+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Жрд жидкостный ракетный двигатель: ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ • Большая российская энциклопедия

0

Жидкостный ракетный двигатель — это… Что такое Жидкостный ракетный двигатель?

Жидкостный раке́тный дви́гатель (ЖРД) — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.

История

На возможность использования жидкостей, в том числе жидких водорода и кислорода, в качестве топлива для ракет указывал К. Э. Циолковский в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованной в 1903 году. Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретатель Роберт Годдард в 1926 г. Аналогичные разработки в 1931—1933 гг. проводились в СССР группой энтузиастов под руководством Ф. А. Цандера. Эти работы были продолжены в организованном в 1933 г. РНИИ, но в 1938 г. тематика ЖРД в нём была закрыта[источник не указан 512 дней], а ведущие конструкторы С. П. Королёв и В. П.  Глушко были репрессированы, как «вредители».

Наибольших успехов в разработке ЖРД в первой половине XX в. добились немецкие конструкторы Вальтер Тиль, Гельмут Вальтер, Вернер фон Браун и др. В ходе Второй мировой войны они создали целый ряд ЖРД для ракет военного назначения: баллистической Фау-2, зенитных Вассерфаль, Шметтерлинг, Райнтохтер R3. В Третьем рейхе к 1944 г. фактически была создана новая отрасль индустрии — ракетостроение, под общим руководством В. Дорнбергера, в то время, как в других странах разработки ЖРД находились в экспериментальной стадии.

По окончании войны разработки немецких конструкторов подтолкнули исследования в области ракетостроения в СССР и в США, куда эмигрировали многие немецкие учёные и инженеры, в том числе В. фон Браун. Начавшаяся гонка вооружений и соперничество СССР и США за лидерство в освоении космоса явились мощными стимуляторами разработок ЖРД.

В 1957 г. в СССР под руководством С. П. Королёва была создана МБР Р-7, оснащённая ЖРД РД-107 и РД-108, на тот момент самими мощными и совершенными в мире, разработанными под руководством В. П. Глушко. Эта ракета была использована, как носитель первых в мире Искусственных спутников земли, первых пилотируемых космических аппаратов и межпланетных зондов.

В 1969 г. в США был запущен первый космический корабль серии Аполлон, выведенный на траекторию полёта к Луне ракетой-носителем Сатурн-5, первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателями F-1. F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД, уступая по тяге четырёхкамерному двигателю РД-170, разработанному КБ «Энергомаш» в Советском Союзе в 1976 г.

В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.

Сфера использования, преимущества и недостатки

Ракеты-носители и двигательные установки различных космических аппаратов являются преимущественной областью применения ЖРД.

К преимуществам ЖРД можно отнести следующие:

  • Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары кислород-водород, для керосин-кислород — 3 500 м/с).
  • Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.
  • При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых, за счёт более высокого удельного импульса, а во-вторых за счёт того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно и камерой сгорания, и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете, тем больше размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.

Недостатки ЖРД:

  • ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более дорогостоящи, чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с бо́льшими предосторожностями, а технология подготовки её к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твёрдотопливным двигателям, ввиду их более высокой надёжности, мобильности и боеготовности.
  • Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе.
  • В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей, уже освоенными двумя направлениями:
    1. Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые, так и беспилотные).
    2. Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (Вояджер, Галилео).
Если кратковременная пилотируемая экспедиция к Марсу или Венере на ЖРД ещё представляется возможной (хотя существуют сомнения в целесообразности такого рода полётов
[1]
), то для путешествия к более далёким объектам Солнечной системы размеры необходимой для этого ракеты и длительность полёта выглядят нереалистично.
«Жидкостные ракетные двигатели востребованы и будут востребованы ещё очень долго, потому что никакая другая техника не в состоянии более надежно и экономично поднять груз с Земли и вывести его на околоземную орбиту. Они безопасны с точки зрения экологии, особенно те, что работают на жидком кислороде и керосине. Но для полетов к звездам и другим галактикам ЖРД, конечно, совсем непригодны. Масса всей метагалактики — 1056 граммов. Для того чтобы разогнаться на ЖРД хотя бы до четверти скорости света, потребуется совершенно невероятный объём топлива — 103200 граммов, так что даже думать об этом глупо. У ЖРД есть своя ниша — маршевые двигатели. На жидкостных двигателях можно разогнать носитель до второй космической скорости, долететь до Марса, и все.»
[2]

— Каторгин, Борис Иванович, академик РАН, бывший руководитель НПО «Энергомаш»

Устройство и принцип действия двукомпонентного ЖРД

Существует довольно большое разнообразие схем устройства ЖРД, при единстве главного принципа их действия. Рассмотрим устройство и принцип действия ЖРД на примере двукомпонентного двигателя с насосной подачей топлива, как наиболее распространённого, схема которого стала классической. Другие типы ЖРД (за исключением трёхкомпонентного) являются упрощенными вариантами рассматриваемого, и при их описании достаточно будет указать упрощения.

На рис. 1 схематически представлено устройство ЖРД.

Компоненты топлива — горючее (1) и окислитель (2) поступают из баков на центробежные насосы (3, 4), приводимые в движение газовой турбиной (5). Под высоким давлением компоненты топлива поступают на форсуночную головку (12) — узел, в котором размещены форсунки, через которые компоненты нагнетаются в камеру сгорания (13), перемешиваются и сгорают, образуя нагретое до высокой температуры газообразное рабочее тело, которое, расширяясь в сопле, совершает работу и преобразует внутреннюю энергию газа в кинетическую энергию его направленного движения. Через сопло (14) газ истекает с большой скоростью, сообщая двигателю реактивную тягу.

Топливная система

Турбонасосный агрегат (ТНА) ЖРД ракеты Фау-2 в разрезе. Ротор турбины посредине. Роторы насосов по бокам от него

Топливная система ЖРД включает в себя все элементы, служащие для подачи топлива в камеру сгорания — топливные баки, трубопроводы, турбонасосный агрегат (ТНА) — узел, состоящий из насосов и турбины, смонтированных на едином валу, форсуночная головка, и клапаны, регулирующие подачу топлива.

Насосная подача топлива позволяет создать в камере двигателя высокое давление, от десятков атмосфер до 250 ат (ЖРД 11Д520 РН «Зенит»). Высокое давление обеспечивает большую степень расширения рабочего тела, что является предпосылкой для достижения высокого значения удельного импульса. Кроме того, при большом давлении в камере сгорания достигается лучшее значение

тяговооружённости двигателя — отношения величины тяги к весу двигателя. Чем больше значение этого показателя, тем меньше размеры и масса двигателя (при той же величине тяги), и тем выше степень его совершенства. Преимущества насосной системы особенно сказываются в ЖРД с большой тягой — например, в двигательных установках ракет-носителей.

На рис.1 отработанные газы из турбины ТНА поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, — с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину).

Альтернативой замкнутому циклу является открытый цикл, при котором выхлоп турбины производится прямо в окружающую среду через отводной патрубок. Реализация открытого цикла технически проще, поскольку работа турбины не связана с работой камеры ЖРД, и в этом случае ТНА вообще может иметь свою независимую топливную систему, что упрощает процедуру запуска всей двигательной установки. Но системы с замкнутым циклом имеют несколько лучшие значения удельного импульса, и это заставляет конструкторов преодолевать технические трудности их реализации, особенно для больших двигателей ракет-носителей, к которым предъявляются особо высокие требования по этому показателю.

В схеме на рис. 1 один ТНА нагнетает оба компонента, что допустимо в случаях, когда компоненты имеют соизмеримые плотности. Для большинства жидкостей, используемых в качестве компонентов ракетного топлива, плотность колеблется в диапазоне 1 ± 0,5 г/см³, что позволяет использовать один турбопривод для обоих насосов. Исключение составляет жидкий водород, который при температуре 20°К имеет плотность 0,071 г/см³. Для такой лёгкой жидкости требуется насос с совершенно другими характеристиками, в том числе, с гораздо большей скоростью вращения. Поэтому, в случае использования водорода в качестве горючего, для каждого компонента предусматривается независимый ТНА.

При небольшой тяге двигателя (и, следовательно, небольшом расходе топлива) турбонасосный агрегат становится слишком «тяжеловесным» элементом, ухудшающим весовые характеристики двигательной установки. Альтернативой насосной топливной системе служит вытеснительная, при которой поступление топлива в камеру сгорания обеспечивается давленнием наддува в топливных баках, создаваемое сжатым газом, чаще всего азотом, который негорюч, неядовит, не является окислителем и сравнительно дёшев в производстве. Для наддува баков с жидким водородом употребляется гелий, так как другие газы при температуре жидкого водорода конденсируются и превращаются в жидкости.

При рассмотрении функционирования двигателя с вытеснительной системой подачи топлива из схемы на рис. 1 исключается ТНА, а компоненты топлива поступают из баков прямо на главные клапаны ЖРД (9) и (10). Давление в топливных баках при вытеснительной подаче должно быть выше, чем в камере сгорания, баки — прочнее (и тяжелее), чем в случае насосной топливной системы. На практике давление в камере сгорания двигателя с вытеснительной подачей топлива ограничивается величинами 10 — 15 ат. Обычно такие двигатели имеют сравнительно небольшую тягу (в пределах 10 т). Преимуществами вытеснительной системы является простота конструкции и скорость реакции двигателя на команду пуска, особенно, в случае использования самовоспламеняющихся компонентов топлива. Такие двигатели служат для выполнения маневров космических аппаратов в космическом пространстве. Вытеснительная система была применена во всех трёх двигательных установках лунного корабля Аполлон — служебной (тяга 9 760 кГс), посадочной (тяга 4 760 кГс), и взлётной (тяга 1 950 кГс).

Форсуночная головка — узел, в котором смонтированы форсунки, предназначенные для впрыска компонентов топлива в камеру сгорания. Главное требование, предъявляемое к форсункам — максимально быстрое и тщательное перемешивание компонентов при поступлении в камеру, потому что от этого зависит скорость их воспламенения и сгорания.
Через Форсуночную головку двигателя F-1  (англ.), например, в камеру сгорания ежесекундно поступает 1,8 т жидкого кислорода и 0,9 т керосина. И время нахождения каждой порции этого топлива и продуктов его сгорания в камере исчисляется миллисекундами. За это время топливо должно сгореть насколько возможно полнее, так как несгоревшее топливо — это потеря тяги и удельного импульса. Решение этой проблемы достигается рядом мер:

  • Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
  • Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
  • Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.

Система охлаждения

Ввиду стремительности процессов, происходящих в камере сгорания ЖРД, лишь ничтожная часть (доли процента) всей теплоты, вырабатываемой в камере, передаётся конструкции двигателя, однако, ввиду высокой температуры горения (иногда — свыше 3000°К), и значительного количества выделяемого тепла, даже малой его части достаточно для термического разрушения двигателя, поэтому проблема охлаждения ЖРД весьма актуальна.

Для ЖРД с насосной подачей топлива в основном применяются два метода охлаждения стенок камеры ЖРД: регенеративное охлаждение и пристенный слой, которые часто используются совместно. Для небольших двигателей с вытеснительной топливной системой часто применяется абляционный метод охлаждения.

Трубчатая конструкция сопел и камер ЖРД ракеты Титан I.

Регенеративное охлаждение состоит в том, что в стенке камеры сгорания и верхней, наиболее нагреваемой, части сопла тем или иным способом создается полость (иногда называемая «рубашкой охлаждения»), через которую перед поступлением в смесительную головку проходит один из компонентов топлива (обычно — горючее), охлаждая, таким образом, стенку камеры. Тепло, поглощённое охлаждающим компонентом, возвращается в камеру вместе с самим теплоносителем, что и оправдывает название системы — «регенеративная».

Разработаны разные технологические приёмы для создания рубашки охлаждения. Камера ЖРД ракеты Фау-2, например, состояла из двух стальных оболочек, внутренней и внешней, повторявших форму друг друга. По зазору между этими оболочками проходил охлаждающий компонент (этанол). Из-за технологических отклонений толщины зазора возникали неравномерности течения жидкости, в результате создавались локальные зоны перегрева внутренней оболочки, которая часто «прогорала» в этих зонах, с катастрофическими последствиями.

В современных двигателях внутренняя часть стенки камеры изготовляется из высокотеплопроводных бронзовых сплавов. В ней создаются узкие тонкостенные каналы методом фрезерования (15Д520 РН 11К77 Зенит, РН 11К25 Энергия), или травления кислотой (SSME Space Shuttle). Снаружи эта конструкция плотно обхватывается несущей листовой оболочкой из стали или титана, которая воспринимает силовую нагрузку внутреннего давления камеры. По каналам циркулирует охлаждающий компонент. Иногда рубашка охлаждения собирается из тонких теплопроводных трубок, для герметичности пропаянных бронзовым сплавом, но такие камеры рассчитаны на более низкое давление.

Пристенный слой (пограничный слой, американцы используют также термин «curtain» — занавеска) — это газовый слой в камере сгорания, находящийся в непосредственной близости от стенки камеры, и состоящий, преимущественно, из паров горючего. Для организации такого слоя по периферии смесительной головки устанавливаются только форсунки горючего. Ввиду избытка горючего и недостатка окислителя химическая реакция горения в пристенном слое происходит гораздо менее интенсивно, чем в центральной зоне камеры. В результате температура пристенного слоя оказывается значительно ниже, чем температура в центральной зоне камеры, и он изолирует стенку камеры от непосредственного контакта с наиболее горячими продуктами горения. Иногда, в дополнение к этому, на боковых стенках камеры устанавливаются форсунки, выводящие часть горючего в камеру прямо из рубашки охлаждения, также с целью создания пристенного слоя.

Абляционный метод охлаждения состоит в специальном теплозащитном покрытии стенок камеры и сопла. Такое покрытие обычно бывает многослойным. Внутренние слои состоят из теплоизолирующих материалов, на которые наносится абляционный слой, состоящий из вещества, способного переходить при нагреве из твёрдой фазы непосредственно в газообразную, и при этом поглощать большое количество теплоты в этом фазовом превращении. Абляционный слой постепенно испаряется, обеспечивая тепловую защиту камеры. Этот метод практикуется в небольших ЖРД, с тягой до 10 т. В таких двигателях расход горючего составляет всего лишь несколько килограммов в секунду, и этого оказывается недостаточно, чтобы обеспечить интенсивное регенеративное охлаждение. Абляционное охлаждение применялось в двигательных установках лунного корабля Аполлон.

Запуск ЖРД

Запуск ЖРД — ответственная операция, чреватая тяжёлыми последствиями в случае возникновения нештатных ситуаций в ходе её выполнения.

Если компоненты топлива являются самовоспламеняющимися, то есть вступающими в химическую реакцию горения при физическом контакте друг с другом (например, гептил/азотная кислота), инициация процесса горения не вызывает проблем. Но в случае, когда компоненты не являются таковыми, необходим внешний инициатор воспламенения, действие которого должно быть точно согласовано с подачей компонентов топлива в камеру сгорания. Несгоревшая топливная смесь — это взрывчатка большой разрушительной силы, и накопление её в камере грозит тяжёлой аварией.

После воспламенения топлива поддержание непрерывного процесса его горения происходит само собой: топливо, вновь поступающее в камеру сгорания воспламеняется за счёт высокой температуры, созданной при сгорании ранее введённых порций.

Для первоначального воспламенения топлива в камере сгорания при запуске ЖРД используются разные методы:

  • Использование самовоспламеняющихся компонентов (как правило, на основе фосфоросодержащих пусковых горючих, самовоспламеняющихся при взаимодействии с кислородом), которые в самом начале процесса запуска двигателя вводятся в камеру через специальные, дополнительные форсунки из вспомогательной топливной системы, а после начала горения подаются основные компоненты. Наличие дополнительной топливной системы усложняет устройство двигателя, зато позволяет его неоднократный повторный запуск.
  • Электрический воспламенитель, размещаемый в камере сгорания вблизи смесительной головки, который при включении создаёт электрическую дугу или серию искровых разрядов высокого напряжения. Такой воспламенитель — одноразовый. После воспламенения топлива он сгорает.
  • Пиротехнический воспламенитель. Вблизи смесительной головки в камере размещается небольшая пиротехническая шашка зажигательного действия, которая поджигается электрическим запалом.

Автоматика запуска двигателя согласовывает по времени действие воспламенителя и подачу топлива.

Запуск больших ЖРД с насосной топливной системой состоит из нескольких стадий: сначала запускается и набирает обороты ТНА (этот процесс также может состоять из нескольких фаз), затем включаются главные клапаны ЖРД, как правило, в две или больше ступеней с постепенным набором тяги от ступени к ступени до нормальной.

Для относительно небольших двигателей практикуется запуск с выходом ЖРД сразу на 100 % тяги, называемый «пушечным».

Система автоматического управления ЖРД

Современный ЖРД снабжается довольно сложной автоматикой, которая должна выполнять следующие задачи:

  • Безопасный пуск двигателя и вывод его на основной режим.
  • Поддержание стабильного режима работы.
  • Изменение тяги в соответствии с программой полёта или по команде внешних систем управления.
  • Отключение двигателя по достижении ракетой заданной орбиты (траектории).
  • Регулирование соотношения расхода компонентов.
Из-за технологического разброса гидравлических сопротивлений трактов горючего и окислителя соотношение расходов компонентов у реального двигателя отличается от расчётного, что влечёт за собой снижение тяги и удельного импульса по отношению к расчётным значениям. В результате ракета может так и не выполнить свою задачу, израсходовав полностью один из компонентов топлива. На заре ракетостроения с этим боролись, создавая гарантийный запас топлива (ракету заправляют большим, чем расчётное, количеством топлива, чтобы его хватило при любых отклонениях реальных условий полёта от расчётных). Гарантийный запас топлива создаётся за счёт полезного груза. В настоящее время большие ракеты оборудуются системой автоматического регулирования соотношения расхода компонентов, которая позволяет поддерживать это соотношение близким к расчётному, сократить, таким образом, гарантийный запас топлива, и соответственно увеличить массу полезной нагрузки.

Система автоматического управления двигательной установкой включает в себя датчики давления и расхода в разных точках топливной системы, а исполнительными органами её являются главные клапаны ЖРД и клапаны управления турбиной (на рис.1 — позиции 7, 8, 9 и 10).

Компоненты топлива

Выбор компонентов топлива является одним из важнейших решений при проектировании ЖРД, предопределяющий многие детали конструкции двигателя и последующие технические решения. Поэтому выбор топлива для ЖРД выполняется при всестороннем рассмотрении назначения двигателя и ракеты, на которой он устанавливается, условий их функционирования, технологии производства, хранения, транспортировки к месту старта и т. п.

Одним из важнейших показателей, характеризующих сочетание компонентов является удельный импульс, который имеет особенно важное значение при проектировании ракет-носителей космических аппаратов, так как от него в сильнейшей степени зависит соотношение массы топлива и полезного груза, а следовательно, размеры и масса всей ракеты (см. Формула Циолковского), которые при недостаточно высоком значении удельного импульса могут оказаться нереальными. В таблице 1 приведены основные характеристики некоторых сочетаний компонентов жидкого топлива.

Таблица 1.[3]
ОкислительГорючееУсреднённая плотность
топлива[4], г /см³
Температура в камере
сгорания, °К
Пустотный удельный
импульс, с
КислородВодород0,31553250428
Керосин1,0363755335
Несимметричный диметилгидразин0,99153670344
Гидразин1,07153446346
Аммиак0,83933070323
Тетраоксид диазотаКеросин1,2693516309
Несимметричный диметилгидразин1,1853469318
Гидразин1,2283287322
ФторВодород0,6214707449
Гидразин1,3144775402
Пентаборан1,1994807361

Помимо удельного импульса при выборе компонентов топлива, решающую роль могут сыграть и другие показатели свойств топлива, в том числе:

  • Плотность, влияющая на размеры баков компонентов. Как следует из табл. 1, водород является горючим, с самым большим удельным импульсом (при любом окислителе), однако он обладает крайне низкой плотностью. Поэтому первые (самые большие) ступени ракет-носителей обычно используют другие (менее эффективные, но более плотные) виды горючего, например, керосин, что позволяет уменьшить размеры первой ступени до приемлемых. Примерами такой «тактики» служат ракета Сатурн-5, первая ступень которой использует компоненты кислород/керосин, а 2-я и 3-я ступени — кислород/водород, и система Спейс Шаттл, в которой в качестве первой ступени использованы твёрдотопливные ускорители.
  • Температура кипения, которая может накладывать серьёзные ограничения на условия эксплуатации ракеты. По этому показателю компоненты жидкого топлива подразделяют на криогенные — охлаждённые до крайне низких температур сжиженные газы, и высококипящие — жидкости имеющие температуру кипения выше 0 °C.
    • Криогенные компоненты не могут долго храниться, и транспортироваться на большие расстояния, поэтому они должны изготовляться (по крайней мере сжижаться) на специальных энергоёмких производствах, находящихся в непосредственной близости от места старта, что делает пусковую установку совершенно немобильной. Помимо этого, криогенные компоненты обладают и другими физическими свойствами, предъявляющими дополнительные требования к их использованию. Например, наличие даже незначительного количества воды или водяного пара в ёмкостях со сжиженными газами приводит к образованию очень твёрдых кристаллов льда, которые при попадании в топливную систему ракеты воздействуют на её части как абразивный материал и могут стать причиной тяжёлой аварии. За время многочасовой подготовки ракеты к старту на ней намерзает большое количество инея, превращающегося в лёд, и падение его кусков с большой высоты представляет опасность для персонала, занятого в подготовке, а также для самой ракеты и стартового оборудования. Сжиженные газы после заправки ими ракеты начинают испаряться, и до момента старта их нужно непрерывно пополнять через специальную систему подпитки. Избыток газа, образующегося при испарении компонентов, необходимо отводить таким образом, чтобы окислитель не смешивался с горючим, образуя взрывчатую смесь.
    • Высококипящие компоненты гораздо более удобны при транспортировке, хранении и оперировании с ними, поэтому в 50е годы ХХ в они вытеснили криогенные компоненты из области военного ракетостроения. В дальнейшем эта область всё в большей степени стала заниматься твёрдым топливом. Но при создании космических носителей криогенные топлива пока сохраняют своё положение за счёт высокой энергетической эффективности, а для выполнения маневров в космическом пространстве, когда топливо должно сохраняться в баках месяцами, а то и годами, наиболее приемлемыми являются высококипящие компоненты. Иллюстрацией такого «разделения труда» могут служить ЖРД, задействованные в проекте Аполлон: все три ступени ракеты-носителя Сатурн-5 используют криогенные компоненты, а двигатели лунного корабля, предназначенные для коррекции траектории и для маневров на окололунной орбите, — высококипящие несимметричный диметилгидразин и тетраоксид диазота.
  • Химическая агрессивность. Этим качеством обладают все окислители. Поэтому наличие в баках, предназначенных для окислителя, даже незначительных количеств органических веществ (например, жировых пятен, оставленных человеческими пальцами) может вызвать возгорание, вследствие которого может загореться материал самого бака (алюминий, магний, титан и железо очень энергично горят в среде ракетного окислителя). Из-за агрессивности окислители, как правило, не используются в качестве теплоносителей в системах охлаждения ЖРД, а в газогенераторах ТНА, для снижения тепловой нагрузки на турбину рабочее тело перенасыщается горючим, а не окислителем. При низких температурах жидкий кислород является, пожалуй, самым безопасным окислителем, потому, что альтернативные окислители, такие как тетраоксид диазота или концентрированная азотная кислота вступают в реакцию с металлами, и хотя они являются высококипящими окислителями, которые могут подолгу храниться при нормальной температуре, время службы баков, в которых они находятся, ограничено.
  • Токсичность компонентов топлива и продуктов их горения является серьёзным ограничителем их использования. Например, фтор, как следует из табл.1., как окислитель, более эффективен, чем кислород, однако в паре с водородом он образует фтороводород — вещество крайне токсичное и агрессивное, и выброс нескольких сотен, тем более, тысяч тонн такого продукта сгорания в атмосферу при запуске большой ракеты, сам по себе является крупной техногенной катастрофой, даже при удачном запуске. А в случае аварии, и разлива такого количества этого вещества, ущерб не поддаётся учёту. Поэтому фтор не используется в качестве компонента топлива. Токсичными являются и тетраоксид азота, азотная кислота и несимметричный диметилгидразин. В настоящее время предпочитаемым (с экологической точки зрения) окислителем является кислород, а горючим — водород, за которым следует керосин.

