Импульсные источники питания и преобразователи. Как сделать импульсный блок питания своими руками. Видео о изготовлении простейшего импульсного питающего устройства
Топливо для жидкостных ракетных двигателей, применяемых в составе космических разгонных блоков и ступеней ракетоносителей, содержит горючее на основе метана и окислитель, при этом в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. Применение предлагаемого топлива на ракетоносителях среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции ракетоносителя по сравнению с применением топлива метан + кислород на ~2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин + кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%.
Предлагаемое топливо предназначено для использования в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), применяемых в составе космических разгонных блоков (РБ) и ступеней ракетоносителей (РН). Аналогом данного топлива является топливо керосин+кислород . Жидкий кислород в настоящее время является одним из наиболее распространенных окислителей в топливах ЖРД. Это связано с тем, что жидкий кислород является экологически безопасным компонентом топлива. При этом он дешев, не токсичен, умеренно пожароопасен и обеспечивает достаточно высокие энергетические характеристики топлив. Например, топливо керосин+кислород при давлении в КС 70 ата и геометрической степени расширения сопла 40 обеспечивает удельный пустотный импульс на ~ 8% больший, чем топливо керосин+AT, где в качестве окислителя используется азотный тетраксид. Керосин представляет собой углеводородное горючее, являющееся смесью природных углеводородов, получаемых при перегонке нефти. Получение керосина из природной нефти обусловливает его относительную дешевизну. Кроме того, керосин является малотоксичным веществом, относящимся к 4-ому (низшему) классу опасности, умеренно пожароопасен и обладает достаточно высокой плотностью, что положительно сказывается на его эксплуатационных достоинствах. В целом топливо керосин+кислород, является эффективным топливом с достаточно высокой плотностью ~ 1000 кг/м 3 и достаточно высоким удельным импульсом истечения продуктов его сгорания, что позволяет достаточно эффективно решать существующие задачи, стоящие перед современными средствами выведения. К недостаткам топлива керосин+кислород относятся: относительно большая разница температур эксплуатации жидкого кислорода (~ 90 К) и керосина (~ 290 К), что требует принятия специальных мер, компенсирующих температурные напряжения, возникающие в баке хранения окислителя при заправке его жидким кислородом, и необходимость использования баков хранения компонентов с раздельными днищами и значительной теплоизоляцией между баками. Это ведет к существенному увеличению массы баков хранения компонентов и к увеличению объема, занимаемого баками хранения компонентов топлива в двигательной установке, что также увеличивает массовые затраты на хранение топлива. Прототипом предлагаемого топлива является топливо метан+кислород . Метан является основной составляющей природных газов, поэтому его производство, по оценкам, будет даже дешевле, чем производство керосина. По энергетическим характеристикам это топливо превосходит топливо керосин+кислород: при указанных выше давлениях в КС и геометрической степени расширения сопла удельный импульс топлива метан+кислород будет выше удельного импульса топлива керосин+кислород на ~ 4%. Однако метан даже при температуре 91 К (температура его плавления 90,66 К) обладает низкой плотностью 455 кг/м 3 , при этом плотность топлива метан+кислород всего 830 кг/м 3 , что приводит к увеличению массовых затрат на его хранение ввиду необходимости увеличения объема баков хранения компонентов. Низкая плотность топлива метан+кислород и невозможность переохлаждения кислорда при использовании баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами ведут к тому, что для космических РБ существенно (на 20% по сравнению с керосин+кислород) снижается время возможного хранения топлива в околоземном пространстве. Поскольку температура плавления метана выше температуры кипения кислорода при давлении 1 ата (т.е. выше 90 К), то использование баков хранения компонентов топлива с совмещенными днищами даже для кипящего при 1 ата кислорода (а тем более при использовании переохлажденного кислорода, который кипит при более низком давлении) невозможно без использования межбаковой теплоизоляции. Кроме того, поскольку бак горючего заправлен криогенным метаном, то его надо теплоизолировать от внешних теплопритоков, что дополнительно увеличивает массовые затраты на хранение топлива. Все это ведет к существенному по сравнению с топливом керосин+кислород увеличению массы и габаритов баков хранения топлива метан+кислород, что значительно, а в некоторых случаях вплоть до нуля, снижает эффект, который можно было бы получить от более высокого удельного импульса прототипа. Задачей изобретения является увеличение плотности топлива и, как следствие, массовых затрат на его хранение в топливных баках. Энергетические характеристики топлива при этом не ухудшаются по сравнению с прототипом. Это достигается при применении топлива, содержащего горючее и окислитель, где в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%. При указанном содержании метана температура затвердевания такого горючего менее 90 К, т.