Войти
Упрощенная схема жидкостной ракеты.. 1. Жидкое ракетное топливо.. 2. Окислитель.. 3. Насосы перекачивают топливо и окислитель.. 4. Камера сгорания смешивает и сжигает две жидкости.. 5. Горячий выхлоп застревает в горловине, что, среди прочего, определяет величину создаваемой тяги.. 6. Выхлоп выходит из ракеты. A Жидкостная ракета или жидкостная ракета использует ракетный двигатель, который использует жидкое топливо. Жидкости желательны, потому что они имеют достаточно высокую плотность и высокий удельный импульс (I sp). Это позволяет иметь относительно небольшой объем топливных баков. Также возможно использование легких центробежных турбонасосов для перекачки топлива из баков в камеру сгорания, что означает, что топливо может находиться под низким давлением. Это позволяет использовать топливные баки с малой массой, что приводит к высокому массовому соотношению для ракеты.
Инертный газ, хранящийся в баке под высоким давлением, иногда используется вместо насосов. в более простых небольших двигателях для нагнетания пороха в камеру сгорания. Эти двигатели могут иметь меньшую относительную массу, но обычно более надежны и поэтому широко используются в спутниках для поддержания орбиты.
Жидкостные ракеты могут быть монотопливными, использующими один тип топлива, или двухкомпонентными ракетами, использующими два типа топлива. Ракеты с трехкомпонентным топливом, использующие три типа топлива, встречаются редко. Некоторые конструкции имеют дроссельную заслонку для работы с переменной тягой, а некоторые могут быть перезапущены после предыдущего отключения в космосе. Жидкое топливо также используется в гибридных ракетах с некоторыми преимуществами твердотопливной ракеты.
Роберт Х. Годдард, в комплекте против холода Новая Англия погода 16 марта 1926 года держит стартовую раму своего самого известного изобретения - первой жидкостной ракеты. Идея жидкостной ракеты в современном контексте впервые появляется в книга учителя русской школы Константина Циолковского «Исследование космического пространства с помощью реактивных устройств». Этот основополагающий трактат по космонавтике был опубликован в мае 1903 года, но распространялся за пределами России лишь годы спустя, и русские ученые не обратили на него внимания.
Первый полет жидкостного ракетного топлива Ракета произошла 16 марта 1926 года в Оберне, Массачусетс, когда американский профессор доктор Роберт Х. Годдард запустил машину, используя жидкий кислород и бензин в качестве топлива.. Ракета, получившая название «Нелл», поднялась всего на 41 фут во время 2,5-секундного полета, закончившегося в поле с капустой, но это была важная демонстрация того, что ракеты, использующие жидкостные двигатели, возможны. Годдард предложил жидкое ракетное топливо примерно пятнадцатью годами ранее и начал серьезные эксперименты с ним в 1921 году. Немецко-румынский Герман Оберт опубликовал книгу в 1922 году, предлагая использовать жидкое топливо.
В Германии инженеры и ученые увлеклись жидкостными двигателями, построив и испытав их в начале 1930-х годов на поле недалеко от Берлина. В состав любительской ракетной группы VfR входил Вернер фон Браун, который стал руководителем армейской исследовательской станции, разработавшей ракету V-2 для оружия Нацисты.
Чертеж прототипа ракетного самолета He 176 V1 К концу 1930-х годов начали серьезно экспериментировать с использованием ракетного двигателя для пилотируемых полетов, так как немецкий Heinkel He 176 создал первую пилотируемую ракету. - полет с жидкостным ракетным двигателем, разработанный немецким авиационным инженером Хельмутом Вальтером 20 июня 1939 года. Единственный серийный боевой самолет с ракетным двигателем, когда-либо находившийся на вооружении, Me 163 Комет в 1944-45 годах также использовал разработанный Уолтер жидкостный ракетный двигатель Walter HWK 109-509, который создавал тягу до 1700 кгс (16,7 кН) на полной мощности.
После Второй мировой войны американское правительство и военные, наконец, всерьез рассмотрели жидкостные ракеты как оружие и начали финансировать работы над ними. Советский Союз поступил так же, и таким образом началась космическая гонка.
.
Жидкостные ракеты были построены как монотопливные ракеты, использующие один тип топлива, двухкомпонентное топливо. ракеты, использующие два типа топлива, или более экзотические трехкомпонентные ракеты, использующие три типа топлива. Жидкостные ракеты на двухкомпонентном топливе обычно используют жидкое топливо, такое как жидкий водород, или углеводородное топливо, такое как RP-1, и жидкое окислитель, такой как жидкий кислород. Двигатель может быть криогенным ракетным двигателем, где топливо и окислитель, например водород и кислород, представляют собой газы, сжиженные при очень низких температурах.