Однокомпонентные ЖРД

В однокомпонентных двигателях в качестве топлива используется жидкость, которая при взаимодействии с катализатором разлагается с образованием горячего газа. Примерами таких жидкостей могут служить гидразин, который разлагается на аммиак и азот, или концентрированная перекись водорода, при разложении образующая перегретый водяной пар и кислород. Хотя однокомпонентные ЖРД развивают небольшой удельный импульс (в диапазоне от 150 до 255 с) и намного уступают по эффективности двукомпонентным, их преимуществом является простота конструкции двигателя.
Топливо хранится в единственной емкости, и подаётся по единственной топливной магистрали. В однокомпонентных ЖРД используется исключительно вытеснительная система подачи топлива. Проблемы перемешивания компонентов в камере не существует. Система охлаждения, как правило, отсутствует, поскольку температура химической реакции не превышает 600 °C. Нагреваясь, камера двигателя рассеивает тепло излучением и её температура при этом удерживается на уровне не выше 300 °C. В сколько-нибудь сложной системе управления однокомпонентный ЖРД не нуждается.
Под действием вытесняющего давления топливо через клапан поступает в камеру сгорания, в которой катализатор, например, оксид железа, вызывает его разложение.
Однокомпонентные ЖРД обычно используются как двигатели малой тяги (иногда их тяга составляет всего лишь несколько ньютонов) в системах ориентации и стабилизации космических аппаратов и тактических ракет, для которых простота, надежность и малая масса конструкции являются определяющими критериями.
Можно привести замечательный пример использования гидразинового двигателя малой тяги на борту первого американского спутника связи TDRS-1; этот двигатель работал в течение нескольких недель, чтобы вывести спутник на геостационарную орбиту, после того как на ускорителе случилась авария и спутник оказался на значительно более низкой орбите.
Примером использования однокомпонентного ЖРД могут служить также двигатели малой тяги в системе стабилизации спускаемого аппарата космического корабля «Союз».

Однокомпонентнымми являются и реактивные двигатели, работающие на сжатом холодном газе (например, воздухе или азоте). Такие двигатели называются газореактивными и состоят из клапана и сопла. Газореактивные двигатели применяются там, где недопустимо тепловое и химическое воздействие выхлопной струи, и где основным требованием является простота конструкции. Этим требованиям должны удовлетворять, например, индивидуальные устройства перемещения и маневрирования космонавтов (УПМК), расположенные в ранце за спиной и предназначенные для перемещения при работах вне космического корабля. УПМК работают от двух баллонов со сжатым азотом, который подается через соленоидные клапаны в двигательную установку, состоящую из 16 двигателей.

Трёхкомпонентные ЖРД

С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании в качестве горючего водорода, и более высокую усреднённую плотность топлива (а, следовательно, меньший объём и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель. Российским примером трехкомпонентного двигателя является ЖРД РД-701, который был разработан для многоразовой транспортно-космической системы МАКС.

Возможно также использование двух топлив одновременно — например водород-бериллий-кислород и водород-литий-фтор (бериллий и литий горят, а водород по большей части используется как рабочее тело), что позволяет достичь значений удельного импульса в районе 550—560 секунд, однако технически очень сложно и никогда не использовалось на практике.

Управление ракетой

В жидкостных ракетах двигатели часто помимо основной функции — создания тяги, выполняют также роль органов управления полётом. Уже первая управляемая баллистическая ракета Фау-2 управлялась с помощью 4 графитных газодинамических рулей, помещённых в реактивную струю двигателя по периферии сопла. Отклоняясь, эти рули отклоняли часть реактивной струи, что изменяло направление вектора тяги двигателя, и создавало момент силы относительно центра масс ракеты, что и являлось управляющим воздействием. Этот способ заметно снижает тягу двигателя, к тому же графитные рули в реактивной струе подвержены сильной эрозии и имеют очень малый временной ресурс.
В современных системах управления ракетами используются поворотные камеры ЖРД, которые крепятся к несущим элементам корпуса ракеты с помощью шарниров, позволяющих поворачивать камеру в одной или в двух плоскостях. Компоненты топлива подводятся к камере с помощью гибких трубопроводов — сильфонов. При отклонении камеры от оси, параллельной оси ракеты, тяга камеры создаёт требуемый управляющий момент силы. Поворачиваются камеры гидравлическими или пневматическими рулевыми машинками, которые исполняют команды, вырабатываемые системой управления ракетой.
В отечественном космическом носителе Союз (см.фото в заголовке статьи) помимо 20 основных, неподвижных камер двигательной установки имеются 12 поворотных (каждая — в своей плоскости), управляющих камер меньшего размера. Рулевые камеры имеют общую топливную систему с основными двигателями.
Из 11 маршевых двигателей (всех ступеней) ракеты-носителя Сатурн-5 девять (кроме центральных 1-й и 2-й ступеней) являются поворотными, каждый — в двух плоскостях. При использовании основных двигателей в качестве управляющих рабочий диапазон поворота камеры составляет не более ±5°: ввиду большой тяги основной камеры и расположения её в кормовом отсеке, то есть на значительном расстоянии от центра масс ракеты, даже небольшое отклонение камеры создаёт значительный управляющий момент.

Помимо поворотных камер, иногда используются двигатели, служащие только для целей управления и стабилизации летательного аппарата. Две камеры с противоположно направленными соплами жёстко закрепляются на корпусе аппарата таким образом, чтобы тяга этих камер создавала момент силы вокруг одной из главных осей аппарата. Соответственно, для управления по двум другим осям также устанавливаются свои пары управляющих двигателей. Эти двигатели (как правило, однокомпонентные) включаются и выключаются по команде системы управления аппаратом, разворачивая его в требуемом направлении. Такие системы управления обычно используются для ориентации летательных аппаратов в космическом пространстве.

  • Всемирно известные ЖРД
  • Жидкостный двигатель ракеты Фау-2. Схема этого двигателя стала классической для ЖРД на протяжении более полувека. Тяга на Земле — 25 тс. Первый полет — 1942 г.

  • Двигательная установка РД-107 космического носителя «Союз» в техническом ангаре на космодроме Байконур. Такие двигатели подняли в космос первые ИСЗ и первых космонавтов. Тяга на Земле — 83.5 тс. Первый полёт — 1957 г.

  • Двигательная установка North American Rockwell, Rocketdyne F1, 5 двигателей установлены на 1-ой ступени космического носителя Сатурн-5 рядом с конструктором ракеты Вернером фон Брауном. Эти двигатели обеспечили полёт человека на Луну. Тяга на уровне моря — 691 тс. Первый полёт — 1967 г.

См. также

  • Двигатели Вальтера
  • КДУ-414
  • НК-33, НК-33-1
  • ОРМ, ОРМ-1, ОРМ-12, ОРМ-4, ОРМ-5, ОРМ-52, ОРМ-65, ОРМ-8, ОРМ-9
  • РД-0120, РД-107, РД-108, РД-170, РД-701
  • Ракетный двигатель 09
  • Ракетный двигатель 10
  • Реактивный двигатель
  • Сопло Лаваля

Ссылки

1. А. А. Дорофеев Основы теории тепловых ракетных двигателей (Общая теория ракетных двигателей) МГТУ им. Н. Э. Баумана Москва 1999 г.
2. Жидкостные ракетные двигатели
3. Пилотируемые полёты на Луну, конструкция и характеристики SATURN V APOLLO. Реферат ВИНИТИ М 1973.
4. О трёхкомпонентном двигателе РД-701.
5. Испытание огнём Сюжет телестудии Роскосмоса

Примечания

  1. Владимир Сурдин Нужно ли человеку лететь на Марс?
  2. Ирик Имамутдинов Две с половиной тонны топлива в секунду. Эксперт 02.07.2012
  3. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. Камеры / Д. И. Завистовский, В. В. Спесивцев. Учеб. пособие. — Харьков: Национальный аэрокосмический университет «Харьковский авиационный институт», 2006. — 122 с.
  4. Усреднённая плотность топлива рассчитывается как суммарная масса компонентов, отнесённая к их суммарному объёму.

Двигатели ракетные жидкостные. Термины и определения – РТС-тендер

Термин

Определение

1. Ракетный двигатель

РД

Реактивный двигатель, создающий тягу для перемещения аппарата с помощью веществ и источников энергии, имеющихся на перемещаемом аппарате.

Примечание. Перемещаемый аппарат бывает летательным, наземным, подводным

2. Жидкостный ракетный двигатель

ЖРД

Ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе

3. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги

ЖРДМТ

Ндп. Микро ЖРД

Малый ЖРД

Жидкостный ракетный малый двигатель

Импульсный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель тягой не более 1600 Н

4. Жидкостная ракетная двигательная установка

ДУ

Двигательная установка, состоящая из ЖРД, топливных баков, пневмогидравлической системы подачи топлива и вспомогательных устройств

5. Объединенная жидкостная ракетная двигательная установка

ОДУ

Жидкостная ракетная двигательная установка, в состав которой входят ЖРД разного назначения, питающиеся из общих топливных баков, но имеющие автономные системы подачи топлива

6. Вытеснительная подача топлива ЖРД

Подача компонентов топлива ЖРД в камеру и (или) газогенератор ЖРД путем их вытеснения из топливных баков

7. Насосная подача топлива ЖРД


8. Насосно-вытеснительная подача топлива ЖРД


9. Продукты газогенерации топлива ЖРД

Продукты газогенерации

Низкотемпературные продукты горения или разложения компонентов топлива ЖРД, используемые для привода турбонасосного агрегата, наддува топливных баков, работы агрегатов управления.

Примечание. Продукты газогенерации называют окислительными, если они получены при избытке окислителя, и восстановительными — при избытке горючего

10. Камера ЖРД

Камера

Агрегат ЖРД, в котором топливо и (или) продукты газогенерации в результате химических реакций преобразуются в продукты сгорания, создающие при истечении реактивную силу.

Примечание. Камера ЖРД может быть неподвижной и поворотной относительно неподвижных частей ЖРД, используемой для создания управляющих усилий

11. Турбонасосный агрегат ЖРД

ТНА

Агрегат ЖРД, предназначенный для насосной подачи топлива в камеру, газогенератор и агрегаты автоматики ЖРД и состоящий из насосов и приводящих их в действие турбин

12. Бустерный турбонасосный агрегат ЖРД

БТНА

Вспомогательный турбонасосный агрегат ЖРД, предназначенный для повышения давления топлива в магистралях перед насосами ЖРД

13. Газогенератор ЖРД

Газогенератор

Агрегат ЖРД, в котором топливо в результате химических реакций преобразуется в продукты газогенерации

14. Агрегат автоматики ЖРД

Агрегат автоматики

Агрегат ЖРД, предназначенный для автоматического управления, регулирования или обслуживания ЖРД

15. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием

ЖРД с дожиганием

Жидкостный ракетный двигатель, в котором продукты газогенерации после их использования для привода турбонасосного агрегата поступают в камеру

16. Жидкостный ракетный двигатель без дожигания

ЖРД без дожигания

Жидкостный ракетный двигатель, в котором продукты газогенерации после их использования для привода турбонасосного агрегата выбрасываются в окружающую среду.

Примечание. ЖРД без дожигания имеет насосную или вытеснительную подачу топлива

17. Однорежимный жидкостный ракетный двигатель

Однорежимный ЖРД

Жидкостный ракетный двигатель с одним основным режимом

18. Многорежимный жидкостный ракетный двигатель

Многорежимный ЖРД

Жидкостный ракетный двигатель с несколькими основными режимами

19. Жидкостный ракетный двигатель однократного использования

ЖРД однократного использования

Жидкостный ракетный двигатель, предназначенный для обеспечения одного использования по назначению

20. Жидкостный ракетный двигатель многократного использования

ЖРД многократного использования


21. Жидкостный ракетный двигатель однократного включения

ЖРД однократного включения

Жидкостный ракетный двигатель, включающийся однократно в течение одного использования по назначению

22. Жидкостный ракетный двигатель многократного включения

ЖРД многократного включения

Жидкостный ракетный двигатель, включающийся многократно в течение одного использования по назначению

23. Маршевый жидкостный ракетный двигатель

Маршевый ЖРД

Жидкостный ракетный двигатель, предназначенный для ускорения перемещаемого аппарата

24. Жидкостный ракетный двигатель коррекции

ЖРД коррекции

Жидкостный ракетный двигатель, предназначенный для изменения скорости при коррекции траектории движения перемещаемого аппарата на пассивном участке

25. Рулевой жидкостный ракетный двигатель

Рулевой ЖРД

Жидкостный ракетный двигатель, предназначенный для управления вектором скорости перемещаемого аппарата на активном участке траектории движения

26. Тормозной жидкостный ракетный двигатель

Тормозной ЖРД

Жидкостный ракетный двигатель, предназначенный для уменьшения скорости перемещаемого аппарата

По способу организации рабочего процесса

27. Каталитический жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Каталитический ЖРДМТ

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, в котором превращение топлива в газообразные продукты химических реакций осуществляется при помощи катализатора

28. Термокаталитический жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Термокаталитический ЖРДМТ

Каталитический ЖРДМТ, в котором нагрев катализатора осуществляется от внешнего источника энергии

29. Электротермокаталитический жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Электротермокаталитический ЖРДМТ

Термокаталитический ЖРДМТ, использующий источник электрической энергии

30. Радиотермокаталитический жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Радиотермокаталитический ЖРДМТ

Термокаталитическкй ЖРДМТ, использующий радиоактивный источник энергии

31. Термический жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Термический ЖРДМТ

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, в котором превращение топлива в газообразные продукты химических реакций и увеличение скорости их истечения осуществляются путем нагрева топлива от внешнего источника энергии.

Примечание. Энергию подводят к топливу или продуктам химических реакций

32. Электротермический жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Электротермический ЖРДМТ

Термический ЖРДМТ, использующий источник электрической энергии

33. Радиотермический жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Радиотермический ЖРДМТ

Термический ЖРДМТ, использующий радиоактивный источник энергии

34. Электролитический жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Электролитический ЖРДМТ

Однокомпонентный ЖРДМТ, в котором электролиз топлива является элементом рабочего процесса

35. Регулируемый жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Регулируемый ЖРДМТ

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, имеющий устройство для изменения тяги

36. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги с испарением топлива

ЖРДМТ с испарением топлива

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, в котором топливо или один из его компонентов поступает в камеру ЖРД в парообразном состоянии

37. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги с газификацией топлива

ЖРДМТ с газификацией топлива

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги, в котором топливо или один из его компонентов поступает в камеру ЖРД в газифицированном виде

36. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги крена

ЖРДМТ крена


39. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги тангажа

ЖРДМТ тангажа

Ндп. Двигатель кабрирования


40. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги рыскания

ЖРДМТ рыскания

Ндп. Двигатель курса


41. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги ориентации

ЖРДМТ ориентации


42. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги стабилизации

ЖРДМТ стабилизации


43. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги коррекции

ЖРДМТ коррекции

Ндп. Корректирующий ЖРДМТ


44. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги обеспечения запуска

ЖРДМТ обеспечения запуска


45. Номинальные условия работы ЖРД

Номинальные условия

Совокупность номинальных значений параметров ЖРД, указанных в техническом задании

46. Массовый расход топлива (окислителя, горючего) ЖРД

Расход топлива (окислителя, горючего)

Масса топлива (окислителя, горючего) ЖРД, расходуемого при работе ЖРД в единицу времени

47. Объемный расход топлива (окислителя, горючего) ЖРД

Объемный расход топлива (окислителя, горючего)

Объем топлива (окислителя, горючего) ЖРД, расходуемого при работе ЖРД в единицу времени

48. Достартовый расход компонента топлива ЖРД

Достартовый расход

Массовый расход компонента топлива ЖРД за интервал времени от первой команды на включение ЖРД до момента достижения значения тяги, равного 5% номинального

49. Массовое соотношение компонентов топлива в ЖРД (камере ЖРД, газогенераторе ЖРД)

Соотношение компонентов в двигателе (камере, газогенераторе)

Отношение массового расхода окислителя при работе ЖРД (камеры ЖРД, газогенератора ЖРД) к массовому расходу горючего

50. Объемное соотношение компонентов топлива в ЖРД (камере ЖРД, газогенераторе ЖРД)

Объемное соотношение компонентов в двигателе (камере, газогенераторе)

Отношение объемного расхода окислителя при работе ЖРД (камеры ЖРД, газогенератора ЖРД) к объемному расходу горючего

51. Давление в камере (газогенераторе) ЖРД

Давление в камере (газогенераторе)

Среднее статическое давление продуктов сгорания (газогенерации) в начале камеры сгорания у смесительной головки камеры (газогенератора) ЖРД

52. Температура сгорания в камере (газогенераторе) ЖРД

Температура сгорания в камере (газогенераторе)

Температура торможения продуктов сгорания (газогенерации) на выходе из камеры сгорания камеры (газогенератора) ЖРД

53. Скорость истечения продуктов сгорания топлива ЖРД

Скорость истечения

Скорость потока продуктов сгорания на срезе сопла ЖРД, определенная в одномерном приближении

54. Реактивная сила ЖРД (камеры ЖРД)

Реактивная сила двигателя (камеры)

Равнодействующая газо- и гидродинамических сил, действующих на внутренние поверхности ЖРД (камеры ЖРД) при истечении продуктов сгорания

55. Тяга ЖРД (камеры ЖРД)

Тяга двигателя (камеры)

Равнодействующая реактивной силы ЖРД (камеры ЖРД) и сил давления окружающей среды, действующих на его (ее) внешние поверхности, за исключением сил внешнего аэродинамического сопротивления

56. Импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД)

Импульс двигателя (камеры)

Интеграл от тяги ЖРД (камеры ЖРД) по времени

57. Импульс последействия ЖРД

Импульс последействия

Импульс тяги ЖРД за интервал времени, определяющий останов ЖРД

58. Удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД)

Удельный импульс двигателя (камеры)

Отношение тяги ЖРД (камеры ЖРД) к массовому расходу топлива ЖРД (камерой ЖРД).

Примечания:

1. Удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД) измеряют в пустоте и на земле.

2. Удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД) равен также производной от импульса тяги ЖРД (камеры ЖРД) по массе или объему расходуемого топлива.

3. Для ЖРДМТ термин «удельный импульс» используют при установившемся непрерывном режиме, режиме одиночных включений и при установившемся импульсном режиме

59. Объемный удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД)

Объемный удельный импульс двигателя (камеры)

Отношение тяги ЖРД (камеры ЖРД) к объемному расходу топлива ЖРД (камерой ЖРД).

Примечание. Объемный удельный импульс тяги ЖРД (камеры ЖРД) равен также производной от импульса тяги ЖРД (камеры ЖРД) по объему расходуемого топлива

60. Коэффициент тяги камеры ЖРД

Коэффициент тяги

Отношение тяги камеры ЖРД к произведению полного давления продуктов сгорания в минимальном сечении сопла на площадь этого сечения и коэффициент расхода сопла.

Примечание. Коэффициент тяги равен также отношению удельного импульса камеры ЖРД к характеристической скорости в камере

61. Коэффициент удельного импульса тяги камеры ЖРД

Коэффициент удельного импульса

Отношение действительного удельного импульса тяги камеры ЖРД в пустоте к идеальному, определенному при одинаковых значениях соотношения компонентов топлива, давления в камере ЖРД и геометрической степени расширения сопла

62. Полный коэффициент удельного импульса тяги камеры ЖРД

Полный коэффициент удельного импульса

Коэффициент удельного импульса тяги камеры ЖРД, определенный при соотношении компонентов топлива, соответствующем максимуму идеального значения

63. Расходный комплекс камеры ЖРД

Расходный комплекс

Ндп. Удельный импульс давления

Произведение давления продуктов сгорания в заданном сечении камеры ЖРД на площадь минимального сечения сопла, отнесенное к массовому расходу топлива камерой.

Примечание к пп.63, 64. Заданным сечением камеры ЖРД является:

при анализе стабильности характеристик камеры ЖРД в процессе серийного производства — начальное сечение камеры сгорания у смесительной головки;

при анализе многофазных течений — начальное сечение сопла ЖРД

64. Тяговый комплекс камеры ЖРД

Тяговый комплекс

Отношение тяги камеры ЖРД к произведению давления продуктов сгорания в заданном сечении камеры ЖРД на площадь минимального сечения сопла ЖРД.

