"라고 하면 가장 먼저 떠오르는 것은 로켓 엔진"? 물론 미스터리한 우주, 행성간 비행, 새로운 은하의 발견, 멀리 있는 별의 매혹적인 빛. 언제나 하늘은 사람을 끌어당기는 동시에 풀리지 않는 미스터리로 남아 있지만, 최초의 우주 로켓의 탄생과 발사는 인류 연구의 새로운 지평을 열었다.
로켓 엔진은 본질적으로 한 가지 중요한 기능이 있는 일반 제트 엔진입니다. 제트 추력을 생성하기 위해 대기 중 산소를 연료 산화제로 사용하지 않습니다. 작동에 필요한 모든 것은 본체 또는 산화제 및 연료 공급 시스템에 직접 있습니다. 우주 공간에서 로켓 엔진을 사용할 수 있게 해주는 것이 바로 이 기능입니다.
많은 유형의 로켓 엔진이 있으며 모두 설계 기능뿐만 아니라 작동 원리에서도 현저하게 다릅니다. 그렇기 때문에 각 유형을 별도로 고려해야 합니다.
로켓 엔진의 주요 성능 특성 중 특별한 주의특정 임펄스 - 단위 시간당 소비되는 작동 유체의 질량에 대한 제트 추력의 크기 비율. 특정 임펄스 값은 엔진의 효율성과 경제성을 반영합니다.
이 유형의 엔진은 현재 우주선을 우주 공간으로 발사하는 데 널리 사용되는 유일한 엔진입니다. 군사 산업. 화학엔진은 종류에 따라 고체연료와 액체연료로 나뉜다. 집계 상태로켓 연료.
최초의 로켓 엔진은 고체 추진제였으며 몇 세기 전에 중국에서 등장했습니다. 그 당시 그들은 우주와 거의 관련이 없었지만 그들의 도움으로 군사 로켓을 발사하는 것이 가능했습니다. 화약과 유사한 구성의 가루가 연료로 사용되었으며 구성 요소의 비율만 변경되었습니다. 그 결과 산화 과정에서 분말이 폭발하지 않고 점차 타면서 열을 방출하고 제트 추력. 이러한 엔진은 다양한 성공으로 세련되고 개선되고 개선되었지만 특정 충동은 여전히 작은 상태로 유지되었습니다. 즉, 설계가 비효율적이고 비경제적이었습니다. 곧 새로운 유형의 고체 연료가 등장하여 더 큰 특정 충동을 얻고 더 큰 견인력을 개발할 수 있게 되었습니다. 소련, 미국 및 유럽의 과학자들은 20세기 전반부에 그 창조에 대해 연구했습니다. 이미 1940년대 후반에 현대 연료의 프로토타입이 개발되었으며 오늘날에도 여전히 사용되고 있습니다.
로켓 엔진 RD-170은 액체 연료와 산화제로 작동합니다.
액체 로켓 엔진은 K.E.의 발명품입니다. 1903년에 그것들을 우주 로켓의 동력 장치로 제안한 Tsiolkovsky. 1920년대에는 미국, 1930년대 소련에서 로켓 엔진 제작 작업이 시작되었습니다. 이미 제 2 차 세계 대전이 시작될 때 첫 번째 실험 샘플이 만들어졌으며 종료 후 LRE가 대량 생산되기 시작했습니다. 그들은 탄도 미사일을 장착하기 위해 군사 산업에서 사용되었습니다. 1957년 인류 역사상 처음으로 소련의 인공위성이 발사되었습니다. 그것을 발사하기 위해 러시아 철도가 장착 된 로켓이 사용되었습니다.
고체 추진제 엔진은 본체에 연료와 산화제가 응집된 고체 상태로 포함되어 있으며 연료 용기도 연소실입니다. 연료는 일반적으로 중앙 구멍이 있는 막대 형태입니다. 산화 과정에서 막대는 중심에서 주변으로 연소되기 시작하고 연소 결과 얻은 가스는 노즐을 통해 빠져 나와 추력을 형성합니다. 이것은 모든 로켓 엔진 중 가장 단순한 디자인입니다.
액체 추진제 엔진에서 연료와 산화제는 두 개의 별도 탱크에서 액체 상태로 응집됩니다. 공급 채널을 통해 연소실로 들어가 혼합되고 연소 과정이 진행됩니다. 연소 생성물은 노즐을 통해 배출되어 추력을 형성합니다. 액체 산소는 일반적으로 산화제로 사용되며 연료는 등유, 액체 수소 등 다를 수 있습니다.
고체 추진제 로켓 모터의 장단점을 분석하면 동력 장치가 필요한 경우에만 사용이 정당하다는 결론을 내릴 수 있습니다. 중간 전력, 상대적으로 저렴하고 구현하기 쉽습니다. 사용 범위는 탄도, 기상 미사일, MANPADS 및 사이드 부스터입니다. 우주 로켓(그들은 갖추고있다 미국 미사일, 그들은 소련과 러시아 미사일에 사용되지 않았습니다).
LRE의 범위는 주로 우주 비행입니다. 이러한 엔진은 군사 목적으로 사용하기에는 너무 비싸기 때문입니다.
지금까지 화학 로켓 엔진이 로켓을 우주 공간으로 발사할 수 있는 유일한 엔진이라는 사실에도 불구하고 더 이상의 개선은 사실상 불가능합니다. 과학자와 디자이너는 자신의 능력의 한계에 이미 도달했으며 특정 충동이 높은 더 강력한 장치를 얻으려면 다른 에너지원이 필요하다고 확신합니다.
이 유형의 RD는 화학 물질과 달리 연료를 연소시키는 것이 아니라 작동 유체를 핵 반응 에너지로 가열하여 에너지를 생성합니다. NRE는 동위원소, 열핵 및 핵입니다.
