Auto-park24.ru

Журнал "Автопарк"
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Все схемы ракетных двигателях и все принципы работы

Устройство и принцип действия ракеты

Каково устройство многоступенчатой ракеты разберем на классическом примере ракеты для полета в космос, описанном в трудах Циолковского, родоначальника ракетостроения. Именно им первым была опубликована принципиальная идея изготовления ракеты многоступенчатой.

Устройство и принцип действия ракеты

Принцип действия ракеты.

Для того чтобы преодолеть земное притяжение, ракете необходим большой запас топлива, при этом, чем больше топлива мы берем, тем больше получается масса ракеты. Поэтому для уменьшения массы ракеты их строят на принципе многоступенчатости. Каждую ступень можно рассматривать как отдельную ракету с собственным ракетным двигателем и запасом топлива для полета.

Устройство ступеней космической ракеты.

Первая ступень космической ракеты самая большая, в ракете для полета космос двигателей 1ой ступени может быть до 6 и более чем тяжелей груз необходимо вывести в космос, тем больше двигателей в первой ступени ракеты.

В классическом варианте их три, расположены симметрично по краям равнобедренного треугольника как бы опоясывающего ракету по периметру. Эта ступень самая большая и мощная, именно она отрывает ракету от Земли. Когда топливо в первой ступени ракеты израсходовано вся ступень отбрасывается.

После этого движением ракеты управляют двигатели второй ступени. Их иногда называют разгонными, поскольку именно с помощью двигателей второй ступени ракета достигает первой космической скорости, достаточной для выхода на околоземную орбиту.

Так может повторяться несколько раз, при этом каждая ступень ракеты весит меньше предыдущей, поскольку с набором высоты сила притяжения Земли уменьшается.

Сколько раз повторяется этот процесс столько и ступеней содержит космическая ракета. Последняя ступень ракеты предназначена для маневрирования (маршевые двигатели для коррекции полета имеются в каждой ступени ракеты) и доставки полезного груза и космонавтов к месту назначения.

Мы рассмотрели устройство и принцип действия ракеты, точно также устроены и принципиально не отличаются от космических ракет баллистические многоступенчатые ракеты, страшное оружие несущее ядерное оружие. Они способны полностью уничтожить как жизнь на всей планете, так и саму планету Земля.

Многоступенчатые баллистические ракеты выходят на околоземную орбиту и уже оттуда поражают наземные цели разделившимися боеголовками с ядерными зарядами. При этом чтобы долететь до самой удаленной точки им достаточно 20-25 минут.

1.5.3 Назначение и место лопаточных машин в системах питания ракетных двигателей

Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) (рисунки 1.38, 1,39) – это двигатель, ра­ботающий на жидких компонентах топлива, находящихся на борту летательного аппарата (ракеты). Компонентами топлива являются окислитель (жидкий кислород, азотная кислота, четырехокись азота и др.) и горючее (керосин, жидкий водород, несимметричный диметил­гидразин­гидрат и др.) Может применяться и однокомпонентное топливо (перекись водорода и др.).

Основным отличием ЖРД от других двигателей внутреннего сгорания является независимость от атмосферного воздуха как окислителя. Эта особенность ЖРД позволяет двигателю работать в условиях безвоздушного пространства (космоса, под водой) и развивать при этом необходимую силу тяги.

ЖРД предназначены для кратковременного создания тяги. Величина тяги ЖРД варьируется от долей ньютона до тысяч ки­лоньютонов.

В ЖРД используются обычно два компонента топлива – го­рючее (Г) и окислитель (О). Давление этих компонентов в ка­мере сгорания достигает 1,0..30 МПа, а их расход в зависимости от типа двигателя может быть и очень маленьким (0,05..5г/с), и очень большим (до 3000 кг/с).

Рассмотрим простейшие схемы ЖРД и принцип их действия, а также выявим место турбонасосного агрегата в ЖРД как сис­теме.

