Raketmotor med flydende drivmiddel

En flydende raketmotor ( LRE ) er en kemisk raketmotor, der bruger væsker som brændstof , herunder flydende gasser . Ved antallet af anvendte komponenter skelnes en-, to- og tre-komponent raketmotorer.

Historie

Muligheden for at bruge væsker, herunder flydende brint og ilt, som brændstof til raketter blev påpeget af K. E. Tsiolkovsky i artiklen "Undersøgelse af verdensrum med jetanordninger", offentliggjort i 1903 [1] .

Den første fungerende eksperimentelle LRE blev bygget af den amerikanske opfinder Robert Goddard i 1926 . Lignende udviklinger i årene 1931-1933 blev udført i USSR af en gruppe entusiaster ledet af F. A. Zander . Disse arbejder blev videreført i USSR fra 1933 på RNII . I 1939 blev der udført flyvetest af krydsermissilet 212 med ORM-65- motoren .

De tyske designere Walter Thiel , Helmut Walter , Wernher von Braun og andre opnåede den største succes i udviklingen af ​​raketmotorer i første halvdel af det 20. århundrede . Under Anden Verdenskrig skabte de en hel række raketmotorer til militære missiler: ballistisk V-2 , luftværn ", " Schmetterling ", " Reintochter R3". I Nazityskland blev der i 1944 faktisk skabt en ny industrigren - raketvidenskab under V. Dornbergers generelle ledelse , mens udviklingen af ​​flydende raketmotorer i andre lande var på et eksperimentelt stadium.

I slutningen af ​​krigen førte udviklingen af ​​tyske designere til forskning inden for raketvidenskab i USSR og USA, hvor mange tyske videnskabsmænd og ingeniører, herunder W. von Braun, emigrerede. Våbenkapløbet , der var begyndt, og rivaliseringen mellem USSR og USA om lederskab inden for rumudforskning var kraftige stimulatorer til udviklingen af ​​flydende raketmotorer.

I 1957, i USSR, under ledelse af S. P. Korolev , blev der skabt et interkontinentalt ballistisk missil R-7 , udstyret med en flydende raketmotor RD-107 og RD-108 , på det tidspunkt den mest kraftfulde og avancerede i verden, udviklet under ledelse af V. P. Glushko . Denne raket blev brugt som bærer af verdens første kunstige jordsatellitter , det første bemandede rumfartøj og interplanetariske sonder.

I 1969 blev det første rumfartøj i Apollo -serien opsendt i USA , opsendt på en flyvesti til Månen af ​​en Saturn-5 løfteraket , hvis første etape var udstyret med fem F-1 motorer , som pt. den mest kraftfulde blandt enkeltkammer LRE, ringere i fremdrift end firekammermotoren RD-170 , udviklet af Energomash Design Bureau i Sovjetunionen i 1976.

På nuværende tidspunkt er LRE'er meget brugt i rumprogrammer. Som regel er der tale om to-komponent raketmotorer med flydende drivmiddel med kryogene komponenter . I militærteknologi anvendes flydende raketmotorer relativt sjældent, hovedsageligt på tunge missiler. Oftest er der tale om to-komponent raketmotorer på højtkogende komponenter.

I 2014 foreslog TsSKB Progress at udvikle en ny raketmotor med flydende drivmiddel til opsendelse af supertunge raketter, som ville bruge et par LNG + flydende ilt som brændstof [2 ] .

Anvendelsesomfang, fordele og ulemper

Lanceringskøretøjer og fremdriftssystemer for forskellige rumfartøjer er det primære anvendelsesområde for raketmotorer med flydende drivstof.

Fordelene ved LRE omfatter følgende:

• Den højeste specifikke impuls i klassen af ​​kemiske raketmotorer (over 4500 m/s for et par ilt + brint, for petroleum + ilt - 3500 m/s ).
• Styrbarhed af tryk: ved at justere brændstofforbruget er det muligt at ændre mængden af ​​tryk i et bredt område og stoppe motoren helt og derefter genstarte den. Dette er nødvendigt ved manøvrering af apparatet i det ydre rum.
• Når du laver store raketter, såsom luftfartøjer, der sender flere tons laster i kredsløb nær Jorden, giver brugen af ​​LRE dig mulighed for at opnå en vægtfordel sammenlignet med motorer med fast drivmiddel ( RDTT ). For det første på grund af en højere specifik impuls, og for det andet på grund af det faktum, at det flydende brændstof på raketten er indeholdt i separate tanke, hvorfra det føres ind i forbrændingskammeret ved hjælp af pumper. På grund af dette er trykket i tankene betydeligt (tivis af gange) lavere end i forbrændingskammeret, og selve tankene er tyndvæggede og relativt lette. I en raketmotor med fast drivmiddel er brændstofbeholderen også et forbrændingskammer og skal kunne modstå højt tryk (tivis af atmosfærer ), og det medfører en stigning i dens vægt. Jo større mængden af ​​brændstof der er i raketten, desto større er beholderne til dens opbevaring, og jo større vægtfordelen har LRE sammenlignet med raketmotoren med fast drivmiddel, og omvendt: for små raketter er tilstedeværelsen af ​​en turbopumpenheden ophæver denne fordel.

