Raketový motor na kapalné palivo

Kapalný raketový motor ( LRE ) je chemický raketový motor , který používá jako palivo kapaliny , včetně zkapalněných plynů . Podle počtu použitých komponentů se rozlišují jedno-, dvou- a třísložkové raketové motory.

Historie

Na možnost využití kapalin včetně kapalného vodíku a kyslíku jako paliva pro rakety upozornil K. E. Ciolkovskij v článku „Investigation of world spaces with jet devices“, publikovaném v roce 1903 [1] .

První funkční experimentální LRE sestrojil americký vynálezce Robert Goddard v roce 1926 . Podobný vývoj v letech 1931-1933 prováděla v SSSR skupina nadšenců vedená F. A. Zanderem . Tyto práce pokračovaly v SSSR od roku 1933 na RNII . V roce 1939 byly provedeny letové zkoušky řízené střely 212 s motorem ORM-65 .

Největších úspěchů ve vývoji raketových motorů dosáhli v první polovině 20. století němečtí konstruktéři Walter Thiel , Helmut Walter , Wernher von Braun a další , kteří během druhé světové války vytvořili celou řadu raketových motorů pro vojenské střely: balistický V-2 , protiletadlový ", " Schmetterling ", " Reintochter R3". V nacistickém Německu bylo do roku 1944 skutečně vytvořeno nové průmyslové odvětví - raketová věda pod generálním vedením V. Dornbergera , zatímco v jiných zemích byl vývoj raketových motorů na kapalná paliva v experimentální fázi.

Vývoj německých konstruktérů podnítil na konci války výzkum v oblasti raketové vědy v SSSR a USA, kam emigrovalo mnoho německých vědců a inženýrů, včetně W. von Brauna. Závody ve zbrojení , které začaly, a rivalita mezi SSSR a USA o vedoucí postavení v průzkumu vesmíru byly mocnými stimuly pro vývoj raketových motorů na kapalná paliva.

V roce 1957 byla v SSSR pod vedením S. P. Koroljova vytvořena mezikontinentální balistická střela R-7 vybavená raketovým motorem na kapalné palivo RD-107 a RD-108 , v té době nejvýkonnější a nejpokročilejší v svět, vyvinuté pod vedením V. P. Glushko . Tato raketa byla použita jako nosič prvních umělých družic Země na světě, prvních kosmických lodí s lidskou posádkou a meziplanetárních sond.

V roce 1969 byla ve Spojených státech vypuštěna první kosmická loď řady Apollo , vypuštěná na letovou dráhu k Měsíci nosnou raketou Saturn-5 , jejíž první stupeň byl vybaven pěti motory F-1 , což je v současnosti nejvýkonnější mezi jednokomorovými LRE, horší tah než čtyřkomorový motor RD-170 , vyvinutý Energomash Design Bureau v Sovětském svazu v roce 1976.

V současné době jsou LRE široce používány ve vesmírných programech. Zpravidla se jedná o dvousložkové raketové motory na kapalná paliva s kryogenními součástmi . Ve vojenské technice se raketové motory na kapalná paliva používají poměrně zřídka, hlavně u těžkých střel. Nejčastěji se jedná o dvousložkové raketové motory na vysokovroucích součástech.

V roce 2014 TsSKB Progress navrhla vyvinout nový raketový motor na kapalné pohonné hmoty pro odpalování supertěžkých raket, který by jako palivo využíval dvojici LNG + kapalný kyslík [2 ] .

Rozsah použití, výhody a nevýhody

Nosné rakety a pohonné systémy různých kosmických lodí jsou primární oblastí použití raketových motorů na kapalná paliva.

Mezi výhody LRE patří:

• Nejvyšší měrný impuls ve třídě chemických raketových motorů (přes 4500 m/s pro dvojici kyslík + vodík, pro petrolej + kyslík - 3500 m/s ).
• Regulovatelnost tahu: úpravou spotřeby paliva je možné měnit velikost tahu v širokém rozsahu a zcela zastavit motor a následně jej znovu spustit. To je nezbytné při manévrování s přístrojem ve vesmíru.
• Při vytváření velkých raket, jako jsou nosiče, které vynášejí mnohatunové náklady na oběžnou dráhu blízko Země, vám použití LRE umožňuje dosáhnout hmotnostní výhody ve srovnání s motory na tuhá paliva ( RDTT ). Jednak díky vyššímu specifickému impulsu, jednak díky tomu, že kapalné palivo je na raketě obsaženo v samostatných nádržích, ze kterých je pomocí čerpadel přiváděno do spalovací komory. Díky tomu je tlak v nádržích výrazně (desítkykrát) nižší než ve spalovací komoře a samotné nádrže jsou tenkostěnné a relativně lehké. U raketového motoru na tuhá paliva je palivová nádrž zároveň spalovací komorou a musí odolat vysokému tlaku (desítky atmosfér ), což s sebou nese zvýšení její hmotnosti. Čím větší je objem paliva v raketě, tím větší je velikost nádob pro jeho uskladnění a tím větší je hmotnostní výhoda LRE ve srovnání s raketovým motorem na tuhá paliva a naopak: u malých raket přítomnost turbočerpadlo tuto výhodu ruší.

