Come funziona e funziona un motore a propellente liquido
I motori a propellente liquido sono attualmente utilizzati come motori per missili di difesa aerea pesanti, missili a lungo raggio e stratosferici, aerei a razzo, bombe a razzo, siluri aerei, ecc. A volte gli LRE vengono utilizzati anche come motori di avviamento per facilitare il decollo degli aerei.
Tenendo presente lo scopo principale di LRE, conosceremo il loro design e il loro funzionamento utilizzando due motori come esempi: uno per un razzo a lungo raggio o stratosferico, l'altro per un razzo. Questi particolari motori non sono affatto tipici e, ovviamente, inferiori nei loro dati agli ultimi motori di questo tipo, ma sono comunque caratteristici in molti modi e danno un'idea abbastanza chiara del moderno propellente liquido motore.
LRE per razzi a lungo raggio o stratosferici
Razzi di questo tipo sono stati usati come proiettili super pesanti a lungo raggio o per esplorare la stratosfera. Per scopi militari, furono usati dai tedeschi per bombardare Londra nel 1944. Questi missili avevano circa una tonnellata di esplosivo e un raggio di volo di circa 300 km. Durante l'esplorazione della stratosfera, la testa del razzo trasporta varie apparecchiature di ricerca invece di esplosivi e di solito ha un dispositivo per la separazione dal razzo e la discesa con il paracadute. Altezza di sollevamento del razzo 150–180 km.
L'aspetto di un tale razzo è mostrato in Fig. 26, e la sua sezione in Fig. 27. Le figure delle persone in piedi accanto al razzo danno un'idea delle dimensioni impressionanti del razzo: la sua lunghezza totale è 14 m, diametro circa 1,7 m e piumaggio circa 3,6 m, il peso di un razzo dotato di esplosivo è di 12,5 tonnellate.
Figura. 26. Prepararsi a lanciare un razzo stratosferico.
Il razzo è azionato da un motore a propellente liquido situato nella sua parte posteriore. La vista generale del motore è mostrata in Fig. 28. Il motore funziona con carburante a due componenti: alcol vino (etilico) ordinario con una forza del 75% e ossigeno liquido, che sono immagazzinati in due grandi serbatoi separati, come mostrato in Fig. 27. Lo stock di carburante sul razzo è di circa 9 tonnellate, che è quasi 3/4 del peso totale del razzo e, in termini di volume, i serbatoi di carburante costituiscono la maggior parte dell'intero volume del razzo. Nonostante una quantità così grande di carburante, è sufficiente solo per 1 minuto di funzionamento del motore, poiché il motore consuma più di 125 kg carburante al secondo.
Figura. 27. Una sezione di un missile a lungo raggio.
La quantità di entrambi i componenti del carburante, alcol e ossigeno, viene calcolata in modo che si esauriscano contemporaneamente. Poiché per combustione 1 kg l'alcol in questo caso ne consuma circa 1,3 kg ossigeno, il serbatoio del carburante contiene circa 3,8 tonnellate di alcol e il serbatoio dell'ossidante contiene circa 5 tonnellate di ossigeno liquido. Pertanto, anche nel caso dell'alcol, che per la combustione richiede molto meno ossigeno rispetto alla benzina o al cherosene, il riempimento di entrambi i serbatoi con solo carburante (alcol) utilizzando l'ossigeno atmosferico aumenterebbe la durata del motore da due a tre volte. È qui che entra in gioco la necessità di avere un ossidante a bordo di un razzo.
Figura. 28. Motore a razzo.
Sorge involontariamente la domanda: come fa un razzo a coprire una distanza di 300 km se il motore funziona solo per 1 minuto? Questo è spiegato in Fig. 33, che mostra la traiettoria del razzo, nonché la variazione di velocità lungo la traiettoria.
Il razzo viene lanciato dopo essere stato installato posizione verticale Insieme a con l'aiuto di un polmone trigger, come si vede in Fig. 26. Dopo il lancio, il razzo inizialmente si alza quasi verticalmente e, dopo 10-12 secondi di volo, inizia a deviare dalla verticale e, sotto l'azione di timoni controllati da giroscopi, si muove lungo una traiettoria vicino a un arco di cerchio . Un tale volo dura tutto il tempo mentre il motore è in funzione, cioè per circa 60 secondi.
Quando la velocità raggiunge il valore calcolato, i dispositivi di controllo spengono il motore; a questo punto, non c'è quasi più carburante nei serbatoi dei razzi. L'altezza del razzo alla fine del motore è 35–37 km, e l'asse del razzo forma un angolo di 45° con l'orizzonte (il punto A in Fig. 29 corrisponde a questa posizione del razzo).
Figura. 29. La traiettoria di volo di un missile a lungo raggio.
Questo angolo di elevazione fornisce portata massima nel volo successivo, quando il razzo si muove per inerzia, come un proiettile di artiglieria che volerebbe fuori da un cannone con una canna mozzata ad un'altezza di 35–37 km. La traiettoria dell'ulteriore volo è vicina a una parabola e il tempo di volo totale è di circa 5 minuti. L'altezza massima che il razzo raggiunge in questo caso è 95-100 km, i razzi stratosferici raggiungono altitudini molto più elevate, più di 150 km. Nelle fotografie scattate da questa altezza da un dispositivo montato su un razzo, la sfericità della terra è già chiaramente visibile.
È interessante vedere come cambia la velocità di volo lungo la traiettoria. Quando il motore è spento, cioè dopo 60 secondi di volo, la velocità di volo raggiunge il valore più grande ed è pari a circa 5500 km/h, cioè 1525 SM. È in questo momento che anche la potenza del motore diventa massima, arrivando per alcuni razzi a quasi 600.000 l. Insieme a.! Inoltre, sotto l'influenza della gravità, la velocità del razzo diminuisce e, dopo aver raggiunto il punto più alto della traiettoria, per lo stesso motivo, ricomincia a crescere finché il razzo non entra negli strati densi dell'atmosfera. Durante l'intero volo, ad eccezione della sezione molto iniziale - accelerazione, la velocità del razzo supera significativamente la velocità del suono, la velocità media lungo l'intera traiettoria è di circa 3500 km/h e anche a terra il razzo cade ad una velocità due volte e mezzo la velocità del suono e pari a 3000 km/h. Ciò significa che il potente suono del volo del razzo si sente solo dopo che è caduto. Qui non sarà più possibile catturare l'avvicinarsi di un razzo con l'aiuto di pickup sonori, solitamente utilizzati nell'aviazione o nella marina, ciò richiederà metodi completamente diversi. Tali metodi si basano sull'uso delle onde radio invece del suono. Dopotutto, un'onda radio viaggia alla velocità della luce. più velocità possibile sulla terra. Questa velocità di 300.000 km/sec è, ovviamente, più che sufficiente per segnare l'avvicinamento del razzo più veloce.
Un altro problema è legato all'elevata velocità di volo dei razzi. Il fatto è che ad alte velocità di volo nell'atmosfera, a causa della frenata e della compressione dell'aria che scorre sul razzo, la temperatura del suo corpo aumenta notevolmente. Il calcolo mostra che la temperatura delle pareti del razzo sopra descritto dovrebbe raggiungere i 1000–1100 °C. I test hanno mostrato, tuttavia, che in realtà questa temperatura è molto più bassa a causa del raffreddamento delle pareti per conduzione termica e irraggiamento, ma tuttavia raggiunge i 600–700 ° C, ovvero il razzo si riscalda fino a diventare un calore rosso. All'aumentare della velocità di volo del razzo, la temperatura delle sue pareti aumenterà rapidamente e potrebbe diventare un serio ostacolo a un ulteriore aumento della velocità di volo. Ricordiamo che i meteoriti (pietre celesti) esplodono a una velocità tremenda, fino a 100 km/s, nei limiti dell'atmosfera terrestre, di regola, "brucia", e quello che chiamiamo meteorite in caduta ("stella cadente") è in realtà solo un grumo di gas caldi e aria, formatosi a seguito della movimento di un meteorite ad alta velocità nell'atmosfera. Pertanto, i voli a velocità molto elevate sono possibili solo negli strati superiori dell'atmosfera, dove l'aria è rarefatta, o al di fuori di essa. Più vicino al suolo, minori sono le velocità di volo consentite.
Figura. 30. Schema del motore a razzo.
Il diagramma del motore a razzo è mostrato in Fig. 30. Degna di nota è la relativa semplicità di questo schema rispetto ai tradizionali motori aeronautici a pistoni; in particolare, LRE è caratterizzato dalla quasi totale assenza di parti in movimento nel circuito di potenza del motore. Gli elementi principali del motore sono una camera di combustione, un ugello a getto, un generatore di vapore e un'unità turbopompa per l'alimentazione del carburante e un sistema di controllo.
La combustione del combustibile avviene nella camera di combustione, cioè la conversione dell'energia chimica del combustibile in energia termica, e nell'ugello l'energia termica dei prodotti della combustione viene convertita nell'energia ad alta velocità del getto di gas che scorre dal motore nell'atmosfera. Come cambia lo stato dei gas durante il loro flusso nel motore è mostrato in Fig. 31.
La pressione nella camera di combustione è 20–21 ata, e la temperatura raggiunge i 2.700 °C. La caratteristica della camera di combustione è un'enorme quantità di calore che viene rilasciata in essa durante la combustione per unità di tempo o, come si suol dire, la densità di calore della camera. A questo proposito, la camera di combustione LRE è significativamente superiore a tutti gli altri dispositivi di combustione noti nella tecnica (caldaie, cilindri di motori a combustione interna, ed altri). In questo caso, la quantità di calore rilasciata al secondo nella camera di combustione del motore è sufficiente per far bollire più di 1,5 tonnellate di acqua ghiacciata! Affinché la camera di combustione non fallisca con una così grande quantità di calore rilasciata al suo interno, è necessario raffreddare intensamente le sue pareti, così come le pareti dell'ugello. A tale scopo, come si vede in FIG. 30, la camera di combustione e l'ugello sono raffreddati dal carburante - alcol, che prima lava le pareti e solo allora, riscaldato, entra nella camera di combustione. Questo sistema di raffreddamento, proposto da Tsiolkovsky, è anche vantaggioso perché il calore rimosso dalle pareti non viene perso e ritorna nuovamente nella camera (ecco perché un tale sistema di raffreddamento è talvolta chiamato rigenerativo). Tuttavia, il solo raffreddamento esterno delle pareti del motore non è sufficiente e contemporaneamente viene applicato il raffreddamento della loro superficie interna per abbassare la temperatura delle pareti. A tale scopo, le pareti in un certo numero di punti hanno piccoli fori situati in diversi nastri anulari, in modo che attraverso questi fori l'alcol entri nella camera e nell'ugello (circa 1/10 del suo consumo totale). Il film freddo di questo alcol, che scorre ed evapora sulle pareti, le protegge dal contatto diretto con la fiamma della torcia e riduce così la temperatura delle pareti. Nonostante la temperatura dei gas di lavaggio dall'interno delle pareti superi i 2500 °C, la temperatura della superficie interna delle pareti, come hanno dimostrato i test, non supera i 1000 °C.