Жидкостные ракетные ракеты могут дросселироваться (тяга изменяется) в реальном времени, и они могут управлять соотношением компонентов смеси (соотношением, при котором окислитель и топливо смешиваются); они также могут быть отключены и снова запущены с помощью подходящей системы зажигания или самовоспламеняющегося топлива.
Гибридные ракеты используют жидкий или газообразный окислитель для твердого топлива.
Все жидкостные ракетные двигатели имеют резервуары и трубы для хранения и передачи топлива, инжектор система, камера сгорания, которая обычно имеет цилиндрическую форму, и одно (иногда два или более) ракетных сопла. Жидкостные системы обеспечивают более высокий удельный импульс , чем твердотельные двигатели и гибридные ракетные двигатели, и могут обеспечить очень высокую эффективность резервуара.
В отличие от газов, типичное жидкое топливо имеет плотность, аналогичную плотности воды, примерно 0,7–1,4 г / см³ (за исключением жидкого водорода, который имеет гораздо более низкую плотность), при этом требуя лишь относительно скромных давление для предотвращения испарения. Такое сочетание плотности и низкого давления позволяет производить очень легкие резервуары; приблизительно 1% содержимого для плотных ракетных топлив и около 10% для жидкого водорода (из-за его низкой плотности и массы необходимой изоляции).
Для впрыска в камеру сгорания давление топлива в форсунках должно быть больше, чем давление в камере; это может быть достигнуто с помощью насоса. В подходящих насосах обычно используются центробежные турбонасосы из-за их высокой мощности и легкого веса, хотя поршневые насосы применялись в прошлом. Турбонасосы обычно очень легкие и могут обеспечить отличную производительность; с земной массой значительно меньше 1% тяги. Действительно, общее соотношение тяги ракетного двигателя к массе, включая турбонасос, достигало 155: 1 с ракетным двигателем SpaceX Merlin 1D и до 180: 1 с вакуумной версией
В качестве альтернативы, вместо насосов, можно использовать тяжелый резервуар с инертным газом высокого давления, например гелий, и отказаться от насоса; но дельта-v, которую может достичь ступень, часто намного ниже из-за дополнительной массы резервуара, что снижает производительность; но для работы на большой высоте или в условиях вакуума масса цистерны может быть приемлемой.
Таким образом, основными компонентами ракетного двигателя являются камера сгорания (камера тяги), пиротехнический воспламенитель, система подачи топлива, клапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя . Что касается подачи топлива в камеру сгорания, жидкостные двигатели работают либо на с питанием от давления, либо на с насосом, а двигатели с насосным питанием работают либо на газе. генераторный цикл, цикл ступенчатого сгорания или цикл детандера.
Жидкостный ракетный двигатель может быть испытан перед использованием, тогда как для твердотопливного ракетного двигателя строгий Управление качеством должно применяться во время производства для обеспечения высокой надежности. Жидкостный ракетный двигатель также обычно можно повторно использовать для нескольких полетов, как в ракетах серии Space Shuttle и Falcon 9, хотя повторное использование твердотопливных ракетных двигателей также было эффективно продемонстрировано во время программы шаттлов..
Жидкостные ракеты на двухкомпонентном топливе просты по концепции, но из-за высоких температур и высокой скорости движущихся частей они очень сложны на практике. Использование жидкого топлива может быть связано с рядом проблем:
Тысячи комбинаций топлива и окислителей были опробованы на протяжении многих лет. Некоторые из наиболее распространенных и практичных из них:
Одна из самых эффективных смесей, кислород и водород, страдает от чрезвычайно низких температур, необходимых для хранения жидкого водорода (около 20 K, или -253,2 ° C, или -423,7 ° F), и очень низкой плотности топлива (70 кг / м или 4,4 фунта / куб. футов, по сравнению с RP-1 при 820 ° C). кг / м или 51 фунт / куб фут), что требует больших резервуаров, которые также должны быть легкими и изолирующими. Легкая пенная изоляция на внешнем резервуаре космического корабля привела к космическому шаттлу Уничтожение Колумбии , когда кусок оторвался, повредил его крыло и вызвал его разрушение при входе в атмосферу.
Жидкий метан / СПГ имеет несколько преимуществ перед LH2. производительность (макс. удельный импульс ) ниже, чем у LH2, но выше, чем у RP1 (керосина) и твердого топлива, а его более высокая плотность обеспечивает более высокое соотношение тяги к объему, чем LH2, аналогично ot в ней углеводородное топливо типа РП1. Это делает его особенно привлекательным для многоразовых пусковых систем, поскольку более высокая плотность позволяет использовать меньшие двигатели, топливные баки и связанные с ними системы. СПГ дешевле и доступен в больших количествах. Он может храниться более продолжительное время и менее взрывоопасен, чем LH2.