NRE의 설계와 작동 원리는 50년대에 개발되었습니다. 이미 70년대에 소련과 미국에서 실험 샘플이 준비되어 성공적으로 테스트되었습니다. 3.6톤의 추력을 가진 고체상 소련 RD-0410 엔진이 벤치 베이스에서 테스트되었으며, 달 프로그램의 후원이 중단되기 전에 미국의 NERVA 원자로가 새턴 V 로켓에 설치될 예정이었습니다. 이와 동시에 기상 NRE 생성에 대한 작업도 수행되었습니다. 이제 핵 로켓 엔진 개발을위한 과학 프로그램이 있으며 우주 정거장에서 실험이 수행되고 있습니다.
따라서 이미 작동 중인 핵 로켓 엔진 모델이 있지만 지금까지 실험실이나 과학 기지 외부에서 사용된 모델은 없습니다. 이러한 엔진의 잠재력은 상당히 높지만 사용과 관련된 위험도 상당하므로 현재로서는 프로젝트에만 존재합니다.
핵 로켓 엔진은 응집 상태에 따라 기체, 액체 및 고체 상태입니다. 핵연료. 고체상 NRE의 연료는 연료봉이며, 원자로. 그들은 엔진 하우징에 위치하고 핵분열 물질의 붕괴 과정에서 열 에너지를 방출합니다. 작동 유체(기체 수소 또는 암모니아)는 연료 요소와 접촉하여 에너지를 흡수하고 가열되어 부피가 증가하고 수축한 후 고압의 노즐을 통해 배출됩니다.
액상 NRE의 작동 원리와 설계는 고체상 NRE와 유사하며 연료만 액체 상태이므로 온도와 추력을 증가시킬 수 있습니다.
기체상 NRE는 기체 상태의 연료로 작동합니다. 그들은 일반적으로 우라늄을 사용합니다. 기체 연료는 전기장에 의해 체내에 보관되거나 밀봉된 투명 플라스크(핵램프)에 보관될 수 있습니다. 첫 번째 경우 작동 유체가 연료와 접촉하고 후자의 부분적인 누출이 있으므로 대량의 연료 외에도 엔진에는 정기적 인 보충을위한 예비가 있어야합니다. 핵램프의 경우 누설이 없고 연료가 작동유체의 흐름과 완전히 분리되어 있습니다.
핵 로켓 엔진은 화학적 엔진보다 큰 이점이 있습니다. 이것은 높은 특정 충동입니다. 고체상 모델의 경우 값은 8000-9000m/s, 액체상 모델의 경우 14000m/s, 기체상 모델의 경우 30000m/s입니다. 그러나 그 사용은 방사성 방출로 대기 오염을 수반합니다. 이제 안전하고 환경 친화적이며 효율적인 원자력 엔진을 만들기 위한 작업이 진행 중이며 이 역할의 주요 "후보"는 원자력 램프가 있는 기상 NRE입니다. 방사성 물질밀폐된 플라스크 안에 있으며 제트 화염으로 외부로 나가지 않습니다.
화학 로켓 엔진의 또 다른 잠재적 경쟁자는 전기 에너지로 구동되는 전기 로켓 엔진입니다. ERD는 전열, 정전기, 전자기 또는 펄스일 수 있습니다.
최초의 EJE는 30년대에 설계되었습니다. 소련 디자이너 V.P. Glushko, 그러한 엔진을 만드는 아이디어는 20세기 초에 나타났습니다. 60년대에 소련과 미국의 과학자들은 전기 추진 시스템을 만들기 위해 적극적으로 노력했으며 이미 70년대에는 우주선에서 제어 엔진으로 첫 번째 샘플이 사용되기 시작했습니다.
전기 추진 시스템은 EJE 자체로 구성되며 그 구조는 유형, 작동 유체 공급 시스템, 제어 및 전원 공급 장치에 따라 다릅니다. 전열 RD는 발열체 또는 전기 아크에서 발생하는 열로 인해 작동 유체의 흐름을 가열합니다. 헬륨, 암모니아, 히드라진, 질소 및 기타 불활성 가스, 덜 자주 수소가 작동 유체로 사용됩니다.
정전기 RD는 콜로이드, 이온 및 플라즈마로 나뉩니다. 그들에서 작동 유체의 하전 입자는 전기장에 의해 가속됩니다. 콜로이드 또는 이온성 RD에서 가스 이온화는 이온화 장치, 고주파 전기장 또는 가스 방전 챔버에 의해 제공됩니다. 플라즈마 RD에서 작동 유체인 비활성 기체인 크세논은 환형 양극을 통과하여 보상 음극이 있는 가스 방전 챔버로 들어갑니다. 고전압에서 스파크는 양극과 음극 사이에서 점화되어 가스를 이온화하여 플라즈마를 생성합니다. 양전하를 띤 이온은 전계에 의한 가속에 의해 획득된 고속으로 노즐을 통해 빠져나오고, 전자는 보상 캐소드에 의해 밖으로 나온다.
전자기 RD에는 작동 유체의 하전 입자를 가속시키는 외부 또는 내부 자기장이 있습니다.
임펄스 RD는 방전 작용에 따른 고체 연료의 증발로 인해 작동합니다.
현재까지 전기 추진 엔진의 사용은 우주 위성에 설치하는 것으로 제한되어 있으며, 이를 위한 전력원으로, 태양 전지 패널. 동시에 우주 탐험을 가능하게 하는 발전소가 될 수 있는 것은 이러한 엔진이므로 많은 국가에서 새로운 모델을 만드는 작업이 활발히 진행되고 있습니다. 바로 이들 발전소 SF 작가들이 우주 정복에 전념하는 작품에서 가장 자주 언급하는 이들은 SF 영화에서도 찾아볼 수 있습니다. 지금까지 사람들이 여전히 별을 여행할 수 있기를 바라는 것은 ERD입니다.
1) 액체 추진 로켓 엔진(LRE)의 작동 방식과 원리에 대한 연구.
2) LRE 챔버의 경로를 따라 작동 유체 매개변수의 변화 결정.
2.1. 로켓 엔진의 구성
제트엔진이라고 합니다 기술 장치, 작동 유체가 만료되어 추력이 생성됩니다. 제트 엔진은 움직이는 차량의 가속을 제공합니다 다양한 방식.
로켓 엔진은 움직이는 차량에 저장된 물질과 에너지원만 사용하는 제트 엔진입니다.
