Qual é a primeira coisa que vem à mente quando você diz " motores de foguete"? Claro, o espaço misterioso, voos interplanetários, a descoberta de novas galáxias e o brilho sedutor de estrelas distantes. Em todos os momentos, o céu atraiu as pessoas para si mesmo, permanecendo um mistério sem solução, mas a criação do primeiro foguete espacial e seu lançamento abriram novos horizontes de pesquisa para a humanidade.
Os motores de foguete são essencialmente motores a jato comuns com uma característica importante: eles não usam oxigênio atmosférico como oxidante de combustível para criar empuxo de jato. Tudo o que é necessário para seu funcionamento está localizado diretamente em seu corpo, ou nos sistemas de oxidante e abastecimento de combustível. É esse recurso que possibilita o uso de motores de foguete no espaço sideral.
Existem muitos tipos de motores de foguete e todos diferem notavelmente uns dos outros, não apenas nos recursos de design, mas também no princípio de operação. É por isso que cada tipo deve ser considerado separadamente.
Entre as principais características de desempenho dos motores de foguete Atenção especialé dado ao impulso específico - a razão entre a magnitude do impulso do jato e a massa do fluido de trabalho consumido por unidade de tempo. O valor de impulso específico reflete a eficiência e economia do motor.
Este tipo de motor é atualmente o único amplamente utilizado para o lançamento de naves espaciais no espaço sideral; além disso, encontrou aplicação em indústria militar. Os motores químicos são divididos em combustível sólido e líquido, dependendo estado de agregação combustível de foguete.
Os primeiros motores de foguete eram propulsores sólidos e apareceram vários séculos atrás na China. Naquela época, eles tinham pouco a ver com o espaço, mas com a ajuda deles era possível lançar foguetes militares. Um pó foi usado como combustível, assemelhando-se à pólvora na composição, apenas a porcentagem de seus componentes foi alterada. Como resultado, durante a oxidação, o pó não explodiu, mas gradualmente queimou, liberando calor e criando empuxo a jato. Esses motores foram refinados, aprimorados e aprimorados com sucesso variável, mas seu impulso específico ainda permaneceu pequeno, ou seja, o design era ineficiente e antieconômico. Logo surgiram novos tipos de combustíveis sólidos que possibilitaram obter um impulso específico maior e desenvolver maior tração. Cientistas da URSS, EUA e Europa trabalharam em sua criação na primeira metade do século XX. Já na segunda metade da década de 1940, foi desenvolvido um protótipo de combustível moderno, que ainda é usado hoje.
O motor de foguete RD - 170 funciona com combustível líquido e oxidante.
Os motores de foguete líquido são uma invenção de K.E. Tsiolkovsky, que os propôs como uma unidade de energia para um foguete espacial em 1903. Na década de 1920, o trabalho de criação de um motor de foguete começou a ser realizado nos EUA, na década de 1930 - na URSS. Já no início da Segunda Guerra Mundial, as primeiras amostras experimentais foram criadas e, após seu término, o LRE começou a ser produzido em massa. Eles foram usados na indústria militar para equipar mísseis balísticos. Em 1957, pela primeira vez na história da humanidade, foi lançado um satélite artificial soviético. Para lançá-lo, foi usado um foguete equipado com a Russian Railways.
Um motor de propelente sólido contém em seu corpo combustível e um oxidante em estado sólido de agregação, e o recipiente de combustível também é uma câmara de combustão. O combustível é geralmente na forma de uma haste com um orifício central. Durante o processo de oxidação, a haste começa a queimar do centro para a periferia, e os gases obtidos como resultado da combustão saem pelo bocal, formando empuxo. Este é o projeto mais simples entre todos os motores de foguete.
Nos motores a propelente líquido, o combustível e o oxidante estão em estado líquido de agregação em dois tanques separados. Através dos canais de alimentação, eles entram na câmara de combustão, onde são misturados e ocorre o processo de combustão. Os produtos da combustão saem pelo bocal, formando empuxo. O oxigênio líquido geralmente é usado como oxidante, e o combustível pode ser diferente: querosene, hidrogênio líquido, etc.
Analisando os prós e contras dos motores-foguete de propelente sólido, podemos concluir que seu uso se justifica apenas nos casos em que é necessária uma unidade de potência potência média, relativamente barato e fácil de implementar. O escopo de seu uso são mísseis balísticos, meteorológicos, MANPADS, bem como propulsores laterais foguetes espaciais(eles estão equipados mísseis americanos, eles não foram usados em mísseis soviéticos e russos).
O escopo do LRE é principalmente astronáutico, uma vez que esses motores são muito caros para fins militares.
Apesar do fato de que até agora os motores de foguetes químicos são os únicos capazes de garantir o lançamento de foguetes no espaço sideral, sua melhoria é praticamente impossível. Cientistas e projetistas estão convencidos de que o limite de suas capacidades já foi atingido, e outras fontes de energia são necessárias para obter unidades mais poderosas e com alto impulso específico.
Esse tipo de RD, diferentemente dos químicos, gera energia não pela queima de combustível, mas pelo aquecimento do fluido de trabalho com a energia das reações nucleares. NRE são isotópicos, termonucleares e nucleares.
O design e o princípio de funcionamento do NRE foram desenvolvidos na década de 50. Já na década de 70, amostras experimentais estavam prontas na URSS e nos EUA, que foram testadas com sucesso. O motor soviético RD-0410 de fase sólida com um impulso de 3,6 toneladas foi testado em uma base de bancada, e o reator americano NERVA deveria ser instalado no foguete Saturn V antes que o patrocínio do programa lunar fosse interrompido. Paralelamente, trabalhou-se também na criação de NREs em fase gasosa. Agora existem programas científicos para o desenvolvimento de motores de foguetes nucleares, experimentos estão sendo realizados em estações espaciais.