LRE ulemper:

• En LRE og en raket baseret på den er meget mere komplekse og dyrere end fastbrændstofmotorer med tilsvarende kapaciteter (på trods af det faktum, at 1 kg flydende brændstof er flere gange billigere end fast brændstof). Det er nødvendigt at transportere en flydende drivmiddelraket med flere forholdsregler, og proceduren for at forberede den til opsendelse er mere kompliceret, besværlig og tidskrævende (især ved brug af flydende gasser som brændstofkomponenter), derfor er fastbrændselsmotorer pt. foretrukket til militære missiler på grund af deres højere pålidelighed, bærbarhed og kampberedskab.
• Komponenterne i flydende brændstof i nul tyngdekraft bevæger sig ukontrolleret i tankenes rum. For deres deponering skal der træffes særlige foranstaltninger, for eksempel medtagelse af hjælpemotorer, der kører på fast brændsel eller gas.
• På nuværende tidspunkt har kemiske raketmotorer (inklusive LRE) nået grænsen for brændstofenergikapacitet, og derfor forudses der teoretisk set ikke muligheden for en betydelig stigning i deres specifikke impuls , og dette begrænser mulighederne for raketteknologi baseret på brugen af kemiske motorer, som allerede er blevet mestret på to områder. :
  1. Rumflyvninger i nær-jordens rum (både bemandet og ubemandet).
  2. Rumudforskning i solsystemet ved hjælp af automatiske enheder (" Voyager ", " Galileo ").

Hvis en kortvarig bemandet ekspedition til Mars eller Venus på en raketmotor med flydende drivmiddel stadig synes mulig (selvom der er tvivl om hensigtsmæssigheden af ​​sådanne flyvninger [3] ), så for at rejse til fjernere objekter i solsystemet, størrelsen på den raket, der er nødvendig for dette, og varigheden af ​​flyvningen ser urealistiske ud.

Flydende raketmotorer er efterspurgte og vil være efterspurgte i meget lang tid, fordi ingen anden teknologi er i stand til mere pålideligt og økonomisk at løfte last fra Jorden og sætte den i lav kredsløb om Jorden. De er miljøvenlige, især dem der kører på flydende ilt og petroleum. Men til flyvninger til stjerner og andre galakser er raketmotorer selvfølgelig helt uegnede. Massen af ​​hele metagalaksen er 10 56 gram. For at accelerere på en raketmotor med flydende drivmiddel til mindst en fjerdedel af lysets hastighed, kræves der en helt utrolig mængde brændstof - 10 3200 gram, så selv at tænke over det er dumt. LRE har sin egen niche - sustainer motorer. På flydende motorer kan du accelerere transportøren til den anden rumhastighed, flyve til Mars, og det er det.

Thrust og termisk effektivitet

LRE'ens trykkraft er [ kg ], hvor  er forbruget af brændstofblandingen, kg/s;  er den teoretiske gasudstrømningshastighed, m/s;  — tryk ved dyseudgangen og i miljøet, kg/m 2 ;  - arealet af dysens udløbssektion, m 2 ; g - frit faldsacceleration , m/s 2 [5] .

Den termiske effektivitet af LRE er , hvor  er mængden af ​​varme, der genereres i LRE under forbrænding  - mængden af ​​kg af brændstofblandingen [5] .

Enheden og princippet om drift af en to-komponent raketmotor

Der er et ret stort udvalg af LRE-designordninger, med enheden af ​​hovedprincippet for deres drift. Lad os overveje enheden og princippet om drift af en flydende drivmiddel raketmotor ved at bruge eksemplet på en to-komponent motor med pumpet brændstofforsyning som den mest almindelige, hvis skema er blevet en klassiker. Andre typer raketmotorer (med undtagelse af trekomponenterne) er forenklede versioner af den, der er under overvejelse, og når de beskriver dem, vil det være nok at angive forenklinger.

På fig. 1 viser skematisk LRE-enheden.

Brændstofkomponenter - brændstof (1) og oxidationsmiddel (2) tilføres fra tanke til centrifugalpumper (3, 4) drevet af en gasturbine (5). Under højt tryk kommer brændstofkomponenterne ind i dysehovedet (12) - en enhed, hvori der er placeret dyser , hvorigennem komponenterne sprøjtes ind i forbrændingskammeret (13), blandes og brændes og danner en gasformig arbejdsvæske opvarmet til en høj temperatur , som udvider sig i dysen , udfører arbejde og omdanner gassens indre energi til den kinetiske energi af dens rettede bevægelse. Gennem dysen (14) strømmer gassen ud med høj hastighed, hvilket giver stråletryk til motoren .

Brændstofsystem

LRE-brændstofsystemet inkluderer alle elementer, der bruges til at levere brændstof til forbrændingskammeret - brændstoftanke, rørledninger, en turbopumpeenhed (TPU) - en enhed bestående af pumper og en turbine monteret på en enkelt aksel, et injektorhoved og ventiler, der styrer flowbrændstoffet.

Pumpning af brændstofforsyning giver dig mulighed for at skabe et højt tryk i motorkammeret, fra snesevis af atmosfærer til 250 atm (LRE 11D520 RN "Zenith"). Højt tryk giver en stor grad af udvidelse af arbejdsvæsken, hvilket er en forudsætning for at opnå en høj værdi af den specifikke impuls . Derudover opnås ved højt tryk i forbrændingskammeret den bedste værdi af motorens trækkraft-til-vægt-forhold - forholdet mellem trækkraft og motorvægt. Jo større værdien af ​​denne indikator er, jo mindre er størrelsen og vægten af ​​motoren (med samme mængde tryk), og jo højere grad af perfektion. Fordelene ved pumpesystemet er især udtalte i raketmotorer med høj tryk, for eksempel i fremdriftssystemer af løfteraketter.

