Wie funktionieren Raketentriebwerke? Das Funktionsprinzip eines Strahltriebwerks. Beschreibung und Geräteklassifizierung, Diagramme und Typen von Raketentriebwerken

Strahlbewegung ist ein Vorgang, bei dem eines seiner Teile mit einer bestimmten Geschwindigkeit von einem bestimmten Körper getrennt wird. Die dabei entstehende Kraft wirkt von selbst, ohne den geringsten Kontakt mit äußeren Körpern. Der Strahlantrieb gab den Anstoß für die Entwicklung des Strahltriebwerks. Sein Wirkprinzip beruht genau auf dieser Kraft. Wie funktioniert so ein Motor? Versuchen wir es herauszufinden.

Historische Fakten

Die Idee, einen Strahlantrieb einzusetzen, der es ermöglichen würde, die Schwerkraft der Erde zu überwinden, wurde 1903 von dem Phänomen der russischen Wissenschaft - Tsiolkovsky - vorgebracht. Er veröffentlichte eine ganze Studie zu diesem Thema, die jedoch nicht ernst genommen wurde. Konstantin Eduardovich, der einen Wandel im politischen System erlebt hatte, verbrachte Jahre damit, allen zu beweisen, dass er Recht hatte.

Heutzutage gibt es viele Gerüchte, dass der Revolutionär Kibalchich der Erste in dieser Angelegenheit war. Doch als Tsiolkovskys Werke veröffentlicht wurden, war das Testament dieses Mannes zusammen mit Kibalchich begraben. Zudem handelte es sich hierbei nicht um ein vollwertiges Werk, sondern nur um Skizzen und Umrisse – eine verlässliche Grundlage für die theoretischen Berechnungen konnte der Revolutionär in seinen Werken nicht liefern.

Wie funktioniert Reaktionskraft?

Um zu verstehen, wie ein Strahltriebwerk funktioniert, müssen Sie verstehen, wie diese Kraft wirkt.

Stellen Sie sich also einen Schuss aus einer beliebigen Schusswaffe vor. Das klares Beispiel Wirkung der reaktiven Kraft. Ein heißer Gasstrom, der beim Verbrennen der Ladung in der Patrone entsteht, drückt die Waffe zurück. Je stärker die Ladung ist, desto stärker ist der Rückstoß.

Stellen wir uns nun den Prozess der Entzündung des brennbaren Gemisches vor: Er erfolgt schrittweise und kontinuierlich. Genau so sieht das Funktionsprinzip eines Staustrahltriebwerks aus. Auf eine ähnliche Art und Weise Die Rakete wird mit einem Feststoffstrahltriebwerk betrieben – dies ist die einfachste Variante. Sogar unerfahrene Raketenmodellbauer sind damit vertraut.

Ursprünglich wurde Schwarzpulver als Treibstoff für Düsentriebwerke verwendet. Strahltriebwerke, deren Funktionsprinzip bereits weiter entwickelt war, benötigten Treibstoff auf Nitrozellulosebasis, der in Nitroglycerin gelöst war. In großen Einheiten, die Raketen starten, die Shuttles in die Umlaufbahn bringen, verwenden sie heute eine spezielle Mischung aus Polymertreibstoff und Ammoniumperchlorat als Oxidationsmittel.

Funktionsprinzip von RD

Jetzt lohnt es sich, das Funktionsprinzip eines Strahltriebwerks zu verstehen. Dazu können Sie die Klassiker in Betracht ziehen – Flüssigkeitsmotoren, die seit der Zeit von Tsiolkovsky praktisch unverändert geblieben sind. Diese Einheiten verwenden Kraftstoff und Oxidationsmittel.

Letzteres verwendet flüssigen Sauerstoff oder Salpetersäure. Als Treibstoff wird Kerosin verwendet. Moderne Flüssigkryogenmotoren verbrauchen flüssigen Wasserstoff. Wenn es mit Sauerstoff oxidiert wird, erhöht es den spezifischen Impuls (um bis zu 30 Prozent). Die Idee, dass Wasserstoff genutzt werden könnte, stammt ebenfalls aus Tsiolkovskys Kopf. Allerdings musste man sich damals aufgrund der extremen Explosionsgefahr nach einem anderen Brennstoff umsehen.

Das Funktionsprinzip ist wie folgt. Die Komponenten gelangen aus zwei separaten Tanks in die Brennkammer. Nach dem Mischen verwandeln sie sich in eine Masse, die beim Verbrennen eine enorme Wärmemenge und einen Druck von mehreren zehntausend Atmosphären freisetzt. Das Oxidationsmittel wird der Brennkammer zugeführt. Das Kraftstoffgemisch kühlt diese Elemente, während es zwischen den Doppelwänden der Kammer und der Düse hindurchströmt. Anschließend strömt der von den Wänden erhitzte Kraftstoff durch eine Vielzahl von Düsen in die Zündzone. Der Strahl, der mit Hilfe einer Düse geformt wird, platzt heraus. Dadurch ist das Schubmoment gewährleistet.

Kurz gesagt kann das Funktionsprinzip eines Strahltriebwerks mit dem einer Lötlampe verglichen werden. Letzteres ist jedoch viel einfacher. Sein Betriebsschema umfasst keine verschiedenen Hilfsmotorsysteme. Und das sind Kompressoren, die zur Erzeugung des Einspritzdrucks benötigt werden, Turbinen, Ventile und andere Elemente, ohne die ein Strahltriebwerk einfach unmöglich ist.

Obwohl Flüssigkeitsmotoren viel Treibstoff verbrauchen (der Treibstoffverbrauch beträgt etwa 1000 Gramm pro 200 Kilogramm Fracht), werden sie immer noch als Antriebseinheiten für Trägerraketen und Manövriereinheiten für Orbitalstationen und andere Raumfahrzeuge verwendet.

Gerät

Ein typisches Strahltriebwerk ist wie folgt aufgebaut. Seine Hauptbestandteile sind:

Kompressor;

Brennkammer;

Turbinen;

Abgassystem.

Schauen wir uns diese Elemente genauer an. Der Kompressor besteht aus mehreren Turbinen. Ihre Aufgabe besteht darin, Luft anzusaugen und zu komprimieren, während sie durch die Schaufeln strömt. Während des Kompressionsvorgangs erhöhen sich Temperatur und Druck der Luft. Ein Teil dieser Druckluft wird der Brennkammer zugeführt. Darin vermischt sich Luft mit Kraftstoff und es kommt zur Entzündung. Durch diesen Prozess wird die thermische Energie weiter erhöht.

Das Gemisch verlässt mit hoher Geschwindigkeit den Brennraum und expandiert anschließend. Dann folgt eine weitere Turbine, deren Schaufeln durch den Einfluss von Gasen rotieren. Diese Turbine, die mit dem Kompressor an der Vorderseite des Geräts verbunden ist, setzt es in Bewegung. Auf hohe Temperaturen erhitzte Luft tritt durch die Abgasanlage aus. Die ohnehin schon recht hohe Temperatur steigt durch den Drosseleffekt weiter an. Dann kommt die Luft vollständig heraus.

Flugzeugmotor

Auch Flugzeuge nutzen diese Motoren. Beispielsweise werden Turbostrahltriebwerke in riesigen Passagierflugzeugen eingebaut. Sie unterscheiden sich von herkömmlichen durch das Vorhandensein von zwei Tanks. Einer enthält Kraftstoff und der andere enthält Oxidationsmittel. Während ein Turbostrahltriebwerk nur Treibstoff transportiert, wird aus der Atmosphäre gepumpte Luft als Oxidationsmittel verwendet.

Turbostrahltriebwerk

Das Funktionsprinzip eines Flugzeugstrahltriebwerks basiert auf der gleichen Reaktionskraft und den gleichen physikalischen Gesetzen. Der wichtigste Teil sind die Turbinenschaufeln. Die Endleistung hängt von der Größe der Klinge ab.

Dank Turbinen wird der nötige Schub erzeugt, um Flugzeuge zu beschleunigen. Jede der Schaufeln ist zehnmal leistungsstärker als ein gewöhnlicher Verbrennungsmotor eines Autos. Turbinen werden hinter der Brennkammer installiert, wo der Druck am höchsten ist. Und die Temperatur kann hier anderthalbtausend Grad erreichen.

Rollbahn mit zwei Kreisläufen

Diese Einheiten haben viele Vorteile gegenüber Turbojet-Einheiten. Beispielsweise deutlich geringerer Kraftstoffverbrauch bei gleicher Leistung.

Der Motor selbst ist jedoch komplexer aufgebaut und schwerer.

Und das Funktionsprinzip eines Zweikreis-Strahltriebwerks ist etwas anders. Die von der Turbine erfasste Luft wird teilweise komprimiert und im ersten Kreislauf dem Kompressor und im zweiten Kreislauf den Leitschaufeln zugeführt. Die Turbine fungiert als Kompressor niedriger Druck. Im ersten Kreislauf des Motors wird die Luft komprimiert und erhitzt und anschließend über einen Hochdruckverdichter dem Brennraum zugeführt. Hier erfolgt die Vermischung mit Kraftstoff und die Zündung. Es entstehen Gase, die der Hochdruckturbine zugeführt werden, wodurch sich die Turbinenschaufeln drehen, was wiederum dem Hochdruckverdichter eine Drehbewegung verleiht. Anschließend passieren die Gase eine Niederdruckturbine. Letzterer aktiviert den Ventilator und schließlich strömen die Gase aus, wodurch Zug entsteht.

Synchrone Rollwege

Das sind Elektromotoren. Das Funktionsprinzip eines Synchronreluktanzmotors ähnelt dem einer Schrittmotoreinheit. Wechselstrom wird an den Stator angelegt und erzeugt ein Magnetfeld um den Rotor. Letzterer dreht sich, weil er versucht, den magnetischen Widerstand zu minimieren. Diese Motoren haben nichts mit Weltraumforschung und Shuttle-Starts zu tun.

