Классификация жрд по способу подачи рабочего тела

Основные типы ракетных двигателей

Учебно-методическое пособие

На тему: «Классификация ракетных двигателей и принципиальные схемы ракетных двигательных установок»

Одобрено

от «___»_________2010 г.

Аннотация

Учебно-методическое пособие предназначено для помощи специалистам АО «СП «Байтерек» в закреплении знаний по классификации ракетных двигателей.

В работе приводятся основные типы ракетных двигателей, основные типы ракетных двигательных установок, определены требования к ним.

Учебно-методическое пособие позволяет закрепить знания по классификации ракетных двигательных установок различных типов.

Содержание

Аннотация 2

Содержание 3

Принятые сокращения 4

1 Основные типы ракетных двигателей 5

2 Основные типы ракетных двигательных установок 12

3 Требования к ракетным двигательным установкам 16

Контрольные вопросы 20

Принятые сокращения

ЖРД – жидкостной ракетный двигатель

КТ – компонент топлива

КРТ – компонент ракетного топлива

РД – ракетный двигатель

РДТТ – ракетный двигатель твердого топлива

РДГТ – ракетный двигатель гибридного топлива

ТНА – турбонасосный агрегат

Основные типы ракетных двигателей

Для получения больших удельных импульсов необходимо увеличивать скорость истечения продуктов сгорания из сопла камеры двигателя. Создание наибольшей кинетической энергии реактивной струи (наибольшей W_а) является основной и конечной целью всех рабочих процессов, протекающих в ракетных двигателях (РД). Это достигается, прежде всего, выбором типа двигателя. Существует большое количество различных типов ракетных двигателей, которые можно классифицировать по виду первичной энергии и агрегатному состоянию топлива.

Рисунок 1 — Классификация ракетных двигателей

По виду первичной энергии различают ракетные двигатели (рисунок 1): химические, солнечные, ядерные, электрические, газовые и некоторые другие типы. Каждый тип двигателей, в свою очередь, по другим признакам подразделяется на более мелкие классы. В частности, по агрегатному состоянию компо­нентов топлива среди химических РД можно выделить ракетные двигатели на жидком топливе (ЖРД), твердом топливе (РДТТ) и гибридном топливе (РДГТ).

Химические ракетные двигатели являются наиболее применяе­мыми и хорошо освоенными РД. Рабочие тела (компоненты топ­лива) этих двигателей одновременно служат источниками тепла и источниками рабочего тела (отбрасываемой массы). Жидкостные ракетные двигатели используют жидкие окислитель и горючее. Они с помощью системы подачи топлива (СПТ) под давлением подаются в камеру, где сгорают и в виде продуктов сгорания истекают через сопло, создавая тягу. В ракетном двигателе твердого топлива (рисунок 2) смесь окислителя и горючего находится в твердой фазе (твер­дое топливо) и в виде заряда 4 размещается непосредственно в корпусе 5 камеры. Зажигание заряда твердого топлива при запуске двигателя производится с помощью специального уст­ройства — воспламенителя сгорания 1. Процессы преобразования топлива и его химической энергии в кинетическую энергию продуктов сгорания в РДТТ протекает аналогично процессам в камерах ЖРД. Для выключения двигате­ля сбрасываются крышки 2 и продукты сгорания выбрасываются не только через реактивное сопло 6, но и через сопла противотяги 3. Это позволяет резко понизить давление в камере до значения, при котором прекращается процесс горения заряда, а также компенсировать тягу основного сопла при выключении двигателя с целью снижения импульса последствия. Ракетные двигатели гибридного топлива (рисунок 3) являются комбинацией ЖРД и РДТТ. Горючее в твердой фазе в виде заряда 5 помещается непосредственно в камере 7, а жидкий окислитель 3 через клапан 4 и распылитель 6 подается в камеру. Для подачи окислители в камеру используется энергия сжатого газа из баллона 1. Данный тип двигателей широкого применения не имеет.

Химические ракетные двигатели характеризуются малой удельной массой ( γ_рд = 1,2 . . . 1,8 кг/кН) и возможностью получения больших тяг в одном двигателей (до 10 000 кН и более). РДТТ отличаются простотой конструкции по сравнению с ЖРД, но имеют более низкий удельный импульс и не обладают возможностью изменения тяги в полете.

Солнечные ракетные двигатели относятся к термическим ракетным двигателям, в которых нагрев рабочего тела (напри­мер, водорода) происходит за счет солнечной энергии.

Рисунок 2 — Ракетный двигатель на твер­дом топливе (РДТТ):

I — воспламенитель; 2 -крышка; 3 -сопла противотяги; 4 — заряд твердого топлива; 5 — камера сгорания (корпус РДТТ); 6 – сопло

Рисунок 3 — Ракет­ный двигатель на гибридном топли­ве (РДГТ) :

I — баллонсосжатым газом; 2, 4 — клапаны; 3- бак с жидким окислителем; 5 — заряд твердого горючего; 6 -распылитель; 7-камера сгорания; 8 — сопло

Водо­род (рисунок 4) из бака 5 центробежным насосом 7 подается в теплообменник 4, размещенный в фокусе рефлектора 3. Сфоку­сированные солнечные лучи испаряют и нагревают до высокой температуры водород в теплообменнике. Газифицированный на­гретый водород предварительно поступает на газовую турбину 2 и затем в реактивное сопло I двигателя. Солнечные

Рисунок 4 — Солнечный ракетный двигатель:

а — солнечные лучи; I — камера; 2 — турбина; 3 — рефлектор;

4 — теплообменник; 5 — бак с жидким рабочим телом; 6 — кла­пан; 7 — центробежный насос

двигатели имеют высокий удельный импульс (до 10 000 Н/(кг/с)), но при современном уровне развития ракетно-космической тех­ники считаются малоперспективными, так как им необходимы крупногабаритные рефлекторы.

