Статья:

Жидкостные ракетные двигатели

Конференция: L Студенческая международная научно-практическая конференция «Молодежный научный форум: технические и математические науки»

Секция: Технические науки

Выходные данные
Малышев Е.Р., Никулов М.К. Жидкостные ракетные двигатели // Молодежный научный форум: Технические и математические науки: электр. сб. ст. по мат. L междунар. студ. науч.-практ. конф. № 10(50). URL: https://nauchforum.ru/archive/MNF_tech/10(50).pdf (дата обращения: 19.10.2019)
Лауреаты определены. Конференция завершена
Эта статья набрала 0 голосов
Мне нравится
Дипломы
лауреатов
Сертификаты
участников
Дипломы
лауреатов
Сертификаты
участников
на печатьскачать .pdfподелиться

Жидкостные ракетные двигатели

Малышев Евгений Романович
студент, Южно-Уральский государственный университет, РФ, г. Челябинск
Никулов Михаил Константинович
студент, Южно-Уральский государственный университет, РФ, г. Челябинск

 

Ракетным двигателем (РД) называют реактивный двигатель, не использующий для своей работы из окружающей среды ни энергию, ни рабочее тело. Таким образом, РД – это установка, имеющая источник энергии и запас рабочего тела и предназначенная для получения тяги путем преобразования любого вида энергии в кинетическую энергию рабочего тела, отбрасываемого от двигателя в окружающую среду.

Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) – химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы [1].

Может функционировать в атмосфере и в космическом (межпланетном) пространстве. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.

ЖРД – основной тип двигателей на космических кораблях. Широко применяется также в высотных исследованиях и боевых баллистических ракетах дальнего действия, зенитных управляемых ракетах; ограниченно – в боевых ракетах других классов, на экспериментальных самолётах и др.

Типы ракетных двигателей

Двигатели, использующие ядерную, электрическую и тепловую энергию, составляют класс нехимических РД. Эти двигатели пока находятся в стадии теоретических разработок и опытных исследований.

Большинство практически применяемых в настоящее время РД используют химическую энергию, носителем которой является топливо. Топливо может быть одно-, двух- и трёхкомпонентным. Чаще всего используют двухкомпонентное топливо, состоящее из горючего и окислителя. Источником энергии в этом случае является реакция горения (экзотермическая, идущая с выделением тепла). Экзотермической реакцией может быть также реакция разложения некоторых веществ, или ассоциация (рекомбинация) атомов и радикалов. Химическая энергия топлива преобразуется в камере сгорания (КС) в тепловую энергию продуктов реакции (продуктов сгорания). Затем тепловая энергия в сопле переходит в кинетическую энергию вытекающих продуктов сгорания (ПС), в результате чего образуется реактивная сила (тяга).

Химические РД (в зависимости от агрегатного состояния топлива до его использования в двигателе) можно разделить на следующие основные группы:

·     жидкостные ракетные двигатели (ЖРД);

·     ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ);

·     гибридные (комбинированные) ракетные двигатели (ГРД), использующие топливо смешанного агрегатного состояния [2].

Устройство и принцип действия ЖРД

Основной агрегат ЖРД, где создается тяга, – это камера сгорания двигателя. На рисунке 1 приведена камера ЖРД, работающая на двухкомпонентном топливе. Она состоит из камеры сгорания 6 и сопла 7, конструктивно представляющие собой одно целое. Камера сгорания имеет смесительную головку 4, на которой размещены специальные устройства – форсунки 3 и 5, служащие для подачи компонентов топлива в КС. Стенки камеры изготавливают, как правило, двойными для создания зазора между внутренней огневой стенкой 2 и наружной силовой рубашкой 1, связанных между собой с помощью гофров, ребер или выштамповок. По зазору протекает компонент или компоненты топлива, охлаждающие КС.