Примечание. Тяговый комплекс равен также отношению удельного импульса камеры ЖРД к расходному комплексу

65. Коэффициент расходного комплекса камеры ЖРД

Коэффициент расходного комплекса

Отношение действительного расходного комплекса камеры ЖРД к идеальному, определенному при одинаковых значениях соотношения компонентов топлива и давления в камере

66. Коэффициент расхода сопла ЖРД

Коэффициент расхода

Отношение действительного расхода газа через сопло ЖРД к идеальному, определенному при одинаковых значениях температуры и полного давления в минимальном сечении сопла, газовой постоянной и местного показателя адиабаты

67. Коэффициент сопла ЖРД

Коэффициент сопла

Отношение действительного коэффициента тяги камеры ЖРД в пустоте к идеальному, определенному при одинаковых значениях соотношения компонентов топлива, давления в камере ЖРД и геометрической степени расширения сопла

68. Коэффициент камеры ЖРД

Коэффициент камеры

Отношение действительной характеристической скорости в камере ЖРД к идеальной, определенной при одинаковых значениях соотношения компонентов топлива и давления в камере

69. Характеристическая скорость в камере ЖРД

Характеристическая скорость

Ндп. Удельный импульс давления

Произведение полного давления продуктов сгорания в минимальном сечении сопла ЖРД на площадь этого сечения и коэффициент расхода сопла ЖРД, отнесенное к массовому расходу топлива камерой ЖРД

70. Идеальное значение параметра камеры (газогенератора) ЖРД

Идеальное значение параметра камеры (газогенератора)

Значение параметра камеры (газогенератора) ЖРД, соответствующее равновесному одномерному потоку продуктов сгорания (газогенерации) при отсутствии отвода тепла и трения

71. Масса конструкции ЖРД

Масса ЖРД


72. Масса залитого ЖРД

Масса конструкции ЖРД и компонентов топлива, заполняющих его трубопроводы и агрегаты

73. Относительная масса ЖРД

Отношение массы залитого ЖРД к наибольшей тяге на основном установившемся режиме работы

74. Высотная характеристика ЖРД

Зависимость тяги ЖРД от давления окружающей среды при постоянных значениях соотношения компонентов топлива и давления в камере ЖРД

75. Дроссельная характеристика ЖРД

Зависимость тяги ЖРД от давления в камере при постоянных значениях соотношения компонентов топлива и давления окружающей среды

76. Период подачи топлива ЖРД

Интервал времени от момента полного открытия электроклапана ЖРД до момента его полного закрытия.

Примечание. Для двух- и трехкомпонентных ЖРД период подачи топлива отсчитывают от момента полного открытия электроклапана, открывающегося первым, до момента полного закрытия электроклапана, закрывающегося последним

77. Установленный срок службы ЖРД

Срок службы ЖРД, указанный в техническом задании

78. Наработка ЖРД

Продолжительность работы и (или) число циклов срабатывания ЖРД

79. Контрольная наработка ЖРД

Наработка ЖРД при контрольно-технологическом испытании

80. Установленный ресурс ЖРД

Наработка ЖРД, указанная в техническом задании

81. Рабочий ресурс ЖРД

Наработка ЖРД в течение установленного срока службы при использовании ЖРД по назначению

82. Единичный рабочий ресурс ЖРД

Рабочий ресурс ЖРД или его часть в течение одного цикла эксплуатации

83. Назначенный ресурс ЖРД

Суммарная наработка ЖРД, по истечении которой применение по назначению должно быть прекращено

84. Общий назначенный ресурс ЖРДМТ

Общий ресурс

Назначенный ресурс ЖРДМТ по продолжительности работы при непрерывном и импульсном режиме.

Примечание. Кроме общего назначенного ресурса для ЖРДМТ определяют назначенный ресурс по:

числу включений;

продолжительности при импульсном режиме;

продолжительности при непрерывном режиме;

количеству топлива для каталитического ЖРДМТ

85. Полный импульс тяги ЖРДМТ

Полный импульс

Импульс тяги ЖРДМТ, при котором среднее интегральное значение тяги или давления в камере больше или равно 0,9 установившегося значения тяги или давления в камере при одном включении

86. Неполный импульс тяги ЖРДМТ

Неполный импульс

Импульс тяги ЖРДМТ, при котором среднее интегральное значение тяги или давления в камере меньше 0,9 установившегося значения тяги или давления в камере при одном включении

87. Единичный импульс тяги ЖРДМТ

Единичный импульс

Импульс тяги ЖРДМТ за одно включение при импульсном режиме работы и режиме одиночных включений

88. Общий импульс тяги ЖРДМТ

Общий импульс

Импульс тяги ЖРДМТ за общий назначенный ресурс

89. Импульс ЖРДМТ

Импульс

Силовое воздействие ЖРДМТ, характеризуемое изменением тяги или давления в камере по времени при одном включении

90. Форма импульса ЖРДМТ

Форма импульса


91. Номинальная тяга ЖРДМТ

Тяга ЖРДМТ при установившемся непрерывном режиме и номинальных условиях работы

92. Условная номинальная тяга ЖРДМТ

Номинальная тяга ЖРДМТ в пустоте при начальной температуре конструкции 288 К и геометрической степени расширения сопла, равной 50

93. Включение ЖРДМТ

Интервал времени от момента подачи напряжения на электроклапан ЖРДМТ до момента снятия напряжения

94. Последействие ЖРДМТ

Последействие

Интервал времени от момента снятия напряжения с электроклапана ЖРДМТ до момента, когда тяга или давление в камере снизится до значения, равного 0,1 значения тяги или давления в камере при установившемся непрерывном режиме работы

95. Пауза между включениями ЖРДМТ

Пауза

Интервал времени от момента снятия напряжения с электроклапана ЖРДМТ до момента подачи напряжения при следующем включении

96. Цикл включения ЖРДМТ

Цикл включения

Сумма включения и паузы между включениями ЖРДМТ

97. Частота включений ЖРДМТ

Частота включений

Величина, обратная циклу включения ЖРДМТ

98. Скважность включения ЖРДМТ

Скважность

Отношение цикла включения ЖРДМТ к включению

99. Коэффициент заполнения импульсного режима работы ЖРДМТ

Коэффициент заполнения

Отношение включения ЖРДМТ к циклу включения.

Примечание. Коэффициент заполнения равен также произведению частоты включения на включение

100. Выход ЖРДМТ на режим

Выход на режим

Интервал времени от момента подачи напряжения на электроклапан ЖРДМТ до момента, когда тяга или давление в камере достигнет значения, равного 0,9 значения тяги или давления в камере при установившемся непрерывном режиме работы

101. Задержка тяги ЖРДМТ

Задержка тяги

Интервал времени от момента подачи напряжения на электроклапан ЖРДМТ до момента, когда тяга или давление в камере достигнет значения, равного 0,1 значения тяги или давления в камере при установившемся непрерывном режиме работы

102. Задержка разложения топлива ЖРДМТ

Задержка разложения

Интервал времени от начала поступления топлива в камеру ЖРДМТ до момента, когда давление в камере достигнет значения, равного значению давления при отсутствии разложения топлива

103. Задержка воспламенения топлива ЖРДМТ

Задержка воспламенения

 Интервал времени от начала поступления второго компонента топлива в камеру ЖРДМТ до момента воспламенения

104. Средний массовый расход топлива (горючего, окислителя) ЖРДМТ

Средний расход топлива (горючего, окислителя)

Отношение массового расхода топлива (горючего, окислителя) ЖРДМТ за одно включение к включению

105. Работа ЖРД

Выполнение ЖРД операций, необходимых для создания тяги или изменения ее значения и (или) направления и (или) обеспечения условий работы составных частей перемещаемого аппарата, в соответствии с установленными требованиями ЖРД, определяемых происходящими в*

________________

* Текст соответствует оригиналу. — Примечание «КОДЕКС».

106. Режим работы ЖРД

Режим работы

Совокупность значений параметров ЖРД, определяемых происходящими в нем процессами

107. Основной режим работы ЖРД

Основной режим

Режим работы ЖРД, являющийся определяющим при выполнении основной задачи

108. Запуск ЖРД

Запуск

Режим работы ЖРД от первой команды на включение до выхода на основной режим работы

109. Установившийся режим работы ЖРД

Установившийся режим

Режим работы ЖРД, при котором средние значения тяги и соотношения компонентов топлива постоянны

110. Неустановившийся режим работы ЖРД

Неустановившийся режим

Режим работы ЖРД, при котором среднее значение тяги или соотношения компонентов топлива изменяются во времени

111. Предварительный режим работы ЖРД

Предварительный режим

Установившийся режим работы ЖРД с тягой, меньшей тяги на основном режиме.

Примечание. Предварительный режим является частью запуска ЖРД

112. Останов ЖРД

Останов

Режим работы ЖРД от первой команды на выключение до момента исчезновения тяги

113. Конечный режим работы ЖРД

Конечный режим

Установившийся режим работы ЖРД перед остановом с тягой, меньшей тяги на основном режиме

114. Перерыв между включениями ЖРД

Перерыв между включениями

Интервал времени от останова ЖРД многократного включения до первой команды на последующее включение

115. Аварийное выключение ЖРД

АВД

Выключение ЖРД, вызванное отказом ЖРД, двигательной установки, стендовых систем или систем перемещаемого аппарата

116. Непрерывный режим работы ЖРДМТ

Непрерывный режим

Режим работы ЖРДМТ при одном включении с постоянным значением во времени удельного импульса тяги

117. Установившийся непрерывный режим работы ЖРДМТ

Установившийся непрерывный режим


118. Неустановившийся непрерывный режим работы ЖРДМТ

Неустановившийся непрерывный режим


119. Импульсный режим работы ЖРДМТ

Импульсный режим

Режим работы ЖРДМТ многократного включения, при котором удельный импульс тяги зависит от каждого включения

120. Установившийся импульсный режим работы ЖРДМТ

Установившийся импульсный режим

Импульсный режим работы ЖРДМТ, при котором стабилизировалась форма импульса при постоянных значениях частоты включения и выключения

121. Неустановившийся импульсный режим работы ЖРДМТ

Неустановившийся импульсный режим


122. Режим работы ЖРДМТ со связанными импульсами

Режим со связанными импульсами

Импульсный режим работы ЖРДМТ, при котором тяга или давление в камере в паузах уменьшается до значений, больших 0,1 от их значений при установившемся непрерывном режиме

123. Циклический режим работы ЖРДМТ

Циклический режим

Режим работы ЖРДМТ, состоящий из повторяющихся сочетаний непрерывных и импульсных режимов или повторяющихся сочетаний включения и паузы различной продолжительности

124. Режим одиночных включений ЖРДМТ

Режим одиночных включений

Режим работы ЖРДМТ с паузами, в течение которых двигатель приходит в исходное состояние.

Примечания:

1. Исходное состояние ЖРДМТ — состояние, при котором опорожнены заклапанные полости и восстановлено исходное состояние ЖРДМТ.

2. Под заклапанной полостью понимают часть топливного тракта ЖРДМТ, сообщающуюся с камерой при закрытом электроклапане

125. Камера сгорания камеры (газогенератора) ЖРД

Камера сгорания камеры (газогенератора)

Часть камеры (газогенератора) ЖРД между внутренним днищем смесительной головки и начальным сечением сопла ЖРД (газовода), предназначенная для смесеобразования и сгорания топлива и (или) продуктов газогенерации (превращения в продукты газогенерации)

126. Смесительная головка камеры (газогенератора) ЖРД

Смесительная головка камеры (газогенератора)

Часть камеры (газогенератора) ЖРД, представляющая собой устройство для ввода компонентов топлива и (или) продуктов газогенерации (компонентов топлива) в камеру сгорания и первоначального их смешения

127. Днище смесительной головки камеры (газогенератора) ЖРД

Днище смесительной головки камеры (газогенератора)

Элемент смесительной головки камеры (газогенератора) ЖРД, разделяющий полости компонентов топлива или продуктов газогенерации (компонентов топлива) между собой, либо отделяющий их от огневого пространства и наружной среды.

Примечания:

1. Различают наружное, среднее и внутреннее днища.

2. В камере ЖРД с дожиганием роль наружного днища может выполнять газовод

128. Форсунка ЖРД

Форсунка

Устройство для ввода компонентов топлива или продуктов газогенерации в камеру сгорания камеры и (или) газогенератора ЖРД

129. Струйная форсунка ЖРД

Струйная форсунка

Форсунка ЖРД, из которой жидкость или газ истекают в виде одной или нескольких струй

130. Центробежная форсунка
ЖРД

Центробежная форсунка

Форсунка ЖРД, из которой жидкость или газ истекают в виде пелены, образованной в результате вращения жидкости или газа в камере закручивания.

Примечание. На выходе из центробежной форсунки жидкость или газ имеют осевую и тангенциальную составляющие скорости

131. Струйно-центробежная форсунка ЖРД

Струйно-центробежная форсунка


132. Газораспределительная решетка ЖРД

Газораспределительная решетка

Элемент смесительной головки камеры или газогенератора ЖРД, обеспечивающий распределение газа по площади смесительной головки и повышение устойчивости рабочего процесса в камере или газогенераторе ЖРД

133. Антипульсационные перегородки ЖРД

Антипульсационные перегородки

Перегородки, устанавливаемые в камере сгорания камеры или газогенератора ЖРД для подавления поперечных колебаний

134. Корпус камеры (газогенератора) ЖРД

Корпус камеры (газогенератора)

Стенка камеры (газогенератора) ЖРД без смесительной головки

135. Тракт охлаждения камеры (газогенератора) ЖРД

Тракт охлаждения камеры (газогенератора)

Совокупность каналов в корпусе и смесительной головке камеры (газогенератора) ЖРД с проточным или транспирационным охлаждением

136. Пояс завесы камеры (газогенератора) ЖРД

Пояс завесы камеры (газогенератора)

Элемент камеры (газогенератора) ЖРД, предназначенный для ввода одного из компонентов топлива или продуктов газогенерации (одного из компонентов топлива) в пристеночную область огневого пространства для создания защитного слоя жидкости или газа

137. Сопло ЖРД

Сопло

Часть камеры ЖРД, представляющая собой канал переменного сечения, в котором тепло продуктов сгорания преобразуется в кинетическую энергию истекающей струи.

Примечание. Сопло ЖРД может быть неподвижным и поворотным относительно неподвижных частей камеры, а также иметь поворотную секцию — для обеспечения управления

138. Однозонный газогенератор ЖРД

Однозонный газогенератор

Газогенератор ЖРД, в котором все фазы рабочего процесса обеспечиваются элементами конструктивных узлов смесеобразования, размещенными на внутреннем днище смесительной головки

139. Многозонный газогенератор ЖРД

Многозонный газогенератор

Газогенератор ЖРД, в котором некоторые фазы рабочего процесса обеспечиваются элементами конструктивных узлов смесеобразования, рассредоточенными по длине камеры сгорания

140. Рабочий процесс в камере ЖРД

Рабочий процесс в камере

Совокупность процессов в камере сгорания камеры ЖРД по превращению компонентов топлива и (или) продуктов газогенерации в продукты сгорания

141. Рабочий процесс в газогенераторе ЖРД

Рабочий процесс в газогенераторе

Совокупность процессов в камере сгорания газогенератора ЖРД по превращению компонентов топлива в продукты газогенерации

142. Смесеобразование в камере (газогенераторе) ЖРД

Смесеобразование в камере (газогенераторе)

Распыление и смещение компонентов топлива и (или) продуктов газогенерации (продукты газогенерации) в камере сгорания камеры (газогенератора) ЖРД

143. Пристеночный слой в камере (газогенераторе) ЖРД

Пристеночный слой в камере (газогенераторе)

Часть потока топлива в камере (газогенераторе) ЖРД, прилегающая к стенкам камеры сгорания и отличающаяся от основной части химическим составом, теплофизическими характеристиками и скоростью

144. Ядро потока топлива ЖРД

Ядро потока

Центральная часть потока топлива и (или) продуктов газогенерации в камере или газогенераторе ЖРД, в которой стенки камеры сгорания и пристеночный слой практически не влияют на протекание рабочего процесса

145. Расходонапряженность камеры (газогенератора) ЖРД

Расходонапряженность камеры (газогенератора)

Отношение массового расхода продуктов сгорания к площади поперечного сечения камеры (газогенератора) ЖРД у смесительной головки

146. Относительная расходонапряженность камеры (газогенератора) ЖРД

Относительная расходонапряженность камеры (газогенератора)

Отношение расходонапряженности к давлению в камере (газогенераторе) ЖРД

147. Средний период пребывания топлива ЖРД

Средний период пребывания

Интервал времени, определяемый отношением массы продуктов, находящихся в камере сгорания, к массовому расходу топлива камерой ЖРД

148. Высокочастотные колебания в камере (газогенераторе) ЖРД

Высокочастотные колебания в камере (газогенераторе)

Колебания давления в камере сгорания камеры (газогенератора) ЖРД с частотами, равными или превышающими минимальную собственную акустическую частоту

149. Высокочастотные автоколебания в камере (газогенераторе) ЖРД

Высокочастотные автоколебания в камере (газогенераторе)

Автоколебания давления в камере сгорания камеры (газогенератора) ЖРД с частотой, близкой к одной из собственных акустических частот

150. Продольные колебания в камере (газогенераторе) ЖРД

Продольные колебания в камере (газогенераторе)

Высокочастотные автоколебания в камере (газогенераторе) ЖРД вдоль оси камеры сгорания

151. Поперечные колебания в камере (газогенераторе) ЖРД

Поперечные колебания в камере (газогенераторе)

Высокочастотные автоколебания в камере (газогенераторе) ЖРД в плоскости, перпендикулярной к оси камеры сгорания.

Примечание. В зависимости от направления колебательного движения различают тангенциальные, радиальные и смешанные поперечные колебания

152. Продольно-поперечные колебания в камере (газогенераторе) ЖРД

Продольно-поперечные колебания в камере (газогенераторе)

153. Низкочастотные колебания в камере (газогенераторе) ЖРД

Низкочастотные колебания в камере (газогенераторе)

Колебания давления в камере (газогенераторе) ЖРД с частотами, меньшими минимальной собственной акустической частоты

154. Низкочастотные автоколебания в камере (газогенераторе) ЖРД

Низкочастотные автоколебания в камере (газогенераторе)


155. Импеданс сопла ЖРД

Импеданс сопла

Комплексная величина, модуль которой равен соотношению амплитуды колебаний давления и скорости в начальном сечении сопла ЖРД, а фаза — сдвигу фаз между колебаниями давления и скорости

156. Импеданс смесительной головки камеры (газогенератора) ЖРД

Импеданс смесительной головки камеры (газогенератора)

Комплексная величина, модуль которой равен соотношению амплитуды колебаний давления и скорости у смесительной головки камеры (газогенератора) ЖРД, а фаза — сдвигу фаз между колебаниями давления и скорости

157. Мягкое возбуждение автоколебаний в камере (газогенераторе) ЖРД

Мягкое возбуждение автоколебаний в камере (газогенераторе)

Возникновение в камере сгорания камеры (газогенератора) ЖРД автоколебаний давления от сколь угодно малых возмущений

158. Жесткое возбуждение автоколебаний в камере (газогенераторе) ЖРД

Жесткое возбуждение автоколебаний в камере (газогенераторе)

Возникновение в камере сгорания камеры (газогенератора) ЖРД автоколебаний давления от возмущения, превышающего критическое значение

159. Устойчивый рабочий процесс в камере (газогенераторе) ЖРД

Устойчивый рабочий процесс в камере (газогенераторе)

Рабочий процесс в камере (газогенераторе) ЖРД без автоколебаний давления

160. Неустойчивый рабочий процесс в камере (газогенераторе) ЖРД

Неустойчивый рабочий процесс в камере (газогенераторе)

Рабочий процесс в камере (газогенераторе) ЖРД с автоколебаниями давления

161. Идентификация частот в камере (газогенераторе) ЖРД

Идентификация частот в камере (газогенераторе)

Отождествление частот колебаний давления в камере (газогенераторе) ЖРД, соответствующих максимумам амплитудного спектра с собственными частотами

162. Область устойчивости рабочего процесса в камере (газогенераторе) ЖРД

Область устойчивости в камере (газогенераторе)

Область значений параметров режима работы камеры (газогенератора) ЖРД, обеспечивающая устойчивый рабочий процесс

163. Область неустойчивости рабочего процесса в камере (газогенераторе) ЖРД

Область неустойчивости в камере (газогенераторе)


164. Граница устойчивости рабочего процесса в камере (газогенераторе) ЖРД

Граница устойчивости в камере (газогенераторе)

Совокупность значений параметров режима работы камеры (газогенератора) ЖРД, разделяющая области устойчивости и неустойчивости рабочего процесса

165. Осесимметричное сопло ЖРД

Осесимметричное сопло

Сопло ЖРД, поверхность которого со стороны потока продуктов сгорания симметрична относительно оси

166. Круглое сопло ЖРД

Круглое сопло

Осесимметричное сопло, в котором любое перпендикулярное к оси симметрии сечение потока продуктов сгорания представляет собой круг

167. Коническое сопло ЖРД

Коническое сопло

Круглое сопло ЖРД, расширяющая часть которого, начиная с сечения, близкого к минимальному, имеет прямолинейный контур

168. Профилированное сопло ЖРД

Профилированное сопло

Сопло ЖРД, расширяющаяся часть которого имеет криволинейный контур, спрофилированный для увеличения эффективности сопла

169. Кольцевое сопло ЖРД

Кольцевое сопло

Осесимметричное сопло ЖРД, в котором часть или все перпендикулярные оси симметрии сечения потока продуктов сгорания представляют собой кольца

170. Штыревое сопло ЖРД

Штыревое сопло

Ндп. Сопло с внешним, расширением

Сопло с прикрытой (полуприкрытой) обечайкой

Кольцевое сопло ЖРД, у контура расширяющейся части которого почти или полностью отсутствует внешний участок

171. Тарельчатое сопло ЖРД

Тарельчатое сопло

Ндп. Грибковое сопло

Сопло с внутренним расширением

Кольцевое сопло ЖРД, у контура расширяющейся части которого почти или полностью отсутствует внутренний участок

172. Раздвижное сопло ЖРД Раздвижное сопло

Сопло ЖРД с одним или несколькими выдвижными насадками, которые в выдвинутом положении являются продолжением расширяющейся части сопла

173. Сопло ЖРД с косым срезом

Сопло с косым срезом

Сопло ЖРД, срез которого наклонен к оси сопла под углом, отличным от прямого.

