Жидкостный ракетный двигатель. Камеры жрд малой тяги Краткая история развития

УДК. 621.454.2

А.Г. Воробьев, И.Н. Боровик, И.С. Казеннов, А.В. Лахин, Е.А. Богачев,

А. Н.Тимофеев.

Разработка ЖРД малой тяги с камерой сгорания из углерод-керамического композиционного материала.

Алексей Геннадиевич Воробьев, старший преподаватель, научный сотрудник МАИ, formula 1_ av @ mail . ru

Игорь Николаевич Боровик, старший преподаватель МАИ, borra 2000@ mail . ru

Иван Сергеевич Казеннов, студент МАИ, heavigot@

Лахин Антон Владиславович, начальник группы изучения композиционных материалов ОАО «Композит», к.т.н. info@.

Богачев Евгений Акимович, начальник отдела керамоматричных композиционных материалов, к.т.н. info@.

Тимофеев Анатолий Николаевич, первый заместитель генерального директора ОАО «Композит», к.т.н. info@.

Статья посвящена проблеме разработки жидкостных ракетных двигателей малых тяг (ЖРДМТ) с камерой сгорания (КС) из углерод-керамического композиционного материала (УККМ). В работе дан обзор современного состояния проблемы. Приведен анализ энергетической эффективности применения композиционного материала в конструкции ЖРДМТ, разработки МАИ.

Ключевые слова: ЖРД малых тяг, камера сгорания, керамический композиционный материал.

Development liquid rocket engine of small thrust with combustion chamber fr om carbon-ceramic composite material.

A.G. Vorobiev, I.N. Borovik, I.S. Kazennov, A.V. Lahin, E.A. Bogachev,

The technical paper about problem of development liquid rocket engine of small thrust with ceramic-composite combustion chamber. The review is presented of actual state of problem. The analysis of energy efficiency is presented for rocket engine of small thrust with ceramic-composite combustion chamber developing in MAI.

Keywords: LRE of small thrust, combustion chamber, carbon-ceramic composite material.

Alexey G. Vorobiev, he is a Senior Assistant of Professor at the MAI. E-mail: formula1_av@

Igor N. Borovik, he is a Senior Assistant of Professor at the MAI. E-mail: borra2000@

Ivan S. Kazennov, he is a Student of MAI. E-mail: heavigot@

Anton V. Lahin, chief of group of composite material research, «Kompozit» corporation, cand. tech. sci., info@.

Evgeny A. Bogachev, chief of department of ceramic composite materials, «Kompozit» corporation, cand. tech. sci., info@.

Тимофеев Анатолий Николаевич, First Deputy GM, «Kompozit» corporation, cand. tech. sci., info@.

Введение.

Успехи в области создания высокотемпературных композиционных материалов и покрытий на основе стекла и керамики послужили основой для их применения в авиационной, космической и других отраслях техники. Углерод-керамические композиционные материалы (УККМ) обладают уникальными теплозащитными, эрозионностойкими и прочностными характеристиками при низкой плотности.

В настоящее время композиционные материала применяются в качестве защитных покрытий элементов авиационных газотурбинных двигателей, турбонасосного агрегата жидкостных ракетных двигателей, изделий гиперзвуковой техники, плиточной защиты космических летательных аппаратов, вкладышей в сопловой блок двигателей твердого топлива и в других областях техники, где наиболее остро стоит вопрос защиты конструкции при высокой температуре в окислительной среде.

В МАИ на кафедре 202 ведутся исследования в области разработки ЖРД малых тяг. Возможность применения УККМ в качестве материала камеры сгорания рассматривается как одно из наиболее перспективных направлений совершенствования двигателей малых тяг.

Обзор проблемы и постановка задачи

Стремление применить композиционные материала (КМ) для создания камеры сгорания ЖРДМТ связано с непременным ростом удельного импульса двигателя, характеризующего его эффективность. Первые попытки внедрить углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ) в качестве материала для камеры сгорания ЖРДМТ предпринимались еще в начале-середине прошлого десятилетия . Однако получавшиеся конструкции, как правило, не отвечали по одному или нескольким требованиям, предъявляемым к камерам ЖРДМТ. Решение проблемы применения КМ базировалось на решении следующих задач:

наличие технологии формирования тонкостенной оболочки профиля, характерного для ЖРДМТ из КМ;

защита материала от высокой температуры в возможных условиях окислительной среды;

разработка конструкции надежного соединения композитной камеры сгорания (ККС) с металлической смесительной головкой;

обеспечение газонепроницаемости стенки;

возможность механической обработки заготовок из КМ;

обеспечение прочности материала при резком изменении давления и наличии температурных напряжений, характерных для импульсных режимов работы ЖРДМТ.

В результате развития и совершенствования технологии производства КМ, связанных с выбором оптимальных параметров технологического процесса, техническим уровнем используемого оборудования и оснастки, наличием надежных методов неразрушающего контроля композиционных конструкций и полуфабрикатов для их производства, удалось разработать научные основы и на их базе создать обширный перечень композиционных материалов и технологий их получения . В настоящее время имеются все предпосылки для успешного практического применения УККМ в качестве материала для ЖРДМТ.

Продолжительное время основными материалами, применяемыми в КС ЖРДМТ в нашей стране и за рубежом, были ниобиевые сплавовы с защитными силицидными покрытиями. Они способны выдерживать температуры не более 1200 °C, хотя температуры продуктов сгорания топлива могут достигать 3500 °C. Для снижения температуры стенки КС перемешивание горючего и окислителя организовывается с неоптимальным соотношением компонентов. Это снижает эффективность использования топлива, что в целом отражается на совершенстве ЛА. Отечественные серийные двигатели малой тяги (КБХМ, НИИ Машиностроения) и в настоящее время в качестве основного материала применяют сплавы на основе ниобия. На сегодняшний день величина удельного импульса для отечественных ДМТ на компонентах азотный тетраксид (АТ) + несимметричный диметилгидразин (НДМГ) / монометилгидразин (ММГ) не превышает 310 с (рис. Рис. 1,Рис. 2).

Зарубежные ЖРДМТ в качестве материала КС и сопла используют сплавы на основе ниобия (двигатель TR-308, TR-312-100MN (Northrop Grumman), LEROS 1R, LEROS 1C American Pacific Corporation (AMPAC) США), платины (двигатели S400 – 12, S400 – 15 EADS Astrium, Европа), иридия (двигатели R-4D, R-4D-15 (HiPAT) (рис.Рис. 3) фирмы Aerojet, США) с защитными покрытиями (рис.Рис. 4). Для снижения температурных воздействий на стенку используют пленочную завесу. Рабочая температура стенки камеры с применением драгоценных платиноидов может достигать 2200 °С. Удельный импульс современных зарубежных двигателей на компонентах АТ + НДМГ/ММГ) достигает 327 с.

С появлением композиционных материалов, которые не уступают по своим характеристикам, а по цене значительно дешевле вышеперечисленных сплавов, зарубежные производители переключились на разработку камер сгорания ЖРДМТ с применением КМ. Применение неметаллического композита является перспективным, поскольку, являясь сопоставимым по цене с традиционным ниобиевым сплавом, он обладает более низкой плотностью, что важно с точки зрения снижения массы двигателя, существенно более низкой стоимостью по сравнению с металлами платиновой группы.

В России вопросами разработки КМ занимаются ОАО «Композит» , ВИАМ , ОАО «Искра» и ряд других организаций. В нашей стране использование КМ в ракетных двигателях сводится к применению УУКМ для насадка радиационного охлаждения двигателя 11Д58М, однако понимание перспектив применения КМ в элементах ракетной техники существует .

За рубежом существует большое количество организаций, занимающихся композиционными материалами (ULTRAMet, SNECMA, DuPont). В ряде стран существует отдельные программы развития аэрокосмической отрасли с широким применением прогрессивных КМ. Некоторые зарубежные разработчики ЖРДМТ уже внедряют камеры сгорания из КМ в состав своих двигательных установок.

Одним из примеров успешного внедрения современных композиционных технологий является разработка корпорации EADS апогейного двигателя малой тяги, названного European Apogee Motor. Двигатель European Apogee Motor, тягой 500Н, в котором камера сгорания и сопло сделаны заодно (рис.Рис. 5,Рис. 6), обладает малым весом и высоким удельным импульсом, который составляет более 325 сек . European Apogee Motor будет являться основным двигателем для платформы AlphaBus.

Наряду с прогрессивной КС из КМ, которая выдерживает высокие температуры, вибрации и ударные нагрузки, добиться такого уровня удельного импульса позволила оптимизированная микрораспыляющая смесительная головка.

Различные методы неразрушающего контроля были исследованы и применены, включая ультразвуковой, термографический и томографический. European Apogee Motor может быть использован для различных задач в составе коммерческих и военных спутников, межорбитальных транспортных аппаратов, аппаратов многоразового применения. Малая масса двигателя и высокие удельные характеристики экономят топливо, что положительно сказывается на величине полезной нагрузки в сравнении с другими двигателями. Умеренная цена производства и заготовок композитного материала позволяет успешно конкурировать двигателю на рынке.

Характеристики ЖРДМТ отечественного и зарубежного производства с обозначением применяемого материала даны в таблицеТаблица 1.