Assim, já existem modelos funcionais de motores de foguetes nucleares, mas até agora nenhum deles foi usado fora de laboratórios ou bases científicas. O potencial desses motores é bastante alto, mas o risco associado ao seu uso também é considerável, portanto, por enquanto, eles existem apenas em projetos.
Os motores de foguetes nucleares são de fase gasosa, líquida e sólida, dependendo do estado de agregação Combustível nuclear. Combustível em NREs de fase sólida são barras de combustível, o mesmo que em reatores nucleares. Eles estão localizados na carcaça do motor e no processo de decomposição do material físsil eles liberam energia térmica. O fluido de trabalho - hidrogênio gasoso ou amônia - em contato com o elemento combustível, absorve energia e aquece, aumentando de volume e encolhendo, após o que sai pelo bico sob alta pressão.
O princípio de funcionamento de um NRE de fase líquida e seu projeto são semelhantes aos de fase sólida, apenas o combustível está no estado líquido, o que possibilita aumentar a temperatura e, consequentemente, o empuxo.
Os NREs em fase gasosa operam com combustível em estado gasoso. Eles geralmente usam urânio. O combustível gasoso pode ser mantido no corpo por um campo elétrico ou pode estar em um frasco transparente selado - uma lâmpada nuclear. No primeiro caso, há um contato do fluido de trabalho com o combustível, bem como um vazamento parcial deste último, portanto, além do volume do combustível, o motor deve ter sua reserva para reabastecimento periódico. No caso de uma lâmpada nuclear, não há vazamento e o combustível fica completamente isolado do fluxo do fluido de trabalho.
Os motores de foguetes nucleares têm uma enorme vantagem sobre os químicos - este é um alto impulso específico. Para modelos de fase sólida, seu valor é de 8.000-9.000 m/s, para modelos de fase líquida é de 14.000 m/s, para modelos de fase gasosa é de 30.000 m/s. No entanto, seu uso acarreta a contaminação da atmosfera com emissões radioativas. Agora, o trabalho está em andamento para criar um motor nuclear seguro, ecologicamente correto e eficiente, e o principal "candidato" para esse papel é um NRE em fase gasosa com uma lâmpada nuclear, onde substância radioativa está em um frasco selado e não sai com uma chama de jato.
Outro concorrente potencial dos motores de foguete químicos é um motor de foguete elétrico movido a energia elétrica. O ERD pode ser eletrotérmico, eletrostático, eletromagnético ou pulsado.
O primeiro EJE foi projetado na década de 30 designer soviético V.P. Glushko, embora a ideia de criar esse mecanismo tenha surgido no início do século XX. Nos anos 60, cientistas da URSS e dos EUA trabalhavam ativamente na criação de um sistema de propulsão elétrica e, já nos anos 70, as primeiras amostras começaram a ser usadas em espaçonaves como motores de controle.
Um sistema de propulsão elétrica consiste no próprio EJE, cuja estrutura depende do seu tipo, dos sistemas de fornecimento do fluido de trabalho, controle e alimentação. O RD eletrotérmico aquece o fluxo do fluido de trabalho devido ao calor gerado pelo elemento de aquecimento ou em um arco elétrico. Hélio, amônia, hidrazina, nitrogênio e outros gases inertes, menos frequentemente hidrogênio, são usados como fluido de trabalho.
Os RD eletrostáticos são divididos em coloidal, iônico e plasma. Neles, as partículas carregadas do fluido de trabalho são aceleradas pelo campo elétrico. Em RDs coloidais ou iônicos, a ionização do gás é fornecida por um ionizador, um campo elétrico de alta frequência ou uma câmara de descarga de gás. Nos RDs de plasma, o fluido de trabalho, xenônio, um gás inerte, passa por um ânodo anular e entra em uma câmara de descarga de gás com um cátodo de compensação. Em alta tensão, uma faísca acende entre o ânodo e o cátodo, ionizando o gás, resultando em um plasma. Os íons carregados positivamente saem pelo bocal em alta velocidade, adquiridos devido à aceleração por um campo elétrico, e os elétrons são trazidos por um cátodo compensador.
Os RD eletromagnéticos têm seu próprio campo magnético - externo ou interno, que acelera as partículas carregadas do fluido de trabalho.
Impulso RD trabalho devido à evaporação do combustível sólido sob a ação de descargas elétricas.
Até o momento, o uso de motores de propulsão elétrica está limitado à sua instalação em satélites espaciais e como fontes de eletricidade para eles, painéis solares. Ao mesmo tempo, são esses motores que podem se tornar as usinas de energia que possibilitarão a exploração do espaço; portanto, o trabalho na criação de seus novos modelos está sendo realizado ativamente em muitos países. Exatamente esses usinas de energia mais frequentemente mencionados por escritores de ficção científica em suas obras dedicadas à conquista do espaço, eles também podem ser encontrados em filmes de ficção científica. Até agora, é o ERD que é a esperança de que as pessoas ainda possam viajar para as estrelas.
1) Estudo do esquema e princípio de funcionamento de um motor de foguete de combustível líquido (LRE).
2) Determinação da mudança nos parâmetros do fluido de trabalho ao longo do caminho da câmara LRE.
2.1. A composição do motor de foguete
O motor a jato é chamado dispositivo técnico, que cria impulso como resultado da expiração do fluido de trabalho dele. Motores a jato fornecem aceleração de veículos em movimento Vários tipos.
Um motor de foguete é um motor a jato que usa apenas as substâncias e fontes de energia armazenadas a bordo de um veículo em movimento.