Nevýhody LRE:

• LRE a raketa na něm založená jsou mnohem složitější a dražší než motory na tuhá paliva ekvivalentních schopností (nehledě na to, že 1 kg kapalného paliva je několikanásobně levnější než tuhé palivo). Raketu na kapalné palivo je nutné přepravovat s větší opatrností a její příprava ke startu je složitější, pracnější a časově náročnější (zejména při použití zkapalněných plynů jako složek paliva), proto se v současné době používají motory na pevná paliva preferovány pro vojenské rakety kvůli jejich vyšší spolehlivosti, přenosnosti a bojové připravenosti.
• Složky kapalného paliva se v nulové gravitaci nekontrolovaně pohybují v prostoru nádrží. Pro jejich ukládání je třeba přijmout zvláštní opatření, například zařazení pomocných motorů na tuhá paliva nebo plyn.
• V současné době se chemické raketové motory (včetně LRE) dostaly na hranici energetických schopností paliva, a proto se teoreticky nepředpokládá možnost výrazného zvýšení jejich specifického impulsu , což omezuje možnosti raketové techniky založené na použití chemických motorů, které již byly zvládnuty ve dvou oblastech.
  1. Vesmírné lety v blízkozemském prostoru (jak s posádkou, tak bez posádky).
  2. Průzkum vesmíru ve sluneční soustavě pomocí automatických zařízení (" Voyager ", " Galileo ").

Pokud se krátkodobá pilotovaná expedice na Mars nebo Venuši na raketovém motoru na kapalné pohonné hmoty jeví ještě jako možná (ačkoli existují pochybnosti o vhodnosti takových letů [3] ), pak pro cestování ke vzdálenějším objektům Sluneční soustavy je velikost potřebné rakety a délka letu vypadají nereálně.

Kapalinové raketové motory jsou žádané a ještě velmi dlouho žádané, protože žádná jiná technologie není schopna spolehlivěji a hospodárněji zvednout náklad ze Země a umístit jej na nízkou oběžnou dráhu Země. Jsou šetrné k životnímu prostředí, zejména ty, které běží na kapalný kyslík a petrolej. Ale pro lety ke hvězdám a jiným galaxiím jsou raketové motory samozřejmě zcela nevhodné. Hmotnost celé metagalaxie je 10 56 gramů. Ke zrychlení na raketovém motoru na kapalné pohonné hmoty alespoň na čtvrtinu rychlosti světla je potřeba naprosto neuvěřitelné množství paliva - 10 3200 gramů, takže i uvažovat o tom je hloupost. LRE má svůj vlastní výklenek - motory pro podporu udržitelnosti. Na kapalných motorech můžete urychlit nosič na druhou vesmírnou rychlost, letět na Mars a je to.

Tah a tepelná účinnost

Přítlačná síla LRE je [ kg ], kde  je spotřeba palivové směsi, kg/s;  je teoretická rychlost výstupu plynu, m/s;  — tlak na výstupu z trysky a v okolí, kg/m 2 ;  - plocha výstupní části trysky, m 2 ; g - zrychlení volného pádu , m/s 2 [5] .

Tepelná účinnost LRE je , kde  je množství tepla vzniklého v LRE při spalování  - množství kg palivové směsi [5] .

Zařízení a princip činnosti dvousložkového raketového motoru

Existuje poměrně velká škála návrhových schémat LRE s jednotným hlavním principem jejich fungování. Za nejběžnější považujme zařízení a princip činnosti raketového motoru na kapalné palivo na příkladu dvousložkového motoru s čerpaným palivem, jehož schéma se stalo klasickým. Ostatní typy raketových motorů (s výjimkou třísložkového) jsou zjednodušenými verzemi uvažovaného a při jejich popisu bude stačit uvést zjednodušení.

Na Obr. 1 schematicky znázorňuje zařízení LRE.

Palivové složky - palivo (1) a okysličovadlo (2) jsou dodávány z nádrží do odstředivých čerpadel (3, 4) poháněných plynovou turbínou (5). Pod vysokým tlakem vstupují složky paliva do hlavy trysky (12) - jednotky, ve které jsou umístěny trysky , přes které jsou složky vstřikovány do spalovací komory (13), smíchány a spáleny za vzniku plynné pracovní tekutiny zahřáté na vysokou teplota , která při expanzi v trysce koná práci a přeměňuje vnitřní energii plynu na kinetickou energii jeho usměrněného pohybu. Tryskou (14) proudí plyn vysokou rychlostí ven a uděluje motoru proudový tah .

Palivový systém

Palivový systém LRE zahrnuje všechny prvky používané k přívodu paliva do spalovací komory – palivové nádrže, potrubí, turbočerpadlo (TPU) – sestavu skládající se z čerpadel a turbíny namontované na jednom hřídeli, vstřikovací hlavu a ventily, které řídí průtok paliva.