Таблица 1. Характеристики ЖРДМТ.

Таким образом, в условиях развития технологий производства конструкций из композиционных материалов, стремлении разработчиков космических аппаратов и платформ к увеличению массы полезного груза, задача создания ЖРДМТ с камерой сгорания из углерод-керамического КМ является актуальной.

Разработка КС из КМ для ЖРДМТ МАИ-202

Кафедра 202 Московского авиационного института давно ведет работу в области разработки и создания экспериментальных ЖРДМТ . По этой тематике выполнено ряд контрактов, несколько контрактов находятся в работе. В основе конструкции смесительной головки двигателей ЖРДМТ МАИ-202 лежит использование раздельных сваренных между собой пластин компонентов и наличие низкоперепадного завесного слоя с возможностью регулирования его относительного расхода.

В качестве основных ЖРДМТ, для которых разрабатывается КС из КМ, являются двигатели: МАИ-202-200 тягой 200 Н на компонентах АТ+НДМГ (восстановительная завеса), МАИ-202-500-ВПВК тягой 500 Н на компонентах ВПВ (96%) + керосин (окислительная завеса), МАИ-202-200-ОК тягой 200 Н на компонентах газообразный кислород и керосин (окислительная завеса). Степень расширения для всех двигателей 70, давление в КС 9-12 атм.

Для сокращения затрат на производство двигателей камеры сгорания были сделаны из жаропрочного сплава ЭП-202 и ХН60ВТ с защитным антиокислительным покрытием на основе оксида хрома. Максимальная температура стенки КС при испытаниях не превышала 1200 К.

В результате сотрудничества с ОАО «Композит», на основе имеющихся у разработчиков на тот момент технологий по изготовлению подобных изделий , удалось разработать программу по созданию экспериментальных камер сгорания из керамоматричногокомпозиционного материала для указанных выше двигателей.

В таблице 2 приведены характеристики разработанного материала УККМ С-SiC для КС ЖРД в сравнении с традиционным материалом - ниобиевым сплавом 5ВМЦ и аналогичным материалом С-SiC, применяющимся в зарубежных ЖРДМТ.

ОАО «Композит» имеет ряд рецептур и возможности по нанесению оксидных покрытий методом нанотехнологий на поверхность УККМ с целью повышения излучающей способности наружной стенки камеры и отражающей способности внутренней стенки. Эти мероприятия направлены на повышение температур пристеночного слоя продуктов сгорания без повышения температуры стенки КС.

Технология получения керамокомпозитных камер экологически чистая, не требует больших затрат на оснастку и дорогостоящего производственного оборудования, в отличие от зарубежных аналогов. Способ формирования матрицы не вносит повреждений в армирующие компоненты. Реагент МС ранее не применялся для получения конструкционных и материалов и защитных покрытий.

Таблица 2 – Сравнение характеристик разрабатываемого материала для КС ЖРДМТ с характеристиками традиционного материала и зарубежного аналога

Существующая технология формирования матрицы обеспечивает возможность соединения с металлическими законцовками – фланцами за счет формирования металло-композитного перехода, позволяющего обеспечить прочное герметичное крепление керамокомпозитной камеры к металлически частям двигателя - форсуночной головке и сопловому насадку.

При проектировании (рис.Рис. 7) новых камер сгорания выполнялись следующие условия:

сохранение внутреннего геометрического профиля КС и сопла;

применение имеющихся готовых смесительных головок соответствующих двигателей;

сохранение разборной конструкции двигателя в составе основных частей (головки, КС, соплового насадка) для отработки отдельных узлов с возможностью создания неразборной конструкции;

возможность установки штуцера для замера давления в КС при отработке рабочего процесса.

Изготовленные образцы камер сгорания (КС) (рис.Рис. 8) прошли следующие технологические операции:

Формирование каркаса углепластиковых заготовок;

Предварительная механическая обработка;

Карбонизация и высокотемпературная обработка (ВТО);

Формирование окислительностойкой карбидокремниевой матрицы путем газофазного насыщения с использованием метилсилана в качестве исходного реагента ;

Формирование композиционного газоизолирующего покрытия

В результате работ были выявлены и решены ряд проблем:

усовершенствованна технология выкладки выкроек для создания сложного профиля КС с маленькими диаметральными размерами в области критического сечения;

разработаны разъемные соединения камеры со смесительной головкой и соплом из жаропрочной стали.

В настоящее время новые двигатели с обозначением МАИ-202К, где литера К означает применение керамоматричнойкомпозиционной КС в составе ЖРДМТ (рис.Рис. 9), находятся на стадии подготовки к огневым испытаниям.

Помимо снижения массы конструкции и повышения удельного импульса за счет повышения температуры продуктов сгорания, применение композиционных материалов с антиокислительным покрытием позволит в будущем перейти на окислительную завесу с малым расходом, что положительно скажется на эффективности двигателя.

Анализ эффективности применения КМ для камер сгорания ЖРДМТ

Путем повышения температуры продуктов сгорания и рабочей температуры стенки КС за счет изменения смесеобразования и снижения расхода компонента на завесу удается получить высокий удельный импульс при применении КМ в конструкции КС.

На базе огневых экспериментов на двигателе МАИ-202-200 (АТ+НДМГ) был проведен анализ увеличения удельного импульса в случае применения камеры сгорания из КМ . В результате расчетов по экспериментально-теоретической модели теплового состояния ЖРДМТ было показано, что применение нового материала для двигателя МАИ-202-200, выдерживающего температуру 1800 К позволяет достичь удельного импульса в 325 сек. а для двигателя МАИ-202-500-ВПВК удельный импульс составит 326 сек., что на уровне ведущих мировых производителей ЖРДМТ (рис. Рис. 10, Рис. 11).

Результаты расчета показывают, что увеличение удельного импульса апогейного ЖРДМТ на 5 сек увеличивает массу полезного груза на 7 кг для модельного геостационарного спутника массой 4800 кг, что эквивалентно может быть заменено на продление срока службы аппарата . Более подробный анализ выигрыша в массе полезного груза от увеличения удельного импульса ЖРДМТ требует привязки к конкретному аппарату.

Для двигателей МАИ-202-200, МАИ-202-500К-ВПВК готовятся огневые испытания для оценки их энергетической эффективности с керамоматричной композиционной КС. Планируются также исследования композиционных КС в двигателях МАИ-202 при импульсных режимах работы, чтобы доказать работоспособность материала при циклических температурных и механических напряжениях.

Выводы.

На кафедре 202 МАИ совместно с ОАО «Композит» ведется активная разработка ЖРД малых тяг с камерами сгорания из углерод-керамических композиционных материалов. Анализ показывает, что применение КМ позволяет достичь удельного импульса, превышающего отечественные летные образцы, и соответствующего разрабатываемым зарубежным аналогам.

Подробную информацию можно найти на сайте.

Список использованной литературы.

1. Буланов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов: Учеб. для вузов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1998, 516 с.

2. Воробьев А.Г. Математическая модель теплового состояния ЖРДМТ. Вестник МАИ. Т14, №4. Москва. 2007. – С. 42-49.

3. Козлов А.А., Абашев В.М. Расчет и проектирование жидкостного ракетного двигателя малой тяги. Москва, МАИ, 2006.

4. Кошлаков В.В., Миронов В.В. Перспективы применения композиционных материалов в ракетных двигателях. Ракетно-космические двигательные установки: сборник материалов Всероссийской научно-технической конференции. М.: Изд-во МГТУ имени Н.Э. Баумана, 2008. – 10-11 с.

5. Лахин А.В. Процессы получения композиционных материалов и покрытий на основе карбида кремния химическим газофазным осаждением из метилсилана при относительно низких температурах и давлениях: Дис. канд. наук. – Москва, 2006. – 140 с.

6. Павлов С.В., Грачев В.Д., Токарев А.С. Результаты разработки и исследований работоспособности камер сгорания ЖРДМТ из УУКМ // Ракетно-космическая техника, вып. 3 (136). НИИ тепловых процессов, 1992 г. 30-33 c.

7. Солнцев С.С., Исаева Н.В. Керамический композиционный материал теплонагруженных узлов и деталей. Первый межведомственный научно-технический семинар по проблемам низкоэмиссионных камер сгорания газотурбинных установок. Опыт разработки, проблемы создания и перспективы развития низкоэмиссионных камер сгорания ГТУ. 14-16 декабря. Москва, ЦИАМ

8. Солнцев С.С. Высокотемпературные керамические композиционные материалы и антиокислительные ресурсные покрытия. // 75 лет. Авиационные материалы. Избранные труды «ВИАМ» 1932-2007. Под ред. Каблова Е.Н. – М.: «ВИАМ», 2007. – 438 с.

9. Тимофеев А.Н., Богачев Е.А., Габов А.В., Абызов А.М., Смирнов Е.П., Персин М.И. Способ получения композиционного материала. – Патент РФ №2130509 от 20.05.1999, приоритет от 26.01.1998.