Letzte Woche habe ich den Aufbau und das Funktionsprinzip aller in der Raumfahrt verwendeten chemischen Raketentriebwerke beschrieben, einschließlich Flüssigkeitsraketentriebwerken (LPRE). Um das Funktionsprinzip zu verstehen, habe ich ein einfaches Diagramm bereitgestellt:

Alles daran ist bis zur Banalität einfach: Rohre mit Kraftstoffbestandteilen gelangen in die Brennkammer, wo der Kraftstoff verbrennt, und Verbrennungsprodukte werden durch die Düse zurückgeschleudert und treiben den Motor vorwärts.

Wie entsteht also aus einem so einfachen Schaltkreis eigentlich ein so komplexes Geflecht aus allen möglichen Röhren, Drähten und Geräten?

Beginnen wir mit der Tatsache, dass Kraftstoffkomponenten irgendwie der Brennkammer zugeführt werden müssen. Am einfachsten ist es, es zusammen mit Kraftstoff und Oxidationsmittel in Tanks einzuspeisen komprimiertes Gas so dass sein Druck Flüssigkeit aus den Tanks in die Brennkammer verdrängt.

Bei aller Einfachheit hat die Verdrängungszufuhr einen gravierenden Nachteil: Der Druck des Ladegases muss höher sein als der Arbeitsdruck in der Brennkammer, und dort herrschen Dutzende oder sogar Hunderte von Atmosphären. Um ein solches Schema umzusetzen, müssen die Tanks sehr stark sein, damit sie einem solch enormen Druck standhalten können, was bedeutet, dass ihre Wände sehr dick und schwer sein werden. Masse ist der Feind Nummer eins in der Raketen- und Raumfahrttechnik, daher ist diese Lösung nicht geeignet. In der Praxis wird das Hubraumversorgungssystem bei Motoren mit einem Betriebsdruck im Brennraum von weniger als 10 Atmosphären eingesetzt. Dabei kann es sich um Triebwerke mit geringem Schub für die Orientierung und Manövrierfähigkeit von Raumfahrzeugen handeln.

Für Antriebsmotoren von Raketenstufen wird ein Kraftstoffversorgungsschema verwendet, bei dem die Kraftstoffkomponenten unter dem Einfluss eines geringen Drucks des Boost-Gases in die Pumpen gelangen, die wiederum aufgrund der Rotation der Laufräder (wie bei einem herkömmlichen). Wasserpumpe, nur stärker, leistungsfähiger und schwerer) versorgen den Brennraum unter hohem Druck mit Flüssigkeiten.

Pumpenlaufräder müssen sich mit enormer Geschwindigkeit drehen, um einen Druck von Hunderten von Atmosphären aufrechtzuerhalten. Um sie anzutreiben, braucht man also etwas Stärkeres als einen herkömmlichen Elektromotor. Ein solcher Antrieb ist eine Turbine – das gleiche Laufrad, das sich unter dem Einfluss des durchströmenden Arbeitsgases dreht. Dieses Laufrad befindet sich auf derselben Welle wie die Laufräder der Kraftstoff- und Oxidationsmittelpumpen, und die gesamte Struktur wird aufgerufen Turbopumpeneinheit(TNA).

Doch woher kommt das Arbeitsgas? Es wird mit einem speziellen Gerät hergestellt - Gasgenerator. Im Wesentlichen handelt es sich dabei um einen kleinen Einkomponenten-Raketentriebwerk mit flüssigem Treibstoff, nur dass anstelle einer Düse ein Rohr aus seiner Arbeitskammer austritt, das dem sogenannten Dampfgas (eine Mischung aus Sauerstoff und heißem Wasserdampf) zuführt Turboladerturbine. Nach der Turbine wird das Abgas über ein spezielles Rohr nach außen abgeleitet. In unserem Diagramm haben wir also einen Tank mit Wasserstoffperoxid, einen Gasgenerator, eine Wärmepumpe und Rohrleitungen, die all diese Dinge verbinden:

Wir sollten auch die Ventile nicht vergessen, die den Fluss von Flüssigkeiten und Gasen in Rohren automatisch steuern. Zu jedem dieser Ventile führen Drähte, was zu diesem Gewirr beiträgt.

Bei leistungsstärkeren Motoren werden dem Gasgenerator die gleichen Kraftstoffkomponenten zugeführt, die auch in der Hauptbrennkammer verwendet werden. In diesem Fall ist kein Tank mit Peroxid erforderlich, aber zusätzliche Rohre gehen aus den Haupttanks hervor, und auf der TNA-Welle erscheinen Pumpen, um den Gasgenerator mit Flüssigkeiten zu versorgen. Um dieses System zu starten, ist es notwendig, pyrotechnische Bomben für die anfängliche Förderung der TNA einzusetzen.

In diesem Video von Motorprüfstandstests können Sie in der 15. Sekunde deutlich sehen, wie Abgasdampf aus dem Rohr neben der Düse austritt:

Motoren, bei denen das Gas nach dem Turbolader nach außen ausgestoßen wird, werden als Flüssigtreibstoffmotoren mit offenem Kreislauf bezeichnet. Bei solchen Triebwerken ist es möglich, einen höheren Druck in der Brennkammer zu erreichen, und ihre Treibstoffpumpe unterliegt einem geringeren Verschleiß als bei Flüssigkeitsraketentriebwerken mit geschlossenem Kreislauf, bei denen Gas der Düse zugeführt wird, wo es unter Beteiligung verbrannt wird bei der Schuberzeugung. Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke mit geschlossenem Kreislauf haben einen hohen Wirkungsgrad (ich hoffe, Sie erinnern sich, was das aus der Schulphysik ist? ;)).

Die meisten Weltraumraketen verwenden Treibstoffdämpfe, in denen eine oder beide Komponenten einen sehr niedrigen Siedepunkt haben (flüssiger Sauerstoff und flüssiger Wasserstoff). Während die Rakete startet, sieden diese kryogenen Flüssigkeiten in den Tanks und erhöhen den Druck. Um ein Platzen der Tanks zu verhindern, müssen diese entleert werden. Unter Drainage versteht man die Abgabe von Gasen, die beim Sieden kryogener Flüssigkeiten entstehen, in die Atmosphäre. Zu diesem Zweck sind Tanks mit diesen Flüssigkeiten mit einem speziellen Rohr mit Ventil ausgestattet, das vom Raketenkörper nach außen reicht.

In diesem Video um 19.25 Uhr sieht man von rechts oben Nebel, der von der Rakete kommt. Das ist Sauerstoffdrainage. Bei der Entwässerung muss der Wasserstoff abgeleitet werden, damit er mit Sauerstoff kein explosionsfähiges Gemisch bildet, sodass seine Entladung am Mast hinter der Rakete sichtbar ist.

Nun scheint es, dass wir einen funktionierenden Kreislauf für einen Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk erhalten haben, aber es gibt nur ein Problem: Ein solcher Kreislauf wird nur ein paar Sekunden lang funktionieren, und dann schmelzen die Brennkammer und die Düse. Dort ist es zu heiß. Das bedeutet, dass die Wände der Brennkammer und der Düse gekühlt werden müssen. Dabei kommen zwei Methoden zum Einsatz: Flüssigkeitskühlung und Dampfvorhang.

Zur Umsetzung der ersten Methode werden die Wände der Brennkammer und der Düsen von vielen Kanälen durchzogen, durch die der Kraftstoff strömt, bevor er in die Brennkammer gelangt. Das System funktioniert nach dem Prinzip eines Mondschein-Destillationskühlschranks.

Ein Dampfvorhang ist eine Kraftstoffdampfschicht, die das brennende Kraftstoffgemisch von den Wänden der Brennkammer trennt. Es entsteht, wenn eine bestimmte Menge Kraftstoff durch spezielle Düsen in die Wände der Brennkammer und des Motorgehäuses eingespritzt wird:

In diesem Video des F-1-Triebwerks der Saturn-V-Rakete ist ab der 49. Sekunde ein dunkler Bereich zwischen dem Düsenausgang und der hellen Flamme zu sehen. Dies ist der Vorhang, der die Düse vor der höllischen Hitze des Gasstroms schützt.

So hat sich das Schema des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks von seiner ursprünglichen Einfachheit zu folgendem gewandelt:

Es lohnt sich auch, ein paar Worte zum Aufbau des Brennkammerkopfes zu sagen. Dieses Foto zeigt einen Querschnitt des Kamerakopfes. Man erkennt, dass es sich um eine recht komplexe Struktur handelt.

Tatsache ist, dass Sie die Kraftstoffkomponenten gut und im richtigen Verhältnis mischen müssen, um eine zuverlässige Zündung und eine stabile Verbrennung zu erreichen. Zu diesem Zweck werden spezielle Düsenanordnungen verwendet:

Kreise markieren die Oxidationsmittel-Zufuhrdüsen und Punkte markieren die Brennstoffdüsen.
a) Schach-Aufschlagmuster. Es wird für Brennstoffpaare verwendet, bei denen Brennstoff und Oxidationsmittel etwa eins zu eins gemischt sind.
b) Schema der Zellernährung. Am effizientesten: Jede Brennstoffzufuhrdüse ist von Oxidationsmittelzufuhrdüsen umgeben.
c) Konzentrisches Fütterungsmuster.
Bitte beachten Sie, dass bei allen drei Schemata der äußere Ring der Einspritzdüsen nur Kraftstoff liefert. Dies ist notwendig, um eine Korrosion der Brennkammerwände unter dem Einfluss des Oxidationsmittels zu verhindern.

Auch die Injektoren selbst sind komplex aufgebaut. Hier ist zum Beispiel eine Zentrifugaldüse:

In einige Düsen ist eine Schnecke eingesetzt – ein Gerät, das einer Schraube in einem Fleischwolf ähnelt. All diese Tricks dienen einem Zweck: die Mischzone der Brennstoffkomponenten möglichst nahe an den Kopf der Brennkammer zu bringen, um die Kammer kleiner und leichter zu machen.