Čerpání dodávky paliva umožňuje vytvořit vysoký tlak v komoře motoru, od desítek atmosfér do 250 atm (LRE 11D520 RN "Zenith"). Vysoký tlak zajišťuje velký stupeň expanze pracovní tekutiny, což je předpokladem pro dosažení vysoké hodnoty měrného impulsu . Navíc při vysokém tlaku ve spalovacím prostoru je dosaženo nejlepší hodnoty poměru tahu k hmotnosti motoru - poměru tahu k hmotnosti motoru. Čím větší je hodnota tohoto ukazatele, tím menší je velikost a hmotnost motoru (při stejném tahu) a tím vyšší je stupeň jeho dokonalosti. Výhody čerpacího systému jsou zvláště výrazné u raketových motorů s vysokým tahem, například v pohonných systémech nosných raket.

Na Obr. 1, výfukové plyny z vysokotlaké turbíny vstupují přes hlavu trysky do spalovacího prostoru spolu se složkami paliva (11). Takový motor se nazývá motor s uzavřeným cyklem (jinými slovy s uzavřeným cyklem), u kterého veškerá spotřeba paliva, včetně spotřeby použité v pohonu TNA, prochází spalovací komorou LRE. Tlak na výstupu z turbíny v takovém motoru by samozřejmě měl být vyšší než ve spalovací komoře raketového motoru a na vstupu do generátoru plynu (6), který napájí turbínu, by měl být ještě vyšší. Pro splnění těchto požadavků jsou pro pohon turbíny použity stejné komponenty paliva (při vysokém tlaku), na které běží samotný LRE (s jiným poměrem komponent, obvykle s přebytkem paliva , aby se snížilo tepelné zatížení turbíny ).

Alternativou k uzavřenému cyklu je otevřený cyklus, ve kterém jsou výfukové plyny turbíny produkovány přímo do okolí výstupním potrubím. Realizace otevřeného cyklu je technicky jednodušší, protože provoz turbíny nesouvisí s provozem LRE komory a v tomto případě může mít TČ obecně vlastní nezávislý palivový systém, což zjednodušuje postup při spouštění motoru. celý pohonný systém. Motory s uzavřeným cyklem však mají výrazně lepší hodnoty specifického impulsu , a to nutí konstruktéry překonávat technické potíže jejich implementace, zejména u velkých nosných raket, na které jsou kladeny obzvláště vysoké požadavky na tento ukazatel.

Ve schématu na Obr. 1 jeden HP čerpá oba komponenty, což je přijatelné v případech, kdy komponenty mají srovnatelné hustoty. U většiny kapalin používaných jako hnací složky se hustota pohybuje od 1 ± 0,5 g/cm³ , což umožňuje použití jednoho turbopohonu pro obě čerpadla. Výjimkou je kapalný vodík, který má při teplotě 20 K hustotu 0,071 g/cm³ . Taková lehká kapalina vyžaduje čerpadlo se zcela jinými vlastnostmi, včetně mnohem vyšších otáček. Proto v případě použití vodíku jako paliva je pro každou složku poskytován nezávislý THA.

Posunovací systém. Při malém tahu motoru (a následně i nízké spotřebě paliva) se turbočerpadlový agregát stává příliš „těžkým“ prvkem, který zhoršuje hmotnost pohonného ústrojí. Alternativou k přečerpávacímu palivovému systému je objemový systém, ve kterém je přívod paliva do spalovacího prostoru zajištěn plnícím tlakem v palivových nádržích vytvořeným stlačeným plynem, nejčastěji dusíkem, který je nehořlavý, netoxický , neoxidující a relativně levná na výrobu. Helium se používá k natlakování nádrží kapalným vodíkem, protože jiné plyny kondenzují a mění se na kapaliny při teplotě kapalného vodíku.

Při uvažování provozu motoru se zdvihovým systémem přívodu paliva ze schématu na Obr. 1 , TNA je vyloučena a složky paliva přicházejí z nádrží přímo do hlavních ventilů LRE (9, 10). Tlak v palivových nádržích při výtlakovém zásobování musí být vyšší než ve spalovací komoře, nádrže jsou pevnější (a těžší) než v případě přečerpávacího palivového systému. V praxi je tlak ve spalovacím prostoru motoru s přívodem zdvihového paliva omezen na 10–15 atm . Tyto motory mají obvykle relativně malý tah (do 10 tun ). Výhodami zdvihového systému je jednoduchost konstrukce a rychlost reakce motoru na povel ke startu, zejména v případě použití samozápalných složek paliva. Takové motory se používají k provádění manévrů kosmických lodí ve vesmíru. Výtlakový systém byl použit ve všech třech pohonných systémech lunární kosmické lodi Apollo - služební (tah 9760 kgf ), přistání (tah 4760 kgf ) a vzlet (tah 1950 kgf ).