Um motor de foguete de propelente líquido (LRE) é um motor de foguete que usa combustível (fonte de energia primária e fluido de trabalho) que está em estado líquido de agregação para operação.
LRE em caso Geral compreende:
2- unidades turbobomba (TPU);
3- geradores a gás;
4 tubulações;
5- unidades de automação;
Um ou mais motores de foguete de propelente líquido, juntamente com um sistema pneumático-hidráulico (PGS) para fornecer combustível às câmaras do motor e unidades auxiliares do estágio de foguete, constituem um sistema de propulsão de foguete de propelente líquido (LPRE).
Como propulsor líquido (LPF), é utilizada uma substância ou várias substâncias (oxidante, combustível), que são capazes de reações químicas formam produtos de combustão de alta temperatura (decomposição). Esses produtos são o corpo de trabalho do motor.
Cada câmara LRE consiste em uma câmara de combustão e um bocal. Na câmara LRE, a energia química primária combustível líquidoé convertida na energia cinética final do fluido de trabalho gasoso, como resultado da criação da força reativa da câmara.
Uma unidade de turbobomba separada do LRE consiste em bombas e uma turbina que as aciona. A TNA fornece componentes de combustível líquido para as câmaras e geradores de gás do LRE.
O gerador de gás LRE é uma unidade na qual o combustível principal ou auxiliar é convertido em produtos de geração de gás utilizados como fluido de trabalho da turbina e fluidos de trabalho do sistema de pressurização para tanques com componentes LRE.
O sistema de automação LRE é um conjunto de dispositivos (válvulas, reguladores, sensores, etc.) de vários tipos: elétricos, mecânicos, hidráulicos, pneumáticos, pirotécnicos, etc. As unidades de automação fornecem partida, controle, regulagem e desligamento do LRE.
Parâmetros LRE
Os principais parâmetros de tração do LRE são:
A força reativa do LRE - R é o gás resultante e as forças hidrodinâmicas que atuam nas superfícies internas do motor do foguete durante a saída de matéria dele;
Empuxo LRE - R - resultante da força reativa do LRE (R) e todas as forças de pressão ambiental que atuam nas superfícies externas do motor, com exceção das forças de resistência aerodinâmica externa;
Impulso de empuxo LRE - I - integral do empuxo LRE ao longo do tempo de sua operação;
O impulso de empuxo específico do LRE - I y - a razão entre o empuxo (P) e o consumo de combustível em massa () do LRE.
Os principais parâmetros que caracterizam os processos que ocorrem na câmara do LRE são pressão (p), temperatura (T) e vazão (W) dos produtos da combustão (decomposição) do combustível líquido de foguete. Nesse caso, os valores dos parâmetros na entrada do bico (índice de seção “c”), bem como nas seções crítica (“*”) e saída (“a”) do bico são destacados.
O cálculo dos valores dos parâmetros em várias seções do trato do bocal do LRE e a determinação dos parâmetros de empuxo do motor são realizados de acordo com as equações correspondentes da termogasdinâmica. Uma metodologia aproximada para tal cálculo é discutida na Seção 4 deste manual.
3.1. características gerais LRE "RD-214"
O motor de foguete de propelente líquido RD-214 tem sido usado na prática doméstica desde 1957. Desde 1962, ele foi instalado no 1º estágio dos veículos de lançamento multiestágio Kosmos, com a ajuda dos quais muitos satélites das séries Kosmos e Interkomos foram lançados em órbitas próximas à Terra.
O LRE "RD-214" possui um sistema de abastecimento de combustível de bombeamento. O motor funciona com um oxidante de ácido nítrico de alto ponto de ebulição (uma solução de óxidos de nitrogênio em ácido nítrico) e combustível de hidrocarboneto (produtos de processamento de querosene). Um componente especial é usado para o gerador de gás - peróxido de hidrogênio líquido.
Os principais parâmetros do motor têm os seguintes significados:
Impulso no vazio Rp = 726 kN;
O impulso específico de empuxo no vazio I yn = 2590 N×s/kg;
Pressão do gás na câmara de combustão p k = 4,4 MPa;
Grau de expansão do gás no bocal e = 64
LRE "RD-214", (Fig. 1) consiste em:
Quatro câmaras (pos. 6);
Uma unidade turbobomba (TPU) (pos. 1, 2, 3, 4);
Gerador de gás (pos. 5);
encanamento;
Unidades de automação (pos. 7, 8)
O THA do motor é composto por uma bomba de oxidante (pos. 2), uma bomba de combustível (pos. 3), uma bomba de peróxido de hidrogénio (pos. 4) e uma turbina (pos. 1). Os rotores (peças rotativas) das bombas e da turbina são conectados por um único eixo.
Unidades e unidades que fornecem o fornecimento de componentes para a câmara do motor, gerador de gás e turbina são combinadas em três sistemas separados - linhas:
Sistema de fornecimento de oxidante
sistema de abastecimento de combustível
Sistema de geração de vapor e gás de peróxido de hidrogênio.
Figura 1. Esquema de um motor de foguete de combustível líquido
1 - turbina; 2 – bomba oxidante; 3 - bomba de combustível;
4 – bomba de peróxido de hidrogênio; 5 – gerador de gás (reator);
6 – câmara do motor; 7, 8 - elementos de automação.
3.2. Características das unidades LRE "RD-214"
3.2.1. Câmara LRE
Quatro câmaras LRE são conectadas em um único bloco ao longo de duas seções com a ajuda de parafusos.