Jetzt müssen wir nur noch über Zündsysteme reden. Hier ist alles ganz einfach: In der Brennkammer wird ein bestimmtes Gerät platziert, das Feuer erzeugt. Ein solches Gerät kann eine Pulverbombe, eine Lichtbogenstrecke oder ein Gasbrenner wie ein Schweißbrenner sein. In jüngster Zeit wurden Experimente zur Entwicklung von Lasersystemen durchgeführt. Bei Sojus-Raketen ging man einen sehr einfachen Weg: Pyrotechnische Bomben wurden in Brennkammern auf gewöhnlichen Holzstäben platziert:

Und für das Treibstoffpaar UDMH+AT (unsymmetrisches Dimethylhydrazin + Stickstofftetroxid), das auf Proton-Raketen verwendet wird, sind überhaupt keine Zündsysteme erforderlich, da sich die Treibstoffkomponenten beim Mischen selbst entzünden.

Und das Letzte, worüber wir heute sprechen werden, ist der Start eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks in der Schwerelosigkeit.

Dies ist ein ernstes Problem, da sich die Flüssigkeit in den Tanks in der Schwerelosigkeit mit Gas vermischt, zu Blasen zusammenklebt und nicht in die Rohrleitungen gelangt. Die sowjetischen Konstrukteure der ersten Raketen, die mit einer dritten Stufe ausgestattet waren, umgingen dieses Problem: Das Triebwerk der dritten Stufe sprang an, bevor das Triebwerk der zweiten Stufe ausging. Für den Austritt des Triebwerksgasstrahls war eine Gitterstruktur zwischen der zweiten und dritten Stufe vorgesehen. Dieser Vorgang wird hier um 11.25 Uhr deutlich dargestellt:

Dies ist jedoch nicht immer möglich: Für den ballistischen Startplan und für Orbitalmanöver muss der Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk immer noch in der Schwerelosigkeit gestartet werden.

Die einfachste Möglichkeit besteht darin, die Flüssigkeit im Tank in einem Polymerbeutel einzuschließen, der verhindert, dass sich die Flüssigkeit mit Gas vermischt:

Für großvolumige Tanks ist diese Methode jedoch nicht geeignet: Der Beutel ist zu zerbrechlich. Daher wird das Beutelsystem verwendet, um Motoren mit geringem Schub zu starten, die einige Sekunden lang arbeiten und so eine Beschleunigung erzeugen, die ausreicht, um Flüssigkeiten in großen Tanks abzusetzen.

Dieses Video zeigt diesen Vorgang von Anfang an: Aus den Triebwerken mit geringem Schub kommen drei Gasstrahlen, nach wenigen Sekunden wird das Haupttriebwerk gezündet.

Solche technischen Tricks müssen angewendet werden, um alle Probleme zu lösen, die mit dem Betrieb von Flüssigtreibstoffmotoren verbunden sind. Der Preis hierfür ist die Komplexität des Motordesigns, das sich zu einem solchen Durcheinander entwickelt, dass man es ohne Flasche nicht mehr herausfinden kann.

FLÜSSIGKEITSRAKETENMOTOR (LPRE) - Raketenantrieb läuft mit flüssigem Raketentreibstoff. In einer Kammer erfolgt die Umwandlung von Treibstoff in einen Strahlgasstrom, der Schub erzeugt. Im modernen LRE Zum Einsatz kommen sowohl Zweikomponenten-Raketentreibstoffe, bestehend aus Oxidationsmittel und Treibstoff, die in getrennten Tanks gelagert werden, als auch Einkomponenten-Raketentreibstoffe, bei denen es sich um Flüssigkeiten handelt, die zur katalytischen Zersetzung fähig sind. Nach Art des verwendeten Oxidationsmittels LRE Es gibt Salpetersäure, Stickstofftetroxid (Oxidationsmittel - Stickstofftetroxid), Sauerstoff, Wasserstoffperoxid, Fluor usw. Je nach Schubwert werden sie unterschieden LRE niedriger, mittlerer und hoher Schub. Die herkömmlichen Grenzen zwischen ihnen liegen bei 10 kN und 250 kN (die Flugzeuge wurden installiert). LRE mit Schub von Zehntel N bis 8 MN). LRE zeichnen sich außerdem durch spezifischen Schubimpuls, Betriebsart, Abmessungen, spezifisches Gewicht, Druck in der Brennkammer, allgemeine Struktur und Gestaltung der Haupteinheiten aus. LRE ist der Haupttyp von Raumfahrtmotoren und wird auch häufig in Höhenforschungsraketen, ballistischen Langstreckenraketen und Flugabwehrraketen eingesetzt; begrenzt - in Kampfraketen anderer Klassen, in Versuchsflugzeugen usw.

Die Hauptprobleme beim Erstellen LRE: rationale Wahl des Brennstoffs, der den Energieanforderungen und Betriebsbedingungen entspricht; Organisation des Arbeitsprozesses zur Erreichung des berechneten spezifischen Impulses; Gewährleistung eines stabilen Betriebs in bestimmten Modi, ohne dass es zu niederfrequenten und hochfrequenten Druckschwankungen kommt, die zerstörerische Motorvibrationen verursachen; Kühlung eines Raketentriebwerks, das aggressiven Verbrennungsprodukten bei sehr hohen Temperaturen (bis zu 5000 K) und Drücken von bis zu mehreren zehn MPa ausgesetzt ist (dieser Effekt wird in einigen Fällen durch das Vorhandensein einer kondensierten Phase in der Düse verstärkt); Zufuhr von Kraftstoff (kryogen, aggressiv usw.) bei Drücken, die bis zu reichen leistungsstarke Motoren bis zu mehreren zehn MPa und Kosten bis zu mehreren t/s; Gewährleistung einer minimalen Masse der Einheiten und des Motors als Ganzes, der unter sehr intensiven Bedingungen betrieben wird; eine hohe Zuverlässigkeit zu erreichen.

LRE wurde 1903 von K. E. Tsiolkovsky als Motor für die Raumfahrt vorgeschlagen. Wissenschaftler entwickelt schematische Darstellung LRE, gab die profitabelsten Raketentreibstoffe an und untersuchte das Design der Haupteinheiten. Praktische Arbeit zum Erstellen LRE wurden 1921 in den USA von R. Goddard gegründet. Im Jahr 1922 zeichnete er erstmals den Schub auf, als er ein Experiment testete LRE und 1926 startete er eine kleine Flüssigkeitsrakete. Ende der 20er – Anfang der 30er Jahre. zur Entwicklung LRE begann in Deutschland, der UdSSR und anderen Ländern. 1931 der erste Sowjet LRE ORM und ORM-1, erstellt von V. P. Glushko am Gas Dynamics Laboratory. Im Jahr 1933 wurde das von F.A. Zander entworfene OR-2-Antriebssystem getestet, und das von der Jet Propulsion Research Group entwickelte Triebwerk 10 sorgte für den Flug einer Flüssigtreibstoffrakete.

Vor Beginn des 2. Weltkrieges 1939-45. Prototypen erschienen in der UdSSR und den USA LRE mit einer Schubkraft von bis zu mehreren kN, für Versuchszwecke vorgesehen Flugzeug. Durch die intensiven Arbeiten auf dem Gebiet der Raketentechnik, die während des Krieges in Deutschland durchgeführt wurden, sind verschiedene Typen entstanden LRE für militärische Zwecke, von denen viele in Massenproduktion hergestellt wurden. Die besten waren LRE Entwürfe von H. Walter (u.a. HVK 109-509A (HWK 109-509A)) und H. Zborowski, LRE Flugabwehrrakete „Wasserfall“ (Wasserfall) und ballistische Rakete V-2 (V-2). Bis zur 2. Hälfte der 40er Jahre. der größte Sowjet LRE waren D-1-A-1100 und RD-1, entwickelt vom Jet Research Institute. Der erste Seriensowjet LRE Die gegen Ende des Krieges bei der GDL-OKB hergestellten Triebwerke RD-1 und RD-1KhZ wurden zu den ursprünglichen Triebwerken. Dort 1947-53. Die ersten leistungsstarken Modelle wurden in der UdSSR entwickelt LRE: RD-100, RD-101, RD-103. Im gleichen Zeitraum wurde es in den USA produziert LRE mit einem Schub von ~ 350 kN für die ballistische Redstone-Rakete.

Weitere Entwicklung LRE und ihr heutiger Zustand wurde durch die Arbeiten bestimmt, die Mitte der 50er Jahre begannen. in der UdSSR und den USA die Entwicklung von Interkontinentalraketen und Trägerraketen. Um sie umzusetzen, war es notwendig, leistungsstark, wirtschaftlich und kompakt zu sein LRE. Die ersten unter ihnen waren RD-107 und RD-108, mit deren Erscheinen der Schub erfolgte LRE verdoppelt, der Antriebsschub um das Zehnfache erhöht. Spezifischer Impuls LRE um fast 30 % erhöht, verringerte sich das spezifische Gewicht um mehr als das 1,5-fache. Diese Ergebnisse wurden durch die Entwicklung eines grundlegenden Verfahrens ermöglicht neues Design LRE, was die Umstellung von Sauerstoff-Ethylalkohol-Kraftstoff auf Sauerstoff-Kerosin bei gleichzeitiger Erhöhung des Drucks in der Brennkammer um das 2–2,5-fache ermöglichte.