액체 추진 로켓 엔진(LRE)은 작동을 위해 액체 응집 상태인 연료(1차 에너지원 및 작동 유체)를 사용하는 로켓 엔진입니다.
LRE 일반적인 경우구성:
2- 터보 펌프 장치(TPU);
3- 가스 발생기;
4개의 파이프라인;
5- 자동화 장치;
6- 보조 장치
하나 이상의 액체 추진 로켓 엔진은 엔진 챔버 및 로켓 스테이지의 보조 장치에 연료를 공급하기 위한 공압 유압 시스템(PGS)과 함께 액체 추진 로켓 추진 시스템(LPRE)을 구성합니다.
LPF(액체 추진제)로 발열이 가능한 물질 또는 여러 물질(산화제, 연료)이 사용됩니다. 화학 반응연소(분해)의 고온 생성물을 형성합니다. 이 제품은 엔진의 작동 본체입니다.
각 LRE 챔버는 연소실과 노즐로 구성됩니다. LRE 챔버에서 1차 화학 에너지 액체 연료기체 작동 유체의 최종 운동 에너지로 변환되어 챔버의 반력이 생성됩니다.
LRE의 별도 터보 펌프 장치는 펌프와 이를 구동하는 터빈으로 구성됩니다. TNA는 LRE의 챔버 및 가스 발생기에 액체 연료 구성 요소를 공급합니다.
LRE 가스 발생기는 주 연료 또는 보조 연료를 LRE 구성 요소가 있는 탱크의 터빈 작동 유체 및 가압 시스템의 작동 유체로 사용되는 가스 생성 제품으로 변환하는 장치입니다.
LRE 자동화 시스템은 전기, 기계, 유압, 공압, 불꽃 등 다양한 유형의 장치(밸브, 조절기, 센서 등) 세트입니다. 자동화 장치는 LRE의 시작, 제어, 조절 및 종료를 제공합니다.
LRE 매개변수
LRE의 주요 견인 매개변수는 다음과 같습니다.
LRE-R의 반작용력은 물질이 유출되는 동안 로켓 엔진의 내부 표면에 작용하는 결과적인 가스 및 유체 역학적 힘입니다.
LRE 추력 - R - 외부 공기 역학적 저항의 힘을 제외하고 엔진의 외부 표면에 작용하는 LRE(R)의 반력과 모든 환경 압력 힘의 결과입니다.
LRE 추력 임펄스 - I - 작동 시간에 따른 LRE 추력의 적분.
LRE의 특정 추력 임펄스 - I y - LRE의 질량 연료 소비량()에 대한 추력(P)의 비율.
LRE 챔버에서 발생하는 프로세스를 특성화하는 주요 매개변수는 액체 로켓 연료의 연소(분해) 생성물의 압력(p), 온도(T) 및 유량(W)입니다. 이 경우 노즐 입구(섹션 인덱스 "c")와 노즐의 임계("*") 및 출구("a") 섹션에서 매개변수 값이 강조 표시됩니다.
LRE 노즐 트랙의 다양한 섹션에서 매개 변수 값 계산 및 엔진의 추력 매개 변수 결정은 해당 열 가스 역학 방정식에 따라 수행됩니다. 이러한 계산을 위한 대략적인 방법론은 이 매뉴얼의 섹션 4에서 설명합니다.
3.1. 일반적 특성 LRE "RD-214"
RD-214 액체 추진 로켓 엔진은 1957년부터 국내에서 사용되었습니다. 1962년 이래로 코스모스 다단 발사체의 1단계에 설치되었으며 코스모스 및 인터코모스 시리즈의 많은 위성이 지구 근처 궤도에 발사되었습니다.
LRE "RD-214"에는 펌핑 연료 공급 시스템이 있습니다. 엔진은 고비점 질산 산화제(질산에 있는 질소 산화물 용액)와 탄화수소 연료(등유 가공 제품)로 작동합니다. 가스 발생기에는 액체 과산화수소라는 특수 구성 요소가 사용됩니다.
엔진의 주요 매개변수는 다음과 같은 의미를 갖습니다.
공허에서의 추력 R p = 726 kN;
공극에서의 특정 추력 I yn = 2590 N×s/kg;
연소실의 가스 압력 p k = 4.4 MPa;
노즐의 가스 팽창 정도 e = 64
LRE "RD-214"(그림 1)는 다음으로 구성됩니다.
4개의 챔버(위치 6);
터보 펌프 장치(TPU) 1개(위치 1, 2, 3, 4);
가스 발생기(pos. 5);
관로;
자동화 장치(위치 7, 8)
엔진의 THA는 산화제 펌프(pos. 2), 연료 펌프(pos. 3), 과산화수소 펌프(pos. 4) 및 터빈(pos. 1)으로 구성됩니다. 펌프의 로터(회전 부품)와 터빈은 단일 샤프트로 연결됩니다.
엔진 챔버, 가스 발생기 및 터빈에 구성 요소를 공급하는 장치 및 장치는 다음과 같은 세 가지 개별 시스템으로 결합됩니다.
산화제 공급 시스템
연료 공급 시스템
과산화수소 증기 및 가스 생성 시스템.
그림 1. 액체 추진제 로켓 엔진의 개략도
1 - 터빈; 2 - 산화제 펌프; 3 - 연료 펌프;
4 - 과산화수소 펌프; 5 - 가스 발생기(반응기);
6 - 엔진 챔버; 7, 8 - 자동화 요소.
3.2. LRE 유닛 "RD-214"의 특성
3.2.1. LRE 챔버
4개의 LRE 챔버는 볼트를 사용하여 두 섹션을 따라 단일 블록으로 연결됩니다.
각 LRE 챔버(위치 6)는 혼합 헤드와 하우징으로 구성됩니다. 혼합 헤드에는 상단, 중간 및 하단(소성) 하단이 포함됩니다. 상부와 중저부 사이에는 산화제용 캐비티가 형성되고, 중저부와 화재저부 사이에는 연료용 캐비티가 형성된다. 각각의 캐비티는 해당 인젝터에 의해 엔진 하우징의 내부 용적과 연결됩니다.