På fig. 1, kommer udstødningsgasserne fra HP-turbinen gennem dysehovedet ind i forbrændingskammeret sammen med brændstofkomponenterne (11). En sådan motor kaldes en lukket cyklus-motor (med andre ord med en lukket cyklus), hvor hele brændstofforbruget, inklusive det, der bruges i TNA-drevet, passerer gennem LRE-forbrændingskammeret. Trykket ved turbinens udløb i en sådan motor skal naturligvis være højere end i raketmotorens forbrændingskammer, og ved indløbet til gasgeneratoren (6), der forsyner turbinen, skal det være endnu højere. For at opfylde disse krav bruges de samme brændstofkomponenter (ved højt tryk) til at drive turbinen, som LRE selv kører på (med et andet forhold mellem komponenter, normalt med et overskud af brændstof , for at reducere den termiske belastning på turbinen ).

Et alternativ til den lukkede cyklus er den åbne cyklus, hvor turbineudstødningen produceres direkte til miljøet gennem et udløbsrør. Implementeringen af ​​en åben cyklus er teknisk enklere, da driften af ​​turbinen ikke er relateret til driften af ​​LRE-kammeret, og i dette tilfælde kan HP generelt have sit eget uafhængige brændstofsystem, hvilket forenkler proceduren for at starte hele fremdriftssystemet. Men lukkede cyklusmotorer har væsentligt bedre værdier af specifik impuls , og dette tvinger designere til at overvinde de tekniske vanskeligheder ved deres implementering, især for store løfteraketter, som er underlagt særligt høje krav til denne indikator.

I diagrammet i fig. 1 HK pumper begge komponenter, hvilket er acceptabelt i tilfælde, hvor komponenterne har sammenlignelige tætheder. For de fleste væsker, der anvendes som drivmiddelkomponenter, varierer tætheden fra 1 ± 0,5 g/cm³ , hvilket gør det muligt at bruge ét turbodrev til begge pumper. Undtagelsen er flydende brint, som ved en temperatur på 20 K har en densitet på 0,071 g/cm³ . En sådan let væske kræver en pumpe med helt andre egenskaber, herunder en meget højere rotationshastighed. Derfor, i tilfælde af brug af brint som brændstof , er der tilvejebragt en uafhængig THA for hver komponent.

Forskydningssystem. Med et lille motortryk (og følgelig lavt brændstofforbrug) bliver turbopumpeenheden for "tungt" element, hvilket forværrer vægten af ​​fremdriftssystemet. Et alternativ til et pumpet brændstofsystem er et fortrængningssystem, hvor tilførslen af ​​brændstof til forbrændingskammeret leveres af ladetrykket i brændstoftankene skabt af komprimeret gas, oftest nitrogen, som er ikke-brændbart, ikke-giftigt , ikke -oxiderende og relativt billig at fremstille. Helium bruges til at sætte tanke med flydende brint under tryk, da andre gasser kondenserer og bliver til væsker ved temperaturen af ​​flydende brint.

Når man betragter driften af ​​en motor med et forskydningsbrændstofforsyningssystem fra diagrammet i fig. 1 , er TNA udelukket, og brændstofkomponenterne kommer fra tankene direkte til LRE-hovedventilerne (9, 10). Trykket i brændstoftankene under fortrængningstilførsel skal være højere end i forbrændingskammeret, tankene er stærkere (og tungere) end i tilfælde af et pumpet brændstofsystem. I praksis er trykket i forbrændingskammeret i en motor med forskydningsbrændstofforsyning begrænset til 10-15 atm . Typisk har sådanne motorer et relativt lille tryk (inden for 10 tons ). Fordelene ved forskydningssystemet er det enkle design og hastigheden af ​​motorens reaktion på startkommandoen, især i tilfælde af brug af selvantændende brændstofkomponenter. Sådanne motorer bruges til at udføre manøvrer af rumfartøjer i det ydre rum. Forskydningssystemet blev brugt i alle tre fremdriftssystemer i Apollo månerumfartøjet - service (tryk 9760 kgf ), landing (tryk 4760 kgf ) og start (tryk 1950 kgf ).

Injektorhoved  - en enhed, der indeholder dyser designet til at sprøjte brændstofkomponenter ind i forbrændingskammeret. (Du kan ofte finde det forkerte navn for denne enhed "blandehoved". Dette er en unøjagtig oversættelse, sporingspapir fra engelsksprogede artikler. Essensen af ​​fejlen er, at blandingen af ​​brændstofkomponenter sker i den første tredjedel af forbrændingen kammer, og ikke i dysehovedet.) Hovedkravet til dyser er den hurtigste og mest grundige blanding af komponenterne, når de kommer ind i kammeret, fordi hastigheden for deres antændelse og forbrænding afhænger af dette.
Gennem dysehovedet på F-1- motoren kom der for eksempel 1,8 tons flydende oxygen og 0,9 tons petroleum ind i forbrændingskammeret hvert sekund. Og opholdstiden for hver portion af dette brændstof og dets forbrændingsprodukter i kammeret beregnes i millisekunder . I løbet af denne tid skal brændstoffet brænde så fuldstændigt som muligt, da uforbrændt brændstof er et tab af tryk og specifik impuls . Løsningen på dette problem opnås ved en række foranstaltninger:

• Den maksimale stigning i antallet af dyser i hovedet, med en proportional minimering af flowhastigheden gennem en dyse. (Dysehovedet på F-1- motoren har 2.600 iltdyser og 3.700 petroleumsdyser.)
• Den specielle geometri af injektorerne i hovedet og vekslen mellem brændstof- og oxidationsinjektorerne .
• Den specielle form af dysekanalen, på grund af hvilken væsken roteres, når den bevæges gennem kanalen, og når den kommer ind i kammeret, spredes den til siderne ved centrifugalkraft .