Seit Anfang der 60er Jahre. Sie begannen auch, auf Trägerraketen (LVs) eingesetzt zu werden. LRE Betrieb mit hochsiedenden Brennstoffen. Der erste von ihnen war RD-214. Sehr wichtig zur Entwicklung der Raumfahrt entstand Mitte der 60er Jahre. Sauerstoff-Wasserstoff LRE(entworfen für die oberen Stufen der Trägerrakete), deren spezifische Impulse die von Sauerstoff-Kerosin um 30 % übertreffen. Weil Sauerstoff-Wasserstoff-Kraftstoff erfordert im Vergleich zu Sauerstoff-Kerosin-Kraftstoff das Dreifache des Volumens für seine Platzierung bei gleicher Masse, und Wasserstofftanks müssen mit einer Wärmeisolierung ausgestattet sein, dann ist die Tsiolkovsky-Zahl für Sauerstoff-Wasserstoff-Kraftstoff um 40 % höher. Dieser Nachteil wird durch die hohe Effizienz von Sauerstoff-Wasserstoff mehr als ausgeglichen LRE. Bei gleicher Startmasse der Trägerrakete sind sie in der Lage, dreimal mehr Nutzlast in eine erdnahe Umlaufbahn zu befördern als Sauerstoff-Kerosin-Trägerraketen. LRE.

Konstrukteure beherrschen immer effizientere Kraftstoffe LRE Gleichzeitig war man bestrebt, die chemische Energie von Treibstoffen möglichst weitgehend in die kinetische Energie des Strahlstroms umzuwandeln Effizienz. Zu diesem Zweck wurde ein Schema entwickelt LRE mit Nachverbrennung des Generatorgases in der Kammer. Um dieses Schema umzusetzen, war es notwendig, Kameras zu entwickeln, die unter Bedingungen hoher mechanischer und thermischer Belastung arbeiten, sowie kompakte Hochleistungsaggregate. LRE mit Nachverbrennung aus der Mitte der 60er Jahre. Sie werden häufig auf Trägerraketen eingesetzt, insbesondere auf allen Stufen der Proton-Trägerrakete.

Zusammen mit kraftvoller kosmischer LRE zahlreich LRE mittlerer und niedriger Schub. Der störungsfreie Betrieb von Raumfahrzeugtriebwerken (SC) wird weitgehend durch den Einsatz hochsiedender einkomponentiger und selbstzündender Raketentreibstoffe gewährleistet, deren Lagerung an Bord eines Raumfahrzeugs keine Schwierigkeiten bereitet. Fernbedienung mit LRE Diejenigen, die Einkomponenten-Brennstoff verwenden, sind einfacher aufgebaut, haben aber einen deutlich geringeren spezifischen Impuls. Bis Mitte der 60er Jahre. im Hilfsbereich LRE Die größte Verwendung fand Wasserstoffperoxid, das dann durch Hydrazin und Zweikomponentenkraftstoffe ersetzt wurde. Durch den Einsatz von Hydrazin konnte der spezifische Impuls gesteigert werden LRE auf Einkomponentenkraftstoff um ca. 40 %.

Der meiste sowjetische Raum LRE erstellt bei der GDL-OKB V. P. Glushko, OKB A. M. Isaev und OKB S. A. Kosberg. Die Motoren RD-107, RD-108, RD-214, RD-216, RD-253 und andere GDL-OKB-Konstruktionen stellten den Start aller sowjetischen Trägerraketen sicher; Auch die zweiten Stufen der Trägerraketenserie sind damit ausgestattet LRE GDL-OKB-Designs: RD-119, RD-219 usw. Kosberg OKB-Motoren werden auf den Oberstufen der Trägerraketen Wostok, Voskhod (Sojus) und Proton installiert. Motoren des Isaev Design Bureau werden hauptsächlich auf künstlichen Erdsatelliten (AES), interplanetaren Raumfahrzeugen und Raumfahrzeugen (KRD-61, KDU-414, TDU-1, KTDU-5A usw.) eingesetzt.

Die größten ausländischen Organisationen, die sich mit Entwicklung befassen LRE, befinden sich in den USA. Das führende Unternehmen ist Rocketdyne, das gegründet wurde LRE Jay-2 (J-2), LR-79-NA (LR-79-NA), LR-89-NA (LR-89-NA), LR-105-NA (LR-105-NA), RS- 2701 (RS-2701), H-1 (H-1), F-1 (F-1), SSME (SSME), zahlreich LRE mittlerer und niedriger Schub auf hochsiedenden Zweikomponentenkraftstoff. Die meisten der genannten Mächtigen LRE erstellt unter der Leitung von S. Hoffman. Die Aerojet General Corporation hat eine Reihe von erstellt LRE auf hochsiedenden Zweikomponentenbrennstoffen, inkl. LRE LR-87-ADzhey-5 (LR-87-AJ-5) und LR-91-ADzhey-5 (LR-91-AJ-5), Serie LRE mittlerer Schub AJ-10 (AJ-10), einschließlich AJ-10-137 (AJ-10-137) und AJ-10-138 (AJ-10-138). Pratt & Whitney schufen den weltweit ersten Sauerstoff-Wasserstoff LRE RL-10 (RL-10), Bell Aerospace Textron – zahlreiche Hilfsflugzeuge LRE, und auch LRE mittlerer Schub LR-81-BA-9 (LR-81-BA-9), Firma "TRV" - LRE mittlerer Schub LMDE (Marquardt) - Serie LREüber hochsiedenden Zweikomponententreibstoff für Raumfahrzeuge und interplanetare Raumfahrzeuge. In den USA wurden mehrere Dutzend Arten von Hydrazin hergestellt. LRE(im Flug getestet LRE mit einer Schubkraft von 0,4 N bis 2,7 kN). Unter den Entwicklern LRE für interplanetare Raumfahrzeuge - die Firma Reaction Motors, die auch ein leistungsstarkes geschaffen hat LRE LR-99-RM-1 (LR-99-RM-1). Der berühmteste Westeuropäer LRE- AshM-7 (HM-7), „Valois“, „Vexen“, „Viking“ (Viking, Frankreich), „Gamma-2“ (Gamma), „Gamma-8“, RZet-2 (RZ-2, VEREINIGTES KÖNIGREICH). IN Westeuropa werden ebenfalls entwickelt LRE geringer Schub auf Zwei- und Einkomponenten-Treibstoffe für künstliche Satelliten. Japan produziert amerikanische Produkte in Lizenz LRE LR-79-NA für eine eigene Version der Delta-Trägerrakete (Delta). Für eine der Stufen dieser Trägerrakete hat die Firma Mitsubishi einen hochsiedenden Treibstoffraketenmotor mit einem Schub von 53 kN mit Verdrängungsvorschub entwickelt. An den Ständen wurden Sauerstoff-Wasserstoff-Gase getestet LRE Schub bis 0,1 MN mit Pumpenversorgung. Es kommen chinesische Trägerraketen zum Einsatz LRE Schub 0,7 MN mit Pumpenversorgung von hochsiedendem Kraftstoff.

Raum LRE vielfältig in Design und Eigenschaften. Der größte Unterschied besteht zwischen mächtig LRE, Beschleunigung der Trägerrakete und LRE Raketenkontrollsysteme für Raumfahrzeuge. Die ersten werden mit Zweikomponentenkraftstoff betrieben. Die Anziehungskraft davon LRE erreicht 8 MN (bei einem Gesamtschub von bis zu 40 MN), die Abmessungen betragen mehrere Meter und das Gewicht mehrere Tonnen. Sie sind in der Regel für die einmalige Aktivierung konzipiert (mit Ausnahme einiger). LRE oberen Stufen der Trägerrakete) und arbeiten 2-10 Minuten lang, wenn Parameter in engen Grenzen geändert werden. Zu diesen LRE Es besteht die Anforderung, bei geringen Abmessungen und geringem Gewicht einen hohen spezifischen Impuls bereitzustellen. Daher pumpen sie Kraftstoff in die Kammer (Ausnahme ist). LRE„Vexen“ und „Valois“). Zu diesem Zweck in LRE bereitgestellt Turbopumpeneinheit(TNA) und Gasgenerator(GG). Die Kraftstoffpumpe enthält Hochdruck-Kraftstoffpumpen (meist Axial-Zentrifugalpumpen) und eine sie antreibende Turbine, die durch das im Gasgenerator erzeugte Gas in Rotation versetzt wird. IN LRE Ohne Nachverbrennung wird das in der Turbine ausgestoßene Generatorgas in das Abgasrohr, die Steuerdüse oder die Kammerdüse abgeleitet. IN LRE Bei der Nachverbrennung gelangt dieses Gas zusammen mit dem restlichen Brennstoff in die Nachbrennkammer.

IN LRE ohne Nachverbrennung können 2-3 % des Gesamtbrennstoffs durch den GG verbraucht werden, und die zweckmäßige Druckgrenze in der Brennkammer ist auf ~ 10 MPa begrenzt, was mit spezifischen Impulsverlusten für den TPU-Antrieb verbunden ist: z LRE Im Allgemeinen ist dieser Parameter niedriger als bei der Kamera, weil Der zusätzliche Schub, der durch das Ausströmen von Abgasen aus dem Generator entsteht, ist gering. Der Grund dafür ist der niedrige Druck und die niedrige Temperatur dieses Gases. Für LRE RD-216 betragen sie beispielsweise 0,12 MPa bzw. 870 K; in diesem Fall erreichen die spezifischen Impulsverluste 1,5 % (über 40 m/s). Mit zunehmendem Druck in der Brennkammer ist eine Erhöhung des spezifischen Impulses zu beobachten, hierfür ist jedoch eine Erhöhung des Generatorgasflusses erforderlich (um die erforderliche Leistung der Kraftstoffpumpen bereitzustellen). Ab einem bestimmten Zeitpunkt gleichen sich die immer größer werdenden Verluste des spezifischen Impulses an den TNA-Antrieb aus und übersteigen dann den Anstieg des spezifischen Impulses der Kammer. IN LRE Bei der Nachverbrennung durch den GG wird ein Teil des Gesamtbrennstoffs verbraucht (20-80 %), der TPU-Antrieb erfolgt jedoch ohne Wirkungsgradverschlechterung LRE(kammerspezifische Impulswerte und LRE zusammenpassen). In den Brennkammern dieser LRE es ist möglich, einen Druck von 15-25 MPa zu realisieren (der Druck im GG ist etwa doppelt so hoch). Für die Mächtigen LRE Bei der Kraftstoffzufuhr durch die Pumpe erreicht der spezifische Impuls 3430 m/s bei Verwendung von Sauerstoff-Kerosin-Kraftstoff und 4500 m/s bei Verwendung von Sauerstoff-Wasserstoff-Kraftstoff; spezifisches Gewicht LRE kann nur 0,75-0,85 g/N betragen.