10. Astrium.EADS Web Page: /sp/ /SpacecraftPropulsion/BipropellantThrusters.html

11. Kozlov A.A., Abashev V.M., Denisov K.P. ets. Experimental finishing of bipropellant apogee engine with thrust 200 N. 51st International Astronautical Congress. Rio de Janeiro, Brazil. October 2-6, 2000.

Жи́дкостный ракетный дви́гатель (ЖРД) - химический ракетный двигатель , использующий в качестве ракетного топлива жидкости , в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.

Энциклопедичный YouTube

1 / 5

✪ КАК РАБОТАЕТ ДВИГАТЕЛЬ РАКЕТЫ? [ЖРД]

✪ Жидкостный ракетный двигатель РД-191

✪ ракетные двигатели

✪ 🌑 ПАРАДОКС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ или парадоксы ракеты Крутой эксперимент Игорь Белецкий

✪ РДМ-60-5 №36 (НН-Фруктоза-Сорбит-S-Fe2O3 61,4%-25%-8%-5%-0,6%)

Субтитры

История

На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами» , опубликованной в 1903 году . Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Роберт Годдард в 1926 году. Аналогичные разработки в 1931-1933 годах проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера . Эти работы были продолжены в организованном в 1933 году РНИИ, а в 1939 году были произведены лётные испытания крылатой ракеты 212 с двигателем ОРМ-65 .

Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX века добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль , Гельмут Вальтер , Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2 , зенитных «Вассерфаль », «Шметтерлинг », «Рейнтохтер R3». В Третьем рейхе к 1944 году фактически была создана новая отрасль индустрии - ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера , в то время как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.

По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.

В 1957 году в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7 , оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108 , на тот момент самыми мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко . Эта ракета была использована как носитель первых в мире искусственных спутников Земли , первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.

В 1969 году в США был запущен первый космический корабль серии «Аполлон », выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем «Сатурн-5 », первая ступень которой была оснащена 5 двигателями F-1 . F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170 , разработанному КБ «Энергомаш » в Советском Союзе в 1976 году.

В настоящее время ЖРД широко используются в космических программах. Как правило, это двухкомпонентные ЖРД с криогенными компонентами. В военной технике ЖРД применяются относительно редко, преимущественно на тяжёлых ракетах. Чаще всего это двухкомпонентные ЖРД на высококипящих компонентах.

Сфера использования, преимущества и недостатки

Устройство и принцип действия двухкомпонентного ЖРД

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двухкомпонентного двигателя с насосной подачей топлива как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощёнными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Топливная система

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания, - топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) - узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса . Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение тяговооружённости двигателя - отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой - например в двигательных установках ракет-носителей.

На рис. 1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе - с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, - ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, с избытком горючего , чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса , и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³ , что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20 К имеет плотность 0,071 г/см³ . Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего , для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.

Вытеснительная система. При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная, при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давлением наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.

При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9, 10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки - прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10-15 ат . Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т ). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля «Аполлон » - служебной (тяга 9760 кгс ), посадочной (тяга 4760 кгс ), и взлётной (тяга 1950 кгс ).

Форсуночная головка - узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. (Зачастую можно встретить неправильное название этого узла "смесительная головка". Это - неточный перевод, калька с англоязычных статей. Суть ошибки - смешение компонентов топлива происходит в первой трети камеры сгорания, а не в форсуночной головке.) Главное требование, предъявляемое к форсункам - максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через форсуночную головку двигателя F-1 , например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами . За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо - это потеря тяги и удельного импульса . Решение этой проблемы достигается рядом мер:

• Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
• Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя .
• Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой .

Система охлаждения

Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда - свыше 3000 К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема предохранения материальной части ЖРД от высоких температур весьма актуальна. Для её решения существуют два принципиальных способа, которые часто сочетаются - охлаждение и теплозащита .

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются один метод охлаждения совместно с одним методом теплозащиты стенок камеры ЖРД: проточное охлаждение и пристенный слой [неизвестный термин ] . Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения .

Проточное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла тем или иным способом создаётся полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в форсуночную головку проходит один из компонентов топлива (обычно - горючее), охлаждая таким образом стенку камеры.

Если тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, то такая система называется «регенеративной» , если отведённое тепло не попадает в камеру сгорания, а сбрасывается наружу, то это называется «независимым » методом проточного охлаждения.

Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД-ракеты Фау-2 , например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней (т. н. «огневой стенки») и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто прогорала в этих зонах с катастрофическими последствиями.

В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 «Зенит» , РН 11К25 «Энергия»), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана , которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.

Пристенный слой [неизвестный термин ] (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» - занавеска) - это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий преимущественно из паров горючего . Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда в дополнение к этому на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.

Запуск ЖРД

Запуск ЖРД - ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.

Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например гептил /азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми (например кислород/керосин), необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь - это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.

После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.

Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:

• Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
• Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи форсуночной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель - одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
• Пиротехнический воспламенитель. Вблизи форсуночной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом .

Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.

Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.

Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».

Система автоматического управления ЖРД

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

• Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
• Поддержание стабильного режима работы.
• Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
• Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
• Регулирование соотношения расхода компонентов.

Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.
Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис. 1 - позиции 7, 8, 9 и 10).

Компоненты топлива

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов, является удельный импульс , который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В следующей таблице приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

• Плотность , влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из таблицы, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета «Сатурн-5 », первая ступень которой использует компоненты кислород /керосин , а 2-я и 3-я ступени - кислород/водород , и система «Спейс шаттл », в которой в качестве первой ступени использованы твердотопливные ускорители.
• Температура кипения , которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные - охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие - жидкости, имеющие температуру кипения выше 0 °C .
  • Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
  • Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 1950-е годы они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте «Аполлон »: все три ступени ракеты-носителя «Сатурн-5 » используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, - высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота .
• Химическая агрессивность . Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
• Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор , как следует из таблицы выше, как окислитель более эффективен, чем кислород , однако в паре с водородом он образует фтороводород - вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты сам по себе является крупной техногенной катастрофой даже при удачном запуске. А в случае аварии и разлива такого количества этого вещества ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим - водород, за которым следует керосин.

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.

Различают камеры ЖРДМТ, работающие на одно- и двухкомпонентных топливах.

Большей эффективностью и расширяющейся областью применения об­ладают двухкомпонентные ЖРДМТ.

Камеры двухкомпонентных ЖРДМТ. Различают камеры с постоян­ной и переменной площадью проходного сечения смесительной головки, а также однофорсуночные и многофорсуночные камеры.

Камеры с изменяемой площадью проходного сечения называют дрос­селируемыми; обычно такие камеры являются также однофорсуночными.

Камеры с постоянным проходным сечением смесительной головки и несколькими форсунками просты по конструкции, но имеют несколько повышенные значения времени выхода на режим и времени спада тяги в связи с расположением пуско-отсечных клапанов на входе в головку и наличием определенного объема между указанными клапанами и днищем головки; этот объем должен быть возможно меньшим.

В камерах ЖРДМТ применяют как центробежные, так и струйные фор­сунки.

В камерах ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ "Симфония" и КА "Галилей" использована смесительная головка с одной двухкомпонентной центро­бежной форсункой, при этом в камере создается соосная вращающаяся струя компонентов топлива, обеспечивающая конический распыл капель. Форсунка обеспечивает также внутреннее охлаждение стенок камеры путем создания избытка окислителя в пристеночном слое продуктов сгорания.

В камере ЖРДМТ к.т Е-3 (вспомогательный двигатель ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттл") использована одна двухком­понентная форсунка со сталкивающимися струями окислителя и го­рючего. Коллектор головки имеет небольшой объем, что обеспечивает: 1) быстрое заполнение и опорожнение коллектора; 2) сведение к мини­муму изменения характеристик двигателя вследствие насыщения ком­понентов топлива вытесняющим гелием и 3) устраняет большие забросы давления в камере при воспламенении топлива в процессе запуска.

При неизменном давлении в топливных баках и, следовательно, на входе в смесительную головку для изменения тяги камеры ЖРД приме­няют головку с изменяемой площадью впрыска компонентов топлива. Легче всего это обеспечить, если смесительная головка представляет собой единственную двухкомпонентную форсунку, подвижный элемент которой (например, втулка, перемещающаяся по оси головки) одновременно изменяет проходные сечения впрыска для обоих компонентов топлива.

В этом случае в заданном диапазоне изменения тяги перепад давлений на форсунках можно сохранять практически неизменным, что важно для обеспечения качества распыла компонентов топлива и устойчивости рабо­ты камеры. С уменьшением расхода компонентов топлива давление в камере и, следовательно, полнота сгорания топлива снижаются. Такую голов­ку применяли в камере посадочного ЖДР лунной ступени КК "Аполлон"; этот двигатель обеспечивал уменьшение тяги в 10 раз по сравнению с тягой при работе на номинальном режиме.

В двигателях RS-2101C КА "Викинг-75" и R-4D-1l использованы струйные форсунки со сталкивающимися струями окислителя и горю­чего. Форсунки размещаются на единственной окружности, имеющей средний радиус между центром и стенкой камеры сгорания.