Рисунок 1.38 – Жидкостно реактивный двигатель РД-170

Рисунок 1.39 – Жидкостно реактивный двигатель РД-180

Известны два типа систем подачи компонентов топлива в камеру сгорания ЖРД [7, 9] (рисунок 1.40): вытеснительная и насосная.

Схема вытеснительной системы подачи топлива приведена на рисунке 1.40а. Из бака высокого давления 1 инертный газ (напри­мер, азот, гелий или др.) через пусковые клапаны 2, редуктор давле­ния 3 и обратные клапаны 4 и 5 поступает в баки 6 горю­чего (Г) и 7 окислителя (О).

1 – бак с инертным газом; 2 — пусковой клапан; 3 — редуктор; 4, 5 – обратные клапаны; 6,7 – баки горючего и окислителя; 8,9 – места сты­ковки ЖРД с ракетой по линиям горючего и окислителя; 10, 11 – пус­ковые клапаны горючего и окислителя; 12 – насос горючего; 13 – насос окислителя; 14 – газовая турбина; 15,17 – клапаны окислителя и го­рючего на линии газогенератора; 16 – газогенератор;18 – главный кла­пан окислителя; 19 – главный клапан горючего; 20 – камера ЖРД; 21 — утилизационное сопло; 22 – дроссельная шайба.

Рисунок 1.40 — Двигательные установки ЖРД, выполненные по вытеснительной (а) и по открытой (б) и закрытой (в) насосным схемам

Под воздействием давления инерт­ного газа компоненты топлива вытесняются в камеру 20 двига­теля, когда открываются главные клапаны окислителя 18 и го­рючего 19. Преимущество вытеснительной системы подачи компонентов заключается в простоте и надежности системы питания. Однако при этом давление в баках должно быть высоким, больше давле­ния в камере сгорания. Поэтому в случае большой тяги двига­теля, а, следовательно, значительных расходов горючего и окис­лителя при больших импульсах тяги баки получаются чрезвы­чайно толстостенными, массивными, и по массе неприемле­мыми для ракетной техники.

Читать еще:  Большие обороты двигателя при запуске в форд фокусе

Для ЖРД умеренной и большой тяги применяются насосные системы подачи топлива (рисунок 1.40б,в). В этом случае внутри топ­ливных баков 6,7 поддерживается небольшое давление, доста­точное для бескавитационной работы насосов 12 и 13. Эти на­сосы обеспечивают необходимое давление для подачи компонен­тов в камеру 20.

Существуют две принципиально отличные друг от друга схемы работы ЖРД с насосной системой подачи топлива:

открытая схема (рисунок 1.40б), когда отработанные в тур­бине газы идут на «выхлоп» в окружающую среду;

закрытая схема или схема с дожиганием отработавших на турбине газов в камере сгорания.

Принцип действия ЖРД, выполненного по от­крытой схеме (рисунок 1.40б) заключается в следующем. По команде «Пуск» открывается пус­ковой клапан 2. Инертный газ (чаще всего гелий), находя­щийся в баке 1 высокого давления, с существенно низким дав­лением, срабатываемым в редукторе давления 3, через обратные клапаны 4 и 5 поступает в баки 6 горючего и 7 окислителя, т.е. осуществ­ляется наддув баков. Открываются пусковые клапаны горючего 10 и окислителя 11. Компоненты топлива через насосы 12 горю­чего и 13 окислителя заполняют магистрали двигателя до клапа­нов 15 окислителя и 17 горючего газогенератора и камеры 18, 19 соответственно.

В заданный момент по достижении определенного давления наддува открываются клапаны окислителя 15 и горючего 17 га­зогенератора. Топливо поступает в газогенератор 16, где воспла­меняется от специальной системы зажигания или самостоя­тельно, если компоненты самовоспламеняющиеся. Да­лее про­дукты сгорания из газогенератора поступают на турбину 14, ко­торая начинает раскручивать насосы 12 и 13, повышая дав­ление на их входе.

