Общие сведения о ракетном двигателе

Ракетный двигатель – это установка, предназначенная для получения тяги путем преобразования любого вида энергии в кинетическую энергию рабочего тела, отбрасываемого от двигателя в окружающую среду.

Большинство практически применяемых в настоящее время ракетных двигателей используют химическую энергию, носителем которой является топливо. Топливо может быть одно-, двух- и многокомпонентным. Чаще всего используют двухкомпонентное топливо, состоящее из горючего и окислителя.

Источником энергии в этом случае является реакция горения (экзотермическая, идущая с выделением тепла). Экзотермической реакцией может быть также реакция разложения некоторых веществ, или ассоциация (рекомбинация) атомов и радикалов. Химическая энергия топлива преобразуется в камере сгорания в тепловую энергию продуктов реакции (продуктов сгорания). Затем тепловая энергия в сопле переходит в кинетическую энергию вытекающих продуктов сгорания, в результате чего образуется реактивная сила (тяга).

В зависимости от агрегатного состояния топлива до его использования в двигателе существующие двигатели можно разделить на следующие основные группы: жидкостные ракетные двигатели (ЖРД); ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ); гибридные (комбинированные) ракетные двигатели (ГРД), использующие топливо смешанного агрегатного состояния.

Основной агрегат ЖРД, который создает тягу, – это камера сгорания (КС) двигателя. Она состоит собственно из камеры сгорания и сопла. Всё это конструктивно представляет собой одно целое. Камера сгорания имеет также смесительную головку, на которой размещены специальные устройства – распылители жидкого топлива, называемые форсунками, служащие для подачи компонентов топлива в тонкодисперсном состоянии в КС.

Стенки камеры сгорания изготовляют, как правило, двойными для создания зазора между внутренней огневой стенкой и наружной силовой стенкой КС, называемой рубашкой охлаждения. Стенки камеры сгорания связаны между собой с помощью гофр, ребер или выштамповок. По зазору между стенками КС протекает компонент или компоненты топлива, охлаждающие камеру сгорания.

Рабочий процесс в камере ЖРД можно представить следующим образом. Горючее и окислитель впрыскиваются под давлением в камеру сгорания через форсунки, дробятся на мелкие капли, перемешиваются, испаряются и воспламеняются.

Воспламенение (зажигание) топлива в камере сгорания может осуществляться химическими, пиротехническими и электрическими средствами (часто компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, таким образом осуществляется химическое зажигание топлива).

Топливо после воспламенения горит в камере сгорания при высоких давлениях (в некоторых случаях до 15–20 МПа и более). При горении топлива образуются газообразные продукты сгорания (ПС), нагретые до высоких температур (3000–4500 К), которые истекают из камеры сгорания в окружающее пространство через сопло.

По мере движения ПС по длине сопла температура и давление их уменьшаются, а скорость возрастает, переходя через скорости звука в минимальном (критическом) сечении сопла. На выходе из сопла скорость истечения достигает 2700–4500 м/с. Следует учитывать, что чем больше массовый секундный расход топлива и скорость газа на выходе из сопла, тем больше тяга, создаваемая камерой сгорания.

Высокие термо- и газодинамические параметры газа (давление, температура, скорость), а также коррозионное и эрозионное воздействие продуктов сгорания на стенку камеры создают чрезвычайно тяжелые условия ее работы. Для надежной работы камеры сгорания, кроме интенсивного наружного (регенеративного) охлаждения, применяют также специальные методы тепловой защиты, а именно: пристеночную зону с пониженной температурой газа (внутреннее охлаждение), специальные термостойкие покрытия стенок и т. д. Однако следует учитывать, что применение внутреннего охлаждения, как правило, уменьшает удельный импульс тяги двигателя и тем самым снижает экономичность двигательной установки.

В общем случае двигательная установка состоит из камеры сгорания (или нескольких камер), систем регулирования и подачи компонентов топлива в камеру, исполнительных устройств для создания управляющих моментов, соединительных магистралей и т. п.

Система регулирования осуществляет автоматическое поддержание или программированное изменение параметров в камере сгорания для обеспечения заданных величин тяги двигательной установки, определенного соотношения компонентов топлива, устойчивой работы камеры, а также управляет переходными процессами, например запуском и остановкой двигателя. Для системы регулирования применяют различные клапаны, редукторы, запальные устройства и другие элементы, называемые органами автоматики, назначение которых – осуществлять определенные операции в заданной последовательности.

Компоненты топлива подают в камеру сгорания или с помощью вытеснительной системы подачи, или с помощью насосов. В последнем случае систему подачи называют насосной. Обычно для привода насосов используют турбину. Поэтому агрегат, состоящий из насосов и турбины, называют турбонасосным агрегатом (ТНА). Рабочее тело для привода турбины обычно получают в газогенераторе (ГГ).

Моменты, управляющие летательным аппаратом (ЛА) на траектории, как правило, создаются либо поворотом камеры ЖРД относительно её оси, либо изменением величины тяги отдельных неподвижных камер (метод рассогласования тяг), либо с помощью специальных управляющих двигателей.