При работе ЖРДМТ температура головки камеры должна быть такой, чтобы исключалась возможность вскипания компонентов топлива в ее полости. Для этого между головкой и камерой сгорания часто уста­навливают тонкостенную цилиндрическую перфорированную термоизо­ляционную про ставку. Уменьшение теплового потока в головку и одно­временно увеличение полноты сгорания топлива обеспечивается при из­готовлении смесительной головки из пластины, в которой вытравливают многочисленные топливные каналы, обеспечивающие ее пористое охлаж­дение, и которая обусловливает равномерность и точность поступления компонентов топлива в камеру сгорания.

Головку некоторых камер ЖРДМТ изготавливали из алюминиевых сплавов. Такой материал использовали, в частности, в головке камеры вспомогательных двигателей МА-109 КК "Аполлон" тягой 450 Н. В голов­ке камеры двигателя RS-2101 применяли алюминиевый сплав 2219-Т6. Так как камеру сгорания этого двигателя изготавливали из бериллия, то между головкой и камерой сгорания было поставлено V -образное уп­лотнительное кольцо, покрытое слоем золота, и кольцо из витона.

Головку камеры двигателя R-40 изготавливают из стали и алюми­ниевого сплава, головку камеры ЖРД тягой 1 О и 400 Н ИСЗ "Симфония" и КА "Галилей" - из коррозионно-стойкой стали, а в двигателях R-4D-11

и R-1E-3 - из титанового сплава.

В целях упрочнения при повышенных температурах применяли об­мотку алюминиевого фланца, соединяющего головку с камерой сгорания, стеклотканью с пропиткой фенольной смолой. Однако чаще всего голов­ку соединяют с камерой сгорания сваркой (если стыкуемые стенки из­готовлены из свариваемых материалов) .

В камерах сгорания и соплах камер "ЖРДМТ R-40A, R-4D-11, R-IE-3, R-6C и R·БВ использованы сварные швы. В камерах ЖРД тягой 1 О и 400 Н ИСЗ "Симфония" все соединения выполнены электронно-лучевой сваркой, обеспечивающей высокую герметичность стыков.

Камеры двухкомпонентных ЖРД при непрерывном режиме работы на топливе N 2 О 4 и ММГ при Р а = 40 .. .150 и тяге Р П = 2,2 ... 445 Н обеспе­чивают удельный импульс 1 у.п = 2735 ... 2825 м/с (табл. 8.2). При импульс­ном режиме ЖРДМТ удельный импульс ниже, причем чем меньше время импульса тяги, тем ниже удельный импульс. Время импульса тяги опреде­ляется временем подачи напряжения на топливные клапаны (электро-гидроклапаны}, устанавливаемые на головке камеры, которое называют шириной электрического импульса. При τ min = 6…20 мс удельный импульс ЖРДМТ обычно равен 1860 ... 2350 м/с. Достаточно высокий удельный импульс двигателя R-IE-3 (2350 м/с) при ширине электрического импульса 40 мс обусловлен небольшим объемом внутренней полости смесительной головки.

Секундный расход компонентов топлива имеет чрезвычайно низкие значения. Например, в ЖРД R-6B расходы окислителя и горючего состав­ляют всего 0,5 и 0,3 г/с соответственно.

Конструкция камер ЖРДМТ зависит от метода охлаждения. Исполь­зуют регенеративное, абляционное, внутреннее (пленочное), лучистое и комбинированное охлаждение.

Наиболее эффективным является регенеративное охлаждение, но его реализация в камерах ЖРДМТ весьма затруднительна: при малой тяге и малых давлениях в камере соотношение поверхностной плотности тепло­вого потока и поверхности камеры обусловливает высокую температуру охладителя; к тому же из-за малого расхода охладителя его скорость в охлаждающих каналах оказывается недостаточной для охлаждения стенок камеры. В результате температура стенок камеры и охладителя может возрастать до недопустимых значений, происходят разложение или пленоч­ное кипение охладителя и другие недопустимые явления. В частности, гидразин и горючие на его основе имеют ограничение по температуре во всем объеме из-за возможного разложения.

Камеры с регенеративным охлаждением имеют ограниченную работо­способность на переменной тяге, в частности на самовоспламеняющихея топливах длительного хранения.

Камера ЖРДМТ КА "Маринер-9" имела толстостенную камеру сгора- ния из бериллия С высокой теплопроводностью с внешним проточным охлаждением.

Абляционное охлаждение камер ЖРДМТ обеспечивает простоту их конструкции И минимальный тепловой поток в окружающую среду, но камеры с абляционным охлаждением имеют большую массу по сравнению с камерами, имеющими лучистое охлаждение (из-за достаточно толстого слоя абляционного материала) . Масса камеры с абляционным охлаждением возрастает по закону квадратного корня из времени ее работы. При боль­шом времени работы масса таких камер может стать чрезмерной.

Абляционное охлаждение применяли в ряде ЖРД КК "Аполлон" (во взлетном жрд лунной ступени, тормозных ЖРД, включающихся при подле­те к Земле, и др.), применяют в камере сгорания и сопле основного ЖРД (рис. 8.7) и восьми ЖРД ориентации ступени разделения головных частей МБР М-Х, причем камеру изготавливают из монолитной бериллиевой заго­товки; на внутреннюю поверхность камеры сгорания и сопла наносят слой абляционного материала, причем на сопле последний имеет низкую плотность. Бериллий отличается прочностью и долговечностью, а также не требует покрытия. В качестве абляционного материала используется, в частности, материал на основе фенольной смолы и двуокиси кремния.

Лучистое охлаждение обеспечивает просто ту конструкции и относи­тельно малую массу камеры ЖРДМТ по сравнению с абляционным охлаж­дением, особенно при большом времени работы двигателя. При лучистом охлаждении создается большой тепловой поток в окружающую среду. Это может вызвать повреждения соседних элементов конструкции ЛА, поэтому желательно открытое размещение камеры, а не внутри отсека ЛА. Для камер с лучистым охлаждением характерна высокая температура стенок камеры, что обусловливает необходимость применения тугоплавких ме­таллов (молибдена, вольфрама, тантала и ниобия) и сплавов на их основе. Характеристики и срок службы камер с лучистым охлаждением опреде­ляются выбранными жаропрочными и тугоплавкими металлами и покры­тиями, предотвращающими окисление жаропрочных и тугоплавких металлов при повышенных температурах. При этом покрытия должны обладать достаточно высокой адгезией.

Ограничения температуры стенок достигают также путем подбора соответствующей комбинации смесительной головки и конфигурации камеры сгорания.

Камеру ЖРДМТ МА·109 КК "Аполлон" тягой 441 Н изготавливали из ниобия с силицидным покрытием. на горловину сопла наносили покры­тие из дисилицида молибдена. Для аналогичных камер применяли молиб­деновый сплав, содержащий добавки Тi и Zr, или молибден с покрытием из дисилицида молибдена Мо Si 2 .

Для изготовления сопловых насадков, использующих лучистое ох­лаждение, также применяют тугоплавкие и жаропрочные металлы.

Сопло камеры ЖРДМТ КА "Маринер-9" изготовляли из жаропрочной стали с присадками кобальта, такое сопло во время работы нагревалось докрасна (до температуры примерно 1375 К).

Кроме малой химической стойкости к продуктам сгорания тугоплав­кие металлы являются дорогими материалами, а изготовление из них / камер отличается сложностью вследствие хрупкости указанных металлов. Разработка стойких к окислению покрытий тугоплавких металлов с боль­шим ресурсом представляет собой определенные трудности.

В некоторых случаях покрытие не только защищает поверхность стенки от окисления, но и увеличивает ее излучательную способность, что обусловливает дополнительное снижение температуры стенки. Такими свойствами обладает, в частности, слой окиси алюминия, нанесенный на поверхность стенки из никелевого сплава.

Для создания пленочного охлаждения стенок камеры сгорания и сопла на периферии головки камеры размещают форсунки, создающие присте­ночный слой с избытком окислителя или горючего (последнее применяют чаще). Например, в головке камеры ЖРД R-4D-11 наряду с восемью двух­струйными форсунками со сталкивающимися струями окислителя и горю­чего имеются 16 форсунок для обеспечения пленочного охлаждения.

Пленочное охлаждение окислителем использовалось, как указано выше, для стенок цилиндрической части камеры сгорания ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ "Симфония" и используется для стенок камеры вспомо­гательных ЖРД МБР "Минитмен Ш", для чего тратится горючее (примерно 13 % общего расхода). Стенки последней (а также ее смесительную голов­ку) изготавливают из ниобиевого сплава SCb-291. Выбор этого сплава обусловлен его инертностью по отношению к азотной кислоте, которая мо­жет образовываться при длительном хранении четырехокиси азота.

Камеры с пленочным охлаждением выдерживают высокие значения поверхностной плотности теплового потока и обладают минимальными зна­чениями указанной плотности в окружающую среду. Для таких камер характерны потери, вызванные снижением эффективности горения в при­стеночном слое.

Пленочное охлаждение часто применяют в комбинации с лучистым, при этом камеру изготавливают также нз тугоплавких металлов. Например, у камеры с пленочным охлаждением, выполненной из ниобия, допустимая температура стенок составляет 2030 К.

