Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостная ракета Atlas V с полезной нагрузкой на Марс

Жидкостные ракетные двигатели - это реактивные двигатели , которые сегодня в основном используются в космических путешествиях .

В отличии от твердых дисков , в которых в камере сгорания законченных, befindliches в твердом состоянии смеси топлива и окислитель , ожоги, быть в жидких ракетах ( Monergol ) или несколько ( Diergole , Triergole ) жидких химических компонентах , захваченных (отдельно) танки и актуально в Движке продвигались. Здесь протекает непрерывная химическая реакция (каталитическое разложение монерголя, сгорание топлива и окислителя). Составы газа в результате увеличения объемного расхода в качестве поддерживающей массы отСопло и тем самым создают тягу в обратном направлении. Поскольку окислитель переносится в ракете, сгорание топлива может происходить без атмосферного кислорода, например Б. в высокой атмосфере или в космосе. В жидкостных ракетах на основе диерголена топливо и окислитель сначала смешиваются в камере сгорания ; подача в камеру сгорания происходит по отдельным системам трубопроводов.

Типичными параметрами такого ракетного двигателя являются тяга (фактическая сила тяги, обычно выражаемая в килоньютонах (кН) , часто дифференцируемая на тягу на земле или при взлете и тягу в вакууме ) и удельный импульс в качестве ключевого показателя эффективности двигателя. двигатель вне зависимости от его размера.

история

1-я ступень ракеты Saturn V с пятью жидкостными двигателями F-1, на фото Вернер фон Браун
Ракетный двигатель Walter Me 163b

Ранние теоретические подходы к использованию жидкостных ракет были опубликованы в 1903 году русским пионером космоса и идейным лидером Константином Эдуардовичем Циолковским под заголовком « Исследование космоса с помощью реактивных аппаратов» в российском журнале Wissenschaftliche Rundschau . Независимо от этого, Герман Оберт опубликовал теоретические основы космических путешествий с использованием жидкостных ракет в своей работе Ракета для планетных пространств в 1923 году . 16 марта 1926 года американскому исследователю Роберту Годдарду впервые удалось запустить жидкостную ракету (продолжительность полета 2,5 с, высота 14 м, дальность полета 50 м). В октябре 1930 года ракета Годдарда уже достигла 800 км / ч и высоты 610 м. Почти в то же время в Германии, начиная с 1930 года, тестовые запуски с жидкими ракетами были проведены в Берлине ракетного аэродрома по космической ассоциации Агентства. Немецкие исследовательские усилия, наконец, привели - после того, как военные взяли на себя ракетную программу - через испытательные модели A1 , A2 и A3 к первой большой ракете с жидкостным двигателем, блоку 4 (A4) , который в основном продавался под своим пропагандистским названием. , «Оружие возмездия 2», сокращенно V2, должно стать известно. Благодаря топливной смеси, состоящей из 75% этанола и кислорода, это впервые пересекло границу космоса. В то же время во время Второй мировой войны меньшие монерголи были («холодные») и диергольные ракетные двигатели с перекисью водорода ( H 2 O 2 / Petroleum или N 2 H 4 ) в качестве стартового средства для самолетов или непосредственно для привода перехватчиков. (B. z. Me 163 ) б / у. После краха Германского рейха и ухода ученых и технологий разработка была продолжена в основном победившими США и Советским Союзом, которые использовали захваченные документы и немецких разработчиков. Во время холодной войны потребность во все более мощных межконтинентальных баллистических ракетах подтолкнула развитие двигателей - в то время в основном с жидкостными двигателями. В конечном итоге некоторые из этих разработок могут также использоваться в качестве ракет-носителей для космических путешествий (например, варианты R-7 для важных полетов Спутник-1 и Восток-1 с Юрием Гагариным , первым человеком в космосе, или американский Titan II Gemini ). Развитие достигло высшей точки в конце 1960 - х годов с гигантскими F-1 двигателей на ракеты Сатурн V Луны . Последние разработки z. В. Основного двигатель на шаттле или РД-170 на Energija ракеты, которые могут быть повторно использованы. Поскольку требования к боевым ракетам изменились (мобильность, размещение на подводных лодках в качестве БРПЛ , постоянная и немедленная готовность к запуску), твердые ракеты, которые проще использовать, заменили жидкие ракеты в этой области .