е. при использовании в качестве окислителя, например, кипящего жидкого кислорода баки окислителя и горючего могут иметь общее днище, не покрытое теплоизоляцией. Кроме того, предлагаемое топливо для указанного интервала мольного соотношения метан - этилен будет иметь плотность от 900 до 970 кг/см 3 , что сравнимо с плотностью топлива керосин+кислород, а с учетом большой теплоемкости горючего в предлагаемом топливе возможное время пребывания космических РБ в околоземном пространстве будет таким же, как при использовании топлива керосин+кислород. При этом проведенные термодинамические расчеты показали, что удельный импульс продуктов истечения предлагаемого топлива будет таким же, как для топлива метан+кислород. Применение предлагаемого топлива на РН среднего класса с общим запасом топлива 300 т позволит снизить массу конструкции РН по сравнению с применением топлива метан+кислород на ~ 2%, что эквивалентно увеличению массы выводимого полезного груза на ~ 6,5%. По сравнению с использованием топлива керосин+кислород масса выводимого полезного груза увеличится на ~ 7,5%. Метан, как уже отмечалось выше, является основной составляющей природных газов, а этилен является широко распространенным сырьем для химической промышленности (например, при производстве полиэтилена), поэтому производство горючего для такого топлива не потребует создания новых производств и может быть освоено в достаточно короткие сроки. Стоимость предлагаемого топлива по оценкам будет сравнима со стоимостью топлива керосин+кислород. СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ 1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /в 2-х книгах/ под ред. В. М. Кудрявцева, изд. 4-е перераб. и доп. - М. "Высшая школа", 1993. - кн.1, стр.130-134. 2. Паушкин Я. М. Химический состав и свойства реактивных топлив. - М. Издательство академии наук СССР, 1958.- 376 с., ил. стр.302. 3. Синярев Г.Б. Жидкостные ракетные двигатели. - М. Государственное издательство оборонной промышленности. 1955. -488 стр., ил. стр.159 - 161. 4. Справочник по физико-техническим основам криогеники. /М.П.Малков.- 3-е изд., перераб. и доп. - М.:Энергоатомиздат, 1985, -432 с., ил. стр.217. 5. Справочник по разделению газовых смесей методом глубокого охлаждения. /И. И. Гельперин. - 2-е изд., перераб. - М. Государственное научно-техническое издательство химической литературы, 1963. - 512 с., ил. стр.232. 6. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания /в 3-х томах/ под ред. В.П. Глушко, - М. Всезоюзный институт научной и технической информации. 1968, т. 2, стр.177-308.
Формула изобретения
Топливо для жидкостных ракетных двигателей, содержащее горючее на основе метана и окислитель, отличающееся тем, что в качестве горючего используется смесь метана и этилена с мольным содержанием метана от 5 до 25%.
Похожие патенты:
Изобретение относится к способу работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее
Топливо для жидкостно-реактивного двигателя
Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.
Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД, является высокая теплотворная способность, т. е. большое количество тепла, выделяющееся при сгорании 1 кг топлива. Чем больше теплотворная способность, тем, при прочих равных условиях, больше скорость истечения и тяга двигателя. Более правильным является сравнение различных теплив не по их калорийности, а непосредственно по скорости истечения, которую они обеспечивают в равных условиях, или, что то же самое, по удельной тяге.
Помимо этого главного свойства топлив для ЖРД к ним обычно предъявляются и некоторые другие требования. Так например, большое значение имеет удельный вес топлива, так как запас топлива на самолете или ракете обычно ограничивается не его весом, а объемом топливных баков. Поэтому чем плотнее топливо, т. е. чем больше его удельный вес, тем больше по весу войдет топлива в те же топливные баки и, следовательно, будет больше продолжительность полета. Важно также, чтобы топливо не вызывало коррозии, т. е. разъедания ржавчиной, деталей двигателя, было просто и безопасно в хранении и перевозке, не было дефицитным по источникам сырья.
Наиболее часто в настоящее время в ЖРД применяются так называемые двухкомпонентные топлива, т. е. топлива раздельной подачи. Эти топлива состоят из двух жидкостей, хранящихся в отдельных баках; одна из этих жидкостей, обычно называемая горючим, чаще всего представляет собой вещество, принадлежащее к классу углеводородов, т. е. состоит из атомов углерода и водорода, а иногда содержит и атомы иных химических элементов - кислорода, азота и других. Горючим этот компонент (составную часть) топлива называют потому, что при его сгорании, т. е. соединении с кислородом, выделяется значительное количество тепла.
Другой компонент топлива, так называемый окислитель, содержит кислород, необходимый для сгорания, т. е. окисления горючего, почему этот компонент и получил название окислителя. Окислителем может служить чистый кислород в жидком состоянии, а также озон или какой-либо кислородоноситель, т. е. вещество, содержащее кислород в химически связанном виде: например, перекись водорода, азотная кислота и другие кислородные соединения. Как известно, в воздушно-реактивных двигателях, как и в обычных двигателях внутреннего сгорания, окислителем служит кислород атмосферы.
В случае двухкомпонентного топлива обе жидкости по отдельным трубопроводам подаются в камеру сгорания, где и происходит процесс горения, т. е. окисления горючего кислородом окислителя. При этом выделяется большое количество тепла, вследствие чего газообразные продукты сгорания приобретают высокую температуру.
