Виды ракетных двигателей схема

Основные типы ракетных двигателей

Учебно-методическое пособие

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

Одобрено

от «___»_________2010 г.

Аннотация

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

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

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

Содержание

Аннотация 2

Содержание 3

Принятые сокращения 4

1 Основные типы ракетных двигателей 5

2 Основные типы ракетных двигательных установок 12

3 Требования к ракетным двигательным установкам 16

Контрольные вопросы 20

Принятые сокращения

ЖРД – жидкостной ракетный двигатель

КТ – компонент топлива

КРТ – компонент ракетного топлива

РД – ракетный двигатель

РДТТ – ракетный двигатель твердого топлива

РДГТ – ракетный двигатель гибридного топлива

ТНА – турбонасосный агрегат

Основные типы ракетных двигателей

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

Рисунок 1 — Классификация ракетных двигателей

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

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

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

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

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

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

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

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

Читайте также:  Схема судового главного двигателя

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

Рисунок 4 — Солнечный ракетный двигатель:

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

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

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

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

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

Рисунок 5 — Камера ядерного ракетного двигателя:

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

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

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

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

этого используются электроны рабочего тела, которые освобождаются

Рисунок 6 — Газо­вый ракетный двигатель:

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

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

Рисунок 7 — Электростатический ракетный двигатель:

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

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

б) по ресурсу — одноразового и многоразового использования;

в) по количеству включений — однократного и многократного включения;

Источник

Как устроены ракетные двигатели (3 минуты чтения и все понятно)

Двигатели космических ракет тема широко обсуждаемая. Но не все читатели и комментаторы, в общем-то, представляют, как они устроены. Небольшой и короткий ликбез, да еще и с примерами.

Читайте также:  Двигатель k7j тех характеристика

Отличие от авиационных, автомобильных и других.

Их много. Но для целей этой статьи важно одно. Ракетным двигателям для работы нужно не только горючее, но и окислитель.

Нам кажется привычным – залил бензин (горючее) в бензобак и поехал. С ракетой так не получится. Автомобильные, авиационные, судовые и другие двигатели работают в условиях плотной кислородсодержащей (окислитель) атмосферы Земли.

Кислород, как известно, необходим для поддержания горения. Ракета плотные слои атмосферы преодолевает в течение короткой стадии полета, сразу же после старта. Поэтому, взять кислород для работы своих двигателей из атмосферы ракета она не может. И поэтому ее заправляют не только горючим , но и окислителем , как правило, кислородом.

Итак, ракетное топливо двухкомпонентное .

Само горючее , как правило это:

Почему «окислитель»? Потому что горение, это и есть химическая реакция окисления, сопровождающаяся высокой скоростью реакций и выделением теплоты и света. (Кстати, образование ржавчины, тление и многие другие процессы также являются окислением, только не столь быстрым)

Есть топливные пары без кислорода. Например, гептил (горючее) – тетраоксид диазота (окислитель). Такая пара используется в двигателях ракет семейства «Протон». Гептил очень токсичен.

Виды движения в атмосфере

Может показаться, что с этого следовало начать статью. Может быть.

Чтобы добраться до космоса, «нужно пролететь атмосферу». Итак, есть несколько видов движения в атмосфере:

Это движение тела в пространстве под действием внешних сил. Снаряды и пушечные ядра, боеголовки баллистических ракет и так далее – все это баллистическое движение. «Вагон-снаряд» отправленный на Луну французским писателем Жюлем Верном в научно-фантастическом романе «Из пушки на Луну», также.

Для создания подъемной силы используется заключенный в оболочке газ (или нагретый воздух) с плотностью меньшей, чем плотность окружающего воздуха.

Воздушные шары, аэростаты, дирижабли — все это летательные аппараты легче воздуха. Американская компания World View собиралась отправлять таким образом туристов в «ближний космос» (какой хороший маркетинговый термин), то есть на высоту 30 километров.

Подъемная сила создается крылом самолета благодаря поступательному движению летательного аппарата, которое сообщает ему силовая установка — авиационный двигатель.

И наконец, Реактивное движение

Ракетные двигатели — это реактивные двигатели.

Под реактивным движением тела понимают такое движение, которое возникает при отделении от тела (ракеты) некоторой его части (горячие газы из сопла двигателя под высоким давлением) с определенной скоростью относительно него.

Таким образом, ракетный двигатель выбрасывает массу (горящее топливо) в одном направлении, а сам движется в противоположном. Процесс горения ускоряет массы топлива так, что они выходят из сопла ракеты на высокой скорости.

Это были принципы, теперь к устройству.

Начнем с простого

В жидкостных ракетных двигателях топливо и окислитель находятся в жидком состоянии в двух раздельных резервуарах. По трубопроводам они попадают в камеру сгорания. Здесь они перемешиваются и сгорают, создавая поток горячих газов с высокой скоростью и давлением. Эти газы проходят через сопло, которое еще больше их ускоряет, а после выходят, образуя реактивную тягу.

Кажется все просто? На самом деле нет!

Первая инженерная задача

Здесь и далее последовательность задач дана только для упрощения объяснения.

Ввиду высокой температуры горения, и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя. Стенки камеры двигателя и сопло нужно охлаждать.

Но чем? Нужно максимально простое решение, чтобы не усложнять двигатель и не увеличивать его вес.