Figura. 31. Modifica dello stato dei gas nel motore.
Il combustibile viene fornito alla camera di combustione attraverso 18 bruciatori a precamera posti sulla sua parete di fondo. L'ossigeno entra nelle precamere attraverso gli ugelli centrali e l'alcol esce dalla camicia di raffreddamento attraverso un anello di piccoli ugelli attorno a ciascuna precamera. In questo modo viene assicurata una miscelazione sufficientemente buona del combustibile, necessaria affinché la combustione completa avvenga in brevissimo tempo mentre il combustibile si trova nella camera di combustione (centesimi di secondo).
L'ugello a getto del motore è in acciaio. La sua forma, come si vede chiaramente in Fig. 30 e 31, è un tubo prima di restringimento e poi di espansione (il cosiddetto ugello Laval). Come accennato in precedenza, gli ugelli e i motori a razzo a polvere hanno la stessa forma. Cosa spiega questa forma dell'ugello? Come sapete, il compito dell'ugello è quello di garantire la completa espansione del gas in modo da ottenere la massima velocità di scarico. Per aumentare la velocità del flusso di gas attraverso un tubo, la sua sezione trasversale deve prima diminuire gradualmente, cosa che si verifica anche con il flusso di liquidi (ad esempio acqua). La velocità del gas aumenterà, tuttavia, solo fino a diventare uguale alla velocità del suono nel gas. Un ulteriore aumento di velocità, a differenza di un liquido, sarà possibile solo con l'espansione del tubo; questa differenza tra flusso di gas e flusso di liquido è dovuta al fatto che il liquido è incomprimibile e il volume del gas aumenta notevolmente durante l'espansione. Nella gola dell'ugello, cioè nella sua parte più stretta, la velocità del flusso del gas è sempre uguale alla velocità del suono nel gas, nel nostro caso, circa 1000 SM. La velocità di deflusso, ovvero la velocità nella sezione di uscita dell'ugello, è 2100–2200 SM(quindi la spinta specifica è di circa 220 kg sec/kg).
L'alimentazione del carburante dai serbatoi alla camera di combustione del motore avviene in pressione per mezzo di pompe azionate da una turbina e disposte insieme ad essa in un unico gruppo turbopompa, come si vede in Fig. 30. In alcuni motori, l'alimentazione di carburante viene effettuata sotto pressione, che viene creata in serbatoi di carburante sigillati utilizzando una sorta di gas inerte, ad esempio azoto, immagazzinato ad alta pressione in cilindri speciali. Un tale sistema di alimentazione è più semplice di uno di pompaggio, ma, con una potenza del motore sufficientemente grande, risulta essere più pesante. Tuttavia, anche durante il pompaggio del carburante nel motore che stiamo descrivendo, i serbatoi, sia ossigeno che alcol, sono sottoposti a una pressione eccessiva dall'interno per facilitare il funzionamento delle pompe e proteggere i serbatoi dal collasso. Questa pressione (1.2–1.5 ata) viene creato nel serbatoio dell'alcool con aria o azoto, nel serbatoio dell'ossigeno - con vapori di ossigeno in evaporazione.
Entrambe le pompe sono di tipo centrifugo. La turbina che aziona le pompe funziona con una miscela vapore-gas derivante dalla decomposizione del perossido di idrogeno in un apposito generatore di vapore-gas. Il permanganato di sodio, che è un catalizzatore che accelera la decomposizione del perossido di idrogeno, viene immesso in questo generatore di vapore e gas da uno speciale serbatoio. Quando viene lanciato un razzo, il perossido di idrogeno sotto pressione di azoto entra nel generatore di vapore-gas, in cui inizia una violenta reazione di decomposizione del perossido con il rilascio di vapore acqueo e ossigeno gassoso (questa è la cosiddetta "reazione del freddo", che è a volte usato per creare spinta, in particolare nei motori a razzo di lancio). Miscela vapore-gas avente temperatura di circa 400 °C e pressione superiore a 20 ata, entra nella girante della turbina e quindi viene rilasciato nell'atmosfera. La potenza della turbina viene spesa interamente per l'azionamento di entrambe le pompe del carburante. Questa potenza non è già così piccola: a 4000 giri / min della ruota della turbina raggiunge quasi 500 l. Insieme a.
Poiché una miscela di ossigeno e alcol non è un carburante autoreattivo, è necessario prevedere una sorta di sistema di accensione per avviare la combustione. Nel motore, l'accensione viene effettuata utilizzando uno speciale fusibile, che forma una torcia a fiamma. A tale scopo veniva solitamente utilizzata una miccia pirotecnica (un accenditore solido come la polvere da sparo) e meno comunemente usato un accenditore liquido.
Il lancio del razzo viene effettuato come segue. Quando la torcia di accensione viene accesa, si aprono le valvole principali, attraverso le quali l'alcol e l'ossigeno entrano per gravità nella camera di combustione dai serbatoi. Tutte le valvole del motore sono controllate dall'azoto compresso immagazzinato nel razzo in una batteria di cilindri ad alta pressione. Quando inizia la combustione del combustibile, un osservatore posto a distanza, tramite un contatto elettrico, attiva l'alimentazione di perossido di idrogeno al generatore di vapore e gas. Inizia a funzionare la turbina, che aziona le pompe che forniscono alcol e ossigeno alla camera di combustione. La voglia cresce e quando diventa più peso razzi (12-13 tonnellate), quindi il razzo decolla. Dal momento in cui si accende la fiamma di accensione al momento in cui il motore sviluppa la piena spinta, passano solo 7-10 secondi.
All'avvio, è molto importante garantire un rigoroso ordine di ingresso nella camera di combustione di entrambi i componenti del carburante. Questo è uno dei compiti importanti del sistema di controllo e regolazione del motore. Se uno dei componenti si accumula nella camera di combustione (perché l'aspirazione dell'altro è ritardata), di solito segue un'esplosione, in cui il motore spesso si guasta. Questa, insieme alle interruzioni casuali della combustione, è una delle cause più comuni di incidenti durante i test LRE.
Degno di nota è il peso trascurabile del motore rispetto alla spinta che sviluppa. Quando il peso del motore è inferiore a 1000 kg la spinta è di 25 tonnellate, quindi peso specifico motore, cioè il peso per unità di spinta è solo
Per confronto, indichiamo che un motore aeronautico a pistoni convenzionale che funziona su un'elica ha un peso specifico di 1–2 kg/kg, cioè diverse decine di volte di più. È anche importante che il peso specifico di un motore a razzo non cambi al variare della velocità di volo, mentre il peso specifico di un motore a pistoni aumenta rapidamente con l'aumentare della velocità.
LRE per velivoli a razzo
Figura. 32. Progetto LRE con spinta regolabile.
1 - ago mobile; 2 - meccanismo per spostare l'ago; 3 - fornitura di carburante; 4 - apporto ossidante.
Il requisito principale per un motore a propellente liquido per aeroplani è la capacità di modificare la spinta che sviluppa in base alle modalità di volo dell'aeromobile, fino all'arresto e al riavvio del motore in volo. Il modo più semplice e comune per modificare la spinta di un motore è regolare l'alimentazione di carburante alla camera di combustione, a seguito della quale la pressione nella camera e la spinta cambiano. Tuttavia, questo metodo è sfavorevole, poiché con una diminuzione della pressione nella camera di combustione, che viene abbassata per ridurre la spinta, diminuisce la proporzione di energia termica del carburante che passa nell'energia ad alta velocità del getto. Ciò si traduce in un aumento del consumo di carburante di 1 kg spinta e, di conseguenza, di 1 l. Insieme a. potenza, ovvero il motore inizia a funzionare in modo meno economico. Per ridurre questa carenza, i motori a razzo degli aerei hanno spesso da due a quattro camere di combustione invece di una, il che rende possibile spegnere una o più camere quando funzionano a potenza ridotta. Il controllo della spinta modificando la pressione nella camera, cioè fornendo carburante, viene mantenuto anche in questo caso, ma viene utilizzato solo in un piccolo intervallo fino a metà della spinta della camera che viene spenta. Il modo più vantaggioso per controllare la spinta di un motore a razzo a propellente liquido sarebbe cambiare l'area di flusso del suo ugello riducendo l'alimentazione di carburante, poiché in questo caso si otterrebbe una diminuzione della quantità al secondo di gas in fuga mantenendo la stessa pressione nella camera di combustione e, quindi, la velocità di scarico. Tale regolazione dell'area di flusso dell'ugello potrebbe essere effettuata, ad esempio, utilizzando un ago mobile di profilo speciale, come mostrato in Fig. 32, raffigurante il progetto di un motore a razzo a propellente liquido con spinta così regolata.
Nella FIG. 33 mostra un motore a razzo per aeroplani a camera singola, e la Fig. 34 - lo stesso motore a razzo, ma con una piccola camera aggiuntiva, che viene utilizzata nel volo da crociera quando è richiesta poca spinta; la fotocamera principale è completamente spenta. Entrambe le camere lavorano al massimo, e quella grande sviluppa una spinta di 1700 kg, e piccolo - 300 kg, quindi la spinta totale è 2000 kg. Il resto dei motori sono simili nel design.