Специфичное охлаждение применялось для камеры ЖРД RS-2101C КА "Викинг-75". Горючее распылялось на внутренней поверхности стенок сужающейся части сопла, испарялось, отбирая тепловые потоки, распро­страняющиеся по стенке из указанной части сопла к цилиндрической части камеры. Это распространение обеспечивал ось тем, что камеру сгорания изготавливали из бериллия, обладающего очень высокой теплопровод­ностью. В цилиндрической части камеры теплота поглощается испаряющей­ся пленочной завесой, подаваемой в нее со стороны сужающейся части соп­ла. Такое охлаждение называют внутренним регенеративным охлаждением.

Комбинация внутреннего и лучистого охлаждения применена в камере вспомогательного двигателя ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттп", при этом у стенки камеры сгорания и сопла создается слой продуктов сгорания с избытком горючего. Это осуществляется изме­нением угла впрыска части горючего, идущего на пленочное охлаждение. Более крутой угол улучшает охлаждение в зоне стыка распылительной головки и камеры сгорания, что приводит к уменьшению температуры

головки при цикле работы двигателя. Слой термоизоляционного материала с низкой теплопроводностью может работать при температуре стенок камеры сгорания 1700 К. При максимальной температуре стенки в мини­мальном сечении сопла 1285 К обеспечивается ресурс камеры 7,2"105 с. Максимальное время непрерывной работы составляет 125 с.

Максимальная температура стенок камеры ЖРДМТ R-4OA, R-4D-1l, R-1E.3, R-6C и R-6B относительно невысокая (в диапазоне 1313 ... 1563 К). Это позволяет обеспечить достаточные запасы прочности при изготовлении стенок камеры сгорания и сопла из сплавов ниобия и титана.

В камере ЖРДМТ ДУ RSPE, обеспечивающей маневрирование головной части МБР "Минитмен IП", головку, камеру сгорания и сопло изготавли­вают также из ниобия (расчетная температура камеры 2030 К).

В ряде камер используют покрытие R-512A, наносимое методом на­плавления. Оно рассчитано на максимальные температуры 1800 .. .1920 К. Покрытие R -512А представляет собой специальный стеклообразный шеро­ховатый силицидный материал для защиты от окисления и обеспечения продолжительного срока службы. Толщина наносимого покрытия - при­мерно 75 .. .125 мкм; указанную толщину и однородность покрытия необ­ходимо после нанесения измерять с помощью специального датчика (в част­ности, на вихревых точках).

Сочетание ниобиевого сплава С-I03 и покрытия R-512A на внешней внутренней поверхностях камеры основного и вспомогательного двига­теля ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттл" (R-40A и R-lЕ-3) обеспечивает большой запас по ресурсу и надежность для полета ИТКК, а также повышенную пластичность во всем диапазоне температур во время полета.

Внешнюю поверхность камер "Д R-40A и R-1E-3 покрывают термоизоляцией из материала дайнафлекс плотностью 400 кг/м 3 , помещенной внутри титанового корпуса. Указанные ЖРД разме­щены внутри фюзеляжа МТКК "Спейс шаттл", и термоизоляция предохраняет внутренние элемен­ты конструкции корабля от чpeзмерного нагрева из-за пучис­1"ЫХ тепловых потоков, так как она поддерживает температуру внешней поверхности камеры не более 450 К при любых условиях работы на земле и в пустоте.

Для обеспечения температуры камеры вспомогательного ЖРД лунного КА "Сервейер" между циклами работы в диапазоне -17 ... ± 37 °С на большую часть внешней поверхности камеры наносили покрытие золотом.

На рис. 8Я показан ЖРД апо­гейной ДУ ИСЗ "Лисят", камера которого имеет лучистое охлаж­дение.

Комбинация внутреннего и лучистого охлаждения применена в ЖРД R-4D. Часть горючего в избыточном количестве поступает в пристеночный слой, что также улучшает охлаждение в зоне раздела смесительной головки и камеры сгорания. Минимальная температура стенок камеры сгорания при непрерывном режиме работы составляет 1300 К.

Весьма эффективно комбинированное (регенеративное, внутреннее и лучистое) охлаждение камер ЖРД ИСЗ "Симфония" тягой 10 и 400 Н. Особенность охлаждения указанных камер состоит в том, что в камере тягой 400 Н регенеративное охлаждение горючим применено для области горловины сопла, а в камере тягой 10 Н - для нижней части камеры сгорания.

Лучистое охлаждение применено для изготовленных из нимоника горловины и расширяющейся части сопла камер ЖРД тягой 10 и 400 Н ИСЗ "Симфония" .

Максимальное время непрерывной работы камеры тягой 10 Н при стендовых огневых испытаниях превышало 3 103 с. Неизменное тепловое состояние камеры ЖРД тягой 400 Н с указанным выше комбиниро­ванным охлаждением также обеспечивалось при длительной работе (более 10,8 103 с). Почти не наблюдается явление теплового поглощения. При толщине стенки камеры 1;i мм ее теплоемкость невелика. Температура горючего в тракте охлаждения камеры после выключения двигателя повышалась лишь на 1О К.

Сопло камеры основного ЖРД ступени М-Х изготавливают из кевлара.

Некоторые ЖРДМТ могут работать на различных горючих. Например, в двигателе R-4D -11, кроме ММГ, могут использоваться гидразин и аэрозин-50 .

ЖРДМТ (а следовательно, и камеры) могут работать как в импульсном, так и в непрерывном режимах. Импульсный режим используется в основном для маневров управления положением в пространстве и по крену. Особенностью работы в импульсном режиме является относительно малое значение импульса тяги, создаваемое при одном цикле работы, даже если камера развивает относительно большую тягу; это позволяет избежать длительных режимов работы камеры, предъявляющих более жесткие тре­бования к ее охлаждению; кроме того, можно обеспечивать различные значения импульса тяги при постоянной тяге путем изменения лишь времени цикла работы.

Однако импульсный режим работы накладывает ограничения на выбор топлива (отработаны ЖРДМТ многократного включения лишь на само­восппаменяющихся топливах) и, как уже отмечалось, обусловливает снижение удельного импульса камеры.

ЖРД большой тяги при подаче компонентов топлива под давлением наддува баков при неработающих насосах могут развивать тягу, соответ­ствующую тяге ЖРДМТ. Например, при таком режиме работы ЖРД RL-10 обеспечивает тягу 854 Н и удельный импульс в пустоте примерно 4000 м/с.

Значения Кт для топлива N 2 0 4 + ММГ для большинства ЖРДМТ выбирают равными 1,60 ... 1,65 (с допуском ± 0,03 ... 0,05).

Для уменьшения размеров" и массы камеры ЖРДМТ можно увеличить давление р к но высокие давления р к приводят к ужесточению требований к охлаждению, особенно в области горловины сопла.

Для демпфирования ВЧ-колебаний при горении в камере сгорания ряда ЖРДМТ (R40A, R-4D-ll, RS-2101C и др.) на периферии смесительной головки размещаются акустические полости (акустические резонансные демпферы).

С помощью акустических полостей достигается динамическая устой­чивость горения, обеспечивающая почти полную нечувствительность ко всем естественным и искусственно вводимым возмущениям, а также устой­чивую работу камеры в широком диапазоне рабочих условий, включая переходные процессы.

Ряд ЖРДМТ обладает очень большим ресурсом, например, наработка ЖРДМТ R-4D на номинальном режиме может достигать 3,6 106 с. Ресурс вспомогательных двигателей ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттл" также намечено довести до 106 с путем использования усовершенствования технологии камер и методов нанесения, защитных покрытий, а также усовершенствованных методов эксплуатационного обслуживания.

Ресурс камеры зависит не только от используемых конструкционных материалов и покрытий, НО И от выбранных параметров. В частности, по мере снижения температуры продуктов сгорания в камере ее ресурс воз­растает.

Обычно плоскость выходного сечения сопла камер ЖРДМТ перпенди­кулярна их продольной оси. Однако основные и вспомогательные двигате­ли ДУ реактивной системы управления МТКК "Спейс шаттл" утоплены в фюзеляже корабля, и их выходное сечение спрофилировано заподлицо с поверхностью фюзеляжа. Из-за различного положения камер относительно фюзеляжа получается 17 различных углов среза сопел для основных и че­тыре для вспомогательных ЖРД.

Ось сопла камеры ЖРД обычно является продолжением оси камеры сгорания, но сопло может быть расположено под углом (в некоторых случаях под большим углом (до 1000)) к продолжению оси камеры сго­рания; надобность в этом может возникнуть в первую очередь для ЖРД системы курса. По условиям компоновки выходное сечение сопла может иметь прямоугольную форму (например, с соотношением длин сторон, равным двум) .

Камеры однокомпонентных ЖРДМТ. Конструкция и параметры одно­компонентных камер, как и однокомпонентных газогенераторов, зависят от способа разложения топлива. Камеры с каталитическим разложением в CIIIA разрабатывает фирма "Хайес". В камерах с термическим разложе­нием компонент топлива разлагается при контакте с нагретой поверх­ностью, причем наиболее распространены электрические нагреватели. Электронагреватель применен, в частности, в камере разложения ЖРД тягой 0,3 Н фирмы TRW, используемых в ИСЗ связи "Интелсат V".