Ядерные ракетные двигатели также относятся к тер­мическим ракетным двигателям, источником тепла для которых служит ядерная энергия. В качестве примера на рисунке 5 по­казан основной агрегат двигателя — камера 6 с размещенным внутри нее ядерным реактором, состоящим из тепловыделяющих элементов 4, отражателя 3 и управляющего стержня 5 с при­водом 1. Ядерное горючее размещается в тепловыделяющих элементах. Снаружи камера имеет радиационную защиту 2. По­сле выпуска реактора из бака в камеру через охлаждающий тракт «а» поступает рабочее тело (водород). Рабочее тело, проходя через каналы тепловыделяющих элементов, испаряется и нагревается до высокой температуры. В результате истече­ния продуктов испарения создается реактивная сила. Регули­рование тяги осуществляется изменением расхода рабочего тела. Основными достоинствами ядерных двигателей является сравнительно высокие удельные импульсы (9000. 25000 Н/(кг/с) и возможность получения больших тяг. Недостатками — повышенная масса конструкции, обусловленная наличием ра­диатора и радиационной защиты, а также опасность радиаци­онного заражения.

Газовые ракетные двигатели используют механическую энергию сжатого газа(или пара), запасенного в баллонах или получаемого в специальных агрегатах. Двигатели подобного типа (Рисунок 6)весьма просты по устройству и принципу ра­боты. После открытия клапана 2 газ под давлением из

Рисунок 5 — Камера ядерного ракетного двигателя:

а — охлаждающий тракт; б — подвод жидкого водорода; 1 — привод регулирующего стержня; 2 — защитный экран; 3 — отражатель, 4 — тепловыделяющие элементы (ТВЭЛы) с ядерным топливом; 5 — регулирующий стержень; 6 — со­пло

балло­на поступает в сопло З.где расширяется , создавая тягу. Они применяются в системах ориентации и стабилизации КА.

Электрические ракетные двигатели используют электрическую энергию, ко­торая расходуется на создание электрически заряженных частиц (ионов, сво­бодных электронов) и на их разгон с помощью электростатического или элек­тромагнитного полей. По способу разгона рабочего тела электрические ракетные двигатели принципиально отличаются от вышерассмотренных термических и газовых ракетных двигателей. На рисунке 7 показана схема электростатического ра­кетного двигателя. Он состоит из трех основных элементов: ионизатора 2, элек­тростатической ускоряющей системы 3 и нейтрализатора 5.

Рабочее тело (например, цезий) в ионизаторе испаряется. При соприкоснове­нии паров рабочего тела с нагретой поверхностью ионизатора образуются ионы, 1 который в виде пучка истекают из ионизатора и разгоняются до больших скоро­стей в электростатическом поле ускоряющей системы (скорости разгона могут достигать 100 км/с). В результате создается реактивная сила. Для нейтрализации пуска положительных ионов в их поток на выходе из двигателя с помощью нейтрализатора 5 вводятся электроны. Для

этого используются электроны рабочего тела, которые освобождаются

Рисунок 6 — Газо­вый ракетный двигатель:

1 – ШБ со сжатым газом; 2 – обратный клапан; 3 – камера

в процессе его ионизации в ионизаторе и пода­ются к нейтрализатору повнешней электрической цепи. Электрические ракетные двигатели имеют высокие удельные импульсы [(0,5; 10. . 1,0 * 10 5 Н/(кг/с)], могут работать длительное время, но им присущи и су­щественные недостатки — малые тяги (порядка 0,1 Н и менее) и большие удель­ные массы.

Рисунок 7 — Электростатический ракетный двигатель:

а- подвод рабочего тела (цезия, лития или др.) ; 1 — элек­тронагреватель ионизатора; 2 — ионизатор из пористого вольфрама; 3 — ускоряющий электрод; 4 — замедляющий элек­трод; 5 — нейтрализатор

Ракетные двигатели классифицируются (различаются) и по другим признакам, например: а) по назначению — маршевые, рулевые, корректирующее, тормозные, ста­билизации и ориентации;

б) по ресурсу — одноразового и многоразового использования;

в) по количеству включений — однократного и многократного включения;

Источник

Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.

Краткая история развития

Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.

Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.

Сфера применения

Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:

• наивысший удельный импульс в классе;
• возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
• значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.

Среди недостатков ЖРД:

• более сложное устройство и дороговизна;
• повышенные требования к безопасной транспортировке;
• в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.

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

Устройство и принцип действия

Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.

Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.

Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.

Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.

Система охлаждения

Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:

Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.

Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.

Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».

Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.

Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.

Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.

Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.

Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.

В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.

Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.

ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.

Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей

В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.

Источник