LRE 운전 과정에서 액체 연료 성분은 혼합 헤드와 노즐을 통해 공급, 분무 및 혼합됩니다.
LRE 챔버 하우징은 연소실과 노즐의 일부를 포함합니다. 액체 추진 로켓 엔진 노즐은 초음속이며 수렴 및 발산 부품이 있습니다.
LRE 챔버의 하우징은 이중벽으로 되어 있습니다. 본체의 내부(화재) 및 외부(전력) 벽은 스페이서로 연결됩니다. 동시에 스페이서의 도움으로 하우징 액체 냉각 경로의 채널이 벽 사이에 형성됩니다. 연료는 냉각수로 사용됩니다.
엔진 작동 중에는 노즐 끝에 위치한 특수 매니폴드 파이프를 통해 냉각 경로로 연료가 공급됩니다. 냉각 경로를 통과한 연료는 혼합 헤드의 해당 공동으로 들어가고 노즐을 통해 연소실로 유입됩니다. 동시에 혼합 헤드의 다른 공동과 해당 노즐을 통해 산화제가 연소실로 들어갑니다.
연소실의 부피에서 액체 연료 구성 요소의 분무, 혼합 및 연소가 발생합니다. 결과적으로 엔진의 고온 기체 작동 유체가 형성됩니다.
그런 다음 초음속 노즐에서 작동 유체의 열 에너지는 제트의 운동 에너지로 변환되고 만료되면 LRE 추력이 생성됩니다.
3.2.2. 가스 발생기 및 터보 펌프 장치
가스 발생기(그림 1, 항목 5)는 액체 과산화수소가 발열 분해의 결과 터빈의 고온 증기 작동 유체로 변환되는 장치입니다.
터보 펌프 장치는 챔버 및 엔진 가스 발생기에 액체 연료 구성 요소의 압력 공급을 제공합니다.
THA는 다음으로 구성됩니다(그림 1):
스크류 원심 산화제 펌프(pos. 2);
스크류 원심 연료 펌프(pos. 3);
과산화수소 원심 펌프(항목 4);
가스 터빈(위치 1).
각 펌프와 터빈에는 고정된 고정자와 회전하는 회전자가 있습니다. 펌프 및 터빈의 로터에는 스프링으로 연결된 두 부분으로 구성된 공통 샤프트가 있습니다.
터빈(위치 1)은 펌프 드라이브 역할을 합니다. 터빈 고정자의 주요 요소는 하우징과 노즐 장치이고, 회전자의 주요 요소는 샤프트와 블레이드가 있는 임펠러입니다. 작동 중 과산화물 증기 가스는 가스 발생기에서 터빈으로 공급됩니다. 증기 가스가 노즐 장치와 터빈 임펠러의 블레이드를 통과할 때 그 열 에너지는 휠과 터빈 로터 샤프트의 회전의 기계적 에너지로 변환됩니다. 배기 증기 가스는 터빈 하우징의 출구 매니폴드에 수집되어 특수 폐기물 노즐을 통해 대기로 배출됩니다. 이것은 추가 추력 LRE를 생성합니다.
산화제(pos. 2) 및 연료(pos. 3)용 펌프는 나사 원심식입니다. 각 펌프의 주요 요소는 하우징과 로터입니다. 로터에는 샤프트, 오거 및 블레이드가 있는 원심 휠이 있습니다. 작동하는 동안 기계적 에너지는 공통 샤프트를 통해 터빈에서 펌프로 공급되어 펌프 로터의 회전을 보장합니다. 펌프에 의해 펌핑되는 액체(연료 성분)에 대한 스크류 블레이드와 원심 휠의 작용의 결과로, 펌프 로터 회전의 기계적 에너지는 액체 압력의 위치 에너지로 변환되어 엔진 챔버에 대한 구성 요소. 펌프의 원심 임펠러 앞에 오거를 설치하여 임펠러의 블레이드 간 채널 입구에서 액체의 압력을 미리 증가시켜 액체의 냉비등(캐비테이션) 및 연속성의 중단을 방지합니다. 구성 요소 흐름의 연속성에 방해가되면 엔진 챔버의 연료 연소 과정이 불안정해질 수 있으며 결과적으로 LRE 전체가 불안정해질 수 있습니다.
원심 펌프(pos. 4)는 가스 발생기에 과산화수소를 공급하는 데 사용됩니다. 구성 요소의 상대적으로 낮은 소비는 원심 펌프 앞에 스크류 프리 펌프를 설치하지 않고 원심 펌프의 비 캐비테이션 작동 조건을 만듭니다.
3.3. 엔진의 원리
엔진의 시동, 제어 및 정지는 로켓 보드에서 해당 자동화 요소로의 전기 명령에 의해 자동으로 수행됩니다.
연료 구성 요소의 초기 점화를 위해 산화제로 자체 점화되는 특수 시동 연료가 사용됩니다. 시동 연료는 처음에 연료 펌프 앞 파이프라인의 작은 부분을 채웁니다. LRE를 시작하는 순간 시작 연료와 산화제가 챔버에 들어가고 자발적으로 점화되고 그 다음에야 연료의 주요 구성 요소가 챔버에 들어가기 시작합니다.
엔진 작동 중에 산화제는 다음을 포함하여 라인(시스템)의 요소와 어셈블리를 순차적으로 통과합니다.
분할 밸브;
산화제 펌프;
산화제 밸브;
믹싱 헤드 챔버 모터.
연료 흐름은 다음을 포함하여 라인을 통해 흐릅니다.
분할 밸브;
연료 펌프;
엔진 챔버 냉각을 위한 수집기 및 경로;
믹싱 헤드 챔버.
과산화수소와 생성된 증기 가스는 다음을 포함하는 증기 및 가스 생성 시스템의 요소와 장치를 차례로 통과합니다.
분할 밸브;
과산화수소 펌프;
유압 감속기;
가스 발생기;
터빈 노즐 장치;
터빈 임펠러 블레이드;
터빈 매니폴드;
폐기물 노즐.
