Учебно-методическое пособие
На тему: «Классификация ракетных двигателей и принципиальные схемы ракетных двигательных установок»
Одобрено
протокол №___________
от «___»_________2010 г.
Байконур
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
Литература 21
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
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 * 105 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;
г) по развиваемой тяге;
- малой тяги (от 1,0 10 до 1,6 кН);
- средней тяги (от 1,6 до 1000 кН);
- большой тяги от 1,0 до 10 МН);
- сверхбольшой тяги (свыше 10 МН).