Ракетоплан Me 163B Komet в NMUSAF Многие некриогенные двухкомпонентные топлива гиперголичны (самовоспламеняющиеся).
Titan II.Для хранимых межконтинентальных баллистических ракет и большинства космических кораблей, в том числе с экипажем транспортные средства, планетарные зонды и спутники, хранение криогенного топлива в течение длительного периода времени невозможно. По этой причине для таких применений обычно используются смеси гидразина или его производных в сочетании с оксидами азота, но они токсичны и канцерогены. Следовательно, для улучшения управляемости некоторые машины экипажа, такие как Dream Chaser и Space Ship Two, планируют использовать гибридные ракеты с нетоксичными комбинациями топлива и окислителя.
Реализация форсунок в жидкостных ракетах определяет процент теоретической производительности сопла, который может быть достигнут. Из-за плохой работы форсунки несгоревшее топливо покидает двигатель, что снижает эффективность.
Кроме того, форсунки также обычно играют ключевую роль в снижении тепловых нагрузок на сопло; за счет увеличения доли топлива по краю камеры это дает гораздо более низкие температуры на стенках сопла.
Форсунки могут быть такими простыми, как ряд отверстий малого диаметра, расположенных по тщательно продуманным схемам, через которые проходят топливо и окислитель. Скорость потока определяется квадратным корнем из перепада давления на форсунках, формой отверстия и другими деталями, такими как плотность пропеллента.
Первые форсунки, использованные на V-2, создавали параллельные струи топлива и окислителя, которые затем сгорали в камере. Это давало довольно низкую эффективность.
Форсунки сегодня классически состоят из ряда маленьких отверстий, которые направляют струи топлива и окислителя так, что они сталкиваются в точке пространства, находящейся на небольшом расстоянии от пластины форсунки. Это помогает разбить поток на мелкие капли, которые легче горят.
Основными типами форсунок являются
Форсунка с игольчатой головкой позволяет хорошо контролировать смесь топлива и окислителя в широком диапазоне расходов. Инжектор иглы использовался в двигателях Apollo Lunar Module (Descent Propulsion System ) и в двигателе Kestrel, в настоящее время он используется в Merlin на ракетах Falcon 9 и Falcon Heavy.
В двигателе RS-25, разработанном для Space Shuttle, используется система рифленых стоек, в которых используется нагретый водород из форкамеры для испарения жидкого кислорода, протекающего через центр стоек, что улучшает скорость и стабильность процесса горения; предыдущие двигатели, такие как F-1, используемые в программе Apollo, имели значительные проблемы с колебаниями, которые приводили к разрушению двигателей, но это не было проблемой для RS-25 из-за этой детали конструкции.
Валентин Глушко изобрел центростремительный инжектор в начале 1930-х годов, и он почти повсеместно использовался в российских двигателях. К жидкости прикладывается вращательное движение (иногда два пороха смешиваются), затем она выбрасывается через небольшое отверстие, где образует конусообразный лист, который быстро распыляется. В первом жидкостном двигателе Годдарда использовался одиночный инжектор. Немецкие ученые во время Второй мировой войны экспериментировали с ударными форсунками на плоских пластинах, которые успешно использовались в ракете Вассерфаль.
Чтобы избежать нестабильности, такой как пыхтение, которое представляет собой относительно низкоскоростные колебания, двигатель должен быть спроектирован с таким перепадом давления на форсунках, чтобы поток практически не зависел от камеры давление. Это падение давления обычно достигается за счет использования не менее 20% давления в камере через форсунки.
Тем не менее, особенно в более крупных двигателях, высокоскоростные колебания сгорания легко запускаются, и они не совсем понятны. Эти высокоскоростные колебания имеют тенденцию нарушать граничный слой двигателя со стороны газа, и это может привести к быстрому отказу системы охлаждения, разрушив двигатель. Такие колебания гораздо чаще встречаются в больших двигателях и препятствовали разработке Saturn V, но в конце концов были преодолены.
В некоторых камерах сгорания, например, в двигателе RS-25, используются резонаторы Гельмгольца в качестве демпфирующих механизмов для предотвращения роста определенных резонансных частот.
Чтобы предотвратить эти проблемы, в конструкции инжектора RS-25 было приложено много усилий для испарения топлива перед его впрыском в камеру сгорания. Хотя многие другие функции использовались для предотвращения возникновения нестабильности, более поздние исследования показали, что эти другие функции были ненужными, и газофазное сжигание работало надежно.