터보 펌프 장치가 엔진 챔버에 연료 구성 요소를 지속적으로 공급하고 고온 작동 유체가 형성되고 챔버에서 작동 유체가 만료되는 연소로 인해 LRE 추력이 생성됩니다.
작동 중 엔진의 추력 값의 변화는 가스 발생기에 공급되는 과산화수소의 유량을 변경하여 제공됩니다. 이것은 터빈과 펌프의 출력을 변경하고 결과적으로 엔진 챔버로의 연료 구성 요소 공급을 변경합니다.
LRE의 종료는 자동화 요소의 도움으로 2단계로 수행됩니다. 메인 모드에서 엔진은 먼저 더 적은 추력으로 최종 작동 모드로 전환된 다음 완전히 꺼집니다.
4.1. 작업 범위 및 순서
작업 과정에서 다음 작업이 순차적으로 수행됩니다.
1) RD-214 로켓 엔진의 계획이 연구 중입니다. LRE의 목적과 구성, 장치의 설계, 엔진 작동 원리가 고려됩니다.
2) LRE 노즐의 기하학적 매개변수를 측정합니다. 노즐(D c, D * , D a)의 입구("c"), 임계("*") 및 출구("a") 섹션의 직경이 발견됩니다.
3) LRE 노즐의 입구, 임계 및 출구 섹션에서 LRE 작동 유체의 매개변수 값이 계산됩니다.
계산 결과를 바탕으로 LRE의 노즐 경로(L)를 따라 작동 유체의 온도(T), 압력(p) 및 속도(W)의 변화에 대한 일반화된 그래프가 구성됩니다.
4) 액체 추진제 로켓 엔진의 추력 매개변수는 노즐()의 설계 작동 모드에서 결정됩니다.
4.2. 로켓 엔진 "RD-214"의 매개변수 계산을 위한 초기 데이터
챔버의 가스 압력(옵션 참조)
챔버의 가스 온도
기체 상수
등엔트로피 지수
기능 
챔버의 프로세스는 에너지 손실 없이 진행된다고 가정합니다. 이 경우 연소실과 노즐의 에너지 손실 계수는 각각 다음과 같다. 
노즐 작동 모드가 계산됩니다(인덱스 " 아르 자형»).
측정은 다음을 결정합니다.
노즐 목 직경 ;
노즐 출구 직경 .
4.3. LRE 매개변수 계산 순서
하지만)노즐("a")의 출구 섹션에 있는 매개변수는 다음 순서로 결정됩니다.
1) 노즐 출구 영역
2) 노즐 목 부분
3) 기체 팽창의 기하학적 정도
로켓은 무기의 일종으로 아주 오래전부터 존재해 왔습니다. 이 문제의 개척자는 19세기 초 천문 제국의 찬가에서 언급한 바와 같이 중국인이었습니다. "로켓의 붉은 눈부심" - 그것이 그것이 부르는 방식입니다. 그들은 아시다시피 같은 중국에서 발명된 화약으로 기소되었습니다. 그러나 "빨간색 하이라이트"가 빛나고 불타는 화살이 적의 머리에 떨어지기 위해서는 가장 단순한 것이지만 로켓 엔진이 필요했습니다. 화약이 폭발한다는 사실은 누구나 알고 있으며, 비행에는 직접적인 가스 방출과 함께 강렬한 연소가 필요합니다. 따라서 연료의 구성을 변경해야 했습니다. 재래식 폭발물에서 성분의 비율이 질산염 75%, 탄소 15%, 황 10%라면 로켓 엔진은 질산염 72%, 탄소 24%, 황 4%를 포함합니다.
현대의 고체 로켓과 부스터에서는 더 복잡한 혼합물이 연료로 사용되지만 원리는 고대 중국인과 동일하게 유지됩니다. 그의 장점은 부인할 수 없습니다. 신뢰성, 빠른 시작 속도, 상대적으로 저렴하고 사용 용이성. 발사체가 시작되기 위해서는 고체 가연성 혼합물을 점화하고 공기 흐름을 제공하는 것으로 충분합니다. 그게 전부입니다.
그러나 이 입증되고 신뢰할 수 있는 기술에는 단점이 있습니다. 첫째, 연료의 연소가 시작되면 더 이상 연료를 중지하고 연소 모드를 변경할 수 없습니다. 둘째, 산소가 필요하며, 희박하거나 공기가 없는 공간의 조건에서는 필요하지 않습니다. 셋째, 굽기가 여전히 너무 빨리 진행됩니다.
여러 나라의 과학자들이 수년 동안 찾던 탈출구가 마침내 발견되었습니다. 로버트 박사 Goddard는 1926년에 최초의 액체 추진 로켓 엔진을 테스트했습니다. 그는 액체 산소와 혼합된 가솔린을 연료로 사용했습니다. 시스템이 최소 2.5초 동안 안정적으로 작동하기 위해 Goddard는 일련의 문제를 풀어야 했습니다. 기술적 문제시약 펌핑, 냉각 시스템 및
모든 액체 로켓 엔진을 만드는 원리는 매우 간단합니다. 케이스 내부에는 두 개의 탱크가 있습니다. 그 중 하나에서 혼합 헤드를 통해 산화제가 분해실로 공급되고 촉매가있는 경우 두 번째 탱크에서 나오는 연료가 기체 상태로 전환됩니다. 백열 가스가 발생하여 노즐의 좁아지는 아음속 구역을 먼저 통과한 다음 연료도 공급되는 초음속 구역을 확장합니다. 실제로는 모든 것이 훨씬 더 복잡하고 노즐은 냉각이 필요하며 공급 모드에는 높은 수준의 안정성이 필요합니다. 현대 로켓 엔진은 수소로 구동될 수 있으며 산화제는 산소입니다. 이 혼합물은 매우 폭발적이며 시스템 작동을 조금이라도 위반하면 사고 또는 재해로 이어집니다. 연료 구성 요소는 덜 위험한 다른 물질일 수도 있습니다.
등유 및 - 이들은 Apollo 프로그램의 Saturn V 발사체 프로그램의 첫 번째 단계에서 사용되었습니다.