Как показывает история ракетной техники и судьба некоторых пионеров ракетостроения , разработка жидкостных ракет изначально была связана с большими опасностями и техническими препятствиями, чем разработка твердотопливных ракет. Причин много: риск утечки, испарения и взрыва , поломка насосов и других агрегатов , пузырьки воздуха или недостаточное перемешивание в камере сгорания , переменное распределение веса при горении.

Компоненты

Жидкостный ракетный двигатель состоит из камеры сгорания, сопла, перекачивающего устройства для топлива (см. Раздел о конструкции ) и, при необходимости, устройства зажигания. Дополнительные компоненты - это упорная рама, которая передает тягу на конструкцию ракеты, меньшие резервуары для вспомогательных сред (например, сжатый газ, охлаждающая жидкость, смазка, насос и стартовое топливо), а также более или менее сложные трубопроводы, клапаны и регуляторы потока для рабочие и вспомогательные среды. Элементы управления, такие как гидроцилиндры или серводвигатели для поворота камеры сгорания или узла сопла (см. Также управление вектором тяги ), также могут быть частью двигателя.

Камера сгорания

Блок двигателя РД-107 в разрезе (в центре), вверху: цилиндрическая камера сгорания, внизу: конический сопловой колпак.

Камера сгорания представляет собой емкость из металла, в которой топливо смешивается с окислителем и непрерывно горит. Как правило, камеры сгорания по производственным причинам имеют цилиндрическую форму. Головка впрыска или пластина инжектора расположены на передней стороне камеры сгорания напротив отверстия сопла. Они предназначены для интенсивного и тонкого перемешивания компонентов топлива, подаваемых по отдельным трубам во время впрыска, чтобы обеспечить полное и полное сгорание. Пропускная способность может составлять несколько сотен литров в секунду для больших двигателей (до 155 тонн в минуту для F-1). Длина камеры сгорания должна быть такой, чтобы впрыскиваемые компоненты могли полностью взаимодействовать друг с другом, с другой стороны, камера сгорания должна быть как можно более компактной, чтобы избежать нежелательной передачи тепла стенкам. Давление в камере сгорания , в результате сгорания может достигать от 30 ниже бара до более чем 100 бара ( в настоящее время 205 бара для SSME и более 245 бара для РД-170/171) , в зависимости от конструкции двигателя . По словам Илона Маска, в августе 2020 года прототип SpaceX Raptor достиг давления в камере 330 бар.

Чтобы предотвратить расплавление, прогорание или взрыв камеры сгорания из-за огромных температур сгорания и давления внутри, ее необходимо охладить. Обычными методами для этого являются активное или регенеративное охлаждение, при котором часть топлива или окислителя протекает в виде жидкостного охлаждения между стенками камеры сгорания с двойными стенками перед его впрыском. Если топливный компонент не подается в процесс сгорания после прохождения через рубашку охлаждения, а выбрасывается в окружающую среду, это называется охлаждением отвала . Дальнейшими мерами являются пленочное и завесное охлаждение , при котором в зоне горения рядом со стенкой или непосредственно на стенах за счет определенного расположения отверстий для впрыска специально генерируется локальный избыток топлива, чтобы снизить там температуру горения и использовать испарительное охлаждение топлива; кроме того, стенка также защищена от реакции с окислителем. Также используются покрытия внутренних стен термостойкими изоляционными материалами (керамические покрытия, минеральные волокна, такие как асбест ) или абляционные материалы, которые из-за своего фазового перехода при плавлении создают теплоизоляционный пограничный слой со стеной. Эти меры используются для небольших двигателей с коротким временем сгорания, как и изготовление камер сгорания из жаростойких сплавов ниобия или тантала ; в этих случаях говорят о пассивном охлаждении .