I motori mostrati in Fig. 33 e 34 funzionano con carburante ad autoaccensione. Questo carburante è costituito da perossido di idrogeno come ossidante e idrazina idrato come carburante, in un rapporto in peso di 3:1. Più precisamente, il carburante è una composizione complessa costituita da idrazina idrato, alcol metilico e sali di rame come catalizzatore che assicura una reazione rapida (vengono utilizzati anche altri catalizzatori). Lo svantaggio di questo carburante è che provoca la corrosione delle parti del motore.
Il peso di un motore monocamerale è 160 kg, il peso specifico è
per chilogrammo di spinta. Lunghezza del motore - 2.2 m. La pressione nella camera di combustione è di circa 20 ata. Quando si opera con l'alimentazione minima di carburante per ottenere la spinta minima, che è 100 kg, la pressione nella camera di combustione scende a 3 ata. La temperatura nella camera di combustione raggiunge i 2500 °C, la portata del gas è di circa 2100 SM. Il consumo di carburante è 8 kg/s, un consumo specifico il carburante è 15,3 kg carburante per 1 kg spinta all'ora.
Figura. 33. Motore a razzo a camera singola per velivoli a razzo
Figura. 34. Motore a razzo aeronautico a due camere.
Figura. 35. Schema di approvvigionamento di carburante in un LRE aeronautico.
Lo schema di alimentazione del carburante al motore è mostrato in Fig. 35. Come in un motore a razzo, la fornitura di carburante e ossidante immagazzinati in serbatoi separati viene effettuata a una pressione di circa 40 ata pompe a girante. Una vista generale del gruppo turbopompa è mostrata in Fig. 36. La turbina funziona con una miscela vapore-gas, che, come prima, si ottiene per decomposizione del perossido di idrogeno in un generatore di vapore-gas, che in questo caso è riempito con un catalizzatore solido. Prima di entrare nella camera di combustione, il combustibile raffredda le pareti dell'ugello e della camera di combustione, facendo circolare in una speciale camicia di raffreddamento. La variazione della fornitura di carburante necessaria per controllare la spinta del motore durante il volo si ottiene modificando la fornitura di perossido di idrogeno al generatore di vapore-gas, che provoca una variazione della velocità della turbina. La velocità massima della girante è di 17.200 giri/min. Il motore viene avviato utilizzando un motore elettrico che aziona l'unità turbopompa.
Figura. 36. Unità turbopompa di un motore a razzo aeronautico.
1 - trasmissione ad ingranaggi dal motore elettrico di avviamento; 2 - pompa per l'ossidante; 3 - turbina; 4 - pompa del carburante; 5 - tubo di scarico della turbina.
Nella FIG. 37 mostra uno schema dell'installazione di un motore a razzo a camera singola nella fusoliera posteriore di uno dei velivoli a razzo sperimentale.
Lo scopo degli aeromobili con motori a propellente liquido è determinato dalle proprietà dei motori a razzo a propellente liquido: alta spinta e, di conseguenza, alta potenza ad alte velocità di volo e ad alta quota e bassa efficienza, ovvero elevato consumo di carburante. Pertanto, i motori a razzo sono solitamente installati su aerei militari - caccia intercettori. Il compito di un tale velivolo è, dopo aver ricevuto un segnale sull'avvicinamento di un aereo nemico, decollare rapidamente e guadagnare un'alta quota alla quale questi aerei di solito volano e quindi, sfruttando il loro vantaggio in termini di velocità di volo, imporre una battaglia aerea su il nemico. La durata totale del volo di un velivolo con motore a propellente liquido è determinata dalla fornitura di carburante sull'aeromobile ed è di 10-15 minuti, quindi questi velivoli possono solitamente eseguire operazioni di combattimento solo nell'area del loro aeroporto .
Figura. 37. Schema di installazione di motori a razzo sull'aereo.
Figura. 38. Caccia a razzo (vista in tre proiezioni)
Nella FIG. 38 mostra un caccia intercettore con l'LRE sopra descritto. Le dimensioni di questo velivolo, come altri velivoli di questo tipo, sono generalmente piccole. Il peso totale dell'aereo con carburante è 5100 kg; la riserva di carburante (oltre 2,5 tonnellate) è sufficiente solo per 4,5 minuti di funzionamento del motore a piena potenza. Velocità massima di volo - oltre 950 km/h; soffitto dell'aeromobile, ad es. altezza massima, che può raggiungere - 16.000 m. La velocità di salita di un aereo è caratterizzata dal fatto che in 1 minuto può salire da 6 a 12 km.
Figura. 39. Il dispositivo di un razzo.
Nella FIG. 39 mostra il dispositivo di un altro aeromobile con motore a razzo; questo è un velivolo sperimentale costruito per raggiungere velocità di volo superiori alla velocità del suono (cioè 1200 km/h a terra). Sull'aereo, nella parte posteriore della fusoliera, è installato un LRE, che ha quattro camere identiche con una spinta totale di 2720 kg. Lunghezza motore 1400 mm, diametro massimo 480 mm, peso 100 kg. La scorta di carburante sull'aereo, che viene utilizzato come alcol e ossigeno liquido, è 2360 l.
Figura. 40. Motore a razzo aeronautico a quattro camere.
La vista esterna di questo motore è mostrata in Fig. 40.
Altre applicazioni di LRE
Insieme all'uso principale dei motori a razzo a propellente liquido come motori per missili a lungo raggio e velivoli a razzo, sono attualmente utilizzati in una serie di altri casi.
Gli LRE sono stati ampiamente utilizzati come motori per proiettili di razzi pesanti, simili a quelli mostrati in Fig. 41. Il motore di questo proiettile può servire come esempio del motore a razzo più semplice. Il carburante (benzina e ossigeno liquido) viene fornito alla camera di combustione di questo motore sotto la pressione del gas neutro (azoto). Nella FIG. 42 mostra un diagramma di un razzo pesante utilizzato come potente proiettile antiaereo; il diagramma mostra le dimensioni complessive del razzo.
LRE sono anche usati come partenza motori aeronautici. In questo caso, a volte viene utilizzata una reazione di decomposizione del perossido di idrogeno a bassa temperatura, motivo per cui tali motori sono chiamati "freddi".
Ci sono casi di utilizzo di LRE come booster per aeromobili, in particolare aeromobili con motori a turbogetto. In questo caso, le pompe di alimentazione del carburante sono talvolta azionate dall'albero del motore del turbogetto.
I motori a razzo a propellente liquido vengono utilizzati anche, insieme ai motori a polvere, per il lancio e l'accelerazione di aerei (o loro modelli) con motori a reazione. Come sapete, questi motori sviluppano una spinta molto elevata ad alte velocità di volo, alte velocità del suono, ma non sviluppano affatto la spinta durante il decollo.
Infine, va menzionata un'ulteriore applicazione della LRE, che ha avuto luogo di recente. Per studiare il comportamento di un aeromobile ad alta velocità di volo avvicinandosi e superando la velocità del suono richiede un'operazione seria e costosa lavoro di ricerca. In particolare, è necessario determinare la resistenza delle ali degli aerei (profili), che di solito viene eseguita in apposite gallerie del vento. Per creare condizioni in tali tubi che corrispondano al volo di un aereo ad alta velocità, è necessario avere centrali elettriche potenza molto elevata per azionare ventilatori che creano flusso nel tubo. Di conseguenza, la costruzione e il funzionamento di tubi per prove a velocità supersoniche richiedono costi enormi.
Di recente, insieme alla costruzione di tubi supersonici, viene risolto anche il compito di studiare vari profili delle ali di velivoli ad alta velocità, oltre a testare i motori a reazione con l'aiuto del propellente liquido
Figura. 41. Proiettile a razzo con motore a razzo.
motori. Secondo uno di questi metodi, il profilo studiato viene installato su un razzo a lungo raggio con motore a propellente liquido, simile a quello sopra descritto, e tutte le letture degli strumenti che misurano la resistenza del profilo in volo vengono trasmesse a terra mediante dispositivi di radiotelemetria.
Figura. 42. Schema del dispositivo di un potente proiettile antiaereo con un motore a razzo.
7 - testa da combattimento; 2 - bombola con azoto compresso; 3 - serbatoio con ossidante; 4 - serbatoio del carburante; 5 - motore a propellente liquido.
Secondo un altro metodo, viene costruito uno speciale carrello a razzo, che si muove lungo le rotaie con l'aiuto di un motore a razzo a propellente liquido. I risultati del test di un profilo installato su un tale carrello in uno speciale meccanismo di peso vengono registrati da speciali dispositivi automatici posti anche sul carrello. Un tale carrello a razzo è mostrato in Fig. 43. La lunghezza del binario può raggiungere 2–3 km.
Figura. 43. Carrello portarazzi per testare i profili alari degli aerei.
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LIQUID ROCKET ENGINE (LRE), un motore a reazione che non utilizza l'ambiente per il funzionamento e funziona con carburante liquido per razzi. Può funzionare nell'atmosfera e nello spazio esterno (interplanetario).
LRE - il principale tipo di motori sui veicoli spaziali, è anche ampiamente utilizzato nella ricerca ad alta quota e nei missili balistici da combattimento a lungo raggio, nei missili guidati antiaerei; limitato - in missili da combattimento di altre classi, su velivoli sperimentali, ecc.
Di proposito, gli LRE si distinguono in principali (marcianti), stadi superiori, stadi superiori, correttivi, frenanti, sterzanti, micro-razzo (possono funzionare in modalità pulsata). Il carburante LRE può essere monocomponente e bicomponente (carburante e comburente); La maggior parte dei moderni motori a razzo a propellente liquido funziona con carburante a doppio propellente. LRE è costituito da una camera di combustione (CC), un ugello, un'unità di alimentazione del carburante turbopompa, un generatore di gas, un sistema di automazione, elementi di controllo, un sistema di accensione, sensori di telemetria, unità ausiliarie (scambiatori di calore, scatole sterzo, ecc.), un telaio, ecc. Sono in corso i lavori per creare motori a razzo a tre componenti.