Осуществимо. разложение гидразина путем постоянной подачи в камеру относительно малого расхода четырехокиси азота, образующей с гидрази­ном самовоспламеняющееся топливо; гидразин разлагается термически под воздействием теплоты, выделяющейся при сгорании части гидразина с четырехокисью азота.

Число форсунок в камерах однокомпонентных ЖРД может быть самым разным - от одной форсунки (например, в ЖРДМТ ДУ ориентации исследо­вательского ИСЗ КНР) до большого числа форсунок. Форсунки таких камер имеют очень малый диаметр сопла. Поэтому при работе двигателя наблюдались случаи сильного уменьшения проходного сечения сопла, вплоть до полного его перекрытия.

Головка камеры может состоять из множества диффузорных капил­лярных трубок. Такая конструкция головки, использованная в двигателе REA 20-4 фирмы "Гамильтон", ограничивает на низком уровне скорость впрыска и обеспечивает равномерное распределение гидразина в пакете канализатора. Благодаря этому увеличивается площадь катализатора, омываемая гидразином, улучшаются динамические характеристики, обес­печивается более плавная работа двигателя и снижается износ пакета. По­верхность головки защищается двойной сеткой, предохраняющей от попа­дания частиц катализатора в головку и клапан, что возможно в результате вибрации или сотрясений двигателя. С этой же целью в ЖРД ИСЗ связи "Интелсат IV А" (тяга 24,5 Н) форсунки закрыты тонкой сеткой. Для ка­мер ЖРД очень малых тяг (0,1 ... 0,4 Н) можно газифицировать гидразин перед подачей его в камеру (нормальная температура кипения гидрази­на 387 К).

Пакет катализатора необходимо надежно фиксировать в полости камеры разложения для исключения уноса частичек катализатора (рис. 8.9), причем используемые материалы элементов конструкции должны быть стойкими по отношению к нитрации. В частности, пакет катализатора ЖРД ИСЗ "Интелсат IV А" размещается в двойной сетке из платинового сплава.

Пакет катализатора двигателя REA 204 разделен на две секции пер­форированным экраном. В верхней секции используется мелкозернистый катализатор "lIIелл-405", что обеспечивает быстрое разложение гидразина и устойчивый режим работы двигателя. Для снижения гидравлического сопротивления пакета катализатора в нижней секции размещается крупно­зернистый катализатор "Шелл 405 " .

Катализатор обладает при пониженных температурах недостаточной активностью. Кроме того, время выхода на режим получается завышенным, так как сначала выделяющаяся теплота затрачивается на нагрев катализа­тора и стенок камеры. В ряде двигателей, в том числе в ЖРД REA 204, используют электрообогреватель пакета для поддержания температуры, исключающей разрушение пакета, связанное с холодным запуском двига­теля. В указанном двигателе применены два нихромовых электронагре­вательных элемента (N = 3,8 Вт; V = 28 В), помещенных в корпус, выпол­ненный из инконеля 600. Разогрев пакета катализатора может произво­диться в течение достаточно длительного времени - до 30 мин.

Для улучшения прочностных характеристик гранул катализатор под­вергают специальной интенсивной обработке, обеспечивающей их большую сферичность; используют, в частности, гранулы околосферической формы диаметром 0,6 мм с коэффициентом сферичности примерно 0,75 (этот коэффициент равен отношению площади поверхности сферы к площади поверхности гранулы катализатора). Достаточно плотное заполнение каме­ры обеспечивается на электродинамическом вибраторе.

Решающее значение для. расчета диаметра камеры разложения имеет ее расходонапряженность, которую обычно выбирают равной 0,75 .. .3,5 г/(см 2 с).

Ниже приведены типичные значения параметров гидразиновой камеры тягой 10 Н: расходонапряженность 3,5 г/ (см 2 с); 1 "1. П = 2256 м/с; р к = = 1,5 МПа; "Р] = 0,95; v = 4,7 см" /с; размер гранул 0,6 мм; коэффициент их сферичности 0,75; D K = 13 мм; L K = 16,3 мм; d * = 2,23 мм; перепад давлений на капиллярной распылигельной головке 0,4 МПа; перепад давле­ний на пакете катализатора 0,25 МПа.

Пакет катализатора камер ЖРДМТ КА подвергается воздействию окружающего вакуума.

В камерах ЖРДМТ обычно применяют профилированные сопла. Про­филированное сопло применено, в частности, в камере ЖРДМТ REA 204; оно укороченное, с минимальной площадью поверхности. Форма сопла оптимизирована с учетом обеспечения максимального импульса при мини­мальных значениях длины и массы. Толщина стенки сопла по длине умень­шается до минимального значения к выходному, что обеспечивает умень­шение массы при достаточной прочности.

Для термоизоляции топливного клапана от тепловых потоков камеры его фланец соединяется с камерой тонкой перфорированной проставкой и, кроме того, гидразин подается от клапана к головке по тонким капиллярным трубкам. Дополнительно тепловые потоки от капиллярных трубопроводов и проставки воспринимаются фланцем крепления двигателя.

Достигнуты следующие максимальные значения гидразиновых камер: а 560 Н и более; удельный импульс 2300 м/с; число циклов работы 5∙10 5 ;суммарное время работы 1,5 105 с; суммарный импульс тяги 5,5 МН· с. Время непрерывной работы некоторых гидразиновых двигателей (например, ЖРД REA 20-4) вообще не ограничено. В CIIIA разраба­тываются гидразиновые ЖРД с числом циклов работы 10 6 при суммарном импульсе тяги 0,89 МН· с, при этом основной проблемой является терми­ческая усталость материалов.

Однокомпонентные ЖРДМТ в отличие от двухкомпонентных не имеют ограничений по нижнему уровню тяги. Одно из наименьших значений и - 0,212 Н - имеет камера ЖРД, используемого в КА, который пред­назначен для полетов к внешним планетам Солнечной системы.

Еще меньшую тягу можно получить при использовании испаряющегося пропана. Такая система, предназначенная для обеспечения высокой точнос­ти ориентации наряду с гидразиновой ДУ, используется в ИСЗ "Экзо­" Западноевропейского космического агентства, запущенном в 1983 г., чем тягу можно изменять в диапазоне 30 .. .50 мН.

С целью повышения удельного импульса примерно на 30 % в некото­рых ДУ ИСЗ применяют эпектроподогрев продуктов разложения. Указанное повышение объясняется тем, что в ЖРДМТ, работающих в импульсном:име, значительная часть теплоты, выделяемой при разложении гидразина, ­затрачивается на нагрев катализатора и стенок камеры, а в ЖРД с терми­ческим разложением гидразина и электроподогревом камеры разложения вся теплота, выделяемая при разложении, идет практически только на разгон продуктов разложения.

­ В четырех ЖРД тягой 0,3 Н фирмы TRW ИСЗ "Интелсат У" продукты разложения поступают в дополнительную камеру, где они проходят через ревой электронагреватель, в результате этого температура продуктов разложения перед поступлением в сопло повышается до 2200 К. Так как указанный двигатель включается редко (примерно один раз в месяц), то него не требуется дополнительных солнечных батарей. Питание электронагревателей (в том числе и электронагревателя пакета катализатора) осуществляется от основных солнечных батарей, при этом ток силой 15 А подается к электронагревателям через отдельную шину батареи. Средний удельный импульс указанной камеры достигает 2900 м/с. Экономия массы гидразина в результате электроподогрева продуктов разложения состав­ляет примерно 20 кг.

Четыре аналогичных ЖРД фирмы "Рокит рисеч" по 0,36 Н применяют ИСЗ GТЕ "Г Стар", GТЕ "Спейснет" и ASC. Указанные ЖРД также обес­печивают суммарный импульс тяги до 311,5 кН с. Двигатели в составе ИСЗ работают только на режиме с постоянной тягой и используются для поддержания ориентации ИСЗ север-юг. Такие ЖРД прошли проверку за ИСЗ "Сатком" IR и IIR, на которых они наработали более 6,12 10 4 с. Хотя на ИСЗ установлено четыре ЖРД с электроподогревом продуктов разложения, для каждого маневра используются только два из них (два других двигателя являются резервными).

Разрез ЖРД с электроподогревом продуктов разложения показан на рис. 8.10. В составе двигателя можно выделить следующие узлы: топлив­ный клапан с электроподогревателем; камера разложения с газоотводящей трубкой; электроподогреватели пакета катализатора с тепловыми экра­нами; блок электроподогревагеля продуктов разложения; блок теплообменников с лучистыми и тепловыми экранами и монтажный узел для крепления указанных выше узлов и блоков.

Пакет катализаторов указанных двигателей аналогичен пакету стан­дартного гидразинового ЖРД тягой 0,89 Н (12 таких двигателей входят в ДУ этих же ИСЗ), разработанного для программы "Вояджер" и исполь­зуемого в настоящее время на всех ИСЗ фирмы RCA.

Камера разложения имеет конический золоченый тепловой экран.

Сопло заменено газоотводящей трубкой, подсоединенной к тепло­обменнику.