Vstřikovací hlava  - sestava, která obsahuje trysky určené pro vstřikování složek paliva do spalovací komory. (Často se můžete setkat se špatným názvem této jednotky „mixing head“. Jedná se o nepřesný překlad, pauzovací papír z anglických článků. Podstatou chyby je, že ke smíchání složek paliva dochází v první třetině spalování komoře, a ne v hlavě trysky.) Hlavním požadavkem na trysky je co nejrychlejší a nejdůkladnější promíchání složek při vstupu do komory, protože na tom závisí rychlost jejich vznícení a spalování.
Přes hlavu trysky motoru F-1 se například každou sekundu dostalo do spalovací komory 1,8 tuny kapalného kyslíku a 0,9 tuny petroleje. A doba setrvání každé části tohoto paliva a produktů jeho spalování v komoře se vypočítá v milisekundách . Během této doby by palivo mělo shořet co nejúplněji, protože nespálené palivo je ztráta tahu a specifického impulsu . Řešení tohoto problému je dosaženo řadou opatření:

• Maximální nárůst počtu trysek v hlavě s úměrnou minimalizací průtoku jednou tryskou. (Hlava trysek motoru F-1 má 2 600 kyslíkových trysek a 3 700 kerosinových trysek.)
• Speciální geometrie vstřikovačů v hlavě a střídání vstřikovačů paliva a okysličovadla .
• Speciální tvar kanálu trysky, díky kterému se kapalina při pohybu kanálem otáčí a když vstoupí do komory, je rozptýlena do stran odstředivou silou .

Chladicí systém

Vzhledem k rychlosti procesů probíhajících ve spalovací komoře LRE se do konstrukce motoru přenáší pouze nevýznamná část (zlomky procent) veškerého tepla generovaného v komoře, avšak kvůli vysoké spalovací teplotě (někdy přes 3000 K), a značné množství uvolněného tepla, i jeho malá část stačí k tepelné destrukci motoru, takže problém ochrany materiálové části LRE před vysokými teplotami je velmi důležitý. K jeho řešení existují dvě základní metody, které se často kombinují – chlazení a tepelná ochrana [6] .

U LRE s čerpaným palivem se používá především jeden způsob chlazení ve spojení s jedním způsobem tepelné ochrany stěn komory LRE: průtokové chlazení a vrstva stěny . U malých motorů s objemovým palivovým systémem se často používá ablativní chlazení .

Průtokové chlazení spočívá v tom, že ve stěně spalovací komory a v horní, nejvíce zahřívané části trysky je tak či onak vytvořena dutina (často nazývaná chladicí plášť ), kterou prochází jedna ze složek paliva (obvykle palivo ) prochází před vstupem do hlavy trysky a ochlazuje tak stěnu komory.

Pokud se teplo absorbované chladicí kapalinou vrací do komory spolu s chladicí kapalinou samotnou, pak se takový systém nazývá „ regenerační“ , pokud chladicí kapalina s odebraným teplem nevstupuje do spalovací komory, ale je vypouštěna ven, pak se nazývá " nezávislou " metodu průtokového chlazení.

Pro vytvoření chladicího pláště byly vyvinuty různé technologické postupy. Komora raketového motoru V-2 se například skládala ze dvou ocelových plášťů, vnitřního (tzv. "palebná stěna") a vnějšího, které si navzájem opakovaly tvar. Mezerou mezi těmito plášti prošla chladicí složka ( etanol ) . V důsledku technologických odchylek v šířce mezery docházelo k nerovnoměrnému proudění kapaliny, což mělo za následek lokální přehřívání zón vnitřního pláště, které v těchto místech často vyhořelo s katastrofálními následky.

U moderních motorů je vnitřní část stěny komory vyrobena z vysoce tepelně vodivých bronzových slitin. Úzké tenkostěnné kanály se v něm vytvářejí frézováním (15D520 RN 11K77 Zenit , RN 11K25 Energia ) nebo leptáním kyselinou ( SSME Space Shuttle). Z vnějšku je tato konstrukce pevně ovinuta kolem nosného ocelového nebo titanového plechu , který vnímá výkonové zatížení vnitřního tlaku komory. Chladicí složka cirkuluje skrz kanály . Někdy je chladicí plášť sestaven z tenkých teplovodivých trubek pájených bronzovou slitinou pro těsnost, ale takové komory jsou navrženy pro nižší tlak.

Vrstva stěny (mezní vrstva, Američané také používají termín „závěs“) je vrstva plynu ve spalovací komoře, umístěná v těsné blízkosti stěny komory a sestávající převážně z palivových par . Pro uspořádání takové vrstvy jsou po obvodu směšovací hlavy instalovány pouze palivové trysky . V důsledku přebytku paliva a nedostatku okysličovadla probíhá chemická reakce spalování v přilehlé vrstvě mnohem pomaleji než ve střední zóně komory. V důsledku toho je teplota vrstvy v blízkosti stěny mnohem nižší než teplota ve střední zóně komory a izoluje stěnu komory od přímého kontaktu s nejžhavějšími produkty spalování. Někdy jsou navíc na boční stěny komory instalovány trysky, které přivádějí část paliva do komory přímo z chladicího pláště, také za účelem vytvoření přilehlé vrstvy.

Metoda ablativního chlazení spočívá v použití speciálního tepelného stínícího povlaku na stěnách komory a trysky. Takový povlak je obvykle vícevrstvý. Vnitřní vrstvy se skládají z tepelně izolačních materiálů, na které je nanesena ablační vrstva, tvořená látkou schopnou při zahřátí přecházet z pevného skupenství přímo do plynného skupenství a zároveň v něm absorbovat velké množství tepla. fázová transformace . Ablativní vrstva se postupně odpařuje a poskytuje komoře tepelnou ochranu. Tato metoda se používá u malých raketových motorů s tahem do 10 tun . U takových motorů je spotřeba paliva jen několik kilogramů za sekundu, což nestačí k zajištění požadovaného regeneračního chlazení. Ablativní chlazení bylo použito v pohonných systémech lunárního landeru Apollo .

