Kemisk raketmotor

Den aktuelle version af siden er endnu ikke blevet gennemgået af erfarne bidragydere og kan afvige væsentligt fra den version , der blev gennemgået den 10. januar 2019; checks kræver 9 redigeringer .

Kemisk raketmotor (CRD) - en raketmotor, der kører på kemisk brændstof .

I slutningen af ​​det andet årti af det 21. århundrede er alle, uden undtagelse, raketmotorer, der anvendes i militære raketter , og alle, uden undtagelse, motorer til rumfartøjer, kemiske.

Konstruktion

I CRD'ens forbrændingskammer (CC) omdannes brændstoffets potentielle ( kemiske ) energi til termisk energi som følge af en eksoterm reaktion . Brændstof består som regel af to komponenter - brændstof og oxidationsmiddel . Derudover er der tekniske implementeringer af CRS, der anvender både enkeltkomponent- og multikomponentbrændstoffer. Brændstofkomponenter vælges således, at:

  1. reaktionsprodukterne var gasformige ;
  2. reaktionsprodukterne havde lav molekylvægt.

Kravet til produkter med lav molekylvægt følger af momentumformlen . Alt andet lige (masse af brændstof, mængde af frigivet energi), jo lavere molekylvægten af ​​reaktionsprodukterne er , jo større er hastigheden af ​​den termiske bevægelse af molekyler . Derfor er den opnåelige jetstrømningshastighed større.

Fra COP'en sendes reaktionsprodukterne (udstødningsgassen) til en profileret kanal - en jetdyse . I CRD-dysen udvider gassen sig adiabatisk . Gassens tryk og temperatur falder med stigende volumen ifølge den adiabatiske lov. Som et resultat af ekspansion opnår gassen en høj udstrømningshastighed fra dysen. XRD konverterer således en del af brændstoffets kemiske energi til gasstrålens kinetiske energi .

Gasstrålens momentum er rettet i retning af udstrømningen af ​​gasser. Ifølge loven om bevarelse af momentum er vektorsummen af ​​gas- og raketmomentum nul. Med andre ord, når gassen strømmer ud af dysen, modtager jetstrømmen og raketten impulser, der har samme størrelse, men modsat retning. Faktisk manifesterer dette sig som fremkomsten af ​​jet thrust udviklet af HRD.

Klassifikation af HRD

Ifølge brændstoffets aggregerede tilstand

Flydende drivmiddel raketmotor Almindelig forkortelse : LRE Funktioner : Brændstofkomponenter opbevares i tanke uden for forbrændingskammeret på XRD, de er i en flydende aggregeringstilstand . De føres ind i forbrændingskammeret gennem trykdyser. Trykket af flydende komponenter skabes enten ved hjælp af en turbopumpeenhed eller på grund af forskydningsforsyning på grund af øget tryk i tankene. Som regel antændes brændstofkomponenter spontant, når de blandes i forbrændingskammeret. Nogle gange kræver de første stadier af løfteraketter positiv tænding. Eksempel : RD-170 . Beskrivelse : Denne type er meget brugt på ballistiske missiler , bæreraketter til opsendelse af rumfartøjer i rummet. Raketmotorer med flydende drivmiddel giver mulighed for en bred vifte af trykstyring og gentagen tænding og slukning. Tiden til at bringe raketten fra lagertilstanden til tilstanden før affyring er betydelig (den kan nå titusvis af timer). Specifik impuls LRE (i vakuum) : når 3308 m/s ( RD-170 ). Specifik trykkraft (efter vægt) : op til 337,2 s ( RD-170 ). Træk rækkevidde :
  • Fra flere tiere newtons . Eksempel: S5.79 orienteringsmotor med en fremdrift på 122,6 N, som er en del af Joint Propulsion System (JPU). ODE blev først udviklet til orbitalstationen " Mir ", yderligere distribution blev modtaget på ISS [1] .
  • Op til flere meganewtons. Eksempel: den mest kraftfulde i verden (i skrivende stund - april 2017) RD-170 har en fremdrift ved havoverfladen på omkring 7,26 MN.
Solid raketmotor Almindelig forkortelse : solid propellant raket engine (RDTT). Funktioner : Brændstofkomponenter opbevares i CS. Eksempel : R-30 . Beskrivelse : Denne type motorer har så vigtige fordele som enkelhed og pålidelighed . Raketmotoren med fast drivmiddel har kort tid til at overføre fra lagertilstand til tilstand før affyring. Som regel er brændstofkomponenter en komprimeret blanding af brændstof og oxidationsmiddel. En ekstern flammekilde er påkrævet for at starte motoren. Efter start kører en sådan motor, indtil brændstoffet er helt opbrugt; gentagen start er umulig. Konstruktiv enkelhed og billighed førte til den udbredte brug af raketmotorer med fast drivmiddel i raketmodellering . Den har begrænset evne til at kontrollere mængden af ​​tryk. Retningen af ​​trykvektoren kan styres af gasror eller en roterende jetdyse. Typisk arbejdstid : Specifik trykkraft (efter vægt) : op til 269 s for rumfærgen MTKK sidebooster (i vakuum) [3] . Træk rækkevidde : Hybrid raketmotor Beskrivelse : En af komponenterne er i fast tilstand og opbevares i COP, de resterende komponenter tilføres på samme måde som en flydende motor. Giver dig mulighed for at kombinere designets enkelhed af en raketmotor med fast drivmiddel med de nyttige egenskaber ved en raketmotor (trykkontrol, flere opsendelser). Denne type er ikke udbredt. Eksempel : SpaceShipOnes suborbitale fly bruger en polybutadien / nitrogendioxid hybridmotor .