Combustibile e ossidante vengono iniettati sotto pressione nella camera di combustione attraverso ugelli, si mescolano, evaporano e si accendono. L'accensione (accensione) del carburante può essere effettuata con mezzi chimici, pirotecnici ed elettrici. Dopo l'accensione, il carburante brucia ad alte pressioni (in alcuni casi fino a 15-25 MPa o più). Quando il carburante viene bruciato, si formano prodotti di combustione gassosi (fluido di lavoro), riscaldati a una temperatura di 3700-3900 K, che scorrono dalla camera di combustione nello spazio circostante attraverso un ugello. Per l'integrità della struttura CS a tale temperatura, è necessario il suo raffreddamento continuo. Può essere effettuato, ad esempio, con l'ausilio del carburante che scorre prima di entrare nella testa di miscelazione attraverso i canali del sistema di raffreddamento esterno della camera di combustione. Questo metodo di raffreddamento è chiamato rigenerativo. Man mano che i prodotti della combustione si muovono lungo la lunghezza dell'ugello, la loro temperatura e pressione diminuiscono e la velocità aumenta, superando la soglia della velocità del suono nella sezione minima (critica) dell'ugello. All'uscita dall'ugello, la velocità del flusso raggiunge 2700-4500 m/s. La spinta generata da ogni chilogrammo di gas che fuoriesce dal motore in 1 s è chiamata impulso di spinta specifico. Maggiore è la velocità di scarico, maggiore è l'impulso specifico e, quindi, più perfetto è il carburante e il motore. Esistono LRE con alimentazione di carburante turbopompa senza postcombustione dei prodotti della combustione (schema aperto), in cui i prodotti della generazione di gas dopo il funzionamento nella turbina vengono rilasciati nell'ambiente attraverso ugelli ausiliari (pressione nelle camere di combustione 4,9-7,8 MPa) e LRE con postcombustione (circuito chiuso o chiuso), in cui i prodotti della generazione di gas dopo il funzionamento nella turbina vengono inviati alla camera LRE per la postcombustione. Tali motori a razzo a propellente liquido non hanno perdite di impulso specifiche a causa della necessità di pilotare l'unità turbopompa e il livello di pressione nel CS raggiunge 14,7-26,5 MPa.
Riferimento storico. Il diagramma schematico di un motore a razzo fu sviluppato da K. E. Tsiolkovsky nel 1903, che dimostrò la possibilità di utilizzare un motore a razzo per i voli spaziali. Lo scienziato ha anche indicato i combustibili per razzi più redditizi e ha studiato i problemi della progettazione delle unità principali. Il lavoro pratico sulla creazione fu iniziato nel 1921 negli Stati Uniti da R. Goddard, che nel 1926 effettuò il primo lancio al mondo di un razzo con un motore a razzo. Tra la fine degli anni '20 e l'inizio degli anni '30, iniziò lo sviluppo di motori a razzo a propellente liquido in URSS, Germania e altri paesi. Nel 1931 furono testati i primi motori a razzo a propellente liquido russi: ORM (motore a razzo sperimentale) e ORM-1, creati da V. P. Glushko nel Laboratorio di dinamica dei gas di Leningrado (GDL). Nel 1933 fu testato il sistema di propulsione OR-2 progettato da F.A.. Tsander e il motore-10, creato dal Moscow Jet Propulsion Study Group (GIRD), hanno assicurato il volo di un razzo liquido.
Prima dello scoppio della seconda guerra mondiale, in URSS e negli Stati Uniti apparvero prototipi di motori a razzo a propellente liquido con una spinta fino a diverse centinaia di kg, destinati ad aerei sperimentali. In Germania durante la seconda guerra mondiale, nel corso di un intenso lavoro nel campo della tecnologia missilistica, furono creati vari tipi di motori a propellente liquido per scopi da combattimento, molti dei quali prodotti in serie. I migliori erano i motori a razzo antiaerei missile guidato Missili balistici Wasserfall e V-2. I primi motori a razzo a propellente liquido russi prodotti in serie furono i motori RD-1 e RD-1KhZ, creati alla fine della guerra al GDL-OKB.
L'ulteriore sviluppo di LRE è stato determinato dai programmi lanciati a metà degli anni '50 in URSS e negli Stati Uniti per creare missili balistici intercontinentali e veicoli di lancio (PH). Per implementarli sono stati creati motori a razzo a propellente liquido potenti, economici e compatti funzionanti con carburante ossigeno-cherosene. Negli anni '60 furono creati motori a razzo a propellente liquido funzionanti con combustibili altobollenti e motori a razzo ossigeno-idrogeno. L'idea di un circuito chiuso è stata sviluppata per la prima volta alla fine degli anni '50 in URSS presso il NII-1 (ora MV Keldysh Research Center) e implementata nel 1960. Proton, N-1). Insieme a potenti motori a razzo di sostegno, sono stati creati motori a razzo a più membri di media e piccola spinta.
Negli anni '70 e '90 fu creato uno dei più potenti motori a razzo a propellente liquido a quattro camere al mondo: RD-170 (pressione nella camera di combustione 24,5 MPa, spinta a terra / nel vuoto 7200/7900 kN) per i primi stadi del razzo Energia e del complesso spaziale - Buran" e le sue modifiche RD-171 per PH "Zenith", nonché un motore di propulsione ad alta durata RD-0120 con una spinta di 1961 kN per il 2° stadio di PH " Energia" su componenti di combustibili ad alta intensità energetica (ossigeno - cherosene); Il missile strategico R-36M (Satan) è dotato di un motore RD-264 con una spinta di 4520 kN e una pressione nella camera di combustione di 20,6 MPa. Per l'orbiter Buran, per la prima volta nella pratica mondiale, per la navicella è stato utilizzato un ossidante criogenico - ossigeno liquido e carburante - idrocarburo sintetico sintin, che ha aumentato significativamente le capacità energetiche dell'orbiter e ha reso il suo funzionamento più sicuro e rispettoso dell'ambiente . Nel 2001 è stata eseguita con successo la prima prova al fuoco del motore ossigeno-cherosene RD-191 (circuito chiuso), progettato per il 1° stadio della famiglia russa Angara PH; nel 2005 è stato sviluppato un LRE RD-0124 a quattro camere (circuito chiuso) per l'installazione sul 3° stadio della Soyuz-2-1 B PH. La più grande delle organizzazioni straniere coinvolte nello sviluppo di motori a razzo si trova negli Stati Uniti. L'azienda leader è Rocketdyne, che ha sviluppato: nel 2000, il motore a ossigeno-idrogeno RS-68 (circuito aperto, spinta 3230 kN) per l'installazione sul razzo Delta 4, nel 2002 - il motore a razzo ossigeno-idrogeno RS-83 (chiuso circuito) con una spinta di 2900 kN come parte della Space Launch Initiative SLI (Space Launch Initiative) della NASA.
La maggior parte dei motori a razzo spaziale russi, che hanno assicurato i voli dei primi satelliti artificiali russi della Terra, satelliti artificiali del Sole, della Luna, Marte, stazioni automatiche sulla Luna, Venere e Marte, veicoli spaziali, tutti i razzi geofisici e altri negli anni 1949-70, furono creati sotto la guida di V. P. Glushko, A. M. Isaev, S. A. Kosberg, M. V. Melnikov e altri designer. LRE è stato ampiamente sviluppato negli Stati Uniti, Gran Bretagna, Francia e altri paesi.
L'ulteriore sviluppo di LRE è associato alla ricerca e allo sviluppo di nuovi combustibili e allo sviluppo di nuovi principi tecnici che forniscono un ulteriore aumento dell'efficienza e una diminuzione delle dimensioni e del peso di LRE. Sono in corso i lavori per creare sistemi di propulsione per veicoli di lancio riutilizzabili basati su motori a razzo a propellente liquido e motori ad aria compressa.
Lett.: Fondamenti di teoria e calcolo dei motori a razzo liquido / A cura di V. M. Kudryavtsev. 4a ed. M., 1993; Motori a razzo Dobrovolsky M. V. Liquid: nozioni di base sul design. 2a ed. M., 2005.
Sotto l'influenza delle idee di F.A. Zander e K.E. Tsiolkovsky, oltre alle prospettive tecniche favorevoli nella creazione di LRE, calcolate durante il calcolo delle caratteristiche di volo degli aerei con LRE, gli specialisti sovietici sono giunti alla conclusione che i limiti dell'uso dei motori a pistoni in termini di velocità e altitudine possono essere superati da l'uso di LRE.
Motore a razzo a propellente liquido: un motore a razzo che funziona con componenti a propellente liquido. LRE nel caso generale è costituito da una o più camere, unità del sistema di alimentazione e automazione, dispositivi per la creazione di forze e momenti di controllo, un telaio, linee e dispositivi e assiemi ausiliari. Le unità di automazione LRE fanno parte di un insieme di dispositivi che forniscono il controllo, la regolazione e la manutenzione di LRE. aereo a razzo Motore a razzo Tsiolkovsky
Un sistema di propulsione con un motore a razzo è costituito dalle seguenti parti principali: uno o più motori a razzo, serbatoi con fluido di lavoro, unità di pressurizzazione per serbatoi di carburante o alimentazione di carburante dislocante, scatole di sterzo, linee che collegano motori a serbatoi e dispositivi ausiliari, automazione progettato per regolare come nodi separati il motore a razzo e il sistema di propulsione nel suo insieme.
Per il funzionamento dell'LRE è necessario disporre a bordo dell'aeromobile di corpi di lavoro in grado di entrare in reazioni chimiche esotermiche, ad es. reazioni di rilascio di calore. Se il calore viene rilasciato a seguito della decomposizione di una sostanza, allora si parla di combustibile unitario. I più comuni sono i combustibili a due componenti, il cui combustibile e ossidante vengono miscelati solo nella camera di combustione.
I combustibili LRE devono soddisfare una serie di requisiti seri e talvolta contrastanti. Uno dei requisiti principali è un grande calore specifico di combustione, o potere calorifico, cioè effetto termico di reazione per 1 kg di combustibile o combustibile nel suo complesso. Se i componenti del combustibile contengono ancora atomi di zavorra che non prendono parte alle reazioni, il calore specifico di combustione può diventare insufficiente per ottenere velocità elevate dei prodotti di reazione.
Un altro requisito per i combustibili LRE è che la reazione determini la formazione di una miscela di gas con un peso molecolare relativo minimo. Come segue dalla legge di conservazione dell'energia, a parità di energia in ingresso, le sostanze con peso molecolare relativo inferiore hanno una velocità di scarico maggiore.