Cada câmara LRE (pos. 6) consiste em um cabeçote de mistura e um alojamento. A cabeça de mistura inclui os fundos superior, médio e inferior (disparo). Uma cavidade para o oxidante é formada entre os fundos superior e médio, e uma cavidade para o combustível é formada entre os fundos médio e fogo. Cada uma das cavidades é conectada ao volume interno da carcaça do motor por meio dos injetores correspondentes.
No processo de operação do LRE, os componentes do combustível líquido são fornecidos, pulverizados e misturados através do cabeçote de mistura e seus bicos.
A carcaça da câmara LRE inclui parte da câmara de combustão e bocal. O bocal do motor de foguete de propelente líquido é supersônico, possui partes convergentes e divergentes.
A caixa da câmara LRE é de parede dupla. As paredes interna (fogo) e externa (energia) do corpo são interconectadas por espaçadores. Ao mesmo tempo, com a ajuda de espaçadores, os canais do caminho de resfriamento do líquido da carcaça são formados entre as paredes. O combustível é usado como refrigerante.
Durante a operação do motor, o combustível é fornecido ao circuito de resfriamento através de tubos coletores especiais localizados na extremidade do bico. Depois de passar pelo caminho de resfriamento, o combustível entra na cavidade correspondente do cabeçote de mistura e é introduzido através dos bicos na câmara de combustão. Ao mesmo tempo, através de outra cavidade do cabeçote de mistura e dos bicos correspondentes, um oxidante entra na câmara de combustão.
No volume da câmara de combustão ocorre a pulverização, mistura e combustão dos componentes do combustível líquido. Como resultado, um fluido de trabalho gasoso de alta temperatura do motor é formado.
Então, no bocal supersônico, a energia térmica do fluido de trabalho é convertida em energia cinética de seu jato, após a expiração do qual o empuxo LRE é criado.
3.2.2. Gerador de gás e unidade turbobomba
O gerador de gás (Fig. 1, item 5) é uma unidade na qual o peróxido de hidrogênio líquido é convertido em um fluido de trabalho vaporoso de alta temperatura da turbina como resultado da decomposição exotérmica.
A unidade turbobomba fornece pressão de componentes de combustível líquido para a câmara e gerador de gás do motor.
THA consiste em (Fig. 1):
Bomba oxidante centrífuga de parafuso (pos. 2);
Bomba de combustível centrífuga de parafuso (pos. 3);
Bomba centrífuga de peróxido de hidrogênio (item 4);
Turbina a gás (pos. 1).
Cada bomba e turbina tem um estator fixo e um rotor rotativo. Os rotores de bombas e turbinas possuem um eixo comum, que consiste em duas partes, que são conectadas por uma mola.
A turbina (pos. 1) serve como acionamento da bomba. Os elementos principais do estator da turbina são a carcaça e o aparelho do bocal, e os elementos principais do rotor são o eixo e o impulsor com pás. Durante a operação, o gás de vapor de peróxido é fornecido à turbina a partir do gerador de gás. Quando o vapor de gás passa pelo aparelho do bocal e pelas pás do rotor da turbina, sua energia térmica é convertida em energia mecânica de rotação da roda e do eixo do rotor da turbina. O gás de exaustão do vapor é coletado no coletor de saída da carcaça da turbina e descarregado na atmosfera através de bicos de resíduos especiais. Isso cria algum impulso adicional LRE.
As bombas para oxidante (pos. 2) e combustível (pos. 3) são do tipo centrífuga de parafuso. Os principais elementos de cada uma das bombas são a carcaça e o rotor. O rotor tem um eixo, um sem-fim e uma roda centrífuga com pás. Durante a operação, a energia mecânica é fornecida da turbina para a bomba através de um eixo comum, que garante a rotação do rotor da bomba. Como resultado da ação das pás do parafuso e da roda centrífuga sobre o líquido (componente combustível) bombeado pelas bombas, a energia mecânica de rotação do rotor da bomba é convertida em energia potencial da pressão do líquido, o que garante o fornecimento de o componente para a câmara do motor. Um sem-fim na frente do impulsor centrífugo da bomba é instalado para aumentar preliminarmente a pressão do líquido na entrada para os canais entre as lâminas do impulsor, a fim de evitar a ebulição a frio do líquido (cavitação) e a interrupção de sua continuidade. Distúrbios na continuidade do fluxo do componente podem causar instabilidade do processo de combustão do combustível na câmara do motor e, consequentemente, a instabilidade do LRE como um todo.
Uma bomba centrífuga (pos. 4) é usada para fornecer peróxido de hidrogênio ao gerador de gás. O consumo relativamente baixo do componente cria condições para a operação não cavitacional de uma bomba centrífuga sem instalar uma pré-bomba de parafuso na frente dela.
3.3. O princípio do motor
A partida, o controle e a parada do motor são realizados automaticamente por comandos elétricos da placa do foguete para os elementos de automação correspondentes.
Para a ignição inicial dos componentes do combustível, é usado um combustível de partida especial, auto-inflamável com um oxidante. O combustível inicial enche inicialmente uma pequena seção da tubulação na frente da bomba de combustível. No momento do lançamento do LRE, o combustível de partida e o oxidante entram na câmara, inflamam-se espontaneamente e só então os principais componentes do combustível começam a entrar na câmara.
Durante a operação do motor, o oxidante passa sequencialmente pelos elementos e conjuntos da linha (sistema), incluindo:
Válvula divisora;
Bomba oxidante;
Válvula oxidante;
Motor da câmara da cabeça de mistura.
O fluxo de combustível flui através da linha, incluindo:
Válvulas divisórias;
bomba de combustivel;
Coletor e caminho para resfriamento da câmara do motor;
câmara da cabeça de mistura.