Neben der Kamera sind TNA und GG leistungsstark LRE enthalten Kraftstoffleitungen mit Balgschläuchen und Kompensatoren für Winkel- und Linearbewegungen, was die Montage und Installation erleichtert LRE, außerdem sorgt es für eine Entlastung thermischer Spannungen und ermöglicht die Ablenkung der Kamera, um die Bewegung der Trägerrakete zu steuern; Rohrleitungen für die Gas- und Kraftstoffableitung von Generatoren; Geräte und Systeme Start eines Raketentriebwerks; Automatisierungseinheiten mit elektrischen Antrieben, pneumatischen, pyro- und hydraulischen Systemen sowie Vorrichtungen zur Betriebssteuerung LRE(auch für ihn Drosselung); Notfallschutzsystemeinheiten; Sensoren für Telemetrie-Messsysteme; elektrische Kabelkanäle zur Signalversorgung von Automatisierungseinheiten und zum Empfang von Signalen von Telemetriesensoren; Wärmeisolierende Abdeckungen und Schirme, die für die richtige Temperatur im Motorraum sorgen und Überhitzung oder Unterkühlung verhindern einzelne Elemente; Elemente des Tankdrucksystems (Wärmetauscher, Mischer usw.); Gimbal oder Montagerahmen LRE zur Trägerrakete (der Rahmen, der den Schub aufnimmt, ist auch das Element, auf dem der Motor montiert ist); oft - Lenkkammern und Düsen mit Systemen, die ihren Betrieb sicherstellen; Elemente der Mitgliederversammlung (Klammern, Verbindungselemente, Robben). Je nach Gerät unterscheiden sie sich Flüssigkeit blockieren Raketentriebwerke , Ein- und Mehrkammer (mit Stromversorgung mehrerer Kammern von einem TNA).

LRE Strahlkontrollsysteme gehören zu Triebwerken mit geringem Schub, ihr Gewicht erreicht normalerweise nicht 10 kg und ihre Höhe beträgt 0,5 m; Masse von vielen LRE wiegt nicht mehr als 0,5 kg und passt in Ihre Handfläche. Ein charakteristisches Merkmal dieser LRE ist der Betrieb im Pulsmodus (über mehrere Betriebsjahre des Raumfahrzeugs hinweg die Gesamtzahl der Starts). LRE kann mehrere Hunderttausend erreichen, und die Betriebszeit kann mehrere Stunden erreichen). Diese LRE sind einwandige Kammern, die mit Kraftstoff-Start- und Absperrventilen ausgestattet sind und für ausgelegt sind Verdrängungsvorschub hochsiedender Kraftstoff (zweikomponentig selbstentzündlich oder einkomponentig). Druck in den Brennkammern angegeben LRE, hauptsächlich bestimmt durch den Ladedruck der Fernsteuertanks und den hydraulischen Widerstand der Versorgungsleitungen, liegt im Bereich von 0,7-2,3 MPa. Befindet sich das Gas zur Druckbeaufschlagung von Kraftstofftanks in den Tanks selbst, sinkt sein Druck mit zunehmendem Kraftstoffverbrauch, was zu einer Verschlechterung der Leistung führt LRE. Relativ hoher spezifischer Impuls LRE(bis zu 3050 m/s für Zweikomponentenkraftstoff und bis zu 2350 m/s für Hydrazin) wird aufgrund der relativ großen Größe der Strahldüse erreicht, die die Expansion der Verbrennungsprodukte auf einen sehr niedrigen Druck gewährleistet. Trotz der geringen absoluten Masse LRE Bei reaktiven Steuersystemen ist ihre spezifische Masse hoch (bei einer Verringerung des Schubs von 500 auf 1 N steigt sie von etwa 5 auf 150 g/N).

LRE Raumschiffe nehmen in ihren Eigenschaften eine Zwischenstellung zwischen Mächtigen ein LRE Trägerraketen und LRE reaktive Kontrollsysteme. Ihre Schubkraft deckt den Bereich von Hunderten von N bis zu mehreren zehn kN ab und kann entweder ungeregelt oder einstellbar sein; Sie können ununterbrochen für Zehntelsekunden und mehrere Tausend Sekunden mit einer Startanzahl von 1 bis zu mehreren Zehnern arbeiten. In der angegebenen LRE Es werden die gleichen Kraftstoffarten verwendet wie in LRE Strahlkontrollsysteme (Einkomponentenkraftstoff wird nur verwendet in LRE geringer Schub).

Pläne für weitere Weltraumforschung LRE spielt eine große Rolle. Kraftvoll LRE, die auf den kosteneffizienten Einsatz effizienter Kraftstoffe ausgelegt sind, stehen weiterhin im Fokus. 1981 wurde ein Sauerstoff-Wasserstoff-Generator entwickelt LRE mit einem Schub von über 2 MN, der ein Flugzeug vom Start bis zum Einsetzen in die erdnahe Umlaufbahn beschleunigen soll. Dank der Fortschritte auf dem Gebiet der kryogenen Technologie und der Wärmedämmstoffe wird es möglich, etwas zu schaffen LRE auf niedrigsiedenden Brennstoffen, die einen hohen spezifischen Impuls entwickeln, zur Verwendung in Raumfahrzeugen im Weltraum. Fortschritte in der Entwicklung LRE Mit einer Schubkraft von bis zu mehreren zehn kN, die mit Kraftstoffen betrieben wird, die Fluor und seine Derivate enthalten (siehe beispielsweise RD-301), ist die Verwendung von Fluorkraftstoffen realistisch LRE in den oberen Stufen der Trägerrakete und in automatischen Raumfahrzeugen, die zu den Planeten fliegen. Bei Prüfstandstests im Jahr 1977 wurde ein experimenteller Sauerstoff-Wasserstoff entwickelt LRE(Schub 0,1 MN), der für diese Zwecke entwickelt wurde, wurde ein spezifischer Impuls von 4690 m/s erreicht. Es werden experimentelle Studien zu verschiedenen Problemen des Schaffens durchgeführt LRE An metallhaltiger Kraftstoff.

Zusammen mit der Entwicklung für LRE Für neue Kraftstoffe wird nach technischen Prinzipien gesucht, die eine weitere Effizienzsteigerung sowie eine Reduzierung von Größe und Gewicht ermöglichen LRE. Die durch die Erhöhung des Drucks in der Kammer erzielte Verbesserung der Parameter wird mit zunehmendem Druck und den Schwierigkeiten bei der Erzeugung weniger spürbar LRE nehmen immer mehr zu. Eine Erhöhung dieses Parameters über 25–30 MPa ist unwirksam und schwierig umzusetzen. Zeigt Interesse an LRE, ausgestattet Düsen mit zentralem Körper. Um die Kosten für den Start von Nutzlasten zu senken, LRE(für wiederverwendbare Raumfahrzeuge), ausgelegt für mehrere Dutzend Flüge und eine Lebensdauer von mehreren Stunden mit geringem Wartungsaufwand zwischen den Flügen.

Kosmische und Sonnenstrahlung, Logistik unter Schwerelosigkeitsbedingungen und mehr. Das schwierigste Problem besteht jedoch darin, das Raumschiff einfach in die Luft zu bringen. Auf einen Raketentriebwerk kann man nicht verzichten, deshalb befassen wir uns in diesem Artikel mit dieser besonderen Erfindung der Menschheit.

Einerseits sind Raketentriebwerke so einfach, dass man für einen kleinen Cent eine Rakete selbst bauen kann. Andererseits sind Raketentriebwerke (und ihre) so komplex, dass tatsächlich nur drei Länder auf der Welt damit beschäftigt sind, Menschen in die Umlaufbahn zu befördern.

Wenn Menschen an einen Motor denken, denken sie an Rotation. Z.B, Benzinmotor Das Auto erzeugt Rotationsenergie, um die Räder zu bewegen. Der Elektromotor erzeugt Rotationsenergie, um den Lüfter oder die Scheibe zu bewegen. Eine Dampfmaschine bewirkt das Gleiche, wenn sie eine Dampfturbine antreibt.

Raketentriebwerke unterscheiden sich grundlegend. Raketentriebwerke sind... Das Grundprinzip der Bewegung von Raketentriebwerken lautet: „Für jede Aktion gibt es eine gleiche und entgegengesetzte Reaktion.“ Ein Raketentriebwerk stößt Masse in eine Richtung aus und bewegt sich dank des Newtonschen Prinzips in die entgegengesetzte Richtung.

Das Konzept des „Ausstoßes von Masse und Bewegung nach dem Newtonschen Prinzip“ kann beim ersten Mal schwer zu verstehen sein, da nichts erkannt werden kann. Raketentriebwerke scheinen eher mit Feuer, Lärm und Druck zu arbeiten, als „Dinge anzuschieben“. Schauen wir uns einige Beispiele an, um ein umfassenderes Bild der Realität zu erhalten.

Wenn Sie jemals eine Waffe abgefeuert haben, vorzugsweise eine 12-Kaliber-Schrotflinte, dann wissen Sie, was Rückstoß ist. Wenn Sie eine Waffe abfeuern, trifft sie deutlich spürbar Ihre Schulter. Dieser Vorstoß ist die Reaktion. Die Schrotflinte schießt mit über 1000 km/h etwa 30 Gramm Metall in eine Richtung, und Ihre Schulter spürt den Rückstoß. Wenn Sie auf einem Skateboard oder in Rollschuhen stünden, würde der Schrotflintenstoß wie ein Düsentriebwerk wirken und Sie in die entgegengesetzte Richtung rollen lassen.

