Space Exploration Technologies

Общие сведения об устройстве космических ЖРД

ЖРД работают по принципу превращения потенциальной химической энергии жидкого топлива в кинетическую энергию истекающих из двигателя газов; при этом возникает сила отдачи, противоположно направленная газовой струе и называемая реактивной силой, или тягой. Следует отметить, что ЖРД является лишь частью ракетной двигательной установки, в которую входят также топливные баки, арматура и трубопроводы, соединяющие ЖРД с баками.

Топливо ЖРД может быть двухкомпонентным и однокомпонентным (монотопливо). Двухкомпонентное топливо состоит из жидкого окислителя (кислород, окислы азота и т. д.) и жидкого горючего (водород, углеводороды и т. д.), хранящихся в отдельных баках. Монотопливо представляет собой жидкость (например, гидразин), способную к каталитическому разложению.

Превращение жидкого топлива в реактивную газовую струю происходит в камере, которая является основным и непременным элементом любого ЖРД. Камера, работающая на двухкомпонентном топливе, содержит камеру сгорания, в которой окислитель и горючее взаимодействуют друг с другом (сгорают) с образованием высокотемпературного газа, и реактивное сверхзвуковое сопло, в котором образовавшийся газ разгоняется до скорости, превышающей скорость звука. Полное сгорание топлива достигается предварительным распылом и перемешиванием окислителя и горючего с помощью смесительной головки, снабженной форсунками. Температура газа в камере достигает нескольких тысяч градусов, и поэтому для целостности конструкции камеры в этих условиях необходимо непрерывное ее охлаждение. Оно может осуществляться, например, с помощью горючего, протекающего перед поступлением в смесительную головку по каналам в корпусе камеры. Такой способ охлаждения называется регенеративным.

Камера, работающая на двухкомпонентном топливе, и ее рабочий процесс представлены на рисунке.

Камера ЖРД, работающая на монотопливе, содержит так называемую камеру разложентгя, в которой жидкое топливо превращается в газ в присутствии катализатора. Им может быть либо жидкость, поступающая в камеру из отдельной емкости, либо твердое вещество, размещенное в самой камере.

. Схема камеры ЖРД на двухкомпонентном топливе и изменение параметров газа по ее длине l:
1 - окислитель;
2 - смесительная головка;
3 - камера сгорания;
4 - дозвуковая часть сопла;
5 - сверхзвуковая часть сопла;
6 - тракт охлаждения;
7 - горючее

Космические ЖРД делятся на двигатели с вытеснительной подачей топлива и с насосной. В ЖРД первого типа топливо поступает в камеру из баков вследствие вытеснения его газами, поступающими, например, из специальных баллонов. ЖРД с насосной подачей отличается от описанного наличием турбонасосного агрегата и газогенератора. Турбонасосный агрегат содержит топливные насосы (обычно центробежного типа) и приводящую их в действие газовую турбину, вращаемую газом, который вырабатывается в упомянутом газогенераторе; отработанный газ может выбрасываться в выхлопной патрубок.

ЖРД с насосной подачей топлива представлен на следующем рисунке в составе двигательной установки.

В общем случае тяга космического ЖРД слагается из тяги камер (основная составляющая) и тяги выхлопных патрубков турбин. При этом тяга камеры определяется как Pk = mwa + Fa(pa - pn), где m - масса топлива, расходуемая камерой в 1 с; wa - скорость истечения газов; Fа - площадь выходного сечения камеры; ра - давление газов на выходе из камеры; рn - давление окружающей среды.

Схема двигательной установки с ЖРД с насосной подачей топлива: а - ЖРД; 1- выхлопной патрубок турбины; 2 - насос окислителя; 3 - насос горючего; 4 - бак горючего; 5 - бак окислителя; 6 - турбина; 7 - газогенератор; 8 - камера

Отношение тяги к расходу топлива (обозначаемое как Iy) имеет размерность скорости и называется удельным импульсом (ЖРД, камеры). Этот параметр характеризует экономичность ЖРД. Из известной формулы Циолковского, которую можно записать как

lnM0/Mk = vk/Iy (здесь Mk и М0 - соответственно конечная и начальная массы ракетного аппарата, а vk - конечная скорость аппарата), с очевидностью следует, что даже небольшое увеличение Iy ведет к существенному увеличению допустимого отношения Mk/M0, т. е. при прочих равных условиях - к существенному увеличению полезного груза ракетного аппарата. Как видно из приведенной формулы для Pk, тяга и удельный импульс ЖРД возрастают с увеличением высоты полета. Поскольку первое слагаемое в этой формуле существенно больше второго и, кроме того, через камеру расходуется основная масса топлива ЖРД, то удельный импульс ЖРД приближенно равен скорости истечения газов из камеры и его можно определить следующим образом:

Iy2 = wa2 = 16641 (Tk [1- {pa/pk}y]/uy

где Tk - температура газа в камере сгорания (разложения); pk и pa- давление газа соответственно в камере сгорания и на выходе из сопла; y - молекулярный вес газа в камере сгорания; u- коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u= 15).

Значения параметров Tk, y и u в основном определяются типом ракетного топлива. При одинаковой теплоемкости топлив продуктам большей калорийности соответствует большее значение Tk и, следовательно, Iy. Параметр yопределяет газопроизводительность топлива: чем меньше y, тем больше газов образуется в камере и тем выше Iy.

Двухкомпонентным топливам соответствуют намного большие значения Iy, нежели однокомпонентным. К сожалению, топлива, обеспечивающие получение наивысшего удельного импульса, имеют малую плотность и, следовательно, требуют для своего размещения громоздких (а значит, и тяжелых) топливных баков, что снижает эффективность этих топлив.

Если параметры Tk, y и u определяются типом ракетного топлива, то значения рк и ра, выбираются при конструировании двигателя. ЖРД, обеспечивающие старт космических ракет, обычно проектируются на ра = 0,4-0,7 атм, а ЖРД, работающие на последующих этапах космического полета, - на меньшие значения ра (до сотых долей атмосферы). При выборе величины ра учитывается, в частности, тот факт, что с уменьшением этого параметра возрастают габариты и вес сопла.

Увеличение давления в камере сгорания (рк) является действенным средством повышения удельного импульса, поскольку с увеличением давления рк (при выбранном ра) уменьшается отношение рак.

Увеличение давления рк приводит и к уменьшению габаритов камеры. По этим причинам давление в камере относят к числу основных параметров, характеризующих степень технического совершенства ЖРД. Величина рк для космических ЖРД с вытеснительной подачей топлива составляет обычно около 10 атм; для ЖРД с насосной подачей рк - значительно выше и достигает сотен атмосфер. Последние двигатели лучше ЖРД первого типа как по экономичности и габаритам, так и в весовом отношении: они характеризуются меньшим удельным весом (весом ЖРД, в килограммах, приходящимся на 1 т тяги).

Хотя в случае ЖРД с насосной подачей топливные баки находятся под давлением газа (давление наддува баков), однако это давление меньше, чем в случае ЖРД с вытеснительной подачей, а следовательно, топливные баки легче.

Насосная подача применяется в настоящее время только в ЖРД, работающих на двухкомпонентном топливе. За редким исключением, все ЖРД с тягой более 10 т содержат турбонасосные агрегаты.

Отметим в заключение, что при выборе типа ракетного топлива, рабочих параметров и схемы ЖРД учитываются (наряду с изложенными общими соображениями): возможность сохранности ракетного топлива в условиях космического полета, режим работы ЖРД, надежность ракетной двигательной установки и многие другие факторы.