Примечание. Сопло с косым срезом состоит из основной осесимметричной части и небольшого неосесимметричного участка

174. Регулируемое сопло ЖРД

Регулируемое сопло

Сопло ЖРД, степень расширения которого можно изменять в процессе работы

175. Контур сопла ЖРД

Контур сопла

Линия пересечения поверхности сопла ЖРД с плоскостью, проходящей через центральную ось

176. Экстремальный контур сопла ЖРД

Экстремальный контур сопла

Контур профилированного сопла ЖРД, расширяющаяся часть которого определена с помощью вариационных методов

177. Контур сопла ЖРД с равномерной характеристикой

Контур сопла с равномерной характеристикой

Контур профилированного сопла ЖРД, расширяющаяся часть которого обеспечивает параллельный поток в выходном сечении сопла с постоянным значением скорости в любой точке этого сечения

178. Укороченный контур сопла ЖРД

Укороченный контур сопла

Контур профилированного сопла ЖРД, расширяющаяся часть которого представляет собой начальный участок расширяющейся части контура сопла с равномерной характеристикой

179. Контур сопла ЖРД с угловой точкой

Контур сопла с угловой точкой

Контур сопла ЖРД, имеющий излом

180. Контур выходного сечения сопла ЖРД

Контур выходного сечения сопла

Замкнутая линия, проведенная через выходные концевые точки всех контуров сопла ЖРД

181. Начальное сечение сопла ЖРД

Начальное сечение сопла

Проходное сечение камеры ЖРД, за которым начинается резкое уменьшение площади проходного сечения

182. Минимальное сечение сопла ЖРД

Минимальное сечение сопла

Проходное сечение сопла ЖРД, имеющее минимальную площадь

183. Критическое сечение сопла ЖРД

Критическое сечение сопла

Проходное сечение сопла ЖРД, в котором скорость продуктов сгорания равна местной скорости звука

184. Выходное сечение сопла ЖРД

Выходное сечение сопла

Сечение сопла ЖРД, перпендикулярное к центральной оси и проходящее через концевую точку контура сопла.

Примечание. Для кольцевого сопла выходное сечение проводят через концевые точки внешнего участка контура сопла, для сопла с косым срезом — через концевую точку самого короткого контура

185. Сужающаяся часть сопла ЖРД

Сужающаяся часть сопла

Часть сопла ЖРД между начальным и минимальным сечениями

186. Расширяющаяся часть сопла ЖРД

Расширяющаяся часть сопла

Часть сопла ЖРД между минимальным сечением и срезом сопла

187. Срез сопла ЖРД

Срез сопла

Поверхность, ограниченная контуром выходного сечения сопла ЖРД.

Примечание. Для кольцевых сопел не определяется, для осесимметричных некольцевых сопел — совпадает с выходным сечением

188. Геометрическая степень расширения сопла ЖРД

Геометрическая степень расширения сопла

Ндп. Уширение сопла

Отношение площади выходного сечения сопла ЖРД к площади минимального сечения

189. Степень расширения газа в сопле ЖРД

Степень расширения газа

Отношение полного давления продуктов сгорания в начальном сечении сопла ЖРД к статическому давлению в выходном сечении

190. Расчетный режим работы сопла ЖРД

Расчетный режим работы сопла

Режим работы сопла ЖРД, при котором давление газа в выходном сечении равно давлению окружающей среды

191. Режим работы сопла ЖРД с недорасширением

Режим работы сопла с недорасширением

Режим работы сопла ЖРД, при которой давление газа в выходном сечении выше давления окружающей среды

192. Режим работы сопла ЖРД с перерасширением

Режим работы сопла с перерасширением

Режим работы сопла ЖРД, при которой давление газа в выходном сечении ниже давления окружающей среды

193. Высотность сопла ЖРД

Высотность сопла

Высота над уровнем моря, на которой в стандартных атмосферных условиях режим работы сопла ЖРД является расчетным.

Примечание. Вместо указанной высоты допускается применение соответствующего ей давления окружающей среды

194. Равновесное течение в сопле ЖРД

Равновесное течение в сопле

Течение в сопле ЖРД, характеризующееся энергетическим, химическим и фазовым равновесием продуктов сгорания

195. Неравновесное течение в сопле ЖРД

Неравновесное течение в сопле

Течение в сопле ЖРД, при котором не соблюдаются энергетическое, химическое и фазовое равновесия продуктов сгорания или хотя бы один из этих видов равновесия

196. Химически замороженное течение в сопле ЖРД

Химически замороженное течение в сопле

Течение в сопле ЖРД, характеризующееся постоянством химического состава продуктов сгорания

197. Многофазное течение в сопле ЖРД

Многофазное течение в сопле

Течение в сопле ЖРД, характеризующееся наличием газообразной, жидкой и твердой фаз продуктов сгорания

198. Скоростное отставание в сопле ЖРД

Скоростное отставание в сопле

Разность скоростей частицы конденсированной фазы и окружающей ее газообразной среды в сопле ЖРД

199. Температурное отставание в сопле ЖРД

Температурное отставание в сопле

Разность температур частицы конденсированной фазы и окружающей ее газообразной среды в сопле ЖРД

200. Потери удельного импульса в сопле ЖРД

Потери в сопле

Отклонение действительных значений параметров продуктов сгорания в сопле ЖРД от идеальных

201. Насос ЖРД

Насос

Агрегат ЖРД, предназначенный для подачи окислителя или горючего

202. Шнек насоса ЖРД

Шнек

Рабочее колесо насоса ЖРД с лопатками, выполненными по винтовой поверхности

203. Предвключенный шнек насоса ЖРД

Предвключенный шнек

Шнек насоса ЖРД, установленный перед центробежным колесом

204. Шнекоцентробежный насос ЖРД

Шнекоцентробежный насос

Центробежный насос ЖРД с предвключенным шнеком

205. Турбошнековый насос
ЖРД

Турбошнековый насос

Шнековый насос ЖРД, на наружной поверхности которого расположено рабочее колесо турбины

206. Турбина ЖРД

Турбина

Газовая турбина, предназначенная для привода насосов турбонасосного агрегата ЖРД

207. Бустерная турбина ЖРД

БТ

Газовая или гидравлическая турбина, предназначенная для привода насосов бустерного турбонасосного агрегата ЖРД

208. Пусковая турбина ЖРД

ПТ

Турбина ЖРД, обеспечивающая раскрутку ротора ТНА при запуске ЖРД

209. Пусковое сопло ЖРД

Пусковое сопло

Сопло или группа сопел в статоре турбины ЖРД, обеспечивающее раскрутку ротора турбонасосного агрегата при запуске

210. Автомат осевой разгрузки турбонасосного агрегата (бустерного турбонасосного агрегата) ЖРД

АОР ТНА (БТНА)

Устройство, разгружающее подшипники турбонасосного агрегата (бустерного турбонасосного агрегата) ЖРД от осевых сил путем автоматического уравновешивания ротора

211. Массовый напор компонента топлива ЖРД

Напор компонента

Механическая энергия компонента топлива ЖРД массой 1 кг

212. Массовый напор насоса ЖРД

Напор насоса

Приращение массового напора компонента топлива ЖРД, прошедшего через насос

213. Кавитационный срыв насоса ЖРД

Кавитационный срыв

Резкое уменьшение массового напора насоса ЖРД из-за кавитации

214. Срывное давление насоса ЖРД

Срывное давление

Полное давление компонента топлива ЖРД на входе в насос, при котором происходит кавитационный срыв

215. Кавитационный подпор насоса ЖРД

Кавитационный подпор

Превышение напора компонента топлива ЖРД на входе в насос над напором, соответствующим давлению насыщенного пара жидкости

216. Срывной кавитационный подпор насоса ЖРД

Срывной кавитационный подпор

Кавитационный подпор насоса ЖРД, соответствующий срывному давлению

217. Заданный кавитационный подпор насоса ЖРД

Заданный кавитационный подпор

Кавитационный подпор насоса ЖРД, соответствующий минимальному давлению на входе в насос и максимальной температуре компонента топлива

218. Запас кавитационного подпора насоса ЖРД

Запас кавитационного подпора

Разность между заданным и срывным кавитационными подпорами насоса ЖРД

219. Расчетные условия работы насоса ЖРД

Расчетные условия

Совокупность условий, определяемая постоянными значениями температуры, давления, расхода компонента топлива ЖРД, содержания газа в жидкости на входе в насос и постоянным значением угловой скорости насоса

220. Кавитационная характеристика насоса ЖРД

Кавитационная характеристика

Зависимость массового напора насоса ЖРД от давления на входе в насос при расчетных условиях

221. Срывная кавитационная характеристика насоса ЖРД

Срывная кавитационная характеристика

Кавитационная характеристика насоса ЖРД в области срывного давления

222. Расходная кавитационная характеристика насоса ЖРД

Расходная кавитационная характеристика

Зависимость срывного кавитационного подпора насоса ЖРД от расхода компонента топлива через насос при расчетных условиях

223. Напорная характеристика насоса ЖРД

Напорная характеристика

Зависимость массового напора насоса ЖРД от расхода компонента топлива через него при расчетных условиях

224. Мощностная характеристика насоса ЖРД

Мощностная характеристика

Зависимость мощности насоса ЖРД от расхода компонента топлива через него при расчетных условиях

225. КПД-характеристика насоса ЖРД

КПД-характеристика

Зависимость коэффициента полезного действия насоса ЖРД от расхода компонента топлива через насос при расчетных условиях

226. Удельная масса турбонасосного агрегата ЖРД

Удельная масса

Масса турбонасосного агрегата ЖРД, приходящаяся на единицу мощности, развиваемой турбиной

227. Коэффициент полезного действия турбонасосного агрегата ЖРД

КПД ТНА

Отношение суммы полезных мощностей насосов к сумме адиабатических мощностей турбин ЖРД

228. Коэффициент полезного действия бустерного турбонасосного агрегата ЖРД

КПД БТНА

Отношение суммы полезных мощностей насосов ЖРД к адиабатической мощности газовой турбины или теоретической мощности гидравлической турбины

229. Электроклапан ЖРД

ЭК

Клапан ЖРД, запорный орган которого срабатывает под действием электромагнита, входящего в клапан

230. Однокомпонентный электроклапан ЖРД

Однокомпонентный ЭК

Электроклапан ЖРД, имеющий полость окислителя или горючего

231. Двухкомпонентный электроклапан ЖРД

Двухкомпонентный ЭК

Электроклапан ЖРД, имеющий полость окислителя и полость горючего

232. Электрогидроклапан ЖРД

ЭКГ

Клапан ЖРД, запорный орган которого срабатывает под действием электромагнита и гидропривода, входящих в клапан

233. Сигнализатор давления в камере ЖРД

Сигнализатор давления

Устройство, срабатывающее при достижении заданного значения давления в камере ЖРД

234. Рулевая камера ЖРД

Рулевая камера

Вспомогательная камера ЖРД, служащая для создания управляющих усилий

235. Рулевое сопло ЖРД

Рулевое сопло

Вспомогательное сопло ЖРД, служащее для создания управляющих усилий

236. Газовый руль ЖРД

Газовый руль

Профилированный поворотный элемент, устанавливаемый в потоке продуктов сгорания вблизи выходного сечения сопла ЖРД и имеющий две рабочие поверхности, обтекаемые потоком

237. Периферийный руль ЖРД

Периферийный руль

Профилированный поворотный элемент, в нейтральном положении являющийся продолжением сопла ЖРД или частью поверхности сопла и имеющий одну рабочую поверхность, обтекаемую потоком продуктов сгорания

238. Управляющий щиток ЖРД

Управляющий щиток

Пластина, расположенная вблизи выходного сечения сопла ЖРД и вдвигаемая в поток продуктов сгорания

239. Рулевой привод ЖРД

Рулевой привод

Привод ЖРД, управляющий положением устройств, создающих управляющие усилия

240. Вдув (впрыск) в сопло
ЖРД

Вдув (впрыск) в сопло

Ввод в расширяющуюся часть сопла ЖРД дополнительного потока газа (жидкости), приводящего к возникновению боковой неуравновешенной силы

241. Наружное охлаждение ЖРД

Отвод тепла от элементов конструкции ЖРД к охладителю или в окружающее пространство

242. Проточное охлаждение ЖРД

Наружное охлаждение ЖРД, осуществляемое охладителем, протекающим по каналам в стенке тракта охлаждения камеры, газогенератора и (или) газовода

243. Автономное охлаждение ЖРД

Проточное охлаждение ЖРД, при котором отводимое тепло не передается компонентам топлива

244. Регенеративное охлаждение ЖРД

Проточное охлаждение ЖРД, при котором отводимое тепло передается компонентам топлива

245. Радиационное охлаждение ЖРД

Наружное охлаждение ЖРД, осуществляемое излучением тепла в окружающее пространство

246. Внутреннее охлаждение ЖРД

Уменьшение теплового потока, направленного к элементам конструкции ЖРД, путем создания у их поверхности защитного слоя жидкости или газа

247. Завесное охлаждение ЖРД

Внутреннее охлаждение ЖРД, осуществляемое путем создания защитного слоя жидкости или газа, текущего вдоль стенки, при помощи поясов завесы камеры и (или) газогенератора

248. Транспирационное охлаждение ЖРД

Внутреннее охлаждение ЖРД, осуществляемое путем вдува в пограничный слой газа или пара через пористую или перфорированную стенку

249. Емкостное охлаждение ЖРД

Предотвращение перегрева элементов конструкции ЖРД путем поглощения тепла материалом без уноса его массы

250. Абляционное охлаждение ЖРД

Предотвращение перегрева элементов конструкции ЖРД путем поглощения тепла материалом с уносом его массы

251. Тепловая защита ЖРД

Совокупность мер, реализованных в конструкции ЖРД и перемещаемого аппарата, обеспечивающих допустимое тепловое состояние ЖРД

252. Тепловое состояние ЖРД

Состояние ЖРД, характеризуемое совокупностью температур в различных его точках

253. Тепловой мост ЖРДМТ

Элемент тепловой защиты ЖРДМТ, выполненный в виде устройства с тепловым сопротивлением и служащий для изменения теплового потока, направленного к конструкции ЖРДМТ

254. Испытание ЖРД

Испытание с целью оценки технического состояния ЖРД или исследования протекающих в нем процессов

255. Опытно-конструкторская отработка ЖРД

Отработка ЖРД

Отработка ЖРД, включающая:

исследовательские испытания опытных образцов ЖРД и его агрегатов;

уточнение конструкторской и технологической документации по результатам испытаний;

завершающие доводочные и межведомственные испытания опытных образцов ЖРД, изготовленных по уточненной документации

256. Цикл отработки ЖРД

Часть опытно-конструкторской отработки ЖРД многократного использования, предусматривающая сдачу ЖРД потребителю для выполнения перемещаемым аппаратом частной задачи

257. Огневое испытание ЖРД

Испытание ЖРД со сгоранием или разложением топлива

258. Холодное испытание ЖРД

Испытание ЖРД без сгорания или разложения топлива

259. Комплексное испытание ЖРД

Испытание ЖРД в составе двигательной установки, или перемещаемого аппарата

260. Автономное испытание ЖРД

Испытание ЖРД, проводимое вне двигательной установки

261. Наземное испытание ЖРД

Огневое испытание ЖРД в земных условиях

262. Летное испытание ЖРД

Испытание ЖРД в составе перемещаемого аппарата в реальных условиях эксплуатации с целью подтверждения характеристик ЖРД и определения возможности его использования по назначению

263. Летно-конструкторское испытание ЖРД

ЛКИ

Испытание вновь разрабатываемого или модернизируемого ЖРД в составе перемещаемого аппарата в реальных условиях с целью уточнения конструкторской и технологической документации

264. Высотное испытание ЖРД

Огневое испытание ЖРД в высотных условиях

265. Вакуумное испытание ЖРД

Огневое испытание ЖРД в вакуумной камере при давлении ниже 1 Па

266. Однофакторное испытание ЖРД

Испытание ЖРД, при проведении которого изменяют значения одного из условий испытания

267. Многофакторное испытание ЖРД


268. Форсированное испытание ЖРД

Ускоренное испытание ЖРД, основанное на интенсификации процессов, вызывающих отказы или дефекты

269. Испытание ЖРД до отказа


270. Предельное испытание ЖРД

Испытание ЖРД до предельного состояния

271. Уточняющее испытание ЖРД

УИ

Исследовательское испытание ЖРД, проводимое с целью определения области значений параметров, в которой двигатель находится в работоспособном состоянии

272. Доводочное испытание ЖРД

ДИ

Исследовательское испытание ЖРД, проводимое с целью получения информации, необходимой для создания окончательного варианта конструкции ЖРД, отвечающего требованиям технического задания

273. Завершающее доводочное испытание ЖРД

ЗДИ

Доводочное испытание ЖРД окончательного варианта конструкции с целью подтверждения соответствия его характеристик требованиям технического задания и возможности представления ЖРД на приемочные испытания

274. Квалификационное испытание ЖРД

КлИ

Огневое испытание ЖРД, проводимое перед началом или возобновлением серийного производства с целью подтверждения готовности предприятия-изготовителя к производству ЖРД в соответствии с требованиями конструкторской документации

275. Контрольно-технологическое испытание ЖРД

КТИ

Контрольное испытание каждого экземпляра ЖРД с целью проверки технологического процесса изготовления.

Примечание. КТИ может быть огневым или холодным, с переборкой или без переборки

276. Межполетное контрольно-технологическое испытание ЖРД

МКТИ

Контрольно-технологическое испытание ЖРД многократного использования после восстановительных работ или непосредственно после полета с целью оценки его технического состояния и соответствия требованиям конструкторской документации

277. Подтверждающее периодическое испытание ЖРД

ППИ

Периодическое испытание ЖРД, проводимое с целью принятия решения о проведения приемочного контроля каждого экземпляра ЖРД, изготовленного в установленный период производства

278. Специальное периодическое испытание ЖРД

СПИ

Периодическое испытание ЖРД, проводимое с целью оценки соответствия качества ЖРД, изготавливаемых для поставок в эксплуатацию, уровню, достигнутому при завершении опытно-конструкторской отработки

279. Межполетное периодическое испытание ЖРД

МПИ

Периодическое испытание ЖРД многократного использования, проводимое в межполетный период после восстановительных работ или непосредственно после полета с целью подтверждения готовности к очередному использованию по назначению установленного конструкторской документацией числа двигателей

280. Тепловакуумное испытание ЖРДМТ

Вакуумное испытание ЖРДМТ при заданной температуре компонентов топлива и элементов конструкции

281. Тепловое испытание ЖРДМТ

Испытание термокаталитического или термического ЖРДМТ без подачи топлива, с подводом тепла от внешнего источника

282. Циклограмма испытания ЖРД

Циклограмма испытания

Графическое изображение и (или) числовое описание программы изменения условий испытания ЖРД

283. Настройка ЖРД

Установка регулирующих элементов ЖРД с целью обеспечения заданных режимов работы

284. Термостатирование ЖРД (компонентов топлива ЖРД)

Термостатирование двигателя (компонентов)

Доведение температуры ЖРД (компонентов топлива ЖРД) до заданной и поддержание ее в заданном диапазоне в течение заданного интервала времени.

Примечание. Термостатирование ЖРД можно проводить как совместно с термостатированием компонентов топлива, так и раздельно

285. Продувка ЖРД

Удаление продуктов сгорания, продуктов газогенерации, атмосферного воздуха и топлива из внутренних полостей ЖРД газом с избыточным давлением

286. Нейтрализация ЖРД

Обработка ЖРД для удаления остатков топлива и (или) обезвреживания неудаленных остатков

287. Пассивирование полостей ЖРД

Обработка поверхностей полостей ЖРД, в результате которой на них образуется пленка материала, не воздействующая на компоненты топлива и инертная к их агрессивному воздействию на полости ЖРД

288. Дефектация ЖРД

Разборка и исследование технического состояния ЖРД после испытания с целью обнаружения дефектов

289. Условия испытания ЖРД

Совокупность режимов работы ЖРД, внешних воздействующих факторов и наработки ЖРД при проведении испытания

290. Эксплуатационные условия испытания ЖРД

Эксплуатационные условия

Условия испытания ЖРД, тождественные установленным конструкторской документацией для использования по назначению при эксплуатации ЖРД

291. Гарантийные условия испытания ЖРД

Гарантийные условия

Расширенные по сравнению с эксплуатационными условия испытания ЖРД, при появлении отказа в пределах которых принимают меры по устранению его причин или подтверждают невозможность возникновения отказа в эксплуатационных условиях

292. Типовые условия испытания ЖРД

Типовые условия

Условия испытания ЖРД, значения параметров которых реализуются случайным образом при исходной номинальной наладке стенда и настройке двигателя, для которых характерны случайные сочетания значений внешних воздействующих факторов в пределах, установленных для эксплуатации

293. Специальные условия испытания ЖРД

Специальные условия

Условия испытания ЖРД, которые обеспечивают специальной наладкой стенда и (или) настройкой двигателя и (или) специальными требованиями к внешним воздействующим факторам

294. Высотные условия испытания ЖРД

Высотные условия

Условия испытания ЖРД, обеспечивающие полное расширение газов в сопле ЖРД

295. Зачетный результат испытания ЖРД

Зачетный результат

Результат испытания ЖРД, на основании которого могут быть сделаны выводы о техническом состоянии, пригодные для анализа надежности или качества ЖРД.

Примечание. Один и тот же результат испытания в зависимости от задач, поставленных при анализе надежности и контроле качества, можно рассматривать как зачетный и незачетный

296. Незачетный результат испытания ЖРД

Незачетный результат

Результат испытания ЖРД, на основании которого не могут быть сделаны выводы о техническом состоянии, пригодные для анализа надежности или качества ЖРД

297. Надежность ЖРД

Свойство ЖРД сохранять работоспособное состояние при установленных условиях эксплуатации

298. Работоспособное состояние ЖРД

Состояние ЖРД, при котором он способен создавать тягу установленного значения и направления, выполняя установленные требования по обеспечению значений удельного импульса тяги, соотношения компонентов топлива и условий работы составных частей перемещаемого аппарата.

Примечание. Установленные требования, являющиеся требованиями потребителя к ЖРД и изложенные в техническом задании, обеспечивают в процессе опытно-конструкторской отработки и поставок в эксплуатацию на основе конструкторской документации разработчика ЖРД

299. Неработоспособное состояние ЖРД

Состояние ЖРД, при котором он не способен выполнить хотя бы одно из требований, обеспечивающих работоспособное состояние

300. Квалификация технического состояния ЖРД

Определение вида технического состояния ЖРД

301. Конструкционный дефект ЖРД

Дефект ЖРД, обусловленный несовершенной конструкторской документацией или нарушением установленных правил и (или) норм конструирования.

Примечание. Конструкторскую документацию считают несовершенной, если выполнение всех ее требований при изготовлении ЖРД не обеспечивает его работоспособного состояния при эксплуатации

302. Производственный дефект ЖРД

Дефект ЖРД, обусловленный невыполнением требований конструкторской документации, несовершенством или невыполнением требований технологической документации при изготовлении и (или) ремонте

303. Эксплуатационный дефект ЖРД

Дефект ЖРД, обусловленный нарушением установленных условий эксплуатации ЖРД

304. Дефект испытания ЖРД

Несоответствие условий подготовки и проведения испытания ЖРД требованиям конструкторской документации

305. Отказ ЖРД

Событие, заключающееся в нарушении работоспособного состояния ЖРД или выявлении неработоспособного состояния при испытании или эксплуатации

306. Безотказная работа ЖРД


307. Конструкционный отказ ЖРД

Отказ ЖРД, возникший в результате конструкционного дефекта

308. Производственный отказ ЖРД

Отказ ЖРД, возникший в результате производственного дефекта

309. Эксплуатационный отказ ЖРД

Отказ ЖРД, возникший в результате эксплуатационного дефекта

310. Условия эксплуатации ЖРД

Совокупность условий, установленных конструкторской документацией для эксплуатации ЖРД.