알코올 및 액체 산소 - 독일 V2 로켓과 소련 항공 모함 "Vostok"에 사용되었습니다.
사산화질소 - 모노메틸 - 히드라진 -은 카시니 엔진에 사용되었습니다.
설계의 복잡성에도 불구하고 액체 로켓 엔진은 우주 화물을 운송하는 주요 수단입니다. 대륙간 모드에서도 사용되며, 작동 모드는 정밀한 조절이 가능하며, 현대 기술단위 및 노드에서 발생하는 프로세스를 자동화할 수 있습니다.
그러나 고체 추진 로켓 엔진도 그 중요성을 잃지 않았습니다. 그들은 우주 기술에서 보조 장치로 사용됩니다. 제동 및 구조 모듈의 중요성은 매우 큽니다.
액체 수소와 산소를 포함한 액체를 로켓 연료로 사용할 가능성은 K. E. Tsiolkovsky가 1903년에 발표한 "제트 장치를 사용한 세계 공간 조사"라는 기사에서 지적했습니다. 최초의 실험용 로켓 엔진은 1926년 미국 발명가 로버트 고다드(Robert Goddard)에 의해 제작되었습니다. 1931-1933년에도 유사한 개발이 이루어졌습니다. F. A. Zander가 이끄는 매니아 그룹이 소련에서 수행했습니다. 이 작업은 1933 년에 조직 된 RNII에서 계속되었지만 1938 년 액체 추진 로켓 엔진의 주제가 닫히고 주요 디자이너 S.P. Korolev와 V.P. Glushko는 "해충"으로 억압되었습니다.
XX 세기 전반부에 LRE 개발에서 가장 큰 성공을 거두었습니다. 독일 디자이너 Walter Thiel, Helmut Walter, Wernher von Braun 등이 이를 달성했으며, 제2차 세계 대전 중에 탄도 V-2, 대공포 Wasserfall, Schmetterling, Reintochter R3 등 군용 미사일용 로켓 엔진의 전체 범위를 만들었습니다. 제3제국에서는 1944년까지 V. Dornberger의 일반적인 지도 하에 로켓 과학이라는 새로운 산업이 실제로 만들어졌고 다른 국가에서는 액체 추진 로켓 엔진의 개발이 실험 단계에 있었습니다.
전쟁이 끝날 무렵 독일 디자이너의 발전은 W. von Braun을 비롯한 많은 독일 과학자와 엔지니어가 이주한 소련과 미국에서 로켓 과학 분야의 연구를 촉발했습니다. 시작된 군비 경쟁과 우주 탐사의 주도권을 놓고 소련과 미국 간의 경쟁은 액체 추진 로켓 엔진 개발에 강력한 자극제가 되었습니다.
1957 년 소련에서 S.P. Korolev의 지도력하에 당시 세계에서 가장 강력하고 진보 된 RD-107 및 RD-108 액체 추진 엔진이 장착 된 R-7 ICBM이 개발되었습니다. V.P. Glushko의 지도력하에. 이 로켓은 세계 최초의 인공 지구 위성, 최초의 유인 우주선 및 행성간 탐사선의 운반선으로 사용되었습니다.
1969년, 최초의 우주선아폴로 시리즈는 5개의 F-1 엔진이 장착된 첫 번째 단계인 새턴-5 발사체에 의해 달까지 비행 경로에서 발사되었습니다. F-1은 현재 단일 챔버 액체 추진 로켓 엔진 중 가장 강력하며 1976년 소련의 Energomash Design Bureau에서 개발한 4챔버 RD-170 엔진보다 추력이 열등합니다.
현재 모든 국가의 우주 프로그램은 액체 추진 로켓 엔진의 사용을 기반으로 합니다.
쌀. 1 2 성분 LRE의 구성표 1 - 산화제 라인 2 - 연료 라인 3 - 산화제 펌프 4 - 연료 펌프 5 - 터빈 6 - 가스 발생기 7 - 가스 발생기 밸브(산화기) 8 - 가스 발생기 밸브(연료) 9 - 메인 산화제 밸브 10 - 주 연료 밸브 11 - 터빈 배기 가스 12 - 혼합 헤드 13 - 연소실 14 - 노즐
작동의 주요 원칙의 통일성과 함께 상당히 다양한 LRE 설계 계획이 있습니다. 가장 일반적인 펌핑 연료 공급 장치가있는 2 액형 엔진의 예를 사용하여 액체 추진제 로켓 엔진의 작동 원리와 장치를 고려하고 그 계획은 고전이되었습니다. 다른 유형의 로켓 엔진(3개 구성 요소 제외)은 고려 중인 엔진의 단순화된 버전이며 설명할 때 단순화를 나타내는 것으로 충분합니다.
무화과에. 도 1은 LRE 장치를 개략적으로 도시한다.
연료 구성 요소인 연료(1)와 산화제(2)는 탱크에서 가스 터빈(5)에 의해 구동되는 원심 펌프(3, 4)로 공급됩니다. 고압에서 연료 구성 요소는 노즐 헤드 (12)로 들어갑니다. 노즐 헤드는 구성 요소가 연소실 (13)에 주입되고 혼합 및 연소되어 고온으로 가열 된 기체 작동 유체를 형성하는 장치입니다. 노즐에서 팽창하여 일을 수행하고 가스의 내부 에너지를 지시된 운동의 운동 에너지로 변환하는 온도. 노즐(14)을 통해 가스가 고속으로 흘러나와 엔진에 제트 추력이 전달됩니다.
연료 구성 요소의 선택은 다음 중 하나입니다. 주요 결정엔진 설계 및 후속 기술 솔루션의 많은 세부 사항을 미리 결정하는 로켓 엔진을 설계할 때. 따라서 LRE의 연료 선택은 엔진과 그것이 설치된 로켓의 목적, 작동 조건, 생산, 저장, 발사 장소로의 운송 기술 등을 종합적으로 고려하여 수행됩니다. .