I requisiti per i combustibili LRE sono che i combustibili allo stato liquido devono avere un'elevata densità, resistenza alla corrosione in relazione ai materiali strutturali, tossicità, sensibilità agli urti
Ci sono una serie di altri requisiti, ma anche da un confronto tra quelli già elencati, è chiaro quanto siano importanti giusta scelta componenti del carburante. In connessione con i vari requisiti per gli aeromobili, e quindi per il loro LRE, vengono utilizzate molte sostanze chimiche diverse. L'uso, in particolare, di componenti a basso punto di ebollizione, tossici e aggressivi provoca una serie di ulteriori difficoltà nella creazione e nel funzionamento dei prodotti. Tuttavia, la maggior parte delle difficoltà può ancora essere superata.
Idrocarburi, idrogeno, ecc. sono usati come combustibili in LRE. Come agente ossidante vengono utilizzati ossigeno, acido nitrico, perossido di idrogeno, ecc.
In alcuni casi, per facilitare l'avviamento del motore, vengono utilizzati componenti ad autoaccensione che interagiscono attivamente tra loro. L'impulso specifico dei motori che utilizzano combustibili autoinfiammabili non supera i 3500 m/s.
Diamo un'occhiata più da vicino ad alcuni elementi del motore. Nella camera di combustione dell'LRE avvengono i processi di evaporazione, spostamento e combustione dei componenti del combustibile. La testa della camera di combustione è dotata di un gran numero di ugelli, con l'aiuto dei quali il liquido viene spruzzato in piccole gocce. Ciò aumenta notevolmente l'intensità dell'evaporazione e della miscelazione tra i vapori dei componenti del combustibile, il che consente di ridurre la lunghezza della camera necessaria per la combustione completa. Poiché vengono utilizzati combustibili altamente efficienti, la temperatura dei gas all'interno della camera può superare i 3000 gradi. Le camere del motore sono relativamente leggere e compatte. Un potente flusso di calore agisce sulle pareti della camera, generalmente cilindriche. Per proteggere le pareti delle camere dalla distruzione, devono essere raffreddate intensamente. A tal fine, le maglie della fotocamera sono raddoppiate. Uno dei componenti del carburante viene alimentato nella cavità tra le pareti del guscio esterno ed interno. Scorrendo attraverso lo spazio tra i gusci lungo l'intera camera, il liquido si riscalda e porta via il calore proveniente dal lato di cottura della camera. Il componente riscaldato viene iniettato attraverso ugelli nella camera di combustione. Strutturalmente, le pareti delle camere di combustione di vari motori sono realizzate sotto forma di due cilindri interconnessi da inserti interni attraverso i quali scorre il componente di raffreddamento, ecc. Tuttavia, tale raffreddamento esterno è talvolta insufficiente e la temperatura del gas deve essere ridotta in prossimità della parete all'interno della camera di combustione. Questo di solito si ottiene fornendo parte del carburante direttamente allo strato vicino alla parete. Per le camere LRE che funzionano per un tempo molto breve, a volte non viene utilizzato un raffreddamento speciale e il calore che entra nelle pareti della camera viene speso per riscaldare una struttura della camera piuttosto massiccia.
Un LRE può avere una o più camere. A seconda dello scopo del motore e dell'entità della sua spinta, i diametri e le lunghezze delle camere variano in un'ampia gamma. La camera LRE è composta da una testa di miscelazione con ugelli, una camera di combustione e un ugello. La sezione più stretta dell'ugello, dove il gas accelera alla velocità del suono, è chiamata sezione critica. Nella zona della sezione critica, le pareti degli ugelli devono essere raffreddate molto più intensamente rispetto alle parti più sollecitate dal calore della camera del motore. Nella parte supersonica dell'ugello, l'apporto di calore alle pareti è ridotto a tal punto che le parti terminali dell'ugello possono essere realizzate senza raffreddamento a liquido.
Riso. 1. Schema di un motore a razzo liquido.
L'espansione dell'ugello influisce in modo significativo sul valore dell'impulso specifico e dipende dal rapporto tra le pressioni nel motore e nell'ambiente.
Lo sviluppo dei motori a propellente liquido risale a circa giro del XIX e XX secoli. In questo periodo furono poste le basi della teoria della propulsione a getto e della meccanica dei corpi di massa variabile. Nello sviluppo di questi problemi, il ruolo di eminenti scienziati russi N.E. Zhukovsky (1847-1921), I.V. Meshchersky (1859-1935) e altri.
Tuttavia, il più grande contributo allo sviluppo dei problemi di propulsione a reazione è stato il lavoro del famoso scienziato russo K.E. Tsiolkovsky (1857-1935), giustamente considerato il fondatore della moderna cosmonautica e della tecnologia missilistica. Avendo iniziato ad interessarsi ai problemi della propulsione a reazione nel 1883, K.E. Tsiolkovsky pubblicato nel 1903. successivamente ricevuto fama mondiale opera "Ricerca degli spazi del mondo mediante dispositivi reattivi". In questo lavoro, Tsiolkovsky ha delineato i fondamenti della dinamica del razzo e ha descritto il razzo come un mezzo per il volo spaziale. Lo schema del motore a razzo a combustibile liquido da lui proposto divenne la base per gli sviluppi portati avanti dai suoi seguaci. Le sue dichiarazioni sulla scelta del carburante e alcune caratteristiche del design di un tale motore si sono rivelate profetiche. Tsiolkovsky ha proposto: combustibili ossigeno-idrocarburo e ossigeno-idrogeno; raffreddamento rigenerativo della camera di combustione e dell'ugello del motore con componenti a combustibile liquido; isolamento ceramico di questi elementi strutturali; stoccaggio separato e pompaggio dei componenti del carburante nella testa di miscelazione della camera con successiva combustione; controllo del vettore di spinta ruotando la parte di uscita dell'ugello e i timoni del gas. È stata loro mostrata l'importanza fondamentale alta velocità deflusso del fluido di lavoro dal motore e modi caratterizzati per aumentarlo.
I primi seguaci di Tsiolkovsky nel nostro paese furono scienziati e inventori di talento Yu.V. Kondratyuk (1897-1942), FA Zander (1887-1933) e VP Glushko (1908-1989).
Yu.V Kondratyuk ha lavorato indipendentemente da Tsiolkovsky. Il suo principale studio teorico, "La conquista degli spazi interplanetari" (1929), ha in parte ripetuto e integrato il lavoro di Tsiolkovsky, alcune domande hanno trovato una nuova soluzione. In particolare, Kondratyuk ha proposto alcuni metalli e i loro composti di idrogeno come carburante per i motori.
F. Da studente, Zander ha studiato le opere di Tsiolkovsky ed era interessato alle questioni dei voli spaziali. Nel 1924 ha delineato la sua idea principale: la combinazione di un razzo con un aereo per decollare dalla Terra e la successiva combustione delle parti metalliche dell'aereo come carburante per un motore a reazione. Zander ha svolto studi teorici su vari problemi di respirazione dell'aria e motori a razzo e ha iniziato a lavorare sulla loro implementazione pratica.
VP Glushko amava le questioni dell'astronautica in gioventù. In una lettera a Tsiolkovsky del 26 settembre 1923. scrisse di essere stato assorbito dall'idea del viaggio interplanetario per più di 2 anni. Dal 1924 Glushko inizia a pubblicare divulgazione scientifica e lavoro scientifico sulla tecnologia missilistica e spaziale. Nel 1930 Glushko ha proposto acido nitrico, una miscela di acido nitrico con tetrossido di azoto, tetranitrometano, perossido di idrogeno, miscele di fluoro con ossigeno, propellente a tre componenti, ecc. Come componenti del carburante per razzi, è stato sviluppato l'isolamento termico ceramico della camera di combustione con biossido di zirconio . Nel 1931 Glushko suggerì e nel 1933. introdotto l'accensione chimica e il carburante autoinfiammabile. Allo stesso tempo, sono stati sviluppati un ugello profilato, una sospensione del motore cardanico per controllare il volo di un razzo e il design di un'unità turbopompa con pompe centrifughe del carburante.
Glushko ha svolto numerosi studi teorici e sperimentali sulle questioni più importanti della creazione e dello sviluppo di LRE, sviluppato un gran numero di progetti di motori dai primi motori a razzo sperimentali domestici (ORM) agli ultimi progetti che volano nello spazio. Essendo uno dei pionieri della tecnologia missilistica, Glushko è giustamente considerato il fondatore dell'industria nazionale dei motori a razzo.
Allo stesso modo di Tsiolkovsky, ma più tardi di lui, si avvicinarono all'idea di creare razzi con motori a propellente liquido in paesi stranieri.
Tsiolkovsky non ha svolto lavori sperimentali sulla creazione di un motore a razzo. Questo compito è stato risolto dai suoi studenti e seguaci, sia in URSS che all'estero.
Negli Stati Uniti, il lavoro sperimentale è stato avviato da R. Goddard (1882-1945), che ha proposto molte soluzioni tecniche diverse nel campo della creazione di motori a razzo a propellente liquido e razzi con essi.
Negli USA già nel 1921. Goddard ha effettuato prove al banco di un LRE sperimentale operante con combustibile ossigeno-etere. 16 marzo 1926 ha effettuato il primo lancio di un razzo liquido sperimentale.
In Germania, le prove al banco dei motori a propellente liquido furono avviate da Oberth nel 1929 e le prove di volo dei razzi a propellente liquido da Winkler dal 1931. Dal 1937 sotto la guida di Wernher von Braun, fu sviluppato il più potente razzo V-2 in quel momento, i cui test di volo iniziarono nel 1942.
In URSS, l'inizio del lavoro sperimentale sull'attuazione delle idee di Tsiolkovsky risale al 15 maggio 1929, quando fu creata la prima unità di progettazione sperimentale per lo sviluppo di razzi e motori a razzo elettrici e liquidi per loro e iniziò le attività pratiche come parte del Laboratorio di Gas Dynamics di Leningrado. Glushko guidava l'unità. In questo reparto negli anni '30. è stata creata una famiglia di motori a razzo sperimentali con una spinta da 60 a 300 kgf, operanti con vari ossidanti liquidi e combustibili. I motori avevano la designazione ORM (motore a razzo sperimentale).