Примечание. Совокупность условий включает:

внешние воздействующие факторы на всех стадиях эксплуатации ЖРД;

срок службы ЖРД;

регламент и правила хранения, транспортирования, технического обслуживания и ремонта;

режимы работы и наработку при использовании по назначению

311. Цикл эксплуатации ЖРД

Периодически повторяющаяся часть эксплуатации от ее начала до окончания использования ЖРД по назначению или момента его возвращения после использования по назначению для технического обслуживания и (или) ремонта

312. Безотказная эксплуатация ЖРД

Эксплуатация, при которой ЖРД сохраняет работоспособное состояние в период хранения, транспортирования и использования по назначению.

Примечание. Для ЖРД многократного использования безотказная эксплуатация включает и восстановление работоспособного состояния двигателя в межполетный период за интервал времени, не превышающий установленного

313. Параметр работоспособного состояния ЖРД

ПРС

Параметр ЖРД, используемый при анализе надежности для характеристики одного из свойств ЖРД, обеспечивающих работоспособное состояние

314. Критическое значение параметра работоспособного состояния ЖРД

Критическое значение ПРС

Значение параметра работоспособного состояния ЖРД, отделяющее область значений, при которых ЖРД не может находиться в работоспособном состоянии, от области значений, при которых его пребывание в работоспособном состоянии возможно

315. Запас параметра работоспособного состояния ЖРД

Запас ПРС

Разность между значением параметра работоспособного состояния ЖРД при испытаниях или эксплуатации и его критическим значением

316. Эксплуатационный запас параметра работоспособного состояния ЖРД

Эксплуатационный запас ПРС

Запас параметра работоспособного состояния ЖРД при эксплуатационных условиях

317. Гарантийный запас параметра работоспособного состояния ЖРД

Гарантийный запас ПРС

Запас параметра работоспособного состояния ЖРД при гарантийных условиях

318. Вероятность безотказной работы ЖРД

ВБР

Вероятность пребывания ЖРД в работоспособном состоянии при работе в эксплуатационных условиях

319. Вероятность безотказной эксплуатации ЖРД

ВБЭ

Вероятность пребывания ЖРД в работоспособном состоянии на всех стадиях эксплуатации при установленных условиях эксплуатации

320. Предварительно-приемочный контроль ЖРД

Контроль качества каждого экземпляра ЖРД, предшествующий приемочному контролю

321. Межполетный контроль ЖРД

Контроль ЖРД многократного использования в межполетный период перед очередным использованием по назначению

322. План контроля ЖРД

Совокупность данных о виде и структуре контроля, составе контрольных операций, числе испытываемых ЖРД, периодичности проведения и условиях испытаний, о решающих правилах

323. Период производства ЖРД

Календарный срок изготовления ЖРД, по истечении которого подводят итоги работ по обеспечению качества изготовления ЖРД, принимают решения по совершенствованию производства и уточнению плана контроля ЖРД, определяют возможность начала очередного периода производства ЖРД и выпускают отчетный документ.

Примечание. Период производства может быть определен и числом изготовленных ЖРД

324. Перерыв в изготовлении ЖРД

Календарный срок с момента прекращения производства последнего экземпляра ЖРД до возобновления производства согласно плану предприятия-изготовителя

325. Структурно-функциональный анализ надежности ЖРД

Количественный анализ надежности, основанный на рассмотрении ЖРД как совокупности статистически независимых структурно-функциональных элементов

326. Структурно-функциональный элемент ЖРД

СФЭ

Составная часть ЖРД, условно наделенная одним из свойств, необходимых для обеспечения работоспособного состояния ЖРД

327. Структурно-функциональная схема ЖРД

Схема ЖРД, представленная в виде структурно-функциональных элементов

328. Коэффициент утяжеления условий испытания ЖРД

Коэффициент утяжеления

Отношение вероятности отказа ЖРД при форсированных испытаниях к вероятности отказа при нормальных испытаниях

328. Окончательный вариант конструкции ЖРД

Вариант конструкции ЖРД, удовлетворяющий требованиям конструкторской документации, действующей к моменту проведения анализа надежности

АНАЛИЗ КОНСТРУКЦИЙ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Секция «Двигатели и энергетические установки летательных и космических аппаратов»

УДК 629.78

АНАЛИЗ КОНСТРУКЦИЙ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

А. К. Соловьев, А. П. Потреба Научный руководитель — М. В. Кубриков

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газеты «Красноярский рабочий», 31

E-mail: [email protected]

Произведен анализ и сравнение различных конструкции жидкостных ракетных двигательных установок космических летательных аппаратов. Рассматривается классификация жидкостных ракетных двигателей по схеме: с дожиганием и без дожигания газогенераторного газа. Также рассматриваются преимущества и недостатки данных схем.

Ключевые слова: двигательная установка, жидкостный ракетный двигатель, газогенераторный газ.

ANALYSIS OF CONSTRUCTIONS OF LIQUID PROPELLANT ENGINES

A. K. Solovev, A. P. Potreba Scientific supervisor — M. V. Kubrikov

Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarskii rabochii prospekt, Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

The analysis and comparison of various designs of liquid propellant rocket engines of spacecraft are made. Classification of liquid rocket engines according to the scheme: with afterburning and without afterburning of gas-generating fume is considered. The advantages and disadvantages of these schemes are also considered.

Keywords: propulsion system, liquid rocket engines, gas-generating fume.

В настоящее время жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) являются самым обширным и развитым классом химических ракетных двигателей. В основном, ЖРД применяют в ракетах. Они являются основным типом двигательных установок ракет-носителей или космических кораблей.

Двигательная установка космического аппарата — система, создающая необходимую тягу для движения и корректировки космического аппарата. Наиболее распространенный тип двигательной установки космического аппарата — химический ракетный двигатель, в котором газ с высокой скоростью истекает из сопла [1].

Жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) называется ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Жидкое горючее и жидкий окислитель подаются из баков в камеру двигателя, где в результате сгорания топлива образуются газообразные продукты высокой температуры. В сопле они расширяются от давления в камере до давления на срезе сопла и вытекают в окружающую среду с большой скоростью. Истечение газов из сопла является причиной возникновения реактивной силы двигателя [2].

Наиболее распространенными в ЖРД являются турбонасосные системы подачи, обеспечивающие подачу компонентов топлива в широком диапазоне давлений и расходов. Элементарная схема турбонасосной системы подачи представлена на рис. 1.

Актуальные проблемы авиации и космонавтики — 2020. Том 1

Компоненты из баков 1 поступают к насосам 4 и подаются в камеру сгорания 5. Главным элементом системы подачи является турбонасосный агрегат (ТНА), с помощью которого создаётся необходимое давление подачи компонентов и обеспечивается заданный расход [3].

Рис. 1. Элементарная схема установки с ТНА: 1 — баки; 2 — газогенератор; 3 — турбина; 4 — насосы;

5 — камера двигателя; 6 — выхлопной патрубок

В зависимости от дальнейшего использования рабочего тела, вышедшего из турбины ТНА, двигательные установки (ДУ) с ТНА разделяют на работающие по открытой (без дожигания) и замкнутой (с дожиганием) схемам.

В установках, работающих по открытой схеме, рабочее тело из ТНА через выхлопные патрубки 6 выбрасывается в окружающее пространство или подаётся по специальному газоводу в закритическую часть сопла. Достоинства данной схемы заключаются в простоте конструкции, отличается меньшей стоимостью изготовления. Недостатки: потеря тяги за счёт нерационального расхода компонентов.

ДУ с дожиганием называется установка, в которой отработавшее в турбине рабочее тело поступает в камеру сгорания, где происходит его догорание при оптимальном соотношении горючих и окислительных элементов. При этом характерные для ДУ без дожигания потери тяги отсутствуют и удельный импульс ДУ с дожиганием равен удельному импульсу камеры. Поэтому в ДУ с дожиганием для создания тяги более полно используется химическая энергия всего топлива, имеющегося на борту ракеты. Недостатком данной схемы является довольно сложное её исполнение и высокая стоимость.

Проведя анализ, можно сделать вывод, что наиболее перспективной схемой жидкостного ракетного двигателя является схема с дожиганием (закрытая схема) газогенераторного газа, так как удельный импульс показывает эффективность ДУ, а в закрытой схеме данный показатель на порядок выше, чем в схеме без дожигания (открытая схема).

Библиографические ссылки

1. Edgar Y. A Critical History of Electric Propulsion: The First 50 Years (1906-1956) // Choueiri in Journal of Propulsion and Power. 2004. Vol. 20, No. 2, p. 193-203.

2. Алемасов В. E., Дрегалин A. E., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей: учебник для вузов / под. ред. В. П. Глумашко. М. : Машиностроение, 1980. 533 с.

3. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учебник для вузов. — 2-е изд., перераб. и доп. / Под ред. Д. А. Ягодникова. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. — 488 е.: ил.

© Соловьев А. К., Потреба А. П., 2020

Жидкостный ракетный двигатель

Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.

Краткая история развития

            Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.

Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.

Сфера применения

Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:

Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.

Устройство и принцип действия

Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.

Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.

Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.

Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.

Система охлаждения

Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:

Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.

Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность. 

Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов  ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.  

Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет,  химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания  бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.

Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые  используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.

В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.

Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.

ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается. 

Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей

В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.   

Инженеры из БГТУ “ВОЕНМЕХ” улучшили жидкостный ракетный двигатель малой тяги 100 кгс (ЖРД МТ)

Найденное решение модернизации стенки камеры двигателя впервые позволит использовать его в непрерывном режиме. Статья о разработке вышла в медиа InScience.News.

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги 100 кгс (ЖРД МТ) может использоваться в разгонных блоках космических аппаратов. Однако размерность двигателя невелика. Из-за этого расхода горючего не хватает для регенеративного охлаждения стенок камеры, когда используется только один из компонентов топлива. Этот тип охлаждения заключается в подаче компонента топлива, который снимает тепло с внутренней стенки камеры, подогревается и затем поступает на форсунки. ЖРД МТ работают, как правило, в импульсном режиме, что снижает их КПД.

Ученые из БГТУ «ВОЕМЕХ» предложили новый способ, получивший название «распределенная завеса». Технология заключается в том, что часть горючего вводится сквозь внутреннюю стенку камеры двигателя через множество отверстий размером в сотые доли миллиметра. По всей внутренней стенке формируется тонкая пелена горючего, которая непрерывно испаряется, забирая часть тепла. Это решение позволяет использовать двигатель непрерывно.

«Подобная конфигурация внутренней стенки может быть выполнена исключительно аддитивными технологиями, — объясняет руководитель исследования Андрей Галаджун. — Применение технологии селективного лазерного плавления металлических порошков дало возможность изготовить камеру двигателя одной деталью за одну технологическую операцию. Деталь создана с рубашкой охлаждения, винтовым оребрением и рядами отверстий между ребрами для формирования распределенной завесы».

Решение стало модификацией систем завесного охлаждения. В них компонент топлива из охлаждающего тракта проходит внутрь камеры сгорания через один или несколько поясов отверстий, которые находятся под углом к камере. Этот способ охлаждения имеет технологические ограничения и негативно влияет на внутрикамерные процессы из-за относительно большой толщины слоя завесы. Поэтому ученые смоделировали несколько рядов прямоугольных отверстий в каждом из каналов охлаждающего тракта. Величину отверстий разработчики определяли опытным путем на моделях. Основными критериями оценки стали минимизация доли расхода горючего на формирование пелены и ее устойчивость и однородность. Чтобы проверить результаты, авторы провели расчетное исследование методом численного моделирования процесса горения в камере двигателя.

Огневые испытания двигателя показали надежность охлаждения конструкции и работоспособность предложенной идеи. Двигатель выиграл конкурс лучших инновационных проектов в сфере науки и высшего образования Санкт-Петербурга в 2021 году. Теперь ученые планируют разработать и подготовить к испытаниям ЖРД МТ тягой 10 кгс для перспективных разгонных блоков. Испытания двигателя должны пройти до конца декабря 2021 года.

Открытое образование — Ракетные двигатели

Данный курс предназначен для школьников старших классов и студентов первого курса направления подготовки 24.05.02 «Проектирование авиационных и ракетных двигателей» со специализацией «Инновационные технологии в ракетном двигателестроении». 

Целью курса является формирование у слушателей базовых знаний о ракетных двигателях и предоставление общих сведений о специализации «Инновационные технологии в ракетном двигателестроении». В процессе обучения слушатели узнают об особенностях ракетных двигателей, их элементов и применяемых топлив.

Еженедельные занятия включают в себя просмотр видео-лекций, изучение иллюстрированных материалов с вопросами на самопроверку, а также выполнение тестовых заданий с автоматизированной проверкой результатов.

В курсе предусмотрено промежуточное контрольное тестирование по каждому разделу и итоговое контрольное тестирование по всему содержанию курса с автоматизированной проверкой результатов.

Курс опирается на объем ранее изученного материала по дисциплинам “Термодинамика” и “Физика”.

Модуль 1. Общие сведения о ракетных двигателях, физические принципы их работы. Реактивное движение в природе и технике. Классификация реактивных двигателей. Области применения ракетных двигателей. Уравнение сохранения импульса. Формула Циолковского.

Модуль 2. Знакомство с ракетными двигателями. Классификация ракетных двигателей. Принцип работы ракетных двигателей. История ракетных двигателей.

Модуль 3. Принцип работы ракетных двигателей. Устройство жидкостного ракетного двигателя. Принцип работы жидкостного ракетного двигателя на примере РД-107.

Модуль 4. Жидкостные ракетные двигатели. Классификация ЖРД. Принцип работы ЖРД с вытеснительной подачей топлива. Принцип работы ЖРД с насосной подачей топлива. Жидкие ракетные топлива.

Модуль 5. Ракетные двигатели твердого топлива. Принципы работы РДТТ. Гибридные ракетные двигатели. Твердые ракетные топлива.

Модуль 6. Электрические ракетные двигатели. Принципы работы. Электромагнитные РД. Электростатические РД. Источники энергии для ЭРД.

Модуль 7. Ядерные ракетные двигатели. Принцип действия ЯРД. Опытные разработки ЯРД. Импульсный взрывной ядерный двигатель.

Модуль 8. Комбинированные ракетные двигатели. Классификация воздушно-реактивных двигателей. Принцип работы ВРД. Ракетно-турбинные двигатели. Ракетно-прямоточные двигатели. Турбопрямоточные двигатели.

Модуль 9. Перспективы развития ракетных двигателей и топлив. Гибридные ракетные двигатели. Детонационные ракетные двигатели. Пути совершенствования ракетных топлив.

Модуль 10. Итоговое тестирование.

В результате освоения курса «Ракетные двигатели: введение в специальность» студент должен знать:

  • общие сведения о ракетных двигателях; 
  • физические принципы работы ракетных двигателей; 
  • основные параметры камеры и ракетного двигателя; 
  • основные сведения о ракетных топливах; 
  • принцип действия и классификацию жидкостных ракетных двигателей; 
  • принцип действия и классификацию ракетных двигателей на твёрдом топливе (РДТТ) и гибридных ракетных двигателей (ГРД).

Ракетные двигатели В.П.Глушко | КПИ им. Игоря Сикорского

В.П.Глушко — основатель советского жидкостного ракетодвигателестроения. Но его первый ракетный двигатель был электрореактивный (ЭРД). Тяга в нем возникала благодаря мгновенному испарению тонких полосок металла при нагревании их электрическим током. Скорость истечения газов из таких двигателей на порядок выше, чем в двигателях с химическим топливом. В 1929-1930 годах работая в Газодинамической лаборатории (ГДЛ), В.П.Глушко изготовил опытные образцы ЭРД, провел испытания и доказал их работоспособность. Но из-за малой мощности ЭРД ученый стал работать над разработкой жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Характеристики ракетного двигателя в наибольшей степени определяются характеристиками компонентов ракетного топлива (КРП), которое в нем применяется. В 1930 г. В.П.Глушко исследовал такие окислители, как азотная кислота, растворы тетроксид азота в азотной кислоте, тетранитрометан, перекись водорода, хлорная кислота. В 1931 г. предложил химическое зажигание и самовоспламеняющееся топливо.

Валентин Петрович сам готовил необходимые смеси, отрабатывал технологию их изготовления и только потом передавал в лабораторию для изготовления и испытаний. Создавая конструкции ЖРД, В.П.Глушко разрабатывал агрегаты для подачи топлива различных типов — поршневые, турбонасосные и др. Многочисленные исследования многих пар КРП дали Глушко возможность сформулировать требования к ним. Исходя из требуемой эффективности ЖРД и эксплуатационных требований, он остановился на паре азотная кислота — керосин. Именно эта пара использовалась в его исследовательских ракетных двигателях (ОРМ-И — ОРМ-65).

Двигатели такого же типа он создавал во время войны для реактивных ускорителей самолетов. Это были РД-1 и другие. Для первой советской ракеты дальнего действия Р-1 (аналог Фау-2), ракет Р-2, Р-5 В.П.Глушко разрабатывает кислородно-спиртовые двигатели РД-100, РД-101, РД-103М с тягой на земле, соответственно — 26, 37, 44 тс). А для первой космической ракеты-носителя Р-7 были разработаны кислородно-керосиновые двигатели РД-107 и РД-108 (тяга на земле (в пустоте), соответственно 83/102 и 76/96 тс). Подвергнув модернизации, эти двигатели работают до сих пор …

Но процесс горения в таких двигателях был недостаточно устойчивым. Кроме того, очень сложно хранить жидкий кислород. Поэтому, разрабатывая ЖРД для боевых ракет, В.П.Глушко вновь возвращается к использованию азотистого окислителя (азотный тетроксид), а в качестве топлива — несимметричного диметилгидразина. Ракеты с такими двигателями могли храниться годами в заправленном состоянии. Вооруженные силы получили действительно боевые ракеты, пригодные для многолетнего дежурства в готовности к немедленному пуску. Но для космических ракет были необходимы мощные двигатели. В азотно-кислотных двигателях РД-253 (тяга 150/166 тс) ракеты «Протон» для повышения мощности В.П.Глушко ввел дожигание газа-окислителя. Впоследствии введение этого же процесса в кислородно-керосиновых двигателях повысило не только их мощность, но и стабильность работы. На этом принципе был создан самый мощный в мире кислородно-керосиновый двигатель РД-170 с тягой 740/806 тс для ракет «Зенит» и «Энергия».

Конечно, усовершенствование ЖРД в КБ В.П.Глушка происходило не только за счет совершенствования ракетных топлив и процесса сгорания. Было обосновано и внедрено немало конструктивных наработок, в том числе — по форме и профилю сопла, охлаждения камеры сгорания, конструкции форсунок и т. Д.

Основана В.П.Глушко школа строительства ракетных двигателей и до сих пор не утратила своих позиций мирового лидера, а созданные в НПО «Энергомаш» им. В.П.Глушка двигатели США покупают для своих ракет «Атлас».

Жидкостный ракетный двигатель

На этом слайде мы показываем схему жидкостного ракетного двигателя. Жидкая ракета двигатели используются на Космический шаттл разместить людей на орбите, на многих беспилотных ракеты для вывода спутников на орбиту и на нескольких высоких скоростях исследовательский самолет после Второй мировой войны. В жидкая ракета, хранимое топливо и хранящийся окислитель закачиваются в горение камеру, где они смешиваются и сжигаются. При сгорании образуется большое количество выхлопных газов при высокой температуре. температура и давление.Горячий выхлоп проходит через сопло что ускоряет течение. Тяга производится по закону Ньютона третий закон движения.

Величина тяги ракеты зависит на массовый расход через двигатель, на выходе скорость выхлопа и давление в сопле выход. Все эти переменные зависят на конструкция форсунки. Наименьшая площадь поперечного сечения сопла называется горловина форсунка. Поток горячего выхлопа задохнулся в горле, а это значит, что число Маха равно 1.0 в горле и массовый расход м точка определяется областью горла. Отношение площади от горла к выходу Ae устанавливает выходная скорость Ве и давление на выходе pe . Вы можете изучить конструкцию и работу сопла ракеты с наш интерактив имитатор сопла программа, которая работает в вашем браузере.

Давление на выходе равно только давлению набегающего потока при некоторых расчетных условиях. Поэтому мы должны использовать более длинную версию обобщенного уравнение тяги для описания тяги системы.Если давление набегающего потока задано как p0 , уравнение тяги F принимает вид:

F = m точка * Ve + (pe — p0) * Ae

Обратите внимание, что нет бесплатных Масса потока, умноженная на скорость свободного потока в уравнении тяги потому что на борт не поступает внешний воздух. Так как окислитель на борту ракеты, ракеты могут создавать тягу в вакууме где нет другого источника кислорода. Вот почему ракета работа в космосе, где нет окружающего воздуха, и газ турбина или пропеллер не будут работать.Турбинные двигатели и воздушные винты полагаются на атмосферу, чтобы обеспечить воздух в качестве рабочего тела для движения и кислород в воздухе как окислитель для горения.

уравнение тяги показанный выше работает как для жидкости, так и для твердотопливные ракетные двигатели. Существует также параметр эффективности, называемый удельный импульс который работает для обоих типов ракет и значительно упрощает Анализ эффективности ракет.

Подробная информация о том, как смешивать и сжигать топливо и окислитель, не задувая пламя, очень сложный.Чтобы понять это, НУЖЕН ученый-ракетчик!


Деятельность:

Экскурсии с гидом

Навигация ..


Домашняя страница руководства для начинающих

Роберт Годдард и первая жидкостная ракета

В этот день, 16 марта 1926 года, девяносто лет назад Роберт Х. Годдард (1882–1945) запустил первую в мире ракету на жидком топливе. Его шаткое приспособление с камерой сгорания и соплом наверху горело 20 секунд, прежде чем израсходовать достаточное количество жидкого кислорода и бензина, чтобы подняться со стартовой стойки.Ракета взлетела со снежного поля недалеко от Вустера, штат Массачусетс, достигнув высоты около 12,5 метров (41 фут) и пролетев 56 метров (184 фута). Он был разбит при ударе. Годдард, его жена Эстер и пара ассистентов из Университета Кларка, где он был профессором физики, были единственными свидетелями.