Kølesystem

I lyset af hurtigheden af ​​de processer, der finder sted i LRE's forbrændingskammer, overføres kun en ubetydelig del (brøkdele af en procent) af al den varme, der genereres i kammeret, til motorstrukturen, dog på grund af den høje forbrændingstemperatur (nogle gange over 3000 K), og en betydelig mængde varme frigivet, selv en lille del af det er nok til termisk ødelæggelse af motoren, så problemet med at beskytte den materielle del af LRE mod høje temperaturer er meget vigtigt. For at løse det er der to grundlæggende metoder, der ofte er kombineret - køling og termisk beskyttelse [6] .

For LRE med pumpet brændstoftilførsel bruges en kølemetode hovedsageligt i forbindelse med en metode til termisk beskyttelse af LRE-kammerets vægge: flowkøling og væglag . For små motorer med et brændstofsystem med positiv forskydning anvendes ofte ablativ køling .

Flowkøling består i, at der i væggen af ​​forbrændingskammeret og den øverste, mest opvarmede del af dysen på den ene eller anden måde skabes et hulrum (ofte kaldet en kølekappe ), hvorigennem en af ​​brændstofkomponenterne (normalt brændstof ) passerer før det kommer ind i dysehovedet og afkøler dermed kammervæggen.

Hvis varmen, der absorberes af kølevæsken, vender tilbage til kammeret sammen med selve kølevæsken, så kaldes et sådant system " regenerativ" , hvis kølevæsken med den udvundne varme ikke kommer ind i forbrændingskammeret, men udledes udenfor, så kaldes dette den " uafhængige " metode til flowkøling.

Der er udviklet forskellige teknologiske metoder til at skabe en kølejakke. Kammeret i raketmotoren V-2 bestod for eksempel af to stålskaller, den indre (den såkaldte "fyringsvæg") og den ydre, der gentog hinandens form. En kølekomponent ( ethanol ) passerede gennem hullet mellem disse skaller . På grund af teknologiske afvigelser i spaltebredden opstod der ujævn væskestrøm, hvilket resulterede i lokale overophedningszoner af den indre skal, som ofte brændte ud på disse steder med katastrofale konsekvenser.

I moderne motorer er den indre del af kammervæggen lavet af stærkt varmeledende bronzelegeringer . Smalle tyndvæggede kanaler skabes i den ved fræsning (15D520 RN 11K77 Zenit , RN 11K25 Energia ) eller syreætsning ( SSME Space Shuttle). Udefra er denne struktur tæt pakket rundt om en bærende stål- eller titaniumpladeskal , som opfatter kraftbelastningen fra det indre tryk i kammeret. Kølekomponenten cirkulerer gennem kanalerne . Nogle gange er kølekappen samlet af tynde varmeledende rør loddet med en bronzelegering for tæthed, men sådanne kamre er designet til lavere tryk.

Væglaget (grænselaget, amerikanerne bruger også udtrykket "gardin") er et gaslag i forbrændingskammeret, der ligger tæt på kammervæggen, og som hovedsageligt består af brændstofdamp . For at organisere et sådant lag er kun brændstofdyser installeret langs periferien af ​​blandehovedet . På grund af overskuddet af brændstof og manglen på et oxidationsmiddel sker den kemiske reaktion af forbrænding i nærvægslaget meget langsommere end i den centrale zone af kammeret. Som følge heraf er temperaturen på det nærliggende lag meget lavere end temperaturen i den centrale zone af kammeret, og det isolerer kammervæggen fra direkte kontakt med de varmeste forbrændingsprodukter. Nogle gange er der udover dette monteret dyser på kammerets sidevægge, som bringer en del af brændstoffet ind i kammeret direkte fra kølekappen, også for at skabe et væg-nært lag.

Den ablative kølemetode består i brugen af ​​en speciel varmeafskærmende belægning på kammerets og dysens vægge. En sådan belægning er normalt flerlags. De indre lag består af varmeisolerende materialer, hvorpå der er påført et ablationslag, bestående af et stof, der ved opvarmning kan overføres fra fast tilstand direkte til gasform, og samtidig optage en stor mængde varme i denne. fase transformation . Det ablative lag fordamper gradvist, hvilket giver termisk beskyttelse til kammeret. Denne metode bruges i små raketmotorer, med tryk på op til 10 tons . I sådanne motorer er brændstofforbruget kun et par kilo i sekundet, og det er ikke nok til at give den nødvendige regenerative køling. Ablativ køling blev brugt i fremdriftssystemerne på Apollo månelanderen .

LRE-lancering

Lanceringen af ​​en LRE er en ansvarlig operation, fyldt med alvorlige konsekvenser i tilfælde af nødsituationer under udførelsen.