Конструкция камеры сгорания, а также инжекторной головки или форсунки представляет собой проблему во время строительства и испытаний, поскольку неисправности могут привести к прерывистому сгоранию и даже к резонансным колебаниям сгорания, которые могут поставить под угрозу весь космический корабль из-за реакции через столбы жидкости в топливопроводы и механическая конструкция (см. эффект пого ).

Тяговое сопло

Сопло ракеты Pratt & Whitney RL-10 B разгонного блока Delta IV, оранжевая и темная верхняя часть закреплены, нижняя темная часть приводится в рабочее положение после отделения ступени с помощью шпинделей с резьбой.
Сопла ракет, состоящие из отдельных охлаждающих трубок (XLR-87 Титана I)

Выхлопное сопло в виде сопла Лаваля подключается непосредственно к камере сгорания . Он состоит из сужения для увеличения скорости газа, так называемой горловины сопла, которая, в свою очередь, сливается в колоколообразную или коническую часть, в которой тяга создается за счет расширения газов. В aerospike двигатели в настоящее время разрабатываются должны обойтись без такого упорного сопла в обычном смысле.

Сопло, как и камера сгорания, подвергается высоким тепловым нагрузкам, требующим принятия мер по охлаждению. Используются как активные, так и пассивные процессы охлаждения. В активном процессе отводимый на охлаждение топливный компонент подается не только в двойную стенку камеры сгорания, но и через двустенный колпак сопла; процессы пассивного охлаждения осуществляются так же, как и с камерой сгорания. Особым видом охлаждения сопла является кольцевое введение относительно холодного рабочего газа турбонасосов в байпасном режиме в раструб сопла примерно на полпути между горловиной сопла и горловиной, что использовалось в двигателях Ф-1. ракеты Сатурн 5. Иногда, особенно если одновременно используется внутренняя завесная или пленочная система охлаждения, можно обойтись без активного охлаждения раструба сопла, как в случае с двигателем Viking на Ariane 4 . Здесь материал во время работы нагревается до красного каления .

Часто камера сгорания и сопло изготавливаются как одно целое. Чтобы получить каналы охлаждающей жидкости, необходимые для охлаждения, основная конструкция камеры сгорания или сопловых блоков более крупных двигателей часто состоит из пучков труб из никелевой стали (например, изготовленных из Inconel X-750), которые согнуты по форме заготовки паять . Эти конструкции затем укрепляются кольцами жесткости и массивными кожухами, а также сборочной и соединительной арматурой. Во время работы через трубы проходит охлаждающая среда (топливо или окислитель), обычно в направлении от отверстия сопла к камере сгорания.

Отношение площадей поперечного сечения горловины и горловины сопла называется коэффициентом релаксации . В зависимости от условий атмосферного давления и, следовательно, внешнего давления, «против которого» должен работать двигатель (плотная атмосфера на поверхности земли, давление снижается с увеличением высоты до вакуума в космосе), степень расширения на практике составляет около 10 до 100, специальный. Проектируемый европейский двигатель верхней ступени Vinci имеет высокое передаточное число с 240 для достижения высокого удельного импульса при низком давлении окружающей среды. Для двигателей чистой нижней ступени, которые работают только в более плотных слоях атмосферы, достаточны меньшие степени расширения, верхняя ступень и орбитальные двигатели требуют более высоких степеней расширения для эффективной работы, но максимально возможное и допустимое расширение также ограничено, см. Критерий Саммерфилда . Чтобы обойти эти конструктивные проблемы сопла тяги, проводятся исследования аэрокосмических двигателей, степень расширения которых приспосабливается к окружающему давлению.