Испытания на устойчивость часто включают использование небольших взрывчатых веществ. Они взрываются внутри камеры во время работы и вызывают импульсное возбуждение. Изучая след давления в камере, чтобы определить, как быстро исчезают эффекты возмущения, можно оценить стабильность и при необходимости изменить конструкцию камеры.
Для жидкостных ракет обычно используются четыре различных способа подачи топлива в камеру.
Топливо и окислитель должны закачиваться в камеру сгорания против давления горящих горячих газов, а мощность двигателя ограничивается скоростью, с которой топливо может закачиваться в камеру сгорания. Для использования в атмосфере или в пусковой установке, при высоком давлении и, следовательно, высокой мощности желательны циклы двигателя, чтобы минимизировать сопротивление силы тяжести. Для орбитального использования обычно подходят более низкие циклы мощности.
Выбор цикла двигателя - один из первых шагов к запуску ракеты. конструкция двигателя. Из этого выбора возникает ряд компромиссов, некоторые из которых включают:
| Тип цикла | ||||
|---|---|---|---|---|
| Газогенератор | Детандерный цикл | Ступенчатое сгорание | Подача под давлением | |
| Преимущества | Простота; низкая сухая масса; позволяет использовать турбонасосы большой мощности для большой тяги | Высокий удельный импульс; довольно низкая сложность | Высокий удельный импульс; высокое давление в камере сгорания, обеспечивающее большую тягу | Simple; нет турбонасосов; низкая сухая масса; высокий удельный импульс |
| Недостатки | Меньший удельный импульс | Необходимо использовать криогенное топливо; передача тепла топливу ограничивает доступную мощность турбине и, следовательно, тягу двигателя | Сильно увеличенная сложность | Давление в баке ограничивает давление в камере сгорания и тягу; тяжелые баки и связанное с ними оборудование для повышения давления |
Форсунки обычно расположены так, что на стенке камеры сгорания создается богатый топливом слой. Это снижает температуру там и ниже по потоку до горловины и даже в сопле и позволяет камере сгорания работать при более высоком давлении, что позволяет использовать сопло с более высокой степенью расширения, что дает более высокий I SP и лучшая производительность системы. В жидкостном ракетном двигателе часто используется регенеративное охлаждение, при котором для охлаждения камеры и сопла используется топливо или, реже, окислитель.
Зажигание может осуществляться разными способами, но, возможно, в большей степени с жидким топливом, чем с другими ракетами, требуется постоянный и значительный источник возгорания; Задержка воспламенения (в некоторых случаях до нескольких десятков миллисекунд) может вызвать избыточное давление в камере из-за избытка топлива. Жесткий запуск может даже вызвать взрыв двигателя.
Как правило, системы зажигания пытаются направить пламя на поверхность инжектора с массовым расходом примерно 1% от полного массового расхода камеры.
Защитные блокировки иногда используются для обеспечения наличия источника воспламенения до открытия основных клапанов; однако надежность блокировок в некоторых случаях может быть ниже, чем у системы зажигания. Таким образом, это зависит от того, должна ли система обеспечить отказоустойчивость или более важен общий успех миссии. Блокировки редко используются на верхних, беспилотных ступенях, где отказ блокировки может привести к потере полета, но они присутствуют на двигателе RS-25, чтобы выключить двигатели перед стартом космического шаттла. Кроме того, обнаружение успешного воспламенения воспламенителя на удивление сложно, в некоторых системах используются тонкие провода, которые перерезаются пламенем, датчики давления также нашли применение.
Способы воспламенения включают пиротехнические, электрические (искра или горячая проволока) и химические. Hypergolic пропелленты обладают преимуществом самовоспламенения, надежности и меньшей вероятности резкого пуска. В 1940-х годах русские начали запускать двигатели на гиперголах, а затем переключаться на первичное топливо после зажигания. Это также использовалось на американском ракетном двигателе F-1 в программе Apollo.
Зажигание пирофорным агентом - Триэтилалюминий воспламеняется при контакте с воздухом и воспламеняется и / или разлагаются при контакте с водой и с любым другим окислителем - это одно из немногих веществ, обладающих достаточной пирофорностью, чтобы воспламениться при контакте с криогенным жидким кислородом. энтальпия горения, Δ c H °, составляет -5,105,70 ± 2,90 кДж / моль (-1,220,29 ± 0,69 ккал / моль). Его легкое зажигание делает его особенно желательным в качестве воспламенителя ракетного двигателя зажигания. Может использоваться вместе с триэтилбораном для создания триэтилалюминий-триэтилборана, более известного как TEA-TEB.