Spuštění LRE

Spuštění LRE je zodpovědná operace, plná vážných následků v případě mimořádných situací během jejího provádění.

Pokud jsou složky paliva samovznětlivé, tj. procházejí chemickou spalovací reakcí při vzájemném fyzickém kontaktu (např. heptyl / kyselina dusičná ), není obtížné zahájit spalování. Ale v případě, kdy komponenty takové nejsou (například kyslík / petrolej), je potřeba externí zapalovač, jehož činnost musí být přesně koordinována s přívodem palivových složek do spalovací komory. Nespálená palivová směs je výbušninou velké ničivé síly a její nahromadění v komoře hrozí těžkou havárií.

Po zapálení paliva dojde k udržení jeho kontinuálního spalování samo od sebe: palivo znovu vstupující do spalovací komory se zapálí v důsledku vysoké teploty dosažené při spalování dříve zavedeného paliva.

Pro počáteční zapálení paliva ve spalovací komoře během startu LRE se používají různé metody:

• Použití samozápalných složek (zpravidla na bázi startovacích paliv obsahujících fosfor, samozápalných při interakci s kyslíkem), které se zavádějí do komory na samém začátku procesu startování motoru speciálními přídavnými tryskami z pomocný palivový systém a po začátku spalování jsou zásobovány hlavní komponenty. Přítomnost přídavného palivového systému komplikuje konstrukci motoru, ale umožňuje jeho opakované restartování.
• Elektrický zapalovač umístěný ve spalovací komoře poblíž hlavy trysky, který po zapnutí vytváří elektrický oblouk nebo sérii vysokonapěťových jiskrových výbojů . Tento zapalovač je jednorázový. Po zapálení palivo hoří.
• Pyrotechnický zapalovač. Poblíž hlavice trysky v komoře je malý zápalný pyrotechnický tester, který je zapalován elektrickou pojistkou .

Automatický start motoru koordinuje činnost zapalovače a dodávky paliva v čase.

Spuštění velkého LRE s čerpaným palivovým systémem se skládá z několika fází: nejprve se spustí HP a získá dynamiku (tento proces může také sestávat z několika kroků), poté se zpravidla zapnou hlavní ventily LRE, ve dvou a více stupních s postupným zvyšováním tahu ze stupně na stupeň.kroky do normálu.

U relativně malých motorů se cvičí startovat s výkonem raketového motoru ihned na 100% tah, zvaný „dělo“.

LRE automatický řídicí systém

Moderní raketový motor na kapalné palivo je vybaven poměrně složitou automatizací, která musí plnit následující úkoly:

• Bezpečný start motoru a jeho uvedení do hlavního režimu.
• Udržujte udržitelný výkon.
• Změna tahu v souladu s letovým programem nebo na příkaz externích řídicích systémů.
• Vypnutí motoru, když raketa dosáhne dané dráhy (dráhy).
• Regulace poměru spotřeby komponentů.

Vzhledem k technologickému rozptylu hydraulických odporů palivových a okysličovacích cest se poměr nákladů na součástky u reálného motoru liší od vypočtených, což má za následek pokles tahu a měrného impulsu ve vztahu k vypočteným hodnotám. V důsledku toho raketa nemusí nikdy dokončit svůj úkol, protože zcela spotřebovala jednu ze složek paliva. Na úsvitu raketové vědy se s tím potýkali vytvořením zaručené zásoby paliva (raketa je naplněna větším než vypočítaným množstvím paliva, takže to stačí na případné odchylky skutečných letových podmínek od vypočítaných). Garantovaná zásoba paliva je vytvářena na úkor užitečného zatížení. V současné době jsou velké rakety vybaveny automatickým řídicím systémem poměru spotřeby komponentů, který umožňuje udržovat tento poměr blízko vypočítanému, čímž se snižuje garantovaná dodávka paliva, a tím se zvyšuje hmotnost užitečného zatížení.
Automatický řídicí systém pohonného systému zahrnuje snímače tlaku a průtoku na různých místech palivového systému a jeho výkonnými orgány jsou hlavní ventily LRE a řídicí ventily turbíny (na obr. 1 - pozice 7, 8, 9 a 10).

Komponenty paliva

Volba palivových komponentů je jedním z nejdůležitějších rozhodnutí při konstrukci raketového motoru, které předurčuje mnoho vlastností konstrukce motoru a následných technických řešení. Proto se výběr paliva pro LRE provádí s komplexním zvážením účelu motoru a rakety, na které je instalován, jejich provozních podmínek, výrobní technologie, skladování, dodávky na místo startu atd.

Jedním z nejdůležitějších ukazatelů charakterizujících kombinaci komponent je specifický impuls , který má zvláštní význam při konstrukci nosných raket kosmických lodí, protože poměr hmotnosti paliva a užitečného zatížení a následně rozměrů a hmotnosti celé rakety ( viz vzorec Ciolkovského ), což, pokud hodnota specifického impulsu není dostatečně vysoká, nemusí být proveditelné. Následující tabulka ukazuje hlavní výkon některých kombinací složek kapalného paliva.

