопла с высотной компенсацией
1 - Камера сгорания
2 - Газовод
3 - Турбина
4 - Насос окислителя
5 - Насос горючего
6 - Генераторный насос горючего
7 - Газогенератор
СХЕМА ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА
Хотя мы и начали рассказ с ЖРД, нужно сказать, что первым был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе - ТТРД. Топливо - специальный порох - находится здесь непосредственно в камере сгорания. Камера с реактивным соплом - вот и вся конструкция. РДТТ имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, взрывобезопасны. Но по удельному импульсу тяги РДТТ на 10 - 30% уступают жидкостным.
Разработкой отечественных топлив в течение многих лет занимались ученые Государственного института прикладной химии под руководством В. С. Шпака в городе Ленинграде. В зарубежных РН используется:
Смесевое твердое топливо на основе полибутадиенового каучука (НТРВ);
Смесевое твердое топливо на основе полибутадиенакрилнитрильного каучука (PBAN).