O peróxido de hidrogênio e o gás de vapor resultante passam sequencialmente pelos elementos e unidades do sistema de geração de vapor e gás, incluindo:
Válvula divisora;
Bomba de peróxido de hidrogênio;
Redutor hidráulico;
gerador de gás;
Aparelhos de bicos de turbina;
Lâminas do rotor da turbina;
coletor de turbina;
Bocais de resíduos.
Como resultado do fornecimento contínuo de componentes de combustível pela unidade da turbobomba à câmara do motor, sua combustão com a formação de um fluido de trabalho de alta temperatura e a expiração do fluido de trabalho da câmara, o empuxo LRE é criado.
A variação do valor de empuxo do motor durante sua operação é fornecida alterando a taxa de fluxo de peróxido de hidrogênio fornecido ao gerador de gás. Isso altera a potência da turbina e das bombas e, consequentemente, o fornecimento de componentes de combustível para a câmara do motor.
O desligamento do LRE é realizado em duas etapas com a ajuda de elementos de automação. A partir do modo principal, o motor é primeiro comutado para o modo final de operação com menos empuxo e só então é completamente desligado.
4.1. Escopo e ordem de trabalho
No decorrer do trabalho, as seguintes ações são executadas sequencialmente.
1) O esquema do motor de foguete RD-214 está sendo estudado. A finalidade e composição do LRE, o design das unidades, o princípio de funcionamento do motor são considerados.
2) Os parâmetros geométricos do bico LRE são medidos. O diâmetro das seções de entrada ("c"), crítica ("*") e saída ("a") do bocal (Dc, D*, Da) é encontrado.
3) O valor dos parâmetros do fluido de trabalho LRE nas seções de entrada, crítica e saída do bocal LRE é calculado.
Com base nos resultados dos cálculos, um gráfico generalizado da mudança de temperatura (T), pressão (p) e velocidade (W) do fluido de trabalho ao longo do caminho do bocal (L) do LRE é construído.
4) Os parâmetros de empuxo do motor de foguete a propelente líquido são determinados no modo de operação de projeto do bocal ().
4.2. Dados iniciais para calcular os parâmetros do motor de foguete "RD-214"
Pressão do gás na câmara (ver opção)
Temperatura dos gases na câmara
Constante de gás
Expoente isentrópico
Função 
Assume-se que os processos na câmara prosseguem sem perdas de energia. Neste caso, os coeficientes de perda de energia na câmara de combustão e bocal, respectivamente, são 
O modo de operação do bico é calculado (índice " r»).
A medição determina:
Diâmetro da garganta do bocal;
Diâmetro de saída do bocal.
4.3. Sequência de cálculo dos parâmetros LRE
MAS) Os parâmetros na seção de saída do bico ("a") são determinados na seguinte sequência.
1) Área de saída do bico
2) Área da garganta do bocal
3) Grau geométrico de expansão do gás
Foguetes como um tipo de arma existem há muito tempo. Os pioneiros nessa questão foram os chineses, como menciona o hino do Império Celestial no início do século XIX. "Brilho vermelho de foguetes" - é assim que é cantado nele. Eles foram acusados de pólvora, inventada, como você sabe, na mesma China. Mas para que os “destaques vermelhos” brilhassem e as flechas de fogo caíssem nas cabeças dos inimigos, eram necessários motores de foguete, embora os mais simples. Todo mundo sabe que a pólvora explode, e o voo requer combustão intensa com liberação de gás direcionada. Assim, a composição do combustível teve que ser alterada. Se em explosivos convencionais a proporção de ingredientes é de 75% de nitratos, 15% de carbono e 10% de enxofre, os motores de foguete continham 72% de nitratos, 24% de carbono e 4% de enxofre.
Nos modernos foguetes sólidos e propulsores, misturas mais complexas são usadas como combustível, mas o princípio permanece o mesmo, chinês antigo. Seus méritos são inegáveis. confiabilidade, alta velocidade de iniciação, baixo custo relativo e facilidade de uso. Para que o projétil comece, basta acender a mistura combustível sólida, fornecer fluxo de ar - e pronto, ele voou.
No entanto, esta tecnologia comprovada e confiável tem suas desvantagens. Primeiro, tendo iniciado a combustão do combustível, não é mais possível pará-lo, bem como alterar o modo de combustão. Em segundo lugar, o oxigênio é necessário, e em condições de espaço rarefeito ou sem ar não é. Em terceiro lugar, a queima continua muito rápida.
A saída, que cientistas de muitos países vêm procurando há muitos anos, finalmente foi encontrada. Dr. Roberto Goddard testou o primeiro motor de foguete de propelente líquido em 1926. Ele usou gasolina misturada com oxigênio líquido como combustível. Para que o sistema funcionasse de forma estável por pelo menos dois segundos e meio, Goddard teve que resolver uma série problemas técnicos associados com o bombeamento de reagentes, o sistema de refrigeração e
O princípio pelo qual todos os motores de foguetes líquidos são construídos é extremamente simples. Existem dois tanques dentro do gabinete. De um deles, através do cabeçote misturador, o oxidante é alimentado na câmara de decomposição, onde, na presença de um catalisador, o combustível proveniente do segundo tanque passa para o estado gasoso. O gás incandescente ocorre, primeiro passando pela zona subsônica estreita do bico e depois expandindo a zona supersônica, onde também é fornecido combustível. Na realidade, tudo é muito mais complicado, o bico requer refrigeração e os modos de alimentação exigem um alto grau de estabilidade. Os motores de foguete modernos podem ser movidos a hidrogênio, o oxidante é o oxigênio. Essa mistura é extremamente explosiva e a menor violação da operação de qualquer sistema leva a um acidente ou desastre. Os componentes do combustível também podem ser outras substâncias não menos perigosas:
querosene e - estes foram usados na primeira fase do programa de lançamento do veículo Saturn V no programa Apollo;
Álcool e oxigênio líquido - foram usados em foguetes V2 alemães e transportadores soviéticos "Vostok";
Tetróxido de nitrogênio - monometil - hidrazina - foi usado em motores Cassini.