Kromě specifického impulsu mohou při výběru složek paliva hrát rozhodující roli i další ukazatele vlastností paliva, včetně:

• Hustota , která ovlivňuje rozměry nádrží na komponenty. Jak vyplývá z tabulky, vodík je hořlavý, s největším specifickým impulsem (pro jakékoli oxidační činidlo), ale má extrémně nízkou hustotu. Proto první (největší) stupně nosných raket obvykle používají jiné (méně účinné, ale hustší) druhy paliva, jako je petrolej, což umožňuje zmenšit velikost prvního stupně na přijatelnou úroveň. Příkladem tohoto přístupu jeraketa Saturn V , jejíž první stupeň využívá kyslík / petrolejové složky a 2. a 3. stupeň využívá kyslík/ vodík , a systém Space Shuttle , který jako první stupeň využívá posilovače na tuhá paliva.
• Bod varu , který může způsobit vážná omezení provozních podmínek rakety. Podle tohoto ukazatele se složky kapalných paliv dělí na kryogenní - zkapalněné plyny chlazené na extrémně nízké teploty a vysokovroucí - kapaliny s bodem varu nad 0 ° C.
  • Kryogenní komponenty nelze dlouhodobě skladovat a přemisťovat na velké vzdálenosti, proto je nutné je vyrábět (alespoň zkapalňovat) ve speciálních energeticky náročných průmyslových odvětvích umístěných v těsné blízkosti místa startu, což znemožňuje použití mobilního odpalovacího zařízení. Kromě toho mají kryogenní komponenty další fyzikální vlastnosti, které kladou další požadavky na jejich použití. Například přítomnost i malého množství vody nebo vodní páry v nádržích se zkapalněnými plyny vede k tvorbě velmi tvrdých ledových krystalků, které při vstupu do palivového systému rakety působí na její části jako abrazivní materiál a mohou způsobit těžkou nehodu. Během mnohahodinové přípravy rakety ke startu na ní namrzá velké množství jinovatky, která se mění v led, a pád jejích kousků z velké výšky představuje nebezpečí pro personál podílející se na přípravě i k samotné raketě a odpalovacímu zařízení. Zkapalněné plyny se po naplnění raketami začnou odpařovat a až do samotného startu je třeba je průběžně doplňovat speciálním doplňovacím systémem. Přebytečný plyn vznikající při odpařování složek musí být odstraněn tak, aby se okysličovadlo nemísilo s palivem a nevytvářelo výbušnou směs.
  • Komponenty s vysokým bodem varu se mnohem pohodlněji pohybují, skladují a manipulují, takže v 50. letech minulého století vytlačily kryogenní komponenty z vojenské raketové techniky. V budoucnu se tato oblast stále více začala zabývat tuhými palivy. Ale při vytváření kosmických nosičů si kryogenní paliva stále zachovávají svou pozici díky své vysoké energetické účinnosti a pro manévry ve vesmíru, kdy je nutné palivo skladovat v nádržích měsíce nebo dokonce roky, jsou nejpřijatelnější komponenty s vysokým bodem varu. Ilustrací této „dělby práce“ může být raketový motor na kapalné palivo zapojený do projektu Apollo : všechny tři stupně nosné rakety Saturn-5 využívají kryogenní komponenty a motory měsíční lodi určené k nápravě trajektorii a pro manévry na oběžné dráze Měsíce jsou vysokovroucí nesymetrický dimethylhydrazin a oxid dusitý .
• Chemická agresivita . Všechny oxidační prostředky mají tuto kvalitu. Proto přítomnost i malých množství organických látek v nádržích určených pro okysličovadlo (například mastné skvrny zanechané lidskými prsty) může způsobit požár, v důsledku čehož se může vznítit samotný materiál nádrže (hliník, hořčík, titan a železo hoří velmi rychle v prostředí raketového okysličovadla). ). Kvůli agresivitě se okysličovadla zpravidla nepoužívají jako chladicí kapaliny v chladicích systémech LRE, ale ve vysokotlakých plynových generátorech , aby se snížilo tepelné zatížení turbíny, je pracovní tekutina přesycena palivem, nikoli okysličovadlem. Při nízkých teplotách je kapalný kyslík snad nejbezpečnějším oxidačním činidlem, protože jiná oxidační činidla, jako je oxid dusný nebo koncentrovaná kyselina dusičná , reagují s kovy, a přestože jsou to vysokovroucí oxidační činidla, která lze skladovat po dlouhou dobu při normální teplotě , životnost nádrží, ve kterých jsou umístěny, je omezená.
• Toxicita složek paliva a produktů jejich spalování je vážným omezením jejich použití. Například fluor , jak vyplývá z výše uvedené tabulky, je jako oxidační činidlo účinnější než kyslík , avšak ve spojení s vodíkem tvoří fluorovodík  - extrémně toxickou a agresivní látku a uvolňuje několik stovek i více než tisíce tun takového spalovacího produktu do atmosféry při startu velké rakety by samo o sobě znamenalo velkou katastrofu způsobenou člověkem , a to i při úspěšném startu. A v případě havárie a úniku takového množství této látky nelze škodu vyúčtovat. Proto se fluor jako složka paliva nepoužívá. Jedovatý je také oxid dusnatý, kyselina dusičná a nesymetrický dimethylhydrazin. V současnosti je preferovaným (z ekologického hlediska) oxidantem kyslík a palivem vodík a následně petrolej.