Wenn Sie jemals einen Feuerwehrschlauch in Aktion gesehen haben, ist Ihnen wahrscheinlich aufgefallen, dass er ziemlich schwer zu halten ist (manchmal halten ihn zwei oder drei Feuerwehrleute). Der Schlauch funktioniert wie ein Raketentriebwerk. Es schleudert Wasser in eine Richtung und die Feuerwehrleute setzen ihre Kräfte ein, um der Reaktion entgegenzuwirken. Wenn sie den Ärmel verfehlen, wird er überall herumgeworfen. Wenn die Feuerwehrleute auf Skateboards stünden, würde der Feuerwehrschlauch sie auf eine ordentliche Geschwindigkeit bringen.

Wenn Sie einen Ballon aufblasen und loslassen, fliegt er durch den Raum und stößt Luft aus, genau wie ein Raketentriebwerk. In diesem Fall lösen Sie Luftmoleküle aus dem Ballon. Viele Menschen glauben, dass Luftmoleküle nichts wiegen, aber das stimmt nicht. Wenn Sie sie vom Ball lösen, fliegt der Ball in die entgegengesetzte Richtung.

Ein weiteres Szenario, das helfen kann, Aktion und Reaktion zu erklären, ist Weltraumbaseball. Stellen Sie sich vor, Sie wären in einem Raumanzug unweit Ihres Raumschiffs ins All geflogen und hätten einen Baseball in der Hand. Wenn Sie ihn werfen, reagiert Ihr Körper in die entgegengesetzte Richtung des Balls. Nehmen wir an, es wiegt 450 Gramm und Ihr Körper wiegt zusammen mit dem Raumanzug 45 kg. Sie werfen einen Baseball, der fast ein Pfund wiegt, mit 34 km/h. Dabei beschleunigt man mit der Hand einen halben Kilogramm schweren Ball, sodass dieser eine Geschwindigkeit von 34 km/h erreicht. Ihr Körper reagiert in die entgegengesetzte Richtung, wiegt aber 100-mal mehr als der Ball. Es braucht also ein Hundertstel der Ballbeschleunigung, also 0,34 km/h.

Wenn Sie Ihrem Baseball mehr Schub verleihen möchten, haben Sie zwei Möglichkeiten: Erhöhen Sie seine Masse oder erhöhen Sie seine Beschleunigung. Sie können einen schwereren Ball werfen, die Bälle nacheinander werfen oder den Ball schneller werfen. Aber das ist alles.

Ein Raketentriebwerk stößt typischerweise Masse in Form eines Hochdruckgases aus. Der Motor schleudert eine Gasmasse in eine Richtung, um einen Strahlantrieb in die entgegengesetzte Richtung zu erzeugen. Die Masse ergibt sich aus dem Gewicht des Treibstoffs, der im Raketentriebwerk verbrennt. Durch den Verbrennungsprozess werden die Treibstoffmassen beschleunigt, sodass sie mit hoher Geschwindigkeit aus der Raketendüse austreten. Die Tatsache, dass ein Brennstoff bei der Verbrennung vom festen in den flüssigen Zustand übergeht, ändert in keiner Weise seine Masse. Wenn man ein Kilogramm Raketentreibstoff verbrennt, erzeugt man mit hoher Geschwindigkeit ein Kilogramm Abgase in Form heißer Gase. Der Verbrennungsprozess beschleunigt die Masse.

Die „Kraft“ eines Raketentriebwerks wird Schub genannt. Der Schub wird im metrischen System in Newton und in den USA in „Pfund Schub“ gemessen (4,45 Newton Schub entsprechen einem Pfund Schub). Ein Pfund Schub ist die Menge an Schub, die erforderlich ist, um ein 1 Pfund schweres Objekt (0,454 kg) relativ zur Schwerkraft der Erde stationär zu halten. Die Erdbeschleunigung beträgt 9,8 m/s².

Eines der lustigen Probleme bei Raketen ist, dass das Treibstoffgewicht normalerweise das 36-fache der Nutzlast beträgt. Denn neben der Tatsache, dass der Motor Gewicht heben muss, trägt das gleiche Gewicht auch zu seinem eigenen Auftrieb bei. Um einen winzigen Menschen ins All zu befördern, braucht man eine riesige Rakete und jede Menge Treibstoff.

Typische Geschwindigkeiten für Chemieraketen liegen zwischen 8.000 und 16.000 km/h. Der Treibstoff brennt etwa zwei Minuten lang und erzeugt beim Start einen Schub von 3,3 Millionen Pfund. Die drei Haupttriebwerke des Space Shuttles beispielsweise verbrennen acht Minuten lang Treibstoff und erzeugen während des Verbrennungsprozesses jeweils etwa 375.000 Pfund Schub.

Feststoffraketen: Treibstoffgemisch

Feststoffraketentriebwerke sind die ersten vom Menschen geschaffenen Triebwerke. Sie wurden vor Hunderten von Jahren in China erfunden und werden noch heute verwendet. Der rote Schein von Raketen wird in der Nationalhymne (geschrieben im frühen 19. Jahrhundert) besungen – in Anspielung auf kleine Festbrennstoff-Militärraketen, die zum Abfeuern von Bomben oder Brandsätzen eingesetzt werden. Wie Sie sehen, gibt es solche Raketen schon seit langer Zeit.

Die Idee hinter einer Feststoffrakete ist recht einfach. Sie müssen etwas erschaffen, das schnell brennt, aber nicht explodiert. Wie Sie wissen, ist Schießpulver nicht geeignet. Schießpulver besteht zu 75 % aus Nitrat (Salpeter), zu 15 % aus Kohle und zu 10 % aus Schwefel. In einem Raketentriebwerk sind keine Explosionen erforderlich – der Treibstoff muss brennen. Sie können die Mischung auf 72 % Nitrat, 24 % Kohle und 4 % Schwefel ändern. Anstelle von Schießpulver erhalten Sie Raketentreibstoff. Diese Mischung brennt schnell, explodiert jedoch nicht, wenn sie richtig geladen wird. Hier ist ein typisches Diagramm:

Feststoffraketen: Konfigurationen

Wenn man die Beschreibung moderner Feststoffraketen liest, findet man oft so etwas:

„Raketentreibstoff besteht aus Ammoniumperchlorat (Oxidationsmittel, 69,6 Gew.-%), Aluminium (Brennstoff, 16 %), Eisenoxid (Katalysator, 0,4 %), Polymer (Bindemittelmischung, die den Treibstoff zusammenhält, 12,04 %) und Epoxidharz-Härter (1,96 %). Die Perforation hat im vorderen Segment des Motors die Form eines 11-zackigen Sterns und in jedem der übrigen Segmente, einschließlich des Endsegments, die Form eines Doppelkegelstumpfes. Diese Konfiguration sorgt für einen hohen Schub bei der Zündung und reduziert den Schub dann 50 Sekunden nach dem Start um etwa ein Drittel, wodurch verhindert wird, dass die Vorrichtung bei maximalem dynamischen Druck überlastet wird.“ -NASA

Dies erklärt nicht nur die Zusammensetzung des Kraftstoffs, sondern auch die Form des in die Mitte des Kraftstoffs gebohrten Kanals. Eine „11-zackige Sternperforation“ könnte so aussehen:

Feststoffmotoren haben drei wichtige Funktionen Vorteile:

• Einfachheit
• niedrige Kosten
• Sicherheit

Aber es gibt zwei Mangel:

• Heißhunger kann nicht kontrolliert werden
• Nach der Zündung kann der Motor weder abgestellt noch neu gestartet werden

Nachteile bedeuten, dass Feststoffraketen für kurzzeitige Missionen (Raketen) oder Beschleunigungssysteme nützlich sind. Wenn Sie den Motor steuern müssen, müssen Sie auf das Flüssigkraftstoffsystem zurückgreifen.

Flüssigtreibstoffraketen

Im Jahr 1926 testete Robert Goddard den ersten Flüssigbrennstoffmotor. Sein Motor nutzte Benzin und flüssigen Sauerstoff. Er versuchte und löste auch eine Reihe grundlegender Probleme bei der Konstruktion von Raketentriebwerken, darunter Pumpmechanismen, Kühlstrategien und Lenkmechanismen. Dies sind die Probleme, die Flüssigtreibstoffraketen so schwierig machen.

Die Grundidee ist einfach. In den meisten Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken werden Treibstoff und ein Oxidationsmittel (wie Benzin und flüssiger Sauerstoff) in eine Brennkammer gepumpt. Dort verbrennen sie und erzeugen einen Strom heißer Gase mit hoher Geschwindigkeit und hohem Druck. Diese Gase passieren eine Düse, die sie noch weiter beschleunigt (in der Regel von 8.000 auf 16.000 km/h) und dann austritt. Nachfolgend finden Sie ein einfaches Diagramm.

• Flüssiger Wasserstoff und flüssiger Sauerstoff (die Haupttriebwerke der Raumfähren).
• Benzin und flüssiger Sauerstoff (Goddards erste Raketen).
• Kerosin und flüssiger Sauerstoff (verwendet auf der ersten Stufe von Saturn 5 im Apollo-Programm).
• Alkohol und flüssiger Sauerstoff (verwendet in deutschen V2-Raketen).
• Stickstofftetroxid/Monomethylhydrazin (wird in Cassini-Motoren verwendet).