Il primo LRE ORM-1 sperimentale sovietico fu progettato e costruito nel 1930-1931. Carburante motore - tetrossido di azoto e toluene o ossigeno liquido e benzina. Quando testato su carburante a ossigeno, ORM-1 ha sviluppato una spinta fino a 20 kgf.
Riso. 2. Primo domestico motore a razzo liquido ORM-1.
Nel periodo 1930-1933. nella GDL è stata creata una serie di motori a razzo a propellente liquido da ORM-1 a ORM-52. Il più potente LRE ORM-52 funzionava con acido nitrico e cherosene e sviluppava una spinta fino a 250 ... 300 kgf a una pressione nella camera di combustione di 2 ... 2,5 MPa.
Per la prima volta nella GDL, molti problemi pratici relativi alla creazione di un motore a razzo a propellente liquido sono stati risolti con successo e sono stati determinati ulteriori percorsi di sviluppo.
I problemi della tecnologia missilistica, che hanno attirato un'ampia attenzione, sono stati sviluppati da molti entusiasti sovietici su base volontaria. Le loro associazioni furono chiamate gruppi per lo studio della propulsione a reazione (GIRD). Tale organizzazioni pubbliche sotto Osoviahim furono creati nel 1931. a Mosca (MosGIRD) e Leningrado (LenGIRD), poi - in altre città. Tra gli organizzatori e i lavoratori attivi di MosGIRD c'erano F.A. Zander, SP Korolev, vicepresidente Vetchinkin, MK Tikhonravov, Yu.A. Pobedonostsev e altri MosGIRD ha lanciato un'ampia conferenza e stampato propaganda, organizzato corsi sulla teoria della propulsione a reazione e ha iniziato a lavorare sulla progettazione di un aereo LRE OR-2 FA Zander per l'aereo a razzo RP-1. Nel 1932 a Mosca, sulla base di MosGIRD, è stata creata un'organizzazione di ricerca e sviluppo per lo sviluppo di razzi e motori, chiamata anche GIRD, e S.P. Korolev.
I motori sviluppati presso GIRD utilizzavano ossigeno liquido come ossidante e benzina e alcol etilico come carburante. Il primo LRE Zander, OR-2, è stato testato nel 1933, funzionava con ossigeno e benzina.
Alla fine del 1933 a Mosca, sulla base del GDL e del GIRD, è stato creato il primo Jet Research Institute (RNII) statale al mondo. Gli specialisti LRE, cresciuti nella GDL, si sono sviluppati al RNII nel 1934-1938. una serie di motori sperimentali da ORM-53 a ORM-102 e un generatore di gas GG-1, che ha funzionato per ore con acido nitrico e cherosene con acqua a una temperatura di 850 K e una pressione di 2,5 MPa. Il motore ORM-65, che superò i test ufficiali nel 1936, era il motore più avanzato del suo tempo. Il motore funzionava con acido nitrico e cherosene, la spinta era regolata entro 50 ... 175 kgf, il lancio era multiplo, anche automatizzato. Si sono svolti i test antincendio ORM-65 aereo disegni di SP Korolev, missile da crociera 212 e aliante a razzo RP-318-1. 28 febbraio 1940 il pilota V.P. Fedorov ha effettuato il primo volo su un aliante a razzo con un motore RDA-1 - 150, che era una modifica dell'ORM-65.
È iniziato un vero lavoro sperimentale sull'uso di motori a razzo su alianti e aeroplani. Questi lavori continuarono durante tutta la guerra e nei primi anni del dopoguerra.
Propulsione a jetè un processo in cui determinato corpo una delle sue parti si separa con una certa velocità. La forza che nasce in questo caso lavora da sola, senza il minimo contatto con corpi esterni. La propulsione a reazione è stata l'impulso per la creazione di un motore a reazione. Il principio del suo funzionamento si basa proprio su questa forza. Come funziona un motore del genere? Proviamo a capirlo.
idea di utilizzo spinta del getto, che consentirebbe di superare la forza di gravità della Terra, avanzò nel 1903 il fenomeno della scienza russa - Tsiolkovsky. Ha pubblicato uno studio su questo argomento ma non è stato preso sul serio. Konstantin Eduardovich, sopravvissuto al cambiamento del sistema politico, ha trascorso anni di lavoro per dimostrare a tutti che aveva ragione.
Oggi ci sono molte voci sul fatto che il rivoluzionario Kibalchich sia stato il primo in questa materia. Ma la volontà di quest'uomo al momento della pubblicazione delle opere di Tsiolkovsky fu sepolta insieme a Kibalchich. Inoltre, non era un'opera a tutti gli effetti, ma solo schizzi e schizzi: il rivoluzionario non poteva portare una base affidabile per i calcoli teorici nelle sue opere.
Per capire come funziona un motore a reazione, devi capire come funziona questa forza.
Quindi, immagina uno scatto qualsiasi armi da fuoco. esso buon esempio forza reattiva. Un getto di gas caldo, che si è formato durante la combustione della carica nella cartuccia, spinge indietro l'arma. Più potente è la carica, più forte sarà il ritorno.
E ora immagina il processo di accensione di una miscela combustibile: avviene in modo graduale e continuo. Questo è esattamente l'aspetto del principio di funzionamento di un motore ramjet. Un razzo con un motore a reazione a propellente solido funziona in modo simile: questa è la più semplice delle sue variazioni. Anche i modellisti di razzi alle prime armi lo conoscono.
Come carburante per i motori a reazione, è stata utilizzata per la prima volta la polvere nera. I motori a reazione, il cui principio era già più avanzato, richiedevano carburante a base di nitrocellulosa, che era disciolta in nitroglicerina. Nelle grandi unità che lanciano razzi che mettono in orbita navette, oggi usano una speciale miscela di carburante polimerico con perclorato di ammonio come agente ossidante.
Ora vale la pena capire il principio di funzionamento di un motore a reazione. Per fare questo, puoi considerare i classici: motori a liquido, che non sono cambiati molto dai tempi di Tsiolkovsky. Queste unità utilizzano carburante e un ossidante.
Come quest'ultimo, viene utilizzato ossigeno liquido o acido nitrico. Il cherosene è usato come combustibile. I moderni motori a liquido di tipo criogenico consumano idrogeno liquido. Quando ossidato con ossigeno, aumenta l'impulso specifico (fino al 30 percento). Nella testa di Tsiolkovsky nacque anche l'idea che l'idrogeno potesse essere utilizzato. Tuttavia, a quel tempo, a causa dell'estrema esplosività, era necessario cercare un altro carburante.
Il principio di funzionamento è il seguente. I componenti entrano nella camera di combustione da due serbatoi separati. Dopo la miscelazione, si trasformano in una massa che, una volta bruciata, rilascia un'enorme quantità di calore e decine di migliaia di atmosfere di pressione. L'ossidante viene immesso nella camera di combustione. La miscela di carburante, passando tra le doppie pareti della camera e l'ugello, raffredda questi elementi. Inoltre, il carburante, riscaldato dalle pareti, entrerà nella zona di accensione attraverso un numero enorme di ugelli. Il getto, che si forma con un ugello, scoppia. A causa di ciò, viene fornito un momento di spinta.
In breve, il principio di funzionamento di un motore a reazione può essere paragonato a una fiamma ossidrica. Tuttavia, quest'ultimo è molto più semplice. Nello schema del suo lavoro non ci sono diversi sistemi ausiliari motore. E questi sono compressori necessari per creare pressione di iniezione, turbine, valvole e altri elementi, senza i quali un motore a reazione è semplicemente impossibile.
Nonostante il fatto che i motori liquidi consumino molto carburante (il consumo di carburante è di circa 1000 grammi per 200 chilogrammi di carico), sono ancora utilizzati come unità di marcia per veicoli di lancio e unità di manovra per stazioni orbitali, così come altri veicoli spaziali.
Un tipico motore a reazione è organizzato come segue. I suoi nodi principali sono:
Compressore;
Camera di combustione;
Turbine;
Impianto di scarico.
Consideriamo questi elementi in modo più dettagliato. Il compressore è costituito da più turbine. Il loro compito è aspirare e comprimere l'aria mentre passa attraverso le lame. Il processo di compressione aumenta la temperatura e la pressione dell'aria. Parte di questa aria compressa viene immessa nella camera di combustione. In esso, l'aria viene miscelata con il carburante e si verifica l'accensione. Questo processo aumenta ulteriormente l'energia termica.
La miscela esce dalla camera di combustione ad alta velocità e quindi si espande. Segue poi un'altra turbina, le cui pale ruotano per l'azione dei gas. Questa turbina, collegata al compressore posto davanti all'unità, la mette in moto. L'aria riscaldata ad alte temperature esce attraverso il sistema di scarico. La temperatura, già abbastanza alta, continua a salire per effetto della strozzatura. Poi l'aria esce completamente.
Anche gli aerei utilizzano questi motori. Quindi, ad esempio, le unità turbojet sono installate in enormi navi passeggeri. Si differenziano dai soliti per la presenza di due carri armati. Uno contiene il carburante e l'altro l'ossidante. Mentre un motore a turbogetto trasporta solo carburante, l'aria soffiata dall'atmosfera viene utilizzata come ossidante.
Il principio di funzionamento di un motore a reazione di un aeromobile si basa sulla stessa forza reattiva e sulle stesse leggi della fisica. La parte più importante sono le pale della turbina. La potenza finale dipende dalle dimensioni della lama.
È grazie alle turbine che si genera la spinta necessaria per accelerare il velivolo. Ciascuna delle lame è dieci volte più potente di un normale motore a combustione interna di un'automobile. Le turbine sono installate dopo la camera di combustione dove la pressione è più alta. E la temperatura qui può raggiungere i millecinquecento gradi.
Queste unità hanno molti vantaggi rispetto a quelle a turbogetto. Ad esempio, un consumo di carburante significativamente inferiore a parità di potenza.
Ma il motore stesso ha un design più complesso e più peso.
Sì, e il principio di funzionamento di un motore a getto bypass è leggermente diverso. L'aria catturata dalla turbina viene parzialmente compressa e alimentata al primo circuito al compressore e al secondo circuito alle pale fisse. La turbina funziona quindi come un compressore a bassa pressione. Nel circuito primario del motore l'aria viene compressa e riscaldata, quindi, tramite un compressore ad alta pressione, viene alimentata alla camera di combustione. È qui che il carburante si mescola e si accende. Si formano gas che vengono alimentati alla turbina ad alta pressione, a causa della quale ruotano le pale della turbina, che a loro volta forniscono movimento rotatorio al compressore ad alta pressione. I gas passano quindi attraverso una turbina a bassa pressione. Quest'ultimo aziona la ventola e, infine, i gas escono all'esterno creando trazione.