Наряду с двухкомпонентными топливами существуют и так называемые однокомпонентные, или унитарные, топлива, т. е. топлива, представляющие собой одну жидкость. Однокомпонентным топливом может служить либо смесь двух веществ, реагирующих лишь в определенных условиях, которые создаются в камере, либо какое-нибудь химическое вещество, при некоторых условиях, обычно в присутствии соответствующего катализатора, разлагающееся с выделением тепла. Таким однокомпонентным топливом является, например, высоко-концентрированная (крепкая) перекись водорода.
Перекись водорода в качестве однокомпонентного топлива имеет лишь ограниченное применение. Это объясняется тем, что при реакции разложения перекиси водорода с образованием паров воды и газообразного кислорода выделяется лишь сравнительно небольшое количество тепла. Вследствие этого скорость истечения оказывается относительно невысокой, практически она не превышает 1200 м/сек . Так как температура реакции разложения невелика (около 500 °C), то такую реакцию обычно называют «холодной», в отличие от реакций со сгоранием, хотя бы с той же перекисью водорода в качестве окислителя, когда температура бывает в несколько раз больше («горячие» реакции). Мы потом познакомимся со случаями использования «холодной» реакции разложения перекиси водорода.
Практически все существующие жидкостно-реактивные двигатели работают на двухкомпонентном топливе. Однокомпонентные топлива не применяются, так как при значительной теплотворной способности, большей чем 800 кал/кг , они взрывоопасны. Состав топлива, т. е. выбор определенной пары «горючее-окислитель», может быть при этом самым различным, хотя в настоящее время предпочтение отдается нескольким определенным комбинациям, получившим наиболее широкое применение. Вместе с тем производятся энергичные поиски лучших топлив для ЖРД, и в этом отношении действительно имеются огромные возможности.
Применяемые в настоящее время двухкомпонентные топлива обычно делятся на самореагирующие, или самовоспламеняющиеся, и несамореагирующие, или топлива принудительного зажигания. Самовоспламеняющееся топливо, как показывает само название, состоит из таких компонентов «горючее - окислитель», которые при смешении их в камере сгорания двигателя самовоспламеняются. Реакция горения начинается сразу же после соприкосновения обоих компонентов и идет до полного израсходования одного из них. Несамовоспламеняющееся топливо требует специальных приспособлений для воспламенения смеси, т. е. для начала реакции горения. Эти запальные приспособления - впрыск каких-нибудь самовоспламеняющихся жидкостей, различные пиротехнические запалы, для сравнительно маломощных двигателей - электрическое зажигание и другие, - необходимы, однако, только при запуске двигателя, так как затем новые порции топлива, поступающего в камеру сгорания, воспламеняются от уже существующего в камере постоянного очага горения или, как говорят, факела пламени.
В настоящее время применяются как самовоспламеняющиеся, так и несамовоспламеняющиеся топлива и отдать предпочтение какому-либо одному из этих двух видов затруднительно, так как обоим типам топлива свойственны серьезные недостатки.
Несамовоспламеняющиеся топлива представляют большую опасность в эксплоатации, так как из-за неполадок в зажигании при запуске двигателя или возможных перебоев в горении при его работе, в камере сгорания даже за доли секунды накапливаются большие количества топлива. Это топливо, представляющее собой сильно взрывчатую смесь, затем воспламеняется, что чаще всего ведет к взрыву и катастрофе.
С другой стороны, известные самовоспламеняющиеся топлива обычно менее калорийны, чем несамовоспламеняющиеся. Кроме того, они должны применяться совместно с добавочными веществами, обеспечивающими энергичное начало и дальнейшее протекание реакции горения. Эти добавочные вещества, так называемые инициирующие вещества и катализаторы, добавляемые либо к окислителю, либо к горючему, усложняют эксплоатацию топлива, так как оно становится при этом неоднородным (приходится считаться с расслаиванием и другими свойствами неоднородных жидкостей). Пожалуй, наибольшим недостатком этих топлив является пожарная опасность при их эксплоатации. При малейшей течи компонентов топлива на самолете или ракете может возникнуть пожар, так как компоненты при смешении воспламеняются.
Мы упомянем лишь о наиболее распространенных топливах. В качестве окислителя в настоящее время наиболее часто применяются жидкий кислород и азотная кислота; применялась также перекись водорода. Каждый из этих окислителей имеет свои достоинства и недостатки. Жидкий кислород обладает тем преимуществом, что является 100 %-ным окислителем, т. е. не содержит в себе балластного вещества, не принимающего участия в горении (что имеет место для других двух окислителей), вследствие чего для сгорания того же количества горючего жидкого кислорода требуется по весу меньше, чем других окислителей. Одним из недостатков кислорода является то, что он при обычной температуре, как известно, находится в газообразном состоянии, вследствие чего для сжижения его приходится охлаждать до температуры минус 183 °C и хранить в специальных сосудах, типа дьюаровских, таких, например, какие применяются в термосах. Даже в таких сосудах кислород быстро испаряется, до 5 % в день. Перекись водорода, применявшаяся в качестве окислителя, имела очень высокую концентрацию, до 90 %; производство перекиси такой концентрации сложно и было освоено только в связи с ее применением в качестве окислителя для ЖРД. Концентрированная перекись весьма неустойчива, т. е. разлагается при хранении, которое поэтому становится серьезной задачей - для этой цели применялись различные стабилизирующие присадки. Азотная кислота неудобна тем, что в водных растворах вызывает коррозию многих металлов (обычно она хранится в алюминиевых баках).