Самое распространенное: охлаждать одним из компонентов топлива, как правило, это горючее. В стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой части сопла создаются полости («рубашка охлаждения»), через которые перед поступлением в форсуночную головку камеры сгорания проходит горючее. Таким образом, холодная жидкость сначала циркулирует вокруг перегретых частей двигателя, чтобы охладить их, а затем попадает в камеру сгорания.

Компоненты топлива во многих случаях охлаждаются до более низких температур. Это позволяет повысить их плотность и поместить большее количество топлива в топливные баки. Даже керосин. Например, в Falcon 9 керосин охлаждается с 21 °C до −7 °C. Пр этом его плотность увеличивается на 2,5 %.

Вторая инженерная задача

Компоненты топлива сами в камеру сгорания не будут поступать. Нужны насосы. Они будут создавать высокое давление, чтобы преодолеть давление, которое создает в камере сгорания сжигаемое топливо.

Читайте также:  Как проверить мегаомметр на исправность асинхронного двигателя

Но нам снова, нужно чтобы двигатель и ракета были максимально простыми и легкими (насколько это можно). Решение нашлось. Часть топлива используется для работы насосов. Оно подается в небольшую камеру «предварительного» сгорания – газогенератор. Горячий газ из нее приводит в действие турбину, она – приводит в действие топливные насосы. Турбина одна. Насосов два – на одном валу.

Что дальше?

Что делать с топливом, которое прошло через газогенератор. Его после раскручивания турбины можно сбрасывать наружу. Именно так устроен двигатель Merlin (кислородно-керосиновый), используемый SpaceX на ракетах Falcon 9. Это, так называемая открытая схема.

Схема проста, но недостаточно эффективна. В создании тяги ракетного двигателя топливо, прошедшее через газогенератор, напрямую не участвует, а место в ракете занимает.

Можно его дожигать в камере сгорания. Как, например, в РД-180 (кислородно-керосиновый), который покупают у нас американцы для установки на первую ступень ракет семейства «Атлас» начиная с Atlas III.

Двигатель РД-180 это практически все самые известные космические миссии, которыми так гордится NASA: миссия к Плутону «Новые горизонты», миссия к Луне LRO и Марсу MRO, миссия к Юпитеру «Юнона», «Обсерватория солнечной динамики», «Марсианская научная лаборатория» (Curiosity), марсианский геолог и InSight, полет за грунтом астероида Бенну (OSIRIS-REx) аппарат для исследования атмосферы Марса MAVEN и многое другое.

Это схема называется закрытой. Горячий газ вначале вращает турбину турбонасосного агрегата, а затем подается в камеру сгорания, эффективно участвуя в создании тяги ракетного двигателя. Топливо не пропадает и полностью участвует в создании тяги. Такой двигатель гораздо сложнее. В двигателе закрытой схемы можно пропустить больше газа через турбонасосный агрегат, а значит, больше поднять давление в камере сгорания. Чем больше давление в камере сгорания, тем больше тяга. Высокое давление – большая эффективность двигателя.

Однако у него есть недостатки — высокая нагрузка на турбину двигателя, относительно высокие сложность и стоимость.

Зато двигатели Merlin имеющие низкое давление в камере сгорания достаточно просты в производстве и дешевы. Именно на них Илон Маск потеснил «Роскосмос» на рынке космических запусков и запустил в космос родстер Tesla .

Усложняем дальше

А еще можно все топливо пропускать через газогенератор . Такая схема называется полнопоточная закрытая. Мы делали такой двигатель в 60-х (РД-270), но в таких двигателях нужно два газогенератора и два турбонасосных агрегата, которые ведут в одну камеру сгорания и работают параллельно.

Однако в РД-270 наблюдались низкочастотные пульсации в газогенераторе и камере. Возникла проблема в синхронизации совместной работы двух турбонасосных агрегатов. Они пытались пересилить друг друга и стабилизировать их без помощи быстродействующего бортового компьютера не удалось. Но такого в то время еще не было.

В феврале этого года Илон Маск объявил результаты тестирования двигателя Raptor (кислородно-метановый). Его получат ракета Super Heavy и корабль Starship. По заявлениям Маска его характеристики лучше, чем у РД-180. Высокое давление в камере сгорания обеспечено именно полнопроточной закрытой схемой.

Можно ли лучше?

Если проект Маска будет успешен, нам нужно будет делать что-то еще лучшее. Возможно, развивать трехкомпонентные двигатели многократного использования. При запуске такой двигатель работал бы на паре кислород/керосин, а на больших высотах керосин заменялся бы водородом.

Использование в одном двигателе комбинации двух горючих – углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, может расширить возможности ракет-носителей.

Такой подход, позволит создать одноступенчатую возвращаемую ракету-носитель и заметно удешевить космические запуски и в будущем.

Несколько пояснений

Здесь, как видно из примеров, раскрыта самая популярная классическая схема, которая массово используется для выведения в открытый космос космических аппаратов: жидкостный ракетный двигатель. Но это все, что можно рассказать за три минуты.

А в целом ракетные двигатели делятся на:

Химические ракетные двигатели бывают жидкостными и твердотопливными (ускорители космического челнока Space Shuttle, например).

Но есть еще и гибридные двигатели использующий компоненты ракетного топлива в разных агрегатных состояниях — жидком и твердом. Например, двигатель космического челнока SpaceShipOne работающий на полибутадиене (твердый) и закиси азота (жидкость).

Источник

Adblock
detector