Эстер Годдард сделала этот снимок своего мужа с ракетой внутри стартовой рамы 8 марта 1926 года в Оберне, штат Массачусетс. После неудачной попытки в тот день он успешно запустил его 16 марта.

 

Копия жидкотопливной ракеты Годдарда выставлена ​​в космическом ангаре в Центре Стивена Ф. Удвара-Хейзи в Шантийи, штат Вирджиния. Изображение: Дейн Пенланд, Национальный музей авиации и космонавтики, NASM2016-00687.

 

Жидкотопливная ракета Годдарда, май 1926 года. Эта ракета позаимствована у его ракеты, выпущенной в марте 1926 года, и этой весной будет выставлена ​​в нашем зале «Вехи полета Боинга». Изображение: Дейн Пенланд, Национальный музей авиации и космонавтики, NASM2016-00615.

 

Об этом событии не написали даже местные газеты; действительно, сдержанный профессор держал это в секрете в течение десятилетия.Он рассказал лишь нескольким людям и через пару недель Чарльзу Г. Эбботу, директору Смитсоновской астрофизической обсерватории (и секретарю учреждения после 1928 года). Смитсоновский институт финансировал Годдарда с 1917 года в надежде, что его ракета сможет поднять инструменты над атмосферой — основной программой обсерватории было измерение солнечной изменчивости и излучения. В январе 1920 года Институт непреднамеренно сделал Годдарда всемирно известным, опубликовав его короткий, часто математический трактат « Метод достижения экстремальных высот» .В давно утерянном пресс-релизе Смитсоновского института упоминалось о его предложении поразить ночную сторону Луны ракетой с пороховым зарядом. История быстро распространилась по всему миру — ученый узаконил идею о возможности путешествия на Луну. Но газетный лоскут также произвел много сенсаций. Добровольцы написали Годдарду письмо с просьбой присоединиться к команде его предстоящего лунного путешествия. После этого он не отказывался говорить с прессой в общих чертах, но хранил скрытность в отношении своих технических экспериментов.Он боялся, что другие могут украсть его изобретения, так как был убежден, что он был первым человеком в мире, который придумал, как сделать космический полет возможным. Его паранойя только усилилась после того, как в 1920-х годах активизировались немецкие космические энтузиасты. В 1930 году Годдард получил большее финансирование, когда знаменитый летчик Чарльз Линдберг вмешался в дела фонда Гуггенхайма. Профессор Университета Кларка провел большую часть 1930-х годов в Розуэлле, штат Нью-Мексико, строя и запуская гораздо более крупные ракеты. Когда Смитсоновский институт, Линдберг и Гарри Гуггенхайм подтолкнули Годдарда к публикации еще одного отчета в 1936 году, он наконец раскрыл запуск 1926 года.Тем не менее, какими бы впечатляющими ни были некоторые из его работ в Розуэлле, он продолжал сопротивляться уговорам своих спонсоров обратиться за помощью, когда его обещания достичь верхних слоев атмосферы так и не были реализованы. На самом деле работа Годдарда по жидкостным ракетам оказалась близкой к тупиковой, потому что он не хотел делиться ею с кем-либо. Прорыв в крупномасштабную ракетную технику совершили немцы с Фау-2. Годдард лежал на смертном одре, убежденный, что нацисты украли у него их технологии. Его истинное значение оказалось вовсе не в изобретении жидкостной ракетной техники, хотя первого у него никто не отнимет.Однако он вдохновил других поверить в то, что космические путешествия возможны, если будет развита ракетная техника. Куратор Национального музея авиации и космонавтики на пенсии Фрэнк Винтер продемонстрировал глобальное влияние «Метод достижения экстремальных высот». Практически сразу в научной фантастике, фильмах и научно-популярной литературе ракета стала фундаментальной технологией космических полетов. До 1920 года это была лишь одна из многих идей и фантазий. Традиционная пороховая ракета не производила впечатления, а законы физики широко понимались неправильно.После публикации Годдарда и других пионеров в Советской России и немецкоязычном мире мнение начало меняться. Таким образом, Роберт Годдард, почти вопреки самому себе, проложил нам путь к бегству с Земли, как он давно мечтал.

Основные понятия жидкостных ракетных двигателей

‘) var head = document.getElementsByTagName(«head»)[0] вар скрипт = документ.создатьЭлемент(«скрипт») script.type = «текст/javascript» script.src = «https://buy.springer.com/assets/js/buybox-bundle-52d08dec1e.js» script.id = «ecommerce-scripts-» ​​+ метка времени head.appendChild (скрипт) var buybox = document.querySelector(«[data-id=id_»+ метка времени +»]»).parentNode ;[].slice.call(buybox.querySelectorAll(«.вариант-покупки»)).forEach(initCollapsibles) функция initCollapsibles(подписка, индекс) { var toggle = подписка.querySelector(«.Цена-варианта-покупки») подписка.classList.remove(«расширенный») var form = подписка.querySelector(«.форма-варианта-покупки») если (форма) { вар formAction = form.getAttribute(«действие») document.querySelector(«#ecommerce-scripts-» ​​+ timestamp).addEventListener(«load», bindModal(form, formAction, timestamp, index), false) } var priceInfo = подписка.селектор запросов(«.Информация о цене») var PurchaseOption = toggle.parentElement если (переключить && форма && priceInfo) { toggle.setAttribute(«роль», «кнопка») toggle.setAttribute(«tabindex», «0») toggle.addEventListener («щелчок», функция (событие) { var expand = toggle.getAttribute(«aria-expanded») === «true» || ЛОЖЬ переключать.setAttribute(«расширенная ария», !расширенная) form.hidden = расширенный если (! расширено) { покупкаOption.classList.add(«расширенный») } еще { покупкаOption.classList.remove(«расширенный») } priceInfo.hidden = расширенный }, ЛОЖЬ) } } функция bindModal (форма, formAction, метка времени, индекс) { var weHasBrowserSupport = окно.выборка && Array.from функция возврата () { var Buybox = EcommScripts ? EcommScripts.Buybox : ноль var Modal = EcommScripts ? EcommScripts.Modal : ноль if (weHasBrowserSupport && Buybox && Modal) { var modalID = «ecomm-modal_» + метка времени + «_» + индекс var modal = новый модальный (modalID) модальный.domEl.addEventListener(«закрыть», закрыть) функция закрыть () { form.querySelector(«кнопка[тип=отправить]»).фокус() } вар корзинаURL = «/корзина» var cartModalURL = «/cart?messageOnly=1» форма.setAttribute( «действие», formAction.replace(cartURL, cartModalURL) ) var formSubmit = Buybox.перехват формы отправки ( Buybox.fetchFormAction(окно.fetch), Buybox.triggerModalAfterAddToCartSuccess(модальный), функция () { form.removeEventListener («отправить», formSubmit, false) форма.setAttribute( «действие», formAction.replace(cartModalURL, cartURL) ) форма.Отправить() } ) form.addEventListener («отправить», formSubmit, ложь) document.body.appendChild(modal.domEl) } } } функция initKeyControls() { document.addEventListener («нажатие клавиши», функция (событие) { если (документ.activeElement.classList.contains(«цена-варианта-покупки») && (event.code === «Пробел» || event.code === «Enter»)) { если (document.activeElement) { событие.preventDefault() документ.activeElement.click() } } }, ЛОЖЬ) } функция InitialStateOpen() { var узкаяBuyboxArea = покупная коробка.смещениеШирина -1 ;[].slice.call(buybox.querySelectorAll(«.опция покупки»)).forEach(функция (опция, индекс) { var toggle = option.querySelector(«.цена-варианта-покупки») var form = option.querySelector(«.форма-варианта-покупки») var priceInfo = option.querySelector(«.Информация о цене») если (allOptionsInitiallyCollapsed || узкаяBuyboxArea && индекс > 0) { переключать.setAttribute («ария-расширенная», «ложь») form.hidden = «скрытый» priceInfo.hidden = «скрытый» } еще { переключить.щелчок() } }) } начальное состояниеОткрыть() если (window.buyboxInitialized) вернуть window.buyboxInitialized = истина initKeyControls() })()

«Жидкостный ракетный двигатель»

«Жидкостный ракетный двигатель» Вернуться на главную страницу Purdue AAE Propulsion.
Краткое описание ракетного двигателя.
Подробные характеристики ракетных двигателей
Сравнительные таблицы

Жидкостные ракетные двигатели, или ЖРД, являются одними из самых популярных ракетных двигателей. систем, используемых сегодня. В большинстве современных двигателей используется двухтопливная конфигурация, в которой топливо и окислитель хранятся в отдельных баках. Пропелленты могут нагнетаться в камеру сгорания с помощью газов под высоким давлением (часто называемая системой с подачей под давлением) или могут вытягиваться из резервуаров с помощью насосов.В отличие от твердотопливного двигателя, жидкостные системы с насосной подачей могут содержать множество компонентов. По этой причине LRE обычно менее структурно эффективен, чем SRM. Однако жидкостные системы обычно имеют преимущество более высокого удельного импульса (энергосодержания), и системы могут быть изготовлены с включением дросселирования. возможности, которыми обычно не обладают SRM. Наконец-то ЖРД можно протестировать Перед использованием; SRM должен полагаться на строгие производственные процессы, чтобы гарантировать высокая надежность.


Современные двигатели

Боинг Рокетдайн

МА-5А
РС-27А
РС-68
Главный двигатель космического корабля «Шаттл» (SSME)
XRS-2200 Linear Aerospike (X-33)

Аэроджет

LR87-AJ-11
LR91-AJ-11
Модифицированный российский НК-33
АДЖ10-118К

ТРВ

Дельта TR-201

Пратт и Уитни

Семейство RL10
РД-120 (с НПО Энергомаш)
РД-180 (с НПО Энергомаш)

Исторические двигатели

Программа Аполлон

Ф-1
J-2
Н-1

Сравнительные таблицы двигателей

Одноразовые двигатели первой ступени.Все значения на уровне моря, если только иное отмечено.
Марка Модель Тяга Исп(ы) Топливо Вес Приложения
Рокетдайн МА-5А 490 000 265 с ЛОГ/РП-1 4371 фунтов Атлас II, IIA, IIAS
РС-27А 200 000 фунтов 255 с ЛОГ/РП-1 2528 фунтов Дельта II, III
РС-68 650 000 фунтов 365 с LOX/Lh3 14560 фунтов Дельта IV EELV
Ф-1 1 522 000 фунтов 265 с ЛОГ/РП-1 18 616 фунтов Сатурн V
Аэроджет ЛР87-АДЖ-11 552 600 фунтов (вакуум) 304 с (вакуум) LOX/RP и другие 4780 фунтов Титан IV
П&В/НПО-ЭМ РД-180 868 400 фунтов 311 с LOX/RP 11675 фунтов Атлас IIAR
Одноразовые двигатели второй/разгонной ступени.Величины в вакууме.
Марка Модель Тяга Исп(ы) Топливо Вес Приложения
Аэроджет ЛР91-АДЖ-11 105 000 фунтов 316 с LOX/RP и другие 1314 фунтов Семейство титанов
АДЖ10-118К 9753 фунтов 320.5 с Aerozine 50/N2O4 (гиперголический) 275 фунтов Дельта II, III, IV EELV
TRW ТР-201 9900 фунтов 303 с N2O4 и НДМГ/N2h5 (гиперголический) 300 фунтов Дельта I (???)
Пратт энд Уитни РЛ10А-4 20800 фунтов 449 с LOX/Lh3 370 фунтов Кентавр
РД-120 187 400 фунтов 350 с LOX/RP 2480 фунтов Зенит
Рокетдайн Дж-2 230 000 фунтов 425 с LOX/Lh3 3.480 фунтов Разгонные блоки Apollo
Многоразовые двигатели первой ступени. Количества на уровне моря, если только иное отмечено.
Марка Модель Тяга Исп(ы) Топливо Вес Приложения
Рокетдайн SSME Фаза II 418 130 фунтов 454,4 с (вакуум) LOX/Lh3 6990 фунтов Главный двигатель шаттла
XRS-2200 204 420 фунтов 339 с LOX/Lh3 н/д (встроенный) Главный двигатель Х-33
Аэроджет/Кузнецов АДЖ26-НК33А 339 000 фунтов 297 LO2/HC 2725 фунтов Кистлер RLV
Пратт энд Уитни РЛ10А-5 14 560 фунтов (вакуум) 368 с (вакуум) LOX/Lh3 316 фунтов DC-X и -XA

Авторские права на эту страницу принадлежат Университету Пердью, 1998 г.

Годдард

Принципы ракетной техники

Следствием законов движения Ньютона является то, что для любого объекта или совокупности объектов, силы, которые включают в себя только эти объекты и ничего больше («внутренние силы») не может сместить центр тяжести. Например, космонавт плавающий в скафандре не может изменить свое положение без участия чего-либо иначе, т. грамм. толкает его космический корабль. Центр тяжести — или «центр массы» — неподвижная точка, которую нельзя сдвинуть без посторонней помощи (поворот вокруг него, однако, возможно).

Бросив тяжелый инструмент в одном направлении, космонавт мог двигаться в в противоположном направлении, хотя их общий центр тяжести был бы всегда оставайся такой же. Учитывая баллон со сжатым кислородом, тот же результат следует из выброса газа (сцена, появившаяся в начале научно-фантастический фильм). Ракета делает почти то же самое, за исключением того, что холодный газ заменяется гораздо более быстрой струей раскаленного газа, образующейся при сжигании подходящее топливо. В настоящее время ракеты являются единственным средством, способным достичь высота и скорость, необходимые для вывода полезной нагрузки на орбиту.

Ракетный двигатель — это машина, развивающая тягу за счет быстрого выброса дело. Большинство современных ракет работают либо на твердом, либо на жидком топливе. Слово «топливо» означает не просто топливо, как вы могли бы подумать; это значит как горючее, так и окислитель. Топливо — это горение химических ракет, но для сжигания чтобы произошло, должен присутствовать окислитель (кислород). Реактивные двигатели потребляют кислород в их двигатели из окружающего воздуха. Ракеты не имеют роскоши что есть у реактивных самолетов; они должны нести кислород с собой в космос, где воздуха нет.

Существует ряд терминов, используемых для описания мощности, вырабатываемой ракетой.

  • Тяга — это создаваемая сила, измеряемая в фунтах или килограммах. Толкать генерируемая первой стадией, должна быть больше, чем вес полного ракета-носитель, стоя на стартовой площадке, чтобы привести ее в движение. При движении вверх тяга должна продолжать создаваться, чтобы ускорить движение. ракета-носитель против силы земного притяжения. Разместить спутник на орбиту вокруг Земли тяга должна продолжаться до достижения минимальной высоты и орбитальная скорость достигнута, иначе ракета-носитель упадет на Землю.Минимальная высота редко желательна, поэтому тяга должна продолжают генерироваться, чтобы получить дополнительную орбитальную высоту.
  • Импульс, иногда называемый полным импульсом, представляет собой произведение тяги и Эффективная продолжительность стрельбы. Ракета, запускаемая с плеча, имеет среднюю тягу 600 фунтов и продолжительность стрельбы 0,2 секунды для импульса 120 фунтов-сек. Ракета «Сатурн-5», использовавшаяся во время программы «Аполлон», не только произвела много больше тяги, но и в течение гораздо более длительного времени. У него был импульс 1.15 миллиардов фунт-сек.
  • Эффективность ракетного двигателя измеряется его удельным импульсом (Isp). Удельный импульс определяется как тяга, деленная на массу топлива. потребляется в секунду. Результат выражается в секундах. Удельный импульс можно представить как количество секунд, в течение которых один фунт топлива производить один фунт тяги. Если тяга выражена в фунтах, импульс 300 секунд считается хорошим. Чем выше значение, тем лучше. А Отношение масс ракеты определяется как полная масса при старте, деленная на масса, оставшаяся после того, как все топливо было израсходовано.Высокая массовая доля означает, что большее количество топлива толкает меньшую массу ракеты-носителя и полезной нагрузки, что приводит к более высокой скорости. Для достижения высокие скорости, необходимые для вывода полезной нагрузки на орбиту.
Существует три категории химического топлива для ракетных двигателей: жидкое ракетное топливо, твердое топливо и гибридное топливо. Топливо для химический ракетный двигатель обычно состоит из топлива и окислителя. Иногда катализатор добавляется для усиления химической реакции между топливом и окислитель.Каждая категория имеет свои преимущества и недостатки, которые делают их лучше всего подходит для одних приложений и не подходит для других.

Твердотопливные ракеты:

Твердотопливная ракета имеет простейшую форму двигателя. Твердое топливо Ракеты в основном представляют собой камеры сгорания, наполненные топливом, которое содержит как горючее, так и окислитель, смешанные вместе однородно. Есть насадка, корпус, изоляция, топливо и воспламенитель. Дело в двигателе обычно это относительно тонкий металл, покрытый изоляцией, чтобы сохранить топливо от прогорания.Само топливо упаковано внутри изоляционный слой.

Твердое ракетное топливо, сухое на ощупь, содержит как горючее, и окислитель объединены вместе в самом химическом веществе. Обычно это топливо смесь соединений водорода и углерода, а окислитель состоит из кислородные соединения. Основным преимуществом является то, что твердое топливо относительно стабилен, поэтому его можно производить и хранить для будущего использования. Твердое топливо имеет высокую плотность и может сгорать очень быстро.Они есть относительно нечувствителен к ударам, вибрации и ускорению. Нет топлива требуются насосы, поэтому ракетные двигатели менее сложны.

Недостатки заключаются в том, что после воспламенения твердое топливо нельзя дросселировать, выключается, а затем перезапускается, потому что они горят до тех пор, пока все топливо не будет использовал. Площадь поверхности горящего топлива имеет решающее значение для определения величина создаваемой тяги. Трещины в твердом топливе увеличиваются открытой площади поверхности, поэтому топливо сгорает быстрее, чем планировалось.Если образуется слишком много трещин, давление внутри двигателя значительно возрастает и ракетный двигатель может взорваться. Производство твердого топлива – это дорогая, точная операция. Твердотопливные ракеты имеют размеры от от легкого противотанкового оружия до твердотопливных ракетных ускорителей длиной 100 футов (SRB) используется сбоку от основного топливного бака космического корабля «Шаттл».

Многие твердотопливные ракетные двигатели имеют полый сердечник, проходящий через пропеллент. Ракеты, не имеющие полого сердечника, должны быть воспламенены при нижний конец порохов и горение происходит постепенно с одного конца ракеты к другому.Во всех случаях только поверхность пороха горит. Однако для получения большей тяги используется полый сердечник. Это увеличивает поверхность порохов, доступная для горения. Топливо горит изнутри наружу с гораздо большей скоростью, и образующиеся газы выходят из двигатель на гораздо более высоких оборотах. Это дает большую тягу. Некоторое топливо сердечники имеют звездообразную форму, чтобы еще больше увеличить поверхность горения.

Для воспламенения твердого топлива могут использоваться многие виды воспламенителей. Огненные стрелы воспламенялись от фитилей, но иногда они воспламенялись слишком быстро и сгорали ракетчик.В настоящее время используется гораздо более безопасная и надежная форма зажигания. тот, который использует электричество. Пример ракеты с электрическим запуском. SRM космического челнока. Электрический ток, идущий по проводам от некоторых расстояние, нагревает специальный провод внутри ракеты. Провод поднимается температура топлива, с которым он находится в контакте с горением точка.

Сопло в твердотопливном двигателе представляет собой отверстие в задней части ракета, которая позволяет горячим расширяющимся газам выходить.Узкая часть сопло горло. Сразу за горлом находится выходной конус. Цель сопла заключается в увеличении ускорения газов при выходе из ракеты и тем самым максимизировать тягу. Он делает это, сокращая отверстие, через которое могут выходить газы.

Чтобы увидеть, как это работает, вы можете поэкспериментировать с садовым шлангом с распылителем. крепление насадки. Этот тип сопла не имеет выходного конуса, но в эксперименте не имеет значения. Важным моментом в насадке является что размер отверстия может варьироваться.Начните с открытия на своем самая широкая точка. Посмотрите, как далеко струится вода, и почувствуйте создаваемую тягу по уходящей воде. Теперь уменьшите диаметр отверстия, и снова обратите внимание на расстояние, на которое брызгает вода, и почувствуйте тягу. Сопла ракеты работают так же.

Как и в случае с внутренней частью корпуса ракеты, изоляция необходима для защиты сопло от горячих газов. Обычная изоляция постепенно разрушается. по мере прохождения газа. Небольшие кусочки изоляции сильно нагреваются и отрываться от сопла.Когда они сдуваются, тепло уносится вместе с их.


Жидкостные ракеты:

Другой основной тип ракетного двигателя — это тот, который использует жидкое топливо. Это гораздо более сложный двигатель, о чем свидетельствует тот факт, что твердотопливные ракетные двигатели использовались по крайней мере за семьсот лет до был испытан первый успешный жидкостный двигатель. Жидкие топлива имеют отдельные резервуары для хранения — один для топлива и один для окислителя. У них также есть насосы, камеру сгорания и сопло.Топливом жидкостных ракет обычно служит керосин или жидкий водород; окислителем обычно является жидкий кислород. Они объединены внутри полости называется камерой сгорания. Примером могут служить турбонасосы высокого давления. ракетного двигателя. Здесь топливо сгорает и нагревается до высоких температур. и давлений, а расширяющийся газ выходит через сопло в нижней конец. Чтобы получить наибольшую мощность от порохов, они должны быть смешаны как полностью, насколько это возможно. Небольшие форсунки (форсунки) на крыше камеры распыляйте и смешивайте пропелленты одновременно.Потому что камера работает под высоким давлением топливо необходимо нагнетать внутрь. Мощный, легкие турбинные насосы между топливными баками и камерами сгорания позаботься об этой работе.

Основными компонентами химической ракеты в сборе являются ракетный двигатель или двигатель, топливо, состоящее из горючего и окислителя, рама для удержания компоненты, системы управления и груз типа спутника. Ракета отличается от других двигателей тем, что он несет топливо и окислитель внутри, поэтому он будет гореть как в космическом вакууме, так и в пределах Земли. атмосфера.Груз обычно называют полезной нагрузкой. Ракета называется ракетой-носителем, когда она используется для запуска спутника или другой полезной нагрузки в космос. Ракета становится ракетой, когда полезной нагрузкой является боеголовка и она используется как оружие.

Было разработано или предложено много различных типов ракетных двигателей. В настоящее время наиболее мощными являются ракетные двигатели на химическом топливе. Другими разрабатываемыми или предлагаемыми типами являются ионные ракеты, фотонные ракеты, магнитогидродинамические приводы и ракеты ядерного деления; Однако, они вообще больше подходят для обеспечения долговременной тяги в космосе а не запускать ракету и ее полезную нагрузку с поверхности Земли в Космос.