По достижении заданного давления компонентов топлива за насосами открываются главные клапаны 18 окислителя и 19 го­рючего. Топливо поступает в камеру 20. Один компонент (рисунок 1.40б,в) проходит по рубашке охлаждения камеры 20, а за­тем поступает в камеру. При смешении компонентов топлива в камере воспламеняется аналогично тому, как это происходит в газогенераторе. Продукты сгорания поступают в турбину, она раскручивается до расчетной частоты вращения, и дви­гатель вы­ходит на режим.

Недостаток открытой схемы ЖРД заключается в том, что часть расхода компонентов топлива, идущего на привод тур­бины, выбрасывается на «выхлоп» через сопло 21. При этом не полностью используется его энергия, так как температура этой части рабочего тела существенно ниже, чем в камере сгорания и, кроме того, эта часть топлива практически не участвует в созда­нии тяги двигателя.

Энергетически более выгодна замкнутая схема ЖРД (рисунок 1.40в), в которой отработанный в турбине 14 газ, образовав­шийся в газогенераторе 16 при сгорании топлива, поступает не на «вы­хлоп», а в камеру 20 на дожигание. В этом отличие прин­ципа действия ЖРД, выполненного по замкнутой схеме, от вы­пол­ненного по открытой схеме. Это отличие приводит к тому, что в ЖРД с дожиганием весь расход одного из компонентов то­плива идет через газогенератор 16 (рисунок 1.40в – окислителя), а другой компонент (рисунок 1.40в – горючее) большей частью по­ступает в камеру 20.

При этом незначительная часть его (порядка 1% от суммар­ного расхода топлива) идет в газогенератор для обеспечения про­цесса горения и образования газа, т.е. рабочего тела для привода турбины. Поскольку газ после турбины 14 поступает непосредст­венно в камеру 20 ЖРД, то такая турбина называется предка­мерной.

Таким образом, ЖРД состоит из следующих основных агрега­тов: камеры сгорания 20, обеспечивающей основной параметр двигателя – тягу; турбины 14 и насосов 12 горючего и 13 окис­лителя (в целом этот агрегат называют турбонасосным агрегатом – ТНА), повышающих давление компонентов топлива для обес­печения величины давления в камере и газогенераторе до десятков ме­гапаскалей; газогенератора, обеспечивающего создание рабочего тела турбины; агрегатов автоматики, которые обеспечивают управление запуском и остановом двигателя, а также регулировании величины тяги; трубопроводов и узлов общей сборки, со­единяющих все агрегаты двигателя в единую систему.

ТНА – наиболее трудоемкий агрегат в составе ЖРД как по объему конструкторской и технологической документации, так и в оснащении производства на его изготовление и испытания, а также по затратам на доводку и числу экспериментов по ее осу­ществлению.

Рисунок 1.41 – Внешний вид турбонасосного агрегата

Рисунок 1.42 –Турбонасосный агрегат ЖРД РД-253

Основные требования на разработку ТНА – это давление и расход компонентов топлива на входе в двигатель (по местам стыковки 8 и 9 с ракетой, см. рисунок 1.40 б,в) и на выходе из насо­сов, габаритные размеры, точки подсоединения к магистралям двигателя, масса агрегата.

Насосная система подачи значительно сложнее вытеснитель­ной, но при больших расходах и давлении компонентов на входе в камеру она обеспечивает меньшую массу всей двигательной ус­тановки – совокупности ЖРД и баков.

Таким образом, в состав мощных ракетных двигательных ус­тановок обязательно входит ТНА, состоящий из нескольких шнекоцентробежных (лопаточных) на­сосов и приводной турбины.