Он состоит из двух концентрических цилиндрических секций с осевы­ми элементами, направляющими поток к коническому соплу. В централь­ной части теплообменника размещен электроподогревагель продуктов разложения. Он снабжен лучистыми экранами для предотвращения тепло­вых потоков в осевом направлении. Лучистые тепловые потоки от электро­нагревателя достигают внутренней секции теплообменника. Продукты раз­ложения, омывающие эту секцию, поглощают теплоту с соответствующим повышением их температуры. Теплообменник имеет ряд экранов, предот­вращающих утечки теплоты в окружающую среду.

Указанные камеры в случае выхода из строя электродвигателя продук­тов разложения работают в режиме разложения гидразина в присутствии катализатора.

Ресурс работы однокомпонентных ЖРДМТ очень большой, он снижает­ся лишь при использовании электронагревателей, которые имеют ограни­ченный ресурс.

Гидразиновые ЖРДМТ широко применяют в ДУ ориентации КА и ИСЗ.

Такие двигатели обычно работают в режиме коротких по времени (до 7 .. .10 мс) импульсов и поэтому процессы в камере и других узлах таких двигателей являются нестационарными.

В качестве материалов камер однокомпонентных ЖРДМТ обычно выбирают жаропрочные сплавы, так как при этом материалы должны выдерживать высокую температуру и сложное воздействие газообразных продуктов (в частности, нитридов) разложения гидразина в течение дли­тельного времени; например, камеру ЖРД ИСЗ "Интелсат N А" изготав­ливают из кобальтового сплава I -605.

Применяют также сплав "Хастеллой-В", коррозионно-стойкую сталь и другие материалы. Камеру ЖРДМТ КА, предназначенного для полета к внешним планетам Солнечной системы, намечено изготовить из алюми­ния, анодированного для уменьшения отражения солнечного излучения.

Запас прочности при проектировании камер ЖРДМТ выбирают равным полтора, а разрушающее давление - вдвое больше максимального рабочего давления.

Изготовление камер ЖРДМТ отличается относительной сложностью из-за малого диаметра минимального сечения сопла (0,8 мм и менее); в частности, достаточно сложно обеспечить с высокой точностью плавный переход от сужающейся части сопла к расширяющейся.