 

Рисунок 1. Схема камеры ЖРД

 

Рабочий процесс в камере ЖРД можно представить в следующем виде. Горючее и окислитель впрыскиваются под давлением в камеру сгорания через форсунки, дробятся на мелкие капли, перемешиваются, испаряются и воспламеняются. Воспламенение (зажигание) топлива может осуществляться химическими, пиротехническими и электрическими средствами (часто компоненты топлива являются самовоспламеняющимися).

Топливо после воспламенения горит при высоких давлениях (в некоторых случаях до 15–20 МПа и более). При горении топлива образуются газообразные продукты сгорания (рабочее тело), нагретые до высоких температур (3000-4500 К), которые истекают из камеры сгорания в окружающее пространство через сопло. По мере движения ПС по длине сопла температура и давление их уменьшаются, а скорость возрастает, переходя через скорости звука в минимальном (критическом) сечении сопла. На выходе из сопла скорость истечения достигает 2700-4500 м/с. Чем больше секундный расход массы и скорость газа на выходе из сопла, тем больше тяга, создаваемая КС [3].

Примерный характер изменения температуры Т, давления р и скорости w топлива и газов по длине камеры ЖРД изображен на рисунке 2.

 

Рисунок 2. Измерение давления p, температуры T и скорости движения продуктов сгорания w по длине камеры ЖРД: о – окислитель; г – горючее; нк – сечение начала; к – сечение конца; кр – критическое сечение; а – сечение среза сопла

 

Высокие термо- и газодинамические параметры (давление, температура, скорость) газа, а также коррозионное и эрозионное воздействие ПС на стенку камеры создают чрезвычайно тяжелые условия ее работы. Обычно для надежной работы камеры помимо интенсивного наружного (регенеративного) охлаждения применяют специальные методы защиты: пристеночную зону с пониженной температурой газа (внутреннее охлаждение), специальные термостойкие покрытия стенок и т. д. Применение внутреннего охлаждения, как правило, уменьшает удельный импульс, что невыгодно, так как снижается экономичность двигательной установки.

В общем же случае ЖРД состоит из КС (или нескольких камер), систем регулирования и подачи компонентов топлива, исполнительных устройств для создания управляющих моментов, соединительных магистралей и т. п. Система регулирования осуществляет автоматическое поддержание или программированное изменение параметров в камере для обеспечения заданных величин тяги, определенного соотношения компонентов, устойчивой работы КС, а также управляет переходными процессами, например запуском и остановкой двигателя. Для системы регулирования применяют различные клапаны, редукторы, запальные устройства и другие элементы, называемые органами автоматики, назначение которых – осуществление определенных измерений в заданной последовательности [3].

Компоненты в камеру сгорания подают или с помощью вытеснительной системы подачи, или с помощью насоса. В последнем случае систему называют насосной. Обычно для привода насосов используют турбину. Поэтому агрегат, состоящий из насосов и турбин, называют турбонасосным (ТНА). Рабочее тело для привода турбины обычно получают в газогенераторе (ГГ). Моменты, управляющие летательным аппатаром, как правило, создаются либо поворотом камеры ЖРД относительно оси, либо изменением величины тяг неподвижных камер.

ЖРД занимает особое место в ракетной технике и широко используется в освоении космического пространства.

Заключение

Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей.

Основными преимуществами ЖРД являются:

· наивысший удельный импульс в классе;

· возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;

· значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.

Среди недостатков ЖРД можно выделить:

· более сложное устройство и дороговизна;

· повышенные требования к безопасной транспортировке;

· в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива [4].

Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.

 

Список литературы:
1. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учебник – 3-е изд., доп. – М.: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2016 – 461 с.
2. Жуковский А. Е. Испытания жидкостных ракетных двигателей: Монография – М.: Книга по Требованию, 2012 – 101 c.
3. Мелькумов Т. М. и др. Ракетные двигатели: Учебное пособие – М.: Машиностроение, 2012 – 400 c.
4. Рассел Джесси Жидкостный ракетный двигатель: Монография – М.: VSD, 2012 – 112 c.