В качестве горючих в настоящее время чаще всего применяются погоны нефти - керосин и бензин, а также спирт. Теоретически идеальным горючим является жидкий водород, в особенности с жидким кислородом в качестве окислителя, но его не применяют, так как такое топливо представляет большую опасность и его трудно хранить, а также потому, что жидкий водород имеет очень небольшой удельный вес (он почти в 15 раз легче воды), вследствие чего требует очень больших топливных баков.
В настоящее время наиболее часто применяют в качестве топлива для ЖРД либо керосин или бензин с азотной кислотой, либо спирт с жидким кислородом. Скорость истечения, которую обеспечивают эти топлива в современных двигателях, колеблется в пределах 2000–2500 м/сек , причем топлива с азотной кислотой дают значения, приближающиеся к нижнему из указанных пределов.
Сгорание жидкого водорода в жидком кислороде теоретически дало бы наибольшее значение скорости истечения, равное 3500 м/сек. Однако действительное значение скорости истечения при таком сгорании значительно меньше из-за различных потерь, в частности, из-за так называемой термической диссоциации, т. е. распада продуктов сгорания, который происходит при высокой температуре в камере сгорания и связан с затратой тепла.
В связи с большей калорийностью (теплотворной способностью) жидких топлив по сравнению с порохом скорость истечения газов в ЖРД получается большей, чем в пороховых двигателях, именно 2000–2500 м/сек вместо 1500–2000 м/сек . Для сравнения укажем, что при сгорании бензина в воздухе в современных воздушно-реактивных двигателях скорость истечения продуктов горения не превышает 700–800 м/сек .
Следует отметить, что применяющиеся в настоящее время топлива для ЖРД обладают серьезными недостатками, в первую очередь недостаточной калорийностью, и потому не могут считаться удовлетворительными. Подбор новых, улучшенных топлив - одна из важнейших задач совершенствования ЖРД. Однако более неотложной задачей является разработка таких конструкций ЖРД, которые позволили бы полностью использовать как лучшие из существующих, так и новые, более совершенные, топлива. Важнейшее требование, которое при этом предъявляется двигателю, это надежная работа при очень высоких температурах, развивающихся при сгорании высококалорийных топлив.
Из книги Правила технической эксплуатации тепловых энергоустановок в вопросах и ответах. Пособие для изучения и подготовки к проверке знаний автора Красник Валентин Викторович4. ТОПЛИВНОЕ ХОЗЯЙСТВО. ТВЕРДОЕ, ЖИДКОЕ И ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО 4.1. Общие положения Вопрос 122. Что обеспечивает учет всего топлива по количеству и качеству при его поступлении в организацию, расходовании на производство и хранении на складах и в резервуарах?Ответ. При
Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир4.2. Хранение и подготовка топлива Твердое топливо Вопрос 125. Каким оборудованием оснащаются склады твердого топлива?Ответ. Оснащаются оборудованной для разгрузки топлива, укладки его в штабеля, погрузки, взвешивания, обеспечения условий хранения топлива (послойные
Из книги Ремонт японского автомобиля автора Корниенко СергейЖидкое топливо Вопрос 131. Какие параметры пара при сливе мазута необходимо обеспечить в паропроводах приемосливного устройства?Ответ. Необходимо обеспечить следующие параметры пара: давление 0,8–1,3 МПа (8-13 кгс/см2) с температурой не выше 250 °C.На мазутосливе (в цистернах,
Из книги Над картой Родины автора Михайлов Николай НиколаевичВыхлоп двигателя дымный. В картер двигателя поступает повышенный объем газов Диагностирование двигателя по цвету дыма из выхлопной трубы Сине-белый дым – неустойчивая работа двигателя. Рабочая фаска клапана подгорела. Оценить состояние газораспределительного
Из книги Что нас ждет, когда закончится нефть, изменится климат, и разразятся другие катастрофы автора Кунстлер Джеймс ГовардИз книги Правила технической эксплуатации тепловых энергоустановок автора Коллектив авторов
Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб,
Из книги Справочник по строительству и реконструкции линий электропередачи напряжением 0,4–750 кВ автора Узелков Борис Из книги автора Из книги автора Из книги автора4. ТОПЛИВНОЕ ХОЗЯЙСТВО. ТВЕРДОЕ, ЖИДКОЕ И ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО 4.1. Общие положения4.1.1. Эксплуатация оборудования топливного хозяйства должна обеспечивать своевременную, бесперебойную подготовку и подачу топлива в котельную. Должен обеспечиваться запас основного и
Из книги автора6.1.1. Топливо Бензин. Для обеспечения надежной работы карбюраторных двигателей на всех режимах бензины должны обладать: высокой детонационной стойкостью; оптимальным фракционным составом; малым содержанием смоло– и нагарообразующих соединений и
Была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.