Questi sono motori elettrici. Il principio di funzionamento di un motore sincrono a riluttanza è simile al funzionamento di un'unità passo-passo. Corrente alternata applicato allo statore e crea un campo magnetico attorno al rotore. Quest'ultimo ruota perché cerca di ridurre al minimo la resistenza magnetica. Questi motori non hanno nulla a che fare con l'esplorazione spaziale e il lancio di navette.
Fu creato l'ICBM R-7, equipaggiato con i motori a razzo RD-107 e RD-108, all'epoca i più potenti e avanzati al mondo, sviluppati sotto la guida di V. P. Glushko. Questo razzo è stato utilizzato come vettore dei primi satelliti artificiali al mondo, dei primi veicoli spaziali con equipaggio e sonde interplanetarie.
Nel 1969 fu lanciata negli Stati Uniti la prima navicella spaziale della serie Apollo, lanciata su una traiettoria di volo verso la Luna da un veicolo di lancio Saturn-5, il cui primo stadio era dotato di 5 motori F-1. L'F-1 è attualmente il più potente tra i motori a razzo a camera singola, cedendo in spinta al motore a quattro camere RD-170, sviluppato da Energomash Design Bureau nell'Unione Sovietica nel 1976.
Attualmente, i programmi spaziali di tutti i paesi si basano sull'uso di motori a razzo a propellente liquido.
Katorgin, Boris Ivanovich, Accademico dell'Accademia Russa delle Scienze, ex capo di NPO Energomash
Riso. 1 Schema di un motore a razzo a due componenti
1 - linea ossidante
2 - tubo del carburante
3 - pompa ossidante
4 - pompa del carburante
5 - turbina
6 - generatore di gas
7 - valvola del generatore di gas (ossidante)
8 - valvola del generatore di gas (carburante)
9 - valvola ossidante principale
10 - valvola principale del carburante
11 - scarico turbina
12 - testa di miscelazione
13 - camera di combustione
14 - ugello
Esiste una varietà abbastanza ampia di schemi di progettazione LRE, con l'unità del principio principale del loro funzionamento. Consideriamo il dispositivo e il principio di funzionamento di un motore a razzo a propellente liquido usando l'esempio di un motore a due componenti con alimentazione di carburante pompato, come il più comune, il cui schema è diventato un classico. Altri tipi di motori a razzo (ad eccezione del tricomponente) sono versioni semplificate di quello in esame, e nel descriverli basterà indicare delle semplificazioni.
Sulla fig. 1 mostra schematicamente il dispositivo LRE.
Il sistema di alimentazione LRE include tutti gli elementi utilizzati per fornire carburante alla camera di combustione: serbatoi di carburante, tubazioni, unità turbopompa(TNA) - un'unità composta da pompe e una turbina montate su un unico albero, una testa dell'ugello e valvole che regolano l'alimentazione del carburante.
alimentazione di pompaggio il carburante consente di creare un'alta pressione nella camera del motore, da decine di atmosfere a 250 atm (LRE 11D520 RN "Zenith"). L'alta pressione fornisce un ampio grado di espansione del fluido di lavoro, che è un prerequisito per ottenere un valore elevato dell'impulso specifico. Inoltre, con un'elevata pressione nella camera di combustione, si ottiene un valore migliore. rapporto peso-spinta motore: il rapporto tra spinta e peso del motore. Maggiore è il valore di questo indicatore, minori sono le dimensioni e il peso del motore (a parità di spinta) e maggiore è il grado di perfezione. I vantaggi del sistema di pompaggio sono particolarmente pronunciati nei motori a razzo ad alta spinta, ad esempio nei sistemi di propulsione dei veicoli di lancio.
In Fig. 1, i gas di scarico della turbina HP entrano attraverso la testa dell'ugello nella camera di combustione insieme ai componenti del carburante (11). Un tale motore è chiamato un motore ciclo chiuso(altrimenti - a ciclo chiuso), in cui l'intero consumo di carburante, compreso quello utilizzato nell'azionamento TNA, passa attraverso la camera di combustione LRE. La pressione all'uscita della turbina in un tale motore, ovviamente, dovrebbe essere maggiore che nella camera di combustione del motore a razzo, e all'ingresso del generatore di gas (6) che alimenta la turbina, dovrebbe essere ancora più alta. Per soddisfare questi requisiti, gli stessi componenti del carburante vengono utilizzati per azionare la turbina (sotto alta pressione), su cui opera la stessa LRE (con un diverso rapporto di componenti, di norma, con un eccesso di combustibile per ridurre il carico termico sulla turbina).
Un'alternativa a un circuito chiuso è anello aperto, in cui lo scarico della turbina viene prodotto direttamente nell'ambiente attraverso il tubo di uscita. L'implementazione di un ciclo aperto è tecnicamente più semplice, poiché il funzionamento della turbina non è correlato al funzionamento della camera LRE, e in questo caso il TPU può generalmente avere un proprio sistema di alimentazione carburante, che semplifica la procedura di avviamento dell'intero sistema di propulsione. Ma i sistemi a circuito chiuso ne hanno diversi migliori valori impulso specifico, e questo costringe i progettisti a superare le difficoltà tecniche della loro realizzazione, soprattutto per i grandi motori dei veicoli di lancio, che sono soggetti a requisiti particolarmente elevati per questo indicatore.
Nello schema di fig. 1 un HP pompa entrambi i componenti, il che è accettabile nei casi in cui i componenti hanno densità comparabili. Per la maggior parte dei liquidi utilizzati come componenti del propellente, la densità varia da 1 ± 0,5 g/cm³, il che consente di utilizzare un motore turbo per entrambe le pompe. L'eccezione è l'idrogeno liquido, che alla temperatura di 20°K ha una densità di 0,071 g/cm³. Un liquido così leggero richiede una pompa con caratteristiche completamente diverse, inclusa una velocità di rotazione molto più elevata. Pertanto, nel caso di utilizzo dell'idrogeno come combustibile, viene fornita una THA indipendente per ciascun componente.
Con una piccola spinta del motore (e, di conseguenza, bassi consumi), il gruppo turbopompa diventa un elemento troppo “pesante” che peggiora le caratteristiche di peso del sistema di propulsione. Un'alternativa a un sistema di alimentazione pompato è Dislocamento, in cui il flusso di carburante nella camera di combustione è fornito dalla pressione di sovralimentazione nei serbatoi di carburante, creata da gas compresso, il più delle volte azoto, che non è infiammabile, non tossico, non ossidante e relativamente economico da produrre. L'elio viene utilizzato per pressurizzare i serbatoi con idrogeno liquido, poiché altri gas condensano e si trasformano in liquidi alla temperatura dell'idrogeno liquido.
Quando si considera il funzionamento di un motore con un sistema di alimentazione del carburante a cilindrata dal diagramma in fig. 1, la THA è esclusa ei componenti del carburante provengono dai serbatoi direttamente alle valvole principali LRE (9) e (10). La pressione nei serbatoi di carburante durante l'erogazione di cilindrata deve essere superiore a quella nella camera di combustione, i serbatoi sono più forti (e più pesanti) rispetto a un sistema di alimentazione a pompa. In pratica, la pressione nella camera di combustione di un motore con alimentazione a cilindrata è limitata a 10–15 at. Tipicamente, tali motori hanno una spinta relativamente piccola (entro 10 tonnellate). I vantaggi del sistema di cilindrata sono la semplicità di progettazione e la velocità di reazione del motore al comando di avviamento, soprattutto nel caso di utilizzo di componenti del carburante ad autoaccensione. Tali motori sono utilizzati per eseguire manovre di veicoli spaziali nello spazio. Il sistema di spostamento è stato utilizzato in tutti e tre i sistemi di propulsione della navicella lunare Apollo: servizio (spinta 9.760 kG), atterraggio (spinta 4.760 kG) e decollo (spinta 1.950 kG).
testa dell'ugello- il nodo in cui sono montati ugelli progettato per iniettare componenti di carburante nella camera di combustione. Il requisito principale per gli iniettori è la miscelazione più rapida e completa dei componenti all'ingresso nella camera, poiché da questo dipende la velocità della loro accensione e combustione.
Attraverso la testa dell'ugello del motore F-1, ad esempio, 1,8 tonnellate di ossigeno liquido e 0,9 tonnellate di cherosene entrano nella camera di combustione ogni secondo. E il tempo di permanenza di ciascuna porzione di questo combustibile e dei suoi prodotti di combustione nella camera è calcolato in millisecondi. Durante questo tempo, il carburante deve bruciare il più completamente possibile, poiché il carburante incombusto è una perdita di spinta e impulso specifico. La soluzione a questo problema si ottiene con una serie di misure:
A causa della rapidità dei processi che avvengono nella camera di combustione dell'LRE, solo una parte insignificante (frazioni di percentuale) di tutto il calore generato nella camera viene ceduta alla struttura del motore, vista alta temperatura combustione (a volte - oltre 3000 °K) e una notevole quantità di calore rilasciata, anche una piccola parte è sufficiente per la distruzione termica del motore, quindi il problema del raffreddamento LRE è molto rilevante.
Per LRE con alimentazione di carburante pompato, vengono utilizzati principalmente due metodi di raffreddamento delle pareti della camera LRE: raffreddamento rigenerativo e strato di parete, che vengono spesso usati insieme. Per i piccoli motori con un sistema di alimentazione a cilindrata positiva, viene spesso utilizzato ablativo metodo di raffreddamento.
Raffreddamento rigenerativo consiste nel fatto che nella parete della camera di combustione e nella parte superiore e più riscaldata dell'ugello, in un modo o nell'altro, si crea una cavità (a volte chiamata "camicia di raffreddamento") attraverso la quale uno dei componenti del carburante ( normalmente combustibile) passa prima di entrare nella testa di miscelazione, raffreddando così la parete della camera. Il calore assorbito dal componente di raffreddamento viene restituito alla camera insieme al liquido di raffreddamento stesso, il che giustifica il nome del sistema: "rigenerativo".