Как сделать реактивный двигатель своими руками: любопытный опыт

Бесклапанный ПуВРД — удивительная конструкция. В ней нет движущихся частей, компрессора, турбины, клапанов. Простейший ПуВРД может обойтись даже без системы зажигания. Этот двигатель способен работать практически на чем угодно: замените баллон с пропаном канистрой с бензином — и он продолжит пульсировать и создавать тягу. К сожалению, ПуВРД оказались несостоятельными в авиации, но в последнее время их всерьез рассматривают как источник тепла при производстве биотоплива. И в этом случае двигатель работает на графитовой пыли, то есть на твердом топливе.

Читать еще:  Холостые обороты двигателя рено меган 3 дизель

Наконец, элементарный принцип работы пульсирующего двигателя делает его относительно безразличным к точности изготовления. Поэтому изготовление ПуВРД стало излюбленным занятием для людей, неравнодушных к техническим хобби, в том числе авиамоделистов и начинающих сварщиков.

Несмотря на всю простоту, ПуВРД — это все-таки реактивный двигатель. Собрать его в домашней мастерской весьма непросто, и в этом процессе немало нюансов и подводных камней. Поэтому мы решили сделать наш мастер-класс многосерийным: в этой статье мы поговорим о принципах работы ПуВРД и расскажем, как изготовить корпус двигателя. Материал в следующем номере будет посвящен системе зажигания и процедуре запуска. Наконец, в одном из последующих номеров мы обязательно установим наш мотор на самодвижущееся шасси, чтобы продемонстрировать, что он действительно способен создавать серьезную тягу.

От русской идеи до немецкой ракеты

Собирать пульсирующий реактивный двигатель особенно приятно, зная, что впервые принцип действия ПуВРД запатентовал российский изобретатель Николай Телешов еще в 1864 году. Авторство первого действующего двигателя также приписывается россиянину — Владимиру Караводину. Высшей точкой развития ПуВРД по праву считается знаменитая крылатая ракета «Фау-1», состоявшая на вооружении армии Германии во время Второй мировой войны.

Конечно же, речь идет о клапанных пульсирующих двигателях, принцип действия которых понятен из рисунка. Клапан на входе в камеру сгорания беспрепятственно пропускает в нее воздух. В камеру подается топливо, образуется горючая смесь. Когда свеча зажигания поджигает смесь, избыточное давление в камере сгорания закрывает клапан. Расширяющиеся газы направляются в сопло, создавая реактивную тягу. Движение продуктов сгорания создает в камере технический вакуум, благодаря которому клапан открывается, и в камеру всасывается воздух.

В отличие от турбореактивного двигателя, в ПуВРД смесь горит не непрерывно, а в импульсном режиме. Именно этим объясняется характерный низкочастотный шум пульсирующих моторов, который делает их неприменимыми в гражданской авиации. С точки зрения экономичности ПуВРД также проигрывают ТРД: несмотря на впечатляющее отношение тяги к массе (ведь у ПуВРД минимум деталей), степень сжатия в них достигает от силы 1,2:1, поэтому топливо сгорает неэффективно.

Зато ПуВРД бесценны как хобби: ведь они могут обходиться вообще без клапанов. Принципиально конструкция такого двигателя представляет собой камеру сгорания с подсоединенными к ней входной и выходной трубами. Входная труба гораздо короче выходной. Клапаном в таком двигателе служит не что иное, как фронт химических превращений.

Горючая смесь в ПуВРД сгорает с дозвуковой скоростью. Такое горение называется дефлаграцией (в отличие от сверхзвукового — детонации). При воспламенении смеси горючие газы вырываются из обеих труб. Именно поэтому и входная, и выходная трубы направлены в одну сторону и сообща участвуют в создании реактивной тяги. Но за счет разницы длин в тот момент, когда давление во входной трубе падает, по выходной еще движутся выхлопные газы. Они создают разрежение в камере сгорания, и через входную трубу в нее затягивается воздух. Часть газов из выходной трубы также направляется в камеру сгорания под действием разрежения. Они сжимают новую порцию горючей смеси и поджигают ее.