구성 요소의 조합을 특성화하는 가장 중요한 지표 중 하나는 특정 충동입니다. 중요성우주선을 위한 발사체를 설계할 때 연료와 탑재하중의 비율, 결과적으로 특정 충동이 충분히 높지 않으면 비현실적인 것으로 판명될 수 있는 전체 로켓의 크기와 질량의 비율은 다음과 같습니다. 그것에 대해 크게.
액체 추진 로켓에서 엔진은 추력 생성과 같은 주요 기능 외에도 비행 제어 역할을 하는 경우가 많습니다. 이미 첫 번째 관리 탄도 미사일 V-2는 노즐 주변을 따라 엔진의 제트 기류에 배치된 4개의 흑연 기체-역학 방향타에 의해 제어되었습니다. 이 방향타는 제트 기류의 일부를 빗나가게 하여 엔진 추력 벡터의 방향을 변경하고 로켓의 질량 중심에 상대적인 힘의 모멘트를 생성했는데 이것이 제어 작용이었습니다. 이 방법은 엔진 추력을 크게 줄이며 제트 기류의 흑연 방향타는 심각한 침식을 받기 쉽고 시간이 매우 짧습니다.
에 현대 시스템로켓 제어는 LRE 회전 챔버를 사용합니다. 이 챔버는 힌지를 사용하여 로켓 본체의 베어링 요소에 부착되어 카메라가 하나 또는 두 개의 평면에서 회전할 수 있습니다. 연료 구성 요소는 유연한 파이프라인(벨로우즈)을 사용하여 챔버로 가져옵니다. 카메라가 로켓의 축과 평행한 축에서 벗어날 때 카메라의 추력은 필요한 제어 모멘트를 생성합니다. 카메라는 로켓 제어 시스템에서 생성된 명령을 실행하는 유압 또는 공압 조향 기계에 의해 회전됩니다.
추진 시스템의 20개의 주요 고정 챔버 외에도, 국내 우주 항공모함 소유즈에는 더 작은 크기의 12개의 회전(각각 자체 평면에 있음) 제어 챔버가 있습니다. 스티어링 카메라에는 공통점이 있습니다. 연료 체계주요 엔진으로.
Saturn-5 발사체의 11개 서스테인 엔진(모든 단계) 중 9개(중앙 1단계 및 2단계 제외)는 각각 2면에 회전식입니다. 주 엔진을 제어 엔진으로 사용할 때 카메라 회전의 작동 범위는 ±5 ° 이하입니다. 주 카메라의 큰 추력과 후방 구획의 위치, 즉 카메라에서 상당한 거리에 있기 때문에 로켓의 질량 중심, 카메라의 작은 편차조차도 중요한 제어 순간을 만듭니다.
PTZ 카메라 외에도 모터가 때때로 사용되어 항공기를 조종하고 안정화하는 용도로만 사용됩니다. 반대 방향의 노즐이 있는 두 개의 챔버는 이러한 챔버의 추력이 장치의 주축 중 하나 주위에 힘의 모멘트를 생성하는 방식으로 장치의 본체에 단단히 고정됩니다. 따라서 다른 두 축을 제어하기 위해 자체 제어 모터 쌍도 설치됩니다. 이 엔진(보통 단일 구성 요소)은 차량 제어 시스템의 명령에 따라 켜지고 꺼지며 필요한 방향으로 돌립니다. 이러한 제어 시스템은 일반적으로 오리엔테이션에 사용됩니다. 항공기우주에서.
액체 추진제 로켓 엔진은 액화 가스와 화학 액체를 연료로 사용하는 엔진입니다. 액체 추진 로켓 엔진은 구성 요소의 수에 따라 1성분, 2성분 및 3성분으로 나뉩니다.
개발의 간략한 역사
처음으로 액화수소와 산소를 로켓 연료로 사용하는 것을 K.E. 1903년의 치올코프스키. 로켓 엔진의 첫 번째 프로토타입은 1926년 미국인 로버트 하워드에 의해 만들어졌습니다. 그 후 소련, 미국, 독일에서 유사한 개발이 수행되었습니다. 가장 큰 성공은 독일 과학자인 Thiel, Walter, von Braun에 의해 달성되었습니다. 제2차 세계 대전 중에 그들은 군사 목적으로 로켓 엔진의 전체 라인을 만들었습니다. V-2 제국을 더 일찍 만들었다면 전쟁에서 승리했을 것이라는 의견이 있습니다. 그후 냉전그리고 군비 경쟁은 우주 프로그램에 적용할 목적으로 액체 추진 로켓 엔진 개발을 가속화하는 촉매제가 되었습니다. RD-108의 도움으로 최초의 인공위성지구.
오늘날 LRE는 우주 프로그램과 무거운 로켓 무기에 사용됩니다.
위에서 언급했듯이 LRE는 주로 우주선 및 발사체의 엔진으로 사용됩니다. LRE의 주요 장점은 다음과 같습니다.
LRE의 단점:
그러나 액체 추진 로켓 엔진의 주요 단점은 연료의 에너지 능력이 제한되어 금성과 화성의 거리에 대한 도움으로 우주 탐사가 제한된다는 것입니다.
LRE의 작동 원리는 하나이지만 다음의 도움으로 달성됩니다. 다른 계획장치. 연료와 산화제는 다른 탱크에서 노즐 헤드로 펌핑되어 연소실로 분사되어 혼합됩니다. 압력 하에서 점화된 후 연료의 내부 에너지는 운동 에너지로 변환되어 노즐을 통해 흘러나와 제트 추력을 생성합니다.
연료 시스템은 연료 탱크, 파이프라인 및 탱크에서 파이프라인으로 연료를 펌핑하기 위한 터빈과 제어 밸브가 있는 펌프로 구성됩니다.
펌핑된 연료 공급은 다음을 생성합니다. 고압챔버에서 결과적으로 작동 유체의 더 큰 팽창으로 인해 특정 임펄스의 최대 값이 달성됩니다.
인젝터 헤드 - 연소실에 연료 구성 요소를 주입하기 위한 인젝터 블록. 노즐의 주요 요구 사항은 고품질 혼합과 연소실로의 연료 공급 속도입니다.