Die Zukunft der Raketentriebwerke

Wir sind es gewohnt, chemische Raketentriebwerke zu sehen, die Treibstoff verbrennen, um Schub zu erzeugen. Aber es gibt noch viele andere Möglichkeiten, um Fuß zu fassen. Jedes System, das Masse bewegen kann. Wenn Sie einen Baseball auf unglaubliche Geschwindigkeiten beschleunigen wollen, brauchen Sie einen brauchbaren Raketentriebwerk. Das einzige Problem bei diesem Ansatz sind die Abgase, die durch den Raum gesaugt werden. Es ist dieses kleine Problem, das Raketeningenieure dazu veranlasst, Gase gegenüber brennenden Produkten vorzuziehen.

Viele Raketentriebwerke sind extrem klein. Beispielsweise erzeugen Lageregelungstriebwerke auf Satelliten überhaupt keinen großen Schub. Manchmal verbrauchen Satelliten praktisch keinen Treibstoff – unter Druck stehendes Stickstoffgas wird aus einem Tank durch eine Düse ausgestoßen.

Neue Designs müssen einen Weg finden, Ionen oder Atomteilchen auf hohe Geschwindigkeiten zu beschleunigen, um den Schub effizienter zu gestalten. In der Zwischenzeit werden wir es versuchen und abwarten, was Elon Musk sonst noch mit seinem SpaceX machen wird.

1) Untersuchung des Diagramms und Funktionsprinzips eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks (LPRE).

2) Bestimmung von Änderungen der Parameter des Arbeitsmediums entlang des Weges der Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerkskammer.

1. ALLGEMEINE INFORMATIONEN ÜBER LPRE

2.1. Zusammensetzung des Raketentriebwerks

Ein Strahltriebwerk wird genannt technisches Gerät, wodurch durch das Ausströmen des Arbeitsmediums Schub erzeugt wird. Strahltriebwerke beschleunigen fahrende Fahrzeuge verschiedene Arten.

Ein Raketentriebwerk ist ein Strahltriebwerk, das nur die an Bord eines fahrenden Fahrzeugs verfügbaren Stoffe und Energiequellen nutzt.

Ein Flüssigkeitsraketentriebwerk (LPRE) ist ein Raketentriebwerk, das für den Betrieb Treibstoff (die primäre Energiequelle und Arbeitsflüssigkeit) in flüssigem Aggregatzustand verwendet.

Im Allgemeinen besteht das Raketentriebwerk aus:

2-Turbopumpeneinheiten (TNA);

3- Gasgeneratoren;

4- Rohrleitungen;

5- Automatisierungseinheiten;

6- Hilfsgeräte

Ein oder mehrere Flüssigtreibstofftriebwerke bilden zusammen mit einem pneumatisch-hydraulischen System (PGS) zur Treibstoffversorgung der Triebwerkskammern und Hilfsaggregate der Raketenstufe ein Flüssigtreibstoff-Raketenantriebssystem (LPRE).

Flüssiger Raketentreibstoff (LRF) verwendet einen Stoff oder mehrere Stoffe (Oxidationsmittel, Treibstoff), die zur Exotherme fähig sind chemische Reaktionen bilden Hochtemperatur-Verbrennungsprodukte (Zersetzung). Diese Produkte sind die Arbeitsflüssigkeit des Motors.

Jede LRE-Kammer besteht aus einer Brennkammer und einer Düse. In der Kammer des Flüssigtreibstoffmotors wird die primäre chemische Energie des flüssigen Kraftstoffs in die endgültige kinetische Energie des gasförmigen Arbeitsmediums umgewandelt, wodurch die Reaktionskraft der Kammer entsteht.

Eine separate Turbopumpeneinheit eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks besteht aus Pumpen und einer sie antreibenden Turbine. Die TNA stellt die Versorgung der Kammern und Gasgeneratoren des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks mit flüssigen Treibstoffkomponenten sicher.

Ein Flüssigtreibstoff-Gasgenerator für Raketentriebwerke ist eine Einheit, in der der Haupt- oder Hilfsbrennstoff in Gaserzeugungsprodukte umgewandelt wird, die als Arbeitsflüssigkeit der Turbine und als Arbeitsflüssigkeiten des Drucksystems für Tanks mit flüssigen Raketentriebwerkskomponenten verwendet werden.

Das LRE-Automatisierungssystem besteht aus einer Reihe von Geräten (Ventilen, Reglern, Sensoren usw.) verschiedener Art: elektrisch, mechanisch, hydraulisch, pneumatisch, pyrotechnisch usw. Automatisierungseinheiten sorgen für die Inbetriebnahme, Steuerung, Regelung und Abschaltung des LRE.

LRE-Parameter

Die wichtigsten Traktionsparameter des Raketentriebwerks sind:

Die Reaktionskraft eines Raketentriebwerks – R – ist die Resultierende aus Gas und hydrodynamischen Kräften, die auf die Innenflächen des Raketentriebwerks wirken, wenn Materie aus ihm ausströmt;

Schub des Raketentriebwerks – R – die Resultierende aus der Reaktionskraft des Raketentriebwerks (R) und allen Druckkräften Umfeld, die mit Ausnahme äußerer Luftwiderstandskräfte auf die Außenflächen des Motors wirken;

LRE-Schubimpuls – I – Integral des LRE-Schubs über seine Betriebszeit;

Spezifischer Schubimpuls eines Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks – I y – Schubverhältnis (P) zu Massenstrom Treibstoff () Flüssigkeitsraketentriebwerk.

Die Hauptparameter, die die in der flüssigen Raketentriebwerkskammer ablaufenden Prozesse charakterisieren, sind Druck (p), Temperatur (T) und Durchflussrate (W) der Verbrennungsprodukte (Zersetzungsprodukte) von flüssigem Raketentreibstoff. Dabei werden die Werte der Parameter am Eintritt in die Düse (Abschnittsindex „c“) sowie im kritischen („*“) und Austrittsabschnitt („a“) der Düse besonders hervorgehoben .

Die Berechnung der Parameterwerte in verschiedenen Abschnitten des Düsenwegs des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks und die Bestimmung der Traktionsparameter des Triebwerks erfolgen unter Verwendung der entsprechenden thermogasdynamischen Gleichungen. Eine ungefähre Methode für eine solche Berechnung wird in Abschnitt 4 dieses Handbuchs erläutert.

1. DIAGRAMM UND FUNKTIONSPRINZIP DES RD-214 LPRE

3.1. allgemeine Charakteristiken Flüssigkeitsraketenmotor „RD-214“

Das Flüssigkeitsraketentriebwerk RD-214 wird seit 1957 in der häuslichen Praxis eingesetzt. Seit 1962 ist es auf der 1. Stufe der mehrstufigen Cosmos-Trägerraketen installiert, mit deren Hilfe viele Satelliten der Cosmos- und Interkomos-Serie in erdnahe Umlaufbahnen gebracht wurden.

Der Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk RD-214 verfügt über ein Pumpen-Kraftstoffversorgungssystem. Der Motor wird mit einem hochsiedenden Salpetersäure-Oxidationsmittel (einer Lösung aus Stickoxiden) betrieben Salpetersäure) und Kohlenwasserstoffbrennstoffe (Kerosinverarbeitungsprodukte). Für den Gasgenerator wird eine spezielle Komponente verwendet – flüssiges Wasserstoffperoxid.

Die wichtigsten Motorparameter haben folgende Bedeutung:

Schub im Hohlraum P p = 726 kN;

Spezifischer Schubimpuls im Vakuum I pack = 2590 N×s/kg;

Gasdruck in der Brennkammer p k = 4,4 MPa;

Gasausdehnungsverhältnis in der Düse e = 64

Der Flüssigkeitsraketenmotor „RD-214“ (Abb. 1) besteht aus:

Vier Kameras (Pos. 6);

Eine Turbopumpeneinheit (TPU) (Pos. 1, 2, 3, 4);

Gasgenerator (Pos. 5);

Rohrleitungen;

Automatisierungseinheiten (Pos. 7, 8)

Der Motor THA besteht aus einer Oxidationsmittelpumpe (Pos. 2), einer Kraftstoffpumpe (Pos. 3), einer Wasserstoffperoxidpumpe (Pos. 4) und einer Turbine (Pos. 1). Die Rotoren (rotierende Teile) der Pumpen und Turbinen sind durch eine Welle verbunden.

Die Einheiten und Komponenten, die die Triebwerkskammer, den Gasgenerator und die Turbine mit Komponenten versorgen, sind in drei separaten Systemen – Leitungen – zusammengefasst:

Oxidationsmittel-Versorgungssystem

Kraftstoffversorgungssystem

Wasserstoffperoxid-Dampf- und Gaserzeugungssystem.

Abb.1. Diagramm des Flüssigkeitsraketentriebwerks

1 – Turbine; 2 – Oxidationsmittelpumpe; 3 – Kraftstoffpumpe;

4 – Wasserstoffperoxidpumpe; 5 – Gasgenerator (Reaktor);

6 – Motorraum; 7, 8 – Automatisierungselemente.

3.2. Eigenschaften der Flüssigkeitsraketentriebwerke RD-214

3.2.1. Flüssigkeitsraketentriebwerkskammer

Die vier LRE-Kammern sind über zwei Abschnitte mit Bolzen zu einem einzigen Block verbunden.

Jede LRE-Kammer (Pos. 6) besteht aus einem Mischkopf und einem Gehäuse. Der Mischkopf besteht aus oberen, mittleren und unteren (Feuer-)Böden. Zwischen dem oberen und dem mittleren Boden wird ein Hohlraum für das Oxidationsmittel gebildet, und zwischen dem mittleren und dem Feuerboden wird ein Hohlraum für den Brennstoff gebildet. Jeder der Hohlräume ist über entsprechende Düsen mit dem Innenvolumen des Motorgehäuses verbunden.

Beim Betrieb des Flüssigtreibstoffmotors werden flüssige Treibstoffkomponenten durch den Mischkopf und seine Düsen zugeführt, versprüht und vermischt.