Apesar da complexidade do projeto, os motores de foguete líquido são o principal meio de entrega de carga espacial. Eles também são usados em modos intercontinentais e seus modos de operação são passíveis de regulação precisa, tecnologias modernas permitem automatizar os processos que ocorrem em suas unidades e nós.
No entanto, os motores de foguete de propelente sólido também não perderam sua importância. Eles são usados na tecnologia espacial como auxiliares. Sua importância é grande nos módulos de frenagem e resgate.
A possibilidade de usar líquidos, incluindo hidrogênio e oxigênio líquidos, como combustível para foguetes foi apontada por K. E. Tsiolkovsky no artigo “Investigation of world spaces with jet devices”, publicado em 1903. O primeiro motor de foguete experimental em funcionamento foi construído pelo inventor americano Robert Goddard em 1926. Desenvolvimentos semelhantes em 1931-1933. foram realizados na URSS por um grupo de entusiastas liderados por F. A. Zander. Esses trabalhos continuaram no RNII organizado em 1933, mas em 1938 o assunto de motores de foguete de combustível líquido foi encerrado, e os principais designers S.P. Korolev e V.P. Glushko foram reprimidos como "pragas".
O maior sucesso no desenvolvimento do LRE na primeira metade do século XX. os projetistas alemães Walter Thiel, Helmut Walter, Wernher von Braun e outros conseguiram.Durante a Segunda Guerra Mundial, eles criaram toda uma gama de motores de foguete para mísseis militares: V-2 balístico, Wasserfall antiaéreo, Schmetterling, Reintochter R3. No Terceiro Reich, em 1944, uma nova indústria foi realmente criada - ciência de foguetes, sob a liderança geral de V. Dornberger, enquanto em outros países o desenvolvimento de motores de foguete de combustível líquido estava em fase experimental.
No final da guerra, os desenvolvimentos de designers alemães estimularam pesquisas no campo da ciência de foguetes na URSS e nos EUA, para onde muitos cientistas e engenheiros alemães, incluindo W. von Braun, emigraram. A corrida armamentista que havia começado e a rivalidade entre a URSS e os EUA pela liderança na exploração espacial foram poderosos estimuladores para o desenvolvimento de motores de foguete de combustível líquido.
Em 1957, na URSS, sob a liderança de S.P. Korolev, foi criado o R-7 ICBM, equipado com os motores de propulsão líquida RD-107 e RD-108, na época os mais potentes e avançados do mundo, desenvolvidos sob a liderança de V.P. Glushko. Este foguete foi usado como portador dos primeiros satélites terrestres artificiais do mundo, as primeiras naves espaciais tripuladas e sondas interplanetárias.
Em 1969, o primeiro nave espacial Série Apollo, lançada em uma trajetória de voo para a Lua pelo veículo de lançamento Saturn-5, cujo primeiro estágio foi equipado com 5 motores F-1. O F-1 é atualmente o mais poderoso entre os motores de foguete de combustível líquido de câmara única, inferior em empuxo ao motor RD-170 de quatro câmaras desenvolvido pelo Energomash Design Bureau na União Soviética em 1976.
Atualmente, os programas espaciais de todos os países são baseados no uso de motores de foguete de propelente líquido.
Arroz. 1 Esquema de um LRE de dois componentes 1 - linha de oxidante 2 - linha de combustível 3 - bomba de oxidante 4 - bomba de combustível 5 - turbina 6 - gerador de gás 7 - válvula do gerador de gás (oxidante) 8 - válvula do gerador de gás (combustível) 9 - principal válvula oxidante 10 - válvula principal de combustível 11 - exaustão da turbina 12 - cabeçote misturador 13 - câmara de combustão 14 - bocal
Existe uma variedade bastante grande de esquemas de projeto LRE, com a unidade do princípio principal de sua operação. Consideremos o dispositivo e o princípio de operação de um motor de foguete de propelente líquido usando o exemplo de um motor de dois componentes com suprimento de combustível bombeado, como o mais comum, cujo esquema se tornou um clássico. Outros tipos de motores de foguete (com exceção do de três componentes) são versões simplificadas do que está sendo considerado e, ao descrevê-los, basta indicar simplificações.
Na fig. 1 mostra esquematicamente o dispositivo LRE.
Os componentes do combustível - combustível (1) e oxidante (2) são fornecidos dos tanques às bombas centrífugas (3, 4) acionadas por uma turbina a gás (5). Sob alta pressão, os componentes do combustível entram no cabeçote do bico (12) - unidade na qual estão localizados os bicos, através do qual os componentes são injetados na câmara de combustão (13), misturados e queimados, formando um fluido de trabalho gasoso aquecido a alta temperatura, que, expandindo-se no bocal, realiza trabalho e converte a energia interna do gás em energia cinética de seu movimento direcionado. Através do bocal (14) o gás flui em alta velocidade, conferindo impulso de jato ao motor.
A escolha dos componentes do combustível é um dos grandes decisões ao projetar um motor de foguete, que predetermina muitos detalhes do projeto do motor e soluções técnicas subsequentes. Portanto, a escolha do combustível para o LRE é realizada com uma consideração abrangente da finalidade do motor e do foguete em que está instalado, as condições para sua operação, a tecnologia de produção, armazenamento, transporte até o local de lançamento, etc. .