Hvis brændstofkomponenterne er selvantændelige, dvs. undergår en kemisk forbrændingsreaktion ved fysisk kontakt med hinanden (f.eks. heptyl / salpetersyre ), er forbrændingen ikke svær at starte. Men i det tilfælde, hvor komponenterne ikke er sådanne (for eksempel ilt / petroleum), er en ekstern tænder nødvendig, hvis handling skal koordineres nøjagtigt med tilførslen af ​​brændstofkomponenter til forbrændingskammeret. Den uforbrændte brændstofblanding er et eksplosiv med stor destruktiv kraft, og dens ophobning i kammeret truer med en alvorlig ulykke.

Efter tændingen af ​​brændstoffet sker vedligeholdelsen af ​​dets kontinuerlige forbrænding af sig selv: brændstoffet, der kommer ind i forbrændingskammeret, antændes på grund af den høje temperatur, der nås under forbrændingen af ​​det tidligere indførte brændstof.

Til den indledende antændelse af brændstoffet i forbrændingskammeret under lanceringen af ​​LRE anvendes forskellige metoder:

• Brugen af ​​selvantændende komponenter (som regel baseret på fosforholdige startbrændstoffer, selvantændende ved interaktion med ilt), som indføres i kammeret helt i begyndelsen af ​​motorstartprocessen gennem specielle, ekstra dyser fra hjælpebrændstofsystemet, og efter starten af ​​forbrændingen leveres hovedkomponenterne. Tilstedeværelsen af ​​et ekstra brændstofsystem komplicerer motorens design, men tillader dens gentagne genstart.
• En elektrisk tænder placeret i forbrændingskammeret nær dysehovedet, som, når den er tændt, skaber en lysbue eller en række højspændingsgnistudladninger . Denne tænder er til engangsbrug. Efter at brændstoffet er antændt, brænder det.
• Pyroteknisk tænder. Nær dysehovedet i kammeret er der en lille brandfarlig pyroteknisk kontrol, som antændes af en elektrisk sikring .

Automatisk motorstart koordinerer tændingens og brændstoftilførslen i tide.

Lanceringen af ​​store LRE med et pumpet brændstofsystem består af flere trin: først lanceres HP og tager fart (denne proces kan også bestå af flere trin), derefter tændes LRE'ens hovedventiler som regel, i to eller flere trin med en gradvis stigning i fremdrift fra trin til trin trin til normal.

For relativt små motorer praktiseres det at starte med raketmotorens udgang med det samme ved 100% fremdrift, kaldet "kanon".

LRE automatisk kontrolsystem

En moderne raketmotor med flydende drivmiddel er udstyret med ret kompleks automatisering, som skal udføre følgende opgaver:

• Sikker start af motoren og bringe den til hovedtilstand.
• Oprethold bæredygtig ydeevne.
• Trykændring i overensstemmelse med flyveprogrammet eller ved kommando af eksterne kontrolsystemer.
• Slukning af motoren, når raketten når en given bane (bane).
• Regulering af forholdet mellem forbruget af komponenter.

På grund af den teknologiske spredning af de hydrauliske modstande af brændstof- og oxidationsvejene , adskiller forholdet mellem komponentomkostninger i en rigtig motor sig fra den beregnede, hvilket medfører et fald i tryk og specifik impuls i forhold til de beregnede værdier. Som et resultat vil raketten muligvis aldrig fuldføre sin opgave, da den fuldstændigt har forbrugt en af ​​brændstofkomponenterne. Ved raketvidenskabens begyndelse kæmpede de med dette ved at skabe en garanteret brændstofforsyning (raketten er fyldt med mere end den beregnede mængde brændstof, så den rækker til eventuelle afvigelser af de faktiske flyveforhold fra de beregnede). Den garanterede brændstofforsyning skabes på bekostning af nyttelasten. På nuværende tidspunkt er store raketter udstyret med et automatisk kontrolsystem til forholdet mellem komponentforbrug, hvilket gør det muligt at opretholde dette forhold tæt på det beregnede, hvilket reducerer den garanterede brændstofforsyning og dermed øger nyttelastmassen.
Fremdriftssystemets automatiske kontrolsystem inkluderer tryk- og flowsensorer på forskellige punkter i brændstofsystemet, og dets udøvende organer er de vigtigste LRE-ventiler og turbinekontrolventiler (i fig. 1 - position 7, 8, 9 og 10).

Brændstofkomponenter

Valget af brændstofkomponenter er en af ​​de vigtigste beslutninger i designet af en raketmotor, som forudbestemmer mange funktioner i motordesignet og efterfølgende tekniske løsninger. Derfor udføres valget af brændstof til LRE med en omfattende overvejelse af formålet med motoren og den raket, den er installeret på, deres driftsforhold, produktionsteknologi, opbevaring, levering til opsendelsesstedet osv.

En af de vigtigste indikatorer, der karakteriserer kombinationen af ​​komponenter, er den specifikke impuls , som er af særlig betydning ved design af løftefartøjer til rumfartøjer, da forholdet mellem massen af ​​brændstof og nyttelast og som følge heraf dimensionerne og massen af hele raket (se Tsiolkovsky-formlen ), som, hvis værdien af ​​den specifikke impuls ikke er høj nok, måske ikke er gennemførlig. Følgende tabel viser hovedydelsen af ​​nogle kombinationer af flydende brændstofkomponenter.