Sono stati sviluppati vari metodi tecnologici per creare una camicia di raffreddamento. La camera LRE del razzo V-2, ad esempio, era costituita da due gusci d'acciaio, interno ed esterno, che si ripetevano la forma l'uno dell'altro. Un componente di raffreddamento (etanolo) è passato attraverso lo spazio tra questi gusci. A causa delle deviazioni tecnologiche nello spessore del divario, si è verificato un flusso di fluido irregolare, di conseguenza sono state create zone di surriscaldamento locale del guscio interno, che spesso "bruciavano" in queste zone, con conseguenze catastrofiche.
Nei motori moderni parte interna le pareti della camera sono realizzate in leghe di bronzo altamente termoconduttive. Al suo interno vengono creati canali stretti a parete sottile mediante fresatura (15D520 RN 11K77 Zenith, RN 11K25 Energia) o incisione acida (SSME Space Shuttle). Dall'esterno, questa struttura è strettamente avvolta attorno a un guscio portante in lamiera di acciaio o titanio, che percepisce il carico di potenza della pressione interna della camera. Il componente di raffreddamento circola attraverso i canali. A volte la camicia di raffreddamento è assemblata da sottili tubi termoconduttori saldati con una lega di bronzo per la tenuta, ma tali camere sono progettate per una pressione inferiore.
Strato di parete(strato limite, gli americani usano anche il termine "cortina" - cortina) è uno strato di gas nella camera di combustione, situato in prossimità della parete della camera, e costituito principalmente da vapore di carburante. Per organizzare tale strato, lungo la periferia della testa di miscelazione sono installati solo iniettori di carburante. A causa dell'eccesso di carburante e della mancanza di un ossidante, la reazione chimica di combustione nello strato vicino alla parete avviene molto meno intensamente rispetto alla zona centrale della camera. Di conseguenza, la temperatura dello strato vicino alla parete è molto inferiore alla temperatura nella zona centrale della camera e isola la parete della camera dal contatto diretto con i prodotti della combustione più caldi. Talvolta, oltre a questo, sulle pareti laterali della camera vengono installati degli ugelli, che portano parte del carburante nella camera direttamente dalla camicia di raffreddamento, anche in modo da creare uno strato vicino alla parete.
Il lancio di un LRE è un'operazione responsabile, irta di gravi conseguenze in caso di situazioni di emergenza durante la sua esecuzione.
Se lo sono i componenti del carburante autoaccensione, cioè entrare in reazione chimica combustione a contatto fisico tra loro (ad esempio acido eptilico/nitrico), l'avvio del processo di combustione non provoca problemi. Ma nel caso in cui i componenti non siano tali, è necessario un accenditore esterno, la cui azione deve essere coordinata con precisione con l'alimentazione dei componenti del combustibile alla camera di combustione. La miscela di carburante incombusto è un grande esplosivo potere distruttivo, e il suo accumulo nella camera minaccia un grave incidente.
Dopo l'accensione del combustibile, avviene da solo il mantenimento di un processo continuo della sua combustione: il combustibile che rientra nella camera di combustione si accende per l'elevata temperatura creatasi durante la combustione delle porzioni precedentemente introdotte.
Per l'accensione iniziale del combustibile nella camera di combustione durante il lancio dell'LRE si utilizzano diversi metodi:
L'avviamento automatico del motore coordina l'azione dell'accenditore e l'alimentazione del carburante nel tempo.
Il lancio di grandi LRE con un sistema di alimentazione pompato consiste in più fasi: prima viene lanciato l'HP e prende slancio (questo processo può anche consistere in più fasi), quindi le valvole principali dell'LRE vengono attivate, di regola, in due o più stadi con un graduale aumento della spinta da uno stadio all'altro, passi alla normalità.
Per motori relativamente piccoli, è praticato iniziare con l'uscita del motore a razzo immediatamente al 100% di spinta, chiamata "cannone".
Un moderno motore a razzo a propellente liquido è dotato di un'automazione piuttosto complessa, che deve svolgere i seguenti compiti:
Il sistema di controllo automatico del sistema di propulsione include sensori di pressione e flusso in diversi punti del sistema di alimentazione, e i suoi organi esecutivi sono le principali valvole LRE e valvole di controllo della turbina (in Fig. 1 - posizioni 7, 8, 9 e 10).
La scelta dei componenti del carburante è una delle decisioni più importanti nella progettazione di un motore a razzo, che predetermina molti dettagli della progettazione del motore e successivi soluzioni tecniche. Pertanto, la scelta del carburante per LRE viene effettuata tenendo in considerazione lo scopo del motore e del razzo su cui è installato, le condizioni per il loro funzionamento, la tecnologia di produzione, stoccaggio, trasporto al sito di lancio, ecc. .
Uno degli indicatori più importanti che caratterizzano la combinazione di componenti è impulso specifico, che è di particolare importanza nella progettazione di veicoli di lancio di veicoli spaziali, poiché il rapporto tra la massa del carburante e il carico utile e, di conseguenza, le dimensioni e la massa dell'intero razzo (vedi formula Tsiolkovsky), che, con un il valore della quantità di moto specifica potrebbe non essere realistico. La tabella 1 mostra le caratteristiche principali di alcune combinazioni di componenti di combustibili liquidi.
Tabella 1.| ossidante | Carburante | Densità media carburante, g/cm³ |
Temperatura della camera combustione, °K |
Specifico per il vuoto slancio, s |
|---|---|---|---|---|
| Ossigeno | Idrogeno | 0,3155 | 3250 | 428 |
| Cherosene | 1,036 | 3755 | 335 | |
| 0,9915 | 3670 | 344 | ||
| idrazina | 1,0715 | 3446 | 346 | |
| Ammoniaca | 0,8393 | 3070 | 323 | |
| tetrossido di diazoto | Cherosene | 1,269 | 3516 | 309 |
| Dimetilidrazina asimmetrica | 1,185 | 3469 | 318 | |
| idrazina | 1,228 | 3287 | 322 | |
| Fluoro | Idrogeno | 0,621 | 4707 | 449 |
| idrazina | 1,314 | 4775 | 402 | |
| Pentaborano | 1,199 | 4807 | 361 |
Un componente sono anche motori a reazione che funzionano con gas freddo compresso (ad esempio aria o azoto). Tali motori sono chiamati motori a getto di gas e sono costituiti da una valvola e un ugello. I motori a getto di gas vengono utilizzati laddove gli effetti termici e chimici del getto di scarico sono inaccettabili e dove il requisito principale è la semplicità del design. Questi requisiti devono essere soddisfatti, ad esempio, da dispositivi individuali per lo spostamento e la manovra dei cosmonauti (UPMK), situati in uno zaino dietro la schiena e progettati per muoversi quando si lavora all'aperto. navicella spaziale. UPMK funziona da due cilindri con azoto compresso, che viene fornito tramite elettrovalvole al sistema di propulsione, composto da 16 motori.
Dall'inizio degli anni '70 è stato studiato in URSS e negli USA il concetto di motori a tre componenti, che unirebbero un elevato impulso specifico se utilizzato come idrogeno combustibile, e una densità media di carburante più elevata (e, di conseguenza, un volume e peso inferiori dei serbatoi di carburante), caratteristica dei combustibili a base di idrocarburi. All'avvio, un tale motore funzionerebbe con ossigeno e cherosene e ad alta quota passerebbe all'utilizzo di ossigeno liquido e idrogeno. Un tale approccio può consentire di creare un vettore spaziale a stadio singolo. Un esempio russo di motore a tre componenti è il motore a razzo a propellente liquido RD-701, sviluppato per il sistema spaziale e di trasporto riutilizzabile MAKS.
È anche possibile utilizzare due combustibili contemporaneamente, ad esempio idrogeno-berillio-ossigeno e idrogeno-litio-fluoro (ustione di berillio e litio e l'idrogeno viene utilizzato principalmente come fluido di lavoro), il che consente di ottenere valori di impulso specifici nella regione di 550-560 secondi, però tecnicamente molto difficile e mai utilizzato nella pratica.
Nei razzi a propellente liquido, i motori spesso, oltre alla loro funzione principale - creare spinta, svolgono anche il ruolo di controlli di volo. Già il primo missile balistico guidato V-2 era controllato utilizzando 4 timoni gas-dinamici di grafite posti nella corrente a getto del motore lungo la periferia dell'ugello. Deviando, questi timoni hanno deviato parte della corrente a getto, che ha cambiato la direzione del vettore di spinta del motore e ha creato un momento di forza relativo al centro di massa del razzo, che era l'azione di controllo. Questo metodo riduce significativamente la spinta del motore, inoltre, i timoni in grafite in una corrente a getto sono soggetti a una forte erosione e hanno una risorsa di tempo molto breve.
A sistemi moderni viene utilizzato il controllo missilistico Telecamere PTZ LRE, che sono fissati agli elementi portanti del corpo del razzo con l'ausilio di cerniere che consentono di ruotare la telecamera su uno o due piani. I componenti del carburante vengono portati nella camera con l'aiuto di tubazioni flessibili - soffietti. Quando la telecamera devia da un asse parallelo all'asse del razzo, la spinta della telecamera crea il momento di forza di controllo richiesto. Le telecamere sono ruotate da macchine sterzanti idrauliche o pneumatiche, che eseguono i comandi generati dal sistema di controllo del razzo.
Nella portaerei domestica Soyuz (vedi foto nel titolo dell'articolo), oltre alle 20 telecamere fisse principali del sistema di propulsione, ci sono 12 telecamere rotanti (ciascuna nel proprio piano), più piccole di controllo. Le camere dello sterzo hanno un sistema di alimentazione comune con i motori principali.
Degli 11 motori di sostegno (tutti gli stadi) del veicolo di lancio Saturn-5, nove (ad eccezione del 1° e 2° stadio centrale) sono rotanti, ciascuno su due piani. Quando si utilizzano i motori principali come motori di comando, il raggio di azione della rotazione della telecamera non è superiore a ±5°: a causa della grande spinta della telecamera principale e della sua collocazione nel vano di poppa, cioè a notevole distanza dalla baricentro del razzo, anche una piccola deviazione della telecamera crea un controllo significativo