Efter antal komponenter

Enkeltkomponent (mono-brændstof)

Enkeltkomponentgasmotorer kan ikke klassificeres som CRD. Men der er adskillige tekniske implementeringer af enkeltkomponentmotorer, hvor kemisk energi frigives på grund af den eksoterme reaktion af dens katalytiske nedbrydning i forbrændingskammeret (f.eks. hydrogenperoxid eller hydrazin ) Eksempel: Skynet-2-kommunikationssatellitorienteringsmotorer » [5] ; eller som i Walther-cyklussen brændes ilten, der frigives ved den katalytiske nedbrydning af peroxid, op med brændstof blandet med peroxid (hydrazin, methanol).

To-komponent

De fleste af de tekniske implementeringer af HRD er af denne type. Brændstof består af et brændstof og et oxidationsmiddel.

Tre eller flere komponenter

Faktisk er denne type en ændring af den forrige. En ekstra komponent (komponenter) føjes til brændstoffet, der serverer:

Til raketmotorer med fast drivmiddel tilsættes ofte noget bindemiddel, normalt en polymer , til blandingen for at opnå en fast brændstofblok, der er egnet til langtidsopbevaring og ikke ødelægges mekanisk under forbrænding.

Historie

De første pulverraketter blev opfundet i Kina . Den nøjagtige dato for deres opfindelse er ukendt (den første skriftlige omtale går tilbage til det 13. århundrede). Disse missiler var fast drivmiddel.

I middelalderen blev raketter primært brugt til underholdning, til fyrværkeri . I Vesten udviklede den militære raketvidenskab sig fra begyndelsen af ​​det 19. århundrede ( Congreve raketter ), som et resultat af erobringen af ​​Mysore raketteknologi af England i slutningen af ​​det 18. århundrede , men fra midten af ​​det 19. århundrede, som et resultat af udviklingen af ​​riflet artilleri, som kom frem i effektivitet, var det i tilbagegang indtil det 20. århundrede. Interessen for raketter begyndte at vokse i 1920'erne og 1930'erne, da det blev klart, at raketfremdriftsprincippet var det eneste for uafhængig, kontrolleret flyvning i vakuum .

Med en relativt lav specifik impuls (sammenlignet med elektriske , ion- , plasmaraketmotorer ) udvikler kemiske raketmotorer større trækkraft, hvilket er vigtigt, når der skabes midler til at opsende en nyttelast i rumkredsløb eller til at udføre ikke alt for fjerne interplanetariske flyvninger i en relativt kort tid.

Fra midten af ​​2010'erne er alle de vigtigste raketmotorer, der bruges i militærraketter og løfteraketter til rumfartøjer , kemiske. Undtagelserne er forskellige korrigerende motorer og orienteringsmotorer. Samtidig er den grundlæggende grænse for brændstoffets energikapacitet allerede nået i kemiske motorer. Selv teoretisk er der ingen mulighed for en signifikant stigning i deres specifikke impuls, som er forbundet med en fundamental begrænsning af temperaturen af ​​forbrændingsprodukter i eksoterme kemiske reaktioner, hvilket begrænser den maksimale hastighed af gasudstrømning. Dette pålægger begrænsninger på mulighederne for raketteknologi ved hjælp af kemiske motorer på to områder, der allerede er mestret:

  • rumflyvninger i nær-jordens rum (både bemandet og ubemandet);
  • rumudforskning i solsystemet ved hjælp af automatiske køretøjer (for eksempel rumfartøjer af Venus- og Mars -serien, Voyager , Galileo , Cassini-Huygens , Ulysses ).

Hvis en kortvarig bemandet ekspedition til Mars eller Venus ved hjælp af kemiske motorer stadig synes teknisk mulig, så for bemandede flyvninger til at rejse til fjernere objekter i solsystemet, er størrelsen af ​​den raket, der kræves til dette, og varigheden af ​​flyvningen vanskelig. at implementere fra et synspunkt af moderne videnskab og teknologi.

Se også

Links

Litteratur

  • Glushko V.P. Cosmonautics. - M . : Soviet Encyclopedia, 1970.
  • Alemasov V. E., Dregalin A. F., Tishin A. P. Theory of Rocket Engines / Ed. V. P. Glushko. - M . : Mashinostroenie, 1989. - 464 s.

Noter

  1. ↑ Rekordbrækkende livstests af den jordbaserede analog af den internationale rumstations integrerede fremdriftssystem fortsætter . SIC RCP (4. oktober 2012). - "... uden bemærkninger blev den næste 40. session af driften af ​​den jordbaserede analog til orbitalstationens fælles fremdrivningssystem (JPU) udført.". Hentet 11. maj 2017. Arkiveret fra originalen 11. maj 2017.
  2. ↑ Lukashevich, Vadim Solid Fuel Accelerators (TTU) . Encyclopedia of winged space. Hentet 11. maj 2017. Arkiveret fra originalen 11. maj 2017.
  3. ↑ Amerikansk shuttle. rumfærge . Sponli - space online (28. marts 2014). Hentet 11. maj 2017. Arkiveret fra originalen 11. maj 2017.
  4. ↑ Dumoulin, Jim NSTS Shuttle Reference Manual  . NASA (31. august 2000). Hentet 11. maj 2017. Arkiveret fra originalen 11. maj 2017.
  5. ↑ LRE om enkeltkomponentbrændstof . I-Space. Hentet 11. maj 2017. Arkiveret fra originalen 11. maj 2017.
 Motorer
raketmotorer
Kemisk
Væske
Andet
Atomisk
Elektrisk
Andet
se også evighedsmaskine Gearmotor gummi motor