Криогенное топливо — это топливо, в котором в качестве топлива используются очень холодные сжиженные газы. горючее и окислитель. Жидкий кислород кипит при -297 F и жидкий водород кипит при -423 F. Криогенное топливо требует специальных изолированных контейнеров. и вентиляционные отверстия для выхода газа из испаряющихся жидкостей. жидкость топливо и окислитель перекачиваются из баков-накопителей в расширительную камеру и впрыскиваются в камеру сгорания, где они смешиваются и воспламеняются пламя или искра. Топливо расширяется при сгорании, и горячие выхлопные газы направлены из сопла для создания тяги.

К преимуществам жидкостных ракет относятся самая высокая энергоемкость на единицу массы топлива, переменной тяги и возможностью перезапуска. Сырье, такое так как кислород и водород находятся в изобилии и их относительно легко производство. К недостаткам жидкостных ракет относятся требования для сложных контейнеров для хранения, сложной сантехники, точного топлива и окислителя дозирование впрыска, высокоскоростные/мощные насосы и трудности с хранением заправленные ракеты.


Гиперголические метательные ракеты:

Гиперголическое топливо состоит из горючего и окислителя, которые воспламеняют когда они соприкасаются друг с другом.Нет необходимости в механизм воспламенения, чтобы вызвать возгорание. В гиперголическом топлива, топливная часть обычно включает гидразин, а окислитель обычно четырехокись азота или азотная кислота.

Легкий запуск и перезапуск гиперголических топлив делают их идеально подходит для систем маневрирования космических кораблей. Они также используются для орбитальных вставки, так как их горение можно легко контролировать и, таким образом, позволяет точные настройки, необходимые для вывода на орбиту.гиперголический ракетное топливо также используется для контроля высоты.

Гиперголические топлива остаются в жидком состоянии при нормальных температурах. Они не нуждаются в хранении с регулируемой температурой, как в случае криогенных пропелленты. Но, по сравнению с криогенными порохами, гиперголические пропелленты менее энергичны. То есть они производят меньше энергии на единицу масса. Например: в шаттле, летящем на Луну, 75% бортовой массы будет быть топливом, в случае криогенного топлива. Но при гиперголическом пропеллентов, число повышается до 90%.По сравнению с криогенным пропелленты, гиперголические пропелленты очень ядовиты. Они реагируют с живые ткани также вызывают травмы. Так что это обязательно для техников носить полный автономный ансамбль защиты от атмосферы (SCAPE) костюмы. Они вызывают коррозию, поэтому для хранения требуются специальные контейнеры. и средства безопасности. Необходимо, чтобы они хранились безопасно, без возможные контакты между частями топлива.


Пионеры ракет :

Авторы Жюль Верн и Х.Г. Уэллс писал об использовании ракет и космоса путешествия, и серьезные ученые вскоре обратили свое внимание на теорию ракет.

Это был, конечно, 20-й век, который стал свидетелем взрыва в области ракетостроения. К концу 19 века трое мужчин считается пионером современной ракетной техники. начали учебу Константин Циолковский (русский), Герман Оберт (немец) и Роберт Годдард (американец).

В 1898 году русский школьный учитель Константин Циолковский (1857-1935) предложил идея освоения космоса ракетой.В отчете, опубликованном им в 1903 г. Циолковский предложил использовать жидкое топливо для ракет. добиться большей дальности. Циолковский утверждал, что скорость и дальность полета ракеты ограничивались только скоростью истечения уходящих газов. За его идеи, тщательные исследования и великое видение Циолковского называют отцом современной космонавтики.

Герман Оберт, немецкий ученый, также внес свой вклад в теорию и дизайн. ракет. В 1923 году он опубликовал работу, в которой доказал полет за пределы Возможна атмосфера.В книге 1929 года под названием «Дорога к космическим путешествиям». Оберт предложил жидкостные ракеты, многоступенчатые ракеты, космическую навигацию, и системы наведения и повторного входа. Он также выдвинул идею трансатлантического почтовая ракета для быстрой доставки почты. В то время к этому относились серьезно но никогда не пытался.

С 1939 по 1945 год он работал над немецкими программами боевых ракет с такими знаменитостями. как Вернер фон Браун. После войны приехал в США, где снова работал с фон Брауном. Во время войны одно из орудий ученых конструкции напоминали почтовую ракету Оберта.Немец в розыске построить ракету, которая доставила бы бомбу из Европы для удара по Нью-Йорку Город.

Большинство историков называют Оберта и Циолковского отцами современной ракеты. теория. Если это так, то американца, доктора Роберта Х. Годдарда, можно назвать отец практической ракеты. Его проекты и рабочие модели в конечном итоге привели к тому, что немецкие большие ракеты, такие как Фау-2, применялись против союзников в Вторая Мировая Война. Все трое находятся в Международном космическом зале Слава в Аламогордо, Н.М.

Хотя ракеты использовались во время Первой мировой войны, они имели ограниченное значение. Как и во время Гражданской войны в США, ракеты были просто не столь эффективны. как артиллерийское оружие дня. Ракеты иногда использовались как на суше и в море ставить дымовые завесы. Союзные войска также использовали ракеты в качестве метода освещающих поля сражений. Ракеты взорвались яркой вспышкой которые могли осветить поле боя на несколько секунд. Некоторые ракеты несли парашют с прикрепленной сигнальной ракетой.Когда парашют и сигнальная ракета упали на землю, поле боя могло быть освещено в течение примерно 30 секунд.


Роберт Годдард :

Роберт Хатчингс Годдард родился 5 октября 1882 года в Вустере, штат Массачусетс. В начале своей жизни Годдард вдохновлялся произведениями научной фантастики, прежде всего «Война миров» Герберта Уэллса и «С Земли на Луну» Жюля. Верн. Совершенно независимый от Циолковского, Годдард понял, что Принцип реакции послужил бы основой для космических путешествий.Скорее чем полностью сосредоточиться на теории, Годдард в раннем возрасте решил стать оборудованный для создания и тестирования оборудования, которое, по его мнению, было необходимо для наилучшего продемонстрировать принцип реакции. Снова независимый от Циолковского, он слишком теоретизировал, что комбинация жидкого водорода и жидкого кислорода сделать идеальное топливо.

Годдард, которого до самой смерти считали стойким патриотом, пошел работать на Армия в 1917 году с целью разработки ракет, которые помогли бы в войне. усилие.Работа велась в Калифорнии и привела к разработке небольшая ручная ракетная установка, похожая на то, что позже было названо базука. В 1919 году Годдард опубликовал работу под названием «Метод достижения цели». Экстремальные высоты», который содержал подробную компиляцию большей части исследование, которое он завершил на сегодняшний день. Он также включал спекуляции на возможности космического полета. Годдард пришел к выводу, что сочетание жидкости кислород и бензин были единственным практическим топливом, которое можно было использовать в его продолжение исследований в области разработки жидкостных ракетных двигателей.

К 1924 году Годдард разработал и испытал насос и двигатель для жидкого кислорода. что функционировало. Однако установка была слишком мала, чтобы ее можно было использовать на рабочая ракета. Но, имея рабочий проект, он начал планировать более сложные исследовать. Годдард успешно испытал двигатель на жидком кислороде с подачей под давлением внутри физической лаборатории Университета Кларка 6 декабря 1925 года. Двигатель был прикреплен к небольшой испытательной ракете, размещенной внутри стационарного стенда. Двигатель стрелял около 24 секунд и поднимал ракету около 12 секунд в пределах своего стенда.16 марта 1926 года Годдард запустил ракету длиной 10 футов. из рамы длиной 7 футов. Ракета достигла максимальной высоты 41 фут. со средней скоростью 60 м/ч. Ракета оставалась в воздухе 2,5 часа. секунд и пролетел расстояние 184 фута. Пока этот рейс даже не пришел близкие к характеристикам пороховых реактивных снарядов тех лет прошлое, оно остается одним из самых значительных событий в истории ракетостроения. Ракета была запущена на смеси жидкого кислорода и бензина. Годдардом 16 марта 1926 года был первым запуском с использованием жидкого топливо.

После этого полета Годдард понял, что его ракета слишком мала. изысканный. Он решил разработать более крупные ракеты для дальнейших испытаний. Работа была также началась разработка более сложной пусковой башни. Новый ракеты включают в себя инновационные технологии, такие как регуляторы потока, несколько впрыск жидкости, измерение давления и подъемной силы и электрически пороховой воспламенитель, который заменял использовавшийся ранее пороховой воспламенитель. Поворотный стол также был разработан для обеспечения стабилизации вращения.

Четвертый пуск жидкостной ракеты произошел 17 июля 1929 года. Считавшийся гораздо более сложным, чем первые три, Годдард оборудовал ракета с барометром, термометром и камерой для записи их показаний во время полета. Ракета достигла максимальной высоты 90 футов в 18,5-секундный полет на расстояние 171 фут. Научная полезная нагрузка был благополучно эвакуирован с помощью парашюта. Однако запуск был таким шумным и яркий, что он привлек большое внимание общественности.Многие очевидцы полагали, что в этом районе разбился самолет. Местные пожарные быстро заставили Годдарда прекратить свои пусковые операции на площадке Оберн.

Затем Годдард сделал большой шаг, решив приступить к своему первому полному занятию. усилия по конструированию и испытанию ракет. Он открыл магазин в Мескалеро. Ранчо недалеко от Розуэлла, штат Нью-Мексико, июль 1930 года. финансируется за счет гранта Гуггенхайма. Первый пуск в Розуэлле произошел 30 декабря 1930 г. с использованием ракеты длиной 11 футов и шириной 12 дюймов и весом 33.5 фунтов пусто. Испытание было впечатляющим, так как ракета достигла максимума высота 2000 футов и максимальная скорость 500 миль в час. Используемая ракета новый газовый баллон для подачи жидкого кислорода и бензина в камера сгорания.

В годы, предшествовавшие Второй мировой войне, Годдард согласился разрешить военным должностных лиц для проверки его исследований. 28 мая 1940 года Годдард и Гарри Ф. Гуггенхайм встретился с объединенным комитетом представителей армии и флота в Вашингтон, округ Колумбия. Полный отчет был предоставлен этим официальным лицам Годдардом. в котором изложены его достижения в области твердотопливных и жидкотопливных ракет.Армия вообще отвергла перспективу ракет большой дальности. Военно-морской флот проявил незначительный интерес к ракетам на жидком топливе. Позже Годдард охарактеризовал эти ответы как отрицательные. Ни одна из служб не была заинтересована в новаторский ракетный самолет, запатентованный Годдардом 9 июня 1931 года. Отсутствие военного интереса к ракетной технике годами приводило Годдарда в замешательство. поскольку он понимал, что только у правительства есть достаточные ресурсы для финансирования надлежащее исследование.

  • Первый американец, математически исследовавший практичность использования ракетного двигателя для достижения большие высоты и траектория к Луне (1912 г.)
  • Первым получил U.Патент С. на идею многоступенчатой ​​ракеты (1914 г.)
  • Первый, кто доказал реальными статическими испытаниями, что ракетный двигатель работает в вакууме, что он не нуждается в воздухе, чтобы оттолкнуться (1915-1916)
  • Первые, кто разработал подходящие легкие насосы для жидкостных ракет (1923 г.)
  • Первый, кто разработал и успешно запустил ракету на жидком топливе (16 марта 1926 г.)
  • Первый запуск научной полезной нагрузки (барометр, термометр и камера) на ракете полет (1929)
  • Первое использование лопаток в выхлопе ракетного двигателя для наведения (1932 г.)
  • Первая разработка гироскопического устройства управления полетом ракеты (1932 г.)
  • Первый запуск ракеты на жидком топливе со скоростью, превышающей скорость звука (1935 г.)
  • Первый, кто запустил и успешно навел ракету с двигателем, вращающимся за счет движения хвостовой части секция (как бы на карданах), управляемая гиромеханизмом (1937 г.)

Вернер фон Браун :

В 1927 году к нам присоединился энергичный 17-летний ученый по имени Вернер фон Браун. VfR, или Verein fur Raumschiffahrt (Общество космических путешествий), которое было сформирован в июне 1927 г.Эта группа, состоявшая в основном из молодых ученых, сразу начала проектирование и изготовление различных ракет. Членство в VfR быстро выросло примерно до 500 человек, что является достаточной членской базой для публикации периодический журнал «Die Rakete» («Ракета»). Ряд членов VfR, в том числе Уолтер Хохманн, Вилли Лей и Макс Валье писали и продолжали писать: популярные работы в области ракетостроения.

Хомана «Die Erreichbarkeit der Himmelskorper» («Достижимость Небесные тела), опубликованная в 1925 году, была настолько технически продвинутой, что несколько лет спустя с ним консультировалось НАСА.Позже Валье попытается популяризировать ракетную технику. помогая организовать испытания немецких ракетных машин, планеров, вагонов и снежные санки. Другие члены VfR, включая Германа Оберта и фон Брауна, участвовал в проекте Уфимской кинокомпании в конце 1920-х — 1930-х гг., который также стремился популяризировать область ракетной техники.

Немцы также разработали первый самолет с ракетным двигателем Ente («Утка»). планер с двумя ракетами «Сандер». Энте пролетел расстояние три четверти мили менее чем за одну минуту во время испытательного полета на 11 июня 1928 года.Испытания проводились немецкой планерной группой Rhon-Rossitten. Общество. Чтобы не отставать, ищущий известности Фриц фон Опель пилотировал планер с 16 ракетами Сандера 30 сентября 1928 года. планер достиг максимальной скорости 95 миль в час.


Исследования в области ракетостроения России продолжаются :

В 1930 году российские правительственные конструкторские группы ракетостроителей под руководством Фридриха Артуровича Цандер и Валентин Петрович Глушко приступили к испытаниям ряда жидкостных двигателей. ракетные двигатели.Цандер опубликовал «Проблемы полета на реактивных двигателях». Приборы» в 1932 году, а Глушко опубликовал «Ракеты, их конструкция и Утилизация» в 1935 году. Эти русские ракетные испытания продолжались до 1937 года, и протестировали концепции жидкостных ракетных двигателей, сжигающих такие комбинации, как бензин/газообразный воздух, толуол/четырехокись азота, бензин/жидкий кислород, керосин/азотная кислота и керосин/тетранитрометан.

Одна из разработок российской ракеты, возникшая в результате этих испытаний, получила название ГИРД-Х. который весил 65 фунтов, был 8.5 футов в длину и 6 дюймов в ширину. Ракета ГИРД-Х достиг максимальной высоты в три мили во время испытаний 25 ноября 1933 года. Другая из русских ракет, названная «Авиавнито», весила 213 фунтов, была 10 футов в длину и 1 фут в ширину. Ракета «Авиавнито» достигла высоты 3,5 миль в 1936 году.


Испытания ракет VfR :

В том же 1930 году VfR открыл постоянные офисы в Берлине и начал испытания ракет, которые в конечном итоге изменят характер войны и приведут в движение мир в космическую эру.Эти сначала скромные испытания начались в заброшенном Немецкая свалка боеприпасов в Райникендорфе по прозвищу Raketenflugplatz (Ракетная аэродром).

К августу 1930 г. начались испытания первой из ракет VfR, получившей название Mirak-1. (минимум Ракета-1). Работает на комбинации жидкого кислорода и бензина. В «Мирак-1» использовался 12-дюймовый бак с жидким кислородом, закрывавший камеру сгорания. камеру, тем самым охлаждая ее. Бензин везли в трехфутовом хвосте палка. Мирак-1 успешно прошел статические испытания в августе 1930 г. в Бернштадте. Саксония.Во время второй статической стрельбы в сентябре 1930 г. «Мирак-1» взорвался. когда его резервуар с жидким кислородом лопнул.

Зимой 1933/1934 года VfR был вынужден распустить, потому что организация не мог выполнить свои финансовые обязательства. Ракетные эксперименты прекратились в Raketenflugplatz в январе 1934 года, и район возобновил работу как склад боеприпасов. После расформирования VfR все частные ракетные испытания в Германии прекратились. Однако Вернер фон Браун официально пошел работать на немецкая армия в Куммерсдорфе.Там Heereswaffenamt-Prufwesen (Армия Отдел исследований и разработок боеприпасов) основал Versuchsstelle. Куммерсдорф-Вест в качестве статического полигона для испытаний баллистических ракет.

Куммерсдорф также стал площадкой для разработки и тестирования ряда прототипов реактивных взлетных установок (JATO) для самолетов. Эти тесты проводились Вернером фон Брауном совместно с майором фон Рихтгофеном. и Эрнст Хейнкель. Под руководством капитана Уолтера Дорнбергера Команде Куммерсдорфа удалось быстро спроектировать и построить А-1 (Агрегат-1). ракета.А-1 работал на смеси жидкого кислорода и спирта. и мог развивать тягу около 660 фунтов.

В носовой части ракеты был установлен 70-фунтовый гироскоп с маховиком. устойчивость во время полета. В конечном итоге А-1 не увенчался успехом, потому что его Небольшой резервуар с жидким кислородом из стекловолокна, размещенный внутри его резервуара для спирта, сгорел. склонный. Кроме того, гироскоп располагался слишком далеко от центра ракета должна быть эффективной. Вскоре за А-1 последовал А-2, в котором использовались отдельные баллоны со спиртом и жидким кислородом.Гироскоп А-2 располагался вблизи центр ракеты между двумя топливными баками. В декабре 1934 года два Ракеты А-2 по прозвищу «Макс и Мориц» стартовали с острова в Северном море. из Боркума. Каждый достиг высоты около 6500 футов. Но осуществимость эффективных военных ракет оставались в лучшем случае спекулятивными, примером чего тот факт, что в 1935 году Адольф Гитлер отверг предложение Артиллерии Генерал Карл Беккер за ракету дальнего действия.


Немецкие ракетные испытания начинаются в Пенемюнде

В апреле 1937 года все немецкие ракетные испытания были перенесены в сверхсекретное База в Пенемюнде на Балтийском побережье.Первая задача инженеров при чем была основана как Heeresversuchsstelle Peenemunde (Армейский экспериментальный Станция Пенемюнде) должна была разработать и испытать новую ракету под названием А-3. По К концу 1937 года команда Пенемюнде разработала и испытала 1650-фунтовый, Ракета А-3 длиной 21 фут, которая сжигала смесь жидкого кислорода и алкоголь. Хотя двигательная установка А-3 работала хорошо, ее экспериментальной инерциальной системы наведения не было. Проблемы с наведением были решена, и были запланированы более крупные ракеты.

К 1938 году Германия начала вторгаться в огромные части Восточной Европы. Адольф Гитлер начал осознавать необходимость создания эффективной баллистической ракеты. оружие. Немецкое артиллерийское управление потребовало, чтобы команда Пенемюнде разработать баллистическое оружие, которое имело дальность от 150 до 200 миль и могло нести однотонную фугасную боеголовку. Промежуточный испытательный автомобиль для преодоления промежуток между А-3 и А-4 был назван А-5. А-5 был похож на конструкции по сравнению с А-3, но использовал более простую и надежную систему наведения и более прочная структура.Внешний вид А-5 отличался предлагаемое оружие А-4. Испытания А-5 проводились с осени 1938 г. по 1939 г. Ракеты запускались как горизонтально, так и вертикально, и часто поднимались с парашютом и снова запускались. Первый А-5 запущенный вертикально, достиг высоты 7,5 миль.

Гражданские и военные усилия в области ракетной техники во всех других странах в совокупности бледнели по сравнению с успехами, достигнутыми в Германии, где Первый А-4 прошел испытания с полным успехом 3 октября 1942 года.Самый первый Ракета А-4 достигла высоты 50 миль и пролетела расстояние 120 миль. А-4, позже переименованный в Фау-2, заложил краеугольный камень современной ракетной техники.


Жужжащая бомба V-1

Хотя Германия произвела и развернула ряд ракетно-ракетных вооружений во время Второй мировой войны эффективность их оружия основывалась на так называемом Оружие «В». «V» было сокращением от «Vergeltungswaffen», что примерно переводится как «Vergeltungswaffen». «оружие возмездия», «оружие возмездия» или «оружие мести».V-1 был первым из пронумерованных V-оружий. Фау-1 был беспилотным бомбардировщик с бензиновым импульсно-реактивным двигателем, который мог производить тяга около 1100 фунтов. Весь Фау-1 весил около 4900 фунтов. Испытательные полеты Фау-1 начались в 1941 году над полигоном Пенемюнде. Изначально V-1 под названием Fieseler Fi-103. Фау-1 не был похож на Фау-2, который в то же время разрабатывался в Пенемюнде.

Британская разведка получила информацию о том, что секретное оружие находится под развития в Пенемюнде, поэтому сотни тяжелых бомбардировщиков союзников атаковали Пенемюнде 17 августа 1943 года.Погибло около 800 человек, в том числе Д. Уолтер Тиль, который в то время отвечал за разработку двигателя V-2. Союзник силы не знали ни о масштабах развития оружия в Пенемюнде, ни о том, что их бомбардировки не сильно мешали развитию вооружения сами себя. Действительно, V-оружие вскоре должно было использоваться в бою. Атаки Фау-1 наведение на цели в Англии началось в июне 1944 года. Каждый Фау-1 запускался с пандус и был неуправляемым. После запуска Фау-1 летел заданным курсом. пока переключатель не выключил его двигатель, в результате чего Фау-1 просто упал на что-то был под ним.

За характерный звук двигателя В-1 машина получила прозвище «жужжащая бомба» союзных войск. Люди на земле знали, что они относительно безопасно, если жужжащий звук раздастся, а затем исчезнет, ​​когда оружие выйдет из диапазон. Однако если жужжание резко прекращалось, его быстро понимали. что поблизости мог произойти мощный взрыв. Каждый Фау-1 нес около 2000 фунтов взрывчатки и был способен нанести большой ущерб. Но с тех пор Фау-1 был неуправляемым, оружие редко поражало конкретную цель.У Фау-1 было максимальная скорость около 390 миль в час. так мог быть перехвачен истребительной авиацией или уничтожены зенитной артиллерией.

Планер Фау-1 также мог выйти из строя из-за вибрации двигателя. это считал, что около 25 процентов всех запущенных ракет Фау-1 были уничтожены из-за отказа планера до достижения своих целей. Хотя конкретные цифры варьируются от источника к источнику, говорится в британском отчете, опубликованном после войны. что по Англии было запущено 7547 ракет Фау-1. Из них отчет указано, что истребителями было уничтожено 1847 человек, уничтожено 1866 человек. зенитной артиллерией 232 человека были уничтожены, влетев в аэростат заграждения. кабелей и 12 были уничтожены корабельной артиллерией Королевского флота.Осталось около половина всех ракет Фау-1, выпущенных по Англии, пропала без вести, а большая число могло причинить значительный материальный ущерб. Британцы сообщили что 6 139 человек были убиты непосредственно в результате атак Фау-1, около трех раз больше числа убитых Фау-2.