Для более высоких степеней расширения требуются более крупные и, следовательно, более тяжелые раструбы сопел, которые из-за их общей длины также могут неблагоприятно повлиять на общую конструкцию ракеты (для размещения сопел требуются более длинные переходники ступени), поэтому некоторые верхние ступени Двигатели имеют выдвижное сопло после разделения ступеней и перед зажиганием нижняя часть раструба сопла выдвигается телескопически над той частью раструба, которая жестко соединена с камерой сгорания (проектируется для Vinci , реализована для RL10B- 2 в верхнем ярусе Delta IV ).

Виды доставки топлива

Каждый жидкостный ракетный двигатель имеет камеру сгорания с примыкающим к ней соплом тяги в качестве центрального компонента. Основные различия между различными конструкциями заключаются в том, как топливо попадает в камеру сгорания из баков и каким образом, в случае двигателей с турбонасосами, рабочее тело турбин (горячий газ), а также топливо и окислители транспортируются.

Подача газа под давлением

Схема газового двигателя космического корабля Аполлон (CSM)

Подача сжатого газа (англ. Pressure- feed cycle ) - самый простой вариант, он полностью исключает механические насосы и продвигает топливо через резервуары с инертным газом (обычно гелием ), который в отдельных цилиндрах под давлением находится под давлением и находится под давлением. Жидкости вдавливаются в камеры сгорания давлением в баке по простым трубопроводам. Ограничения этой конструкции, которая является простой и относительно надежной из-за небольшого количества компонентов, заключаются в том, что резервуары должны быть относительно устойчивыми и тяжелыми, как резервуары высокого давления, чтобы выдерживать давление транспортирующего газа, и достижимая камера сгорания. давление также ограничено максимально допустимым избыточным давлением в резервуарах. Поэтому использование ограничено приложениями с меньшей и более слабой тягой, например, двигателями управления и маневрирования для космических кораблей или апогейных двигателей . Практические примеры являются подъем и спуск двигатели с лунным Apollo модуля или главного двигателя командного модуля / службы на космическом корабле Apollo . Используя гиперголические компоненты, можно было построить очень простые и надежные двигатели с очень небольшим количеством механических компонентов, которые могли надежно зажигаться даже после нескольких дней миссий или которые были предназначены для многократного повторного зажигания, как главный двигатель Apollo-CSM. .

Подача насоса

Разрезанный турбонасос ракеты А4

С другой стороны, более мощные двигатели используют механические насосы для транспортировки топлива из баков, которые находятся под очень небольшим избыточным давлением, в камеру сгорания («активная подача топлива»). Поскольку потребность в мощности привода для этой насосной работы очень высока (до нескольких десятков мегаватт на двигатель, с Mark 10 каждый из пяти F-1 лунной ракеты Сатурн перекачивает более 41 мегаватт (55000 лошадиных сил), 190 мегаватт с Российский РД-170 ) учитываются только компактные центробежные насосы с приводом от газовых турбин , рабочий газ которых вырабатывается независимо от окружающей атмосферы с переносимым ракетным топливом. Такой турбонасос обычно состоит из устройства для выработки рабочего газа, самой рабочей турбины и одного или нескольких одноступенчатых или многоступенчатых радиальных насосов (по одному для топлива и окислителя), которые механически приводятся в действие турбиной. Часто, по меньшей мере, турбина и насосные агрегаты объединены в корпус и расположены на общем валу. Турбонасосы обычно устанавливаются на стойке для оборудования на двигателе в непосредственной близости от камеры сгорания. Также существуют устройства, в которых центральный турбонасос питает несколько отдельных камер сгорания одновременно, как в РД-170 с одним насосом на четыре камеры сгорания.

В зависимости от типа производства горячего газа и характера потока различных сред, горячего газа и топлива, с течением времени были разработаны различные варианты активной подачи топлива. Упомянутые основные варианты часто можно разделить на подварианты.