В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон , выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5 , первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 г.
В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.
Сфера использования, преимущества и недостатки
Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО "Энергомаш"
Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД
Рис. 1 Схема двукомпонентного ЖРД
1 - магистраль окислителя
2 - магистраль горючего
3 - насос окислителя
4 - насос горючего
5 - турбина
6 - газогенератор
7 - клапан газогенератора (окислитель)
8 - клапан газогенератора (горючее)
9 - главный клапан окислителя
10 - главный клапан горючего
11 - выхлоп турбины
12 - смесительная головка
13 - камера сгорания
14 - сопло
Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.
На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.
Топливная система
Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.
Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например, в двигательных установках ракет-носителей.
На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, - с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).
Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл , при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.
В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.
При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная , при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давленнием наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.
При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 - 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон - служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).
Форсуночная головка
- узел, в котором смонтированы форсунки
, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1 (англ.)
, например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:
- Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
- Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
- Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .
Система охлаждения
Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.
Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой , которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.
Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы - «регенеративная».
Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.
В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит , РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.
Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего . Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.
Запуск ЖРД
Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.
Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися , то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.
После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.
Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:
- Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
- Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи смесительной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
- Пиротехнический воспламенитель. Вблизи смесительной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .
Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.
Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.
Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».
Система автоматического управления ЖРД
Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:
- Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
- Поддержание стабильного режима работы.
- Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
- Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
- Регулирование соотношения расхода компонентов.
Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 - позиции 7, 8, 9 и 10).
Компоненты топлива
Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.
Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.
Таблица 1.| Окислитель | Горючее | Усреднённая плотность топлива , г /см³ |
Температура в камере сгорания, °К |
Пустотный удельный импульс, с |
|---|---|---|---|---|
| Кислород | Водород | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Керосин | 1,036 | 3755 | 335 | |
| 0,9915 | 3670 | 344 | ||
| Гидразин | 1,0715 | 3446 | 346 | |
| Аммиак | 0,8393 | 3070 | 323 | |
| Тетраоксид диазота | Керосин | 1,269 | 3516 | 309 |
| Несимметричный диметилгидразин | 1,185 | 3469 | 318 | |
| Гидразин | 1,228 | 3287 | 322 | |
| Фтор | Водород | 0,621 | 4707 | 449 |
| Гидразин | 1,314 | 4775 | 402 | |
| Пентаборан | 1,199 | 4807 | 361 |
Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.
Трёхкомпонентные ЖРД
С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701 , который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС .
Возможно также использование двух топлив одновременно - например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550-560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.
Управление ракетой
В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции - создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры
ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов - сильфонов . При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая - в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый - в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий
Ракетные Двигатели
Реферат выполнила
Ученица 9Б класса
Кожасова Индира
введение. 2
назначение и виды ракетных двигателей. 2
Термохимические ракетные двигатели. 3
Ядерные ракетные двигатели. 6
другие виды ракетных двигателей. 8
Электрические ракетные двигатели. 9
Использованная литература. 10
Ракетный двигатель – это реактивный двигатель, не использующий для работы окружающую среду (воздух, воду). Наиболее широко применяются химические ракетные двигатели. Разрабатываются и испытываются другие виды ракетных двигателей – электрические, ядерные и другие. На космических станциях и аппаратах широко применяют и простейшие ракетные двигатели, работающие на сжатых газах. Обычно в качестве рабочего тела в них используют азот.
По назначению ракетные двигатели подразделяют на несколько основных видов: разгонные (стартовые), тормозные, маршевые, управляющие и другие. Ракетные двигатели в основном применяются на ракетах (отсюда взято название). Кроме этого ракетные двигатели иногда применяют в авиации. Ракетные двигатели являются основными двигателями в космонавтике.
По виду применяемого топлива (рабочего тела) ракетные двигатели подразделяются на:
Твердотопливные
Жидкостные
Военные (боевые) ракеты обычно имеют твердотопливные двигатели. Это связанно с тем, что такой двигатель заправляется на заводе и не требует обслуживания весь срок хранения и службы самой ракеты. Часто твердотопливные двигатели применяют как разгонные для космических ракет. Особенно широко, в этом качестве, их применяют в США, Франции, Японии и Китае.
Жидкостные ракетные двигатели имеют более высокие тяговые характеристики, чем твердотопливные. Поэтому их применяют для вывода космических ракет на орбиту вокруг Земли и на межпланетные перелёты. Основными жидкими топливами для ракет являются керосин, гептан (диметилгидразин) и жидкий водород. Для таких видов топлива обязательно необходим окислитель (кислород). В качестве окислителя в таких двигателях применяют азотную кислоту и сжиженный кислород. Азотная кислота уступает сжиженному кислороду по окислительным свойствам, но не требует поддержания особого температурного режима при хранении, заправки и использовании ракет.
Двигатели для космических полетов отличаются от земных тем, что они при возможно меньшей массе и объеме должны вырабатывать как можно большую мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие требования, как исключительно высокая эффективность и надежность, значительное время работы. По виду используемой энергии двигательные установки космических аппаратов подразделяются на четыре типа: термохимические, ядерные, электрические, солнечно – парусные. Каждый из перечисленных типов имеет свои преимущества и недостатки и может применяться в определенных условиях.