Пилот немецкой бомбы Фау-1

Менее известно, что немцы разработали пилотируемую версию Фау-1. называется V-1e. V-1e не предназначался для восстановления.Это было бы был запущен, а затем наведен на цель пилотом-самоубийцей. Подобно концепции японских камикадзе, группа V-1e получила кодовое название Проект Райхенберг. V-1e был около 27 футов в длину и имел кабину. и контрольно-измерительные приборы. V-1e несколько раз испытал немецкую авиацию. летчик-испытатель Ханна Райч.

Райч подтвердил, что базовый планер Фау-1 был подвержен сильной вибрации. в результате шума двигателя. Она считала развертывание V-1e введение приведет к значительным потерям пилота, даже если пилот согласился выполнить самоубийственную миссию.Немцы не выдержали конструкции изменения в конце войны, поэтому V-1e никогда не использовался в бою.


Немецкий Фау-2 разработан и испытан

Считается, что немецкая ракета Фау-2, разработанная под обозначением А-4, быть одним из самых значительных научных достижений Второй мировой войны, второй только к созданию атомной бомбы. Созданы аэродинамические данные для базовой конструкции В-2 во время испытаний в аэродинамической трубе, проведенных в 1936 и 1937 годах. Некоторые детали В-2 были в производстве еще весной 1939 года. когда шли пуски опытной версии ракеты под названием А-5 проведенный.До 1942 года разработка Фау-2 велась 24 часа в сутки. день под руководством Вернера фон Брауна. Первые модели В-2 были готовы к стрельбе к весне 1942 года.

Первый испытательный пуск Фау-2 состоялся 13 июня 1942 года. вышел из-под контроля и разбился в результате отказа системы подачи топлива. Второй испытательный пуск Фау-2 был произведен 16 августа 1942 г. Этот полет Фау-2 также считалась неудачной, но машина стала первой управляемой ракетой превышать скорость звука.Только во время третьего испытательного пуска 3 октября 1942 г. Фау-2 добился полного успеха. Ракета достигла максимальной высоты 50 миль и максимальная дальность 120 миль, отвечающие начальным характеристикам Критерии для оружия.

После этого достижения Адольф Гитлер, всего несколькими годами ранее невосприимчивый к потенциалу управляемых баллистических ракет, налажено военное производство комитет в Министерстве вооружений и военного производства для управления дальнейшее развитие В-2.Хотя это и потребовало необходимых ресурсов для программе Фау-2, Вернер фон Браун позже заявил, что военная организация назначенный Гитлером ответственным за разработку Фау-2, не имел научного суждения, и в конечном итоге значительно ухудшил возможности оружия. Конечно, фон Брауну не суждено было участвовать в программе разработки Фау-2 без больших усилий. личный риск.


Немецкий V-2 запущен в производство

Военное производство Фау-2 началось на новом заводе в Пенемюнде. Экспериментальный центр.После бомбардировки Пенемюнде союзниками в августе 17 ноября 1943 года производство Фау-2 было перенесено в подземный цех в Миттельверке, недалеко от Нордхаузена в горах Гарца. Сайт был преобразован из нефти депо. Площадка Mittelwerk объединила все производственные усилия ранее проводившийся в Пенемюнде, и в конечном итоге стал единственным местом для производства В-2. Заводы по производству В-2 изначально находились в стадии строительства на объектах вблизи Вены, Берлина и Фридрихсхафена, но строительство этих сайты были заброшены из-за постоянной угрозы атак союзников.

Некоторые отдельные компоненты V-2 производились на заводах по всему миру. Германии, а обучение войск проводилось и на других полигонах. Но В-2 производство базировалось на заводе в Миттельверке. Замечательные 900 ракет Фау-2 в месяц производились на заводе Mittelwerk к концу война.

Каждый Фау-2 был 46 футов в длину, имел диаметр 5 футов 6 дюймов и размах киля 12 футов. Вся ракета при запуске весила около 27 000 фунтов. Вершина шесть футов Фау-2 была боеголовкой, содержащей до 2000 фунтов обычного взрывчатые вещества.Под боеголовкой находилась 5-футовая секция с приборами. 20-футовая секция с топливными баками и 15-футовая секция с двигатель. В приборной секции находился автопилот, акселерометр и радиоаппаратура. Автопилот состоял из двух электрические гироскопы, которые стабилизировали движение ракеты по тангажу, крену и рысканию. При движении ракеты вокруг осей гироскопов измерялось движение электронными потенциометрами. Это вызвало отправку электрических командных сигналов. к ряду рулевых лопастей в основании ракеты.

На V-2 использовалось два комплекта рулевых лопаток. Внешний комплект из четырех рулевых лопасти состояли из одного рулевого лопасти в основании каждого из четырех V-2 плавники Внутренний набор из четырех рулевых лопаток располагался в основании двигатель. Оба комплекта рулевых лопастей были спроектированы так, чтобы работать вместе, чтобы отклонять выхлоп двигателя и управлять ракетой. Движение рулевых лопаток было предназначен для того, чтобы потенциометры в приборной секции считывали показания нулевое напряжение, таким образом удерживая ракету на заданной траектории.Всякий раз, когда потенциометры считывают любое напряжение, электрическая команда будет отправлена ​​на соответствующие рулевые лопасти, чтобы корректировать движение ракеты до тех пор, пока напряжение снова нулевое. Рулевые лопасти управлялись электрогидравлическим приводом. механизмы. Акселерометр использовался для измерения скорости ракеты, в то время как радиооборудование использовалось для самых разных целей. В некоторых случаях, радиооборудование использовалось только для приема команд с земли на перекрыть подачу топлива к двигателю.

Фау-2 имел два топливных бака. В одном находился жидкий кислород, а в второй содержал комбинацию 75% спирта и 25% воды. Это были топливо, которым питался двигатель В-2. Сам двигатель состоял из камера сгорания, трубка Вентури, топливопроводы, топливный насос на жидком кислороде, спирт топливный насос, паровая турбина, которая приводила в действие два топливных насоса и водород пероксидное вспомогательное топливо, которое приводило в действие паровую турбину. Через естественный химическое разложение, перекись водорода разлагается на кислород и воду.Пробой произошел при достаточно высокой температуре, чтобы мгновенно воды в пар, который, в свою очередь, приводил в движение турбину. Затем турбина прокачала топлива в двигатель.


Развертывание и запуск немецкого V-2

Готовые ракеты Фау-2 перевозили вагонами с завода на склад районах, где они были перемещены в специальные трейлеры с помощью переносных кранов. Хранилище время сократилось до нескольких дней, так как тестирование показало, что чрезмерное хранение время привело к большему количеству отказов Фау-2.После хранения ракеты Фау-2 были перевезены на грузовиках и прицепах к местам старта. Несмотря на развертывание Фау-2 на стационарных пусковых площадках упростит обработку пусков, считалось, что стационарные пусковые площадки были бы слишком уязвимы для атак. Поэтому В-2 был развернута как мобильная ракета.

Перед пуском каждая ракета Фау-2 переносилась на транспортное средство, называемое «Мейллерваген». Здесь ракета была закреплена на люльке в горизонтальном положении. позиция. Люлька на «meillerwagen» тогда поднималась с помощью гидравлики. поршни до тех пор, пока ракета не займет вертикальное положение.Стартовая платформа затем поднимался до тех пор, пока не принял на себя полный вес ракеты. колыбель Затем зажимы были сняты, и «meillerwagen» отодвинули на несколько футов. Стартовая платформа представляла собой 10-футовое вращающееся кольцо, расположенное в квадрате. каркас из уголкового железа, поддерживаемый по углам домкратами. Стартовая платформа был очень прост по конструкции, и его можно было легко перемещать со стартовой площадки на место запуска.

Каждую стартовую площадку обеспечивало около 30 машин, в том числе транспортная грузовики и прицепы, «meillerwagen», грузовики для хранения горючего, командирские и контрольные грузовики, бронетранспортеры и военные машины поддержки. операция была очень эффективной, и Фау-2 обычно можно было запустить с четырех до шести часов после выбора подходящей стартовой площадки. Электричество для Фау-2 обеспечивался наземными источниками, когда он опирался на пусковую платформе и батареями во время полета. Наземная энергия была необходима для подготовка к запуску, включая систему стрельбы.

Фактический запуск контролировался с расстояния от 200 до 300 ярдов. подальше от ракеты. Бронемашина того или иного типа обычно использовалась в качестве «стрелковая комната».Когда ракета была готова к пуску, диспетчер запускал воспламенители по электрической команде. Тогда расход топлива будет активируется электромагнитными клапанами. Затем жидкий кислород и спирт протекали по силы тяжести к выхлопному соплу, где они были зажжены воспламенителями, которые напоминал вертушку 4 июля. Одного этого горения было недостаточно. запустить ракету, но это дало диспетчеру визуальную индикацию что ракета исправна. Однажды офицер контроля поверил ракета была готова к пуску, была подана электрическая команда на запуск топливные насосы.Примерно через три секунды паровая турбина топливного насоса достигла на полной скорости расход топлива достиг своего полного значения в 275 фунтов в секунду. а тяга двигателя достигала около 69 000 фунтов.

Затем был запущен Фау-2, и он начал медленно подниматься. Он продолжился по вертикали подниматься примерно на четыре секунды, затем поворачивался на запрограммированный угол запуска. с помощью гироскопической системы наведения. Максимальный угол наклона обычно около 45 градусов, что дает наибольшую дальность. Примерно через 70 секунд подача топлива В-2 была остановлена, двигатель заглушен.К этому времени ракета достигла скорости от 5000 до 6000 футов в секунду. Ракета затем завершит баллистическую траекторию без двигателя, достигнув цели всего через пять минут после запуска. Достижение максимальной высоты 50 до 55 миль, Фау-2 мог поразить цель в расчетной дальности. от 180 до 190 миль, хотя некоторые, как полагают, пролетели до 220 миль. Поскольку Фау-2 летал так высоко и так быстро, от него не было никакой защиты. Это. Ракеты не могли быть обнаружены, пока они не взорвались на земле.


Немецкий Фау-2 становится оружием войны

Первые вражеские ракеты Фау-2 были запущены 6 сентября 1944 года. днем по Парижу были выпущены две ракеты Фау-2, но они не причинили никакого вреда. наносить ущерб. Атаки Фау-2 на Англию начались 8 сентября 1944 года. Ракеты Фау-2 были обычно отправляется в сторону Лондона и Антверпена, Бельгия. Союзные войска также сообщил, что одиннадцать ракет Фау-2 упали недалеко от Ремагена, Германия, 9 марта. и 10 сентября 1945 г., когда немцы предприняли неудачную попытку помешать инженерам от завершения строительства понтонного моста через реку Рейн и помешать союзному продвигаться туда.

Конкретные цифры варьируются от источника к источнику, но обычно считается что около 1100 ракет Фау-2 достигли Англии, пока не прекратились атаки Фау-2 на 27 марта 1945 года. Считается, что около 2800 человек были убиты и убиты. еще 6500 человек получили ранения в результате атак Фау-2. Обычно это считал, что до этого немцами было изготовлено около 5000 ракет Фау-2 к концу Второй мировой войны. Около 600 было использовано для испытательных пусков и войсковых пусков. обучение, а остальные отправляются к целям.Учитывая эти числа, частота отказов Фау-2 была довольно большой. Частота отказов Фау-2 была связана с количество факторов. Во многих случаях ракеты не срабатывали. запущен. В других случаях отказала система наведения, в результате чего ракета пропустить свою цель. Ракета часто взрывалась или разрушалась из-за напряжения сверхзвукового полета, и во многих случаях фугасная боевая часть Фау-2 не срабатывала. детонировать после попадания в цель.

И Фау-1, и Фау-2 зарекомендовали себя как мощное оружие, но они пострадали от основных слабостей, не позволивших оружию переломить ситуацию для Германия в конце Второй мировой войны.Оружие было срочно развернуто прежде чем их можно будет полностью протестировать и уточнить. В результате им не хватило точность и способность нести взрывчатые вещества, достаточно большие, чтобы компенсировать за эту неточность. Пока заграждает огромное количество Фау-1 и Фау-2 ракеты могли бы компенсировать основные недостатки оружия, Немцы не смогли ввести достаточное количество войск, чтобы сокрушить союзников. достижения.

Следует отметить, что ряд последующих модификаций Фау-2 был немецкими инженерами, и историки будут продолжать задаваться вопросом, как Вторая мировая война закончилась бы, если бы у Германии было время разработать эти концепции, а также, возможно, атомное или биологическое оружие. Немецкое концептуальное оружие имело обозначение «А», как и А-4, который со временем стал известен как V-2. А-5 фактически предшествовал А-4, и использовался как промежуточный опытный образец А-4. Немецкие концепт-кары Считается, что последующий за В-2 начался с А-6.

Хотя проектирование А-6 было завершено, машина так и не была построена. А-6 был бы идентичен Фау-2, за исключением топлива. А-6 использовал бы азотно-серную кислоту в качестве окислителя и винилизобутиловый эфир смешанный с анилином в качестве топлива.Это топливо можно было хранить, и оно предназначалось для повысить скорость и легкость обращения с оружием и запущен. Такое же операционное усовершенствование было включено, когда США Титан I ВВС, работающий на жидком кислороде, был заменен Титаном II, который использовали хранимое топливо.

А-7 представлял собой крылатую ракету, основанную на конструкции А-5. фиктивные версии А-7 сбрасывались с самолетов с целью сбора баллистических полетные данные. Испытательные версии А-7 были запущены с тягой 3500 фунтов. двигатель адаптирован от А-5.У А-7 была обнаружена 30-мильная глиссада. при запуске с самолета, летящего на высоте пяти миль, или Дальность действия 15 миль при пуске с земли. Автомобиль предназначался для только для испытаний и никогда не применялся в качестве оружия. А-8, которого никогда не было построенный, это был бы крылатый вариант А-6.

А-9, схожий по концепции с недолговечным А-4б, предлагалось увеличить дальность полета Фау-2 до 400 миль за счет включения крыльев. крылья позволили бы А-9 планировать к своей цели, а не падать на землю в конце своего баллистического полета.Однако, поскольку А-9 иметь большую дальность, чем V-2, он должен был бы планировать к его цели на относительно низких скоростях. Как и Фау-1, А-9 был бы относительно легко перехватить в полете. В результате А-9 не был ни построены и не испытаны. Интересным применением концепции А-9 стал пилотируемый вариант А-9 с треугольным шасси. Если бы он был построен, пилотируемый А-9 потенциально мог нести пилота на расстояние 400 миль всего за 17 минут.

Обозначение А-10 было присвоено тому, что должно было стать первой ступенью ракета с А-9 в качестве второй ступени. Стадия А-10 была бы 65 футов в длину и имел диаметр 13 футов 8 дюймов. Он был разработан для производить тягу в 400 000 фунтов путем сжигания азотной кислоты и дизельного топлива. Расчеты показали, что первая ступень А-10 в сочетании со второй ступенью А-9 ступень могла нести полезную нагрузку в 2000 фунтов на расстояние 2500 миль. Если построено, это была бы первая в мире баллистическая ракета средней дальности.

Но команда дизайнеров фон Брауна не остановилась на достигнутом и действительно имела планы на чертежная доска, которая могла привести к созданию первых космических ракет-носителей. Обозначение А-11 было присвоено первой ступени машины, которая должна была использовали А-10 в качестве второй ступени и А-9 в качестве третьей ступени. Конкретный Намерением фон Брауна было вывести в космос пилотируемую третью ступень А-9.

Обозначение А-12 было присвоено мощной концепции первой ступени, способной при стартовой тяге 2.5 миллионов фунтов стерлингов. А-12 был бы в паре со второй ступенью А-11 и третьей ступенью А-10. Расчеты указаны что весь корабль мог нести в космос полезную нагрузку весом 60 000 фунтов.


Актуальные вопросы :

  • Что такое тяга, полный импульс и удельный импульс?
  • Каковы преимущества и недостатки твердотопливных ракет?
  • Каковы преимущества и недостатки ракет на жидком топливе?
  • Каковы преимущества и недостатки гиперголических ракет?
  • Каков главный вклад Циолковского в ракетостроение?
  • Каков был главный вклад Оберта в ракетостроение?
  • Каков был главный вклад Годдарда в ракетостроение?
  • Что такое программа Фау-2 и как произошел такой технологический скачок предыдущие ракетные исследования?

  • Типы химических ракетных двигателей — Science Learning Hub

    В химических ракетных двигателях используется топливо (что-то, что сжигается) и окислитель (что-то, что вступает в реакцию с топливом).Вместе они называются пропеллентом.

    Когда топливо вступает в реакцию внутри камеры сгорания, в результате химической реакции образуются горячие газы. Именно выброс этих быстро расширяющихся горячих газов на высокой скорости из сопла ракеты создает тягу.

    Топливо и окислитель могут храниться в твердом, жидком или гибридном виде (сочетание твердого и жидкого).

    Твердотопливные ракетные двигатели

    В твердотопливном двигателе топливо и окислитель уже смешаны вместе и затвердевают внутри камеры сгорания.Это твердое вещество называется метательным зарядом.

    Скорость, с которой происходит химическая реакция, зависит от выбранного типа топлива и площади поверхности незащищенного зерна. Внутренняя длина обычно представляет собой полую секцию, чтобы увеличить количество зерна, подвергающегося воздействию и доступного для реакции. Звездообразная полая секция часто используется для поддержания устойчивого горения с равномерной тягой.

    Космический шаттл имеет два твердотопливных ракетных ускорителя (SRB). Это две большие белые секции ракеты на боку космического корабля «Шаттл», которые производят видимое пламя и дым.SRB — самые большие твердотопливные двигатели, когда-либо использовавшиеся для запуска. Каждый SRB сжигает почти 4000 кг топлива каждую секунду и выбрасывает образующиеся горячие газы, создавая тягу в 12,5 меганьютонов (МН).

    Сравните это с гораздо меньшими двигателями для моделей ракет, которые могут производить всего 2 ньютона (Н) тяги.

    Жидкостные ракетные двигатели

    Жидкостные ракетные двигатели используют жидкое топливо (например, жидкий водород или керосин) и жидкий окислитель (например, жидкий кислород).Они хранятся в отдельных резервуарах, а затем по мере необходимости перекачиваются в камеру сгорания. Когда они впрыскиваются в камеру сгорания через форсунки, они быстро смешиваются и вступают в реакцию, прежде чем выбрасываются.

    Одним из преимуществ системы жидкого топлива является то, что можно контролировать величину тяги. Это делается путем ограничения скорости подачи топлива в камеру сгорания.

    Три основных двигателя в хвостовой части орбитального корабля «Спейс шаттл» — это ракетные двигатели на жидком топливе.Внешний резервуар (ET) представляет собой большой оранжевый резервуар и содержит два отдельных резервуара для хранения — один с жидким водородом, а другой с жидким кислородом.

    Водород и кислород перекачиваются к трем главным двигателям. Они распыляются в камеру сгорания, где водород вступает в реакцию с кислородом с образованием газообразной воды. Именно высокоскоростной выброс этой газообразной воды создает тягу.

    Каждый маршевый двигатель развивает тягу 1,8 МН (1,8 млн Н). Он делает это, реагируя 1340 литров топлива каждую секунду и выбрасывая газообразную воду со скоростью 3560 м/с (12 800 км/ч).

    Ракетные двигатели с гибридным топливом

    В системе с гибридным топливом топливо находится в твердом состоянии внутри камеры сгорания. Жидкий окислитель хранится в отдельной емкости. В простейшей гибридной системе окислитель находится под давлением в баке. Когда клапан открывается, этот окислитель выбрасывается в камеру сгорания. Затем он вступает в реакцию с твердым топливом перед выбросом.

    Одним из примеров гибридной системы является Ātea-1 , запущенный Rocket Lab.

    Полезная ссылка

    Узнайте об инновационном двигателе Rutherford, разработанном Rocket Lab для их ракеты Electron, и испытательном запуске ракеты с полуострова Махия в Новой Зеландии.

    Отличительные особенности жидкостных ракетных двигателей — двигательная установка 2

    Отличительные особенности жидкостных ракет :

    Конструкция любой двигательной установки адаптирована к конкретному применению или требованиям миссии. Эти требования обычно указываются с точки зрения применения (зенитная ракета, двигательная установка разгонного блока или вспомогательный снаряд), скорости миссии, желаемых траекторий полета (запуск с поверхности, переход на орбиту, профиль высотно-технических характеристик), уязвимости, пространственного положения. управляющие крутящие моменты и рабочий цикл, минимальный срок службы (во время хранения или на орбите) или количество единиц, которые должны быть построены и доставлены.Они включают ограничения по стоимости, графику, условиям эксплуатации (таким как предельные температуры), условиям хранения или правилам безопасности.

    Требования миссии могут быть переведены в требования к ракетным двигателям с точки зрения профиля тяги-времени, топлива, количества тяговых камер, общего импульса, количества перезапусков, минимальной надежности, вероятного топлива и массы двигателей и их размеров или габаритов. . Мы можем сделать это, только если выберем несколько ключевых характеристик двигателя, таких как система питания, давление в камере, метод охлаждения камеры тяги, модуляция тяги (перезапуск, дроссель, управление вектором тяги), цикл двигателя (при использовании турбонасоса). подача) и другие ключевые конструктивные особенности

    Было построено и испытано множество различных типов ракетных двигателей с тягой менее 0.от 01 фунта силы до более 1,75 миллиона фунтов, с однократным запуском или многократным запуском, некоторые имеют более 150 000 перезапусков), с модуляцией тяги или без нее (так называемое дросселирование), одноразового или многоразового использования, в виде отдельных двигателей или в группах из нескольких единиц. Один из способов классификации жидкостных ракетных двигателей описан в таблице ниже. Есть две категории, а именно те, которые используются для увеличения полезной нагрузки и придания полезной нагрузке значительного увеличения скорости, и вспомогательные силовые установки для корректировки траектории и управления ориентацией.

    Системы жидкостных ракетных двигателей можно классифицировать по нескольким другим признакам. Они могут быть многоразовыми (как основной двигатель космического корабля «Шаттл» или ракетный двигатель-носитель для быстрого подъема или маневров истребителя) или пригодными только для одного полета (как двигатели в ракетах-носителях «Атлас» или «Титан»), и они могут перезапускаться, как двигатель управления реакцией, или одиночное срабатывание, как в космической ракете-носителе.

    Добавить комментарий

    Ваш адрес email не будет опубликован.

    2019 © Все права защищены. Карта сайта