Побочный процесс

В процессе байпасного потока ( цикл газогенератора или открытый цикл ) часть топлива и окислителя, перекачиваемых в камеру сгорания, отводится и сжигается в отдельной камере сгорания. Нестехиометрические сгорания (топливо или окислитель избыток) предназначено для того , чтобы уменьшить температуру горячего газа до уровня , который является приемлемым для турбинных материалов ( от 400 до 700 К ). После того, как поток горячего газа в турбине выполнил свою работу, расширенный горячий газ либо используется для охлаждения сопла, либо выпускается в окружающую среду через выхлопную трубу рядом с соплом тяги. В этом варианте двигателя имеется как минимум два потока (основной поток в основную камеру сгорания и топливо в камеру сгорания газогенератора во вторичном потоке; возможно, третий поток для охлаждения сопла и камеры сгорания). Около пяти процентов от общего количества топлива в ступени используется для привода насоса из-за несовершенного сгорания и больше не используется для фактического создания тяги ракетного двигателя; с другой стороны, это испытанная, проверенная и управляемая технология. Побочный процесс - самый старый и самый распространенный вариант. Многие крупные ракетные двигатели работают в соответствии с этим принципом, в том числе F-1 суб-этап Сатурн S1C . Подвариантом является использование отдельного топлива для газогенератора турбонасоса, как в ракете V2 / A4 или РД-107 советской ракеты Союз / Р7 , в обеих из которых используется каталитическое разложение перекиси водорода для создания насоса. рабочий газ.

Основной процесс

Модель РД-170, магистральный двигатель с центральным турбонасосом на четыре камеры сгорания.

В основном процессе потока ( ступенчатое сжигание или замкнутый цикл ) , который был разработанным позже , принцип процесса перепуска потока изменяется таким образом , что большая часть или весь поток через топливный компонент работает через генератор газа (здесь называется предварительная горелка ) и с очень небольшой долей другого компонента реагирует нестехиометрически. Результатом является поток горячего газа, который все еще содержит большие избыточные количества непрореагировавшего топлива или окислителя, который после приведения в действие силовой турбины турбонасоса подается непосредственно в основную камеру сгорания и там принимает участие в регулярной реакции сгорания для создания тяги с остальные компоненты вводятся туда. В отличие от метода байпасного потока, за борт не попадают неиспользованные компоненты топлива, которые не влияют на общий импульс двигателя. С помощью процесса с основным потоком могут быть достигнуты самые высокие давления в камере сгорания и высокие удельные импульсы; с другой стороны, этот процесс предъявляет самые высокие требования к разработке и производству из-за высокого давления в трубопроводах и обработки потока горячего газа. . Хорошо известными представителями основного технологического процесса являются SSME , RD-0120 и снова RD-170 .

Расширительный процесс

Разновидностью основного потока является цикл детандера . Этот процесс отличается от основного потока тем, что не используется газогенератор или предварительная горелка . Скорее, один из двух компонентов топлива прокачивается через рубашку охлаждения для охлаждения камеры сгорания. Жидкость испаряется, и расширяющийся поток перегретого пара приводит в движение рабочую турбину питающих насосов. После прохождения турбины этот поток направляется в основную камеру сгорания, как и в процессе основного потока. Этот процесс работает только с веществами, которые не разлагаются во время испарения и все еще находятся в газовой фазе после расширения в турбине, например, таких как B. криогенный кислород (LOX) или водород или низкомолекулярные углеводороды, такие как метан , этан и пропан ; Керосин, например, здесь снова конденсируется слишком быстро. Примеры двигателей расширителя цикла являются RL-10 на верхней ступени Centaur или Европейский Винчи . Процесс был местами модифицирован таким образом, что лишь небольшое количество топлива испарялось в рубашке охлаждения камеры сгорания и, после использования в качестве рабочего тела для турбонасоса, выбрасывалось в окружающую среду ( цикл продувки детандера ), например Б. ЛЕ-5А японской ракеты HIIA .