Ud over specifik impuls kan andre indikatorer for brændstofegenskaber spille en afgørende rolle i valget af brændstofkomponenter, herunder:

• Densitet , som påvirker dimensionerne af komponenttanke. Som det fremgår af tabellen, er brint brændbart med den største specifikke impuls (for ethvert oxidationsmiddel), men det har en ekstrem lav massefylde. Derfor bruger de første (største) trin af løfteraketter normalt andre (mindre effektive, men tættere) typer brændstof, såsom petroleum, hvilket gør det muligt at reducere størrelsen af ​​det første trin til et acceptabelt niveau. Eksempler på denne tilgang er Saturn V -raketten, hvis første trin bruger ilt / petroleumskomponenter , og 2. og 3. trin bruger ilt/ brint , og rumfærgesystemet , som bruger faste drivgas-boostere som første trin.
• Kogepunkt , som kan pålægge alvorlige begrænsninger for rakettens driftsbetingelser. Ifølge denne indikator er flydende brændstofkomponenter opdelt i kryogene - flydende gasser afkølet til ekstremt lave temperaturer og højtkogende - væsker med et kogepunkt over 0 ° C.
  • Kryogene komponenter kan ikke opbevares i lang tid og flyttes over lange afstande, så de skal produceres (i det mindste flydende) hos særlige energikrævende industrier beliggende i umiddelbar nærhed af opsendelsesstedet, hvilket gør det umuligt at bruge en mobil løfteraket. Derudover har kryogene komponenter andre fysiske egenskaber, der stiller yderligere krav til deres anvendelse. For eksempel fører tilstedeværelsen af ​​selv en lille mængde vand eller vanddamp i tanke med flydende gasser til dannelsen af ​​meget hårde iskrystaller, som, når de kommer ind i raketbrændstofsystemet, virker på dets dele som et slibende materiale og kan forårsage en alvorlig ulykke. I løbet af de mange timers forberedelse af raketten til opsendelse fryser en stor mængde rimfrost, som bliver til is, på den, og faldet af dens stykker fra stor højde udgør en fare for det personale, der er involveret i forberedelsen, samt til selve raketten og affyringsudstyr. Flydende gasser efter at have fyldt dem med raketter begynder at fordampe, og indtil selve lanceringen skal de løbende genopfyldes gennem et specielt make-up-system. Overskydende gas dannet under fordampningen af ​​komponenterne skal fjernes på en sådan måde, at oxidationsmidlet ikke blandes med brændstoffet og danner en eksplosiv blanding.
  • Højkogende komponenter er meget mere bekvemme at flytte, opbevare og håndtere, så i 1950'erne fortrængte de kryogene komponenter fra militær raket. I fremtiden begyndte dette område i stigende grad at beskæftige sig med fast brændsel. Men når man skaber rumbærere, bevarer kryogene brændstoffer stadig deres position på grund af deres høje energieffektivitet, og til manøvrer i det ydre rum, når brændstof skal opbevares i tanke i måneder eller endda år, er højtkogende komponenter de mest acceptable. En illustration af denne "arbejdsdeling" kan tjene som en flydende raketmotor involveret i Apollo - projektet: alle tre faser af Saturn-5 løfteraket anvender kryogene komponenter, og måneskibets motorer, designet til at korrigere bane og til manøvrer i månekredsløb, er højtkogende usymmetrisk dimethylhydrazin og dinitrogentetroxid .
• kemisk aggressivitet . Alle oxidationsmidler har denne kvalitet. Derfor kan tilstedeværelsen i tankene beregnet til oxidationsmidlet, selv små mængder organiske stoffer (for eksempel fedtpletter efterladt af menneskelige fingre) forårsage en brand, som et resultat af, at selve tankens materiale kan antændes (aluminium, magnesium, titanium og jern brænder meget hurtigt i et raketoxidationsmiljø). På grund af aggressivitet bruges oxidationsmidler som regel ikke som kølemidler i LRE-kølesystemer, men i HP-gasgeneratorer , for at reducere den termiske belastning på turbinen, er arbejdsvæsken overmættet med brændstof og ikke med et oxidationsmiddel. Ved lave temperaturer er flydende oxygen måske det sikreste oxidationsmiddel, fordi andre oxidationsmidler, såsom dinitrogentetroxid eller koncentreret salpetersyre , reagerer med metaller, og selvom de er højtkogende oxidationsmidler, der kan opbevares i lang tid ved normal temperatur. , er levetiden for tanke, som de er placeret i, begrænset.
• Toksiciteten af ​​brændstofkomponenter og deres forbrændingsprodukter er en alvorlig begrænsning af deres anvendelse. For eksempel, fluor , som følger af tabellen ovenfor, som et oxidationsmiddel er mere effektivt end oxygen , men når det parres med brint , danner det hydrogenfluorid  - et ekstremt giftigt og aggressivt stof, og frigivelsen af ​​flere hundrede, endnu mere end tusindvis af tons af et sådant forbrændingsprodukt ud i atmosfæren, når man starter en stor raket i sig selv ville være en stor menneskeskabt katastrofe , selv med en vellykket opsendelse. Og i tilfælde af en ulykke og et spild af en sådan mængde af dette stof, kan skaden ikke redegøres for. Derfor bruges fluor ikke som brændstofkomponent. Nitrogentetroxid, salpetersyre og usymmetrisk dimethylhydrazin er også giftige. I øjeblikket er den foretrukne (fra et økologisk synspunkt) oxidationsmiddel oxygen, og brændstoffet er brint, efterfulgt af petroleum.