연소 과정에서 구조물로부터의 열 전달 비율은 미미하지만 냉각 문제는 높은 연소 온도(>3000K)와 관련이 있으며 엔진의 열 파괴를 위협합니다. 챔버 벽 냉각에는 여러 유형이 있습니다.
재생 냉각은 연료가 산화제 없이 통과하는 챔버 벽에 공동을 생성하고 챔버 벽을 냉각하며 냉각제(연료)와 함께 열이 챔버로 되돌아오는 것을 기반으로 합니다.
벽 근처 층은 챔버 벽 근처의 가연성 증기에서 생성된 가스 층입니다. 이 효과는 연료만 공급하는 헤드 주변에 인젝터를 설치하여 달성됩니다. 따라서 가연성 혼합물에는 산화제가 부족하고 벽 근처의 연소는 챔버 중앙만큼 강렬하지 않습니다. 벽 근처 층의 온도는 연소실 벽으로부터 챔버 중앙의 고온을 격리합니다.
액체 추진 로켓 엔진을 냉각하는 제거 방법은 챔버와 노즐의 벽에 특수 열 차폐 코팅을 적용하여 수행됩니다. 고온에서의 코팅은 다음과 같이 변경됩니다. 고체 상태대부분의 열을 흡수하는 기체 형태. 액체 로켓 엔진을 냉각시키는 이 방법은 아폴로 달 프로그램에서 사용되었습니다.
로켓 엔진의 발사는 구현 실패시 폭발성 측면에서 매우 책임있는 작업입니다. 어려움이없는 자체 점화 구성 요소가 있지만 점화를 위해 외부 이니시에이터를 사용할 때 연료 구성 요소와 공급의 이상적인 조정이 필요합니다. 연소실에 연소되지 않은 연료가 축적되면 파괴적인 폭발력이 있으며 끔찍한 결과를 초래할 수 있습니다.
대형 액체 로켓 엔진의 발사는 여러 단계를 거쳐 최대 출력에 도달하는 반면 소형 엔진은 즉시 출력이 100%입니다.
액체 추진 로켓 엔진의 자동 제어 시스템은 안전한 엔진 시동 및 주 모드로의 출구, 안정적인 작동 제어, 비행 계획에 따른 추력 조정, 소모품 조정, 주어진 궤적에 도달할 때 정지의 구현이 특징입니다. . 계산할 수 없는 순간으로 인해 액체 추진 로켓 엔진에는 프로그램에 편차가 있는 경우 로켓이 원하는 궤도에 진입할 수 있도록 보장된 연료 공급이 장착되어 있습니다.
추진제 구성요소와 설계 과정에서의 선택은 액체 로켓 엔진 설계에서 결정적입니다. 이를 기반으로 보관, 운송 및 생산 기술의 조건이 결정됩니다. 구성 요소 조합의 가장 중요한 지표는 연료 및화물 질량의 비율 분포가 의존하는 특정 충동입니다. 로켓의 크기와 질량은 Tsiolkovsky 공식을 사용하여 계산됩니다. 특정 충격 외에도 밀도는 연료 구성 요소가 있는 탱크의 크기에 영향을 미치고 끓는점은 로켓의 작동 조건을 제한할 수 있으며 화학적 공격성은 모든 산화제의 특징이며 탱크 작동 규칙을 따르지 않으면 탱크가 발화, 일부 연료 화합물의 독성은 대기에 심각한 손상을 일으킬 수 있으며 환경. 따라서 불소는 산소보다 더 좋은 산화제이지만 독성 때문에 사용되지 않습니다.
단일 구성 요소 액체 추진 로켓 엔진은 액체를 연료로 사용하며 촉매와 상호 작용하여 뜨거운 가스가 방출되면서 분해됩니다. 단일 부품 로켓 엔진의 주요 장점은 설계의 단순성이며 이러한 엔진의 특정 충동은 작지만 우주선의 방향 및 안정화를 위한 저추력 엔진으로 이상적으로 적합합니다. 이 엔진은 변위 연료 공급 시스템을 사용하며 낮은 공정 온도로 인해 냉각 시스템이 필요하지 않습니다. 단일 구성 요소 엔진에는 열 및 화학 방출이 허용되지 않는 조건에서 사용되는 가스 제트 엔진도 포함됩니다.
1970년대 초, 미국과 소련은 수소와 탄화수소 연료를 연료로 사용하는 3성분 액체 추진 로켓 엔진을 개발하고 있었습니다. 이런 식으로 엔진은 시동 시 등유와 산소로 작동하고 높은 고도에서는 액체 수소와 산소로 전환합니다. 러시아의 3성분 로켓 엔진의 예는 RD-701입니다.
로켓 제어는 흑연 기체-역학 방향타를 사용하는 V-2 로켓에 처음 사용되었지만 이로 인해 엔진 추력이 감소했으며 현대 미사일하나 또는 두 개의 평면에서 기동성을 생성하는 경첩으로 본체에 부착된 회전식 카메라가 사용됩니다. 회전식 카메라 외에도 반대 방향의 노즐로 고정되고 공간에서 장치를 제어해야 할 경우 켜지는 제어 모터도 사용됩니다.
폐쇄 사이클 로켓 엔진은 엔진의 구성 요소 중 하나가 저온 연소에 의해 다른 구성 요소의 일부와 함께 기화되고 생성 된 가스가 터빈의 작동 유체 역할을 한 다음 엔진으로 공급되는 엔진입니다. 연소실은 연료 구성 요소의 잔해와 함께 연소되어 제트 추력을 생성합니다. 이 계획의 주요 단점은 설계가 복잡하지만 특정 충동이 증가한다는 것입니다.
액체 로켓 엔진의 힘을 증가시킬 전망
에 러시아어 학교 LRE의 창시자, 오랫동안학자 Glushko는 연료 에너지의 최대 사용과 결과적으로 가능한 최대 특정 충동을 위해 노력했습니다. 최대 비 충격은 노즐의 연소 생성물의 팽창을 증가시켜야만 얻을 수 있으므로 이상적인 연료 혼합물을 찾기 위해 모든 개발이 수행됩니다.