Jednosložkové raketové motory

V jednosložkových motorech se jako palivo používá kapalina, která se při interakci s katalyzátorem rozkládá za vzniku horkého plynu. Příklady takových kapalin jsou hydrazin , který se rozkládá na čpavek a dusík , nebo koncentrovaný peroxid vodíku , který se rozkládá za vzniku přehřáté vodní páry a kyslíku . Přestože jednosložkové raketové motory vyvíjejí malý specifický impuls (v rozsahu 150 až 255 s ) a jsou mnohem méně účinné než dvousložkové, jejich výhodou je jednoduchost konstrukce motoru.
Palivo je skladováno v jedné nádrži a je dodáváno jediným palivovým potrubím. V jednosložkových raketových motorech se používá výhradně výtlačný systém dodávky paliva. Úkol smíchání složek v komoře neexistuje. Zpravidla neexistuje žádný chladicí systém, protože teplota chemické reakce nepřesahuje 600 °C . Při zahřátí prostor motoru odvádí teplo sáláním a jeho teplota se udržuje na úrovni ne vyšší než 300 °C. Jednosložkový raketový motor nepotřebuje žádný složitý řídicí systém.
Hnací látka natlakuje palivo přes ventil do spalovací komory, kde katalyzátor , jako je oxid železa, způsobí jeho rozklad.
Jednosložkové raketové motory na kapalné palivo se obvykle používají jako motory s nízkým tahem (někdy je jejich tah jen několik newtonů) v systémech řízení a stabilizace polohy pro kosmické lodě a taktické střely, u kterých je jednoduchá, spolehlivost a nízká hmotnost konstrukce jsou určujícími kritérii.
Pozoruhodným příkladem může být použití hydrazinové trysky na palubě první americké komunikační družice TDRS-1 ; aby se satelit dostal na geostacionární oběžnou dráhu, tento motor běžel několik týdnů po havárii posilovače a satelit skončil na mnohem nižší oběžné dráze.
Příklad použití jednosložkového raketového motoru na kapalné palivo může sloužit i jako motory s nízkým tahem ve stabilizačním systému sestupového vozidla kosmické lodi Sojuz .

Jednosložkové jsou i proudové motory pracující na stlačený studený plyn (například vzduch nebo dusík). Takové motory se nazývají plynové motory a sestávají z ventilu a trysky. Plynové motory se používají tam, kde jsou tepelné a chemické účinky výfukového paprsku nepřijatelné a kde je hlavním požadavkem jednoduchost konstrukce. Tyto požadavky musí splňovat například individuální pohybová a manévrovací zařízení kosmonautů (UPMK) umístěná v batohu za zády a určená pro pohyb při práci mimo kosmickou loď. UPMK pracují ze dvou válců se stlačeným dusíkem, který je přiváděn přes solenoidové ventily do pohonného systému, který tvoří 16 motorů.

Třísložkové raketové motory

Od začátku 70. let se v SSSR a USA zkoumal koncept třísložkových motorů, které by kombinovaly vysoký specifický impuls při použití jako hořlavý vodík a vyšší průměrnou hustotu paliva (a následně menší objem a hmotnost palivových nádrží), charakteristické pro uhlovodíková paliva. Při startu by takový motor běžel na kyslík a petrolej a ve velkých výškách by přešel na používání kapalného kyslíku a vodíku. Takový přístup může umožnit vytvoření jednostupňového vesmírného nosiče. Ruským příkladem třísložkového motoru je raketový motor RD-701 , který byl vyvinut pro opakovaně použitelný transportní a vesmírný systém MAKS .

Je také možné používat dvě paliva současně - např. vodík - berylium - kyslík a vodík - lithium - fluor (beryllium a lithium hoří a jako pracovní tekutina se většinou používá vodík), což umožňuje dosáhnout specifických hodnot impulsů v oblasti 550-560 sekund je to však technicky velmi obtížné a v praxi nikdy nebylo použito.

Ovládání rakety

V raketách na kapalná paliva plní motory často kromě svého hlavního účelu - vytváření tahu - také úkol řízení letu. Již první řízená balistická střela V-2 byla řízena pomocí 4 grafitových plynodynamických kormidel umístěných v proudovém proudu motoru po obvodu trysky. Tato kormidla vychýlila část proudového proudu, což změnilo směr vektoru tahu motoru a vytvořilo moment síly vzhledem k těžišti rakety, což byla řídicí akce. Tato metoda výrazně snižuje tah motoru, kromě toho grafitová kormidla v tryskovém proudu podléhají silné erozi a mají velmi krátké časové zdroje.
V moderních systémech řízení raket se používají rotační komory LRE , které jsou připevněny k nosným částem těla rakety pomocí závěsů, které umožňují natáčení komory v jedné nebo dvou rovinách. Komponenty paliva jsou přiváděny do komory pomocí ohebného potrubí - vlnovce . Když se kamera odchýlí od osy rovnoběžné s osou rakety, tah kamery vytvoří požadovaný řídicí moment síly. Kamery jsou otáčeny hydraulickými nebo pneumatickými řídicími stroji, které provádějí příkazy generované systémem řízení rakety.
Na ruské vesmírné lodi Sojuz-2 je kromě 20 hlavních, pevných kamer pohonného systému 12 otočných (každá ve své rovině) řídicích kamer menší velikosti. Řídicí komory mají společný palivový systém s hlavními motory.
Z 11 podpůrných motorů (všechny stupně) nosné rakety Saturn-5 je devět (kromě centrálního 1. a 2. stupně) rotačních, každý ve dvou rovinách. Při použití hlavních motorů jako řídicích motorů není provozní rozsah otáčení kamery větší než ±5 °: kvůli velkému tahu hlavní kamery a jejímu umístění v zadním prostoru, to znamená ve značné vzdálenosti od těžiště rakety, i malá odchylka kamery vytváří významný řídicí moment .