Enkeltkomponent raketmotorer

I enkeltkomponentmotorer bruges en væske som brændstof, der, når den interagerer med en katalysator, nedbrydes til dannelse af varm gas. Eksempler på sådanne væsker er hydrazin , der nedbrydes til ammoniak og nitrogen , eller koncentreret brintoverilte , der nedbrydes til overophedet vanddamp og ilt . Selvom enkelt-komponent raketmotorer udvikler en lille specifik impuls (i området fra 150 til 255 s ) og er meget ringere i effektivitet end to-komponent motorer, er deres fordel enkelheden i motordesignet.
Brændstof opbevares i en enkelt tank og tilføres gennem en enkelt brændstofledning. I en-komponent raketmotorer anvendes et udelukkende forskydningsbrændstofforsyningssystem. Opgaven med at blande komponenterne i kammeret eksisterer ikke. Som regel er der ikke noget kølesystem, da temperaturen af ​​den kemiske reaktion ikke overstiger 600 °C . Når det opvarmes, spreder motorkammeret varme ved stråling, og dets temperatur holdes på et niveau, der ikke er højere end 300 ° C. En enkeltkomponent raketmotor behøver ikke noget kompliceret kontrolsystem.
Drivmidlet sætter brændstoffet under tryk gennem en ventil ind i forbrændingskammeret, hvor en katalysator , såsom jernoxid, får det til at nedbrydes.
Enkeltkomponent raketmotorer med flydende drivmiddel bruges normalt som lavtryksmotorer (nogle gange er deres trækkraft kun nogle få newtons) i holdningskontrol- og stabiliseringssystemer til rumfartøjer og taktiske missiler, for hvilke enkelhed, pålidelighed og lav vægt af designet er de definerende kriterier.
Et bemærkelsesværdigt eksempel kan gives på brugen af ​​en hydrazin-thruster ombord på den første amerikanske kommunikationssatellit , TDRS-1 ; for at sætte satellitten i geostationær kredsløb, kørte denne motor i flere uger efter at boosteren havde en ulykke, og satellitten endte i en meget lavere bane.
Et eksempel på brugen af ​​en enkeltkomponent raketmotor med flydende drivmiddel kan også tjene som lavtryksmotorer i stabiliseringssystemet af Soyuz - rumfartøjets nedstigningskøretøj .

En-komponent er også jetmotorer, der kører på komprimeret kold gas (for eksempel luft eller nitrogen). Sådanne motorer kaldes gasjetmotorer og består af en ventil og en dyse. Gasjetmotorer anvendes, hvor de termiske og kemiske effekter af udstødningsstrålen er uacceptable, og hvor hovedkravet er enkelheden i designet. Disse krav skal for eksempel opfyldes af individuelle kosmonautbevægelses- og manøvreringsanordninger (UPMK) placeret i en rygsæk bag ryggen og beregnet til bevægelse under arbejde uden for rumfartøjet. UPMK opererer fra to cylindre med komprimeret nitrogen, som tilføres gennem magnetventiler til fremdriftssystemet, bestående af 16 motorer.

Tre-komponent raketmotorer

Siden begyndelsen af ​​1970'erne er begrebet trekomponentmotorer blevet undersøgt i USSR og USA, som ville kombinere en høj specifik impuls, når den blev brugt som brændbart brint, og en højere gennemsnitlig brændstoftæthed (og som følge heraf en mindre volumen og vægt af brændstoftanke), karakteristisk for kulbrintebrændstoffer. Ved opstart ville en sådan motor køre på ilt og petroleum, og i store højder ville den skifte til at bruge flydende ilt og brint. En sådan tilgang kan gøre det muligt at skabe en et-trins rumbærer. Et russisk eksempel på en tre-komponent motor er RD-701 raketmotoren , som blev udviklet til det genanvendelige transport- og rumsystem MAKS .

Det er også muligt at bruge to brændstoffer samtidigt - for eksempel brint - beryllium - oxygen og brint - lithium - fluor (beryllium og lithium brænder, og brint bruges mest som arbejdsvæske), hvilket gør det muligt at opnå specifikke impulsværdier i området 550-560 sekunder er det dog teknisk meget vanskeligt og har aldrig været brugt i praksis.

Raketkontrol

I flydende drivmiddelraketter udfører motorer ofte, udover deres hovedformål - at skabe fremdrift - også opgaven med flyvekontrol. Allerede det første V-2- styrede ballistiske missil blev styret ved hjælp af 4 grafitgas-dynamiske ror placeret i motorens jetstrøm langs dysens periferi. Afvigende afbøjede disse ror en del af jetstrømmen, hvilket ændrede retningen af ​​motorens fremdrivningsvektor, og skabte et kraftmoment i forhold til rakettens massecenter, som var kontrolhandlingen. Denne metode reducerer motorkraften betydeligt, desuden er grafitror i en jetstrøm udsat for alvorlig erosion og har en meget kort tidsressource.
I moderne missilstyringssystemer bruges LRE roterende kamre , som er fastgjort til de understøttende dele af raketkroppen ved hjælp af hængsler, som gør det muligt at dreje kammeret i et eller to planer. Brændstofkomponenter bringes til kammeret ved hjælp af fleksible rørledningsbælge . Når kameraet afviger fra en akse parallelt med rakettens akse, skaber kameraets fremdrift det nødvendige kontrolmoment af kraft. Kameraerne roteres af hydrauliske eller pneumatiske styremaskiner, som udfører kommandoer genereret af raketkontrolsystemet.
I det russiske rumfartøj Soyuz-2 er der udover 20 faste hovedkameraer i fremdriftssystemet 12 roterende (hver i sit eget plan) kontrolkameraer af en mindre størrelse. Styrekamre har et fælles brændstofsystem med hovedmotorerne.
Af de 11 støttemotorer (alle stadier) i Saturn-5 løfteraketten er ni (undtagen det centrale 1. og 2. trin) roterende, hver i to planer. Når hovedmotorerne bruges som styremotorer, er kamerarotationens driftsområde ikke mere end ±5°: på grund af hovedkameraets store tryk og dets placering i det agterste rum, det vil sige i betydelig afstand fra rakettens massemiddel, selv en lille afvigelse af kameraet skaber et betydeligt kontrolmoment .