Das Gehäuse der Flüumfasst einen Teil der Brennkammer und eine Düse. Die Düse des Flüssigkeitsraketentriebwerks ist eine Überschalldüse und hat einen konvergierenden und divergierenden Teil.

Das LRE-Kammergehäuse ist doppelwandig. Die Innenwände (Feuer) und Außenwände (Strom) des Gehäuses sind durch Abstandshalter miteinander verbunden. Gleichzeitig werden mit Hilfe von Abstandshaltern zwischen den Wänden Kanäle für den Flüssigkeitskühlweg des Gehäuses gebildet. Als Kühlmittel wird Kraftstoff verwendet.

Während des Motorbetriebs wird dem Kühlpfad Kraftstoff über spezielle Verteilerrohre am Ende der Düse zugeführt. Nach Durchlaufen des Kühlpfades gelangt der Brennstoff in den entsprechenden Hohlraum des Mischkopfes und wird über Düsen in die Brennkammer eingeleitet. Gleichzeitig gelangt das Oxidationsmittel durch einen weiteren Hohlraum des Mischkopfes und die entsprechenden Düsen in die Brennkammer.

Im Volumen der Brennkammer kommt es zur Zerstäubung, Vermischung und Verbrennung flüssiger Brennstoffbestandteile. Dadurch entsteht ein gasförmiges Arbeitsmedium des Motors mit hoher Temperatur.

Anschließend wird in der Überschalldüse die Wärmeenergie des Arbeitsmediums in die kinetische Energie seines Strahls umgewandelt, an dessen Ende der Schub des Raketentriebwerks entsteht.

3.2.2. Gasgenerator- und Turbopumpeneinheit

Der Gasgenerator (Abb. 1, Pos. 5) ist eine Einheit, in der flüssiges Wasserstoffperoxid durch exotherme Zersetzung in ein Hochtemperaturdampf-Arbeitsmedium der Turbine umgewandelt wird.

Die Turbopumpeneinheit sorgt für die Druckversorgung der Motorkammer und des Gasgenerators mit flüssigen Kraftstoffkomponenten.

TNA besteht aus (Abb. 1):

Sch(Pos. 2);

Sch(Pos. 3);

Wasserstoffperoxid-Kreiselpumpe (Pos. 4);

Gasturbine(Gegenstand 1).

Jede Pumpe und Turbine verfügt über einen stationären Stator und einen rotierenden Rotor. Die Rotoren der Pumpen und Turbinen haben eine gemeinsame Welle, die aus zwei Teilen besteht, die durch eine Feder verbunden sind.

Die Turbine (Pos. 1) treibt die Pumpen an. Die Hauptelemente des Turbinenstators sind das Gehäuse und der Düsenapparat, und der Rotor ist die Welle und das Laufrad mit Schaufeln. Während des Betriebs wird der Turbine vom Gasgenerator Peroxidgas zugeführt. Wenn Dampfgas durch die Düsenvorrichtung und die Schaufeln des Turbinenlaufrads strömt, wird seine Wärmeenergie in mechanische Rotationsenergie des Rads und der Turbinenrotorwelle umgewandelt. Das Abgas wird im Auslasskrümmer des Turbinengehäuses gesammelt und über spezielle Abfalldüsen in die Atmosphäre abgegeben. In diesem Fall wird ein zusätzlicher Schub des Raketentriebwerks erzeugt.

Oxidationsmittelpumpen (Pos. 2) und Kraftstoffpumpen (Pos. 3) sind vom Typ Schraubenzentrifuge. Die Hauptelemente jeder Pumpe sind das Gehäuse und der Rotor. Der Rotor besteht aus einer Welle, einer Schnecke und einem Schleuderrad mit Schaufeln. Während des Betriebs wird der Pumpe über eine gemeinsame Welle mechanische Energie von der Turbine zugeführt und sorgt so für die Drehung des Pumpenrotors. Durch die Einwirkung der Schneckenflügel und des Schleuderrades auf die von den Pumpen geförderte Flüssigkeit (Kraftstoffkomponente) wird die mechanische Rotationsenergie des Pumpenrotors in potentielle Energie des Flüssigkeitsdrucks umgewandelt, die die Versorgung der Komponente gewährleistet zum Motorraum. Vor dem Schleuderrad der Pumpe ist eine Schnecke installiert, um den Flüssigkeitsdruck am Einlass in die Zwischenschaufelkanäle des Laufrads vorläufig zu erhöhen, um ein Kaltsieden der Flüssigkeit (Kavitation) und eine Unterbrechung ihrer Kontinuität zu verhindern. Störungen der Kontinuität der Strömung einer Komponente können zu einer Instabilität des Kraftstoffverbrennungsprozesses in der Motorkammer und folglich zu einer Instabilität des Betriebs des Flüssigtreibstoffmotors insgesamt führen.

Zur Versorgung des Gasgenerators mit Wasserstoffperoxid dient eine Kreiselpumpe (Pos. 4). Die relativ geringe Förderleistung des Bauteils schafft Voraussetzungen für einen kavitationsfreien Betrieb der Kreiselpumpe, ohne dass eine Schraubenvorpumpe vorgeschaltet werden muss.

3.3. Funktionsprinzip des Motors

Das Starten, Steuern und Stoppen des Triebwerks erfolgt automatisch durch elektrische Befehle der Rakete an die entsprechenden Automatisierungselemente.

Zur Erstzündung von Kraftstoffkomponenten wird ein spezieller Startbrennstoff verwendet, der mit einem Oxidationsmittel selbstentzündlich ist. Der Startkraftstoff füllt zunächst einen kleinen Abschnitt der Rohrleitung vor der Kraftstoffpumpe. Im Moment des Starts des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks gelangen Starttreibstoff und Oxidationsmittel in die Kammer, es kommt zu ihrer Selbstentzündung und erst dann beginnen die Hauptbestandteile des Treibstoffs der Kammer zugeführt zu werden.

Während des Motorbetriebs durchläuft das Oxidationsmittel nacheinander die Elemente und Baugruppen der Hauptleitung (des Hauptsystems), einschließlich:

Verteilerventil;

Oxidationsmittelpumpe;

Oxidationsventil;

Motorkammer-Mischkopf.

Der Kraftstoff fließt durch eine Rohrleitung, die Folgendes umfasst:

Verteilerventile;

Benzinpumpe;

Verteiler und Kühlpfad der Motorkammer;

Mischkopf der Kammer.

Wasserstoffperoxid und das entstehende Dampfgas passieren nacheinander die Elemente und Einheiten des Dampf- und Gaserzeugungssystems, einschließlich:

Verteilerventil;

Wasserstoffperoxidpumpe;

Hydraulisches Reduzierstück;

Gasgenerator;

Turbinendüsenapparate;

Turbinenlaufradschaufeln;

Turbinenverteiler;

Abfalldüsen.

Durch die kontinuierliche Versorgung der Triebwerkskammer mit Treibstoffkomponenten durch die Turbopumpeneinheit, deren Verbrennung unter Bildung eines Hochtemperatur-Arbeitsmediums und den Austritt des Arbeitsmediums aus der Kammer entsteht der Schub des Raketentriebwerks.

Die Variation des Triebwerksschubwerts während seines Betriebs wird durch Änderung der Durchflussmenge des dem Gasgenerator zugeführten Wasserstoffperoxids sichergestellt. Gleichzeitig ändert sich die Leistung der Turbine und der Pumpen und damit auch die Versorgung der Triebwerkskammer mit Kraftstoffkomponenten.

Das Stoppen des Flüssigtreibstoffmotors erfolgt in zwei Stufen über automatische Elemente. Vom Hauptmodus aus wird das Triebwerk zunächst in den Endbetriebsmodus mit weniger Schub überführt und erst dann vollständig abgeschaltet.

1. ARBEITSVERFAHREN

4.1. Umfang und Reihenfolge der Arbeiten

Bei der Ausführung der Arbeiten werden die folgenden Aktionen nacheinander ausgeführt.

1) Das Design des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks RD-214 wird untersucht. Berücksichtigt werden der Zweck und die Zusammensetzung des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks, die Konstruktion der Einheiten und das Funktionsprinzip des Triebwerks.

2) Die geometrischen Parameter der Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerksdüse werden gemessen. Der Durchmesser der Einlass- („c“), kritischen („*“) und Auslassabschnitte („a“) der Düse (D c, D *, D a) wird ermittelt.

3) Der Wert der Parameter des Arbeitsmediums des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks im Einlass-, kritischen und Auslassabschnitt der Düse des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks wird berechnet.

Basierend auf den Berechnungsergebnissen wird ein verallgemeinertes Diagramm der Änderungen der Temperatur (T), des Drucks (p) und der Geschwindigkeit (W) des Arbeitsmediums entlang des Düsenwegs (L) des Flüssigtreibstoffmotors erstellt.

4) Die Traktionsparameter des Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerks werden im Auslegungsbetriebsmodus der Düse () bestimmt.

4.2. Ausgangsdaten zur Berechnung der Parameter des Raketentriebwerks RD-214

Gasdruck in der Kammer (siehe Option)

Temperatur der Gase in der Kammer

Gaskonstante

Isoentropischer Exponent

Funktion

Es wird davon ausgegangen, dass die Prozesse in der Kammer ohne Energieverlust ablaufen. In diesem Fall sind die Energieverlustkoeffizienten in Brennkammer und Düse jeweils gleich

Düsenbetriebsart wird berechnet (Index „ R»).

Durch die Messung wird Folgendes ermittelt:

Durchmesser des kritischen Abschnitts der Düse;

Durchmesser des Düsenaustrittsabschnitts.

4.3. Reihenfolge der Berechnung der Parameter des Raketentriebwerks

A) Die Parameter im Düsenaustrittsabschnitt („a“) werden in der folgenden Reihenfolge ermittelt.

1) Düsenaustrittsbereich

2) Kritischer Querschnittsbereich der Düse

3) Geometrischer Abschluss Gasexpansion