Kromě PTZ kamer se někdy používají motory, sloužící pouze pro účely řízení a stabilizace letadla. Dvě komory s opačně nasměrovanými tryskami jsou pevně upevněny na těle zařízení tak, že tah těchto komor vytváří moment síly kolem jedné z hlavních os zařízení. V souladu s tím jsou pro řízení dalších dvou os také instalovány jejich vlastní dvojice řídicích motorů. Tyto motory (většinou jednosložkové) se zapínají a vypínají na povel řídicího systému vozidla a natáčí jej do požadovaného směru. Takové řídicí systémy se obvykle používají pro orientaci letadel ve vesmíru.

Pozoruhodné raketové motory

• Kapalný raketový motor V-2 . Schéma tohoto motoru se stalo pro LRE klasikou po více než půl století. Tah na Zemi - 25 tf . První let - 1942

• Pohonný systém RD-107 kosmické lodi Sojuz v technickém hangáru na kosmodromu Bajkonur . Takové motory vynesly do vesmíru první satelity a první astronauty. Tah na Zemi - 83,5 tf . První let - 1957

• Pohonný systém North American Rockwell, Rocketdyne F-1 . Na 1. stupni kosmické nosné rakety Saturn-5 je instalováno pět motorů . Tyto motory zajišťovaly let člověka na Měsíc. Tah na hladině moře - 691 tf . První let - 1967

• NK-33
• ORM : ORM-1 , ORM-12 , ORM-4 , ORM-5 , ORM-52 , ORM-65 , ORM-8 , ORM-9
• RD-0120 , RD-107 , RD-108 , RD-170 , RD-701
• KDU-414
• Raketový motor 09
• Raketový motor 10
• RD-107A / RD108A
• RS-25 (SSME)
• Merlin

Viz také

• Raketový motor

Poznámky

1. ↑ K. E. Ciolkovskij . Výzkum světových prostorů reaktivními zařízeními  // Scientific review  : journal. - 1903. - Květen ( č. 5 ). (Ruština)
2. ↑ Cheberko, Ivan V Rusku navrhují vytvořit „metanovou raketu“ . Izvestija (16. května 2014). Získáno 18. července 2020. Archivováno z originálu dne 19. července 2020. (Ruština)
3. ↑ Vladimír Surdin . Potřebují lidé na Mars?  // Věda a život  : časopis. - 2006. - Duben. — ISSN 0028-1263 . (Ruština)
4. ↑ Irik Imamutdinov. Dvě a půl tuny paliva za sekundu  // Expert  : journal. - 2012. - 2. července ( č. 26 (809) ). — ISSN 1812-1896 . Archivováno z originálu 3. října 2012. (Ruština)
5. ↑ 1 2 Jakovlev K.P. Stručná fyzikální a technická referenční kniha. - M. : Fizmatlit , 1962. - T. 3. - S. 138. - 686 s. — 50 000 výtisků.
6. ↑ Salakhutdinov G. M. Kapitola V. Vzorce vývoje prací na řešení problému tepelné ochrany raketových motorů na kapalná paliva // Vývoj metod tepelné ochrany raketových motorů na kapalná paliva  / N. I. Melik-Pashaev. - M .  : Nauka, 1984. - 1100 výtisků.
7. ↑ Konstrukce a konstrukce kapalných raketových motorů. Kamery / D. I. Zavistovskij, V. V. Spesivtsev. Proč. příspěvek. - Charkov: National Aerospace University "Charkov Aviation Institute", 2006. - 122 s.
8. ↑ Průměrná hustota paliva se vypočítá jako celková hmotnost komponent dělená jejich celkovým objemem.

Literatura

• A. A. Dorofejev. Základy teorie tepelných raketových motorů (Obecná teorie raketových motorů) . MSTU im. N. E. Bauman. M., 1999.
• I. I. Shuneiko. Mise na Měsíc s lidskou posádkou, design a výkon Saturn V Apollo . M., 1973

Odkazy

• O třísložkovém motoru RD-701 // buran.ru
• Zkouška ohněm . Děj televizního studia Roskosmos (2011)
• Raketové motory na kapalné palivo // lpre.de

Slovníky a encyklopedie	Velký Rus Britannica (online) Universalis
V bibliografických katalozích	GND : 4448628-5 J9U : 987007531572705171 LCCN : sh85077389