Um dos indicadores mais importantes que caracterizam a combinação de componentes é o impulso específico, que tem um importância ao projetar veículos de lançamento para espaçonaves, uma vez que a relação entre a massa de combustível e a carga útil e, consequentemente, as dimensões e a massa de todo o foguete, que, se o impulso específico não for suficientemente alto, pode se tornar irreal, depende em grande medida nele.
Em foguetes de propelente líquido, os motores geralmente, além de sua função principal - criar empuxo, também desempenham o papel de controles de voo. Já o primeiro conseguiu Míssil balístico O V-2 era controlado por 4 lemes dinâmicos de gás de grafite colocados na corrente de jato do motor ao longo da periferia do bocal. Desviando, esses lemes desviavam parte da corrente de jato, o que mudava a direção do vetor de empuxo do motor, e criava um momento de força em relação ao centro de massa do foguete, que era a ação de controle. Este método reduz significativamente o empuxo do motor, além disso, os lemes de grafite em uma corrente de jato estão sujeitos a erosão severa e têm um recurso de tempo muito curto.
NO sistemas modernos O controle de foguetes usa câmaras rotativas LRE, que são fixadas aos elementos de rolamento do corpo do foguete com a ajuda de dobradiças, que permitem que a câmera seja girada em um ou dois planos. Os componentes do combustível são trazidos para a câmara com a ajuda de dutos flexíveis - foles. Quando a câmera se desvia de um eixo paralelo ao eixo do foguete, o impulso da câmera cria o momento de força de controle necessário. As câmeras são giradas por máquinas de direção hidráulica ou pneumática, que executam comandos gerados pelo sistema de controle do foguete.
Além das 20 principais câmaras fixas do sistema de propulsão, o porta-aviões doméstico Soyuz possui 12 câmaras de controle rotativas (cada uma em seu próprio plano) de tamanho menor. As câmeras de direção têm um Sistema de combustível com motores principais.
Dos 11 motores de sustentação (todos os estágios) do veículo lançador Saturn-5, nove (exceto o 1º e 2º estágios centrais) são rotativos, cada um em dois planos. Ao usar os motores principais como motores de controle, a faixa de operação da rotação da câmera não é superior a ± 5 °: devido ao grande empuxo da câmera principal e à sua localização no compartimento traseiro, ou seja, a uma distância considerável do centro de massa do foguete, mesmo um pequeno desvio da câmera cria um momento de controle significativo.
Além das câmeras PTZ, às vezes são usados motores, servindo apenas para orientar e estabilizar a aeronave. Duas câmaras com bocais de direção oposta são rigidamente fixadas no corpo do aparelho de tal forma que o impulso dessas câmaras cria um momento de força em torno de um dos eixos principais do aparelho. Assim, para controlar os outros dois eixos, também são instalados seus próprios pares de motores de controle. Esses motores (geralmente monocomponentes) são ligados e desligados ao comando do sistema de controle do veículo, girando-o na direção desejada. Tais sistemas de controle são geralmente usados para orientação aeronave No espaço.
Um motor de foguete de propelente líquido é um motor que é alimentado por gases liquefeitos e líquidos químicos. Dependendo do número de componentes, os motores de foguete de combustível líquido são divididos em um, dois e três componentes.
Breve história do desenvolvimento
Pela primeira vez, o uso de hidrogênio e oxigênio liquefeitos como combustível para foguetes foi proposto por K.E. Tsiolkovsky em 1903. O primeiro protótipo do motor de foguete foi criado pelo americano Robert Howard em 1926. Posteriormente, desenvolvimentos semelhantes foram realizados na URSS, EUA, Alemanha. Os maiores sucessos foram alcançados por cientistas alemães: Thiel, Walter, von Braun. Durante a Segunda Guerra Mundial, eles criaram toda uma linha de motores de foguete para fins militares. Há uma opinião de que se eles tivessem criado o V-2 Reich antes, teriam vencido a guerra. Subseqüentemente guerra Fria e a corrida armamentista tornou-se o catalisador para acelerar o desenvolvimento de motores de foguete de combustível líquido com vistas a aplicá-los ao programa espacial. Com a ajuda do RD-108, o primeiro satélites artificiais Terra.
Hoje, o LRE é usado em programas espaciais e armas de foguetes pesados.
Como mencionado acima, o LRE é usado principalmente como motor para naves espaciais e veículos de lançamento. As principais vantagens do LRE são:
Entre as desvantagens do LRE:
No entanto, a principal desvantagem dos motores de foguete de propelente líquido é o limite das capacidades energéticas do combustível, o que limita a exploração espacial com sua ajuda à distância de Vênus e Marte.
O princípio de funcionamento do LRE é um, mas é alcançado com a ajuda de esquemas diferentes dispositivos. Combustível e oxidante são bombeados de diferentes tanques para a cabeça do bico, injetados na câmara de combustão e misturados. Após a ignição sob pressão, a energia interna do combustível é convertida em energia cinética e flui através do bico, criando o empuxo do jato.
O sistema de combustível consiste em tanques de combustível, tubulações e bombas com uma turbina para bombear o combustível do tanque para a tubulação e uma válvula de controle.
O suprimento de combustível bombeado cria alta pressão na câmara e, como resultado, uma maior expansão do fluido de trabalho, devido ao qual o valor máximo do impulso específico é alcançado.
Cabeça do injetor - um bloco de injetores para injetar componentes de combustível na câmara de combustão. O principal requisito para o bico é a mistura de alta qualidade e a velocidade de fornecimento de combustível para a câmara de combustão.
Embora a proporção de transferência de calor da estrutura durante o processo de combustão seja insignificante, o problema de resfriamento é relevante devido à alta temperatura de combustão (>3000 K) e ameaça a destruição térmica do motor. Existem vários tipos de resfriamento da parede da câmara:
O resfriamento regenerativo baseia-se na criação de uma cavidade nas paredes da câmara por onde passa o combustível sem oxidante, resfriando a parede da câmara, e o calor, juntamente com o refrigerante (combustível), retorna à câmara.
A camada próxima à parede é uma camada de gás criada a partir de vapores combustíveis perto das paredes da câmara. Este efeito é conseguido através da instalação de injetores na periferia do cabeçote que fornecem apenas combustível. Assim, a mistura combustível carece de um agente oxidante e a combustão próxima à parede não é tão intensa quanto no centro da câmara. A temperatura da camada próxima à parede isola as altas temperaturas no centro da câmara das paredes da câmara de combustão.
O método ablativo de resfriamento de um motor de foguete de propelente líquido é realizado aplicando um revestimento especial de blindagem de calor nas paredes da câmara e nos bicos. O revestimento em altas temperaturas muda de Estado sólido na forma gasosa, absorvendo a maior parte do calor. Este método de resfriamento de um motor de foguete líquido foi usado no programa lunar Apollo.
O lançamento de um motor de foguete é uma operação muito responsável em termos de explosividade em caso de falhas na sua implementação. Existem componentes de auto-ignição com os quais não há dificuldades, porém, ao utilizar um iniciador externo para ignição, é necessária uma coordenação ideal de seu fornecimento com os componentes do combustível. O acúmulo de combustível não queimado na câmara tem uma força explosiva destrutiva e promete consequências terríveis.
O lançamento de grandes motores de foguete líquido ocorre em várias etapas, seguidas de atingir a potência máxima, enquanto os motores pequenos são lançados com uma potência imediata de cem por cento de potência.
O sistema de controle automático de motores de foguete de propelente líquido é caracterizado pela implementação de uma partida e saída segura do motor para o modo principal, controle de operação estável, ajuste de empuxo de acordo com o plano de voo, ajuste de consumíveis, desligamento ao atingir uma determinada trajetória . Devido aos momentos que não podem ser calculados, o motor do foguete a propelente líquido é equipado com um suprimento garantido de combustível para que o foguete possa entrar na órbita desejada em caso de desvios no programa.
Os componentes propulsores e sua escolha durante o processo de projeto são decisivos no projeto de um motor de foguete líquido. Com base nisso, são determinadas as condições de armazenamento, transporte e tecnologia de produção. O indicador mais importante da combinação de componentes é o impulso específico, do qual depende a distribuição da porcentagem da massa de combustível e carga. As dimensões e a massa do foguete são calculadas usando a fórmula de Tsiolkovsky. Além do impulso específico, a densidade afeta o tamanho dos tanques com componentes combustíveis, o ponto de ebulição pode limitar as condições de operação dos foguetes, a agressividade química é característica de todos os oxidantes e, se as regras de operação dos tanques não forem seguidas, pode fazer com que um tanque inflamar, a toxicidade de alguns compostos de combustível pode causar sérios danos à atmosfera e meio Ambiente. Portanto, embora o flúor seja um agente oxidante melhor que o oxigênio, ele não é utilizado devido à sua toxicidade.
Os motores de foguete de combustível líquido monocomponente usam líquido como combustível, que, interagindo com o catalisador, se decompõe com a liberação de gás quente. A principal vantagem dos motores de foguete de componente único é sua simplicidade de design e, embora o impulso específico de tais motores seja pequeno, eles são ideais como motores de baixo empuxo para orientação e estabilização de espaçonaves. Esses motores utilizam um sistema de alimentação de combustível de deslocamento e, devido à baixa temperatura do processo, não necessitam de sistema de refrigeração. Os motores de componente único também incluem motores a jato de gás, que são usados em condições em que as emissões térmicas e químicas são inaceitáveis.
No início da década de 1970, os Estados Unidos e a URSS estavam desenvolvendo motores de foguete de combustível líquido de três componentes que usariam hidrogênio e hidrocarbonetos como combustível. Dessa forma, o motor funcionaria com querosene e oxigênio na inicialização e mudaria para hidrogênio e oxigênio líquidos em grandes altitudes. Um exemplo de motor de foguete de três componentes na Rússia é o RD-701.
O controle de foguetes foi usado pela primeira vez em foguetes V-2 usando lemes dinâmicos de gás de grafite, mas isso reduziu o empuxo do motor e, em mísseis modernos são usadas câmeras rotativas, presas ao corpo com dobradiças que criam manobrabilidade em um ou dois planos. Além das câmeras rotativas, também são utilizados motores de controle, que são fixados com bicos na direção oposta e são acionados se for necessário controlar o aparelho no espaço.
Um motor de foguete de ciclo fechado é um motor, um dos componentes do qual é gaseificado por combustão a baixa temperatura com uma pequena parte do outro componente, o gás resultante atua como um fluido de trabalho da turbina e depois é alimentado no câmara de combustão, onde queima com os restos dos componentes do combustível e cria o impulso do jato. A principal desvantagem deste esquema é a complexidade do design, mas o impulso específico aumenta.
A perspectiva de aumentar a potência dos motores de foguetes líquidos
NO escola russa criadores do LRE, liderados por por muito tempo foi acadêmico Glushko, lutar pelo uso máximo de energia combustível e, como resultado, o impulso específico máximo possível. Como o impulso específico máximo só pode ser obtido aumentando a expansão dos produtos de combustão no bico, todos os desenvolvimentos são realizados em busca da mistura ideal de combustível.