Плюсы и минусы

Преимущества:

  • В отличие от твердотопливных ракет, некоторые жидкостные двигатели можно выключить и снова запустить. Это важно для управляющих двигателей, когда требуются только короткие импульсы или когда они покидают околоземную орбиту (например, в последовательности S-IVB полетов на Луну Аполлона).
  • Ракету можно собрать без топлива и доставить к месту старта, что делает ее легче и исключает риск взрыва или возгорания при сборке и транспортировке. Заправка происходит незадолго до старта. Однако на стартовой площадке должны быть специальные помещения.
  • Функционирование жидкостных двигателей (тяга, скорость насоса, давление в камере сгорания) можно проверить в промежутке между зажиганием и отрывом ракеты от стартовой площадки.
  • Тягу можно регулировать во время работы.
  • Жидкие ракеты часто используют топливо более эффективно, чем твердотопливные, и, таким образом, достигают более высоких максимальных скоростей при том же количестве топлива.
  • Часто используемая комбинация топлива LOX / LH2 горит с образованием воды и поэтому в определенных условиях экологически безвредна.

Недостаток:

  • Жидкостные ракеты и двигатели дороже, сложнее и, следовательно, более подвержены ошибкам, чем твердотопливные ракеты.
  • Центр тяжести ракеты смещается по мере расходования топлива . Система стабилизации и управления ракетой должна уметь компенсировать это смещение.
  • Эффект пый (колебания в мощности двигателя из - за резонансы жидкости столбцов в топливных линиях и механической конструкции ракеты) может произойти.
  • Жидкие ракеты более опасны для взрыва в случае утечки, потому что жидкости легче воспламеняются.
  • Некоторые виды топлива (включая производные гидразина) токсичны; если их выбросить (фальстарт, сгоревшие ступени падают на землю), может возникнуть экологический ущерб.
  • Компоненты криогенного топлива можно заправлять только незадолго до взлета, в противном случае они преждевременно испарятся из-за нагревания, что препятствует быстрому запуску или более длительной готовности к взлету. Некоторые виды жидкого топлива, которые можно хранить, являются очень едкими или коррозионными и со временем разрушают материалы конструкции ракеты.

Топлива

Наиболее энергичной топливной смесью, используемой сегодня в жидкостных ракетах, является криогенный кислород и водород (LOX / LH 2 ).

В зависимости от используемой топливной смеси в камере сгорания могут возникать температуры до 4200 ° C и давление более 25 МПа.

Производитель (выбор)

Смотри тоже

литература

Индивидуальные доказательства

  1. ↑ Кирилл фон Герсдорф, Курт Грасманн, Гельмут Шуберт (1995) авиационные двигатели и реактивные двигатели Bernard & Graefe Verlag. ISBN 3-7637-6107-1 , стр. 268 и далее.
  2. ^ Изображение и описание Walter 109-509C из Me 163
  3. ↑ a b c d e f Этапы полета к Сатурну - огонь, дым и гром: The Engines Публикация в архиве истории НАСА о двигателе F-1 (на английском языке)
  4. ↑ https://twitter.com/elonmusk/status/1295495834998513664. Проверено 17 августа 2020 года .
  5. ↑ Изображение выдвижного выходного конуса на RL-10B2 в Encyclopedia Astronautica (англ.)
  6. ↑ Power Cycles - Описание различных процессов подачи помпы на braeunig.us (английский)
  7. ↑ Статья о технологии ракетных двигателей на сайте Бернда Лейтенбергера
  8. ↑ Вибке Пленкерс, Мартин Б. Калиновски: Опасные сценарии выброса плутония при успешном запуске системы противоракетной обороны. (PDF, 1,2 MB) Вайцзеккер Центр по науке и исследованиям мира, декабрь 2008 г., стр. 17 , доступ к 5 декабря 2015 года .

веб ссылки