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги предназначен для использования в составе ракетных блоков космического применения. В камеру сгорания двигателя вводится смесительный элемент с реакционной внутренней полостью и закручивающим газообразный компонент шнеком, выполненным на его внутренней поверхности. В воспламенительном устройстве, установленном перед смесительным элементом, расположена полость подачи горючего с отверстиями впрыска горючего. На выходе смесительного элемента, на его наружной поверхности установлена втулка, образующая с корпусом смесительного элемента полость закручивания потока горючего, в ней имеются тангенциальные отверстия горючего. Выход полости закручивания горючего в основную камеру сгорания пережат кольцевым выступом, выполненным во втулке. В способе запуска такого ракетного двигателя предусматривается после достижения установившейся первоначально величины давления в основной камере сгорания выключение подачи горючего в предкамеру и переключение всего массового расхода горючего в основную камеру сгорания. Изобретения позволяют увеличить полноту сгорания в камере удельный импульс тяги двигателя, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. 2 с.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области жидкостных реактивных двигателей, применяемых в ракетной технике, в составе ракетных блоков космического применения, к которым предъявляются жесткие требования экономии массы и энергопотребления, поскольку, вывод на орбиту лишней массы конструкции и источников энергии связан с большими экономическими затратами. Такие двигатели должны многократно запускаться на орбите в условиях глубокого вакуума космического пространства. Это могут быть двигатели малой тяги (ЖРДМТ) с малыми расходами компонентов несамовоспламеняющегося топлива. Изобретение может быть использовано в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики. Известен жидкостный ракетный двигатель малой тяги (ЖРДМТ) (см. "Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей"/ Под ред. Г.Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, стр.159, рис.8.8), содержащий основную камеру сгорания с магистралями подвода окислителя и горючего, с пускоотсечными клапанами. Компоненты топлива воспламеняются при смешении их потоков в камере. Недостатком такого устройства двигателя малой тяги является то, что он предназначен только для работы на самовоспламеняющихся компонентах топлива. Известен также жидкостный ракетный двигатель, принятый за прототип (см. патент ФРГ 1264870 М.кл. F 02 K 9/02), содержащий основную камеру сгорания и предкамеру, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру, магистраль подвода горючего в основную камеру, воспламенительное устройство. Недостатком такого решения, с точки зрения его применимости для двигателя малой тяги, является то, что данное устройство двигателя, включающее, кроме перечисленных узлов, две турбины, три насоса и сложную пневмогидравлическую схему, громоздко и тяжело и не предусматривает существенного изменения расходов одного из компонентов между основной камерой сгорания и предкамерой - изменение расходов возможно только в пределах регулирования (не более 10%). Поэтому это решение не применимо для двигателя малой тяги, имеющего соотношение расходов между основной камерой и предкамерой, близкое к единице. Известен способ запуска жидкостного ракетного двигателя (см. "Основы теории и расчета жидкостного ракетного двигателя" /Под ред. В.М. Кудрявцева, М. , Высшая школа, 1975, стр.462, рис. 13.23), осуществляющий ступенчатый запуск ЖРД, включающий предварительную подачу окислителя в основную камеру сгорания и подачу горючего в основную камеру сгорания с одновременным воспламенением смешивающихся потоков. При этом ступенчато, по времени, увеличиваются суммарный расход компонентов топлива и давления в камере. Такой способ запуска исключает заброс давления в камере по сравнению с полной первоначальной подачей компонентов. Способ применяется, например, для двигателей первых ступеней ракет-носителей с тягой в несколько десятков тонн и с давлением в камере несколько десятков атмосфер при нормальном атмосферном давлении в камере в момент запуска, и больших суммарных расходов топлива. Применение такого способа запуска практически невозможно для двигателей малой тяги с малыми расходами компонентов, поскольку существенное уменьшение расхода одного из компонентов (т.е. ступенчатая подача) и так при очень малых расходах не обеспечивало бы надежного воспламенения при давлении в камере, много ниже атмосферного, резко ухудшило бы интенсивность смешения компонентов и понизило бы полноту сгорания и удельную тягу. Кроме того, условия запуска ЖРДМТ в космосе при низком давлении в камере сами по себе не требуют ступенчатого запуска с изложенной точки зрения. Известен способ запуска ЖРД, принятый за прототип, реализованный схемой, приведенной на рис.4.7, стр.77, в книге "Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей"/Под ред. Г.Г. Гахуна, М., Машиностроение, 1989, включающий подачу пусковых порций окислителя и горючего в предкамеру ЖРД с одновременным зажиганием компонентов топлива электрической свечой. Образующаяся струя продуктов сгорания воспламеняет основные компоненты, поступающие в камеру сгорания. Недостаток такого способа запуска - прототипа заключается в том, что в нем суммарный расход компонентов через основную камеру сгорания (более нескольких кг/сек), и относительно малые количества пусковых компонентов в предкамеру, составляющие менее 1% от суммарного расхода, приводят к тому, что влияние полноты сгорания топлива в предкамере на энергетические характеристики камеры сгорания (удельную тягу, расходный комплекс и др.) ничтожно мало. Применение такого способа запуска оправдано для двигателей большой тяги и практически не применимо для ЖРДМТ, в которых соотношение расходов компонентов в основную камеру и предкамеру близко к 1.0. Одновременная работа предкамеры и основной камеры в этом случае приводит к значительным потерям в удельной тяге двигателя, поскольку полнота сгорания в предкамере мала. Задачей настоящего изобретения является увеличение полноты сгорания ( к) и увеличение удельного импульса ЖРДМТ, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Задача выполняется конструктивным решением ЖРДМТ и способом его запуска. 1. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий основную камеру и предкамеру, воспламенительное устройство, магистрали подвода горючего и окислителя в предкамеру и магистраль подвода горючего в основную камеру сгорания, в котором в предкамеру вводится смесительный элемент с реакционной внутренней полостью и шнеком, выполненным на его внутренней поверхности, в воспламенительном устройстве, установленном перед смесительным элементом, расположена полость подачи горючего, соединенная с магистралью подвода горючего в предкамеру, на выходе смесительного элемента, на его наружной поверхности установлена втулка, образующая с корпусом смесительного элемента полость закручивания потока горючего, которая соединена тангенциальными каналами, выполненными во втулке, с магистралью подвода горючего в основную камеру сгорания, при этом выход полости закручивания горючего в основную камеру сгорания пережат кольцевым выступом, выполненным во втулке, магистраль подвода окислителя соединена с коллектором, расположенным перед входом в шнек смесительного элемента со стороны основной камеры сгорания. 2. Способ запуска жидкостного ракетного двигателя по п.1, включающий подачу окислителя в предкамеру и последующую подачу горючего в предкамеру с одновременным зажиганием компонентов топлива, в котором после достижения установившейся первоначальной величины давления в основной камере сгорания подачу горючего в предкамеру прекращают и осуществляют подачу горючего в основную камеру сгорания, при этом массовый расход горючего в предкамеру до прекращения его подачи равен массовому расходу горючего в основную камеру сгорания после достижения установившейся окончательной величины давления в основной камере сгорания. Технический результат нового ЖРДМТ и способа его запуска состоит в увеличении полноты сгорания в камере (увеличение коэффициента камеры - к, в увеличении удельного импульса тяги двигателя - I, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Технический результат достигается введением новых элементов и их выполнением, т. е. смесительного элемента со шнеком на его наружной поверхности, втулки с тангенциальными отверсиями, полости закручивания горючего с кольцевым выступом для пережатия его выходного сечения, полости подачи горючего под воспламенительным устройством. Шнек расположен в тракте подачи газа-окислителя и закручивает поток газа в реакционной полости и полости подачи горючего за воспламенительным устройством. После протекания газа-окислителя через шнек в реакционной полости образуется закрученное течение с интенсивностью закрутки, превышающей критическую. Из-за этого в закрученном течении окислителя образуется приосевая вихревая зона циркуляционного течения (обратный ток), газодинамические параметры и параметры турбулентности которой благоприятны для смешения газообразного окислителя с горючим, впрыскиваемым как в полость подачи горючего за воспламенительным устройством - в предкамеру, так и в основную камеру через полость закручивания горючего для смешения горючего и окислителя на выходе из смесительного элемента, (см. А. Гупта, Д. Лилли, Н. Сайред, "Закрученные потоки". Мир, Москва, 1987). Интенсивное смешение горючего с закрученным потоком газообразного окислителя в реакционной полости и полости подачи горючего за воспламенительным устройством обеспечивает поступление топливной смеси в воспламенительное устройство на запуске и надежный запуск двигателя. При подаче всего расхода горючего в предкамеру - при впрыске горючего в приосевую циркуляционную зону, как показывает опыт исследований и эксплуатации, полнота сгорания топлива неприемлемо мала, особенно при низкой - "комнатной" температуре газа-окислителя. Как было установлено, потери тепловой энергии при такой организации горения составляют около 30% от всей энергии, запасенной в топливе. Таким образом, при работе камеры, имеющей смесительную головку с впрыском горючего только в полость подачи горючего за воспламенителем значение к не превышает 0,7. Причиной малоэффективного горения топливной смеси в этом случае считается интенсивное подмешивание к ней циркуляционным потоком в приосевой зоне обратного тока охлажденных продуктов сгорания из основной камеры. Из-за этого сгорание топливной смеси, забалластированной продуктами сгорания, происходит при недостаточном количестве окислителя, и к тому же часть выделяющейся тепловой энергии затрачивается на нагрев подмешанных холодных продуктов сгорания. В противоположность этому впрыск горючего в основную камеру сгорания через полость закручивания горючего и взаимодействие потоков горючего и окислителя на входе в камеру сгорания (окислитель из реакционной полости и горючее из полости закручивания) приводит к непосредственному и интенсивному смешению и сгоранию компонентов топлива в благоприятных условиях, при повышенных значениях масштаба и интенсивности турбулентности. Опыт использования такого вида смешения показывает, что при такой организации горения достигается практически полное сгорание смешивающихся компонентов топлива ( к = 1). Интенсивному смешению потока окислителя и горючего на выходе в камеру сгорания способствует введение пережатия выходного сечения полости закручивания горючего кольцевым выступом. Из-за этого закрученный поток горючего приближается к закрученному потоку газа, истекающему из реакционной полости. Тем самым интенсифицируется эжекция потока горючего потоком газа-окислителя, т.е. интенсифицируется смешение. Для увеличения полноты сгорания ( к) камеры такого устройства на стационарном режиме работы - при установившемся давлении продуктов сгорания в камере необходимо исключить подачу горючего в предкамеру, т.е. исключить смешение горючего с окислителем в реакционной полости - в зоне обратного тока. Это достигается прекращением впрыска горючего в полость подачи горючего за воспламенительным устройством и переключением всего расхода горючего в основную камеру сгорания через полость закручивания горючего. При впрыске всего расхода горючего в полость подачи горючего за воспламенительным устройством в вихревую зону закрученного течения, как отмечалось выше, к1 = 0,7. При выключении этого расхода горючего и переключении его в основную камеру сгорания через полость закручивания горючего обеспечивается практически полное сгорание смешавшихся компонентов топлива, ( к = 1). Увеличение полноты сгорания к, а следовательно, и относительный прирост удельного импульса тяги - I при этом составит I = к = 1- к1 = 0,3. Если, например, на запуске двигателя с точки зрения надежного запуска необходимо подавать горючее как в полость горючего под воспламенительным устройством, так и в основную камеру через полость закручивания, то прирост полноты сгорания к и относительный прирост удельного импульса, I могут быть определены по формуле I = к = 1-[(0,7+)/(+1)], (1) где = m гг /m гв, m гг - массовый расход горючего в полость закручивания горючего, m гв - массовый расход горючего в полость подачи горючего за воспламенительным устройством. Формула (1) получена из условия, что образуется двухслойное кольцевое течение, во внутреннем слое которого к1 = 0,7, а во внешнем к2 = 1. Значения I, к, рассчитанные по формуле (1), приведены на фиг.2, из которой видно, что влияние низкой полноты сгорания во внутреннем слое - в реакционной зоне заметно даже при значении = 10, т.е. при значении массового расхода горючего через полость подачи горючего под воспламенительным устройством, составляющем около 10% от расхода горючего в основную камеру сгорания. Таким образом, даже в этом случае I = к = 2,8% , и имеется основание выключать подачу горючего в предкамеру после достижения в основной камере установившегося предварительного уровня давления продуктов сгорания. Суть изобретения поясняется:
фиг.1, на которой изображен общий вид ЖРДМТ,
фиг.2, на которой изображена зависимость I, к от .
ЖРДМТ включает в себя основную камеру сгорания (1), к оболочке которой (2), присоединяется предкамера (3) с воспламенительным устройством (4). В предкамере (3) расположен смесительный элемент (5) и втулка (6), выполненные, например, из меди М-1. После соединения, например, путем пайки, между внешней поверхностью смесительного элемента (5) и внутренней поверхностью втулки (6) образуется полость закручивания горючего (7). Во втулке (6) выполняются тангенциальные отверстия (8) и кольцевой выступ (9). Внутри смесительного элемента (5) расположена реакционная полость (12), а на внешней поверхности шнек (13). Перед шнеком (13), между внешней поверхностью смесительного элемента (5) и корпусом предкамеры (14) образуется коллектор подвода окислителя (15). К нему присоединен подводящий трубопровод газа-окислителя (16). Перед смесительным элементом (5) с зазором по отношению к нему (17) установлено воспламенительное устройство (4), содержащее полость подачи горючего (18) в предкамеру (3). Перед дозирующими отверстиями горючего (19) располагается коллектор (20) и трубопровод (21) для подачи горючего в предкамеру (3). Способ запуска ЖРДМТ реализуется предложенным устройством в следующей последовательности действий. - На запуске подают газообразный окислитель в предкамеру (3); при этом на подводящем трубопроводе (16) открывают пускоотсечной клапан (на фиг.1 не показан), и газообразный окислитель поступает в коллектор (15) и закручивается шнеком (13). - После этого в цилиндрическом канале реакционной зоны (12) возникает закрученное течение газа с осевой вихревой зоной обратного тока, которое распространяется и в полость подачи горючего (18). - После этого жидкий компонент - горючее впрыскивают только в предкамеру (3) из трубопровода (21) и коллектора (20) через отверстия (19) в полость подачи горючего (18). - В полости подачи горючего (18) горючее смешивается с закрученным потоком газа-окислителя, в результате чего образуется топливная смесь, которая распространяется как в воспламенительное устройство (4), так и в реакционную полость (12). - При работе воспламенительного устройства (4) топливная смесь в реакционной полости (12) загорается, и в основную камеру истекают высокотемпературные продукты сгорания. - После предварительного установления давления в основной камере (1) поступление горючего в предкамеру (3) прекращают, путем, например, закрытия пускоотсечного клапана (на фиг.1 не показан) на подводящей магистрали горючего (21). - Тот же массовый расход горючего подают в основную камеру (1) через полость закручивания горючего (7). Для этого на подводящем трубопроводе (11), например, открывается клапан (на фиг.1 не показан), и горючее через коллектор (10), тангенциальные отверстия (8) и полость закручивания горючего (7) поступает в основную камеру (1). При этом закрученный поток горючего отклоняется кольцевым выступом (9) в направлении потока газа-окислителя, истекающего из реакционной полости (12) предкамеры (3). После этого давление в основной камере сгорания увеличивается вследствие увеличения полноты сгорания ( к) при переходе на более эффективную организацию смешения и сгорания компонентов топлива на выходе из реакционной полости (12) предкамеры (3) и окончательно устанавливается. Останов двигателя осуществляется прекращением подачи горючего в основную камеру (1), для чего закрывают клапан на трубопроводе (11). После этого прекращают подачу газа-окислителя в предкамеру (3), например, закрытием клапана, установленного на трубопроводе (16). Таким образом, предложенное устройство ЖРДМТ и способ запуска с переключением массового расхода жидкого компонента - горючего из предкамеры в основную камеру после набора установившегося предварительного уровня давления позволили решить поставленную задачу - достичь увеличения полноты сгорания, а следовательно, и увеличения удельного импульса тяги двигателя при работе его на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.