Все схемы ракетных двигателях и все принципы работы

Этот обширный класс двигателей объединяет различные типы двигателей, которые очень интенсивно разрабатываются в настоящее время. Разгон рабочего тела до определенной скорости истечения производится за счет электрической энергии. Энергия получается от атомной или солнечной электростанции, находящейся на борту космического корабля (в принципе даже от химической батареи). Мыслимы многочисленные типы бортовых энергетических установок [1.8, 1.9, 1.18].

Схемы разрабатываемых электрических двигателей чрезвычайно разнообразны. Мы рассмотрим три основные группы электрических двигателей [1.8, 1.9, 1.18], различающиеся по способу, с помощью которого происходит выброс рабочего тела из ракеты. (Возможны, однако, и иные способы классификации электрических двигателей

Электротермические двигатели. Эти двигатели, как и все рассматривавшиеся нами до сих пор, относятся к тепловым. Нагретое до высокой температуры рабочее тело (водород) превращается в плазму — электрически нейтральную смесь

положительных ионов и электронов. Методы электрического нагрева могут быть различны: нагрев в электрической дуге (рис. 10), с помощью вольфрамовых нагревательных элементов, посредством электрического разряда и другие

Рис. 10. Схема электродугового двигателя

При лабораторных испытаниях электродуговых двигателей достигнута скорость истечения порядка Если удастся осуществить магнитную изоляцию плазмы от стенок тяговой камеры, температура плазмы сможет быть очень высока и скорость истечения доведена до Реактивные ускорения в электротермических двигателях будут порядка [1.13, 1.19, 1.20].

Первый в мире электротермический двигатель был разработан в 1929-1933 гг. в Советском Союзе под] руководством В. П. Глушко в знаменитой Газодинамической лаборатории [1.18, 1.28].

Читать еще:  Хендай солярис троит двигатель горит чек причины

Электростатические (ионные) двигатели [1.8, 1.9, 1.18-1.20, 1.26, 1.27, 1.29]. В этих двигателях мы впервые сталкиваемся с разгоном рабочего тела «холодным» путем. Частицы рабочего тела (пары легко ионизуемых металлов, например рубидия или цезия) теряют свои электроны в ионизаторе и разгоняются до большой скорости в электрическом поле. Чтобы электрический заряд струи заряженных частиц позади аппарата не препятствовал дальнейшему истечению, эта струя нейтрализуется вне его выбрасыванием отнятых у атомов электронов (рис. 11).

Рис. 11. Принципиальная схема ноьного двигателя [1, 27]

В ионном двигателе не существует температурных ограничений. Поэтому в принципе возможно достижение сколь угодно больших скоростей истечения, вплоть до приближающихся к скорости света [1.9]. Однако слишком высокие скорости истечения приходится исключить из рассмотрения, так как они потребовали бы огромной мощности электростанции на борту корабля.

Рис. 12. Схема образования движущихся плазмоидов в «импульсном» плазменном двигателе 11.18].

При этом масса двигательной установки возросла бы гораздо сильнее, чем тяга, и в результате сильно бы снизилось реактивное ускорение. Цель космического полета, его продолжительность, качество энергетической установки определяют наилучшую, оптимальную для уданной задачи скорость истечения. Она находится, по мнению одних авторов, в пределах [1.29], по мнению других, [1.20], [1.13]. Ионные двигатели будут способны сообщить реактивное ускорение порядка [1.20].

Большие надежды возлагаются некоторыми специалистами на особый тип электростатических двигателей — коллоидные двигатели. В этих двигателях ускоряются большие заряженные молекулы и даже группы молекул или пылинки диаметром около 1 микрона [1.29].

Рис. 13. Схема магнитогидродинамического двигателя со скрещенными полями.