В настоящее время космические корабли, орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся в космос ракетами, оснащенными мощными термохимическими двигателями. Существуют также миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная копия мощных двигателей. Некоторые из них могут уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень мала, но её бывает достаточно, чтобы управлять положением корабля в пространстве.
Известно, что в двигателе внутреннего сгорания, топке парового котла – всюду, где происходит сгорание, самое активное участие принимает атмосферный кислород. В космическом пространстве воздуха нет, а для работы ракетных двигателей в космическом пространстве необходимо иметь два компонента – горючее и окислитель.
В жидкостных термохимических ракетных двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин, бензин, анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий водород. В качестве окислителя применяют жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота. Возможно, в будущем будет применяться в качестве окислителя жидкий фтор, когда будут изобретены способы хранения и использования такого активного химического вещества.
Горючее и окислитель для жидкостных реактивных двигателей хранятся раздельно, в специальных баках и с помощью насосов подаются в камеру сгорания. При их соединении в камере сгорания развивается температура до 3000 – 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь, приобретают скорость от 2500 до 4500 м/с. Отталкиваясь от корпуса двигателя, они создают реактивную тягу. При этом, чем больше масса и скорость истечения газов, тем больше силы тяги двигателя.
Удельную тягу двигателей принято оценивать величиной тяги создаваемой единицей массы топлива сгораемой за одну секунду. Эту величину называют удельным импульсом ракетного двигателя и измеряют в секундах (кг тяги / кг сгоревшего топлива в секунду). Лучшие твердотопливные ракетные двигатели имеют удельный импульс до 190 с., то есть 1 кг топлива сгорающий за одну секунду создает тягу 190 кг. Водородно-кислородный ракетный двигатель имеет удельный импульс 350 с. Теоретически водородно-фторовый двигатель может развить удельный импульс более 400 с.
Обычно применяемая схема жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом. Сжатый газ создает необходимый напор в баках с криогенным горючим, для предотвращения возникновения газовых пузырей в трубопроводах. Насосы подают топливо в ракетные двигатели. Топливо впрыскивается в камеру сгорания через большое количество форсунок. Также через форсунки в камеру сгорания впрыскивают и окислитель.
В любой машине при сгорании топлива образуются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро прогорит, из какого бы материала она ни была сделана. Жидкостный реактивный двигатель, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива. Для этого камеру делают двух стеночной. В зазоре между стенками протекает холодный компонент топлива.
Большую силу тяги создает двигатель, работающий на жидком кислороде и жидком водороде. В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со скоростью немногим больше 4 км/с. Температура этой струи около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного пара, который образуется при сгорании водорода и кислорода. Основные данные типичных топлив для жидкостных реактивных двигателей приведены в таблице №1
Но у кислорода наряду с достоинствами 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 его хранить под большим давлением в массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский, первым предложивший кислород в качестве компонента ракетного топлива, говорил о жидком кислороде как о компоненте без которого космические полеты не будут возможны.
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 долго держать снаряженной ракету, двигатель которой использует в качестве окислителя жидкий кислород. Заправлять кислородный бак такой ракеты приходится непосредственно перед запуском. Если такое возможно для космических и других ракет гражданского назначения, то для военных ракет, которые требуется поддерживать в готовности к немедленному запуску в течение длительного времени такое неприемлемо. Азотная кислота не обладает таким недостатком и поэтому является «сохраняющимся» окислителем. Этим объясняется её прочное положение в ракетной технике, особенно военной, несмотря на существенно меньшую силу тяги, которую она обеспечивает.
Использование наиболее сильного из всех известных химии окислителей – фтора позволит существенно увеличить эффективность жидкостных реактивных двигателей. Однако жидкий фтор очень неудобен в эксплуатации и хранении из-за ядовитости и низкой температуры кипения (-188°С). Но это не останавливает ученых-ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе уже существуют и испытываются в лабораториях и на экспериментальных стендах.
Советский ученый Ф.А. Цандер еще в тридцатые годы в своих трудах предложил использовать в межпланетных полетах в качестве горючего легкие металлы, из которых будет изготовлен космический корабль – литий, бериллий, алюминий и др. В особенности как добавку к обычному топливу, например водородно-кислородному. Подобные «тройные композиции» способны обеспечить наибольшую из возможных для химических топлив скорость истечения – до 5 км/с. Но это уже практически предел ресурсов химии. Большего она практически сделать не может.
Хотя в предлагаемом описании пока преобладают жидкостные ракетные двигатели, нужно сказать, что первым в истории человечества был создан термохимический ракетный двигатель на твердом топливе – РДТТ.
Топливо – например специальный порох – находится непосредственно в камере сгорания. Камера сгорания с реактивным соплом, заполненная твердым топливом – вот и вся конструкция. Режим сгорания твердого топлива зависит от предназначения РДТТ (стартовый, маршевый или комбинированный). Для твердотопливных ракет применяемых в военном деле характерно наличие стартового и маршевого двигателей. Стартовый РДТТ развивает большую тягу на очень короткое время, что необходимо для схода ракеты с пусковой установки и её первоначального разгона. Маршевый РДТТ предназначен для поддержания постоянной скорости полета ракеты на основном (маршевом) участке траектории полета. Различия между ними заключаются в основном в конструкции камеры сгорания и профиле поверхности горения топливного заряда, которые определяют скорость горения топлива от которой зависит время работы и тяга двигателя. В отличие от таких ракет космические ракеты-носители для запуска спутников Земли, орбитальных станций и космических кораблей, а также межпланетных станций работают только в стартовом режиме со старта ракеты до вывода объекта на орбиту вокруг Земли или на межпланетную траекторию.
В целом твердотопливные ракетные двигатели на имеют много преимуществ перед двигателями на жидком топливе: они просты в изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к действию, относительно взрывобезопасны. Но по удельной тяге твердотопливные двигатели на 10-30% уступают жидкостным.
Один из основных недостатков ракетных двигателей, работающих на жидком топливе, связан с ограниченной скоростью истечения газов. В ядерных ракетных двигателях представляется возможным использовать колоссальную энергию, выводящуюся при разложении ядерного «горючего», для нагревания рабочего вещества.
Принцип действия ядерных ракетных двигателей почти не отличается от принципа действия термохимических двигателей. Разница заключается в том, что рабочее тело нагревается не за счет своей собственной химической энергии, а за счет «посторонней» энергии, выделяющейся при внутриядерной реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный реактор, в котором происходит реакция деления атомных ядер (например, урана), и при этом нагревается.
У ядерных ракетных двигателей отпадает необходимость в окислителе и поэтому может быть использована только одна жидкость.
В качестве рабочего тела целесообразно применять вещества, позволяющие двигателю развивать большую силу тяги. Этому условию наиболее полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак, гидразин и вода.
Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подразделяют на радиоактивные превращения, реакции деления тяжелых ядер, реакцию синтеза легких ядер.
Радиоизотопные превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить вещество массой 1кг) искусственных радиоактивных изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так, для 210 Ро она равна 5*10 8 КДж/кг, в то время как для наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*10 4 КДж/кг.
К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока не рационально. Причина этого – высокая стоимость изотопного вещества и трудности эксплуатации. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при его транспортировке в специальном контейнере и при стоянке ракеты на старте.
В ядерных реакторах используется более энергопроизводительное топливо. Так, удельная массовая энергия 235 U (делящегося изотопа урана) равна 6,75*10 9 КДж/кг, то есть примерно на порядок выше, чем у изотопа 210 Ро. Эти двигатели можно «включать» и «выключать», ядерное горючее (233 U, 235 U, 238 U, 239 Pu) значительно дешевле изотопного. У таких двигателей в качестве рабочего тела может применяться не только вода, но и более эффективные рабочие вещества – спирт, аммиак, жидкий водород. Удельная тяга двигателя с жидким водородом равна 900 с.
В простейшей схеме ядерного ракетного двигателя с реактором, работающим на твердом ядерном горючем рабочее тело размещено в баке. Насос подает его в камеру двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью выбрасывается через сопло наружу.
Ядерное горючее по запасу энергии превосходит любой другой вид топлива. Тогда возникает закономерный вопрос – почему же установки на этом горючем имеют все-таки сравнительно небольшую удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная тяга твердофазного ядерного ракетного двигателя ограничена температурой делящегося вещества, а энергетическая установка при работе испускает сильное ионизирующее излучение, оказывающее вредное действие на живые организмы. Биологическая защита от таких излучений имеет большой вес не применима на космических летательных аппаратах.
Практические разработки ядерных ракетных двигателей, использующих твердое ядерное горючее, были начаты в середине 50-х годов 20-го столетия в Советском Союзе и США, почти одновременно со строительством первых ядерных электростанций. Работы проводились в обстановке повышенной секретности, но известно, что реального применения в космонавтике такие ракетные двигатели до сих пор не получили. Все пока ограничилось использованием изотопных источников электроэнергии относительно небольшой мощности на беспилотных искусственных спутниках Земли, межпланетных космических аппаратах и всемирно известном советском «луноходе».
Существуют и более экзотические проекты ядерных ракетных двигателей, в которых делящееся вещество находится в жидком, газообразном или даже плазменном состоянии, однако реализация подобных конструкций на современном уровне техники и технологий нереальна.
Существуют, пока на стадии теоретической или лабораторной следующие проекты ракетных двигателей:
Импульсные ядерные ракетные двигатели использующие энергию взрывов небольших ядерных зарядов;
Термоядерные ракетные двигатели, в которых в качестве топлива может использоваться изотоп водорода. Энергопроизводительность водорода в такой реакции составляет 6,8*10 11 КДж/кг, то есть примерно на два порядка выше производительности ядерных реакций деления;
Солнечно-парусные двигатели – в которых используется давление солнечного света (солнечный ветер), существование которого опытным путем доказал русский физик П.Н. Лебедев еще в 1899 году. Расчетным путем ученые установили, что аппарат массой в 1 т, снабженный парусом диаметром 500 м, может долететь от Земли до Марса примерно за 300 суток. Однако эффективность солнечного паруса быстро уменьшается с удалением от Солнца.
Почти все рассмотренные выше ракетные двигатели, развивают огромную силу тяги и предназначены для вывода космических аппаратов на орбиту вокруг Земли и разгона их до космических скоростей для межпланетных полетов. Совсем другое дело – двигательные установки для уже выведенных на орбиту или на межпланетную траекторию космических аппаратов. Здесь, как правило, нужны двигатели малой мощности (несколько киловатт или даже ватт) способные работать сотни и тысячи часов и многократно включаться и выключаться. Они позволяют поддерживать полет на орбите или по заданной траектории, компенсируя сопротивление полету создаваемое верхними слоями атмосферы и солнечным ветром.
В электрических ракетных двигателях разгон рабочего тела до определенной скорости производится нагреванием его электрической энергией. Электроэнергия поступает от солнечных батарей или атомной электростанции. Способы нагревания рабочего тела различны, но реально применяется в основном электродуговой. Он показал себя очень надежным и выдерживает большое количество включений. В качестве рабочего тела в электродуговых двигателя применяют водород. С помощью электрической дуги водород нагревается до очень высокой температуры и он превращается в плазму - электрически нейтральную смесь положительных ионов и электронов. Скорость истечения плазмы из двигателя достигает 20 км/с. Когда ученые решат проблему магнитной изоляции плазмы от стенок камеры двигателя, тогда можно будет значительно повысить температуру плазмы и довести скорость истечения до 100 км/с.
Первый электрический ракетный двигатель был разработан в Советском Союзе в 1929-1933 гг. под руководством В.П. Глушко (впоследствии он стал создателем двигателей для советских космических ракет и академиком) в знаменитой газодинамической лаборатории (ГДЛ).
1. Советский энциклопедический словарь
2. С.П. Уманский. Космонавтика сегодня и завтра. Кн. Для учащихся.
- тягу невозможно контролировать
- после зажигания двигатель нельзя отключить или запустить повторно
Недостатки означают, что твердотопливные ракеты полезны для непродолжительных задач (ракеты) или систем ускорения. Если вам понадобится управлять двигателем, вам придется обратиться к системе жидкого топлива.
Жидкотопливные ракеты
В 1926 году Роберт Годдард испытал первый двигатель на основе жидкого топлива. Его двигатель использовал бензин и жидкий кислород. Также он пытался решить и решил ряд фундаментальных проблем в конструкции ракетного двигателя, включая механизмы накачки, стратегии охлаждения и рулевые механизмы. Именно эти проблемы делают ракеты с жидким топливом такими сложными.
Основная идея проста. В большинстве жидкотопливных ракетных двигателях топливо и окислитель (например, бензин и жидкий кислород) закачиваются в камеру сгорания. Там они сгорают, чтобы создать поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет (от 8000 до 16 000 км/ч, как правило), а после выходят. Ниже вы найдете простую схему.
Эта схема не показывает фактические сложности обычного двигателя. К примеру, норальное топливо - это холодный жидкий газ вроде жидкого водорода или жидкого кислорода. Одной из крупных проблем такого двигателя является охлаждение камеры сгорания и сопла, поэтому холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей, чтобы охладить их. Насосы должны генерировать чрезвычайно высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо. Вся эта подкачка и охлаждение делает ракетный двигатель больше похожим на неудачную попытку сантехнической самореализации. Давайте посмотрим на все виды комбинаций топлива, используемого в жидкотопливных ракетных двигателях:
- Жидкий водород и жидкий кислород (основные двигатели космических шаттлов).
- Бензин и жидкий кислород (первые ракеты Годдарда).
- Керосин и жидкий кислород (использовались на первой ступени «Сатурна-5» в программе «Аполлон»).
- Спирт и жидкий кислород (использовались в немецких ракетах V2).
- Четырехокись азота/монометилгидразин (использовались в двигателях «Кассини»).
Будущее ракетных двигателей
Мы привыкли видеть химические ракетные двигатели, которые сжигают топливо для производства тяги. Но есть масса других способов для получения тяги. Любая система, которая способна толкать массу. Если вы хотите ускорить бейсбольный мячик до невероятной скорости, вам нужен жизнеспособный ракетный двигатель. Единственная проблема при таком подходе - это выхлоп, который будет тянуться через пространство. Именно эта небольшая проблема приводит к тому, что ракетные инженеры предпочитают газы горящим продуктам.
Многие ракетные двигатели крайне малы. К примеру, двигатели ориентации на спутниках вообще не создают большую тягу. Иногда на спутниках практически не используется топливо - газообразный азот под давлением выбрасывается из резервуара через сопло.
Новые конструкции должны найти способ ускорить ионы или атомные частицы до высокой скорости, чтобы сделать тягу более эффективной. А пока будем пытаться делать и ждать, что там еще выкинет Элон Маск со своим SpaceX.