Ud over PTZ-kameraer bruges nogle gange motorer, der kun tjener med det formål at styre og stabilisere flyet. To kamre med modsat rettede dyser er stift fastgjort til apparatets krop på en sådan måde, at disse kamres tryk skaber et kraftmoment omkring en af ​​apparatets hovedakser. For at styre de to andre akser er deres egne par styremotorer derfor også installeret. Disse motorer (normalt enkeltkomponent) tændes og slukkes ved kommando fra køretøjets kontrolsystem, og drejer det i den ønskede retning. Sådanne kontrolsystemer bruges normalt til orientering af fly i det ydre rum.

Bemærkelsesværdige raketmotorer

• V-2 raket flydende motor . Planen for denne motor er blevet en klassiker for LRE i mere end et halvt århundrede. Thrust on Earth - 25 tf . Første flyvning - 1942

• Fremdriftssystem RD-107 af Soyuz -rumfartøjet i en teknisk hangar på Baikonur Cosmodrome . Sådanne motorer løftede de første satellitter og de første astronauter ud i rummet. Thrust on Earth - 83,5 tf . Første flyvning - 1957

• Fremdriftssystem Nordamerikansk Rockwell, Rocketdyne F-1 . Fem motorer er installeret på 1. etape af Saturn-5- rumfartøjet . Disse motorer sikrede menneskets flugt til månen. Drivkraft ved havoverfladen - 691 tf . Første flyvning - 1967

• NK-33
• ORM : ORM-1 , ORM-12 , ORM-4 , ORM-5 , ORM-52 , ORM-65 , ORM-8 , ORM-9
• RD-0120 , RD-107 , RD-108 , RD-170 , RD-701
• KDU-414
• Raketmotor 09
• Raketmotor 10
• RD-107A / RD108A
• RS-25 (SSME)
• Merlin

Se også

• Raketmotor

Noter

1. ↑ K. E. Tsiolkovsky . Forskning i verdensrum ved hjælp af reaktive enheder  // Videnskabelig gennemgang  : tidsskrift. - 1903. - Maj ( Nr. 5 ). (Russisk)
2. ↑ Cheberko, Ivan I Rusland foreslår de at skabe en "metanraket" . Izvestia (16. maj 2014). Hentet 18. juli 2020. Arkiveret fra originalen 19. juli 2020. (Russisk)
3. ↑ Vladimir Surdin . Behøver mennesker at tage til Mars?  // Videnskab og liv  : tidsskrift. - 2006. - April. — ISSN 0028-1263 . (Russisk)
4. ↑ Irik Imamutdinov. To et halvt ton brændstof i sekundet  // Ekspert  : journal. - 2012. - 2. juli ( nr. 26 (809) ). — ISSN 1812-1896 . Arkiveret fra originalen den 3. oktober 2012. (Russisk)
5. ↑ 1 2 Yakovlev K.P. Kort fysisk og teknisk opslagsbog. - M. : Fizmatlit , 1962. - T. 3. - S. 138. - 686 s. — 50.000 eksemplarer.
6. ↑ Salakhutdinov G. M. Kapitel V. Mønstre for udvikling af arbejde for at løse problemet med termisk beskyttelse af flydende drivgas raketmotorer // Udvikling af metoder til termisk beskyttelse af flydende raketmotorer  / N. I. Melik-Pashaev. - M .  : Nauka, 1984. - 1100 eksemplarer.
7. ↑ Konstruktion og design af flydende raketmotorer. Kameraer / D. I. Zavistovsky, V. V. Spesivtsev. Proc. godtgørelse. - Kharkov: National Aerospace University "Kharkov Aviation Institute", 2006. - 122 s.
8. ↑ Gennemsnitlig brændstoftæthed beregnes som den samlede masse af komponenterne divideret med deres samlede volumen.

Litteratur

• A. A. Dorofeev. Fundamentals of theory of Thermal Rocket Engines (General Theory of Rocket Engines) . MSTU im. N. E. Bauman. M., 1999.
• I. I. Shuneiko. Bemandede månemissioner, design og ydeevne af Saturn V Apollo . M., 1973

Links

• Om trekomponentmotoren RD-701 // buran.ru
• Retssag ved ild . Handlingen i Roscosmos tv-studie (2011)
• Flydende drivmiddel raketmotorer // lpre.de

Ordbøger og encyklopædier	Stor russer Britannica (online) Universalis
I bibliografiske kataloger	GND : 4448628-5 J9U : 987007531572705171 LCCN : sh85077389