Магнитогидродинамические (электродинамические, электромагнитные, магнит -плазменные, «плазменные») двигатли [1.8, 1.9, 1.18-1.20, 1.26, 1.27]. Эта группа двигателей объединяет огромное разнообразие схем, в которых плазма разгоняется до некоторой скорости истечения изменением магнитного поля или взаимодействием электрического и магнитного полей. Конкретные методы разгона плазмы, а также ее получения весьма различны. В плазменном двигателе (рис. 12) сгусток плазмы («плазмоид») разгоняется магнитным давлением [1.8, 1.19]. В «двигателе со скрещенными электрическим и магнитным полями» (рис. 13) через плазму,

помещенную в магнитное поле, пропускается электрический ток (плазма — хороший проводник), и в результате плазма приобретает скорость (подобно проволочной рамке с током, помещенной в магнитном поле) [1.9, 1.18]. Оптимальная скорость истечения для магнитогидродинамических двигателей, вероятно, будет порядка при реактивном ускорении

В лабораторных испытаниях магнитогидродинамических двигателей достигнуты скорости истечения до [1.9].

Следует отметить, что во многих случаях отнести двигатель к тому или иному классу бывает затруднительно.

Электрические двигатели с забором рабочего тела из верхней атмосферы [1.9]. Летательный аппарат, движущийся в верхних слоях атмосферы, может использовать разреженную внешнюю среду в качестве рабочего тела для электрического двигателя. Подобный электрический двигатель аналогичен воздушно-реактивному двигателю в классе химических двигателей. Поступающий через воздухозаборник газ может использоваться в качестве рабочего тела или непосредственно, или после накопления (и, возможно, сжижения) его в баках. Возможен также вариант, при котором в баках одного летательного аппарата будет накапливаться рабочее тело и перекачиваться затем в баки другого аппарата.

Важным преимуществом всех типов электрических двигателей является простота регулировки тяги. Серьезной трудностью — необходимость освобождения от избытка тепла, выделяемого ядерным реактором. Этот избыток не уносится рабочим телом и не отдается окружающей среде, которая практически отсутствует в мировом пространстве. Освободиться от него можно лишь с помощью радиаторов, имеющих большую поверхность.

В 1964 г. в США было проведено первое успешное испытание в течение 31 мин ионного двигателя, установленного на контейнере, запущенном на баллистическую траекторию. В реальных условиях космоса ионные и плазменные двигатели быливпервые испытаны на советском корабле «Восход-1» и советской станции «Зонд-2», запущенных в 1964 г. («Зонд-2» — всторону Марса) [1.28]; наряду с обычными они использовались в системах ориентации. В апреле 1965 г. ионный двигатель на жидком цезии испытывался вместе с ядерным реактором «Снеп-10А» на американском спутнике Земли, развивая тягу (вместо Цезиевые ионные двигатели с расчетной регулируемой тягой и электротермические двигатели, использующие в качестве рабочего тела жидкий аммиак и развивающие тягу до испытывались с переменным успехом на спутниках серии запускавшихся в США с 1966 г.

В 1966-1971 гг. в СССР проводились эксперименты по программе «Янтарь». 4 ионосферных лаборатории запускались на высоту до по баллистическим траекториям, причем испытывались

плазменно-ионные двигатели на аргоне азоте воздухе скобках указаны скорости истечения.)

В 1970 г. были испытаны на орбите по американской программе «Серт-2» два ртутных ионных двигателя, каждый с максимальной тягой удельным импульсом 4240 с (см. § 8 гл. 5). Двигатели отказали, проработав один более а другой более из-за эрозии электродов.

В феврале 1972 г. были проведены на одном из спутников серии «Метеор» успешные испытания двух советских стационарных плазменных двигателей принципиально новой схемы, тяги которых составляли около

С 1974 г. ЭРД разного типа успешно служат на американских спутниках серий «Интелсат» и др.

Во всех случаях энергия черпается от солнечных батарей.

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector